JP2000345858A - ジェットエンジンおよび航空機、並びにジェットエンジン用整流パネル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 渦によるエネルギー損失を抑制できること。 【解決手段】 ターボファン１のエンジンナセル４の前
方に、ハニカム構造の整流パネル５を設けた。この整流
パネル５が、機体で発生した渦を平行な流れに変換する
ので、ファンブレード３２などで起こるエネルギー損失
を抑制することができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、渦に起因するエ
ネルギー損失を抑制できるジェットエンジンおよび航空
機、並びにジェットエンジン用整流パネルに関する。

【０００２】

【従来の技術】ジェットエンジンは、航空機用エンジン
として最も多く使用されており、一般的なものとして、
ターボジェット、ターボフロップ、ターボファン、ラム
ジェットなどが知られている。これらのジェットエンジ
ンは、いずれも作動流体として空気を利用し、吸い込ん
だ空気を後方に噴出することにより、推力を得ている。
つぎに、航空機用として多く採用されているターボファ
ンを例に挙げて説明する。

【０００３】図９は、従来におけるターボファンの一例
を示す断面図である。図１０は、図９に示したターボフ
ァンを示す斜視図である。この２軸ターボファン９０１
は、圧縮室９０２、燃焼室９０３およびタービン９０４
からなるコアエンジン９０５の前方に大口径のファン９
０６を配置し、その一方、コアエンジン９０５の後方に
ファンタービン９０７を配置し、当該ファン９０６およ
びファンタービン９０７を軸でつないだ構造である。コ
アエンジン９０５などは、エンジンナセル９０８内に収
容されている。

【０００４】ファン９０６により圧縮された空気は、そ
の一部がそのまま後方に増速して噴出し、推力として作
用する。残りの空気はコアエンジン９０５に送られ、当
該コアエンジン９０５にて圧縮され、燃焼室９０３にて
燃料を燃焼する。このコアエンジン９０５から噴出する
排気が推力として作用すると共に当該排気によりタービ
ン９０４およびファンタービン９０７が回転力を得る。
タービン９０４の回転は、軸を介して圧縮機９０２に伝
達される。また、ファンタービン９０７の回転は、軸を
介してファン９０６に伝達される。

【０００５】このターボファン９０１では、熱い排気の
周辺を冷たい空気で包むことができるから、騒音を減ら
すことが可能であり、かつ、燃料消費量を少なくするこ
とができる。このターボファン９０１の機体への取り付
け形式は、さまざまである。たとえば、パイロンを介し
て主翼に取り付けたり、垂直尾翼にストレート形のダク
トを設け、その後部に取り付けたりする。また、空気取
込口をＳ形状にして機体の後部に取り付ける場合もあ
る。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記従
来のターボファン９０１では、エンジンに流入する空気
が直接エンジンのファンブレード９６１に達することに
なる。このため、翼端部から生じる自由渦や、鈍頭体後
方に発生するカルマン渦列などに起因したエネルギー損
失を受けやすくなるという問題点があった。特に、ター
ボファン９０１を垂直尾翼などの機体後部に取り付ける
場合にエネルギー損失を発生しやすくなる。

【０００７】また、低高度にて鳥がエンジン内に侵入
し、ファンブレード９６１を損傷させるという問題があ
る。かかる鳥問題に対しては、従来、エンジン・スピナ
に巨大な目玉模様を設けるなどして対処しているが、上
記エネルギー損失と合わせて鳥問題を解消できればなお
よい。

【０００８】この発明は、上記に鑑みてなされたもので
あって、渦によるエネルギー損失を抑制でき、好ましく
は鳥問題を解決可能なジェットエンジンおよび航空機、
並びにジェットエンジン用整流パネルを提供することを
目的とする。

【０００９】

【課題を解決するための手段】上述の目的を達成するた
めに、請求項１にかかるジェットエンジンは、取り込ん
だ空気をブレードにより構成した圧縮機を用いて圧縮
し、これを燃焼させることで熱気を後方に噴き出し、動
力を得るジェットエンジンにおいて、前記空気を取り込
む部分に、発生した渦を整流する整流パネルを設けたも
のである。

【００１０】航空機の機体には、自由渦（縦渦）、カル
マン渦、剥離渦などが生じ、これがジェットエンジンに
エネルギー損失を発生させるが、前記整流パネルを空気
取り込み部分に設けることで、発生した渦を整流するこ
とができる。このため、ブレードで起こるエネルギー損
失を最小限に抑えることができる。また、機体の迎角を
大きく取ることができる。また、整流パネルの構造によ
っては、鳥の直接侵入を防止することもできる。

【００１１】また、請求項２にかかるジェットエンジン
は、上記ジェットエンジンにおいて、さらに、前記整流
パネルを、ハニカムその他のエンジン軸方向に厚みを有
する多孔状体としたものである。

【００１２】たとえばハニカムは、渦の整流作用に適し
ている他、エンジン軸方向の圧縮強度が高いため、鳥の
衝突にも耐えることができる。このため、エンジンナセ
ル内に鳥が直接侵入してブレードに衝突するのを防止で
きるから、当該ブレードの損傷を低減することができ
る。なお、多孔状体には、ハニカムの他、格子状体など
も含まれる。

【００１３】また、請求項３にかかる航空機は、機体前
方に対して開口している空気取込口を有し、この空気取
込口の後部にジェットエンジンを設けた航空機におい
て、前記空気取込口の一部に、発生した渦を整流する整
流パネルを設けたものである。

【００１４】たとえばストレート形、Ｓ形の空気取込口
の一部に整流パネルを設けることにより、航空機の機体
により生じた渦を整流した状態でジェットエンジンに供
給することができる。このため、ブレードで起こるエネ
ルギー損失を最小限に抑えることができる。また、機体
の迎角を大きく取ることができる。また、整流パネルの
構造または位置によっては、鳥の直接侵入を防止するこ
ともできる。たとえば空気取込口の前部に整流パネルを
設けるようにすれば、鳥の直接侵入を防止できると共
に、空気取込口に残る鳥の残骸を低減できる。

【００１５】また、請求項４にかかる航空機は、上記航
空機において、さらに、前記整流パネルを、ハニカムそ
の他のエンジン軸方向に厚みを有する多孔状体にしたも
のである。

【００１６】たとえばハニカムは、渦の整流作用に適し
ている他、エンジン軸方向の圧縮強度が高いため、鳥の
衝突にも耐えることができる。このため、鳥がブレード
に直接衝突するのを防止できる。また、空気取込口の前
部に整流パネルを設けることにより、空気取込口への鳥
の直接侵入を防止することができる。この結果、ブレー
ドの損傷を低減することができる。なお、多孔状体に
は、ハニカムの他、格子状体なども含まれる。

【００１７】また、請求項５にかかるジェットエンジン
用整流パネルは、航空機に用いるジェットエンジンの空
気取り込み側に装着可能であり、このジェットエンジン
の略軸方向に複数の整流孔を有し、航空機の機体から発
生する渦を整流するようにしたものである。

【００１８】この整流パネルをジェットエンジンの空気
取り込み側に装着することにより、発生した渦を整流し
てエンジンナセル内に空気を取り込むことができる。こ
のため、ブレードで起こるエネルギー損失を最小限に抑
えることができる。また、機体の迎角を大きく取ること
ができる。また、整流パネルの構造によっては、エンジ
ン内への鳥の直接侵入を防止することもできる。

【００１９】また、請求項６にかかるジェットエンジン
用整流パネルは、上記ジェットエンジン用整流パネルに
おいて、さらに、前記整流パネルを、ハニカムその他の
エンジン軸方向に厚みを有する多孔状体にしたものであ
る。

【００２０】エンジン軸方向に厚みを有する多孔状体
は、当該エンジン軸方向の圧縮強度が強い。このため、
鳥の衝突にも十分に耐えることができる。このため、鳥
がブレードに直接衝突するのを防止し、ブレードの損傷
を低減することができる。なお、多孔状体には、ハニカ
ムや格子状体などが含まれる。

【００２１】

【発明の実施の形態】以下、この発明にかかるジェット
エンジンおよび航空機、並びにジェットエンジン用整流
パネルの実施の形態を、図面を参照しつつ詳細に説明す
る。なお、この実施の形態によりこの発明が限定される
ものではない。

【００２２】（実施の形態１）図１は、この発明の実施
の形態１にかかるターボファンを示す断面図である。図
２は、図１に示したターボファンを示す斜視図である。
このターボファン１は、コアエンジン２にファン３を設
けた構造であり、ファン３とコアエンジン２の排気によ
って推力を得るものである。コアエンジン２の吸気側に
は圧縮機２１が設けられている。圧縮機２１は、複数の
静翼および動翼から構成されている。圧縮機２１の後段
には燃焼室２２が設けられており、この燃焼室２２には
燃料噴射弁２３が設けられている。燃焼室２２の後段に
はタービン２４が形成され、このタービン２４の後にフ
ァンタービン３１が設けられている。ファンタービン３
１の回転軸は前記ファンブレード３２と結合しており、
ファンタービン３１の回転に伴いファンブレード３２も
回転する。

【００２３】また、このターボファン１は、筒状のエン
ジンナセル４内に収容されている。エンジンナセル４に
は、当該エンジンナセル４に対して着脱可能なエンジン
カウル（図示省略）が設けられている。エンジンナセル
４の後部には、排気ノズル４１が形成されている。ま
た、ファンブレード３２の後部には、ファンノズル３３
が形成されている。燃焼室２２やタービン２４などの排
気系統には、主としてニッケル基やコバルト基の耐熱合
金が用いられている。

【００２４】つぎに、エンジンナセル４内のファン３前
面には、整流パネル５が設けられている。この整流パネ
ル５は、エンジンナセル４に対して着脱可能な構造にな
っている。なお、エンジンナセル４ではなく、エンジン
カウルに対して装着するようにしてもよい。また、整流
パネル５は、図３に示すようなハニカム構造になってい
る。整流パネルの材料は、航空機の飛行速度に応じて適
宜選択する。具体的には、飛行速度の遅い順に、アルミ
ニウム合金、チタニウム合金、ステンレス鋼、耐熱合金
を用いる。このように構成したターボファン１は、機体
の主翼にパイロンを介して取りつけられる。また、機体
の垂直尾翼に取り付けることもできる。

【００２５】整流パネル５は、必ずしもエンジンナセル
４に設ける必要はなく、実質的にターボファン１の前方
に位置していればよい。そのような具体例として、図４
に、ターボファンを機体の垂直尾翼に取り付けたものを
示す（ストレート形）。整流パネル５は、垂直尾翼６に
設けた空気取込口６１の前部に取り付けられ、ターボフ
ァン１は、この空気取込口６の後部に取り付けられてい
る。飛行中には、機体の主翼や鈍頭体などにより種々の
渦が発生し、これらの渦が垂直尾翼６に設けた空気取込
口６１に侵入する。しかし、当該渦は、整流パネル５を
通過することにより取り除かれると共に平行かつ一様な
流れに変換される。このため、ターボファン１のファン
ブレード３２などで起こり得るエネルギー損失を最小限
に抑えることが可能になる。さらに、空気取込口６１内
で整流を行うようにしているから、機体の抑角を幾分大
きく採ることができる。この結果、機体姿勢の自由度を
大きくすることが可能になる。なお、この整流パネル５
は、ターボファン１の前に位置していればよいので、空
気取込口６１内においてターボファン１の直前に配置す
るようにしてもよい（図示省略）。

【００２６】また、整流パネル５はハニカム構造をして
いるから、エンジン軸方向で高い圧縮強度を有してい
る。このため、直接前方から鳥が侵入して衝突しても、
当該整流パネル５により阻止することができる。このた
め、ファンブレード３２の損傷を低減することができ
る。さらに、複合材料からなるハニカム構造を採用する
ことにより、エンジン重量の増加を抑制することができ
る。なお、上記構成は、ターボファン１のみに限定され
ることなく、この他のジェットエンジンにも適用するこ
とができる。たとえば、上記整流パネル５をターボジェ
ットに用いるようにすれば、当該ターボファンの圧縮機
を構成するブレードの損傷を低減することができる（図
示省略）。また、パルスジェットの場合は、自動開閉弁
の前方に整流パネルを設けることにより、当該自動開閉
弁の損傷を有効に防止することができる（図示省略）。

【００２７】なお、上記整流パネル５としては、上記ハ
ニカム構造のものに限定されず、エンジン軸方向に多数
の整流孔を有し、実質的に整流作用を奏するものであれ
ばよい。また、エンジン軸方向の強度が高いものがより
好ましい。すなわち、図５（ａ）に示すように、格子状
の整流パネル５１であってもよいし、同図（ｂ）に示す
ように、波板を交差させた形状の整流パネル５２であっ
てもよい。この場合、エンジン軸方向の圧縮強度を高め
るため、ある程度の厚みを確保しておく。また、簡単な
構造として、同図（ｃ）に示すように、矩形板を平行に
並べて整流パネル５３を構成するようにしてもよい。特
に、同図（ａ）、（ｂ）に示す整流パネルによれば、鳥
の侵入を効果的に防止することができる。

【００２８】（実施の形態２）図６は、この発明の実施
の形態２にかかる航空機エンジンを示す断面説明図であ
る。この航空機２０１は、垂直尾翼２０２の前方にＳ形
の空気取込口２０３を有し、機体尾にターボジェット２
０４を設けた構造である。ターボジェット２０４は、動
翼２４１ａおよび静翼２４１ｂからなる圧縮機２４１
と、燃料噴射弁２４２を有する燃焼室２４３と、圧縮機
２４１の動翼２４１ａと軸結合し当該動翼を回転させる
タービン２４４とから構成されている。また、空気取込
口２０３の入り口には、上記実施の形態１と同様の構造
をした整流パネル２０５が取り付けられている。この整
流パネル２０５により回転流体である渦を取り除き、平
行かつ一様な流れに変換する。かかる構成によれば、圧
縮機２４１などで起こり得るエネルギー損失を最小限に
抑えることができる。さらに、機体の抑角を幾分大きく
取ることができるから、機体姿勢の自由度を大きくする
ことが可能になる。

【００２９】また、空気取込口２０３に鳥が侵入するの
を、当該整流パネル２０５により阻止することができる
ため、動翼２４１ａおよび静翼２４１ｂの損傷を低減す
ることができる。なお、整流パネル２０５は、空気取込
口２０３の入り口のみならず、ターボジェット２０４の
直前に設けるようにしてもよい。また、かかる構成にお
いて、前記整流パネル２０５は、上記図５に示すような
形状のものを用いることができる。

【００３０】（実施の形態３）図７は、この発明の実施
の形態３にかかる複合サイクルエンジンを示す断面図で
ある。複合サイクルエンジン３０１は、航空機の速度が
マッハ３未満のときにはターボジェット３０２を作動さ
せ（同図（ａ））、マッハ３以上のときにはラムジェッ
ト３０３を作動させる（同図（ｂ））構造のエンジンで
ある。ラムジェット３０３は、ターボジェット３０２の
ようなブレードを用いず、空気を衝撃波により圧縮して
燃焼させ、高速で熱気を噴出するものである。この複合
サイクルエンジン３０１では、ディフューザ部分３１１
後方にターボジェット３０２を内設し、このターボジェ
ット３０２のエンジンナセル先端に開閉板３２１を設け
ている。また、ターボジェット３０２の後部にはラム燃
焼器３３１が設けられている。マッハ３未満のときはタ
ーボジェット３０２を用いるから、開閉板３２１を開
き、ターボジェット３０２内に空気を取り入れる。マッ
ハ３以上のときはラムジェット３０３を用いるから、開
閉板３２１を閉じ、ラム効果を得ると共に燃焼器３３１
を作動させる。

【００３１】さらに、ターボジェット３０２のエンジン
ナセル前部には、上記同様の整流パネル３０４が設けら
れている。なお、図８に示すように、整流パネル３０４
を、ディフューザ部分３１１の前部に設けるようにして
もよい。かかる構成によれば、上記同様、回転流体であ
る渦を取り除き、平行かつ一様な流れに変換することが
できる。このため、渦に起因するエネルギー損失を最小
限に抑えることができる。なお、この実施の形態３にお
いても、図５に示すような整流パネルを用いることが可
能である。

【００３２】

【発明の効果】以上説明したように、この発明にかかる
ジェットエンジン（請求項１）によれば、空気を取り込
む部分に、発生した渦を整流する整流パネルを設けたの
で、ブレードで起こるエネルギー損失を抑制することが
できる。また、機体の迎角を大きくできるから、姿勢の
自由度が増す。

【００３３】また、この発明にかかるジェットエンジン
（請求項２）によれば、整流パネルをエンジン軸方向に
厚みを有する多孔状体にしたので、鳥の直接侵入を有効
に防止できる。このため、ブレードの損傷を低減するこ
とができる。

【００３４】また、この発明にかかる航空機（請求項
３）によれば、空気取込口の一部に、発生した渦を整流
する整流パネルを設けたので、エネルギー損失を抑制す
ることができる。また、機体の迎角を大きくできるか
ら、姿勢の自由度が増す。

【００３５】また、この発明にかかる航空機（請求項
４）によれば、整流パネルをエンジン軸方向に厚みを有
する多孔状体にしたので、ブレードへの直接衝突あるい
は空気取込口への鳥の直接侵入を有効に防止できる。こ
のため、ブレードの損傷を低減することができる。

【００３６】また、この発明にかかるジェットエンジン
用整流パネル（請求項５）によれば、発生した渦を整流
することができるので、ブレードで起こるエネルギー損
失を最小限に抑えることができる。また、機体の迎角を
大きくできるので、機体姿勢の自由度が高まる。

【００３７】また、この発明にかかるジェットエンジン
用整流パネル（請求項６）によれば、整流パネルをエン
ジン軸方向に厚みを有する多孔状体にしたので、鳥のブ
レードへの直接衝突あるいは空気取込口への直接侵入を
有効に防止できる。このため、ブレードの損傷を低減す
ることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施の形態１にかかるターボファン
を示す断面図である。

【図２】図１に示したターボファンを示す斜視図であ
る。

【図３】整流パネルの構造を示す説明図である。

【図４】ターボファンを機体の垂直尾翼に取り付けた例
を示す説明図である。

【図５】整流パネルの変形例を示す説明図である。

【図６】この発明の実施の形態２にかかる航空機エンジ
ンを示す断面説明図である。

【図７】この発明の実施の形態３にかかる複合サイクル
エンジンを示す断面図である。

【図８】図７に示した複合サイクルエンジンの変形例を
示す断面図である。

【図９】従来におけるターボファンの一例を示す断面図
である。

【図１０】図９に示したターボファンを示す斜視図であ
る。

【符号の説明】

１ ターボファン ２ コアエンジン ３ ファン ２１ 圧縮機 ２２ 燃焼室 ２３ 燃料噴射弁 ２４ タービン ３１ ファンタービン ３２ ファンブレード ３３ ファンノズル ４ エンジンナセル ４１ 排気ノズル ５ 整流パネル

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 取り込んだ空気をブレードにより構成し
   た圧縮機を用いて圧縮し、これを燃焼させることで熱気
   を後方に噴き出し、動力を得るジェットエンジンにおい
   て、 前記空気を取り込む部分に、発生した渦を整流する整流
   パネルを設けたことを特徴とするジェットエンジン。
2. 【請求項２】 さらに、前記整流パネルを、ハニカムそ
   の他のエンジン軸方向に厚みを有する多孔状体としたこ
   とを特徴とする請求項１に記載のジェットエンジン。
3. 【請求項３】 機体前方に対して開口している空気取込
   口を有し、この空気取込口の後部にジェットエンジンを
   設けた航空機において、 前記空気取込口の一部に、発生した渦を整流する整流パ
   ネルを設けたことを特徴とする航空機。
4. 【請求項４】 さらに、前記整流パネルを、ハニカムそ
   の他のエンジン軸方向に厚みを有する多孔状体にしたこ
   とを特徴とする請求項３に記載の航空機。
5. 【請求項５】 航空機に用いるジェットエンジンの空気
   取り込み側に装着可能であり、このジェットエンジンの
   略軸方向に複数の整流孔を有し、航空機の機体から発生
   する渦を整流するようにしたことを特徴とするジェット
   エンジン用整流パネル。
6. 【請求項６】 さらに、前記整流パネルを、ハニカムそ
   の他のエンジン軸方向に厚みを有する多孔状体にしたこ
   とを特徴とする請求項５に記載のジェットエンジン用整
   流パネル。