JP2606289Y2 - 航空機のナセル装置 - Google Patents

航空機のナセル装置

Info

Publication number
JP2606289Y2
JP2606289Y2 JP1993030341U JP3034193U JP2606289Y2 JP 2606289 Y2 JP2606289 Y2 JP 2606289Y2 JP 1993030341 U JP1993030341 U JP 1993030341U JP 3034193 U JP3034193 U JP 3034193U JP 2606289 Y2 JP2606289 Y2 JP 2606289Y2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
nacelle
lip
fan cowl
wing
shaped
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP1993030341U
Other languages
English (en)
Other versions
JPH0687199U (ja
Inventor
野 完 一 天
泰 寛 谷
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Subaru Corp
Original Assignee
Fuji Jukogyo KK
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Fuji Jukogyo KK filed Critical Fuji Jukogyo KK
Priority to JP1993030341U priority Critical patent/JP2606289Y2/ja
Priority to US08/253,314 priority patent/US5653406A/en
Priority to FR9406875A priority patent/FR2706154B1/fr
Priority to DE4419807A priority patent/DE4419807C2/de
Priority to GB9411412A priority patent/GB2279920B/en
Publication of JPH0687199U publication Critical patent/JPH0687199U/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2606289Y2 publication Critical patent/JP2606289Y2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B64C7/02—Nacelles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Description

【考案の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本考案は、翼下マウント式航空機
に組み込まれ、飛行中の主翼／ナセルの干渉抵抗を減少
させて揚抗特性の向上を図るようにした航空機のナセル
装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】たとえば、エンジンを主翼の下に配置し
た翼下マウント式航空機は、図６に示すように、主翼１
の下にパイロン２を介してナセル３を懸架しているが、
ナセル３の取付け位置が主翼１に近すぎると、主翼／ナ
セルの空力干渉の影響で揚抗比が減ずることが分かって
いる。
【０００３】一方、エンジンを主翼の下に配置した翼下
マウント式航空機のうち、大バイパス比エンジンを主翼
の下に配置する翼下マウント式航空機では、脚およびパ
イロンを延長することが必要であるが、この場合には、
脚及びパイロンを延長すると構造重量が増加するので、
この様な延長を抑える必要がある。しかしながら、パイ
ロンを短くすると主翼／ナセルの空力干渉抵抗が増加す
る。また、エンジンナセル下面と地面との安全上必要な
クリアランスを確保する必要により、脚の長さを短くす
るには制限がある。従来の技術では、主翼／ナセル空力
干渉を発生させないことに主眼を置いて、エンジンナセ
ルを主翼から下方に十分離して懸架させる技術手段が一
般的である。また、アメリカ特許第４７９９６３３号の
ナセル装置の様に、ナセルのカウルの形状を修正するこ
とにより、主翼／ナセル空力干渉抵抗を低減させる様に
した技術手段も開発されている。
【０００４】
【考案が解決しようとする課題】しかし、ナセルを主翼
の下方に離して位置させる技術手段は、脚およびパイロ
ンの延長による構造重量の増加を誘起するので好ましい
ことではない。また、ナセルのファンカウルの形状を修
正する技術手段は、ナセル全体を従来の円筒形から複雑
な形状に変更する必要があり、製作が困難であり、か
つ、コストアップになってしまうという難点がある。本
考案は、ナセルの形状を変更することなく、かつ、主翼
に対してナセルを従来より接近させて結合した場合にお
いて、主翼／ナセル空力干渉を低減させて揚抗特性の向
上が図れる航空機のナセル装置を提供することを目的と
する。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本考案の航空機のナセル
装置は、ファンカウルとファンカウルの中心部にコアカ
ウルを有するエンジンナセルをパイロンを介して主翼の
下方に配置した航空機のナセル装置において、ファンカ
ウルの上部後縁から後方にパイロンの両側にわたって延
びるリップ状小翼が設けられ、このリップ状小翼は、上
面がファンカウルの上面になだらかに連なり、下面がフ
ァンカウルの上部内面になだらかに連なり、リップ状小
翼の幅は、ファンカウルの後縁排気口径の１．０ないし
０．５の範囲内にあり、リップ状小翼の前後方向の長さ
は、パイロン取付部の主翼翼弦長の略０．２５倍ないし
略０．１２倍の範囲内にあることを特徴とする。
【０００６】また、本考案の航空機のナセル装置は、パ
イロンの両側のナセルの上部後縁後方に設けたリップ状
小翼が、長さをファンカウルの後縁より後方へナセル取
付位置の主翼翼弦長の約０．１２倍から０．２５倍まで
とし、ファンカウルの後縁での幅をファンカウルの排気
口径の約０．５倍以上から排気口径までとした平面形状
又は曲面形状を有することを特徴とする。
【０００７】
【作用】本考案の航空機のナセル装置は、ファンカウル
の上部後縁から後方にパイロンの両側にわたって延びる
リップ状小翼が設けられ、このリップ状小翼は、上面が
ファンカウルの上面になだらかに連なり、下面がファン
カウルの上部内面になだらかに連なり、リップ状小翼の
幅は、ファンカウルの後縁排気口径の１．０ないし０．
５の範囲内にあり、リップ状小翼の前後方向の長さは、
パイロン取付部の主翼翼弦長の略０．２５倍ないし略
０．１２倍の範囲内にあることで、ファンの流れと主翼
まわりの流れの混合流が整流され、主翼まわりの流れと
ナセル流れの干渉抵抗を減少させ、ナセルを主翼に近い
位置に設置することを可能にし、機体重量の軽減を図る
ことができる。
【０００８】
【実施例】以下本考案の一実施例を図面につき説明す
る。なお図１および図２において図６と同一部材につい
ては同一符号を付す。図１において、符号１０はリップ
状小翼を示し、このリップ状小翼１０は、ナセル３のフ
ァンカウル３ａの後縁１１の上部からパイロン２の両側
まで延びるように設けられている。各リップ状小翼１０
は、上面がファンカウル３ａの上面になだらかに連な
り、下面がファンカウル３ａの内面１２になだらかに連
なるような形状をなしている。各リップ状小翼１０は、
図３に示すように、ナセル３のファンカウル３ａの後縁
１１から同心円状に延びているが、なめらかな形状変化
であれば、リップ状小翼１０の後縁を平べったい形状と
した非同心円状にすることもできる。
【０００９】図４はリップ状小翼１０の寸法を示す図で
あり、リップ状小翼１０の幅Ｗは、ファンカウル３ａの
後縁排気口径Ｄとした場合に、略１．０Ｄ≧Ｗ≧０．５
Ｄの範囲に設定される。これは、リップ状小翼１０の幅
Ｗをファンカウル３ａの排気口径Ｄより大きくしてもさ
らに大きな効果が期待できないばかりでなく、リップ状
小翼１０の面積増加による摩擦抵抗の増加による損失の
ほうが大きくなり、また、リップ状小翼１０の幅Ｗをフ
ァンカウル３ａの排気口径Ｄの半分より小さくしても揚
抗特性の向上が見られないことが実験で分かったからで
ある。
【００１０】また、リップ状小翼１０の長さＬは、最大
値を主翼１のナセル位置での翼弦長Ｃの略０．２５倍、
最小値を略０．１２倍の長さに設定される。これは、風
洞実験において、リップ状小翼１０の長さＬを翼弦長Ｃ
の略０．２５倍以上や略０．１２倍以下にすると、揚抗
特性の向上は見られないことに基づく。
【００１１】図５は、ナセル排気を模擬したパワーオン
風洞試験における、本考案と従来例との揚抗特性の比較
である。同図によれば、リップ状小翼を設けることによ
り、同じＣL （揚力係数）に対してＣD （抗力係数）が
０．００１程度減少することがわかる。同図はマッハ数
０．８の結果であるが、マッハ数０．６においても同様
の効果があることが風洞試験により確認されており、幅
広いマッハ数領域で抵抗低減効果があるものである。こ
れにより、リップ状小翼１０を設けたことで、主翼／ナ
セルの空力干渉抵抗が減少することが確かめられた。
【００１２】
【考案の効果】以上述べたように本考案によれば、ファ
ンカウルとファンカウルの中心部にコアカウルを有する
エンジンナセルをパイロンを介して主翼の下方に配置し
た航空機のナセル装置において、ファンカウルの上部後
縁から後方にパイロンの両側にわたって延びるリップ状
小翼が設けられ、このリップ状小翼は、上面がファンカ
ウルの上面になだらかに連なり、下面がファンカウルの
上部内面になだらかに連なり、リップ状小翼の幅は、フ
ァンカウルの後縁排気口径の１．０ないし０．５の範囲
内にあり、リップ状小翼の前後方向の長さは、パイロン
取付部の主翼翼弦長の略０．２５倍ないし略０．１２倍
の範囲内にあるで、ファンの流れと主翼まわりの流れの
混合流が整流され、主翼まわりの流れとナセル流れの干
渉抵抗を減少させ、揚抗特性の向上を図ることができる
とともに、ナセルの形状を変更することなく、ナセルを
主翼に近い位置に設置することを可能にし、機体重量の
軽減を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本考案による航空機のナセル装置の斜視図。
【図２】本考案による航空機のナセル装置の側面図。
【図３】本考案による航空機のナセル装置の後面図。
【図４】本考案による航空機のナセル装置のリップ状小
翼の寸法を示す図。
【図５】本考案による航空機のナセル装置の揚抗特性に
対する効果を示す図。
【図６】従来の航空機のナセル装置を示す図。
【符号の説明】
１ 主翼 ２ パイロン ３ ナセル ３ａ ファンカウル ３ｂ コアカウル １０ リップ状小翼 Ｃ 主翼翼弦長 Ｄ ファンカウル３ａの排気口径
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭58−122294（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−275896（ＪＰ，Ａ) 英国特許出願公開2203105（ＧＢ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64D 27/16 - 27/20 B64D 29/00 - 29/08 B64C 21/00 - 23/00 F02K 1/00

Claims (1)

    (57)【実用新案登録請求の範囲】
  1. 【請求項１】ファンカウルとファンカウルの中心部にコ
    アカウルを有するエンジンナセルをパイロンを介して主
    翼の下方に配置した航空機のナセル装置において、ファ
    ンカウルの上部後縁から後方にパイロンの両側にわたっ
    て延びるリップ状小翼が設けられ、このリップ状小翼
    は、上面がファンカウルの上面になだらかに連なり、下
    面がファンカウルの上部内面になだらかに連なり、リッ
    プ状小翼の幅は、ファンカウルの後縁排気口径の１．０
    ないし０．５の範囲内にあり、リップ状小翼の前後方向
    の長さは、パイロン取付部の主翼翼弦長の略０．２５倍
    ないし略０．１２倍の範囲内にあることを特徴とする航
    空機のナセル装置。
JP1993030341U 1993-06-07 1993-06-07 航空機のナセル装置 Expired - Fee Related JP2606289Y2 (ja)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP1993030341U JP2606289Y2 (ja) 1993-06-07 1993-06-07 航空機のナセル装置
US08/253,314 US5653406A (en) 1993-06-07 1994-06-03 Nacelle apparatus for an airplane
FR9406875A FR2706154B1 (fr) 1993-06-07 1994-06-06 Appareil de nacelle pour avion.
DE4419807A DE4419807C2 (de) 1993-06-07 1994-06-06 Triebwerksgondel eines Flugzeugs
GB9411412A GB2279920B (en) 1993-06-07 1994-06-07 Nacelle apparatus for an airplane

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP1993030341U JP2606289Y2 (ja) 1993-06-07 1993-06-07 航空機のナセル装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH0687199U JPH0687199U (ja) 1994-12-20
JP2606289Y2 true JP2606289Y2 (ja) 2000-10-10

Family

ID=12301135

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP1993030341U Expired - Fee Related JP2606289Y2 (ja) 1993-06-07 1993-06-07 航空機のナセル装置

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5653406A (ja)
JP (1) JP2606289Y2 (ja)
DE (1) DE4419807C2 (ja)
FR (1) FR2706154B1 (ja)
GB (1) GB2279920B (ja)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5798042A (en) * 1994-03-07 1998-08-25 Regents Of The University Of California Microfabricated filter with specially constructed channel walls, and containment well and capsule constructed with such filters
US5906097A (en) * 1997-03-28 1999-05-25 The Boeing Company Engine flow control device
DE19910551C2 (de) * 1999-03-10 2001-04-05 Eads Airbus Gmbh Flugzeugtragfläche mit mindestens einem kurzgekoppelten Triebwerk
US6824092B1 (en) * 2003-10-30 2004-11-30 Supersonic Aerospace International, Llc Aircraft tail configuration for sonic boom reduction
GB0604026D0 (en) * 2006-02-28 2006-04-12 Airbus Uk Ltd Aircraft wing
FR2899201B1 (fr) * 2006-03-31 2009-02-13 Airbus France Sas Agencement d'aile d'aeronef comportant un mat d'accrochage de moteur definissant en zone avant un canal lateral d'ecoulement d'air
US7669785B2 (en) 2006-04-24 2010-03-02 The Boeing Company Integrated engine exhaust systems and methods for drag and thermal stress reduction
FR2901538B1 (fr) * 2006-05-23 2008-07-18 Airbus France Sas Aeronef comportant un dispositif de reduction de la trainee induite
US8720815B2 (en) 2010-04-27 2014-05-13 Rolls-Royce Corporation Aircraft propulsion system
CA147876S (en) 2012-04-11 2013-09-27 Wobben Properties Gmbh Wind turbine rotor blade
FR2993921B1 (fr) 2012-07-26 2014-07-18 Snecma Procede pour ameliorer les performances du systeme d'ejection d'un turbomoteur d'aeronef a double flux separes, systeme d'ejection et turbomoteur correspondants.
WO2014151673A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Aerodynamic track fairing for a gas turbine engine fan nacelle
USD750560S1 (en) 2013-04-11 2016-03-01 Wobben Properties Gmbh Wind turbine blade
US20150330254A1 (en) * 2014-05-15 2015-11-19 United Technologies Corporation Compact Nacelle With Contoured Fan Nozzle
US9937998B2 (en) 2015-02-19 2018-04-10 Rohr, Inc. Method for manufacturing a nacelle strake
FR3065944B1 (fr) * 2017-05-05 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Nacelle de turbomachine destinee a etre installee devant une voilure d'avion
US20230182910A1 (en) * 2021-12-13 2023-06-15 Spirit Aerosystems, Inc. Aircraft engine attachment assembly

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB523357A (en) * 1939-01-02 1940-07-12 Jens Rude Improved propulsion for aircraft
GB1019857A (en) * 1964-11-11 1966-02-09 Rolls Royce Jet propulsion nozzle assembly
FR1436411A (fr) * 1965-06-03 1966-04-22 Power Jets Res & Dev Ltd Dispositif pour réduire ou supprimer le bruit produit par un jet
GB1110154A (en) * 1966-04-05 1968-04-18 Rolls Royce Aircraft jet power plant
US3442471A (en) * 1966-12-27 1969-05-06 Helen M Fischer Nozzle structure
US4043522A (en) * 1975-12-22 1977-08-23 The Boeing Company Common pod for housing a plurality of different turbofan jet propulsion engines
DE2641468C2 (de) * 1976-09-15 1985-06-13 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Flugzeug mit oberhalb der Tragflügel angeordneten Triebwerken
US4449683A (en) * 1979-01-03 1984-05-22 The Boeing Company Aerodynamically contoured, low drag wing engine and engine nacelle combination
US4410150A (en) * 1980-03-03 1983-10-18 General Electric Company Drag-reducing nacelle
DE3033101C2 (de) * 1980-09-03 1984-11-22 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Anordnung zur Erhöhung der resultierenden Vortriebskraft bei Flugzeugen
DE3149629C1 (de) * 1981-12-15 1983-04-21 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Einrichtung zum Abdichten eines Luftspaltes an einer Flugzeugklappe
US4466587A (en) * 1981-12-21 1984-08-21 General Electric Company Nacelle installation
US4437627A (en) * 1982-03-12 1984-03-20 The Boeing Company Integrated power plant installation system
US4799633A (en) * 1982-10-29 1989-01-24 General Electric Company Laminar flow necelle
US4540143A (en) * 1983-08-04 1985-09-10 The Boeing Company Nacelle/wing assembly with wake control device
US4712750A (en) * 1986-05-02 1987-12-15 The Boeing Company Temperature control device for jet engine nacelle associated structure
US4801058A (en) * 1987-02-05 1989-01-31 Rolls-Royce Plc Aircraft and powerplant combinations
FR2622507B1 (ja) * 1987-10-28 1990-01-26 Snecma

Also Published As

Publication number Publication date
GB2279920A (en) 1995-01-18
FR2706154B1 (fr) 1996-03-01
DE4419807A1 (de) 1994-12-08
JPH0687199U (ja) 1994-12-20
FR2706154A1 (fr) 1994-12-16
DE4419807C2 (de) 1998-02-12
US5653406A (en) 1997-08-05
GB9411412D0 (en) 1994-07-27
GB2279920B (en) 1997-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2606289Y2 (ja) 航空機のナセル装置
US5167383A (en) STOL aircraft
US4540143A (en) Nacelle/wing assembly with wake control device
US6161797A (en) Method and apparatus for reducing airplane noise
US4674709A (en) Airframe design
US7900868B2 (en) Noise-shielding wing configuration
CA2758220C (en) Aircraft having a lambda-box wing configuration
US9242721B2 (en) Aircraft propulsion system and a method of controlling the same
US6964397B2 (en) Nacelle chine installation for drag reduction
US4449681A (en) Aerodynamically contoured, low drag wing, engine and engine nacelle combination
US4545552A (en) Airframe design
US4867396A (en) Micro flap trailing edge device for an aircraft wing
JP3980775B2 (ja) 飛行機の造波抵抗低減方法
US6102328A (en) Method for reducing wave resistance in airplane
US5230486A (en) Underwing compression vortex attenuation device
US4449682A (en) Aerodynamically contoured, low drag wing, engine and engine nacelle combination
US5249762A (en) Strakes for landing speed reduction
EP3626609B1 (en) A wing tip device
US4815680A (en) Nacelle and wing assembly
EP1627811B1 (en) Nacelle chine installation for drag reduction
Pendergraft Installation Effects of Wing-mounted Turbofan Nacelle-pylons on a 1/17 Scale, Twin-engine, Low-wing Transport Model
CN113581459B (zh) 用于复合翼飞机的增升组件及复合翼飞机
GB1508389A (en) Aerodynamic lift enhancing apparatus
EP0186220B1 (en) Nacelle and wing assembly
JPH02225199A (ja) Ｓｔｏｌ航空機

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees