JP4736584B2 - ジェットエンジンの空気入口部構造 - Google Patents

Description

本発明はジェットエンジンにおいてファン動翼の前方に設けられるストラット等の空気入口部構造に関し、さらに詳しくは、航空機の飛行中にジェットエンジンの入口ダクトから鳥などの異物が吸い込まれてストラット等に高速で衝突した場合でも、ストラット等にかかる衝撃力を緩和してその損傷を防止し、同時にストラット等の軽量化を図ることができるジェットエンジンの空気入口部構造に関するものである。

図５は、従来技術によるジェットエンジンの部分断面図である。図５に示すように、ジェットエンジンの入口部は、高速回転してエンジン内部に空気を導入するファン動翼３２、ファン動翼３２の前方に設けられ空気を導入するための空気導入路を内部に形成する入口ダクト３４、入口ダクト３４内の中央部に位置する中央部材３６、入口ダクト３４と中央部材３６とを連結する複数のストラット３８、ストラット３８の後端部に揺動可能に取り付けられた可動ガイドベーン４２、等の要素からなる。このストラット３８は、入口ダクト３４の中心を基準に放射状に延び周方向に間隔を置いて複数配設されている。なお、このような構造をもつジェットエンジンは、高い運動性能が要求される戦闘機のような軍事用航空機のエンジンに多く見られる。

先に説明したようなストラット３８は、歴史的には、エンジン本体の剛性を高めるための強度部材として用いられていた。しかし、騒音増大の原因となる等の理由により、ストラットを設置せずに、それ以外の部分のエンジン構造の改良によってエンジン本体の剛性を高める技術が向上した結果、現在では、特に民間航空機ではストラットの無いジェットエンジンが主流となっている。

一方、戦闘機のような軍事用航空機では、その性質上、高い運動性能が要求される。このため、現在の軍事用航空機に用いられるジェットエンジンでは、ファン動翼への空気の流入量を調節してエンジンストールを防止するとともにその運動性能を高めるために、上述したような可動ガイドベーン４２を備え、そして、この可動ガイドベーン４２を支持するために、上述したようなストラット３８を備えるものが主流となっている。

ところで、戦闘機のような軍事用航空機では、戦略上レーダ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ダクトからエンジン内に侵入し反射されるマイクロ波である。エンジン停止時には、ダクト入口から侵入したマイクロ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、ダクト内に侵入したマイクロ波を直接反射してしまう。

このような問題を解決するため、下記特許文献１に示される従来技術では、空気取り入ダクト（インテーク）形状を曲げ、ファン動翼を視覚的に遮へいすることにより、マイクロ波をダクト内曲面で斜めに反射させていた。つまり、ファン動翼に入射したマイクロ波は曲面で遮へいおよび拡散され、マイクロ波の反射を抑制していた。しかし、このダクト形状により、超音速飛行時に、吸入空気の剥離が発生し、ダクト内の圧力分布に不均一が生じるため、エンジンの動作範囲を低下させる要因となり、機体運用の制限が大きかった。そのためこの先行技術では、空気の剥離を抑えるためにコンプレッサーによりダクト内で空気の吸引を行っていた。

また、特許文献２に示された従来技術では、ゆるやかに変化する長いダクトを設けることにより超音速飛行時の空気の剥離を抑え、マイクロ波反射の抑制と機体運用の制限を両立させていた。さらに、特許文献３に示された従来技術では、ダクト前面に内側に電波吸収材を有するキャビティを備えることにより、同様な効果を意図していた。

しかし、特許文献１〜３に示された先行技術には、それぞれ、特別にダクト内の空気を吸引する手段が必要となったり、非常に長いダクトが必要となったり、電波吸収材の取り付けにより重量が増加し機体の機能を制限するため機体全体の形状の設計に制約が課されたりするという問題があった。

そこで、本出願人は、下記特許文献４に示された「マイクロ波反射制御装置」を開発し、出願した。このマイクロ波反射制御装置を図６（Ａ）、（Ｂ）に示す。図６（Ｂ）は同図（Ａ）のＺ−Ｚ線断面図である。このマイクロ波反射制御装置は、図６（Ｂ）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に侵入するマイクロ波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によるマイクロ波Ｒの反射を抑制するようにしたものである。

また、特許文献４のマイクロ波反射制御装置の別の実施形態は、図７に示すように、周方向に延び半径方向に互いに間隔を置いて同心状に複数配設された周方向ガイドベーン６６をストラット５８に取り付け、この周方向ガイドベーン６６を、入口ダクト６４からファン動翼５２に侵入するマイクロ波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によるマイクロ波の反射を抑制するようにしたものである。以下、図６、図７に示したような反射曲面形状をもつストラット及び周方向ガイドベーンを総称して「反射翼」と呼ぶ。

米国特許第４，９８９，８０７号明細書 米国特許第５，６８３，０６１号明細書 米国特許第４，１４８，０３２号明細書 特開２００４−１３７９５０号公報

航空機は、飛行中、エンジンに鳥などの異物が吸い込まれることがあり、図５に示したようなストラット３８を備えるジェットエンジンでは、鳥の進入速度が航空機の飛行速度と同等以上と高速であるため、そのストラット３８に衝突したときの衝撃は非常に大きなものとなる。このため、鳥がストラット３８に衝突した場合でも、そのストラット３８が損傷しないような十分な強度をもたせて設計する必要がある。

そのため、従来、金属材料からなるストラット３８の場合は、その肉厚を増すことで剛性を増すという対策を講じることにより、異物衝突時の衝撃に絶え得る強度を得てその損傷を防止していたが、肉厚を増すことにより、ストラット３８の重量が増大し、エンジン重量を増大させるという問題があった。また、ＦＲＰ等の複合材料からなるストラット３８の場合は、異物衝突時の衝撃によって大破してしまうという問題があった。

また、図６に示した上記特許文献４の従来技術では、ストラット５８を図６（Ｂ）に示したような反射曲面形状とするために、従来のもの（図５参照）より前方側に延長する必要がある。すなわち、ストラット５８を従来のものより大型化する必要がある。このため、異物衝突時における衝撃に絶え得る強度をもたせるために肉厚を増大させる対策では、ストラット５８の重量増大をますます助長させることとなり、エンジン重量の増大を招くという問題があった。

また、図７に示したような周方向ガイドベーン６６を取り付ける場合には、その分の重量増大は避けられず、さらに、この周方向ガイドベーン６６にも、鳥の衝突時における衝撃に絶え得る強度をもたせるために肉厚を増大させる対策を講じる必要があり、エンジン重量の増大を招くという問題があった。

本発明は上述した問題に鑑みてなされたものであり、ジェットエンジンにおいて、航空機の飛行中、エンジン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でも、ストラットにかかる衝撃力を従来のものと比較して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とともに、肉厚の増大による強度の向上を不要としてストラットの軽量化を図ることができ、エンジン重量を軽量化することができるジェットエンジンの空気入口部構造を提供することを目的とする。

また、本発明は、ストラット又は周方向ガイドベーンを反射曲面形状とし、マイクロ波の反射を抑制するための反射翼を備えるものにおいて、異物の侵入時における反射翼に対する衝撃力を大幅に緩和してその損傷を防止するとともに、反射翼を付加することによる重量増大を大幅に抑制することができ、エンジン重量の増大を抑制することができるジェットエンジンの空気入口部構造を提供することを目的とする。

上記目的を達成するため、第１の発明は、ジェットエンジンのファン動翼に空気を導入するための空気導入路を内部に形成する入口ダクトと、該入口ダクト内の中央部に位置する中央部材と、前記入口ダクトの中心を基準に放射状に延びて前記入口ダクトと前記中央部材とを連結し且つ周方向に間隔を置いて配設された複数のストラットと、を備えたジェットエンジンの空気入口部構造において、前記ストラットのエンジン前方側の先端部に、入口ダクト内に侵入する異物を切断するための切断刃を設け、前記切断刃は、その刃部が前記ストラットの前記先端部で僅かに外部に突出するように前記ストラット内に設けられた刃状部材と、該刃状部材を前記ストラット内で支持する支持部材と、を有する、ことを特徴とするものである。

第２の発明は、上記第１の発明において、前記ストラットは、入口ダクトからファン動翼に侵入するマイクロ波を遮蔽および拡散する反射曲面形状に形成されている、ことを特徴とするものである。

第３の発明は、上記第１の発明において、前記ストラットに取り付けられ入口ダクトの中心軸に対して周方向に延び半径方向に間隔を置いて同心状に配設された複数の周方向ガイドベーンを備え、該周方向ガイドベーンは、入口ダクトからファン動翼に侵入するマイクロ波を遮蔽および拡散する反射曲面形状に形成されており、前記周方向ガイドベーンのエンジン前方側の先端部に、入口ダクト内に侵入する異物を切断するための切断刃を設けた、ことを特徴とするものである。

第４の発明は、上記第３の発明において、前記切断刃は、その刃部が前記周方向ガイドベーンの前記先端部で僅かに外部に突出するように前記周方向ガイドベーン内に設けられた刃状部材と、該刃状部材を前記周方向ガイドベーン内で支持する支持部材と、を有する、ことを特徴とするものである。

上記第１の発明によれば、ストラットのエンジン前方側の先端部に、入口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、エンジン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、異物衝突時にストラットにかかる衝撃力を従来のものと比較して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、ストラット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、ストラットの軽量化を図ることができ、エンジン重量の軽量化に寄与することができる。

上記第１の発明によれば、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、これらがストラット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ストラットの先端部から僅かに突出させた状態で、切断刃をストラット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ストラット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。

上記第２の発明によれば、ストラットが、入口ダクトからファン動翼に侵入するマイクロ波を遮蔽および拡散する反射曲面形状に形成されているので、エンジン起動中におけるファン動翼によるマイクロ波の反射を抑制し、ステルス性を向上させることができる。また、ストラットを反射曲面形状として反射翼とした場合、上述したように大型化する必要があるが、飛行中に高速で侵入してくる鳥などの異物を切断刃により切断し、異物衝突時の衝撃力を大幅に緩和することができるので、大型化に伴うストラットの重量増大を大幅に抑制することができ、エンジン重量の増大を抑制することができる。

上記第３の発明によれば、周方向ガイドベーンが、入口ダクトからファン動翼に侵入するマイクロ波を遮蔽および拡散する反射曲面形状に形成されているので、エンジン起動中におけるファン動翼によるマイクロ波の反射を抑制し、ステルス性を向上させることができる。また、そのような反射曲面形状をもつ反射翼として周方向ガイドベーンを取り付けた場合、その分の重量増大は避けられないが、飛行中に高速で侵入してくる鳥などの異物を切断刃により切断し、異物衝突時の衝撃力を大幅に緩和することができるので、周方向ガイドベーンの付加に伴う重量増大を大幅に抑制することができ、エンジン重量の増大を抑制することができる。

上記第４の発明によれば、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、これらが周方向ガイドベーン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周方向ガイドベーンの先端部から僅かに突出させた状態で、切断刃を周方向ガイドベーン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周方向ガイドベーン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。

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。

まず、本発明の参考例１について説明する。図１（Ａ）は、本発明の参考例１による空気入口部構造を備えたジェットエンジンの部分断面図を示し、図１（Ｂ）は、図１（Ａ）のＸ−Ｘ線拡大断面図である。

図１（Ａ）に示すように、ジェットエンジン１０は、高速回転してエンジン内部に空気を導入するファン動翼２、ファン動翼２の前方に設けられ空気を導入するための空気導入路を内部に形成する入口ダクト４、入口ダクト４内の中央部に位置する中央部材６、入口ダクト４と中央部材６とを連結する複数のストラット８、ストラット８の後端部に揺動可能に取り付けられた可動ガイドベーン１２、等の要素からなる。

ストラット８は、入口ダクト４の中心を基準に放射状に延び周方向に間隔を置いて複数配設されており、これにより、入口ダクト４内をダクト中心軸に対し周方向に複数の領域に分割している。可動ガイドベーン１２は、ストラット８の後端部に半径方向の軸心を中心に揺動可能に取り付けられた部材である。可動ガイドベーン１２は、複数のストラット８の各々に取り付けられている。なお、可動ガイドベーン１２は図示しない駆動機構によって揺動駆動される。

また、図１（Ａ）に示すように、ストラット８のエンジン前方側の先端部には、航空機の飛行中に入口ダクト４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、複数のストラット８の各々に、その半径方向の全幅にわたって設けられている。

図１（Ｂ）に示すように、ストラット８は、中空構造であり、そのエンジン前方側の先端部分に切断刃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、本参考例１における切断刃２０は、ストラット８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、ストラット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、ストラットと構造的に一体形成したものであってもよい。

このような参考例１によれば、ストラット８のエンジン前方側の先端部に、入口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２０を設けたので、航空機の飛行中、エンジンに鳥などの異物が侵入し高速でストラット８に衝突した場合でも、その先端に設けられた切断刃２０により異物を切断することができる。このため、異物衝突時にストラット８にかかる衝撃力を従来のものと比較して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、ストラット８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、ストラット８の軽量化を図ることができ、エンジン重量の軽量化に寄与することができる。

次に、本発明の第１実施形態について説明する。図２は、本発明の第１実施形態によるジェットエンジンの空気入口部構造における切断刃を説明する図で、図１のＸ−Ｘ線断面図に相当する断面を示すものである。

図２に示すように、ストラット８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。本発明の第１実施形態における切断刃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。ストラット８のエンジン前方側の先端部には、エンジンの半径方向（図２で紙面に垂直な方向）に延びるスリット８ａ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がストラット８の先端部で僅かに外部に突出するようにストラット８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、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、ストラット８内に形成された支持部８ｂにより堅固に固定され、そのエンジン前方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。なお、ストラット８と切断刃２０以外の構成は、上述した参考例１と同様であるので、説明は省略する。

このような本発明の第１実施形態によれば、上述した参考例１における効果に加え、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、これらがストラット８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をストラット８に堅固に固定することができる。また、刃状部材２１の先端部のみがストラット８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。

次に、本発明の第２実施形態について説明する。図３（Ａ）は、本発明の第２実施形態による空気入口部構造を備えたジェットエンジンの部分断面図を示し、図３（Ｂ）は、図３（Ａ）のＹ−Ｙ線拡大断面図であり参考例２を示す。

本発明の第２実施形態において、ストラット８は、入口ダクト４からファン動翼２に侵入するマイクロ波Ｒを遮へいおよび拡散するようにエンジン後端に向かって湾曲した反射曲面形状に形成されている。つまり、第２実施形態においてストラット８は反射翼として構成されている。さらに、ストラット８は、ジェットエンジン１０をファン入口側から見たときにファン動翼２が視覚的に遮蔽されるように、反射曲面形状をなしており、且つ、周方向に所定の間隔で配置されている。この構造により、入口ダクト４から入射したマイクロ波Ｒがファン動翼２に進入する前に乱反射され拡散されるようになっている。また、ストラット８の表面を電波吸収材で形成すれば、ストラット８に入射したマイクロ波は、その表面の電波吸収材によってある程度吸収されるので、より一層マイクロ波反射抑制効果が得られる。

また、図３（Ｂ）の参考例２に示すように、ストラット８は、中空構造であり、そのエンジン前方側の先端部分に、参考例１と同様の切断刃２０が取り付けられている。すなわち、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切断刃２０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、参考例１と同様に、参考例２における切断刃２０は、ストラット８と構造的に別体のものであるが、ストラット８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、ストラット８と構造的に一体形成したものであってもよい。第２実施形態の切断刃２０は、図２に示した第１実施形態と同様の構造のものである。

このような本発明の第２実施形態によれば、上述した参考例１における効果に加え、さらに次のような効果が得られる。すなわち、ストラット８が、入口ダクト４からファン動翼２に侵入するマイクロ波Ｒを遮蔽および拡散する反射曲面形状に形成されているので、エンジン起動中におけるファン動翼２によるマイクロ波Ｒの反射を抑制し、ステルス性を向上させることができる。また、ストラット８を反射曲面形状として反射翼とした場合、これを大型化する必要があるが、飛行中に高速で侵入してくる鳥などの異物を切断刃２０により切断し、異物衝突時の衝撃力を大幅に緩和することができるので、大型化に伴うストラット８の重量増大を大幅に抑制することができ、エンジン重量の増大を抑制することができる。

次に、本発明の第３実施形態について説明する。図４は、本発明の第３実施形態または参考例３による空気入口部構造を備えたジェットエンジンの部分断面図である。

図４において、ストラット８は、前側と後側に分割されており、その間に、周方向ガイドベーン１６が固定されている。この第３実施形態におけるストラット８は、上述した第２実施形態におけるストラット８のような反射曲面形状に形成されていない。周方向ガイドベーン１６は、ダクト中心軸に対して周方向に延び半径方向に間隔を置いて同心状に複数配置され、これにより、入口ダクト４内をダクト中心軸に対し半径方向に複数の領域に分割している。また、周方向ガイドベーン１６は、入口ダクト４からファン動翼２に侵入するマイクロ波を遮へいおよび拡散するようにエンジン後端に向かって湾曲した反射曲面形状に形成されている。つまり、第３実施形態において周方向ガイドベーン１６は反射翼として構成されている。

さらに、周方向ガイドベーン１６は、ジェットエンジン１０をファン入口側から見たときにファン動翼２が視覚的に遮蔽されるように、反射曲面形状をなしており、且つ、半径方向に所定の間隔で配置されている。この構造により、入口ダクト４から入射したマイクロ波がファン動翼２に進入する前に乱反射され拡散されるようになっている。また、反射部材である周方向ガイドベーン１６の表面を電波吸収材で形成すれば、周方向ガイドベーン１６に入射したマイクロ波は、その表面の電波吸収材によってある程度吸収されるので、より一層マイクロ波反射抑制効果が得られる。また、可動ガイドベーン１６は、上述した参考例１と同様の構成であり、低推力時には可動ガイドベーン１６がその前端軸を中心として揺動し閉じるため、マイクロ波を乱反射し、拡散する効果はさらに高まる。

図４に示すように、前側のストラット８のエンジン前方側の先端部には、入口ダクト４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、参考例３では、上述した参考例１で説明したのと同様のものを適用しているが、第３実施形態では、図２に示した第１実施形態と同様の構造のものである。

また、周方向ガイドベーン１６のエンジン前方側の先端部にも、入口ダクト４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、第３実施形態では、上述した参考例１においてストラット８に設けた切断刃２０と同様のものを適用しているが、図２に示した第１実施形態と同様の構造のものであってもよい。すなわち、第３実施形態では、切断刃２０は、その刃部が周方向ガイドベーン１６の先端部で僅かに外部に突出するように周方向ガイドベーン１６内に設けられた刃状部材２１と、刃状部材２１を周方向ガイドベーン１６内で支持する支持部材２２と、からなる構造であってもよい。

なお、この第３実施形態では、ストラット８は前後に分割された構成であるが、周方向ガイドベーン１６を固定支持できる構造であれば、前後に分割していない一体の構成であってもよい。

このような本発明の第３実施形態によれば、上述した参考例１による効果に加え、次のような効果が得られる。すなわち、周方向ガイドベーン１６が、入口ダクト４からファン動翼２に侵入するマイクロ波を遮蔽および拡散する反射曲面形状に形成されているので、エンジン起動中におけるファン動翼２によるマイクロ波の反射を抑制し、ステルス性を向上させることができる。また、そのような反射曲面形状をもつ反射翼として周方向ガイドベーン１６を取り付けた場合、その分の重量増大は避けられないが、飛行中に高速で侵入してくる鳥などの異物を切断刃２０により切断し、異物衝突時の衝撃力を大幅に緩和することができるので、周方向ガイドベーン１６の付加に伴う重量増大を大幅に抑制することができ、エンジン重量の増大を抑制することができる。

また、切断刃２０を、刃状部材２１とこれを支持する支持部材２２とにより構成し、これらを周方向ガイドベーン１６に内蔵するようすれば、刃状部材２１の先端部に形成された刃部を周方向ガイドベーン１６の先端部から僅かに突出させた状態で、切断刃２０を周方向ガイドベーン１６に堅固に固定することができる。また、刃状部材２１の先端部のみが周方向ガイドベーン１６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。

以上の説明から分かるように、本発明のジェットエンジンの空気入口部構造によれば、次のような効果が得られる。

すなわち、本発明によれば、航空機の飛行中、エンジン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でも、ストラットにかかる衝撃力を従来のものと比較して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とともに、肉厚の増大による強度の向上を不要としてストラットの軽量化を図ることができ、エンジン重量を軽量化することができる、という優れた効果が得られる。

また、本発明によれば、ストラット又は周方向ガイドベーンを反射曲面形状とし、マイクロ波の反射を抑制するための反射翼を備えるものにおいて、異物の侵入時における反射翼に対する衝撃力を大幅に緩和してその損傷を防止するとともに、反射翼を付加することによる重量増大を大幅に抑制することができ、エンジン重量の増大を抑制することができる、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。

本発明の参考例１を示す図である。 本発明の第１実施形態を示す図である。 本発明の第２実施形態または参考例２を示す図である。 本発明の第３実施形態または参考例３を示す図である。 従来技術を説明する図である。 従来技術を説明する図である。 従来技術を説明する図である。

符号の説明

２ ファン動翼
４ 入口ダクト
６ 中央部材
８ ストラット
８ａ スリット
８ｂ 支持部
１０ ジェットエンジン
１２ 可動ガイドベーン
１６ 周方向ガイドベーン
２０ 切断刃
２１ 刃状部材
２１ａ 刃部
２２ 支持部材
２２ａ 保持部

Claims (4)

1. ジェットエンジンのファン動翼に空気を導入するための空気導入路を内部に形成する入口ダクトと、該入口ダクト内の中央部に位置する中央部材と、前記入口ダクトの中心を基準に放射状に延びて前記入口ダクトと前記中央部材とを連結し且つ周方向に間隔を置いて配設された複数のストラットと、を備えたジェットエンジンの空気入口部構造において、
   前記ストラットのエンジン前方側の先端部に、入口ダクト内に侵入する異物を切断するための切断刃を設け、
   前記切断刃は、その刃部が前記ストラットの前記先端部で僅かに外部に突出するように前記ストラット内に設けられた刃状部材と、該刃状部材を前記ストラット内で支持する支持部材と、を有する、ことを特徴とするジェットエンジンの空気入口部構造。
2. 前記ストラットは、入口ダクトからファン動翼に侵入するマイクロ波を遮蔽および拡散する反射曲面形状に形成されている、ことを特徴とする請求項１に記載のジェットエンジンの空気入口部構造。
3. 前記ストラットに取り付けられ入口ダクトの中心軸に対して周方向に延び半径方向に間隔を置いて同心状に配設された複数の周方向ガイドベーンを備え、
   該周方向ガイドベーンは、入口ダクトからファン動翼に侵入するマイクロ波を遮蔽および拡散する反射曲面形状に形成されており、
   前記周方向ガイドベーンのエンジン前方側の先端部に、入口ダクト内に侵入する異物を切断するための切断刃を設けた、ことを特徴とする請求項１に記載のジェットエンジンの空気入口部構造。
4. 前記切断刃は、その刃部が前記周方向ガイドベーンの前記先端部で僅かに外部に突出するように前記周方向ガイドベーン内に設けられた刃状部材と、該刃状部材を前記周方向ガイドベーン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３に記載のジェットエンジンの空気入口部構造。

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