JPH0281798A - 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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JPH0281798A
JPH0281798A JP1201499A JP20149989A JPH0281798A JP H0281798 A JPH0281798 A JP H0281798A JP 1201499 A JP1201499 A JP 1201499A JP 20149989 A JP20149989 A JP 20149989A JP H0281798 A JPH0281798 A JP H0281798A
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    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/33—Arrangement of components symmetrical

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。

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
細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くｖ
ｉｓｏｒ）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ツハ数と
飛行高度とにマツ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
ツハ数（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ツハ
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
、すべてのマツ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、マツハ数が増大
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、マツ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
ツハ数の増大は、大体マツハ６とか７まであるものと考
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、マツハ
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（Ｃｏｎｃｏｒｄｓ
）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　Ｍａｒｃｅｌ　　Ｄａｓｓａｕｌ
ｔ　／　Ｂｒｅｇｕｅｔ　　Ａｖｉａｔｉｏｎ”Ｍｉｒ
ａｇｅ”）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　Ｆ１
５）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、マツハ数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
（マツハ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、マツハ６とか７という高いマツハ数の
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／極細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、ひさしくｖｉｓ
ｏｒ）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ツ
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、可動の後
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ツ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、関節で連結
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ツ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ｌ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０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５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図においてはマツハ数が２．１の場合、第４図にお
いてはマツハ数が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。
なお考えつる実施態様が第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Ｍ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ツ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図にはマツハ数が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
した位置にあって、前方フラッップ３に続く壁を形成し
ていて、その壁は実質上−電断面積の通路を形成してい
る。
第６図においてはマツハ数が約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８１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図においてはマツハ数が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
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Ｓ２
　（前述のマツハ数２の場合の形における最小断面積Ｓ
ｔ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。
なお考えつる実施態様が第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１
４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図においてはマツハ数が約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図においてはマツハ数が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Ｓｌ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Ｓｔ　　（前述
のマツハ数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１
３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゜１６．１
７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ツハ数が４．
３５にマツ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Ｃ３は、空気
取入口の対称面Ｐに向けて収束する０反射された衝撃波
ＣＩＲ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の前線で発生する衝撃波Ｃ２は、
空気取入口の対称面に向けて収束し、その反射ＣＡＲ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ル
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、・・・・
第１の境界層トラップ、 ・・・可動の後方フラップ、 ・・・・可動の内部壁要素、 ・・・・第２の境界層トラップ、 ２・・・第１の壁要素、 ３・・・・第２の壁要素、 ４・・・・可動の内部壁要素、 ・・・・軸方向の面。 ＦＩＧ、１゜

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、軸方向の面（Ｐ）の各側に対称に配置され、ひさし
    を形成する２つの前方フラップ（３）を含み、これら前
    方フラップ（３）の各々が、この前方フラップ（３）に
    続いてい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エンジンの燃焼用空気の２次
    元対称形状の超音速極細音速用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）に続いてい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）の近傍に位置していることを特
    徴とする２次元対称形状の超音速極細音速用空気取入口
    。 ２、各前方フラップ（３）が、この前方フラップ（３）
    に連結された可動の後方フラップ（６）を含み、この可
    動の後方フラップ（６）は、第１の境界層トラップ（５
    ）の下流側に位置し、こ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り得るようにし
    た、請求項１記載の２次元対称形状の超音速極細音速用
    空気取入口。 ３、前方フラップ（３）の内側壁面の後方が関節で連結
    された２つの壁要素（１２、１３）からなり、第１の壁
    要素（１２）は前方フラップ（３）に、第２の壁要素（
    １３）は第１の壁要素（１２）に連結されており、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）との間に前記第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変り得るようにした、請求項１記
    載の２次元対称形状の超音速極細音速用空気取入口。
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