JPH0277396A - 航空エンジンの燃焼用空気の２次元非対称形状の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次元非対称形状の超音速用空気取入口Info
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- JPH0277396A JPH0277396A JP1201498A JP20149889A JPH0277396A JP H0277396 A JPH0277396 A JP H0277396A JP 1201498 A JP1201498 A JP 1201498A JP 20149889 A JP20149889 A JP 20149889A JP H0277396 A JPH0277396 A JP H0277396A
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT 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
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
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料用空気のための超音速用空
気取入口に関するが、特に２次元・非対称形状の空気取
入口に関する。この非対称性は、この空気取入口におい
ては一方の側ではひさしくｖｉｓｏｒ）を形成している
前方フラップがあり、他方の側には整形面であるフェア
リング（ｆａｉｒｉｎｇ）があることによって生じてい
る。
気取入口に関するが、特に２次元・非対称形状の空気取
入口に関する。この非対称性は、この空気取入口におい
ては一方の側ではひさしくｖｉｓｏｒ）を形成している
前方フラップがあり、他方の側には整形面であるフェア
リング（ｆａｉｒｉｎｇ）があることによって生じてい
る。
空気取入口が多種の航空機に用いられるためには、広範
な飛行範囲にわたっての性能（効率と流量における）が
良くなければならない。したがって、空気取入口の空気
取入断面積がマツハ数の増大に応じて増大せねばならな
い。
な飛行範囲にわたっての性能（効率と流量における）が
良くなければならない。したがって、空気取入口の空気
取入断面積がマツハ数の増大に応じて増大せねばならな
い。
実際上、空気取入口の効率（エンジンの吸入口における
圧力と上流の圧力の比）を維持するには、マツハ数が増
大すればする程、空気取入口に到達する流れを偏向させ
て斜めの衝撃波の連続によって可能な限りその流れを減
速させて最終の直方向衝撃波の上流側でのマツハ数を可
能な最低値（一般には約１．４の値）にするということ
が益々必要となる。
圧力と上流の圧力の比）を維持するには、マツハ数が増
大すればする程、空気取入口に到達する流れを偏向させ
て斜めの衝撃波の連続によって可能な限りその流れを減
速させて最終の直方向衝撃波の上流側でのマツハ数を可
能な最低値（一般には約１．４の値）にするということ
が益々必要となる。
さらに、空気を必要とするどのようなエンジンが用いら
れるにしても、上流のマツハ数が増大すればする程、収
集される流れの断面積は大きくなければならない、特に
マツハ数３以上までの飛行をする航空機の場合は、空気
取入口断面積を大きくすることが有利である。したがっ
て形状可変の空気取入口が提案されて来た。
れるにしても、上流のマツハ数が増大すればする程、収
集される流れの断面積は大きくなければならない、特に
マツハ数３以上までの飛行をする航空機の場合は、空気
取入口断面積を大きくすることが有利である。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］
比較的に小さいマツハ数（＜２．５）で飛行する航空機
に用いられる従来技術による形状可変の空気取入口の構
造を、航空機の名称で示すと、コンコルド（Ｃｏｎｃｏ
ｒｄｅ）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、
ミラーシュ（Ａｖｉｏｎｓ ＭａｒｃｅｌＤａｓｓａｕ
ｌｔ ／ Ｂｒｅｇｕｅｔ Ａｖｉａｔｉｏｎ ”Ｍ
ｉｒａｇｅ−）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（ＭｃＤｏｎｎｅｌ Ｄｏｕｇｌａｓ Ｆ
１５）の場合は、フラップと側壁が一体になった組立体
からなる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。
に用いられる従来技術による形状可変の空気取入口の構
造を、航空機の名称で示すと、コンコルド（Ｃｏｎｃｏ
ｒｄｅ）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、
ミラーシュ（Ａｖｉｏｎｓ ＭａｒｃｅｌＤａｓｓａｕ
ｌｔ ／ Ｂｒｅｇｕｅｔ Ａｖｉａｔｉｏｎ ”Ｍ
ｉｒａｇｅ−）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（ＭｃＤｏｎｎｅｌ Ｄｏｕｇｌａｓ Ｆ
１５）の場合は、フラップと側壁が一体になった組立体
からなる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。
フランス特許第１２３４４８３号に記述のある空気取入
口は、もっばら高速特に超音速のものであるが、低速特
に亜音速での性能を改善し得るような装置が意識的に用
いられている。その改善のためにこの特許による空気取
入口は、２つの別個の要素を含んでいて、これら要素は
、各々が枢軸を有し、レバーシステムによって機械的に
相互に連結されている。
口は、もっばら高速特に超音速のものであるが、低速特
に亜音速での性能を改善し得るような装置が意識的に用
いられている。その改善のためにこの特許による空気取
入口は、２つの別個の要素を含んでいて、これら要素は
、各々が枢軸を有し、レバーシステムによって機械的に
相互に連結されている。
［発明が解決しようとする課題］
本発明の目的は、マツハ数が増大したとき収集断面積が
大きく増大することを可能にすると共に、その他の下記
のような従来技術では満足し得なかった種々の性能上の
要求によりよく対処できるような形状可変の空気取入口
を提供することにある。従来技術での欠点を示すならば
、コンコルド型の空気取入口の場合は、取入口断面積の
変化が少い。すなわち入射角の範囲が好都合な場合しか
考えられていない。
大きく増大することを可能にすると共に、その他の下記
のような従来技術では満足し得なかった種々の性能上の
要求によりよく対処できるような形状可変の空気取入口
を提供することにある。従来技術での欠点を示すならば
、コンコルド型の空気取入口の場合は、取入口断面積の
変化が少い。すなわち入射角の範囲が好都合な場合しか
考えられていない。
ミラーシュ型の空気取入口の場合は、取入口断面積の変
化がない。
化がない。
Ｆ１５型の空気取入口の場合は、取入口断面積の変化は
比較的大きいが、流れの分離の結果フェアリングの内部
壁にかなりのショックがあって、そのため空気取入口の
効率を大いに悪くしている。
比較的大きいが、流れの分離の結果フェアリングの内部
壁にかなりのショックがあって、そのため空気取入口の
効率を大いに悪くしている。
フランス特許第１２３４４８３号に記述された型の空気
取入口の場合は、亜音速の場合に流量係数がかなり減り
、その結果、フラップによる抵抗が増すので推進のバラ
ンスが悪化する。
取入口の場合は、亜音速の場合に流量係数がかなり減り
、その結果、フラップによる抵抗が増すので推進のバラ
ンスが悪化する。
［課題を解決するための手段］
航空エンジンの燃焼用空気のための本発明による２次元
形状の超音速用空気取入口は、一方の側のフェアリング
と、他方の側の、ひさしを形成していてフェアリングと
は反対の側に位置した枢軸の周りで回動し得る前方フラ
ップと、フェアリングの前方に位置し、前記前方フラッ
プと一体に結合されている可動のフェアリングノーズと
からなっている。
形状の超音速用空気取入口は、一方の側のフェアリング
と、他方の側の、ひさしを形成していてフェアリングと
は反対の側に位置した枢軸の周りで回動し得る前方フラ
ップと、フェアリングの前方に位置し、前記前方フラッ
プと一体に結合されている可動のフェアリングノーズと
からなっている。
本発明によれば、空気取入口断面積が増える方向に前方
フラップが動くとき可動のフェアリングノーズはフェア
リングノーズの前方で前方へ動くようになっている。
フラップが動くとき可動のフェアリングノーズはフェア
リングノーズの前方で前方へ動くようになっている。
可動のフェアリングノーズの前方への移動は、フェアリ
ングにおける内部流れの偏向を制限する。さらに、最小
の空気取入口断面積は実質上−定であり、空気取入口の
下流部分であって、エンジンへ燃焼用空気を送るための
ディフユーザーとなっている部分は決まった形のままで
ある。
ングにおける内部流れの偏向を制限する。さらに、最小
の空気取入口断面積は実質上−定であり、空気取入口の
下流部分であって、エンジンへ燃焼用空気を送るための
ディフユーザーとなっている部分は決まった形のままで
ある。
以上により、空気取入口に対しであるマツハ数と入射角
が与えられたとき、フェアリングノーズにおいて実質上
一定のマツハ数を得ること、すなわち対応する空気取入
口形状によくマツチしたマツハ数を得るために前方フラ
ップと可動のフェアリングノーズの組立体を回動させる
ことが可能である。
が与えられたとき、フェアリングノーズにおいて実質上
一定のマツハ数を得ること、すなわち対応する空気取入
口形状によくマツチしたマツハ数を得るために前方フラ
ップと可動のフェアリングノーズの組立体を回動させる
ことが可能である。
したがって、空気取入口の最適のマツチングが、飛行中
の超音速マツハ数と空気取入口での入射角の両方の変化
の関数として得られる。
の超音速マツハ数と空気取入口での入射角の両方の変化
の関数として得られる。
本発明の第１の有利な実施態様においては、前方フラッ
プの回動の枢軸は、この前方フラップに続いている空気
取入口壁にある境界層トラップの近傍に位置している。
プの回動の枢軸は、この前方フラップに続いている空気
取入口壁にある境界層トラップの近傍に位置している。
前方フラップと一体に結合されている可動のフェアリン
グノーズに関しては、次に示す２つの実施態様が考えら
れる。
グノーズに関しては、次に示す２つの実施態様が考えら
れる。
それら実施態様のうちの第１のものでは、可動のフェア
リングノーズがフェアリングの前方で動くとき、それら
の間の向き合った面が枢軸を中心とする円筒面であるこ
とにより、前者は後者の延長の中で動く。
リングノーズがフェアリングの前方で動くとき、それら
の間の向き合った面が枢軸を中心とする円筒面であるこ
とにより、前者は後者の延長の中で動く。
実施態様のうちの第２のものでは、空気取入口断面積が
増える方向に前方フラップが動くときに、可動のフェア
リングノーズがフェアリングの前方で動くが、この際、
これらの間の、向き合った面が相互に離隔し、そこに、
境界層トラップとなる面積可変の通路が形成される。
増える方向に前方フラップが動くときに、可動のフェア
リングノーズがフェアリングの前方で動くが、この際、
これらの間の、向き合った面が相互に離隔し、そこに、
境界層トラップとなる面積可変の通路が形成される。
第１の実施態様の１つの変形においては、対向する円筒
面をなす壁に、境界層トラップを形成する開口が設けら
れていて、そこで形成される境界層トラップの断面積が
前方フラップの動きに関連して、それの関数として特定
の法則の下で定まる。
面をなす壁に、境界層トラップを形成する開口が設けら
れていて、そこで形成される境界層トラップの断面積が
前方フラップの動きに関連して、それの関数として特定
の法則の下で定まる。
構造上は、可動のフェアリングノーズは側方にある部材
によって一体に結合され、１つの回動するケースを形成
している。このような構造の仕方によって、シールの問
題は解決され、機械的振動は減り、また、レバーのよう
な連結の構造の必要性がなくなる。
によって一体に結合され、１つの回動するケースを形成
している。このような構造の仕方によって、シールの問
題は解決され、機械的振動は減り、また、レバーのよう
な連結の構造の必要性がなくなる。
本発明は、上記の実施態様だけでなく、同時に用いられ
ることが望ましいいく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。
ることが望ましいいく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。
［実施例コ
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。
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図で、前方から見た航空機の外形を１で示
している。その航空機は２つの空気取入口２を、第１図
の場合は翼の下方において、第２図の場合は胴体の各側
方において含んでいる。
している。その航空機は２つの空気取入口２を、第１図
の場合は翼の下方において、第２図の場合は胴体の各側
方において含んでいる。
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。
）に燃焼用空気を供給する。
第３図から第７図までは本発明による空気取入口の縦断
面図である０図示の用に空気取入口は２次元の非対称型
であり、一方の側ではパイザー（ひさし）を形成する前
方フラップ３を、そして他方の側ではフェアリング（整
形面）４を含んでいる。
面図である０図示の用に空気取入口は２次元の非対称型
であり、一方の側ではパイザー（ひさし）を形成する前
方フラップ３を、そして他方の側ではフェアリング（整
形面）４を含んでいる。
フラップ３はフェアリング４とは反対の側に位置した枢
軸５の周りで回動し得る。
軸５の周りで回動し得る。
前方フラップ３には可動のフェアリングノーズ６が一体
に結合されていて、この可動のフェアリングノーズ６は
フェアリング４の前方にあり、空気収集断面積を増す方
向に前方フラップ３が、フェアリング４の前方で動く。
に結合されていて、この可動のフェアリングノーズ６は
フェアリング４の前方にあり、空気収集断面積を増す方
向に前方フラップ３が、フェアリング４の前方で動く。
これらの図において前方フラップ３は側方部材２３によ
ってフェアリングノーズ６に強固に固定されて、全体と
して回動可能の剛性あるケースを形成している。
ってフェアリングノーズ６に強固に固定されて、全体と
して回動可能の剛性あるケースを形成している。
第３〜７図に示すように、前方フラップ３の回動の枢軸
５が、前方フラップ３に続いている空気取入口壁にある
境界層トラップ７の近傍（望ましくはその前方）に位置
している構造が有利である。
５が、前方フラップ３に続いている空気取入口壁にある
境界層トラップ７の近傍（望ましくはその前方）に位置
している構造が有利である。
したがって、前方フラップ３によって収集された空気は
、 一前方フラップ３の内側壁で形成された圧縮斜面８と、 一境界Ｍトラップ７と、 一圧縮斜面８に続いている空気取入口の内側壁で形成さ
れているデフユーザー９ を順次通過する。
、 一前方フラップ３の内側壁で形成された圧縮斜面８と、 一境界Ｍトラップ７と、 一圧縮斜面８に続いている空気取入口の内側壁で形成さ
れているデフユーザー９ を順次通過する。
第５．６図に示した実施例においては、空気取入口断面
積が増える方向に前方フラップ３が動くときに、可動の
フェアリングノーズ６がフェアリング４の前方で動くが
、この際これらの間にある向き合った面１３．１４が相
互に離隔し、そこに、境界層トラップとなる面積可変の
通路１２が形成される。
積が増える方向に前方フラップ３が動くときに、可動の
フェアリングノーズ６がフェアリング４の前方で動くが
、この際これらの間にある向き合った面１３．１４が相
互に離隔し、そこに、境界層トラップとなる面積可変の
通路１２が形成される。
本発明による空気取入口の作用は次のとおりである。
一マツハ数が低い（例えば２．５より小）場合は、前方
フラップ３と可動のフェアリングノーズ６は、第３．５
図の位置、第７図では実線で示す位置にある。第５図で
は通路１２の断面積はゼロになっている。
フラップ３と可動のフェアリングノーズ６は、第３．５
図の位置、第７図では実線で示す位置にある。第５図で
は通路１２の断面積はゼロになっている。
一マツハ数が高い（例えば３より大）場合は、前方フラ
ップ３と可動のフェアリングノーズ６は、第４．６図の
位置、第７図では鎖線で示す位置にある。第６図では通
路１２の断面積が最大となって、そこに境界層トラップ
が形成されている。
ップ３と可動のフェアリングノーズ６は、第４．６図の
位置、第７図では鎖線で示す位置にある。第６図では通
路１２の断面積が最大となって、そこに境界層トラップ
が形成されている。
前方フラップ３と可動のフェアリングノーズ６の組立体
を動かすための駆動手段について言うと、その駆動手段
は第３．４および７図では全体として参照番号１５で示
されている。
を動かすための駆動手段について言うと、その駆動手段
は第３．４および７図では全体として参照番号１５で示
されている。
過酷な使用条件を考慮すると、駆動手段１５は不可逆型
でなければならない、すなわち、エネルギー源が断たれ
た場合、前方フラップ３と可動のフェアリングノーズ６
の組立体がエネルギー供給が断たれたときの位置で不動
となってそこで待機するようになっていなければならな
い。
でなければならない、すなわち、エネルギー源が断たれ
た場合、前方フラップ３と可動のフェアリングノーズ６
の組立体がエネルギー供給が断たれたときの位置で不動
となってそこで待機するようになっていなければならな
い。
さらに、この駆動手段１５は、前方フラップ３の中（第
３．４図）または境界層トラップ７の後方に位置したハ
ウジングの中（第７図）に設けられるのが望ましいが、
それが可能であるように最小の寸法のものでなければな
らぬ。
３．４図）または境界層トラップ７の後方に位置したハ
ウジングの中（第７図）に設けられるのが望ましいが、
それが可能であるように最小の寸法のものでなければな
らぬ。
さらにこの駆動手段１５は、前方フラップ３と可動のフ
ェアリングノーズ６の組立体が迅速に動かされ得るよう
に、最小の応答時間を有するものでなければならぬ。
ェアリングノーズ６の組立体が迅速に動かされ得るよう
に、最小の応答時間を有するものでなければならぬ。
第３．４および７図においてはこの駆動手段１５を概略
的に示した。
的に示した。
第８図はこの駆動手段１５の詳細を示しである。図示の
ように駆動手段は本質上、 −前方フラップ３を枢軸５の周りで回動させるように取
付けられたアクチュエーターボディ１６と、 一前方フラップ３の枢軸５と一体に結合されているセク
ター歯車１７と、 一空気圧によってアクチュエーターボディ１６の中で滑
動するアクチエエータ−ピストン１８と、 一前方フラップ３に一体に結合されている軸受２０で軸
支されて回転するシャフト上に固定されていてセクター
歯車１７と噛合っているつオーム（砂時計形の）１９と
、 一ウオーム１９とアクチュエーターピストン１８の間を
連結しているラック２２とビニオン２１で形成されてい
る。
ように駆動手段は本質上、 −前方フラップ３を枢軸５の周りで回動させるように取
付けられたアクチュエーターボディ１６と、 一前方フラップ３の枢軸５と一体に結合されているセク
ター歯車１７と、 一空気圧によってアクチュエーターボディ１６の中で滑
動するアクチエエータ−ピストン１８と、 一前方フラップ３に一体に結合されている軸受２０で軸
支されて回転するシャフト上に固定されていてセクター
歯車１７と噛合っているつオーム（砂時計形の）１９と
、 一ウオーム１９とアクチュエーターピストン１８の間を
連結しているラック２２とビニオン２１で形成されてい
る。
電動弁（図示せず）で制御された圧力空気がアクチュエ
ーターボディ１６に到来すると、アクチュエーターピス
トン１８がラック２２をどちらかの方向に動かす、それ
によりビニオン２１とウオーム１９が回転する。ウオー
ム１９は軸方向に動き得ないので、固定されているセク
ター歯車１７に噛合ったウオーム１９が回転することに
より前方フラップ３と可動のフェアリングノーズ６とが
枢軸５の周りで回動する。
ーターボディ１６に到来すると、アクチュエーターピス
トン１８がラック２２をどちらかの方向に動かす、それ
によりビニオン２１とウオーム１９が回転する。ウオー
ム１９は軸方向に動き得ないので、固定されているセク
ター歯車１７に噛合ったウオーム１９が回転することに
より前方フラップ３と可動のフェアリングノーズ６とが
枢軸５の周りで回動する。
このような駆動手段１５は、
一製作が簡単であり、
一ウオームとセクター歯車の噛合が反力を生ずる故に不
可逆型になっており、 一コンパクトであり、 −高い運転温度に耐え得る材料で作られ得る。
可逆型になっており、 一コンパクトであり、 −高い運転温度に耐え得る材料で作られ得る。
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図と第６図は本発明による第２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７図は第３．４図で示した第１の実施例を変形したも
のの図、 第８図は本発明による有利な構造を示す概略斜視図であ
る。 ３・・・・前方フラップ、 ４・・・・フェアリング
、５・・・・枢軸、 ６・・・フェアリングノーズ、 ７・・・・境界層トラップ、 １０．１１・・・・向き合った面、 １２・・・通路、 １３．１４・・・・向き合った面、 １５・・・・駆動手段、 ２３・・・・側方の部材
。
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図と第６図は本発明による第２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７図は第３．４図で示した第１の実施例を変形したも
のの図、 第８図は本発明による有利な構造を示す概略斜視図であ
る。 ３・・・・前方フラップ、 ４・・・・フェアリング
、５・・・・枢軸、 ６・・・フェアリングノーズ、 ７・・・・境界層トラップ、 １０．１１・・・・向き合った面、 １２・・・通路、 １３．１４・・・・向き合った面、 １５・・・・駆動手段、 ２３・・・・側方の部材
。
Claims (7)
- （１）一方の側に位置するフェアリング（４）と、ひさ
しを形成している前記フェアリング（４）と反対側に位
置した枢軸（５）の周りで回動し得る、前方フラップ（
３）と、フェアリング（４）の前方に位置し、前記前方
フラップ（３）と一体に結合されている可動のフェアリ
ングノーズ（６）とからなる航空エンジンの燃焼用空気
の２次元非対称形状の超音速用空気取入口において、 空気取入口断面積が増加する方向に前方フラップ（３）
が動くとき、可動のフェアリングノーズ（６）が前記フ
ェアリング（４）の前方において前方へ動く構造である
ことを特徴とする２次元非対称形状の超音速用空気取入
口。 - （２）前記前方フラップ（３）の枢軸（５）が、前方フ
ラップ（３）に続いている空気取入口壁内に設けられた
境界層トラップ（７）の近傍に位置している、請求項１
記載の２次元非対称形状の超音速用空気取入口。 - （３）前記可動のフェアリングノーズ（６）が、前記前
方フラップ（３）の枢軸（５）を中心とする対向する円
筒面（１０、１１）を介して、前記フェアリング（４）
の前方においてその延長上を動く請求項１記載の２次元
非対称形状の超音速用空気取入口。 - （４）空気取入口断面積が増加する方向へ前方フラップ
（３）が動くとき、可動のフェアリングノーズ（６）が
フェアリング（４）の前方で動き、このとき、フェアリ
ングノーズ（６）とフェアリング（４）の対向する面（
１３、１４）が相互に離隔し、そこに、境界層トラップ
を形成する面積可変の通路（１２）が形成される、請求
項１記載の２次元非対称形状の超音速用空気取入口。 - （５）前記の円筒面をなす壁（１０、１１）に、境界層
トラップを形成する開口が設けられていて、そこで形成
される境界層トラップの断面積が、前方フラップ（３）
の動きの関数として特定の法則の下で定まる、請求項３
記載の２次元非対称形状の超音速用空気取入口。 - （６）前記可動のフェアリングノーズ（６）が側方の部
材（２３）によって前記前方フラップ（３）と一体に結
合され、一体の回動するケースを形成している、請求項
１記載の２次元非対称形状の超音速用空気取入口。 - （７）前記前方フラップ（３）と可動のフェアリングノ
ーズ（６）の組立体が不可逆型の駆動手段（１５）によ
って動かされる、請求項１記載の２次元非対称形状の超
音速用空気取入口。
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-
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