JP2012506823A - 胴体内に部分的に埋め込まれたエンジンを有する航空機 - Google Patents

Abstract

本発明は、胴体（１４）に少なくとも部分的に埋め込まれたナセル（１６）を有する複流ターボジェットエンジン（１２）が取り付けられた航空機であって、各エンジン（１２）の空気取入口は２つの境界層案内壁（２０）によって胴体に接続され、前記壁（２０）は空気取入口（１８）の上流側に向かって伸びて上流側に向かって互いに離間されることを特徴とする航空機に関する。

Description

本発明は、航空機の胴体内に部分的に埋め込まれたナセルを有するバイパスターボジェットエンジンが取り付けられた民間航空機に関する。

現在の民間航空機は、翼の下または胴体の後方位置に取り付けられたターボジェットによって推進されるもので、ターボジェットはパイロンを使用して胴体に取り付けられる。

燃費低減の意味で、エンジンの製造業者は、エンジンを部分的に胴体に組み込んで、そのことによりパイロンおよびそのフェアリングをなくして、その結果、推進アセンブリの重量を低減することを目指している。さらに、エンジンを部分的に胴体内に組み込むことで、エンジンの直径を大きくすることができ、ひいては、非常に高いバイパス比を有するエンジンの使用を想定することができる。最後に、航空機の周囲を流れる空気と接触するナセルの面積を低減することは、抵抗を低減することになる。

飛行中、速度がほぼ０の境界層は航空機の胴体の周囲で形成され、空力抵抗を生成する。ファンの大きな歪みやシャフトの振動を引き起こす可能性があるためにエンジンは境界層を吸い込むべきでないと考えられてきたので、航空機は、エンジンの空気取入口から上流側に位置し部分的に埋め込まれた境界層「トラップ」が取り付けられてきた。しかしながら、最近の研究で、境界層の一部をエンジン内に吸入することにより航空機の空力抵抗を大幅に低減し、またエンジン内に入り込む空気の速度を大幅に低減することができ、ひいてはエンジン効率を高めることができることが明らかになった。

本発明の特定の目的は、境界層を吸入することによって空力抵抗を最小限に抑えることで航空機の燃費を低減することである。

上述の目的を達成するために、本発明は、航空機の胴体に少なくとも部分的に埋め込まれたナセルを有するバイパスターボジェットエンジンが取り付けられた航空機であって、各エンジンの空気取入口が２つの境界層案内壁によって胴体に接続され、これらの壁は空気取入口から上流側に伸びて上流側に向かって互いに離れて広がることを特徴とする航空機を提供する。

各エンジンでは、２つの壁はエンジンの空気取入口から上流側で胴体に組み込まれ、これらの壁は空気取入口に向かって互いに収束して、境界層を収集して案内するための半シュートまたは半ファンネルを形成する。動作時に、境界層は、エンジンの空気取入口に向かってエンジンの空気取入口より広い範囲で案内され、このことにより航空機の空力抵抗がさらに低減される。この境界層をより大きく吸入することによりさらに、空気取入口での空気の速度を低減することでエンジン効率を高めることができる。

有利には、案内壁は、胴体に対して、上流側端部から各エンジンの空気取入口に向かって次第に増加する高さの壁であり、それにより、エンジン付近で最大量の境界層をエンジン内に吸入し、エンジン周囲の有害乱流を低減することができる。

案内壁は、互いに対して約２５°から約５０°の角度をなすことができる。

また、各エンジンの案内壁は、２つの案内壁間の空間に面して凹面を有する曲線状壁であり、平面の案内壁の場合と比べて境界層の空気の案内を改善する働きをする。

本発明の別の特徴によれば、案内壁は、胴体と胴体から離間した空気取入口の周囲点との間に伸びて、このために、前記点とエンジンの軸とをつなぐ半径間が１２０°から１８０°の角度をなす。

本発明のさらに別の特徴によれば、２つの案内壁の間に位置する胴体の一部は、エンジンの空気取入口に向かって凹面を有するＳ字形の輪郭を有し、このことで、空気が２つの案内壁間で加速され、吸気効果が高くなり、境界層の吸入を高めることができる。

案内壁とＳ字形輪郭との併用により、各エンジンによる境界層の吸入が倍増される。

本発明の別の特徴によれば、ナセルの上流側部分のみが胴体に埋め込まれて、これにより高温ガスが胴体の外側で胴体から距離を保って排出される。

有利には、胴体に埋め込まれた各ナセルの上流側部分は、ナセルの周囲の少なくとも３分の１で最大でも５０％に相当する。

有利には、各エンジンの下流側端部は胴体から離間されて、エンジンから下流側にエンジンと胴体との間の空間の全域にわたって伸びる平面壁によって胴体に接続される。したがって、この壁は、第１に、エンジンが胴体と接触することによって高温ガス流が排出されるのを防ぐことによって、第２に、エンジンの下流側部分と胴体との間に乱流が生じるのを避けることによって胴体を熱保護する。

非限定的な例として添付図面を参照して考察された以下の説明を読めば、本発明はより十分に理解され、本発明の他の詳細、利点、特徴が明らかになるであろう。

本発明の航空機の斜視図である。 図１の破線で示された部分の拡大図である。 本発明の航空機の側面部分図である。 本発明の航空エンジンの平面図である。

最初に図１について説明する。図１は、航空機の胴体１４の後方部分でその両側に配設された２つのターボジェットエンジン１２が取り付けられた民間航空機１０を示す。

航空機１０のエンジン１２は、上流側部分が胴体１４に部分的に埋め込まれたナセル１６を備える。「埋め込みエンジン」構造と呼ばれる場合もある構造のエンジン１２のこのタイプの取り付けによって、通常エンジンを航空機に接続するパイロンおよびそれらのフェアリングをなくすことができ、航空機１０の周囲を流れる空気と接触するナセルの面積を低減することができ、それにより空力抵抗を低減することができる。

飛行中、境界層は、航空機１０の胴体１４の周囲に形成され、航空機の空力抵抗を生じさせる。巡航飛行中、この境界層は、約３０ｍの長さの航空機では約３０ｃｍから４０ｃｍの厚さになる場合がある。

本発明は、胴体１４上に形成される境界層を航空機１０のエンジン１２内に吸入することによって、その境界層をできるだけ低減させることができる装置を提案する。

このためには、各エンジン１２の空気取入口１８は、航空機１０の胴体１４に接続されかつ上流側に向かって互いに離れて広がる２つの壁２０を含む。

各壁２０の高さは、空気取入口１８から上流側に向かって次第に減少し、その上流側端部で０になる。これらの壁がエンジンの空気取入口に向かって収束するのに伴ったこの高さ変化により、最大量の境界層がエンジン１２の内部に導かれるようになる。

図２に見られるように、２つの壁２０は、エンジン１２の空気取入口の周囲の２つの点２１に接続され、これらの２つの点２１はほぼ正反対の位置にあり、互いに約１２０°から約１８０°角度離間される。

２つの壁２０がなす角度は、約２５°から約５０°である。

胴体の上部に伸びる各エンジンの案内壁は、それらの上流側端部で互いに接続される。

各エンジンの案内壁は、２つの案内壁間の空間に面して凹面を有する曲線状壁であり、それにより平面の案内壁の場合と比べて境界層の空気の案内を改善する働きをする。

フェアリング板２３は、案内壁の各々から下流側に伸びて、２つのエンジンを横方向に接続して、これらの壁から下流側に空気が十分に流れるようにする。

フェアリング板はさらに、案内壁から下流側に伸びて、胴体の底部まで伸びる（図示せず）。

図３は、航空機１０の胴体１４上に形成される境界層の流線２２を示す。実際にエンジン１２の空気取入口１８の直線上にない流線２２が案内壁２０によってエンジン１２の空気取入口に向かって引き込まれることがわかる。

本発明の別の特徴によれば、２つの案内壁２０間に位置する胴体の表面は、Ｓ字形の輪郭を有し（図４の破線２４）、エンジンの空気取入口の傍に凹面を含み、そのことにより、境界層の空気が加速され、エンジンによる境界層の捕捉を増大させる。

ナセル１６の上流側部分は部分的に胴体１４内に埋め込まれ、その下流側部分は胴体から離間され、このことにより、高温ガスが胴体１４から距離を保って排出されるようになる。ナセルの埋め込み部分は、ナセルの上流側部分の約３分の１から最大でも半分である。

図４に示されるように、エンジン１２の下流側端部は、航空機１０のエンジン１２および胴体１４に対してほぼ半径方向に位置決めされた壁２６によって胴体に接続される。この壁は、エンジン１２と胴体１４との間の高温ガス渦流を防ぐことによって、またさらなる抵抗の発生を防ぐことによって、エンジン１２によって排出された高温ガスから胴体１４を保護する働きをする。

案内壁２０とＳ字形輪郭の胴体１４の表面との併用によって、胴体１４に約３分の１まで埋め込まれたナセルの前方部を有するエンジン１２の場合、胴体１４の境界層の空気の約５０％がエンジン１２へと導かれる。

ナセル１６を胴体に部分的に埋め込むことで重量および抵抗を低減すること、および境界層の一部を吸入することによって、燃費を約３％から５％低減することができる。

Claims (9)

1. 航空機の胴体（１４）に少なくとも部分的に埋め込まれたナセル（１６）を有するバイパスターボジェットエンジン（１２）が取り付けられた航空機（１０）であって、各エンジン（１２）の空気取入口が２つの境界層案内壁（２０）によって胴体に接続され、これらの壁（２０）が空気取入口（１８）から上流側に伸びて上流側に向かって互いに離れて広がることを特徴とする、航空機（１０）。
2. 胴体に対する案内壁（２０）の高さが、エンジン（１２）の空気取入口（１８）から上流側に向かって次第に減少することを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
3. 案内壁が、互いに対して約２５°から約５０°の角度をなすことを特徴とする、請求項１または２に記載の航空機。
4. 各エンジンの案内壁が、２つの案内壁間の空間に面して凹面を有する曲線状壁であることを特徴とする、請求項１または２に記載の航空機。
5. 案内壁が、胴体と胴体から離間した空気取入口の周囲点との間に伸びて、このために、前記周囲点とエンジンの軸とをつなぐ半径間が１２０°から１８０°の角度をなすことを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機。
6. ２つの案内壁（２０）間に位置する胴体（１４）の一部が、Ｓ字形の輪郭を有することを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の航空機。
7. ナセル（１６）の上流側のみが胴体（１４）に埋め込まれることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の航空機。
8. ナセル（１６）の上流側部分の少なくとも３分の１および最大でも５０％が胴体（１４）内に埋め込まれることを特徴とする、請求項７に記載の航空機。
9. 各エンジン（１２）の下流側部分が、胴体から離間しており、エンジン（１２）下流側にエンジンと胴体との間の空間の全域にわたって伸びる平面壁（２６）によって胴体（１４）に接続されることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の航空機。

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