JPH05193587A

JPH05193587A - 円弧輪郭を有する航空機エンジンナセル

Info

Publication number: JPH05193587A
Application number: JP22816892A
Authority: JP
Inventors: David Eugene Yates; デビット・ユージン・ヤテス; Ross Michael Leon; ロス・マイケル・レオン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1991-08-28
Filing date: 1992-08-27
Publication date: 1993-08-03
Also published as: GB9218229D0; GB2259115A; FR2680830A1; CA2072417A1

Abstract

(57)【要約】【目的】航空機エンジンに用いる空気流特性を改良
し、垂直高が最小の楕円形ナセルを提供する。【構成】正面図が楕円形を示しそして側面図が円弧輪
郭を示すような入口９２を有するナセル９０であって、
円弧輪郭はナセルの最上位置９４と側位置９８，１００
と最下位置９６にある３つのハイライト点によって定め
られ、各ハイライト位置は、入口中心線１０６に直交す
る平面１２２から個別に定めた距離だけ離れた所に設定
される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【関連米国特許出願】本発明の米国特許出願は、本発明
の譲受人（本件出願人）に譲渡された同時係属米国特許
出願（出願人控え番号１３ＤＶ−１０２５６，日本出願
整理番号Ｖ１０９）と関連し、この引例の開示は参照に
よりここに包含される。

【０００２】

【産業上の利用分野】本発明は航空機ガスタービンエン
ジン用ナセルに関し、特に、ナセル入口の側輪郭が円弧
輪郭であるような構造の楕円形ナセルに関する。

【０００３】

【従来の技術】従来の亜音速輸送機は通例、機翼に装着
したガスタービンエンジンを含み、このようなエンジン
は従来のパイロンを用いることにより機翼の下側に装着
されそして従来の環状ナセルに囲まれており、このナセ
ルは空力的に滑らかな包囲体として作用する。図１は２
基のターボファンエンジンにより駆動される事業用亜音
速輸送機の一例１０を示し、両エンジンはそれぞれ航空
機の両側の機翼に装着されている。図１には一つだけの
機翼とエンジンを示してある。ターボファンエンジン１
２は従来のパイロン１６により機翼１４に装着されてい
る。エンジン１２を囲んでいるナセル１８は自由空気流
２０をエンジン１２内とその周囲に導く。エンジン１２
は空気流２０を利用して燃焼を起こしそして推力を発す
る。

【０００４】図２は図１のナセル１８とエンジン１２の
縦中心線断面図である。エンジン１２は従来のエンジン
縦中心線２２を有し、この中心線は、航空機１０の巡航
中、エンジン迎え角α_Eをなし、この迎え角α_Eはエン
ジン中心線２２が空気流２０の方向に対してなす角度で
ある。ナセル１８は、概して環状のナセル前側入口部２
４と、従来の環状ナセル後部２６とを有する。ナセル後
部２６はエンジン１２から隔たって従来のバイパスダク
ト２８を画成しそしてエンジン１２の従来のファン３０
から下流方向に延在する。

【０００５】従来の運転中、エンジンにより駆動される
ファン３０は自由空気流２０の一部分をバイパスダクト
２８にバイパスして航空機１０推進用の推力を発生す
る。空気流２０の一部分は従来のようにエンジン１２を
通って燃料と混合されそして燃焼を起こして燃焼ガスを
生成し、この燃焼ガスは、例えばファン３０に動力を与
えた後、エンジン１２から排出される。

【０００６】図２についてさらに説明すると、ナセル前
部２４には環状の前縁またはハイライト（hilite）３４
が含まれ、上流向きの概して環状の入口面３６を画成
し、自由空気流２０を受入れてファン３０に導く。入口
面３６に入る空気流２０はまた捕捉流管３８と呼ばれ、
入口面３６を通ってナセル前部２４に入る。あふれ空気
流４０は、入口面３６に入るがファン３０には達せずに
ナセル前部２４の周囲にそれる自由空気流２０の部分で
ある。

【０００７】ナセル前部２４はのど４２を有する。のど
４２は最小面積の流れ区域と定義されており、前縁３４
の下流に位置している。環状ディフューザ４４がのど４
２からファン３０まで下流方向に延在する。のど４２は
所定質量流量の空気流２０をファン３０に導くような寸
法を有する。ディフューザ４４は入口面３６とのど４２
とエンジン１２とに連通しており、そして空気流の速度
を下げるとともにその静圧を高めるような寸法と形状を
有する。

【０００８】図３は図２のナセルの正面斜視図である。
図３において、ナセル前側入口部２４はさらに、横方向
に相隔たる第１側部５８と第２側部６０を含み、両側部
は、キール５２からクラウン５０までそして後述の入口
軸線４６の半径方向外側に相対して延在する。半径方向
上側クラウン５０と半径方向下側キール５２は、中心線
２２を通る垂直平面に沿うナセル前部２４の横断面であ
る。

【０００９】従来のナセル入口は通例垂下しており、ナ
セルディフューザは、エンジン中心線に対して傾斜した
入口中心線または垂下軸線を有する。ナセルのこの入口
中心線は、入口内の空気流の湾曲に応じて湾曲してもよ
い。このような湾曲入口中心線の一例はワイノスキー
（Wynosky)の米国特許第４７２２３５７号に見られる。
この引例は参照によりここに記載する。この垂下軸線配
置によりナセル入口面は、航空機が設計巡航状態にある
時、自由空気流と垂直になり、その結果ナセルにかかる
設備抗力が最少になる。入口中心線４６とエンジン中心
線２２のなす鋭角は垂下角（droop angle)α_Dと呼ば
れ、一定の幾何学的パラメータである。エンジン中心線
２２と空気流２０のなす角度はエンジン迎え角α_Eと呼
ばれ、航空機運用態様の変化とともに変わる。

【００１０】図４はナセルの一例１８の概略横断面図で
あり、設計巡航態様中の入口中心線４６と空気流２０の
一致関係を示す。入口面３６が入口中心線４６に垂直で
あることに注意されたい。また、エンジン迎え角α
_Eは、航空機が設計巡航状態にある時、垂下角α_Dに等
しい。しかし、エンジン迎え角α_Eは図５に示すよう
に、航空機の運用態様に従って変わる。図５は上昇態様
中のナセル１８を例示する横断面図である。図４と比べ
るとわかるように、エンジン迎え角α_Eは航空機が上昇
している時の方が設計巡航状態中より大きい。すなわ
ち、α_Eの範囲が様々な運用条件にわたって存在する。

【００１１】航空機の重量と抗力は重要な要目であるか
ら、ナセルをできるだけ小形かつ軽量にして、重量と、
ナセルの内部と周囲を通る自由空気流による空力抗力と
を減らすことが望ましい。ナセルの長さと直径と厚さは
重量と抗力に直接関係するパラメータである。ナセルの
低速時作用を評価する代表的な空力性能パラメータは、
全圧回復、周方向圧力ひずみ、流れ剥離を起こさないナ
セルの迎え角能力、ナセルに作用する横風の影響等であ
る。航空機の巡航時の性能要目はナセル外面に沿う抗力
の変化を包含し、この変化は、エンジン空気流と、自由
流マッハ数と、ナセルに対する自由空気流の入射角との
変化によるものである。マッハ数は、空気媒体内の音速
に対する空中移動中のナセルの速度の比を示す。

【００１２】さらに、騒音公害に関して高まりつつある
環境問題に対して米国政府が定めた規制は、例えば、低
速離陸中に地上に向かう騒音の許容量を制限している。
従来のナセル入口は、騒音規制に合格するためにナセル
内の音響処理を必要とし、また、許容可能な流れ剥離余
裕を得るための低速・高迎え角要件に適合するために比
較的厚いナセル下側リップ（唇部）を必要とする。両必
要事項はナセルの重量を増し、また比較的厚い下リップ
は抗力を高める。

【００１３】航空機タービンエンジンにより発生する地
上騒音を減らすために提案された一方法は、スカーフ入
口またはスクープ入口設計を有するナセルを用いること
であった。過去において、数種のスカーフまたはスクー
プ入口設計が試験された。これらの入口設計の特徴は、
ナセルの下リップがナセルの上リップより前方に突出し
ていることである。すなわち、下リップは従来の入口面
の前方に突出している。これは図６Ａと図６Ｂと図６Ｃ
に明示されている。図６Ａは偏流入口７０の側面図であ
る。入口７０は空気流２０を受入れてエンジン１２に導
く。偏流入口７０は階段形輪郭を有し、入口７０の前方
境界は上側前縁７２と下側前縁７４とにより画成されて
いる。

【００１４】図６Ｂはスクープ入口７６の側面図で、そ
の輪郭は上前縁７８で垂直直線として始まり、次いで湾
曲して、下前縁８０により画成された下端境界部と合っ
ている。図６Ｃはスカーフ入口８０の側面図で、その輪
郭の特徴は、かなり傾斜した直線が上前縁８２と下前縁
８４とを連結していることである。スカーフまたはスク
ープ入口設計はさらに、入口面が入口中心線に垂直でな
いことを特徴とする。明らかに、スカーフまたはスクー
プ入口設計の突出した下リップは、騒音を上方に反射す
ることにより、騒音が地上に向かうことを防止する。し
かし、いかなる設計仕様もエンジン性能への影響を無視
してはならない。

【００１５】スカーフまたはスクープ入口設計を有する
ナセルの空力試験で明らかになったことは、このような
入口の低速迎え角性能が大いに改良されていることであ
る。残念ながら、ナセルの他部、例えば上リップおよび
側部の空力性能は低下している。上リップ面上の空気流
を付着状態にとどめる能力は、図６Ｃに示した型の入口
の場合、高流量・低迎え角状態（地上静止状態）では低
下している。図６Ａと図６Ｂにおけるように輪郭形状が
大いに湾曲しているかまたは不連続である場合、入口の
側部が渦を発生しやすく、従って大きなファン面全圧ひ
ずみを生じやすい。

【００１６】これらの影響が生ずるのは、一方のリップ
を他方のリップより前方または後方に変位させることに
より、入口に入る空気流が変わるからである。質量流量
比が１より大きい時、同じリップが、普通行われている
ように、入口中心線に直交する平面内に配置された場合
に比べ、より多くの質量流量の空気が後置リップの周囲
で入口内に引込まれ、そしてより少ない質量流量の空気
が前置リップの周囲で入口内に引込まれる。質量流量比
が１より小さい場合は、上述の逆となり、より多くの質
量流量の空気が後置リップの周囲で入口からあふれ出る
とともに、より少ない質量流量の空気が前置リップの周
囲で入口からあふれ出る。質量流量比変動は最後方リッ
プで比較的容易に発生すると考えられる。なぜなら、こ
のようなリップは、入口に入った流れを加速または減速
しつつあるファン面圧力場に比較的近接しているからで
ある。一般に、この質量流量変動は前置リップの空力性
能を良くするので前置リップの厚さを小さくすることを
可能にし、また後置リップの空力性能を悪くするので、
性能損失を取り戻すために後置リップの厚さを大きくす
ることを必要とする。通常、性能要件に応じてこれらの
リップの厚さと長さを自由に増すことができる。

【００１７】ある航空機用途では、入口の長さは機械的
要目により制約され、そして垂直高さは航空機装備要件
により制約される。これらの用途では楕円形ナセルを用
い得る。このようなナセルは、高流量高迎え角状態（離
陸状態）で内側下リップにおいてそして風車状態で外側
上リップにおいて付着空気流を維持することを非常に困
難にする。従って、大形高バイパスエンジンの場合、利
用可能な垂直高さまたは水平幅の欠如に起因する装備制
限を有する航空機に対処でき、そして既存の性能要件に
適合するかまたはそれらを上回るような楕円形ナセルが
必要であることは明らかである。

【００１８】

【発明の目的】従って、本発明の一般的な目的は、改良
した空気流特性を有するとともに、装備要件を満たすよ
うに垂直高さを最小にした楕円形ナセルを提供すること
である。

【００１９】

【発明の概要】本発明の上記および他の目的と利点を達
成するために、垂直高さ制限に適合する楕円形の入口と
ナセルを設け、そしてナセルを側方から見た時に側リッ
プが円弧輪郭（ＣＡＰ）を示すように側リップを形成し
て性能要件を満たす。円弧輪郭は、上リップと側リップ
と下リップに配置したハイライト点により定められる。
ハイライト点は、上リップと側リップと下リップそれぞ
れに関して入口中心線に沿う最前点である。

【００２０】このような構造の入口は、スカーフ入口の
有利な低速迎え角性能を保つとともに上リップの性能を
高める。側リップ性能は横風中では低下するが、これは
比較的厚いリップにより克服され得る。円弧輪郭はスク
ープ入口の高度湾曲形状または不連続を無くするので、
渦の発生を防止する。本ナセルは、側方から見た時、ハ
イライト点が円弧を構成するように形成できるものであ
る。

【００２１】本発明とその多くの利点は、添付図面と関
連する以下の詳述からさらに良く理解されよう。添付図
面の全図を通じて同符号は同一または対応部分を表す。

【００２２】

【実施例の記載】図７Ａは、ガスタービンエンジン（図
示せず）を包囲するための本発明の一実施例によるナセ
ル９０の等角図である。ナセル９０は、上リップ域９４
と、下リップ域９６と、側リップ域９８、１００とによ
って形成された空気入口９２を含む楕円形ナセルであ
る。のど１０２はナセル９０の空気入口内の最小流れ面
積域を表す。上リップの最前位置にハイライト点Ｈ₁が
設けられている。上リップ最前位置の後方において側リ
ップ域１００にハイライト点Ｈ₂が側リップの最前点と
して設けられている。これに対応するハイライト点
Ｈ₂′が側リップ域９８に設けられている。ハイライト
点Ｈ₂と対応ハイライト点Ｈ₂′との間に線を引けば、
それはナセル９０の入口軸線と直交する。下リップの最
前位置にはハイライト点Ｈ₃が設けられている。ハイラ
イト点Ｈ₁、Ｈ₃は両方とも側ハイライト点Ｈ₂、
Ｈ₂′の前方に位置する。

【００２３】図７Ｂはナセル９０の側面図で、ナセルの
輪郭が、ハイライト点Ｈ₁、Ｈ₂、Ｈ₃により定められ
た円弧輪郭１０４（ＣＡＰ）となっている状態を示す。
図７Ｃは楕円形のど域１０２の正面図であり、そして図
７Ｄは下ハイライト点Ｈ₃と側ハイライト点Ｈ₂、
Ｈ₂′との空間関係をさらに明示するナセル９０の底面
図である。

【００２４】図８Ａは本発明の一実施例による楕円形の
ど域１０２を示す概略図で、長軸Ｙと短軸Ｘを有し、従
って、楕円は垂直方向に長くなっている。楕円の対応Ｙ
座標は文字ｂで表され、そして楕円の対応Ｘ座標は文字
ａで表される。座標（０、０）で表される原点は、のど
１０２の入口中心線１０６のＸおよびＹ座標を表す。入
口中心線１０６はＹ軸とＸ軸とに垂直である。

【００２５】図８Ｂは本発明の他の実施例によるナセル
９０の楕円形のど域１０２を示す概略図である。図８Ｂ
において、長軸はＸ軸であり、その結果、のどは水平方
向に長くなっている。図８Ａと図８Ｂの楕円形のどは次
式で定められる。Ｘ²／ａ²＋Ｙ²／ｂ²＝１図８Ｂに示す符号１０２Ｓは、本発明の他の実施例のの
ど域１０２の形状を表す。この実施例におけるのどは、
楕円形１０２と比べ超楕円形である。

【００２６】図９はナセル９０の右半分の正面図であ
る。のど１０２Ａの軸方向投影とハイライト点１０８Ｈ
の軸方向投影により本発明はさらに良く理解される。こ
れらの軸方向投影は楕円形であり、ナセル９０の最大直
径１１０を表す軸方向投影も楕円形である。ナセル９０
の前方体または外側リップは符号１１２で表されそして
内側リップは符号１１４で表されている。ハイライト点
１０８Ｈは内側リップ１１４と外側リップ１１２の隣り
合う傾斜側面の前に投影されている。

【００２７】図１０はナセル９０の側面図で、エンジン
中心線１１８がエンジン１２の中心を定めている。入口
の軸線または中心線１０６はのど域１０２の中心を定め
ている。入口輪郭は、入口中心線１０６に沿って配置さ
れたハイライト点Ｈ₁、Ｈ₂、Ｈ₃を結ぶ円弧輪郭１０
４によって示されている。本発明の円弧輪郭入口は、入
口中心線１０６に垂直なある基準面に対してリップ延長
距離ΔＸを特定することにより定められる輪郭を有す
る。図１１において、ハイライト点Ｈ₁は基準面１２２
から距離ΔＸ₁だけ離れており、ハイライト点Ｈ₂、Ｈ
₂′は距離ΔＸ₂だけ離れており、そしてハイライト点
Ｈ₃は距離ΔＸ₃だけ離れている。ΔＸ₁はΔＸ₃と等
しくなくてよいことに注意されたい。つまり、エンジン
入口は非対称形状を有し得る。各ハイライト点に対して
ΔＸの１つの値が定められ、ΔＸの３つの値がナセルの
円弧輪郭を定める。円弧輪郭によりΔＸはナセルの頂部
からナセルの底部まで滑らかに分布し、この分布は先行
技術設計に固有の不連続分布と異なるものである。

【００２８】ハイライト点Ｈ₂をどの程度後方に位置づ
けるかが、ナセル９０の側輪郭と性能に影響を与える。
例えば、図１２Ａはナセル９０の側面図で、ハイライト
点Ｈ ₁、Ｈ_2A、Ｈ_2B、Ｈ₃を示す。円弧輪郭１０４Ｂは
ハイライト点Ｈ₁、Ｈ_2B、Ｈ ₃を結んでおり、そして円
弧輪郭１０４Ａはハイライト点Ｈ₁、Ｈ_2A、Ｈ₃を結ん
でいる。円弧輪郭１０４Ｂを備えた入口の性能は、円弧
輪郭１０４Ａを備えた入口に比べて、入口低速高迎え角
性能に優れたものとなろう。加えて、輪郭は図１２Ｂに
示したような円弧１０４Ｂに限定される必要はない。図
１０Ｂは超楕円輪郭１０４Ｃを円弧輪郭１０４Ｂと比べ
るものであり、各輪郭は同じ３点を通っている。輪郭１
０４Ａ、１０４Ｂ、１０４Ｃを用いると、ナセル９０に
相異なる空気力学的結果をもたらすことができる。

【００２９】円弧輪郭入口の空気力学的利点を図１３と
図１４に示す。これらの図におけるデータは円弧輪郭概
念に関する試験結果を表す。図１３は３つの自由流マッ
ハ数Ｍ₁、Ｍ₂、Ｍ₃に関して低速高迎え角出力状態で
の結果を示す。円弧輪郭角度の関数としての迎え角能力
の増加は、下リップの前方変位の結果であり、そこでは
比較的少ない質量流量が入口内に吸込まれる。図１４は
低速かつ中程度迎え角のエンジン風車状態での結果を示
す。この場合も、迎え角能力の増加は上リップの前方変
位の結果であり、そこでは比較的少ない質量流量が入口
からあふれ出る。

【００３０】ΔＸの３つの決定値（図１１）に基づい
て、本発明の円弧輪郭入口はスカーフ入口またはスクー
プ入口でもあり得る。さらに、本発明の定義は、上側ス
クープ入口（上リップだけが側リップの前方に突出して
いる入口）または入口設計の任意の組合せを有するナセ
ルに円弧輪郭を設けるために用い得るものである。本発
明の円弧輪郭入口概念の利点は性能と設計融通性の改良
である。設計融通性は、円弧輪郭と、ナセルの上下両ハ
イライト位置と側ハイライト位置における３つのΔＸ値
の特定による円弧輪郭の決定とから生ずる。また、本発
明の円弧輪郭は入口を特殊改良のために設計することを
可能にする。例えば、上側スクープ入口は上リップ風車
性能を良くする。

【００３１】楕円形・円弧輪郭入口は、関連する全ての
設計外の流れ状態において性能改善をもたらす。これら
の流れ状態は、高迎え角高流量離陸状態と、中程度迎え
角低流量風車状態と、低迎え角低流量高マッハ数状態と
を特徴とする。図１５〜図１７は、低速高迎え角出力状
態での上部、側部および下部内側リップに沿う局所マッ
ハ数分布を用いて、楕円形・円弧輪郭概念がいかに進展
したかを示す。図１５Ａと図１５Ｂと図１５Ｃは、それ
ぞれ、従来のナセルに関して上リップと下リップと側リ
ップにおけるマッハ数分布を示す。この飛行状態におけ
る危険リップは下リップである。垂直方向寸法を減らす
ために水平方向に長軸をもつ楕円形入口の性能を図１６
Ａと図１６Ｂと図１６Ｃに示す。図１６Ｂにおいて（マ
ッハ数の急落によって示されるような）衝撃波のすぐ先
の下リップ面上の局所マッハ数が入口性能に影響を与え
る。このマッハ数が高ければ高いほど、衝撃は強くな
り、流れ剥離の可能性は多くなり、そして下リップの迎
え角能力は低減する。図１５Ｂを図１６Ｂと比べればわ
かるように、楕円形入口はわずかに大きい衝撃強さをも
つので、従来の入口より迎え角能力が低い。円弧輪郭入
口を楕円形ナセルと組合せることにより、円弧輪郭と楕
円形を組合せた入口の迎え角能力は、図１７Ｂにおいて
衝撃波の先の比較的低いマッハ数によって示されるよう
に、かなり改善される。この入口の性能は、（図１３と
図１４に示した）従来の入口の性能より高いので、比較
的薄い内側下リップを用いて垂直方向寸法をさらに減ら
すことができる。円弧輪郭・楕円形入口の側リップに関
するマッハ数分布は全体的に従来の入口と楕円形入口そ
れぞれの側リップより高い（図１５Ｃ、図１６Ｃ、図１
７Ｃ参照）。これは円弧輪郭概念がいかにリップ荷重を
再分布させて危険リップの荷重を減らすかを示す。

【００３２】ナセル入口の楕円形により、垂直高さを比
較的小さくして地上間隙を確保できるが、従来のナセル
に比べて性能損失が生ずる。しかし、円弧輪郭入口を楕
円形ナセルに設けた５場合、ナセルの性能は従来の設計
に比べ実際に改善される。円弧輪郭の３つのリップ延長
距離ΔＸと、楕円断面の全偏心率とを調整することによ
り、従来の入口におけるように上リップと下リップに空
力荷重を集中させることなく、空力荷重を入口の周囲に
沿って分布させることができる。すなわち、ナセルの垂
直直径を減らし、しかも従来の入口の性能を改善するこ
とになる。

【００３３】円弧輪郭は、ナセルの頂部と側部と底部に
配置したハイライト点を通り得る最も滑らかで最も湾曲
度の低い形状であり、従って、高度に湾曲したまたは不
連続な輪郭形状による渦発生の傾向をなくする。さら
に、楕円形ナセルの比較的小さな垂直高さにより、航空
機翼下位置に従来の設計より大きなエンジンを搭載でき
る。

【００３４】楕円形・円弧輪郭ナセルの上下両リップを
比較的薄くして垂直高さを最小にすることができるとと
もに、ナセル９０の側部のリップ厚さを増して、低速高
流量横風状態に対する所要性能を維持することができ
る。円弧輪郭入口の場合、低流量低迎え角高マッハ数状
態（すなわちエンジン停止巡航またはＥＲＯＰＳ状態）
で空気流を付着させるために側部前方体の厚さを増す必
要があり得る。リップの軸方向変位により生ずる流れ再
分布効果は、低速で存在するが、マッハ数が０．５〜
０．７５の範囲内にあってもよい状態でも存在する。従
って、側部前方体の厚さを増す必要があり得る。

【００３５】輪郭形状を純粋な円弧から少し変えること
により、またリップ厚さと前方体厚さを周方向に沿って
変えることにより、円弧輪郭入口を有する楕円形ナセル
の周方向空力荷重を注意深く制御すれば、全ての関連流
れ状態で対等なまたは改良された性能を有するナセルを
設計することができる。楕円形ナセルまたは従来のナセ
ルにおける本発明の円弧輪郭の他の利点は、ナセルの流
れの場と地面との相互作用の結果として得られる。地面
近くに装備した航空機エンジンは地上渦を発生しやす
く、その結果、破片が舞上がりエンジンによって吸込ま
れるおそれがある。本発明の円弧輪郭入口は、静止状態
中、側リップの周囲で流入空気流の比較的多くの部分を
引き込む傾向があるので、円弧輪郭入口ナセルは従来の
入口より弱い地上渦を発生する。従って、本発明によれ
ば、エンジンを同じ地対エンジン中心線距離の位置に装
備した場合、異物損傷（ＦＯＤ）のおそれが減少する。

【００３６】以上、本発明の好適実施例を詳述したが、
本発明は開示した特定実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内で様々な改変が可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１】機翼に装着したガスタービンエンジンを備えた
亜音速輸送機を例示する概略図である。

【図２】図１における航空機翼に装着したナセルの一例
の横断面図である。

【図３】図２に示したナセル組立体を例示する正面斜視
図である。

【図４】巡航中のエンジン迎え角α_Eを例示するナセル
の概略横断面図である。

【図５】上昇飛行中のエンジン迎え角α_Eを例示するナ
セルの概略横断面図である。

【図６】Ａは偏流入口を有するナセルを例示する概略側
面図である。Ｂはスクープ入口を有するナセルを例示す
る概略側面図である。Ｃはスカーフ入口を有するナセル
を例示する概略側面図である。

【図７】Ａは本発明の一実施例による円弧輪郭・楕円形
ナセルの等角図である。ＢはＡのナセルの側面図で、円
弧輪郭を示す。ＣはＡの楕円形ナセルの正面図である。
ＤはＡのナセルの底面図である。

【図８】Ａは本発明の一実施例によるナセルの楕円形の
ど域を示す概略図で、こののど域は垂直主軸を有する。
Ｂは本発明の他の実施例によるナセルの楕円形のど域を
示す概略図で、こののど域は水平主軸を有する。

【図９】本発明の一実施例によるナセルの前から後方に
見て右半分の概略正面図で、楕円形のどと、ハイライト
点およびナセル最大直径点の軸方向投影を示す。

【図１０】図９のナセルの概略側面図で、円弧輪郭を示
す。

【図１１】本発明の一実施例によるナセルの概略側面図
で、ハイライト点を基準面から所定距離だけ離して位置
づける仕方を示す。

【図１２】ＡとＢは、ハイライト点を選定してナセルの
側輪郭を定める仕方を示す本発明による概略側面図であ
る。

【図１３】航空機離陸中の円弧輪郭入口の性能改良を示
すグラフである。

【図１４】エンジン風車状態での上昇飛行中の円弧輪郭
入口の性能改良を示すグラフである。

【図１５】Ａ〜Ｃは、低速かつ高い迎え角の離陸時の従
来の入口の性能を示すグラフである。

【図１６】Ａ〜Ｃは、低速かつ高い迎え角の離陸時の楕
円形ナセルの性能を示すグラフである。

【図１７】Ａ〜Ｃは本発明の円弧輪郭を有する楕円形入
口の性能を示すグラフである。

【符号の説明】

９０エンジンナセル９２空気入口９４上リップ９６下リップ９８、１００側リップ１０２、１０２Ａ楕円形のど１０２Ｓ超楕円形のど１０４円弧輪郭１０６入口中心線１０８Ｈハイライト点１１０最大直径１１２外側リップ１１４内側リップ

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】上リップと下リップと側リップとにより
画成されたナセル入口を有する楕円形ナセルの性能を改
良する方法であって、前記ナセルの前記入口における輪
郭を、前記ナセル入口の片側リップの最前点と、前記入
口の上下両リップの少なくとも一方の最前点とを通る概
して円弧状の弧に合わせることを包含する方法。
【請求項２】前記ナセルの前記入口における輪郭を、
前記ナセル入口の前記上リップ、下リップおよび側リッ
プの各々の最前点を通る概して円弧状の弧に合わせるこ
とを包含する請求項１記載の方法。
【請求項３】ナセル入口に概して円弧状の輪郭を有す
るガスタービンエンジン用楕円形ナセル。
【請求項４】前記入口は上リップと下リップと１対の
向かい合う側リップとにより画成され、そして空気流を
前記ナセルに導入するのどを有し、また前記入口の正面
図が、ハイライト点Ｈ₁、Ｈ₂、Ｈ₂′、Ｈ₃を含むハ
イライト点の楕円形軸方向投影を示し、前記ハイライト
点軸方向投影は前記のどの半径方向外側に位置する、請
求項３記載の楕円形ナセル。
【請求項５】前記楕円形のどは水平主軸を有し、そし
てナセル垂直高さはナセル水平幅より小さい、請求項４
記載の入口。
【請求項６】楕円形のどと、前記楕円形のどを囲みか
つ画成する楕円形をなすように連結されかつ形成された
上リップ、下リップおよび側リップと、前記上リップ、
下リップおよび側リップの最外境界を画成する楕円形最
大直径とからなる軸方向前面形状と、円弧輪郭とを有す
るナセル入口。