JP2010180756A - ジェットエンジン - Google Patents
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Abstract
【課題】ストラット表面における空気の減速率を従来よりも低下させ、以ってエンジン性能の低下を抑制する。
【解決手段】ファン動翼5の上流側においてケーシング3とファン動翼5が固定される軸部2との間に差し渡すように所定間隔で放射状に設けられる複数のストラット1を備えるジェットエンジンであって、ストラット1は変曲点Xを挟んで上流側と下流側とで反対方向に湾曲する形状を備え、変曲点Xは軸部の軸線方向におけるストラット1の長さの中点に、あるいは当該中点から上流側に位置設定されている。
【選択図】図1
【解決手段】ファン動翼5の上流側においてケーシング3とファン動翼5が固定される軸部2との間に差し渡すように所定間隔で放射状に設けられる複数のストラット1を備えるジェットエンジンであって、ストラット1は変曲点Xを挟んで上流側と下流側とで反対方向に湾曲する形状を備え、変曲点Xは軸部の軸線方向におけるストラット1の長さの中点に、あるいは当該中点から上流側に位置設定されている。
【選択図】図1
Description
本発明は、ストラットを備えるジェットエンジンに関するものである。
従来、戦闘機等の航空機では、その性質上、機影がレーダで捕捉されないようにするため、機体の表面形状の工夫や電波吸収材の付設等によりステルス性が施されている。しかし、ジェットエンジンを推進力とする航空機では、エンジンケーシング表面は容易にステルス性を実現できるが、ジェットエンジンの吸入口部分にステルス性を付加することに困難を伴っていた。なぜならば、ジェットエンジンの吸入口部分には、高速で回転したときに電波、すなわちマイクロ波を反射するファン動翼が設けられており、このような回転体に対してステルス性を付加することに困難を伴うからである。
そこで、特許文献1においては、ステルス性を要求される戦闘機等の航空機に好適なステルス性を付与するジェットエンジンが提案されている。
この提案に係るジェットエンジンは、ジェットエンジンの軸部とケーシングとの間に設けられるストラットにレーダーブロッカーの機能を持たせたものである。このストラットは、特許文献1の図2(断面図)に示すように、ジェットエンジンの軸線方向における断面形状が変曲点を挟んで反対方向に緩やかに湾曲すると共に、変曲点が後端側(稼動カイドベーン側)に偏った位置に設定された略S字状の形状を持つ。このような形状のストラットは、吸入口(上流側)から吸入した空気を変曲点に先行する湾曲部で増速させ、変曲点に後続する湾曲部で減速させるという作用を奏する。
この提案に係るジェットエンジンは、ジェットエンジンの軸部とケーシングとの間に設けられるストラットにレーダーブロッカーの機能を持たせたものである。このストラットは、特許文献1の図2(断面図)に示すように、ジェットエンジンの軸線方向における断面形状が変曲点を挟んで反対方向に緩やかに湾曲すると共に、変曲点が後端側(稼動カイドベーン側)に偏った位置に設定された略S字状の形状を持つ。このような形状のストラットは、吸入口(上流側)から吸入した空気を変曲点に先行する湾曲部で増速させ、変曲点に後続する湾曲部で減速させるという作用を奏する。
上記構成からなるジェットエンジンは、そのジェットエンジンを吸入口側から見たとき、曲面壁で構成されストラットは、ジェットエンジンの軸部を中心として放射状に、かつ、互いに所定の等間隔を保って複数個設けられている。したがって、ストラット間に進入したマイクロ波は、一方のストラットの曲面壁に衝突して進行方向が変更されて他方のストラット曲面壁に衝突し、その衝突したマイクロ波は再び一方のストラットの曲面壁に衝突することとなる。ストラット間に進入したマイクロ波は、このような衝突が何度も繰り返されて拡散及び減衰され、ファン動翼へ達することが阻止される。
このため、この提案に係るジェットエンジンは、吸入口から進入したマイクロ波がファン動翼によって反射されることがなく、マイクロ波の反射波がマイクロ波の発生源に到達することが無くなり、ステルス性を効果的に高めることができる。
このため、この提案に係るジェットエンジンは、吸入口から進入したマイクロ波がファン動翼によって反射されることがなく、マイクロ波の反射波がマイクロ波の発生源に到達することが無くなり、ステルス性を効果的に高めることができる。
ところで、上記ストラットでは、第1の湾曲部の表面における流速(増速された流速)と第2の湾曲部の表面における速度(減速された流速)との比率(減速率)が大きいとエンジン性能が低下する、例えば第2の湾曲部の表面において空気の剥離現象が発生してエンジン効率が低下することが知られている。
本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、ストラット表面における空気の減速率を従来よりも低下させ、以ってエンジン性能の低下を抑制することを目的とする。
本発明は、上記目的を達成するために、ファン動翼の上流側においてケーシングとファン動翼が固定される軸部との間に差し渡すように所定間隔で放射状に設けられる複数のストラットを備えるジェットエンジンであって、ストラットは変曲点を挟んで上流側と下流側とで反対方向に湾曲する形状を備え、変曲点は軸部の軸線方向におけるストラットの長さの中点に、あるいは当該中点から上流側に位置設定されていることを特徴とする。
このような特徴点を有する本発明によれば、変曲点が軸部の軸線方向におけるストラットの長さの中点に、あるいは当該中点から上流側に位置設定されているので、変曲点が上記中点から下流側(稼動カイドベーン側)に設定された従来のストラットとの比較においてストラットの表面における空気の減速率が低下する。
また、上述する形状に設定されたストラットが軸部との間に差し渡すように所定間隔で放射状に複数設けられるので、上流側からストラットに進入したマイクロ波は、一方のストラットに衝突して進行方向が変更されて隣り合うストラットに衝突し、このような衝突が何度も繰り返されることにより拡散及び減衰される。
また、上述する形状に設定されたストラットが軸部との間に差し渡すように所定間隔で放射状に複数設けられるので、上流側からストラットに進入したマイクロ波は、一方のストラットに衝突して進行方向が変更されて隣り合うストラットに衝突し、このような衝突が何度も繰り返されることにより拡散及び減衰される。
したがって、本発明によれば、表面における空気の減速率が従来のストラットよりも小さいので、エンジン性能の低下、例えばストラットの表面において空気の剥離現象が発生してエンジン効率が低下することを従来よりも抑制することができる。
また、従来と同様にマイクロ波の反射を抑制することができるので、ステルス性を効果的に高めることができる。
また、従来と同様にマイクロ波の反射を抑制することができるので、ステルス性を効果的に高めることができる。
以下、図面を参照して、本発明に係るジェットエンジンの一実施形態について説明する。なお、以下の図面においては、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。
図1は、本実施形態に係るターボファンエンジン(ジェットエンジン)の吸入口側の上半分の断面図である。また、図2は、図1のA−A線断面図に相当する説明図である。
そして、図1に示すように、本実施形態のターボファンエンジンは、ストラット1と、軸部2と、ケーシング3と、可変ガイドベーン4と、ファン動翼5と、ファン静翼6とを備えている。
そして、図1に示すように、本実施形態のターボファンエンジンは、ストラット1と、軸部2と、ケーシング3と、可変ガイドベーン4と、ファン動翼5と、ファン静翼6とを備えている。
ストラット1は、扁平な金属製の板材で構成され、ファン動翼5の上流側においてターボファンエンジンの軸部2とケーシング3との間に差し渡すように設けられている。図1において、ストラット1は、図面を簡略化するために2個のストラットしか示されていないが、このストラット1は、ターボファンエンジンを吸入口側から見たとき(図1において左側から見たとき)、軸部2を中心として放射状に、かつ、互いに所定の等間隔を保って複数個設けられている。各ストラット1は、同一形状であるので、図1の軸部2の中心軸線O−O近くに設けられているストラット1を用いてその形状について説明する。
ストラット1は、中心軸線O−Oの方向において変曲点Xを挟んで上流側と下流側とで反対方向に湾曲する略S字状の形状を備えている。すなわち、このようなストラット1は、上流側(吸入口)から吸入した空気を変曲点Xに先行する湾曲部で増速させ、変曲点Xに後続する湾曲部で減速させるという作用を奏する。また、このようなストラット1は、上流側から進入したマイクロ波の反射を抑制してステルス性を高めるためのものである。
また、上記変曲点Xは、中心軸線O−Oの方向におけるストラット1の長さLの中点、つまりストラット1の先端部(上流側端部)から長さL/2に相当する位置よりも上流側に位置設定されている。このようなストラット1における変曲点Xの位置は、本実施形態の特徴点であり、上述した従来のストラットとの対比において最も異なる点である。なお、変曲点Xの位置は、ストラット1の長さLの中点から上流側に限定されず、ストラット1の長さの中点、つまりストラット1の先端部(あるいは後端部)から長さL/2に相当する位置に位置していても良い。
変曲点Xの位置は、L/2より上流側に位置する方が、増速域直後に形成される減速域の減速率を低下させて気体の剥離を抑制する効果が高くなることが確認されているが、変曲点Xの位置が上流側に位置し過ぎると、ストラット1のマイクロ波の拡散及び減衰が損なわれるので、変曲点Xの位置は、L/2から少し上流側に位置した付近に設定される。
可変ガイドベーン4は、扁平な金属製の板材で構成されており、ストラット1の吸入口と反対側(図1において右側)に図示しない支軸を介して回動自在に設けられている。すなわち、この可変ガイドベーン4は、ストラット1の吸入口と反対側の端面の近くで、かつ、その端面辺に並行する支軸で回動自在に軸支されている。
このように、可変ガイドベーン4は回動するため、構造上、ストラット1と可変ガイドベーン4と接する箇所には、間隙、つまりスリットSが存在し、このスリットSにより、ストラット1の表側(図1においてストラット1の上側)と、ストラット1の裏側(図1においてストラット1の下側)とが連通状態となる。
このように、可変ガイドベーン4は回動するため、構造上、ストラット1と可変ガイドベーン4と接する箇所には、間隙、つまりスリットSが存在し、このスリットSにより、ストラット1の表側(図1においてストラット1の上側)と、ストラット1の裏側(図1においてストラット1の下側)とが連通状態となる。
ファン動翼5は、可変ガイドベーン4の後方の位置、すなわち、ストラット1と反対側の可変ガイドベーン4に隣接して設けられている。また、ファン静翼6は、そのファン動翼5の後方の位置、すなわち、可変ガイドベーン4と反対側のファン動翼5に隣接して設けられている。これら、ファン動翼5及びファン静翼6は、周知のターボファンエンジンのファン動翼及びファン静翼とそれぞれ同一構成及び同一作用であるので、これ以上の説明は省略する。
図2は、図1のA−A線断面図に相当し、ここにはストラット1が3個示されている。すなわち、この図2は、図1のA−A線断面図を展開し、3個のストラットを図示している。なお、この図2において、実線で示される可変ガイドベーン4は、可変ガイドベーン4が全開の状態、つまりターボファンエンジンの最高出力状態を示しており、また、鎖線で示される可変ガイドベーン4は、可変ガイドベーン4が実線位置から所定角度回動して閉じられた状態を示し、つまりターボファンエンジンが出力を低下させた状態を示している。
この図2を用いてターボファンエンジンの吸入口から進入したマイクロ波の拡散及び減衰作用について説明すると、マイクロ波は、図2の左側に鎖線の矢印で示されるように、左側からストラット1,1間に進入してくる。ストラット1,1間に進入したマイクロ波は、一方のストラット1の曲面壁に衝突して進行方向が変更されて他方のストラット1の曲面壁に衝突し、その衝突したマイクロ波は再び一方のストラットの曲面壁に衝突することとなる。ストラット1,1間に進入したマイクロ波は、このような衝突が何度も繰り返されて拡散及び減衰され、ファン動翼5へ達することが阻止される。
このため、このターボファンエンジンは、吸入口から進入したマイクロ波がファン動翼によって反射されることがなく、マイクロ波の反射波がマイクロ波の発生源に到達することが無くなり、ステルス性を効果的に高めることができる。
以下、図3,4の実験例及び図5の比較例を用いてさらに気体の剥離について説明する。図3は、一個のストラット1及び一個の可変ガイドベーン4に空気を流したときの気体の剥離状態を示し、このときのストラット1の変曲点Xは、上流側からL/2の位置に存在している。また、図3において、網掛けで示された範囲は、気体の剥離の生じやすい範囲を示している。
図4は、(a)が図3の一個のストラット1及び一個の可変ガイドベーン4に空気を流したときの等マッハ数線図であり、(b)がストラット1及び可変ガイドベーン4の翼面マッハ数を示すグラフである。なお、図4(b)においてAがストラット1及び可変ガイドベーン4の表側の翼面マッハ数を示すグラフであり、Bがストラット1及び可変ガイドベーン4の裏側の翼面マッハ数を示すグラフである。また、図4(b)のグラフにおいて横方向の位置は、図4(a)に示すストラット1及び可変ガイドベーン4の軸心O−O(図3参照)方向の位置に対応している。
また、図5は、(a)が一個の従来のストラット1’(変曲点Xが上流側からL/2よりも下流側の位置に存在しているストラット)及び一個の可変ガイドベーン4に気体を流したときの等マッハ数線図であり、(b)がストラット1’及び可変ガイドベーン4の翼面マッハ数を示すグラフである。なお、図4(b)においてAがストラット1’及び可変ガイドベーン4の表側の翼面マッハ数を示すグラフであり、Bがストラット1’及び可変ガイドベーン4の裏側の翼面マッハ数を示すグラフである。また、図4(b)のグラフにおいて横方向の位置は、図4(a)に示すストラット1’及び可変ガイドベーン4の軸心O−O方向の位置に対応している。
そして、図4のグラフAが図5のグラフAよりも緩い傾きであることから分かるように、本実施形態におけるストラット1及可変ガイドベーン4においては、表面における流速が滑らかに減速(すなわちゆっくりと減速)していることが分かり、気体の剥離状態が生じていないことが伺える。一方、従来のストラット1’及可変ガイドベーン4においては、表面における流速が急激に減速していることが分かり、気体の剥離状態が生じていることが伺える。
本実施形態に係るターボファンエンジンによれば、ストラット1の変曲点Xが上流側からL/2を含めてこれよりも上流側に存在しているので、ストラットの表面における空気の減速率を上述した従来(特許文献1)のストラットよりも低下させることができる。したがって、ストラットの表面における空気の剥離現象を抑制することが可能であり、よってエンジン性能(例えばエンジン効率)の低下を抑制することができる。
以上、本発明の一実施の形態について図面を参照して詳説したが、具体的な構成は、上記実施の形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲において設計変更等が可能である。
1……ストラット、2……軸部、3……ケーシング、4……可変ガイドベーン、5……ファン動翼、6……ファン静翼、X……変曲点、C……屈曲部、S……スリット
Claims (1)
- ファン動翼の上流側においてケーシングと前記ファン動翼が固定される軸部との間に差し渡すように所定間隔で放射状に設けられる複数のストラットを備えるジェットエンジンであって、
前記ストラットは、変曲点を挟んで上流側と下流側とで反対方向に湾曲する形状を備え、前記変曲点は、前記軸部の軸線方向における前記ストラットの長さの中点に、あるいは当該中点から上流側に位置設定されていることを特徴とするジェットエンジン。
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2013205235A (ja) * | 2012-03-28 | 2013-10-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 電波反射特性評価システム及び電波反射特性評価方法 |
US10830180B2 (en) | 2015-06-16 | 2020-11-10 | Ihi Corporation | Engine aft section structure |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0712094A (ja) * | 1993-06-28 | 1995-01-17 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 圧縮機翼列の翼型 |
JPH11121972A (ja) * | 1997-10-09 | 1999-04-30 | Yokohama Rubber Co Ltd:The | 反射電波散乱構造 |
JPH11264326A (ja) * | 1997-12-18 | 1999-09-28 | United Technol Corp <Utc> | ガスタ―ビンエンジンの可変入口ガイドベ―ン用シ―ル |
JP2004137950A (ja) * | 2002-10-17 | 2004-05-13 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | マイクロ波反射制御装置 |
JP2007023857A (ja) * | 2005-07-14 | 2007-02-01 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ジェットエンジンの空気入口部構造 |
-
2009
- 2009-02-04 JP JP2009024215A patent/JP2010180756A/ja active Pending
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH0712094A (ja) * | 1993-06-28 | 1995-01-17 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 圧縮機翼列の翼型 |
JPH11121972A (ja) * | 1997-10-09 | 1999-04-30 | Yokohama Rubber Co Ltd:The | 反射電波散乱構造 |
JPH11264326A (ja) * | 1997-12-18 | 1999-09-28 | United Technol Corp <Utc> | ガスタ―ビンエンジンの可変入口ガイドベ―ン用シ―ル |
JP2004137950A (ja) * | 2002-10-17 | 2004-05-13 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | マイクロ波反射制御装置 |
JP2007023857A (ja) * | 2005-07-14 | 2007-02-01 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ジェットエンジンの空気入口部構造 |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2013205235A (ja) * | 2012-03-28 | 2013-10-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 電波反射特性評価システム及び電波反射特性評価方法 |
US10830180B2 (en) | 2015-06-16 | 2020-11-10 | Ihi Corporation | Engine aft section structure |
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