JP2007168491A - 航空機用インテークダクト - Google Patents

Abstract

【課題】エンジン入口部での流れの乱れを増大させず且つ機体開発の自由度を維持したまま航空機のステルス性を向上させることができる航空機用インテークダクトを提供する。
【解決手段】本発明の航空機用インテークダクト１０は、エアダクト１２の空気取入れ口１２ａから下流側に向かってエンジン入口部３０まで達する過程でエンジン入口部３０に近づくように湾曲する湾曲部１４を有する。エアダクト１２は、湾曲部１４の形状の影響によってエアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部３０が視覚的に遮蔽されないように形成されている。エアダクト１２内には遮蔽手段１６が設けられている。この遮蔽手段１６は、エアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部３０が視覚的に完全に又はほぼ完全に遮蔽されるように且つ流路に沿う方向に設置された複数の遮蔽翼１７からなる。また、遮蔽翼１７の表面は電波吸収材からなる。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機のエンジンに空気を送り込むために機体に設けられた航空機用インテークダクトに関し、更に詳しくは、航空機のステルス性能を向上させることができる航空機用インテークダクトに関するものである。

航空機のなかには戦略上レーダーにその機影が映ることを嫌い、機体にステルス性を要求されるものがある。そのため、機体表面の形状の工夫や、電波吸収材の付加によりステルス性の改良が行われてきた。
機体への工夫が進む一方で、エンジン本体からのレーダー波（マイクロ波）の反射についても種々の工夫が行われている。航空機のエンジン側面は通常、ステルス性向上のための機体表面形状にカバーされているため、特に問題となるのは、機体に設けられたインテークダクトからエンジン内に侵入し反射されるレーダー波である。エンジン停止時には、インテークダクトから侵入したレーダー波はファン動翼の曲面部により乱反射され、減衰される場合が多い。ところが、エンジン起動後には、回転するファン動翼が反射平面となり、インテークダクトから侵入してきたレーダー波を直接反射してしまう。

上記のような問題を解決すために、下記特許文献１，２において種々の提案がなされている。
特許文献１に示された従来技術１は、図７に示すように、インテークダクト５１の形状を曲げ、ファン動翼５２を視覚的に遮へいすることにより、レーダー波をダクト５１内曲面で斜めに反射させるものである。
また、下記特許文献２に示された従来技術２は、図８（ただし（Ｂ）は（Ａ）のＺ−Ｚ線断面図である。）に示すように、ストラット５８を、入口ダクト５４からファン動翼５２に侵入するレーダー波Ｒを遮蔽及び拡散する反射曲面形状に形成し、これにより、ファン動翼５２によるレーダー波Ｒの反射を抑制するようにしたものである。

ところで、航空機の機体に設けられるインテークダクトの数と搭載するエンジンの数は、一般的には以下のパターン１〜３に分類される。
図９（Ａ）は、パターン１を示す図であり、航空機を側面方向から見たときのインテークダクト形状を示す図である。このパターン１では、インテークダクト６１の空気取入れ口６２が１箇所、搭載エンジン６３が１機であり、空気取入れ口６２がエンジン入口部６４よりも下方に配置されているため、図に示すように流路が湾曲している。

図９（Ｂ）は、パターン２を示す図であり、航空機を上から見たときのインテークダクト形状を示す図である。このパターン２では、インテークダクト６１の空気取入れ口６２が２箇所、搭載エンジン６３が１機であり、空気取入れ口６２がエンジン入口部６４よりも機体の左右方向（この図で上下方向）に配置されているため、図に示すように左右の流路が湾曲して途中で合流する形状となっている。

図９（Ｃ）は、パターン３を示す図であり、航空機を上から見たときのインテークダクト形状を示す図である。このパターン３では、インテークダクト６１の空気取入れ口６２が２箇所、搭載エンジン６３が２機であり、左右の空気取入れ口６２が左右のエンジン入口部６４よりもさらに機体の左右外側に配置されているため、図に示すように流路が湾曲している。

上記のパターン１，２は、インテーク形状を比較的曲げやすい。このため、上記の従来技術１は、パターン１，２のインテークダクト形状に適用しやすい。ただし、曲がりが緩やかにせざるを得ない場合は、適用困難である。上記のパターン３では、ダクトを曲げる余地が少ないため、基本的に従来技術１を適用することが困難である。
一方、従来技術２は、適用に際してインテークダクト形状の影響を受けないため、上記のパターン１〜３のいずれに対しても適用が容易である。

米国特許第４，９８９，８０７号明細書 特開２００４−１３７９５０号公報

しかしながら、上記の従来技術１では、以下のような問題があった。
すなわち、従来技術１では、インテークダクトの形状を大きく曲げるものであるため、超音速飛行時に、ダクト内部での２次流れや剥離流が発生し、エンジン入口部での流れのディストーションが大きい。この流れの乱れは、エンジン作動安定性に影響を与えるため、航空機の運動性の範囲が制限されるという問題がある。一方、インテークダクトの曲げ方を緩めると、エンジンがダクトの空気取り入れ口から視覚的に遮蔽されず、すなわち見えてしまうため、ステルス性が低下するという問題がある。

また、従来技術２では、以下のような問題があった。
航空機の機体の開発時においては、搭載されるエンジンの推力等に合わせて開発が進められため、機体の開発時に搭載されるエンジンが準備されていることが必要である。一方、航空機用エンジンは、一般的に、安全性を確保するための多くの試験を経る必要がある。
このため、従来技術２を適用する場合、機体開発の際に、丁度よい推力をもつレーダー波反射曲面形状ストラット付きのエンジンを開発し、その後、上記の試験を実施した後でなければ、機体の開発を進められず、機体開発の自由度が制限されるという問題がある。

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであり、エンジン入口部での流れの乱れを増大させず且つ機体開発の自由度を維持したまま航空機のステルス性を向上させることができる航空機用インテークダクトを提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明の航空機用インテークダクトは、以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかる航空機用インテークダクトは、航空機の機体に設けられ、空気を前方から取り入れて該空気をその後方側に配置されたエンジンまで導くように内部に空気流路が形成されたエアダクトを備え、該エアダクトの前端に形成された空気取入れ口とエンジン入口部をそれぞれ機体前後方向へ投影したときの互いの投影部の位置がずれており、前記空気流路は、前記エアダクトの空気取入れ口から下流側に向かってエンジン入口部まで達する過程でエンジン入口部に近づくように湾曲する湾曲部を有する航空機用インテークダクトにおいて、前記エアダクトは、湾曲部の形状の影響によってエアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部が視覚的に遮蔽されないように形成されており、前記エアダクト内に、該エアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部が視覚的に完全に又はほぼ完全に遮蔽されるように且つ流路に沿う方向に設置された複数の遮蔽翼からなる遮蔽手段を備え、前記遮蔽翼の表面は電波吸収材からなる、ことを特徴とする。

このように、エアダクトは、湾曲部の形状の影響によってエアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部が視覚的に遮蔽されないように形成されているので、湾曲部の曲がりを緩やかにすることができ、ダクト内部での２次流れや剥離流の発生を抑制し、エンジン入口部での流れの乱れを最小限に抑えることができる。このため、エンジン作動安定性に影響を与えず、航空機の運動性の範囲を制限することがない。
また、エアダクト内に、エアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部が視覚的に完全に又はほぼ完全に遮蔽されるように複数の遮蔽翼が配置されているので、エアダクト内に侵入したレーダー波はエンジンのファン動翼に到達する前に遮蔽翼で完全に又はほぼ完全に反射させられる。そのため、レーダー波は直接的にエンジンのファン動翼に到達せず、あるいは到達しても僅かである。遮蔽翼で反射しファン動翼に到達してファン動翼で反射し戻ってくるレーダー波は、ファン動翼に到達する前後において遮蔽翼を通過する過程で少なくとも複数回、遮蔽翼で反射する。遮蔽翼の表面は電波吸収材で形成されているので、反射のたびにレーダー波の強度は減衰し、発信源に戻ったときにはその強度が微弱となる。このため、レーダー探知が不可能となり、ステルス性能を向上させることができる。
また、遮蔽翼は流路に沿う方向に設置されているので、空力的な圧力損失も最小限に抑えることができる。
また、本発明は、エンジンに改良を加えるものではないので、機体開発においては、安全性の確認試験が終了し準備されたエンジンをベースに開発を進めることができ、機体開発の自由度が制限されない。

また、本発明にかかる航空機用インテークダクトでは、前記複数の遮蔽翼は、前記空気流路の湾曲部において最も曲率の大きい部分に集中的に、該部分の流路を前記投影部の位置のずれ方向に複数に分割するように間隔を置いて配置されている、ことを特徴とする。

このように、複数の遮蔽翼を、空気流路の湾曲部において最も曲率の大きい部分に集中的に配置するので、遮蔽翼の枚数を抑えつつ効率的にエンジン入口部を視覚的に遮蔽することができる。

また、本発明にかかる航空機用インテークダクトでは、前記遮蔽手段は、前記湾曲部において最も曲率の大きい部分に配置された第１遮蔽部と、前記第１遮蔽部の前方又は後方の位置であって該第１遮蔽部と機体前後方向に重複しない位置に配置された第２遮蔽部と、とからなり、前記第１遮蔽部は、前記最も曲率の大きい部分の流路を前記投影部の位置のずれ方向に複数に分割するように間隔を置いて配置された複数の遮蔽翼からなり、前記第２遮蔽部は、その部分の空気流路を前記ずれ方向に複数に分割するように間隔をおいて配置された複数の遮蔽翼からなり、前記第１遮蔽部と前記第２遮蔽部により前記エアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部が視覚的に完全に遮蔽されるように構成されている、ことを特徴とする。

このように、遮蔽手段が軸方向にずれた第１遮蔽部と第２遮蔽部とからなるので、各遮蔽部における遮蔽翼の枚数及び寸法の設定によって、エンジン入口部を視覚的に完全に遮蔽することができる。また、第２遮蔽部は空気流路の湾曲部において最も曲率の大きい部分に集中的に配置されるので、遮蔽翼の枚数を抑えつつ効率的にエンジン入口部を視覚的に遮蔽することができる。

また、本発明にかかる航空機用インテークダクトでは、前記遮蔽翼の前記エアダクト入口側の先端部に、前記エアダクト内に侵入する異物を切断するための切断刃が設けられている、ことを特徴とする。
ここで、上記「切断刃」には、遮蔽翼と構造的に別体のものに限られず、遮蔽翼自体の先端部を鳥などの異物を切断するのに適した鋭利さに形成したもの、すなわち、遮蔽翼と一体形成されたものも含まれる。

このように、遮蔽翼の前記エアダクト入口側の先端部に、エアダクト内に侵入する鳥などの異物を切断するための切断刃を設けたので、航空機の飛行中、エアダクトに鳥などの異物が侵入し高速で遮蔽翼に衝突した場合でも、その先端に設けられた切断刃により異物を切断することができる。このため、異物衝突時に遮蔽翼にかかる衝撃力を大幅に緩和することができ、これにより、その損傷を防止できる。
また、遮蔽翼にかかる衝撃力を緩和することができるので、強度を向上させるために肉厚を増大させる必要が無い。このため、遮蔽翼の軽量化を図ることができ、機体の軽量化に寄与することができる。

また、本発明にかかる航空機用インテークダクトでは、前記切断刃は、その刃部が前記遮蔽翼の前記先端部で僅かに外部に突出するように前記遮蔽翼内に設けられた刃状部材と、該刃状部材を前記遮蔽翼内で支持する支持部材と、を有する、ことを特徴とする。

このように、切断刃が、刃状部材とこれを支持する支持部材とにより構成され、これらが遮蔽翼に内蔵されているので、刃状部材の先端部に形成された刃部を遮蔽翼の先端部から僅かに突出させた状態で、切断刃を遮蔽翼に堅固に固定することができる。また、刃状部材の先端部のみが遮蔽翼から僅かに突出しているので、ステルス性能に与える悪影響を最小限に抑えることができる。

本発明によれば、エンジン入口部での流れの乱れを増大させず且つ機体開発の自由度を維持したまま航空機のステルス性を向上させることができる、という優れた効果が得られる。

以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

［第１実施形態］
以下、本発明の第１実施形態について説明する。
図１は、本発明の第１実施形態にかかる航空機用インテークダクト１０の構成を示す斜視図である。この図に示す航空機用インテークダクト１０（以下、単に「インテークダクト」ということがある。）は、航空機の機体（図示せず。）に設けられ、前方側に開口する空気取入れ口１２ａから空気を取り入れてその後方側に配置されたエンジン入口部３０まで導くものである。

図１において、Ｘ軸は機体の前後方向を示す。
Ｙ軸は、機体の前後方向からの見たときの空気取入れ口１２ａとエンジン入口部３０とのズレの方向を示すものであり、言い換えれば、エアダクト１２の空気取入れ口１２ａとエンジン入口部３０をそれぞれ機体前後方向へ投影したときの互いの投影部の位置ズレ方向を示すものである。このＹ軸方向は、基本的には、従来技術において説明したようなインテーク形状のパターンによって決まり、パターン１の場合は機体の上下方向がＹ軸方向となり、パターン２および３の場合は、機体の左右方向がＹ軸方向となる。ただし、Ｙ軸方向は機体の上下左右方向に限られず、その中間の方向であってもよい。
Ｚ軸は、Ｘ軸とＹ軸に直交する方向を示す。

図１に示すように、航空用インテークダクト１０は、エアダクト１２と、遮蔽手段１６とを備えている。
エアダクト１２は、空気を前方から取り入れて該空気をその後方側に配置されたエンジン入口部３０まで導くように内部に空気流路１３が形成されている。
エアダクト１２の空気取入れ口１２ａを機体前後方向に投影したときの投影部Ｓ１と、エンジン入口部３０を機体前後方向に投影したときの投影部Ｓ２とは、互いに位置がずれている。このため、空気流路１３は、エアダクト１２の空気取入れ口１２ａから下流側に向かってエンジン入口部３０まで達する過程でエンジン入口部３０に近づくように湾曲する湾曲部１４を有する。この湾曲部１４は、エアダクト１２内部での２次流れや剥離流の発生を抑制でき、エンジン入口部３０での流れの乱れを最小限に抑えられるような、空力的に許容できる範囲での緩やかな曲がり形状とする。
また、エアダクト１２の内部壁面には、電波吸収材が貼り付けられている。

図２は、インテークダクト１０のエアダクト１２のみの断面形状を示す図である。
このような形状のエアダクト１２において、ダクトの空気取入れ口１２ａから入射しエンジン入口部３０に到達する光線を想定する。
図２（Ｄ）に示すように、光線とＸ軸とのなす角をθとした場合、正側で最大値をとるのは光線１であり、負側で最大値をとるのは光線２である。したがって、ダクトの空気取入れ口１２ａから入射し入口部に到達する光線は、θ１〜−θ２の角度で入射する光線である。

次に、この範囲にある光線のうち代表的に３つの角度の光線を図１のＡ，Ｂ，Ｃとし、これらを図２（Ａ）〜（Ｃ）に示す。
図２（Ａ）の光線Ａは、θ＝０の光線であり、エアダクト１２の空気取入れ口１２ａの正面方向から入射する光線である。
図２（Ｂ）の光線Ｂは、θ＝θｂ（ただし、０＜θｂ＜θ１）でエンジン入口部３０に入射する光線であり、入射角としては比較的大きく、正側の最大入射角であるθ１に近い光線である。
図２（Ｃ）の光線Ｃは、θ＝θｃ（ただし、０＜θｃ＜θｂ）でエンジン入口部３０に入射する光線である。
このように、エアダクト１２は、湾曲部１４の形状の影響によってエアダクト１２前方側からの視野においてエンジン入口部３０が視覚的に遮蔽されないように形成されている。

図３は、遮蔽手段１６を含むインテークダクト１０の断面形状を示す図である。
この図に示すように、遮蔽手段１６は、流路に沿う方向に配置された複数の遮蔽翼１７からなる。この遮蔽翼１７は、空気流路１３の湾曲部１４において最も曲率の大きい部分を通るように集中的に、その部分の流路をＹ軸方向（投影部の位置のずれ方向）に複数に分割するように間隔を置いて配置されている。
また、遮蔽翼１７は、エアダクト１２の空気取入れ口１２ａから入射されるいかなる方向からの光線もエンジン入口部３０に到達しないように、且つ翼間ピッチが最大となるように翼長（流路方向長さ）と枚数が設定される。この図３では、代表的に示した上記の３つの光線Ａ，Ｂ，Ｃが遮蔽されていることが分かる。
インテークダクト１０はこのように構成されているため、エアダクト１２前方側からの視野においてエンジン入口部３０が視覚的に完全に遮蔽されるようになっている。

ただし、エアダクト１２の形状によっては、湾曲部１４の曲がりが緩やかであるためにエンジン入口部３０を視覚的に完全に遮蔽することが困難である場合もある。そのような場合は、多少光線を透過させる隙間を許容する場合があってもよい。この場合であっても、エアダクト１２前方側からの視野においてエンジン入口部３０が視覚的にほぼ完全に遮蔽されるようになっている。

遮蔽翼１７の表面は、カーボン複合材や磁性体などの電波吸収材からなる。遮蔽翼１７は電波吸収材から製作したものでも、電波吸収材以外の材料から製作したものの表面に電波吸収材を貼付したものでもよい。

また、遮蔽翼１７の前記エアダクト１２入口側の先端部（前縁部）には、以下に説明するような、エアダクト１２内に侵入する異物を切断するための切断刃を設けることが好ましい。
図４は、図１の遮蔽翼１７のＡ−Ａ線断面における、上記の切断刃の具体例を示す図である。
図４に示すように、遮蔽翼１７のエアダクト１２入口側の先端部（前縁部）には、航空機の飛行中にエアダクト１２内に侵入する鳥などの異物を切断するための切断刃２０が設けられている。この切断刃２０は、各遮蔽翼１７に、その前縁部の幅方向（Ｚ軸方向）の全体に設けられている。

また、図４に示すように、遮蔽翼１７は、中空構造であり、先端部分に切断刃２０が取り付けられている。この切断刃２０の先端部は、航空機の飛行中に鳥などの異物が侵入し高速でストラットに衝突した場合に、その異物を切断するのに十分な鋭利さをもつように形成されている。この切断刃２０の材料は、焼結ＣＢＮ、ダイヤモンド、超硬合金、セラミックス複合材等を適用することが好ましい。

なお、図４の具体例による切断刃２０は、遮蔽翼１７と構造的に別体のものであるが、本発明はこれに限られず、遮蔽翼１７自体の先端部を異物の切断に適した鋭利さに形成したもの、すなわち、遮蔽翼１７と構造的に一体形成したものであってもよい。

図５は、図１の遮蔽翼１７のＡ−Ａ線断面における、上記の切断刃２０の別の具体例を示す図である。
図５に示すように、遮蔽翼１７は中空構造であり、その内部に切断刃２０が内蔵されている。この別の具体例における切断刃２０は、刃状部材２１と、これを支持する支持部材２２とからなる。遮蔽翼１７の前縁部には、図５で紙面に垂直な方向（図１のＺ軸方向）に延びるスリット１７ａが形成されており、刃状部材２１は、その先端部に形成された刃部２１ａが遮蔽翼１７の先端部で僅かに外部に突出するように遮蔽翼１７内に設置されている。

刃状部材２１の刃部２１ａは、航空機の飛行中に鳥などの異物が侵入し高速で刃状部材２１に衝突した場合に、その異物を切断するのに十分な鋭利さをもつように形成されている。この切断刃２０の材料は、先に説明した具体例と同様に、焼結ＣＢＮ、ダイヤモンド、超硬合金、セラミックス複合材等を適用することが好ましい。
支持部材２２は、遮蔽翼１７内に形成された支持部８ｂにより堅固に固定され、前縁部側の面に形成された保持部２２ａにより刃状部材２１の後端部を保持している。

次に上記のように構成された第１実施形態にかかる航空機用インテークダクト１０の作用・効果について説明する。
本発明にかかる航空機用インテークダクト１０によれば、エアダクト１２は、湾曲部１４の形状の影響によってエアダクト１２前方側からの視野においてエンジン入口部３０が視覚的に遮蔽されないように形成されているので、湾曲部１４の曲がりを緩やかにすることができ、エアダクト１２内部での２次流れや剥離流の発生を抑制し、エンジン入口部３０での流れの乱れを最小限に抑えることができる。このため、エンジン作動安定性に影響を与えず、航空機の運動性の範囲を制限することがない。

また、エアダクト１２内に、エアダクト１２前方側からの視野においてエンジン入口部３０が視覚的に完全に又はほぼ完全に遮蔽されるように複数の遮蔽翼１７が配置されているので、エアダクト１２内に侵入したレーダー波はエンジンのファン動翼に到達する前に遮蔽翼１７で完全に又はほぼ完全に反射させられる。そのため、レーダー波は直接的にエンジンのファン動翼に到達せず、あるいは到達しても僅かである。遮蔽翼１７で反射しファン動翼に到達してファン動翼で反射し戻ってくるレーダー波は、ファン動翼に到達する前後において遮蔽翼１７を通過する過程で少なくとも複数回、遮蔽翼１７で反射する。遮蔽翼１７の表面は電波吸収材で形成されているので、反射のたびにレーダー波の強度は減衰し、発信源に戻ったときにはその強度が微弱となる。このため、レーダー探知が不可能となり、ステルス性能を向上させることができる。

また、遮蔽翼１７は流路に沿う方向に設置されているので、空力的な圧力損失も最小限に抑えることができる。
また、本発明は、エンジンに改良を加えるものではないので、機体開発においては、安全性の確認試験が終了し準備されたエンジンをベースに開発を進めることができ、機体開発の自由度が制限されない。
また、複数の遮蔽翼１７を、空気流路１３の湾曲部１４において最も曲率の大きい部分に集中的に配置するので、遮蔽翼１７の枚数を抑えつつ効率的にエンジン入口部３０を視覚的に遮蔽することができる。

また、遮蔽翼１７の前記エアダクト１２入口側の先端部に、エアダクト１２内に侵入する鳥などの異物を切断するための切断刃を設けたので、航空機の飛行中、エアダクト１２に鳥などの異物が侵入し高速で遮蔽翼１７に衝突した場合でも、その先端に設けられた切断刃により異物を切断することができる。このため、異物衝突時に遮蔽翼１７にかかる衝撃力を大幅に緩和することができ、これにより、その損傷を防止できる。
また、遮蔽翼１７にかかる衝撃力を緩和することができるので、強度を向上させるために肉厚を増大させる必要が無い。このため、遮蔽翼１７の軽量化を図ることができ、機体の軽量化に寄与することができる。

また、切断刃を上記の他の具体例（図５参照。）のように構成すれば、さらに次のような効果が得られる。すなわち、切断刃２０が、刃状部材２１とこれを支持する支持部材２２とにより構成され、これらが遮蔽翼１７に内蔵されているので、刃状部材２１の先端部に形成された刃部２１ａをストラット８の先端部から僅かに突出させた状態で、切断刃２０を遮蔽翼１７に堅固に固定することができる。また、刃状部材２１の先端部のみが遮蔽翼１７から僅かに突出しているので、ステルス性能に与える悪影響を最小限に抑えることができる。

［第２実施形態］
以下、本発明の第２実施形態について説明する。
図６は、本発明の第２実施形態にかかる航空機用インテークダクトの断面形状を示す図である。エアダクト１２の構成は、第１実施形態と同様であるので詳細な説明は省略する。
第２実施形態にかかるインテークダクトでは、遮蔽手段１６は、第１遮蔽部１６Ａと第２遮蔽部１６Ｂとからなる。
第１遮蔽部１６Ａは、湾曲部１４において最も曲率の大きい部分の流路をＹ軸方向に複数に分割するように間隔を置いて配置された複数の遮蔽翼１７からなる。

第２遮蔽部１６Ｂは、第１遮蔽部１６Ａの前方または後方の位置であって第１遮蔽部１６Ａと機体前後方向に重複しない位置に配置される。本実施形態では、湾曲部１４と空気取入れ口１２ａとの間の前方ストレート部分に配置されているが、湾曲部１４とエンジン入口部３０との間の後方ストレート部分に配置されるようにしてもよい。
また、第２遮蔽部１６Ｂは、その部分の空気流路１３をＹ軸方向に複数に分割するように間隔をおいて配置された複数の遮蔽翼１７からなる。

第１遮蔽部１６Ａと第２遮蔽部１６Ｂの各遮蔽翼１７は、流路に沿う方向に配置されており、その表面はカーボン複合材や磁性体などの電波吸収材からなる。遮蔽翼１７は電波吸収材から製作したものでも、電波吸収材以外の材料から製作したものの表面に電波吸収材を貼付したものでもよい。

また、第１遮蔽部１６Ａと第２遮蔽部１６Ｂの遮蔽翼１７は、エアダクト１２の空気取入れ口１２ａから入射されるいかなる方向からの光線もエンジン入口部３０に到達しないように、且つ翼間ピッチが最大となるように翼長（流路方向長さ）と枚数が設定される。この図６では、代表的に示した上記の３つの光線Ａ，Ｂ，Ｃ（図２参照。）が遮蔽されていることが分かる。
インテークダクトはこのように構成されているため、エアダクト１２前方側からの視野においてエンジン入口部３０が視覚的に完全に遮蔽されるようになっている。

また、第２実施形態においても、第１遮蔽部１６Ａと第２遮蔽部１６Ｂの各遮蔽翼１７のエアダクト１２入口側の先端部に、第１実施形態と同様の切断刃２０を設けることが好ましい。

上記のように構成された第２実施形態にかかる航空機用インテークダクト１０によれば、第１実施形態による作用・効果に加え、以下の作用・効果が得られる。
すなわち、第２実施形態にかかる航空機用インテークダクト１０によれば、遮蔽手段１６が軸方向にずれた第１遮蔽部１６Ａと第２遮蔽部１６Ｂとからなるので、各遮蔽部１６Ａ，１６Ｂにおける遮蔽翼１７の枚数及び寸法の設定によって、エンジン入口部３０を視覚的に完全に遮蔽することができる。また、第２遮蔽部１６Ｂは空気流路１３の湾曲部１４において最も曲率の大きい部分に集中的に配置されるので、遮蔽翼１７の枚数を抑えつつ効率的にエンジン入口部３０を視覚的に遮蔽することができる。

以上の各実施形態における説明から明らかなように、本発明によれば、エンジン入口部での流れの乱れを増大させず且つ機体開発の自由度を維持したまま航空機のステルス性を向上させることができる、という優れた効果が得られる。

なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できることは勿論である。

本発明の第１実施形態にかかる航空機用インテークダクトの斜視図である。 本発明の第１実施形態にかかる航空機用インテークダクトのエアダクトのみの形状を示す図である。 本発明の第１実施形態にかかる航空機用インテークダクトの断面形状を示す図である。 遮蔽翼に設けた切断刃の具体例を示す図である。 遮蔽翼に設けた切断刃の別の具体例を示す図である。 本発明の第２実施形態にかかる航空機用インテークダクトの断面形状を示す図である。 特許文献１に示された従来技術の構成図である。 特許文献２に示された従来技術の構成図である。 航空機の機体に設けられるインテークダクトの形状パターンを説明する図である。

符号の説明

１０ 航空機用インテークダクト
１２ エアダクト
１２ａ 空気取入れ口
１３ 空気流路
１４ 湾曲部
１６ 遮蔽手段
１７ 遮蔽翼
１７ａ スリット
１７ｂ 支持部
２０ 切断刃
２１ 刃状部材
２１ａ 刃部
２２ 支持部材
２２ａ 保持部
３０ エンジン入口部

Claims (5)

1. 航空機の機体に設けられ、空気を前方から取り入れて該空気をその後方側に配置されたエンジンまで導くように内部に空気流路が形成されたエアダクトを備え、該エアダクトの前端に形成された空気取入れ口とエンジン入口部をそれぞれ機体前後方向へ投影したときの互いの投影部の位置がずれており、前記空気流路は、前記エアダクトの空気取入れ口から下流側に向かってエンジン入口部まで達する過程でエンジン入口部に近づくように湾曲する湾曲部を有する航空機用インテークダクトにおいて、
   前記エアダクトは、湾曲部の形状の影響によってエアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部が視覚的に遮蔽されないように形成されており、
   前記エアダクト内に、該エアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部が視覚的に完全に又はほぼ完全に遮蔽されるように且つ流路に沿う方向に設置された複数の遮蔽翼からなる遮蔽手段を備え、前記遮蔽翼の表面は電波吸収材からなる、
   ことを特徴とする航空機用インテークダクト。
2. 前記複数の遮蔽翼は、前記空気流路の湾曲部において最も曲率の大きい部分に集中的に、該部分の流路を前記投影部の位置のずれ方向に複数に分割するように間隔を置いて配置されている、ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用インテークダクト。
3. 前記遮蔽手段は、前記湾曲部において最も曲率の大きい部分に配置された第１遮蔽部と、前記第１遮蔽部の前方又は後方の位置であって該第１遮蔽部と機体前後方向に重複しない位置に配置された第２遮蔽部と、とからなり、
   前記第１遮蔽部は、前記最も曲率の大きい部分の流路を前記投影部の位置のずれ方向に複数に分割するように間隔を置いて配置された複数の遮蔽翼からなり、
   前記第２遮蔽部は、その部分の空気流路を前記ずれ方向に複数に分割するように間隔をおいて配置された複数の遮蔽翼からなり、
   前記第１遮蔽部と前記第２遮蔽部により前記エアダクト前方側からの視野においてエンジン入口部が視覚的に完全に遮蔽されるように構成されている、ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用インテークダクト。
4. 前記遮蔽翼の前記エアダクト入口側の先端部に、前記エアダクト内に侵入する異物を切断するための切断刃が設けられている、ことを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の航空機用インテークダクト。
5. 前記切断刃は、その刃部が前記遮蔽翼の前記先端部で僅かに外部に突出するように前記遮蔽翼内に設けられた刃状部材と、該刃状部材を前記遮蔽翼内で支持する支持部材と、を有する、ことを特徴とする請求項４に記載の航空機用インテークダクト。

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