JPH1111397A - Air intake structure of boundary layer control device - Google Patents
Air intake structure of boundary layer control deviceInfo
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- JPH1111397A JPH1111397A JP17055997A JP17055997A JPH1111397A JP H1111397 A JPH1111397 A JP H1111397A JP 17055997 A JP17055997 A JP 17055997A JP 17055997 A JP17055997 A JP 17055997A JP H1111397 A JPH1111397 A JP H1111397A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機用の境界層
制御装置の空気取入れ構造に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an air intake structure for a boundary layer control device for an aircraft.
【０００２】[0002]
【従来の技術】航空機用の境界層制御装置は、図８に示
すように、機体外面から圧縮機用吸入ダクト１を通じて
空気を吸入する圧縮機２と、機体外面からエンジン用吸
入ダクト３を通じて空気を吸入して作動し、圧縮機２を
駆動させるエンジン４とを備えており、圧縮された空気
を翼の表面から吹き出させて境界層の制御を行ってい
る。2. Description of the Related Art As shown in FIG. 8, a boundary layer control device for an aircraft has a compressor 2 for sucking air from an outer surface of a fuselage through a compressor suction duct 1 and an air from an outer surface of a fuselage through an engine suction duct 3. And an engine 4 for operating the compressor 2 by inhaling the compressed air, and controls the boundary layer by blowing out compressed air from the surface of the wing.
【０００３】従来の境界層制御装置は、エンジン４を前
に、圧縮機２を後にして機体に搭載されており、エンジ
ン用吸入ダクト３がエンジン４の前端から前方に向けて
配設されるとともに、圧縮機用吸入ダクト１が圧縮機２
の後端から後方に向けて配設されている。[0003] The conventional boundary layer control device is mounted on the body of the engine 4 in front of the engine 4 and behind the compressor 2, and an engine intake duct 3 is disposed forward from the front end of the engine 4. At the same time, the compressor suction duct 1
It is arranged rearward from the rear end.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】ところで、従来の境界
層制御装置においては、圧縮機用、エンジン用の両ダク
トを含めた全長が長く、機体内部に搭載スペースを広く
確保する必要があるために、この境界層制御装置を搭載
できる航空機の機種が限られるといった問題があった。However, in the conventional boundary layer control device, the entire length including both the compressor and engine ducts is long, and it is necessary to secure a wide mounting space inside the fuselage. However, there is a problem that the types of aircraft on which the boundary layer control device can be mounted are limited.
【０００５】本発明は上記の事情に鑑みてなされたもの
であり、境界層制御装置の小型化を図って当該境界層制
御装置の汎用性を高めることを目的としている。The present invention has been made in view of the above circumstances, and has as its object to reduce the size of a boundary layer control device and increase the versatility of the boundary layer control device.
【０００６】[0006]
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
めの手段として、境界層制御装置に次のような構成を有
する空気取入構造を採用する。圧縮機用吸入ダクトなら
びにエンジン用吸入ダクトを軸流式空気圧縮機とエンジ
ンとの間に配設し、圧縮機用吸入ダクトの空気取入口と
エンジン用吸入ダクトの空気取入口とを機体外面の所定
箇所に並設することでひとつの共同空気取入口を形成す
る。共同空気取入口の形状は平面視矩形とする。As means for solving the above-mentioned problems, an air intake structure having the following configuration is employed in the boundary layer control device. A compressor suction duct and an engine suction duct are disposed between the axial-flow air compressor and the engine, and the air intake of the compressor suction duct and the air intake of the engine suction duct are One common air intake is formed by juxtaposition at a predetermined location. The shape of the common air intake is rectangular in plan.
【０００７】圧縮機用の空気取入口を、エンジン用の空
気取入口よりも飛行方向前方に配置する。さらに、圧縮
機用の空気取入口における開口面積を、エンジン用の空
気取入口における開口面積よりも大きく設定する。[0007] The air intake for the compressor is arranged ahead of the air intake for the engine in the flight direction. Further, the opening area of the compressor air intake is set larger than the opening area of the engine air intake.
【０００８】圧縮機用吸入ダクトとエンジン用吸入ダク
トとを板状壁部によって仕切るものとし、この板状壁部
の上端縁を機体外面よりも低い位置に設定する。The suction duct for the compressor and the suction duct for the engine are separated by a plate-like wall, and the upper edge of the plate-like wall is set at a position lower than the outer surface of the machine body.
【０００９】圧縮機用の空気取入口の飛行方向前端を、
エンジンに対向して配置された軸流式空気圧縮機の空気
取入部よりも飛行方向前方に配置するとともに、空気取
入口から空気取入部に繋がる圧縮機用吸入ダクトの内側
面を、飛行方向後方に凸状となる曲面に形成する。さら
に、エンジン用の空気取入口の飛行方向後端から続く内
側面を、飛行方向後方に凸状となる曲面に形成する。The front end in the flight direction of the air intake for the compressor is
The compressor is located in front of the air intake section of the axial-flow air compressor facing the engine in the flight direction, and the inner surface of the compressor suction duct leading from the air intake port to the air intake section is moved rearward in the flight direction. It is formed on a curved surface that is convex. Further, an inner side surface continuing from the rear end in the flight direction of the engine air intake is formed into a curved surface that is convex rearward in the flight direction.
【００１０】圧縮機用吸入ダクトに、機体外部から吸入
される空気を一時的に内部に貯留しておくチャンバを設
ける。さらに、圧縮機用吸入ダクトの内側には、軸流式
空気圧縮機側からチャンバの内部に突出するベルマウス
部を設ける。The compressor suction duct is provided with a chamber for temporarily storing air sucked from outside the machine body. Further, a bell mouth portion is provided inside the suction duct for the compressor so as to protrude into the chamber from the axial flow type air compressor side.
【００１１】[0011]
【発明の実施の形態】本発明に係る境界層制御装置の空
気取入構造の第１実施形態を図１ないし図３に示して説
明する。図１に示す境界層制御装置には、軸流式空気圧
縮機（以下は単に圧縮機と称する）１０ならびに遠心式
駆動エンジン（以下は単にエンジンと称する）２０が採
用されている。圧縮機１０は空気取入部１０ａをエンジ
ン２０に対向させて配置されており、圧縮機１０の回転
軸１１にはエンジン２０の出力軸２１が直結され、エン
ジン２０を作動させることによって圧縮機１０が駆動さ
れるようになっている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A first embodiment of an air intake structure of a boundary layer control device according to the present invention will be described with reference to FIGS. The boundary layer control device shown in FIG. 1 employs an axial air compressor (hereinafter simply referred to as a compressor) 10 and a centrifugal drive engine (hereinafter simply referred to as an engine) 20. The compressor 10 is arranged with the air intake 10 a facing the engine 20, and the output shaft 21 of the engine 20 is directly connected to the rotating shaft 11 of the compressor 10, and the compressor 10 is operated by operating the engine 20. It is designed to be driven.
【００１２】圧縮機１０には、機体外部から空気を吸入
するための圧縮機用吸入ダクト１２が設けられており、
同様にエンジン２０にも、機体外部から空気を吸入する
ためのエンジン用吸入ダクト２２が設けられている。The compressor 10 is provided with a compressor suction duct 12 for sucking air from outside the body.
Similarly, the engine 20 is also provided with an engine intake duct 22 for taking in air from outside the body.
【００１３】圧縮機用吸入ダクト１２ならびにエンジン
用吸入ダクト２２は、エンジン２０に直結された回転軸
１１を間にして圧縮機１０とエンジン２０との間に配設
されている。The compressor suction duct 12 and the engine suction duct 22 are disposed between the compressor 10 and the engine 20 with the rotating shaft 11 directly connected to the engine 20 therebetween.
【００１４】圧縮機用吸入ダクト１２は、軸流式の圧縮
機１０に向けて空気を供給するために回転軸１１を取り
囲むように形成された中空の環状部１３と、環状部１３
の外側面に連通して外方に延出された筒状部１４とを備
えている。筒状部１４は先端に向かうにつれて断面形状
が矩形に成形されるとともにその断面積が漸次拡大され
ている。The compressor suction duct 12 includes a hollow annular portion 13 formed so as to surround the rotating shaft 11 for supplying air to the axial flow type compressor 10, and an annular portion 13.
And a cylindrical portion 14 extending outwardly in communication with the outer side surface of the main body. The cross-sectional shape of the cylindrical portion 14 is formed to be rectangular toward the front end, and the cross-sectional area is gradually enlarged.
【００１５】エンジン用吸入ダクト２２は、圧縮機用吸
入ダクト１２と同様に、回転軸１１を取り囲む中空の環
状部２３と、環状部２３の外側面に連通して外方に延出
された筒状部２４とを備えている。筒状部２４は先端に
向かうにつれて断面形状が矩形に成形されるとともにそ
の断面積が漸次拡大されている。また、環状部２３の外
側面にはエンジン２０側の吸気系配管２５が接続されて
いる。The intake duct 22 for the engine, like the intake duct 12 for the compressor, has a hollow annular portion 23 surrounding the rotating shaft 11 and a tube extending outwardly communicating with the outer surface of the annular portion 23. And a shape portion 24. The cross-sectional shape of the cylindrical portion 24 is formed to be rectangular toward the tip, and the cross-sectional area is gradually enlarged. An intake system pipe 25 on the engine 20 side is connected to an outer surface of the annular portion 23.
【００１６】圧縮機用吸入ダクト１２の筒状部１４なら
びにエンジン用吸入ダクト２２の筒状部２４は同一方向
に延出されて機体上面に開口しており、機体上面には圧
縮機用吸入ダクト１２の空気取入口１６とエンジン用吸
入ダクト２２の空気取入口２６とが並設された状態とな
ってひとつの共同空気取入口３０が形成されている。The cylindrical portion 14 of the compressor suction duct 12 and the cylindrical portion 24 of the engine suction duct 22 extend in the same direction and are open at the upper surface of the machine body. One common air inlet 30 is formed by juxtaposing the air inlets 16 of the engine 12 and the air inlets 26 of the intake duct 22 for the engine.
【００１７】共同空気取入口３０の形状は、図２に示す
ように、ともに平面視矩形の形状を有する圧縮機用の空
気取入口１６およびエンジン用の空気取入口２６が並設
されることで平面視矩形とされている。ところで機体に
は、圧縮機１０が前に、エンジン２０が後に配されて搭
載されており、このため共同空気取入口３０においては
空気取入口１６が空気取入口２６よりも飛行方向に対し
て前方に配置されている。As shown in FIG. 2, the shape of the common air inlet 30 is such that the air inlet 16 for the compressor and the air inlet 26 for the engine, both having a rectangular shape in plan view, are arranged side by side. It is a rectangle in plan view. By the way, in the fuselage, the compressor 10 is mounted in front and the engine 20 is mounted in the rear. Therefore, in the common air intake 30, the air intake 16 is located ahead of the air intake 26 in the flight direction. Are located in
【００１８】共同空気取入口３０は、その内側に機体の
飛行方向に対して直交する向きに配設された板状壁部３
１によって空気取入口１６と空気取入口２６とに仕切ら
れた状態とされ、空気取入口１６における開口面積は空
気取入口における開口面積よりも大きく設定されてい
る。The common air inlet 30 has a plate-like wall portion 3 disposed inside thereof in a direction perpendicular to the flight direction of the airframe.
1, the air inlet 16 and the air inlet 26 are separated from each other, and the opening area of the air inlet 16 is set larger than the opening area of the air inlet.
【００１９】板状壁部３１の上端縁は、共同空気取入口
３０付近の機体上面に対してほぼ平行に設けられ、しか
も機体上面よりも低い位置に設定されている。なお、板
状壁部３１の高さは圧縮機１０およびエンジン２０に必
要な空気量の比率により異なり、圧縮機１０への空気供
給量をより多く必要とする場合には機体上面に近く、エ
ンジン２０への空気供給量を多く必要とする場合には機
体上面から離間して設定される。The upper edge of the plate-like wall portion 31 is provided substantially parallel to the upper surface of the body near the common air inlet 30, and is set at a position lower than the upper surface of the body. The height of the plate-shaped wall portion 31 varies depending on the ratio of the amount of air required for the compressor 10 and the engine 20. When a larger amount of air is required to be supplied to the compressor 10, the height is close to the upper surface of the body and When a large amount of air is required to be supplied to the apparatus 20, the air supply is set apart from the upper surface of the machine.
【００２０】空気取入口１６の飛行方向前端１６ａは、
圧縮機１０の空気取入部１０ａよりも飛行方向前方に配
置されており、さらに空気取入口１６から空気取入部１
０ａに繋がる圧縮機用吸入ダクト１２の内側面２２ａ
は、飛行方向後方に凸状となる曲面に形成されている。
また、空気取入口２６の飛行方向後端２６ａから続くエ
ンジン用吸入ダクト２２の内側面２２ａは、飛行方向後
方に凸状となる曲面に形成されている。The front end 16a of the air intake 16 in the flight direction is
The air intake section 10a of the compressor 10 is disposed ahead of the air intake section 10a in the flight direction.
0a, the inner surface 22a of the compressor suction duct 12
Is formed on a curved surface that is convex rearward in the flight direction.
Further, an inner side surface 22a of the engine intake duct 22 continuing from the rear end 26a in the flight direction of the air intake 26 is formed into a curved surface that is convex rearward in the flight direction.
【００２１】この境界層制御装置は、図３に示すよう
に、機体の主翼取り付け部４１後方に設けられた設置ス
ペース４２に、補助動力装置４３とともに収納されてい
る。共同空気取入口３０には異物の侵入を防ぐネット３
１が張設されている。また、圧縮機１０の前端には主翼
ならびに尾翼に設けられた吹出し孔（図示せず）に向け
て圧縮空気を供給する配管４４が接続され、エンジン２
０の後端には排気ダクト４５が接続されている。As shown in FIG. 3, the boundary layer control device is housed together with an auxiliary power unit 43 in an installation space 42 provided behind the main wing mounting portion 41 of the fuselage. A net 3 that prevents foreign matter from entering the common air inlet 30
1 is stretched. Further, a pipe 44 for supplying compressed air toward an outlet (not shown) provided in the main wing and the tail wing is connected to a front end of the compressor 10.
An exhaust duct 45 is connected to the rear end of the zero.
【００２２】上記のように構成された境界層制御装置に
おいて、航空機が飛行中に機体上面に沿って流れる空気
は共同空気取入口３０に流入し、その一部が圧縮機用の
空気取入口１６に流入し、残りがエンジン用の空気取入
口２６に流入する。In the boundary layer control device configured as described above, the air flowing along the upper surface of the airframe during the flight of the aircraft flows into the common air inlet 30 and a part of the air flows into the common air inlet 16 for the compressor. And the remainder flows into the engine air intake 26.
【００２３】空気取入口１６から流入した空気は、圧縮
機用吸入ダクト１２を通過する過程において飛行方向前
方に向けて誘導されて圧縮機１０に吸入される。圧縮機
１０において圧縮された空気は、翼の内部に配設された
配管４４を通じて主翼ならびに尾翼の各所に設けられた
吹出し孔から外部に吹き出される。The air that has flowed in from the air inlet 16 is guided forward in the flight direction and is sucked into the compressor 10 in the process of passing through the compressor suction duct 12. The air compressed in the compressor 10 is blown to the outside through blowout holes provided at various parts of the main wing and the tail wing through a pipe 44 disposed inside the wing.
【００２４】空気取入口２６から流入した空気は、エン
ジン用吸入ダクト２２を通過する過程において飛行方向
後方に向けて誘導され、エンジン２０に吸入されて燃焼
される。The air flowing in from the air intake 26 is guided rearward in the flight direction in the process of passing through the engine intake duct 22, and is sucked into the engine 20 and burned.
【００２５】上記のように構成された境界層制御装置に
よれば、圧縮機用吸入ダクト１２ならびにエンジン用吸
入ダクト２２を圧縮機１０とエンジン２０との間に配設
し、圧縮機用の空気取入口１６とエンジン用の空気取入
口２６とを機体上面の所定位置に並設してひとつの共同
空気取入口３０を形成することで、境界層制御装置の全
長が従来に比べて格段に短くなるので装置自体を小型化
することができる。これによって機体内部に必要な境界
層制御装置の搭載スペースが小さくて済むようになるの
で、当該境界層制御装置の汎用性を高めることができ
る。According to the boundary layer control device configured as described above, the compressor suction duct 12 and the engine suction duct 22 are disposed between the compressor 10 and the engine 20 to provide air for the compressor. By arranging the intake 16 and the air intake 26 for the engine at a predetermined position on the upper surface of the fuselage to form one common air intake 30, the total length of the boundary layer control device is significantly shorter than in the past. Therefore, the size of the apparatus itself can be reduced. As a result, the space required for mounting the boundary layer control device inside the airframe can be reduced, and the versatility of the boundary layer control device can be improved.
【００２６】さらに、共同空気取入口３０の形状を平面
視矩形とすることで、機体上面の限られた範囲内におい
て共同空気取入口３０の開口面積がより大きく確保され
るので、当該境界層制御装置における圧縮機１０および
エンジン２０の吸気効率を向上させることができる。Further, by making the shape of the common air inlet 30 rectangular in a plan view, a larger opening area of the common air inlet 30 is ensured within a limited range of the upper surface of the fuselage. The intake efficiency of the compressor 10 and the engine 20 in the device can be improved.
【００２７】空気取入口１６における開口面積を空気取
入口２６における開口面積よりも大きく設定すること
で、空気取入口１６を通過する空気の流量が増加するの
で、圧縮機１０の吸気効率をさらに向上させることがで
きる。By setting the opening area of the air intake 16 larger than the opening area of the air intake 26, the flow rate of the air passing through the air intake 16 is increased, so that the intake efficiency of the compressor 10 is further improved. Can be done.
【００２８】圧縮機用吸入ダクト１２とエンジン用吸入
ダクト２２とを板状壁部３１によって仕切るものとし、
この板状壁部３１の上端縁を機体外面よりも低い位置に
設定することで、空気取入口１６を通過する空気の流量
が減少することなく、空気取入口２６を通過する空気の
流量が増加するので、圧縮機１０とともにエンジン２０
の吸気効率をも向上させることができる。The compressor suction duct 12 and the engine suction duct 22 are separated by a plate-like wall 31.
By setting the upper edge of the plate-like wall portion 31 at a position lower than the outer surface of the fuselage, the flow rate of air passing through the air intake 26 increases without decreasing the flow rate of air passing through the air intake 16. Therefore, the engine 20 together with the compressor 10
Can also improve the air intake efficiency.
【００２９】空気取入口１６の飛行方向前端１６ａを圧
縮機１０の空気取入部１０ａよりも飛行方向前方に配置
することで空気取入口１６の開口面積の拡大を図ること
に加え、空気取入口１６から空気取入部１０ａに繋がる
圧縮機用吸入ダクト１２の内側面１２ａを飛行方向後方
に凸状となる曲面に形成することで、空気取入口１６を
通過した空気が圧縮機用吸入ダクト１２に沿って流れ、
圧縮機１０に滑らかに導入されるので、圧縮機１０の吸
気効率を向上させるとともに、圧縮機用吸入ダクト１２
に負担の少ない安定した空気の供給を実現することがで
きる。By disposing the front end 16a of the air intake 16 in the flight direction ahead of the air intake portion 10a of the compressor 10, the opening area of the air intake 16 is increased, and By forming the inner side surface 12a of the compressor suction duct 12 that is connected to the air intake portion 10a to a curved surface that is convex rearward in the flight direction, the air that has passed through the air intake port 16 flows along the compressor suction duct 12 Flow
Since it is smoothly introduced into the compressor 10, the intake efficiency of the compressor 10 is improved and the compressor suction duct 12
A stable supply of air with a small burden can be realized.
【００３０】空気取入口２６の飛行方向後端２６ａから
続くエンジン用吸入ダクト２２の内側面２２ａを飛行方
向後方に凸状となる曲面に形成することで、空気取入口
２６に流入した空気が外に逃げることなくエンジン用吸
入ダクト２２に沿って流れ、エンジン２０に滑らかに導
入されるので、エンジン２０の吸気効率を向上させるこ
とができる。By forming the inner side surface 22a of the engine intake duct 22 continuing from the rear end 26a in the flight direction of the air intake 26 into a curved surface that is convex rearward in the flight direction, the air that has flowed into the air intake 26 becomes outside. The gas flows along the engine intake duct 22 without escaping to the engine 20 and is smoothly introduced into the engine 20, so that the intake efficiency of the engine 20 can be improved.
【００３１】空気取入口１６を空気取入口２６よりも飛
行方向前方に配置することにより、機体上面の境界層が
圧縮機用吸入ダクト１２に流入し、エンジン用吸入ダク
ト２２への境界層の流入が抑制されるので、エンジン用
吸入ダクト２２におけるディストーションの発生を抑制
することができる。By arranging the air intake 16 ahead of the air intake 26 in the flight direction, the boundary layer on the upper surface of the fuselage flows into the compressor intake duct 12, and the boundary layer flows into the engine intake duct 22. Is suppressed, the occurrence of distortion in the engine intake duct 22 can be suppressed.
【００３２】ところで、本実施形態においては、共同空
気取入口３０の開口位置を機体上面としたが、共同空気
取入口３０の開口位置は、空気の吸入が良好に行われる
ところであれば機体外面の如何なる箇所であってもよ
い。In the present embodiment, the opening position of the common air inlet 30 is defined as the upper surface of the airframe, but the opening position of the common air inlet 30 may be positioned at the outer surface of the airframe as long as air can be sucked well. Any location may be used.
【００３３】次に、本発明に係る境界層制御装置の空気
取入構造の第２実施形態を図４に示して説明する。な
お、第１実施形態において既に説明した構成要素には同
一の符号を付して説明を省略する。図４に示す境界層制
御装置のうち、圧縮機用吸入ダクト１２は、圧縮機用の
空気取入口１６が飛行方向前方に拡張されて開口面積が
拡大されており、空気取入口１６に繋がる筒状部１３に
は空気取入口１６の拡大に伴って断面積が拡大されるこ
とによってチャンバ５０が形成されている。チャンバ５
０は圧縮機１０の後端を内側に収めるようにして飛行方
向前方に張り出している。Next, a second embodiment of the air intake structure of the boundary layer control device according to the present invention will be described with reference to FIG. The components already described in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and description thereof will be omitted. In the boundary layer control device shown in FIG. 4, the compressor suction duct 12 is configured such that the compressor air intake 16 is extended forward in the flight direction to increase the opening area, and a cylinder connected to the air intake 16. The chamber 50 is formed in the shape part 13 by expanding the cross-sectional area with the expansion of the air intake 16. Chamber 5
Numeral 0 projects forward in the flight direction so that the rear end of the compressor 10 is housed inside.
【００３４】さらに、圧縮機用吸入ダクト１２の内側に
は、圧縮機１０側からチャンバ５０の内部に突出するベ
ルマウス部５１が設けられている。ベルマウス部５１
は、圧縮機１０に接続されている圧縮機用吸入ダクト１
２の基端側から、圧縮機１０の回転軸１１を中央に通し
てチャンバ５０の内部に突出している。Further, a bell mouth portion 51 is provided inside the compressor suction duct 12 so as to protrude into the chamber 50 from the compressor 10 side. Bellmouth 51
Is a compressor suction duct 1 connected to the compressor 10.
2, the rotary shaft 11 of the compressor 10 passes through the center and protrudes into the chamber 50.
【００３５】上記のように構成された境界層制御装置に
おいて、圧縮機用の空気取入口１６から流入した空気
は、一時的にチャンバ５０内に貯留されて流速の均一化
が図られ、さらにベルマウス部５１により確保された流
入経路を通過する過程において空気の流速のさらなる均
一化が図られた後、回転軸１１まわりの空気取入部１０
ａから吸入される。In the boundary layer control device configured as described above, the air flowing from the air inlet 16 for the compressor is temporarily stored in the chamber 50 to make the flow velocity uniform, and furthermore, the bell After the air flow velocity is further equalized in the process of passing through the inflow path secured by the mouth part 51, the air intake part 10 around the rotation shaft 11 is
Inhaled from a.
【００３６】上記のように構成された境界層制御装置に
よれば、空気取入口１６に流入した空気が一時的にチャ
ンバ５０内に貯留されて流速の均一化が図られるので、
圧縮される空気の密度に圧縮機１０の円周方向のバラツ
キが生じ難くなり、圧縮効率を向上させることができ
る。According to the boundary layer control device configured as described above, the air that has flowed into the air intake 16 is temporarily stored in the chamber 50 to make the flow velocity uniform.
The density of the compressed air is less likely to vary in the circumferential direction of the compressor 10, and the compression efficiency can be improved.
【００３７】さらに、圧縮機用吸入ダクト１２の内側に
ベルマウス部５１を設けることで、圧縮機用吸入ダクト
１２内部における空気の流入経路がより長く確保されて
空気の流速のさらなる均一化が図られるので、空気密度
の円周方向のバラツキがさらに生じ難くなり、圧縮効率
を向上させることができる。Further, the bell mouth portion 51 is provided inside the compressor suction duct 12, so that the air inflow path inside the compressor suction duct 12 is longer and the air flow velocity is further uniformed. As a result, variations in the air density in the circumferential direction are more unlikely to occur, and the compression efficiency can be improved.
【００３８】[0038]
【実施例】本発明に係る空気取入構造を実際に採用した
境界層制御装置について、共同空気取入口の寸法を図５
に示す。共同空気取入口３０について、飛行方向に直交
する長さは５８０ｍｍ、飛行方向の長さは５００ｍｍで
ある。そして空気取入口１６の飛行方向に直交する長さ
は３３０ｍｍ、空気取入口２６の飛行方向に直交する長
さは１７０ｍｍである。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS FIG. 5 shows the dimensions of the joint air inlet of the boundary layer control device actually employing the air intake structure according to the present invention.
Shown in As for the common air inlet 30, the length orthogonal to the flight direction is 580 mm, and the length in the flight direction is 500 mm. The length of the air intake 16 orthogonal to the flight direction is 330 mm, and the length of the air intake 26 orthogonal to the flight direction is 170 mm.
【００３９】また、空気取入口１６の開口面積は１．９
１４×１０5ｍｍ2、空気取入口２６の開口面積は９．８
６×１０4ｍｍ2、圧縮機用吸入ダクト１２とエンジン用
吸入ダクト２２とを合わせた全長は４００ｍｍである。The opening area of the air intake 16 is 1.9.
14 × 10 5 mm 2 , the opening area of the air inlet 26 is 9.8
6 × 10 4 mm 2, the total length of the combined compressor and suction duct 12 and the engine intake duct 22 is 400 mm.
【００４０】上記の境界層制御装置における全圧損失な
らびにディストーションのレベルを評価する対象とし
て、同等の性能を備える現用境界層制御装置の圧縮機用
吸入ダクトおよびエンジン用の空気取入口の形状、寸法
を図６に示す。図６（ａ）に示すように、圧縮機用吸入
ダクト１の先端に設けられた空気取入口の形状は長径を
飛行方向に向けた楕円形であり、その長径の長さは６５
０ｍｍ、短径の長さは４５０ｍｍ、開口面積は２．９２
５×１０5ｍｍ2である。In order to evaluate the total pressure loss and the distortion level in the above-described boundary layer control device, the shapes and dimensions of the compressor suction duct and the air intake for the engine of the current boundary layer control device having the same performance. Is shown in FIG. As shown in FIG. 6A, the shape of the air intake provided at the tip of the compressor suction duct 1 is an ellipse whose major axis is directed in the flight direction, and the major axis has a length of 65 mm.
0 mm, length of minor axis is 450 mm, opening area is 2.92
It is 5 × 10 5 mm 2 .
【００４１】図６（ｂ）に示すように、エンジン用吸入
ダクト３の先端に設けられた空気取入口の形状は長径を
飛行方向に向けた楕円形であり、その長径の長さは６５
０ｍｍ、短径の長さは４５０ｍｍ、開口面積は２．９２
５×１０5ｍｍ2である。また、圧縮機用吸入ダクト１と
エンジン用吸入ダクト３とを合わせた全長は１６００ｍ
ｍである。As shown in FIG. 6B, the shape of the air intake provided at the tip of the engine intake duct 3 is an ellipse whose major axis is oriented in the flight direction, and the major axis has a length of 65 mm.
0 mm, length of minor axis is 450 mm, opening area is 2.92
It is 5 × 10 5 mm 2 . The total length of the compressor intake duct 1 and the engine intake duct 3 is 1600 m.
m.
【００４２】双方の境界層制御装置における空気取入口
の性能を図７に示す。図に示す表から全圧損失のレベル
を比較すると、現用境界層制御装置の実績値は圧縮機側
で４％、エンジン側で３、５％である。これに対し、本
発明の境界層制御装置についてＣＦＤ解析から得られた
値は圧縮機側で３％以下、エンジン側で１％以下、風洞
試験から得られた値は圧縮機側で１％以下、エンジン側
で０％以下であり、全圧損失のレベルはいずれも現用を
下回っている。FIG. 7 shows the performance of the air intake in both boundary layer control devices. Comparing the total pressure loss levels from the table shown in the figure, the actual values of the working boundary layer control device are 4% on the compressor side and 3.5% on the engine side. On the other hand, the value obtained from the CFD analysis for the boundary layer control device of the present invention is 3% or less on the compressor side, 1% or less on the engine side, and the value obtained from the wind tunnel test is 1% or less on the compressor side. , The engine side is 0% or less, and the levels of total pressure loss are all lower than the current use.
【００４３】ディストーションのレベルを比較すると、
現用境界層制御装置の実績値は圧縮機側で５％、エンジ
ン側で５％以下である。これに対し、本発明の境界層制
御装置についてＣＦＤ解析から得られた値は圧縮機側で
４．８％以下、エンジン側で１．５％以下、風洞試験か
ら得られた値は圧縮機側で４．４％以下、エンジン側で
０．５％以下であり、ディストーションのレベルもすべ
て現用を下回っている。When comparing the distortion levels,
The actual value of the working boundary layer control device is 5% on the compressor side and 5% or less on the engine side. On the other hand, the value obtained from the CFD analysis for the boundary layer control device of the present invention is 4.8% or less on the compressor side, 1.5% or less on the engine side, and the value obtained from the wind tunnel test is the value on the compressor side. At 4.4% and below 0.5% at the engine side, and the distortion levels are all below current levels.
【００４４】以上のことから、本発明に係る境界層制御
装置の空気取入構造によれば、圧縮機用の空気取入口の
開口面積、エンジン用の空気取入口の開口面積がいずれ
も現用境界層制御装置よりも小さく設定されているにも
かかわらず、全圧損失ならびにディストーションのレベ
ルが現用境界層制御装置のそれを下回っており、吸気効
率の格段の向上が図られたことが解る。As described above, according to the air intake structure of the boundary layer control device according to the present invention, the opening area of the air intake port for the compressor and the opening area of the air intake port for the engine are both the working boundary. It can be seen that the total pressure loss and the level of distortion are lower than those of the working boundary layer control device even though they are set smaller than that of the layer control device, and that the intake efficiency is significantly improved.
【００４５】また、現用境界層制御装置の両ダクトの総
合全長が１６００ｍｍであるのに対し、本発明の境界層
制御装置の両ダクトの総合全長は４００ｍｍであり、全
長が大幅に短縮され、制御装置の小型化が図られたこと
が解る。The total length of both ducts of the working boundary layer control device is 1600 mm, whereas the total length of both ducts of the boundary layer control device of the present invention is 400 mm. It can be seen that the size of the device has been reduced.
【００４６】[0046]
【発明の効果】以上説明したように、本発明に係る境界
層制御装置の空気取入構造によれば、圧縮機用吸入ダク
トならびにエンジン用吸入ダクトを軸流式空気圧縮機と
エンジンとの間に配設し、圧縮機用の空気取入口とエン
ジン用の空気取入口とを機体外面の所定箇所に並設して
ひとつの共同空気取入口を形成することで、境界層制御
装置の全長が従来に比べて格段に短くなるので、装置自
体を小型化することができる。これにより、機体内部に
必要な境界層制御装置の搭載スペースが小さくて済むよ
うになるので、当該境界層制御装置の汎用性を高めるこ
とができる。As described above, according to the air intake structure of the boundary layer control device according to the present invention, the intake duct for the compressor and the intake duct for the engine are provided between the axial air compressor and the engine. And the compressor air intake and the engine air intake are arranged side by side at a predetermined position on the outer surface of the fuselage to form one common air intake, so that the total length of the boundary layer control device is reduced. Since it is much shorter than in the past, the device itself can be reduced in size. As a result, the space required for mounting the boundary layer control device inside the airframe can be reduced, so that the versatility of the boundary layer control device can be improved.
【００４７】共同空気取入口の形状を平面視矩形とする
ことで、機体外面の限られた範囲内において共同空気取
入口の開口面積がより大きく確保されるので、当該境界
層制御装置における圧縮機およびエンジンの吸気効率を
向上させることができる。By making the shape of the common air intake rectangular in a plan view, a larger opening area of the common air intake is ensured within a limited range of the outer surface of the fuselage. In addition, the intake efficiency of the engine can be improved.
【００４８】圧縮機用の空気取入口を、エンジン用の空
気取入口よりも飛行方向前方に配置することにより、機
体上面の境界層が圧縮機用吸入ダクトに流入し、エンジ
ン用吸入ダクトへの境界層の流入が抑制されるので、エ
ンジン用吸入ダクトにおけるディストーションの発生を
抑制することができる。By arranging the air intake for the compressor ahead of the air intake for the engine in the flight direction, the boundary layer on the upper surface of the fuselage flows into the intake duct for the compressor and flows into the intake duct for the engine. Since the inflow of the boundary layer is suppressed, it is possible to suppress the occurrence of distortion in the engine intake duct.
【００４９】圧縮機用の空気取入口における開口面積
を、エンジン用の空気取入口における開口面積よりも大
きく設定することで、圧縮機用の空気取入口を通過する
空気の流量が増加するので、圧縮機の吸気効率をさらに
向上させることができる。By setting the opening area at the compressor air intake larger than the opening area at the engine air intake, the flow rate of air passing through the compressor air intake increases. The intake efficiency of the compressor can be further improved.
【００５０】圧縮機用吸入ダクトとエンジン用吸入ダク
トとを板状壁部によって仕切るものとし、この板状壁部
の上端縁を機体外面よりも低い位置に設定することで、
圧縮機用の空気取入口を通過する空気の流量が減少する
ことなく、エンジン用の空気取入口を通過する空気の流
量が増加するので、圧縮機とともにエンジンの吸気効率
をも向上させることができる。The suction duct for the compressor and the suction duct for the engine are separated by a plate-like wall, and the upper edge of the plate-like wall is set at a position lower than the outer surface of the machine body.
Since the flow rate of the air passing through the air intake for the engine increases without decreasing the flow rate of the air passing through the air intake for the compressor, the intake efficiency of the engine together with the compressor can be improved. .
【００５１】圧縮機用の空気取入口の飛行方向前端を圧
縮機の空気取入部よりも飛行方向前方に配置することで
空気取入口の開口面積の拡大を図ることに加え、空気取
入口から空気取入部に繋がる圧縮機用吸入ダクトの内側
面を飛行方向後方に凸状となる曲面に形成することで、
空気取入口を通過した空気が圧縮機用吸入ダクトに沿っ
て流れ、圧縮機に滑らかに導入されるので、圧縮機の吸
気効率を向上させるとともに、ダクトに負担の少ない安
定した空気の取り入れを実現することができる。By arranging the front end of the air intake for the compressor in the flight direction ahead of the air intake part of the compressor in order to enlarge the opening area of the air intake, the air intake from the air intake is also reduced. By forming the inner surface of the compressor suction duct connected to the intake section as a curved surface that is convex backward in the flight direction,
The air that has passed through the air intake flows along the compressor intake duct and is smoothly introduced into the compressor, improving the compressor's intake efficiency and realizing stable air intake with less burden on the duct. can do.
【００５２】エンジン用の空気取入口の飛行方向後端か
ら続く内側面を、飛行方向後方に凸状となる曲面に形成
することで、空気取入口に流入した空気が外に逃げるこ
となくエンジン用吸入ダクトに沿って流れ、エンジンに
滑らかに導入されるので、エンジンの吸気効率を向上さ
せることができる。By forming the inner side surface of the engine air intake that continues from the rear end in the flight direction into a curved surface that is convex rearward in the flight direction, the air that has flowed into the air intake does not escape outside. Since the air flows along the intake duct and is smoothly introduced into the engine, the intake efficiency of the engine can be improved.
【００５３】圧縮機用吸入ダクトにチャンバを設けるこ
とで、空気取入口に流入した空気が一時的にチャンバ内
に貯留されて流速の均一化が図られた後、軸流式の圧縮
機の全周から吸入されるため、圧縮される空気の密度に
円周方向のバラツキが生じ難くなり、圧縮機における圧
縮効率を向上させることができる。By providing a chamber in the compressor suction duct, the air flowing into the air inlet is temporarily stored in the chamber to make the flow velocity uniform, and then the entire axial flow compressor is operated. Since the air is sucked from the circumference, the density of the compressed air is less likely to vary in the circumferential direction, and the compression efficiency in the compressor can be improved.
【００５４】さらに、圧縮機用吸入ダクトの内側に、圧
縮機側からチャンバの内部に突出するベルマウス部を設
けることで、圧縮機用吸入ダクト内部における空気の流
入経路がより長く確保され、その流入経路を通過する過
程において空気の流速のさらなる均一化が図られるの
で、空気密度の円周方向のバラツキがさらに生じ難くな
り、圧縮機における圧縮効率を向上させることができ
る。Further, by providing a bell mouth portion projecting from the compressor side into the chamber inside the compressor suction duct, a longer air inflow path inside the compressor suction duct is ensured. In the process of passing through the inflow path, the flow velocity of the air is further uniformed, so that the circumferential variation of the air density is hardly generated, and the compression efficiency of the compressor can be improved.
【図１】 本発明に係る境界層制御装置の空気取入構造
の第１実施形態を示す側面図である。FIG. 1 is a side view showing a first embodiment of an air intake structure of a boundary layer control device according to the present invention.
【図２】 図１におけるＩＩ−ＩＩ線矢視平面図であ
る。FIG. 2 is a plan view taken along line II-II in FIG.
【図３】 図１に示した境界層制御装置を航空機に搭載
した状態を示す平面図である。FIG. 3 is a plan view showing a state where the boundary layer control device shown in FIG. 1 is mounted on an aircraft.
【図４】 本発明に係る境界層制御装置の空気取入構造
の第２実施形態を示す側面図である。FIG. 4 is a side view showing a second embodiment of the air intake structure of the boundary layer control device according to the present invention.
【図５】 本発明の空気取入構造を採用した境界層制御
装置における共同空気取入口の寸法を示す平面図であ
る。FIG. 5 is a plan view showing dimensions of a common air intake in the boundary layer control device employing the air intake structure of the present invention.
【図６】 現用境界層制御装置における圧縮機用の空気
取入口、ならびにエンジン用の空気取入口の形状、寸法
を示す平面図である。FIG. 6 is a plan view showing the shapes and dimensions of an air intake for a compressor and an air intake for an engine in the active boundary layer control device.
【図７】 本発明の空気取入構造を採用した境界層制御
装置と現用境界層制御装置とについて、全圧損失ならび
にディストーションのレベルを示す図表である。FIG. 7 is a table showing total pressure loss and distortion levels of a boundary layer control device and an active boundary layer control device employing the air intake structure of the present invention.
【図８】 従来の境界層制御装置の一例を示す斜視図で
ある。FIG. 8 is a perspective view showing an example of a conventional boundary layer control device.
１０ 軸流式空気圧縮機 １２ 圧縮機用吸入ダクト １６ 空気取入口 ２０ 遠心式駆動エンジン ２２ エンジン用吸入ダクト ２６ 空気取入口 ３０ 共同空気取入口 ３１ 板状壁部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Axial air compressor 12 Compressor intake duct 16 Air intake 20 Centrifugal drive engine 22 Engine intake duct 26 Air intake 30 Joint air intake 31 Plate wall
Claims (9)
ら空気を吸入する軸流式空気圧縮機と、エンジン用吸入
ダクトを通じて機体外部から空気を吸入して作動し、軸
流式空気圧縮機を駆動させるエンジンとを備え、軸流式
空気圧縮機によって圧縮された空気を翼の表面から吹き
出させて境界層の制御を行う航空機用の境界層制御装置
において、 圧縮機用吸入ダクトならびにエンジン用吸入ダクトが軸
流式空気圧縮機とエンジンとの間に配設され、圧縮機用
吸入ダクトの空気取入口とエンジン用吸入ダクトの空気
取入口とが、機体外面の所定箇所に並設されることでひ
とつの共同空気取入口が形成されることを特徴とする境
界層制御装置の空気取入れ構造。1. An axial flow type air compressor that sucks air from outside the body through a compressor suction duct, and an air flow type air compressor that operates by sucking air from outside the body through an engine suction duct to drive the axial flow type air compressor. A boundary layer control device for an aircraft, comprising: an engine for controlling the boundary layer by blowing air compressed by an axial flow type air compressor from a surface of a wing, wherein a suction duct for a compressor and a suction duct for an engine are provided. Is disposed between the axial flow type air compressor and the engine, and the air intake of the compressor intake duct and the engine intake duct are arranged side by side at a predetermined position on the outer surface of the fuselage. An air intake structure for a boundary layer control device, wherein one common air intake is formed.
されることを特徴とする請求項１記載の境界層制御装置
の空気取入れ構造。2. The air intake structure for a boundary layer control device according to claim 1, wherein the common air intake is formed in a rectangular shape in plan view.
が、前記エンジン用吸入ダクトの空気取入口よりも飛行
方向前方に配置されることを特徴とする請求項１または
２記載の境界層制御装置の空気取入れ構造。3. The boundary layer control according to claim 1, wherein the air intake of the compressor intake duct is disposed ahead of the air intake of the engine intake duct in the flight direction. Air intake structure of the device.
おける開口面積が、前記エンジン用吸入ダクトの空気取
入口における開口面積よりも大きく設定されることを特
徴とする請求項３記載の境界層制御装置の空気取入れ構
造。4. The boundary layer according to claim 3, wherein the opening area of the compressor intake duct at the air intake is set larger than the opening area of the engine intake duct at the air intake. Air intake structure of control unit.
用吸入ダクトとが板状壁部によって仕切られ、該板状壁
部の上端縁が機体外面よりも低い位置に設定されること
を特徴とする請求項３または４記載の境界層制御装置の
空気取入れ構造。5. The suction duct for the compressor and the suction duct for the engine are separated by a plate-like wall, and an upper edge of the plate-like wall is set at a position lower than an outer surface of the machine body. The air intake structure for a boundary layer control device according to claim 3 or 4, wherein:
飛行方向前端が、前記エンジンに対向して配置された前
記軸流式空気圧縮機の空気取入部よりも飛行方向前方に
配置されるとともに、空気取入口から空気取入部に繋が
る圧縮機用吸入ダクトの内側面が、飛行方向後方に凸状
となる曲面に形成されることを特徴とする３、４または
５記載の境界層制御装置の空気取入れ構造。6. A flight front end of an air intake of the compressor suction duct is disposed forward of an air intake of the axial-flow air compressor disposed opposite to the engine in a flight direction. 6. The boundary layer control device according to 3, 4, or 5, wherein an inner surface of the compressor suction duct connected from the air intake to the air intake is formed into a curved surface that is convex rearward in the flight direction. Air intake structure.
の飛行方向後端から続く内側面が、飛行方向後方に凸状
となる曲面に形成されることを特徴とする請求項３、
４、５または６記載の境界層制御装置の空気取入れ構
造。7. The air intake of the engine intake duct, wherein an inner side surface continuing from a rear end in a flight direction of the air intake is formed into a curved surface that is convex rearward in the flight direction.
7. The air intake structure of the boundary layer control device according to 4, 5, or 6.
ら吸入される空気を一時的に内部に貯留しておくチャン
バが設けられることを特徴とする請求項１、２、３、
４、５、６または７記載の境界層制御装置の空気取入れ
構造。8. A compressor according to claim 1, wherein said suction duct for said compressor is provided with a chamber for temporarily storing air sucked from outside the airframe.
The air intake structure of the boundary layer control device according to 4, 5, 6, or 7.
軸流式空気圧縮機側から前記チャンバの内部に突出する
ベルマウス部が設けられることを特徴とする請求項８記
載の境界層制御装置の空気取入れ構造。9. The boundary layer control according to claim 8, wherein a bell mouth portion is provided inside the suction duct for the compressor so as to project from the axial flow type air compressor side into the inside of the chamber. Air intake structure of the device.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17055997A JPH1111397A (en) | 1997-06-26 | 1997-06-26 | Air intake structure of boundary layer control device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17055997A JPH1111397A (en) | 1997-06-26 | 1997-06-26 | Air intake structure of boundary layer control device |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1111397A true JPH1111397A (en) | 1999-01-19 |
Family
ID=15907106
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17055997A Withdrawn JPH1111397A (en) | 1997-06-26 | 1997-06-26 | Air intake structure of boundary layer control device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1111397A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2010075393A2 (en) * | 2008-12-23 | 2010-07-01 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine engine and system for servicing a gas turbine engine |
| US8590151B2 (en) | 2006-06-30 | 2013-11-26 | Solar Turbines Inc. | System for supporting and servicing a gas turbine engine |
-
1997
- 1997-06-26 JP JP17055997A patent/JPH1111397A/en not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8590151B2 (en) | 2006-06-30 | 2013-11-26 | Solar Turbines Inc. | System for supporting and servicing a gas turbine engine |
| US8672606B2 (en) | 2006-06-30 | 2014-03-18 | Solar Turbines Inc. | Gas turbine engine and system for servicing a gas turbine engine |
| WO2010075393A2 (en) * | 2008-12-23 | 2010-07-01 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine engine and system for servicing a gas turbine engine |
| WO2010075393A3 (en) * | 2008-12-23 | 2010-10-14 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine engine and system for servicing a gas turbine engine |
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20040907 |