JP2001080585A - 超音速航空機のエアインテーク構造 - Google Patents
超音速航空機のエアインテーク構造Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 超音速航空機のエアインテーク構造に関し、
圧力変動に応じて抽気流量を調整可能とする。 【解決手段】 エアインテークの抽気用境界層の壁面１
には多数の孔２が穿設されており、孔２にはラバー製で
弾性変形自在なリング３が取付けられている。抽気孔部
の圧力が低く、必要な抽気量が少い場合には、リング３
の抽気開口部３ａはあまり拡大せず、（ａ），（ｂ）に
示すように径がｄ1 と小さく、圧力が高く、必要な抽気
量が多い場合にはリング３の抽気開口部３ｂは拡大して
径がｄ2 （ｄ2 ＞ｄ1 ）となる。抽気開口部の圧力変動
に応じて開口部が変化し、抽気流量の調整が可能とな
る。
圧力変動に応じて抽気流量を調整可能とする。 【解決手段】 エアインテークの抽気用境界層の壁面１
には多数の孔２が穿設されており、孔２にはラバー製で
弾性変形自在なリング３が取付けられている。抽気孔部
の圧力が低く、必要な抽気量が少い場合には、リング３
の抽気開口部３ａはあまり拡大せず、（ａ），（ｂ）に
示すように径がｄ1 と小さく、圧力が高く、必要な抽気
量が多い場合にはリング３の抽気開口部３ｂは拡大して
径がｄ2 （ｄ2 ＞ｄ1 ）となる。抽気開口部の圧力変動
に応じて開口部が変化し、抽気流量の調整が可能とな
る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は超音速航空機のエア
インテーク抽気構造に関し、抽気流量を抽気部の圧力変
動に応じて調整し、適切な空気量を取り込むような構造
としたものである。
インテーク抽気構造に関し、抽気流量を抽気部の圧力変
動に応じて調整し、適切な空気量を取り込むような構造
としたものである。
【０００２】
【従来の技術】図６は超音速航空機の外観図であり、超
音速航空機５０の機体下面には燃焼用にエンジンに供給
するための空気及びエンジンの冷却用空気を取り込むエ
アインテーク５１が左右に２個所づつ設けられており、
飛行中に取入口５２より空気を取り込んでいる。図７
は、エアインテーク５１の詳細を示す図であり、（ａ）
は断面図、（ｂ）は空気の抽気量を調整する壁面の表面
を示す。（ａ）において、取入口５２近辺には壁面６
０，６１が設けられており、これら壁面６０，６１に
は、（ｂ）に示すように数ミリ径の多数の孔６３が穿設
されている。空気７０は空気取入口５２より流入する
が、壁面６０の端部の境界層での圧力変動を均一にする
ために一部の空気が７０ａのように壁面６０の多数の孔
６３を通過し、境界層による流れを均一にした流れとな
り、壁６２に沿って図示省略の上部開口よりエンジン８
０の冷却系路へ流れ、エンジンの冷却に供される。
音速航空機５０の機体下面には燃焼用にエンジンに供給
するための空気及びエンジンの冷却用空気を取り込むエ
アインテーク５１が左右に２個所づつ設けられており、
飛行中に取入口５２より空気を取り込んでいる。図７
は、エアインテーク５１の詳細を示す図であり、（ａ）
は断面図、（ｂ）は空気の抽気量を調整する壁面の表面
を示す。（ａ）において、取入口５２近辺には壁面６
０，６１が設けられており、これら壁面６０，６１に
は、（ｂ）に示すように数ミリ径の多数の孔６３が穿設
されている。空気７０は空気取入口５２より流入する
が、壁面６０の端部の境界層での圧力変動を均一にする
ために一部の空気が７０ａのように壁面６０の多数の孔
６３を通過し、境界層による流れを均一にした流れとな
り、壁６２に沿って図示省略の上部開口よりエンジン８
０の冷却系路へ流れ、エンジンの冷却に供される。
【０００３】又、取入口５２より流入した空気は７０ｂ
のように内部へ流入し、エンジン８０の燃焼用に供され
るが、流入する空気は壁面６１の先端部の境界層で流れ
が乱され、圧力分布に変動が生ずるので、これを均一に
するために一部が壁面６１の多数の孔６３を通り７０ｃ
のように流出することにより調整し、エンジン８０に供
給される。これら壁面６０，６１に設けられた多数の孔
６３は開口面積が固定された一定の面積の孔からなり、
壁面上の境界層で空気を一定量抽気するようにしてい
る。
のように内部へ流入し、エンジン８０の燃焼用に供され
るが、流入する空気は壁面６１の先端部の境界層で流れ
が乱され、圧力分布に変動が生ずるので、これを均一に
するために一部が壁面６１の多数の孔６３を通り７０ｃ
のように流出することにより調整し、エンジン８０に供
給される。これら壁面６０，６１に設けられた多数の孔
６３は開口面積が固定された一定の面積の孔からなり、
壁面上の境界層で空気を一定量抽気するようにしてい
る。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】前述のように超音速航
空機のエアインテークでは、壁面に開口面積が固定され
た多数の孔を設け、壁面上の境界層を抽気するようにし
ている。この場合、抽気孔の開口面積が固定されている
ので、飛行マッハ数の変化等により抽気孔部の圧力条件
が変動するが、従来は圧力条件の変動にかかわらず同じ
径の抽気孔で空気を抽気しており、抽気孔部の圧力条件
に応じて適正な抽気がなされていない。
空機のエアインテークでは、壁面に開口面積が固定され
た多数の孔を設け、壁面上の境界層を抽気するようにし
ている。この場合、抽気孔の開口面積が固定されている
ので、飛行マッハ数の変化等により抽気孔部の圧力条件
が変動するが、従来は圧力条件の変動にかかわらず同じ
径の抽気孔で空気を抽気しており、抽気孔部の圧力条件
に応じて適正な抽気がなされていない。
【０００５】そこで本発明は、超音速航空機のエアイン
テークにおいて、壁面の境界層を抽気する抽気部の抽気
孔の面積を圧力条件に応じて可変とし、圧力条件に応じ
て適切な抽気流量が得られるように抽気流量を調整する
ことができるようなエアインテーク抽気構造を提供する
ことを課題としてなされたものである。
テークにおいて、壁面の境界層を抽気する抽気部の抽気
孔の面積を圧力条件に応じて可変とし、圧力条件に応じ
て適切な抽気流量が得られるように抽気流量を調整する
ことができるようなエアインテーク抽気構造を提供する
ことを課題としてなされたものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために、次の手段を提供する。
決するために、次の手段を提供する。
【０００７】（１）境界層面の空気を抽気するための多
数の孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテ
ーク構造において、前記多数の孔の断面積は圧力の大小
に応じて変化することを特徴とする超音速航空機のエア
インテーク構造。
数の孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテ
ーク構造において、前記多数の孔の断面積は圧力の大小
に応じて変化することを特徴とする超音速航空機のエア
インテーク構造。
【０００８】（２）前記多数の孔の周囲には、それぞれ
リング状の弾性部材が取付けられていることを特徴とす
る（１）記載の超音速航空機のエアインテーク構造。
リング状の弾性部材が取付けられていることを特徴とす
る（１）記載の超音速航空機のエアインテーク構造。
【０００９】（３）前記多数の孔には、それぞれ空気流
入側の径が流出側の径より大きい円筒状の弾性部材と、
同部材の空気流出側の外周囲壁面と前記孔内壁面との間
に介在させた複数のバネ材とが設けられていることを特
徴とする（１）記載の超音速航空機のエアインテーク構
造。
入側の径が流出側の径より大きい円筒状の弾性部材と、
同部材の空気流出側の外周囲壁面と前記孔内壁面との間
に介在させた複数のバネ材とが設けられていることを特
徴とする（１）記載の超音速航空機のエアインテーク構
造。
【００１０】（４）境界層面の空気を抽気するための多
数の孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテ
ーク構造において、前記多数の孔の空気流出側には、孔
の開口部を全面覆い、周辺部の一部が同孔周辺部に固定
され、前記周辺部の残りが空気圧力により押圧されて変
動自在な弾性部材からなる板が取付けられていることを
特徴とする超音速航空機のエアインテーク構造。
数の孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテ
ーク構造において、前記多数の孔の空気流出側には、孔
の開口部を全面覆い、周辺部の一部が同孔周辺部に固定
され、前記周辺部の残りが空気圧力により押圧されて変
動自在な弾性部材からなる板が取付けられていることを
特徴とする超音速航空機のエアインテーク構造。
【００１１】（５）境界層面の空気を抽気するための多
数の孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテ
ーク構造において、前記壁面は２枚の板を摺動可能に当
接して構成され、同各２枚の板はそれぞれ前記多数の孔
が同一の径とピッチで穿設され、上下の孔の重なり度に
より開口面積を変化させることを可能としたことを特徴
とする超音速航空機のエアインテーク構造。
数の孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテ
ーク構造において、前記壁面は２枚の板を摺動可能に当
接して構成され、同各２枚の板はそれぞれ前記多数の孔
が同一の径とピッチで穿設され、上下の孔の重なり度に
より開口面積を変化させることを可能としたことを特徴
とする超音速航空機のエアインテーク構造。
【００１２】（６）前記境界層の壁面には圧力センサが
設けられ、同圧力センサの信号を取り込み前記２枚の板
のいずれか一方を前記圧力センサからの検出信号の大小
に応じて他方の板の面と摺動させ、摺動させる駆動手段
を設けたことを特徴とする（５）記載の超音速航空機の
エアインテーク構造。
設けられ、同圧力センサの信号を取り込み前記２枚の板
のいずれか一方を前記圧力センサからの検出信号の大小
に応じて他方の板の面と摺動させ、摺動させる駆動手段
を設けたことを特徴とする（５）記載の超音速航空機の
エアインテーク構造。
【００１３】本発明の（１）のエアインテーク構造にお
いては、壁面の多数の孔が圧力変動に応じて可変であ
り、圧力が低く、必要な抽気流量が少ない場合には、孔
の断面積が小さくなり、又、圧力が高くなり、必要な抽
気流量が多い場合には孔の断面積が大きくなり流量を増
す。従って抽気孔部の圧力条件によって開口面積が変化
するので、抽気流量が調整可能となる。
いては、壁面の多数の孔が圧力変動に応じて可変であ
り、圧力が低く、必要な抽気流量が少ない場合には、孔
の断面積が小さくなり、又、圧力が高くなり、必要な抽
気流量が多い場合には孔の断面積が大きくなり流量を増
す。従って抽気孔部の圧力条件によって開口面積が変化
するので、抽気流量が調整可能となる。
【００１４】本発明の（２）では、孔の周囲のリング状
部材が圧力に応じて変化し、又（３）の発明では円筒状
の弾性部材が設けられており、圧力が低い場合にはバネ
材により流出側の開口部があまり拡大せず、又、圧力が
高くなるとバネ材の弾性力に抗して開口部が拡大し、上
記（１）と同様の抽気流量の調整が可能となる。
部材が圧力に応じて変化し、又（３）の発明では円筒状
の弾性部材が設けられており、圧力が低い場合にはバネ
材により流出側の開口部があまり拡大せず、又、圧力が
高くなるとバネ材の弾性力に抗して開口部が拡大し、上
記（１）と同様の抽気流量の調整が可能となる。
【００１５】本発明の（４）では、孔の開口部には弾性
部材からなる板が取付けられているので、圧力が低い場
合には板の自由開放端を押す力が小さく、開口部も狭い
ので抽気流量も少く、圧力が高くなると板を押圧する力
が大きくなり、板を押しのけて開口部を大きくし、抽気
流量が増加する。従って圧力変動に応じて抽気流量を調
整することができる。
部材からなる板が取付けられているので、圧力が低い場
合には板の自由開放端を押す力が小さく、開口部も狭い
ので抽気流量も少く、圧力が高くなると板を押圧する力
が大きくなり、板を押しのけて開口部を大きくし、抽気
流量が増加する。従って圧力変動に応じて抽気流量を調
整することができる。
【００１６】本発明の（５）では、２枚の板を摺動させ
て上下の孔の重なり程度により抽気流量を調整すること
ができる。従って、２枚の板の重なり具合を予め調整
し、設定しておくこともできるし、又、遠隔操作により
２枚の板の重なりの程度を飛行条件に応じて変化させて
抽気流量を調整することができる。
て上下の孔の重なり程度により抽気流量を調整すること
ができる。従って、２枚の板の重なり具合を予め調整
し、設定しておくこともできるし、又、遠隔操作により
２枚の板の重なりの程度を飛行条件に応じて変化させて
抽気流量を調整することができる。
【００１７】本発明の（６）では、抽気する境界層の壁
面の圧力を圧力センサで検出し、圧力センサからの圧力
信号の大小に応じて駆動手段により２枚の板を移動さ
せ、上下の孔の重なり程度を設定しているので圧力の変
動に応じ抽気開口面積が変化し、抽気量を調整すること
ができる。
面の圧力を圧力センサで検出し、圧力センサからの圧力
信号の大小に応じて駆動手段により２枚の板を移動さ
せ、上下の孔の重なり程度を設定しているので圧力の変
動に応じ抽気開口面積が変化し、抽気量を調整すること
ができる。
【００１８】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の第１形態に係る超音速航空機のエアインテーク構造
の構成を示し、（ａ）は圧力が低い場合の抽気をする場
合の平面図、（ｂ）はその断面図を示し、（ｃ）は圧力
が高い場合の抽気をする場合の平面図、（ｄ）はその断
面図を示している。
て図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実
施の第１形態に係る超音速航空機のエアインテーク構造
の構成を示し、（ａ）は圧力が低い場合の抽気をする場
合の平面図、（ｂ）はその断面図を示し、（ｃ）は圧力
が高い場合の抽気をする場合の平面図、（ｄ）はその断
面図を示している。
【００１９】図１においてエアインテークの境界層を抽
気するための壁面１には多数の孔２（図では１個のみ代
表して図示）が設けられており、孔２の周囲にはラバー
製のリング３が圧入又は接着、等により取付けられてい
る。ラバー製のリング３は弾性変形が容易なラバーから
なり、圧力の変動に応じて変形可能な程度の厚さ、寸法
で製作されている。
気するための壁面１には多数の孔２（図では１個のみ代
表して図示）が設けられており、孔２の周囲にはラバー
製のリング３が圧入又は接着、等により取付けられてい
る。ラバー製のリング３は弾性変形が容易なラバーから
なり、圧力の変動に応じて変形可能な程度の厚さ、寸法
で製作されている。
【００２０】図１（ａ）は、抽気孔部の圧力が低く、必
要な抽気量が少ない場合の状態を示し、リング３はほと
んど変形せず、抽気開口部３ａを形成しており、その径
をｄ 1 で示している。図１（ｃ）は、抽気孔部の圧力が
高く、必要な抽気流量が多い場合の状態を示し、圧力に
よってリング３の開口部が広がり抽気開口部３ｂとな
り、その径はｄ2 （ｄ2 ＞ｄ1 ）の広い開口となってい
る。
要な抽気量が少ない場合の状態を示し、リング３はほと
んど変形せず、抽気開口部３ａを形成しており、その径
をｄ 1 で示している。図１（ｃ）は、抽気孔部の圧力が
高く、必要な抽気流量が多い場合の状態を示し、圧力に
よってリング３の開口部が広がり抽気開口部３ｂとな
り、その径はｄ2 （ｄ2 ＞ｄ1 ）の広い開口となってい
る。
【００２１】上記に説明の実施の第１形態のエアインテ
ーク構造では、壁面１の多数の孔２の周囲にラバー製の
リングを固着し、抽気孔部の圧力変動に応じて圧力が低
い時にはリンク３の開口部はあまり拡大せず、圧力が高
くなるにつれて、開口部が大きく拡大し、圧力条件によ
って抽気開口部面積が変化するので、抽気流量が調整可
能となる。
ーク構造では、壁面１の多数の孔２の周囲にラバー製の
リングを固着し、抽気孔部の圧力変動に応じて圧力が低
い時にはリンク３の開口部はあまり拡大せず、圧力が高
くなるにつれて、開口部が大きく拡大し、圧力条件によ
って抽気開口部面積が変化するので、抽気流量が調整可
能となる。
【００２２】図２は本発明の実施の第２形態に係る超音
速航空機のエアインテーク構造の抽気孔部を示し、
（ａ）は断面図、（ｂ）はその上面図である。図２にお
いて、壁面１には多数の孔２（本図では１個のみ代表し
て示す）が穿設されており、孔２にはラバー製のリング
１３が挿入されている。ラバー製のリング１３は、空気
７０の流入側の内径ｄ3 が流出側の内径ｄ4 より大きい
円筒状であり、圧力の変動により容易に変形可能な厚さ
で形成されている。
速航空機のエアインテーク構造の抽気孔部を示し、
（ａ）は断面図、（ｂ）はその上面図である。図２にお
いて、壁面１には多数の孔２（本図では１個のみ代表し
て示す）が穿設されており、孔２にはラバー製のリング
１３が挿入されている。ラバー製のリング１３は、空気
７０の流入側の内径ｄ3 が流出側の内径ｄ4 より大きい
円筒状であり、圧力の変動により容易に変形可能な厚さ
で形成されている。
【００２３】リング１３の大径側は孔２の周囲に固着さ
れており、その流出側寄りの内側には複数（図では４
個）のバネ１４が介装されている。このような構造にお
いて、流入する空気７０の圧力が低い場合には抽気開口
部１３ａはあまり拡大せず、必要な抽気流量も少く、圧
力が高くなると、流出側の開口の内径が、バネ１４を押
圧し、ｄ4 よりも拡大して抽気開口部１３ａが大きくな
って必要な抽気流量も多くなる。
れており、その流出側寄りの内側には複数（図では４
個）のバネ１４が介装されている。このような構造にお
いて、流入する空気７０の圧力が低い場合には抽気開口
部１３ａはあまり拡大せず、必要な抽気流量も少く、圧
力が高くなると、流出側の開口の内径が、バネ１４を押
圧し、ｄ4 よりも拡大して抽気開口部１３ａが大きくな
って必要な抽気流量も多くなる。
【００２４】上記の実施の第２形態においても、実施の
第１形態と同様に、抽気開口部の圧力変動に応じて圧力
が低い時には、リング１３の抽気開口部１３ａはあまり
拡大せず、圧力が高くなるにつれて大きく拡大し、開口
面積を変化させるので、抽気量の調整が可能となる。
第１形態と同様に、抽気開口部の圧力変動に応じて圧力
が低い時には、リング１３の抽気開口部１３ａはあまり
拡大せず、圧力が高くなるにつれて大きく拡大し、開口
面積を変化させるので、抽気量の調整が可能となる。
【００２５】図３は本発明の実施の第３形態に係る超音
速航空機のエアインテーク構造の抽気孔部を示し、
（ａ）は断面図、（ｂ）は空気流出側の底面図である。
図において、１は壁面で多数の孔２（本図では１個のみ
代表して示す）が穿設されており、その空気流出側には
孔２の径にほぼ等しいか、又はこれよりもやや大きめの
径を有する可動部材２４が取付部２４ａで壁１に取付け
られている。この可動部材は金属製の可撓性を有し、流
入する空気７０の圧力変動に追従して可動するような厚
さで形成されている。
速航空機のエアインテーク構造の抽気孔部を示し、
（ａ）は断面図、（ｂ）は空気流出側の底面図である。
図において、１は壁面で多数の孔２（本図では１個のみ
代表して示す）が穿設されており、その空気流出側には
孔２の径にほぼ等しいか、又はこれよりもやや大きめの
径を有する可動部材２４が取付部２４ａで壁１に取付け
られている。この可動部材は金属製の可撓性を有し、流
入する空気７０の圧力変動に追従して可動するような厚
さで形成されている。
【００２６】上記構成の実施の第３形態においても、流
入する空気７０の圧力が低い場合には可動部材２４はあ
まり変形せず、抽気開口部２３も小さく、圧力が高くな
ると空気の圧力で可動部材２４が２点鎖線で図示するよ
うに弾性変形して抽気開口部２３が大きく開口し、実施
の第１，第２形態と同様に、圧力変動に応じて抽気量を
調整することができる。
入する空気７０の圧力が低い場合には可動部材２４はあ
まり変形せず、抽気開口部２３も小さく、圧力が高くな
ると空気の圧力で可動部材２４が２点鎖線で図示するよ
うに弾性変形して抽気開口部２３が大きく開口し、実施
の第１，第２形態と同様に、圧力変動に応じて抽気量を
調整することができる。
【００２７】図４は本発明の実施の第４形態に係る超音
速航空機のエアインテークの構成を示し、（ａ）は構成
図、（ｂ）は壁面と孔を示す斜視図である。図４におい
て、境界層を抽気する壁面３１の上面には後述するよう
に摺動可能に可動壁３２が重ね合わされている。壁面３
１と可動壁３２には多数の抽気用の孔２が同じピッチで
穿設され、壁面３１と可動壁３２の孔２は連通するよう
に重ね合わされている。
速航空機のエアインテークの構成を示し、（ａ）は構成
図、（ｂ）は壁面と孔を示す斜視図である。図４におい
て、境界層を抽気する壁面３１の上面には後述するよう
に摺動可能に可動壁３２が重ね合わされている。壁面３
１と可動壁３２には多数の抽気用の孔２が同じピッチで
穿設され、壁面３１と可動壁３２の孔２は連通するよう
に重ね合わされている。
【００２８】壁面３１の外側には圧力センサ３３が取付
けられており、境界層の圧力変動を検出する。圧力セン
サ３３の検出信号は駆動制御部３４へ送られ、駆動制御
部３４では圧力の大小に応じて駆動装置３５を駆動する
信号を出力する。この信号は圧力が低いと駆動力を大き
く、圧力の増加に応じて、あるいは比例して駆動力を小
さくする。駆動装置３５としてはモータやシリンダから
なり、モータの場合には回転数、シリンダの場合にはス
トロークが制御される。
けられており、境界層の圧力変動を検出する。圧力セン
サ３３の検出信号は駆動制御部３４へ送られ、駆動制御
部３４では圧力の大小に応じて駆動装置３５を駆動する
信号を出力する。この信号は圧力が低いと駆動力を大き
く、圧力の増加に応じて、あるいは比例して駆動力を小
さくする。駆動装置３５としてはモータやシリンダから
なり、モータの場合には回転数、シリンダの場合にはス
トロークが制御される。
【００２９】可動壁３２にはラック３６が固定されてお
り、一方固定側にはピニオン３７が取付けられ、ラック
３６とピニオン３７とは噛み合い、ピニオン３７が回転
することにより可動壁３２が壁面３１上で摺動して移動
可能となっている。ピニオン３７の回転は駆動装置３５
の出力が図示省略の伝達機構に伝えられ、伝達機構によ
りなされる。
り、一方固定側にはピニオン３７が取付けられ、ラック
３６とピニオン３７とは噛み合い、ピニオン３７が回転
することにより可動壁３２が壁面３１上で摺動して移動
可能となっている。ピニオン３７の回転は駆動装置３５
の出力が図示省略の伝達機構に伝えられ、伝達機構によ
りなされる。
【００３０】図４（ｂ）は壁面３１と可動壁３２との重
ね合わせの状態を示しており、可動壁３１は壁面３１上
に接し、壁面３１に取付けられたレール３７ａ，３７ｂ
に沿って図中の矢印で示すように移動可能であり、又、
壁面３１の両端にはガイド部３１ａ，３１ｂでガイドさ
れており、上記（ａ）のラック３６、ピニオン３７によ
って駆動される。
ね合わせの状態を示しており、可動壁３１は壁面３１上
に接し、壁面３１に取付けられたレール３７ａ，３７ｂ
に沿って図中の矢印で示すように移動可能であり、又、
壁面３１の両端にはガイド部３１ａ，３１ｂでガイドさ
れており、上記（ａ）のラック３６、ピニオン３７によ
って駆動される。
【００３１】図５は上記に説明の実施の第４形態におけ
る抽気流量の調整を示す図であり、（ａ）は壁面３１の
孔２と可動壁３２の孔２とが完全に一致して重ね合わさ
れているので抽気開口部４０ａが全開の状態を示し、
（ｂ）は上面の可動壁３２が図中左方向に多少移動し、
抽気開口部が４０ｂのように少し狭くなった状態、
（ｃ）は、抽気開口部が（ｂ）の状態より更に狭くなっ
て４０ｃとなった状態、（ｄ）は、可動壁３２が更に左
方向へ移動して抽気開口部が全閉となった状態をそれぞ
れ示す。
る抽気流量の調整を示す図であり、（ａ）は壁面３１の
孔２と可動壁３２の孔２とが完全に一致して重ね合わさ
れているので抽気開口部４０ａが全開の状態を示し、
（ｂ）は上面の可動壁３２が図中左方向に多少移動し、
抽気開口部が４０ｂのように少し狭くなった状態、
（ｃ）は、抽気開口部が（ｂ）の状態より更に狭くなっ
て４０ｃとなった状態、（ｄ）は、可動壁３２が更に左
方向へ移動して抽気開口部が全閉となった状態をそれぞ
れ示す。
【００３２】上記に説明の実施の第４形態によれば、壁
面３１の上面には可動壁３２を重ね合わせ、可動壁３２
にはラック３６を固定し、固定側にはピニオン３７を取
付け、圧力センサ３３の検出信号の大小に応じて駆動制
御部３４が駆動装置３５を駆動し、駆動装置３５により
ピニオン３７を回転させて可動壁３２の位置を移動させ
るようにしたので、重ね合わされた壁面３１と可動壁３
２との孔２の位置を相対的にずらして抽気開口部の面積
を圧力の大小に応じて調整することができる。即ち、初
期の状態では、抽気開口部を全開としておき、圧力セン
サ３３の検出圧力値が低く、必要な空気量が少い場合に
は移動量を大きくして抽気開口部を小さくし、圧力値が
高くなり、必要な空気量が多い場合にはそれに応じて移
動量を小さくして全開の状態に近づけるようにする。こ
のようにして圧力の大小に応じて抽気流量を調整するこ
とができる。
面３１の上面には可動壁３２を重ね合わせ、可動壁３２
にはラック３６を固定し、固定側にはピニオン３７を取
付け、圧力センサ３３の検出信号の大小に応じて駆動制
御部３４が駆動装置３５を駆動し、駆動装置３５により
ピニオン３７を回転させて可動壁３２の位置を移動させ
るようにしたので、重ね合わされた壁面３１と可動壁３
２との孔２の位置を相対的にずらして抽気開口部の面積
を圧力の大小に応じて調整することができる。即ち、初
期の状態では、抽気開口部を全開としておき、圧力セン
サ３３の検出圧力値が低く、必要な空気量が少い場合に
は移動量を大きくして抽気開口部を小さくし、圧力値が
高くなり、必要な空気量が多い場合にはそれに応じて移
動量を小さくして全開の状態に近づけるようにする。こ
のようにして圧力の大小に応じて抽気流量を調整するこ
とができる。
【００３３】なお、上記の実施の第４形態においては、
圧力センサ３３、駆動制御部３４、駆動装置３５とによ
り壁面３１上で可動壁３２を摺動して移動させ、開口部
を調整する例で説明したが、これに限らず、例えば、遠
隔操作により、航空機内部の操縦室からケーブルやリン
ク機構を介して手動により調整するようにしても良いも
のである。
圧力センサ３３、駆動制御部３４、駆動装置３５とによ
り壁面３１上で可動壁３２を摺動して移動させ、開口部
を調整する例で説明したが、これに限らず、例えば、遠
隔操作により、航空機内部の操縦室からケーブルやリン
ク機構を介して手動により調整するようにしても良いも
のである。
【００３４】
【発明の効果】本発明の航空機のエアインテーク構造
は、（１）境界層面の空気を抽気するための多数の孔を
有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテーク構造
において、前記多数の孔の断面積は圧力の大小に応じて
変化することを特徴としている。このような構成によ
り、圧力が低く、必要な抽気流量が少ない場合には、孔
の断面積が小さくなり、又、圧力が高くなり、必要な抽
気流量が多い場合には孔の断面積は大きくなり流量を増
す。従って抽気孔部の圧力条件によって開口面積が変化
するので、抽気流量が調整可能となる。
は、（１）境界層面の空気を抽気するための多数の孔を
有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテーク構造
において、前記多数の孔の断面積は圧力の大小に応じて
変化することを特徴としている。このような構成によ
り、圧力が低く、必要な抽気流量が少ない場合には、孔
の断面積が小さくなり、又、圧力が高くなり、必要な抽
気流量が多い場合には孔の断面積は大きくなり流量を増
す。従って抽気孔部の圧力条件によって開口面積が変化
するので、抽気流量が調整可能となる。
【００３５】本発明の（２）では、孔の周囲のリング状
部材が圧力に応じて変化し、又（３）の発明では円筒状
の弾性部材が設けられており、圧力が低い場合にはバネ
材により流出側の開口部があまり拡大せず、又、圧力が
高くなるとバネ材の弾性力に抗して開口部が拡大し、上
記（１）と同様の抽気流量の調整が可能となる。
部材が圧力に応じて変化し、又（３）の発明では円筒状
の弾性部材が設けられており、圧力が低い場合にはバネ
材により流出側の開口部があまり拡大せず、又、圧力が
高くなるとバネ材の弾性力に抗して開口部が拡大し、上
記（１）と同様の抽気流量の調整が可能となる。
【００３６】本発明の（４）は、超音速航空機のエアイ
ンテーク構造において、前記多数の孔の空気流出側に
は、孔の開口部を全面覆い、周辺部の一部が同孔周辺部
に固定され、前記周辺部の残りが空気圧力により押圧さ
れて変動自在な弾性部材からなる板が取付けられている
ことを特徴としている。このような構成により、圧力が
低い場合には板の自由開放端を押す力が小さく、開口部
も狭いので抽気流量も少く、圧力が高くなると板を押圧
する力が大きくなり、板を押しのけて開口部を大きく
し、抽気流量が増加する。従って圧力変動に応じて抽気
流量を調整することができる。
ンテーク構造において、前記多数の孔の空気流出側に
は、孔の開口部を全面覆い、周辺部の一部が同孔周辺部
に固定され、前記周辺部の残りが空気圧力により押圧さ
れて変動自在な弾性部材からなる板が取付けられている
ことを特徴としている。このような構成により、圧力が
低い場合には板の自由開放端を押す力が小さく、開口部
も狭いので抽気流量も少く、圧力が高くなると板を押圧
する力が大きくなり、板を押しのけて開口部を大きく
し、抽気流量が増加する。従って圧力変動に応じて抽気
流量を調整することができる。
【００３７】本発明の（５）では、超音速航空機のエア
インテーク構造において、前記壁面は２枚の板を摺動可
能に当接して構成され、同各２枚の板はそれぞれ前記多
数の孔が同一の径とピッチで穿設され、上下の孔の重な
り度により開口面積を変化させることを可能としたこと
を特徴としている。このような構成により、２枚の板の
重なり具合を予め調整し、設定しておくこともできる
し、又、遠隔操作により２枚の板の重なりの程度を飛行
条件に応じて変化させて抽気流量を調整することができ
る。
インテーク構造において、前記壁面は２枚の板を摺動可
能に当接して構成され、同各２枚の板はそれぞれ前記多
数の孔が同一の径とピッチで穿設され、上下の孔の重な
り度により開口面積を変化させることを可能としたこと
を特徴としている。このような構成により、２枚の板の
重なり具合を予め調整し、設定しておくこともできる
し、又、遠隔操作により２枚の板の重なりの程度を飛行
条件に応じて変化させて抽気流量を調整することができ
る。
【００３８】本発明の（６）では、抽気する境界層の壁
面の圧力を圧力センサで検出し、圧力センサからの圧力
信号の大小に応じて駆動手段により２枚の板を移動さ
せ、上下の孔の重なり程度を設定しているので圧力の変
動に応じ抽気開口面積が変化し、抽気量を調整すること
ができる。
面の圧力を圧力センサで検出し、圧力センサからの圧力
信号の大小に応じて駆動手段により２枚の板を移動さ
せ、上下の孔の重なり程度を設定しているので圧力の変
動に応じ抽気開口面積が変化し、抽気量を調整すること
ができる。
【図１】本発明の実施の第１形態に係る超音速航空機の
エアインテーク構造の抽気用孔の構造を示す図で、
（ａ）は圧力が低い場合の状態、（ｂ）はその断面図、
（ｃ）は圧力が高い場合の状態、（ｄ）は（ｃ）におけ
る断面図を、それぞれ示す。
エアインテーク構造の抽気用孔の構造を示す図で、
（ａ）は圧力が低い場合の状態、（ｂ）はその断面図、
（ｃ）は圧力が高い場合の状態、（ｄ）は（ｃ）におけ
る断面図を、それぞれ示す。
【図２】本発明の実施の第２形態に係る超音速航空機の
エアインテーク構造の抽気用孔の構造を示し、（ａ）は
断面図、（ｂ）はその上面図を示す。
エアインテーク構造の抽気用孔の構造を示し、（ａ）は
断面図、（ｂ）はその上面図を示す。
【図３】本発明の実施の第３形態に係る超音速航空機の
エアインテーク構造の抽気用孔の構造を示し、（ａ）は
断面図、（ｂ）は（ａ）の底面図を示す。
エアインテーク構造の抽気用孔の構造を示し、（ａ）は
断面図、（ｂ）は（ａ）の底面図を示す。
【図４】本発明の実施の第４形態に係る超音速航空機の
エアインテーク構造の構成を示し、（ａ）は構成図、
（ｂ）は壁面と可動壁の構造を示す斜視図である。
エアインテーク構造の構成を示し、（ａ）は構成図、
（ｂ）は壁面と可動壁の構造を示す斜視図である。
【図５】本発明の実施の第４形態に係る超音速航空機の
エアインテーク構造の作用を示し、（ａ）は抽気開口部
全開、（ｂ）は少し閉じた状態、（ｃ）は更に閉じた状
態、（ｄ）は全閉の状態をそれぞれ示す。
エアインテーク構造の作用を示し、（ａ）は抽気開口部
全開、（ｂ）は少し閉じた状態、（ｃ）は更に閉じた状
態、（ｄ）は全閉の状態をそれぞれ示す。
【図６】超音速航空機の全体の外観図である。
【図７】図６に示す航空機のエアインテークを示し、
（ａ）は断面図、（ｂ）は境界層抽気壁面の構造を示す
斜視図である。
（ａ）は断面図、（ｂ）は境界層抽気壁面の構造を示す
斜視図である。
１，３１ 壁面 ２ 孔 ３，１３ リング ３ａ，３ｂ，１３ａ，２３ 抽気用開口部 １４ バネ ２４ 可動部材 ３２ 可動壁 ３３ 圧力センサ ３４ 駆動制御部 ３５ 駆動装置 ３６ ラック ３７ ピニオン
Claims (6)
- 【請求項１】 境界層面の空気を抽気するための多数の
孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテーク
構造において、前記多数の孔の断面積は圧力の大小に応
じて変化することを特徴とする超音速航空機のエアイン
テーク構造。 - 【請求項２】 前記多数の孔の周囲には、それぞれリン
グ状の弾性部材が取付けられていることを特徴とする請
求項１記載の超音速航空機のエアインテーク構造。 - 【請求項３】 前記多数の孔には、それぞれ空気流入側
の径が流出側の径より大きい円筒状の弾性部材と、同部
材の空気流出側の外周囲壁面と前記孔内壁面との間に介
在させた複数のバネ材とが設けられていることを特徴と
する請求項１記載の超音速航空機のエアインテーク構
造。 - 【請求項４】 境界層面の空気を抽気するための多数の
孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテーク
構造において、前記多数の孔の空気流出側には、孔の開
口部を全面覆い、周辺部の一部が同孔周辺部に固定さ
れ、前記周辺部の残りが空気圧力により押圧されて変動
自在な弾性部材からなる板が取付けられていることを特
徴とする超音速航空機のエアインテーク構造。 - 【請求項５】 境界層面の空気を抽気するための多数の
孔を有する壁面を備えた超音速航空機のエアインテーク
構造において、前記壁面は２枚の板を摺動可能に当接し
て構成され、同各２枚の板はそれぞれ前記多数の孔が同
一の径とピッチで穿設され、上下の孔の重なり度により
開口面積を変化させることを可能としたことを特徴とす
る超音速航空機のエアインテーク構造。 - 【請求項６】 前記境界層の壁面には圧力センサが設け
られ、同圧力センサの信号を取り込み前記２枚の板のい
ずれか一方を前記圧力センサからの検出信号の大小に応
じて他方の板の面と摺動させ、摺動させる駆動手段を設
けたことを特徴とする請求項５記載の超音速航空機のエ
アインテーク構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26236999A JP2001080585A (ja) | 1999-09-16 | 1999-09-16 | 超音速航空機のエアインテーク構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26236999A JP2001080585A (ja) | 1999-09-16 | 1999-09-16 | 超音速航空機のエアインテーク構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001080585A true JP2001080585A (ja) | 2001-03-27 |
Family
ID=17374799
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP26236999A Withdrawn JP2001080585A (ja) | 1999-09-16 | 1999-09-16 | 超音速航空機のエアインテーク構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001080585A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111605699A (zh) * | 2019-02-26 | 2020-09-01 | 三菱重工业株式会社 | 翼及具备该翼的机械 |
-
1999
- 1999-09-16 JP JP26236999A patent/JP2001080585A/ja not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111605699A (zh) * | 2019-02-26 | 2020-09-01 | 三菱重工业株式会社 | 翼及具备该翼的机械 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20061205 |