JP2686150B2 - 航空エンジンの燃焼用空気の2次元対称形状の超音速極超音速用空気取入口 - Google Patents

航空エンジンの燃焼用空気の2次元対称形状の超音速極超音速用空気取入口

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Description

【発明の詳細な説明】 [産業上の利用分野] 本発明は航空エンジンの燃焼用空気のための超音速、
極超音速用空気取入口に関し、特に2次元、対称形状の
空気取入口に関する。この対称性は、空気取入口におい
て軸方向の面の各側に互いに対称になる位置にひさし
(visor)を形成する2つの前方フラップがあることに
よる。
空気取入口が多種の航空機に用いられているために
は、広範な飛行状態変化にわたってその性能(効率と流
量をさす)が良くなければならない。したがって、空気
取入口は、直接的に関係する2つのパラメータであるマ
ッハ数と飛行高度とにマッチされねばならない。
実際上、低高度飛行は、耐熱限度との関係上、中位の
マッハ数(3まで)でのみ行われ得るのに対し、高高度
飛行(2万〜3万m)の場合は、希薄な空気の中で航空
機が浮揚するために十分な動圧が維持されるようにマッ
ハ数は相当に高くなければならない。
この理由により、低高度も高高度も含む航空機の飛行
経路の全体にわたって大きい推力を得ることが必要で、
そのためには、エンジンに供給される燃焼用空気の流量
が、すべてのマッハ数で十分な圧力回復が得られるよう
に、極めて大きく変わり得ることが必要となる。
すなわち、空気取入口の取入断面積が、マッハ数が増
大した場合(特に航空機が巡航の後に再び急加速する場
合のように、マッハ数が急に増大する場合)に、かなり
の割合で大きくなるようにせねばならない。そしてこの
マッハ数の増大は、大体マッハ6とか7まであるもとの
考えねばならない。したがって形状可変の空気取入口が
提案されて来た。
[従来の技術] 従来技術による可変形状の空気取入口としては、マッ
ハ4〜4.5より小さい速度で飛行する航空機用として作
られたものが知られている。それは、これ以上の速度に
なると過大な抵抗が生ずるからである。それらの構造を
航空機の名称で示すと、コンコルド(Concorde)の場合
は、可動の圧縮と拡散の斜面があって、これらの間に内
部の境界層トラップが形成されており、ミラージュ(Av
ions Marcel Dassault/Breguet Aviation“Mirage")の
場合はフェアリングの壁に沿って“ねずみ”と呼ばれる
可動のボディ(ショックコーン)があり、F15(McDonne
l Douglas F15)の場合は、フラップと側壁が一体にな
った組立体を含んだ前方要素がフェアリングの前縁近傍
にある軸の周りで回動できるようになっている。
米国特許第2877965号に記載の空気取入口は、単一の
フラップを含むものであるが、マッハ数6とか7での飛
行を行うために用いられる方法についてこの特許は教え
ていない。この米国特許第2877965号に記載の空気取入
口の飛行範囲は、亜音速から中位の超音速までをカバー
している。この米国特許第2877965号に記載の単一のフ
ラップシステムの場合、高位の超音速(マッハ6とか
7)の飛行範囲は、境界層分離現象の故に無理である。
[発明が解決しようとする課題] 本発明の目的は、マッハ6とか7という高いマッハ数
の場合に空気の極めて高い体積流量を得ることを可能に
するような形状可変の空気取入口を提供することにあ
る。
[課題を解決するための手段] 本発明によれば、航空エンジンの燃焼用空気のための
2次元形状の超音速/極超音速用空気取入口では、軸方
向の面の各側に互いに対称になる位置に、ひさし(viso
r)を形成している2つの前方フラップがあって、これ
ら前方フラップの各々は、それに続いている空気取入口
の近傍に位置した枢軸の周りで回動できるようになって
いる。そして特徴的であることとして、各前方フラップ
の枢軸が、その前方フラップに続いている空気取入口壁
にある第1の境界層トラップの近傍に位置している。
境界層トラップがこのように設けられているので、境
界層分離現象を回避することが可能である。
各々の可動フラップの内側壁で形成されている圧縮斜
面で起る衝撃波は、空気取入口の対称面に向って収束す
る。対称面で反射された衝撃波は、内部の境界層トラッ
プのレベル(軸方向位置)における壁に当る。2つの可
動のフラップの間に実際には壁がないので、衝撃波と境
界層の相互作用はない。
したがって、特に空気取入口での空気の体積流量がマ
ッハ数6とか7に対応する場合、すなわち開口面積を最
大にする場合、かなりのドラッグゲインが得られると共
に、良好な効率が得られる。
考えられる1つの有利な実施態様においては、各前方
フラップが、それに1本またはより多数のアームによっ
て連結された可動の後方フラップを含んでいて、可能の
後方フラップの各々は、第1の境界層トラップの下流側
に位置して、その可動の後方フラップの後端が、可動の
内部壁要素の前端との間に第2の境界層トラップを形成
しており、空気取入口の中の通路におけるこの第2の境
界層トラップの位置がマッハ数の関数として変わり得る
ようになっている。
さらに考えられる別の実施態様においては、前方フラ
ップの内側壁面の後方に位置するものとして、開節で連
結された2つの壁要素があって、それらのうちの第1の
ものは前方フラップに、第2のものは第1のものに連結
されており、第2の壁要素の後端は、可動の内部壁要素
の前端との間に前記の第1の境界層トラップを形成して
おり、空気取入口の中の通路においてのこの第1の境界
層トラップの位置がマッハ数の関数として変わり得るよ
うになっている。
本発明は、上記の実施態様だけでなく、同時に用いら
れることが望ましい幾つかの他の実施態様をも含むもの
であり、それについては以降においてより詳しく説明す
る。
[実施例] 本発明は要するに、以降でなお続ける説明と図面とに
よって良く理解されよう。以降の説明と図面とは本発明
の望ましい実施例に関しているものであり、本発明を制
限するものではない。
第1図と第2図において、前方から見た航空機の外形
を1で示している。第1図では1つの空気取入口2が胴
体の下方に位置しており、第2図では2つの空気取入口
2が胴体の各側方に位置している。
各々の空気取入口2は、航空機1のエンジン(図示せ
ず)に燃焼用空気を供給する。
2次元・対称形状の空気取入口では、その軸方向の対
称面(P)の各側に互いに対称になる位置に、ひさしを
形成している2つの前方フラップ3がある。
第3図から第9図までは本発明による空気取入口の縦
断面図である。図示のように、各前方フラップ3は、そ
れに続いている空気取入口壁の近傍に位置した枢軸5の
周りで回動し得る。
第3〜9図に示すとおり、前方フラップ3の枢軸4
は、その前方フラップ3に続いている空気取入口壁にあ
る第1の境界層トラップ5の近傍に位置している。
第3図と第4図に示した構造においては、この第1の
境界層トラップはダブルになっていて、2つの境界層ト
ラップが前後して位置している。
第3図においてはマッハ数が2.1の場合、第4図にお
いてはマッハ数が4.5の場合の空気取入口の形を示して
いる。
2つの前方フラップが完全に閉じている空気取入口の
形を得ることも可能である。この形が有利になるのは、
航空機のエンジンの運転前、マルチエンジンの航空機で
エンジンが不調になった場合、または航空機がエンジン
での推進なしに大気圏に再突入する場合である。
2つの前方フラップが相異る角度で開いている形を得
ることもできる。これは、例えば横すべりを修正する場
合に用いられる。
なお考えうる実施態様が第5,6および7図に示されて
いる。これらにおいては、前方フラップ3が、それに1
つまたはより多数のアーム7によって連結された可動の
後方フラップ6を含んでいて、可動の後方フラップ6の
各々は、第1の境界層トラップ5の下流側に位置して、
その可動の後方フラップ6の後端6aが、可動の内部壁要
素8の前端8aとの間に第2の境界層トラップ9を形成し
ており、空気取入口の中の通路においてのこの第2の境
界層トラップの位置がマッハ数の関数として変り得るよ
うになっている。
可動の後方フラップ6の位置はコントロール手段10に
よって動かされる。可動の内部壁要素8の位置はコント
ロール手段11によって動かされる。
第5図にはマッハ数が1より小さい場合の空気取入口
の形が示されている。そこでは、2つの前方フラップ3
は空気取入断面積が最小になる位置にあり、各側におい
て、可動の後方フラップ6も可動の内部壁要素8も後退
したした位置にあって、前方フラップ3に続く壁を形成
していて、その壁は実質上一定断面積の通路を形成して
いる。
第6図においてはマッハ数が約2である場合の空気取
入口の形が示されている。そこでは、2つの前方フラッ
プ3は空気取入断面積が前と同じく最小になる位置にあ
り、各側において、可動の後方フラップ6は張出した位
置にあり、可動の内部壁要素8は中間的位置にあって、
これら2つの壁が先細・末広がりコーンを形成すること
になり、その断面積が最小のS1になるレベル(軸方向位
置)において第2の境界層トラップ9が位置している。
第7図においてはマッハ数が5より大きい場合の空気
取入口の形が示されている。そこでは、2つの前方フラ
ップ3は空気取入断面積が最大になる位置にあり、各側
において、可動の後方フラップ6は後退の位置、すなわ
ち前方フラップ3の延長線上にあり、可動の内部壁要素
8は張出しの位置にあって、これら2つの壁が先細・末
広がりコーンを形成しており、その断面積が最小のS
2(前述のマッハ数2の場合の形における最小断面積S1
より小さい)になるレベルにおいて第2の境界層トラッ
プの開口部が位置している。
なお考えうる実施態様が第8,9図に示されている。こ
れらにおいては、前方フラップ3の内側壁面の後方の部
分は関節で連結された2つの壁要素12,13からなり、第
1の壁要素12は前方フラップ3に、第2の壁要素13は第
1の壁要素12に関節で連結されている。この第2の壁要
素13の後端13aは、可動の内部壁要素14の前端14aとの間
に第1の境界層トラップ5を形成している。関節で連結
された第1の壁要素12の位置はコントロール手段15によ
って動かされ、第2の壁要素13の位置はコントロール手
段16によって動かされる。可動の内部壁要素14の位置は
コントロール手段17によって動かされる。
第8図においてはマッハ数が約2である場合の空気取
入口の形が示されている。そこでは、2つの前方フラッ
プ3は空気取入断面積が前と同じく最小になる位置にあ
り、各側において、第1の壁要素12は後退した位置にあ
り、第2の壁要素13は張出した位置にあり、可動の内部
壁要素14は中間的位置にある。
第9図においてはマッハ数が5より大きい場合の空気
取入口の形が示されている。そこでは、2つの前方フラ
ップ3は空気取入断面積が最大になる位置にあり、各側
において、第1の壁要素12は張出した位置にあり、第2
の壁要素13は張出した位置にあり、可動の内部壁要素14
は張出した位置にある。
第8図に示した形の場合、空気取入口は先細・末広が
りコーンの形をなし、その断面積が最小のS1になるレベ
ルにおいて第1の境界層トラップ5の開口が存在する。
第9図に示した形の場合、空気取入口は先細・末広が
りコーンの形をなし、その断面積が最小のS2(前述のマ
ッハ数2の場合の形における最小断面積S1より小さい)
になるレベルにおいて第1の境界層トラップ5の開口が
存在する。
2つの前方フラップ3を動かすためのコントロール手
段について言うと、全体として参照番号18で示されるこ
のコントロール手段(第3,4図)は、電動機18aと、前方
フラップ3と一体になった歯車18bと、航空機の機体と
一体になったラック18cを含んだ機構で構成されてい
る。
しかし、他のコントロール手段、すなわち10(可動の
後方フラップ6用)、11(可動の内部壁要素8用)、15
(第1の壁要素12用)、16(第2の壁要素13用)、およ
び17(可動の内部壁要素14用)は、空気圧式アクチュエ
ータで構成されるのが有利である。
これらのコントロール手段10,11,15,16,17および18
は、不可逆型であるのが望ましい。すなわち、エネルギ
ー源が絶たれた場合、それらがコントロールしていた可
動の組立体は、エネルギー供給がない間は待機の位置で
不動になっていなければならない。
第10図は第7図に示した空気取入口がマッハ数が4.35
にマッチするように働いている場合を示しており、第11
図はこの空気取入口の一部分を拡大して詳細に示してい
る。
前方フラップ3の前端で起る最初の衝撃波C1は、空気
取入口の対称面Pに向けて収束する。反射された衝撃波
C1Rは第1の境界層トラップ5で吸収される。
可動の後方フラップ6の前縁で発生する衝撃波C2は、
空気取入口の対称面に向けて収束し、その反射C2Rは第
2の境界層トラップ9で吸収される。これらの図ではな
お、空気取入口がクリチカルな条件下で使われた場合の
直方向衝撃波CFの最終の位置を示している。
【図面の簡単な説明】
第1図と第2図は本発明による空気取入口を装備した航
空機の2つの概略的正面図、 第3図と第4図は、本発明による第1の実施例である空
気取入口の2つの相異る作動位置を示す図、 第5図,第6図および第7図は、本発明による第2の実
施例である空気取入口の3つの相異る作動位置を示す
図、 第8図と第9図は、本発明による第3の実施例である空
気取入口の2つの相異る作動位置を示す図、 第10図と第11図は、本発明による空気取入口がクリチカ
ルな条件で使われた場合を説明する図である。 3……前方フラップ、4……枢軸、 5……第1の境界層トラップ、 6……可動の後方フラップ、 8……可動の内部壁要素、 9……第2の境界層トラップ、 12……第1の壁要素、 13……第2の壁要素、 14……可動の内部壁要素、 P……軸方向の面。

Claims (3)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】軸方向の面(P)の両側に対称に配置さ
    れ、各々庇を形成する2つの前方フラップ(3)を備
    え、これら前方フラップ(3)の間に可変の空気取入部
    分が形成され、前記前方フラップ(3)の各々が、それ
    ぞれ前方フラップ上を延びる空気取入口壁の近傍に位置
    する枢軸(4)の周りで回動可能である、航空機エンジ
    ンの燃焼用空気供給用の2次元対称形状の超音速極超音
    速用の空気取入口において、 各前方フラップ(3)の枢軸(4)が、この前方フラッ
    プ(3)上を延びる空気取入口壁内に形成された第1の
    境界層トラップ(5)に密接して位置していることを特
    徴とする超音速極超音速用の空気取入れ口。
  2. 【請求項2】各前方フラップ(3)が、この前方フラッ
    プ(3)に可動に連結された可動後方フラップ(6)を
    備え、この可動後方フラップ(6)が、第1の境界層ト
    ラップ(5)の下流側に位置し、この可動後方フラップ
    (6)の後端(6a)が、可動の内部壁要素(8)の前端
    (8a)との間に、第2の境界層トラップ(9)を形成し
    ており、空気取入口の中の通路におけるこの第2の境界
    層トラップ(9)の位置がマッハ数の関数として可変で
    ある、請求項1記載の超音速極超音速用空気取入口。
  3. 【請求項3】前方フラップ(3)の内側壁面の後部が関
    節で連結された2つの壁要素(12、13)からなり、第1
    の壁要素(12)が前方フラップ(3)に、第2の壁要素
    (13)が第1の壁要素に連結されており、この第2の壁
    要素(13)の後端(13a)が、可動の内部壁要素(14)
    の前端(14a)との間に第1の境界層トラップ(5)を
    形成しており、空気取入口の中の通路におけるこの第1
    の境界層トラップ(5)の位置がマッハ数の関数として
    可変である、請求項1記載の超音速極超音速用空気取入
    口。
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