JP4786647B2 - 境界層吸気構造体 - Google Patents

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Description

本発明は、外板の臨界流領域に吸気面を含む構造体と、境界層を除去するのに必要な吸気力が得られる少なくとも１つの空気呼吸エンジンとを有する航空機における境界層を除去する吸気構造体に関する。
上述した種類の吸気構造体は、ＤＥ １９８ ２０ ０９７ Ｃ２で知られている。この周知の構造体では、境界層を除去するための吸気力は、エンジンの主流に配置されたジェットポンプにより生成される。この吸気構造体により、境界層を除去するための吸気力を生成するのに可動部が必要ないことと、その構造体が結果として故障を非常に起こしにくいことという利点が得られる。しかしながら、この周知の吸気構造体の１つの重大な欠点は、ジェットポンプをエンジンの主流に配置することにより実質的な電力ロスが起こるということに見られる。この電力ロスは、また、吸気構造体が必要ないときに、完全に防止することができない。
本発明は、高効率な電力変換を達成することができ、吸気構造体が必要ない動作状態において電力ロスを防止できる、境界層を除去する吸気構造体を開発することを目的とする。
請求項１のプリアンブルに係る、境界層を除去する吸気構造体において、本発明によれば、本目的は、抽気が、分岐線によりエンジンの高圧領域から吸い出され、ターボ過給機組立体のタービンを駆動するのに使用され、このターボ過給機組立体の圧縮機（ターボポンプともいう）が境界層を除去するための吸気源として機能するという点で、達成される。
ターボ過給機組立体が、高効率な電力変換を保証し、エンジンから抽気を吸い出すための分岐線の接続が、分岐線が遮断されているときにエンジンに電力ロスが起こらないように、実現できるため、本発明に係る吸気構造体によって、上述した目的を達成できる。
コア流とバイパス流とを有するバイパスエンジンにおいて、高圧圧縮機の領域で抽気を吸い出すことは、ターボ過給機組立体にとって可能な最大限の電力を得ることを可能にするため、このことは、利点である。
本発明の他の有益な実施の形態によると、ターボ過給機組立体の圧縮機（ターボポンプ）の圧力線は、低圧点でエンジンの主流へと開いている。この設計により、圧縮機により生成された電力が最適に利用できるように、境界層を除去する構造体の吸気路システムと圧力線の出口との間の圧力差、即ち、過給機組立体の圧縮機により克服される圧力差をできるだけ低く保つことができる。
本発明の他の好ましい実施の形態において、１つの強力なターボ過給機組立体の代わりに、複数の低電力な過給機組立体が使用され、ここで、これらの過給機組立体は、エンジンサスペンション及び／又はエンジンフェアリングの領域に収納される。この応用の利点は、流量ロスや熱ロスが比較的低く保たれるように、ターボ過給機組立体のタービンに、短い圧力線及び吸気線を使用することができることに見られる。
また、ターボ過給機組立体を、単軸機械の形状で実現することは、有益であり、これは、最先端技術によるこの種類の機械が、安価に製造可能な簡易な設計の構成材の形状で得られるためである。
本発明の実施の形態を、添付の図面を参照して、以下に説明する。
図１は、外板の臨界流領域に吸気面を含む航空機構造体、即ち、吸気面４１、４２が提供された航空機翼４の一例を示す。適切なエンジンサスペンション１２により、航空機翼４にエンジン１が搭載される。吸気面４１、４２を通して境界層を除去するための吸気線２３が、翼４から、符号Ｚで表されるエンジン１の領域まで通じている。なお、上述した吸気面が、エンジンフェアリング上の境界層を除去するために提供されてもよい。
図２は、航空機エンジンの領域Ｚの概略断面図を示す。航空機エンジンは、全体として、符号１で表される。このエンジンは、いわゆるフロントファンの下流のコア流Ｋとバイパス流Ｍとに分けられる主流Ｈを有する、いわゆるバイパスエンジンからなる。コア流Ｋは、高圧圧縮機１１と高圧タービンとを介してエンジン出口まで流れる。高圧圧縮機１１の近傍の高圧領域は、符号Ｐで表される。この領域で、高圧の抽気を吸い出すための分岐線１０が、エンジン１に接続される。分岐線１０は、ターボ過給機組立体２へと通じている。ターボ過給機組立体は、タービン２０と圧縮機（ターボポンプ）２４とを有する単軸機械の形状で実現される。高圧圧縮機１１から吸い出される抽気は、タービン２０を駆動し、その後、排気線２１を介して、エンジン１の主流Ｈに戻される。タービン２０により駆動されるターボ過給機組立体２の圧縮機２４は、空気を吸気線２３から取り入れ、圧力線２５を介してエンジン１の主流Ｈへと運搬し、ここで、圧力線２５は、低静圧点Ｕでエンジンの主流Ｈへと開いている。
１つの強力なターボ過給機組立体２を利用する代わりに、より容易に収容可能な複数のより小さいターボ過給機組立体を提供することも考えられる。このようなより小さい過給機組立体は、符号２ａ及び２ｂで表され、図２において破線で描かれている。より小さいターボ過給機組立体を利用する利点は、それらが、図２に示すように、エンジンサスペンション１２又はエンジンフェアリングにより良好に収納されることが可能であることである。
なお、「備える」という用語は、その他の要素又はステップを排除するのではなく、また、「１つの」は、複数を排除するのではない。また、異なる実施の形態に関連して述べられる要素を組み合わせてもよい。
また、請求項における符号は、請求項の範囲を限定することと考えられないこととする。
境界層を除去する吸気面を有する航空機翼と、その翼の下に配置された航空機エンジンとを示す図である。 境界層を除去する本発明に係る吸気構造体を有する、図１の航空機エンジンの概略断面図である。
符号の説明
１ 航空機エンジン
２ ターボ過給機組立体
２ａ 低電力ターボ過給機組立体
２ｂ 低電力ターボ過給機組立体
４ 翼
４１ ４の吸気面
４２ ４の吸気面
１０ 分岐線
１１ 高圧圧縮機
１２ エンジンサスペンション
２０ タービン
２１ 排気線
２３ 吸気線
２４ 圧縮機（ターボポンプ）
２５ ２４の圧力線
Ｈ 主流
Ｋ コア流
Ｍ バイパス流
Ｐ 高圧領域
Ｕ 低圧領域
Ｚ 境界層を除去する吸気構造体を有する１の領域

Claims (4)

  1. 外板の臨界流領域に吸気面を含む構造体と、境界層を除去するのに必要な吸気力が得られる少なくとも１つの空気呼吸エンジンとを有する航空機における境界層を除去する吸気構造体であって、
    抽気は、分岐ラインにより前記エンジンの高圧領域から吸い出されて、ターボ過給機組立体を駆動するのに使用され、前記ターボ過給機組立体は、前記境界層を除去するための吸気源として機能するように適合され、
    前記抽気は、コア流およびバイパス流を有する前記エンジンの高圧圧縮機の領域において吸い出され、
    前記ターボ過給機組立体は、タービンおよび圧縮機を含み、前記抽気は前記タービンを駆動し、前記圧縮機は前記境界層を除去するための吸気源として機能し、
    前記吸気面を通して前記境界層を除去するための吸気ラインが設けられ、前記吸気ラインは前記吸気面から前記圧縮機に繋がり、
    前記ターボ過給機組立体の前記圧縮機の圧力ラインは、低静圧点で前記エンジンの主流へと開いている、
    境界層を除去する吸気構造体。
  2. 前記ターボ過給機組立体の前記タービンの排気流を低静圧点で前記主流と合わせる排気ラインが設けられる、請求項１に記載の境界層を除去する吸気構造体。
  3. １つの強力なターボ過給機組立体の代わりに、複数の低出力のターボ過給機組立体が使用されて、エンジンサスペンションおよび／またはエンジンフェアリングの領域に収納される、請求項１または２に記載の境界層を除去する吸気構造体。
  4. 前記ターボ過給機組立体は、少なくとも１つの単軸機械の形態で実現される、請求項１〜３のいずれか１項に記載の境界層を除去する吸気構造体。
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