JPH09291850A - 超音速機用インテーク - Google Patents
超音速機用インテークInfo
- Publication number
- JPH09291850A JPH09291850A JP10963496A JP10963496A JPH09291850A JP H09291850 A JPH09291850 A JP H09291850A JP 10963496 A JP10963496 A JP 10963496A JP 10963496 A JP10963496 A JP 10963496A JP H09291850 A JPH09291850 A JP H09291850A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- shape
- intake
- lip
- cowl
- supersonic
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 離着陸時や亜音速飛行時におけるインテーク
の流れの剥離現象の発生を抑制し、インテークの高性能
化と安定作動を確保し、高低マッハ数の飛行条件による
切り替えを円滑に実施するとともに、前面投影面積の増
加，抵抗の増加及び重量の増加を抑制する。 【解決手段】 カウルのリップ部に、形状を鋭角化及び
鈍頭化する切り替え手段を付加し、その切り替えによ
り、高マッハ数の巡航時にあっては、形状を鋭角化し、
離着陸時や亜音速飛行時にあっては、形状を鈍頭化す
る。
の流れの剥離現象の発生を抑制し、インテークの高性能
化と安定作動を確保し、高低マッハ数の飛行条件による
切り替えを円滑に実施するとともに、前面投影面積の増
加，抵抗の増加及び重量の増加を抑制する。 【解決手段】 カウルのリップ部に、形状を鋭角化及び
鈍頭化する切り替え手段を付加し、その切り替えによ
り、高マッハ数の巡航時にあっては、形状を鋭角化し、
離着陸時や亜音速飛行時にあっては、形状を鈍頭化す
る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、超音速機用インテ
ークに係り、特に、低マッハ数から巡航時の高マッハ数
までの広い作動領域において、カウルのリップ部におけ
る剥離防止を図り、インテークの高性能化と安定作動を
図るものである。
ークに係り、特に、低マッハ数から巡航時の高マッハ数
までの広い作動領域において、カウルのリップ部におけ
る剥離防止を図り、インテークの高性能化と安定作動を
図るものである。
【０００２】
【従来の技術】マッハ数２．５〜５で飛行する機体に使
用するエンジンとして、コンバインドサイクルエンジン
が検討されており、このコンバインドサイクルエンジン
に使用する空気取入口（インテーク）に関連する技術と
して、特開平０７−１８９７３６号及び特開平０７−１
８９７３７号が紹介されている。
用するエンジンとして、コンバインドサイクルエンジン
が検討されており、このコンバインドサイクルエンジン
に使用する空気取入口（インテーク）に関連する技術と
して、特開平０７−１８９７３６号及び特開平０７−１
８９７３７号が紹介されている。
【０００３】上記従来の技術：特開平０７−１８９７３
６号及び特開平０７−１８９７３７号には、図４に示す
ように、インテークａにおける超音速ディフューザｂの
カウルｃのリップ部ｄを鋭角状とする技術が記載されて
いる。
６号及び特開平０７−１８９７３７号には、図４に示す
ように、インテークａにおける超音速ディフューザｂの
カウルｃのリップ部ｄを鋭角状とする技術が記載されて
いる。
【０００４】つまり、カウルｃのリップ部ｄを鋭角状と
することにより、超音速飛行時にあっては、衝撃波を利
用してエンジンに取り入れる空気を効率よく圧縮しよう
としており、離着陸時や亜音速飛行時にあっては、カウ
ルｃをフラップ状に広げることにより、流れの剥離の抑
制と捕獲流量の確保とを行なう技術が必要に応じて付加
される。
することにより、超音速飛行時にあっては、衝撃波を利
用してエンジンに取り入れる空気を効率よく圧縮しよう
としており、離着陸時や亜音速飛行時にあっては、カウ
ルｃをフラップ状に広げることにより、流れの剥離の抑
制と捕獲流量の確保とを行なう技術が必要に応じて付加
される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかし、カウルｃのリ
ップ部ｄが鋭角状であると、特に、離着陸時や亜音速飛
行時において、迎角が大きくなることやリップ部ｄの形
状に起因して、図３（ａ）に示すように流入する流れに
剥離現象を生じ、総圧損失，ディストーションの増加及
び捕獲流量の低下を招くことや、カウルｃの開放に基づ
く前面投影面積の増加，抵抗の増加及び重量の増加が伴
う等の点も考えておく必要がある。
ップ部ｄが鋭角状であると、特に、離着陸時や亜音速飛
行時において、迎角が大きくなることやリップ部ｄの形
状に起因して、図３（ａ）に示すように流入する流れに
剥離現象を生じ、総圧損失，ディストーションの増加及
び捕獲流量の低下を招くことや、カウルｃの開放に基づ
く前面投影面積の増加，抵抗の増加及び重量の増加が伴
う等の点も考えておく必要がある。
【０００６】本発明は、これらの課題に鑑みてなされた
もので、以下の目的を達成しようとしている。 離着陸時や亜音速飛行時において、インテークにおけ
る流れの剥離現象の発生を抑制すること。 高マッハ数の巡航時におけるインテークの高性能化と
安定作動を確保すること。 高低マッハ数の飛行条件による切り替えを円滑に実施
すること。 前面投影面積の増加，抵抗の増加及び重量の増加を抑
制すること。
もので、以下の目的を達成しようとしている。 離着陸時や亜音速飛行時において、インテークにおけ
る流れの剥離現象の発生を抑制すること。 高マッハ数の巡航時におけるインテークの高性能化と
安定作動を確保すること。 高低マッハ数の飛行条件による切り替えを円滑に実施
すること。 前面投影面積の増加，抵抗の増加及び重量の増加を抑
制すること。
【０００７】
【課題を解決するための手段】インテークにおける超音
速ディフューザのカウルのリップ部に、形状を鋭角化及
び鈍頭化する切り替え手段を付加し、その切り替えによ
り、高マッハ数の巡航時にあっては、形状を鋭角化し、
離着陸時や亜音速飛行時にあっては、形状を鈍頭化す
る。切り替え手段にあっては、鋭角状リップ部と、該鋭
角状リップ部よりも必要に応じて突出させられる鈍頭部
と、鈍頭部に接続されこれを鋭角状リップ部の外表面に
沿って前後方向に移動させるための駆動部とを有してい
る。かつ駆動部にあっては、カウルの壁中に配されるア
クチュエータにより構成される。
速ディフューザのカウルのリップ部に、形状を鋭角化及
び鈍頭化する切り替え手段を付加し、その切り替えによ
り、高マッハ数の巡航時にあっては、形状を鋭角化し、
離着陸時や亜音速飛行時にあっては、形状を鈍頭化す
る。切り替え手段にあっては、鋭角状リップ部と、該鋭
角状リップ部よりも必要に応じて突出させられる鈍頭部
と、鈍頭部に接続されこれを鋭角状リップ部の外表面に
沿って前後方向に移動させるための駆動部とを有してい
る。かつ駆動部にあっては、カウルの壁中に配されるア
クチュエータにより構成される。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る超音速機用イ
ンテークの一実施形態について、図１ないし図３に基づ
き説明する。各図において、符号１は切り替え手段、２
は鋭角状リップ部、３は収納部、４は鈍頭部、５は駆動
部（アクチュエータ）である。
ンテークの一実施形態について、図１ないし図３に基づ
き説明する。各図において、符号１は切り替え手段、２
は鋭角状リップ部、３は収納部、４は鈍頭部、５は駆動
部（アクチュエータ）である。
【０００９】前記切り替え手段１にあっては、図１に示
すように、インテークａにおける超音速ディフューザｂ
のカウルｃのリップ部ｄに付加され、リップ部ｄの形状
を鋭角化及び鈍頭化するものである。
すように、インテークａにおける超音速ディフューザｂ
のカウルｃのリップ部ｄに付加され、リップ部ｄの形状
を鋭角化及び鈍頭化するものである。
【００１０】該切り替え手段１は、カウルｃの先端に薄
肉状にかつナイフエッジ状に形成される鋭角状リップ部
２と、該鋭角状リップ部２の外表面の一部に切欠状に形
成される収納部３と、該収納部３に対して鋭角状リップ
部２の外表面に沿って前後方向に移動可能に挿入され縦
断面形状が半円状等に設定される鈍頭部４と、カウルｃ
の壁中または鋭角状リップ部２の外表面に鈍頭部４と接
続状態に配され鈍頭部４を鋭角状リップ部２の外表面に
沿って前後方向に移動させるための駆動部５とを有して
いる。
肉状にかつナイフエッジ状に形成される鋭角状リップ部
２と、該鋭角状リップ部２の外表面の一部に切欠状に形
成される収納部３と、該収納部３に対して鋭角状リップ
部２の外表面に沿って前後方向に移動可能に挿入され縦
断面形状が半円状等に設定される鈍頭部４と、カウルｃ
の壁中または鋭角状リップ部２の外表面に鈍頭部４と接
続状態に配され鈍頭部４を鋭角状リップ部２の外表面に
沿って前後方向に移動させるための駆動部５とを有して
いる。
【００１１】前記駆動部５にあっては、カウルｃの壁中
または収納部３に接続状態の窪部６に配される例えばア
クチュエータが適用され、高マッハ数の巡航時に鈍頭部
４を引き付けて退避させ、カウルｃにおける先端のリッ
プ部ｄの縦断面形状が、図１（ａ）及び図２（ａ）に示
すように、鋭利なナイフエッジ状となるように設定し、
離着陸時や亜音速飛行時に鋭角状リップ部２よりも鈍頭
部４を突出させ、リップ部ｄの縦断面形状が、図１
（ｂ）及び図２（ｂ）に示すように、丸められた鈍頭状
となるように設定するものである。
または収納部３に接続状態の窪部６に配される例えばア
クチュエータが適用され、高マッハ数の巡航時に鈍頭部
４を引き付けて退避させ、カウルｃにおける先端のリッ
プ部ｄの縦断面形状が、図１（ａ）及び図２（ａ）に示
すように、鋭利なナイフエッジ状となるように設定し、
離着陸時や亜音速飛行時に鋭角状リップ部２よりも鈍頭
部４を突出させ、リップ部ｄの縦断面形状が、図１
（ｂ）及び図２（ｂ）に示すように、丸められた鈍頭状
となるように設定するものである。
【００１２】このように構成されている超音速機用イン
テークにあっても、インテークａにより飛行マッハ数に
対応する空気が取り入れられ、インテークａの形状に基
づき、衝撃波の利用等により空気の圧縮等を行なうもの
であるが、インテークａにおけるリップ部ｄは、超音速
飛行時、離着陸時及び亜音速飛行時の相違により、切り
替え手段１の作動に基づき上述したように切り替えられ
る。
テークにあっても、インテークａにより飛行マッハ数に
対応する空気が取り入れられ、インテークａの形状に基
づき、衝撃波の利用等により空気の圧縮等を行なうもの
であるが、インテークａにおけるリップ部ｄは、超音速
飛行時、離着陸時及び亜音速飛行時の相違により、切り
替え手段１の作動に基づき上述したように切り替えられ
る。
【００１３】超音速飛行時にあって、鋭角状リップ部２
を、図１（ａ）に示すように、鋭角状とすることによ
り、衝撃波を利用してエンジンに取り入れる空気を効率
よく圧縮することが可能になる。この場合、鋭角状リッ
プ部２の外表面に、先端よりも後方位置の鈍頭部４が介
在するものの、超音速ディフューザｂの内部に取り入れ
られる空気の圧縮作用には影響を及ぼすことがない。
を、図１（ａ）に示すように、鋭角状とすることによ
り、衝撃波を利用してエンジンに取り入れる空気を効率
よく圧縮することが可能になる。この場合、鋭角状リッ
プ部２の外表面に、先端よりも後方位置の鈍頭部４が介
在するものの、超音速ディフューザｂの内部に取り入れ
られる空気の圧縮作用には影響を及ぼすことがない。
【００１４】離着陸時及び亜音速飛行時にあって、図１
（ｂ）に示すように、鈍頭状とすると、リップ部ｄを経
由して取り入れられる空気が、図３（ｂ）に示すよう
に、鈍頭形状に基づいて内部に誘導されて、流れの剥離
現象の発生を抑制する。なお、図３（ａ）は鈍頭部４の
ない場合を示している。したがって、カウルｃをフラッ
プ状に広げて、流れの剥離の抑制と捕獲流量の確保とを
行なう必要が生じた場合にあっても、カウルｃを開く角
度を小さくして、前面投影面積の増加抑制，抵抗の増加
抑制を行なうことができる。
（ｂ）に示すように、鈍頭状とすると、リップ部ｄを経
由して取り入れられる空気が、図３（ｂ）に示すよう
に、鈍頭形状に基づいて内部に誘導されて、流れの剥離
現象の発生を抑制する。なお、図３（ａ）は鈍頭部４の
ない場合を示している。したがって、カウルｃをフラッ
プ状に広げて、流れの剥離の抑制と捕獲流量の確保とを
行なう必要が生じた場合にあっても、カウルｃを開く角
度を小さくして、前面投影面積の増加抑制，抵抗の増加
抑制を行なうことができる。
【００１５】
【発明の効果】本発明に係る超音速機用インテークによ
れば、以下のような効果を奏する。 （１） カウルのリップ部に、形状を鋭角化及び鈍頭化
する切り替え手段を付加し、その切り替えを行なうこと
により、離着陸時や亜音速飛行時におけるリップ部の流
れの剥離現象の発生を抑制し、圧力損失やディストーシ
ョンの低減を図ることができる。圧力損失やディストー
ションの低減を図る （２） 鈍頭部を後退させておくことにより、高マッハ
数の巡航時におけるインテークに影響を及ぼさず、高性
能化と安定作動を確保することができる。 （３） 切り替え手段により鈍頭部を移動させて、鋭角
状リップ部と鈍頭部とを選択した形状とすることによ
り、高低マッハ数の飛行条件による切り替えを円滑に実
施することができる。 （４） 離着陸時や亜音速飛行時にあって、リップ部形
状を鈍頭化し、カウルの開閉を低減または不要とするこ
とにより、前面投影面積の増加，抵抗の増加及び重量の
増加を抑制することができる。
れば、以下のような効果を奏する。 （１） カウルのリップ部に、形状を鋭角化及び鈍頭化
する切り替え手段を付加し、その切り替えを行なうこと
により、離着陸時や亜音速飛行時におけるリップ部の流
れの剥離現象の発生を抑制し、圧力損失やディストーシ
ョンの低減を図ることができる。圧力損失やディストー
ションの低減を図る （２） 鈍頭部を後退させておくことにより、高マッハ
数の巡航時におけるインテークに影響を及ぼさず、高性
能化と安定作動を確保することができる。 （３） 切り替え手段により鈍頭部を移動させて、鋭角
状リップ部と鈍頭部とを選択した形状とすることによ
り、高低マッハ数の飛行条件による切り替えを円滑に実
施することができる。 （４） 離着陸時や亜音速飛行時にあって、リップ部形
状を鈍頭化し、カウルの開閉を低減または不要とするこ
とにより、前面投影面積の増加，抵抗の増加及び重量の
増加を抑制することができる。
【図１】本発明に係る超音速機用インテークの要部の一
実施形態を示すもので、（ａ）はリップ部を鋭角状とし
た状態の正断面図、（ｂ）はリップ部を鈍頭化とした状
態の正断面図である。
実施形態を示すもので、（ａ）はリップ部を鋭角状とし
た状態の正断面図、（ｂ）はリップ部を鈍頭化とした状
態の正断面図である。
【図２】本発明に係る超音速機用インテークの要部の一
実施形態を示すもので、（ａ）はリップ部を鋭角状とし
た状態の底面図、（ｂ）はリップ部を鈍頭化とした状態
の底面図である。
実施形態を示すもので、（ａ）はリップ部を鋭角状とし
た状態の底面図、（ｂ）はリップ部を鈍頭化とした状態
の底面図である。
【図３】離着陸時や亜音速飛行時において、（ａ）はリ
ップ部が鋭角状である場合の空気の流れの状況を示す正
断面図、（ｂ）はリップ部が鈍頭状である場合の空気の
流れの状況を示す正断面図である。
ップ部が鋭角状である場合の空気の流れの状況を示す正
断面図、（ｂ）はリップ部が鈍頭状である場合の空気の
流れの状況を示す正断面図である。
【図４】超音速機のインテークのモデル例を示す正断面
図である。
図である。
ａ インテーク ｂ 超音速ディフューザ ｃ カウル ｄ リップ部 １ 切り替え手段 ２ 鋭角状リップ部 ３ 収納部 ４ 鈍頭部 ５ 駆動部（アクチュエータ） ６ 窪部
Claims (3)
- 【請求項１】 インテーク（ａ）における超音速ディフ
ューザ（ｂ）のカウル（ｃ）のリップ部（ｄ）に、形状
を鋭角化及び鈍頭化する切り替え手段（１）が付加され
ることを特徴とする超音速機用インテーク。 - 【請求項２】 切り替え手段（１）が、鋭角状リップ部
（２）と、該鋭角状リップ部よりも必要に応じて突出さ
せられる鈍頭部（４）と、鈍頭部に接続されこれを鋭角
状リップ部の外表面に沿って前後方向に移動させるため
の駆動部（５）とを有していることを特徴とする請求項
１記載の超音速機用インテーク。 - 【請求項３】 駆動部（５）が、カウル（ｃ）の壁中に
配されるアクチュエータにより構成されることを特徴と
する請求項２記載の超音速機用インテーク。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10963496A JPH09291850A (ja) | 1996-04-30 | 1996-04-30 | 超音速機用インテーク |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10963496A JPH09291850A (ja) | 1996-04-30 | 1996-04-30 | 超音速機用インテーク |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09291850A true JPH09291850A (ja) | 1997-11-11 |
Family
ID=14515261
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10963496A Withdrawn JPH09291850A (ja) | 1996-04-30 | 1996-04-30 | 超音速機用インテーク |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09291850A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9027583B2 (en) | 2007-10-24 | 2015-05-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Low shock strength inlet |
| US9334801B2 (en) | 2005-12-15 | 2016-05-10 | Gulfstream Aerospace Corporation | Supersonic aircraft jet engine installation |
| CN108412620A (zh) * | 2018-03-20 | 2018-08-17 | 南京航空航天大学 | 一种捕获面积可调的进气道及流量捕获面积调整方法 |
-
1996
- 1996-04-30 JP JP10963496A patent/JPH09291850A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9334801B2 (en) | 2005-12-15 | 2016-05-10 | Gulfstream Aerospace Corporation | Supersonic aircraft jet engine installation |
| US9482155B2 (en) | 2005-12-15 | 2016-11-01 | Gulfstream Aerospace Corporation | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft |
| US9027583B2 (en) | 2007-10-24 | 2015-05-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Low shock strength inlet |
| CN108412620A (zh) * | 2018-03-20 | 2018-08-17 | 南京航空航天大学 | 一种捕获面积可调的进气道及流量捕获面积调整方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1257468B1 (en) | Inlet vortex bustor and ice protector for auxiliary power units | |
| CA2703602C (en) | Low shock strength propulsion system | |
| JP3887023B2 (ja) | 騒音抑制器排気構造 | |
| US4620679A (en) | Variable-geometry inlet | |
| EP0601688B1 (en) | Gasturbine engine flow mixer sound suppression means | |
| JP4788966B2 (ja) | ターボファンジェットエンジン | |
| JPH0737240B2 (ja) | 混成層流ナセル | |
| US20050211822A1 (en) | Variable cycle propulsion system with gas tapping for a supersonic airplane, and a method of operation | |
| US5216878A (en) | Mixed exhaust flow supersonic jet engine and method | |
| JP2004526619A (ja) | 一体型および／またはモジュール方式の高速航空機 | |
| RU2009118394A (ru) | Высоко эффективное сверхзвуковое крыло с ламинарным потоком | |
| US7690595B2 (en) | System, method, and apparatus for throat corner scoop offtake for mixed compression inlets on aircraft engines | |
| EP2060768A2 (en) | Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine | |
| JP2000356167A (ja) | ドルフィンカスケードベーン | |
| EP2272758B1 (en) | Ram door assemblies | |
| US3104522A (en) | Air intakes for air aspirating aircraft engines | |
| GB2144688A (en) | Underwing engine installation for aircraft | |
| JPH09291850A (ja) | 超音速機用インテーク | |
| US11293377B2 (en) | Turbojet engine nacelle including a cascade thrust reverser | |
| US3038304A (en) | Variable exhaust nozzle configuration | |
| KR101858837B1 (ko) | 앞전 변형 시스템 및 변형 방법 | |
| US5004187A (en) | Symmetrical, two dimensional, supersonic and hypersonic air intake for the combustion air of an aircraft engine | |
| USRE24917E (en) | Aircraft high lift supercirculation system | |
| US3613704A (en) | Aircraft engine intake structures | |
| JPS6128559B2 (ja) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20030701 |