JPS595777B2 - 航空機搭載ガスタ−ビンエンジンの空気吸入装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、航空機搭載ガスタービンエンジンの空気吸入
装置に係り、特に、空気吸入口からの空気吸入の安定お
よび空気吸入効率の向上をはかることのできる空気吸入
装置に関する。

航空機のエンジンに吸入される空気は、第１図に示すよ
うに、通常飛行中は空気取入口１に対し矢印２で示すよ
うに流れに乱れがないが、大きな迎え角（５０°にも達
することがある）で運動するキリモミのような飛行状態
では、第２図に示すように空気取入口１に対する空気流
２の角度αが大きくなり、遂には同図に示すように空気
取入口１の前縁１ａの付近で符号３で示すごとく気流が
剥離し、吸入空気流が大きく乱れ、吸入効率が低下する
。

気流が剥離を始める角度αは一般的にいって３０°程度
である。

航空機が飛行中に第２図の状態が生起すると搭載エンジ
ンは運転不調となり、さらには運転停止に陥り、以後の
飛行が困難となりきわめて危険である。

したがって、通常は、キリモミ等の大きな迎え角の運動
を禁止または制限する等の運用制限で前記危険を回避す
るほかなく、これにより、高度な運動性を要求される戦
闘機やその練習機にとって機体の価値を半減させる結果
となっている。

戦闘機のなかには、この制限を取り除くために空気取入
口の前縁を可動にし、飛行状態に合せて前縁の方向を調
節する等の対策を施しているものもあるが、これにより
十分な効果を得るには複雑で高価な可動制御機構を必要
とししかも空気取入部の重量が増大するため、この対策
も好ましいものではない。

よって、本発明は、安価で簡単な構成を有し、しかも重
量増大の点でも殆んど問題がなく、大きな迎え角の状態
でも安定した吸入空気流を得ることができる航空機搭載
ガスタービンエンジンの空気吸入装置を提供しようとす
るものである。

次に、図面について本発明の詳細な説明する６なお、説
明中、「上」および「下」とは航空機が水平位置にある
と仮定した場合の上方および下方を意味し、「前」およ
び「後」とは航空機の進行方向に関しての前方および後
方を意味する。

第３図ないし第６図は本発明の前提となる構成を示すも
のであって、第３図および第４図において、４は、航空
機搭載エンジンの空気取入口１の前下方に設けた翼体で
ある。

翼体４は前方に頂点４ａを有する概ね三角形状の小翼体
であって空気取入口１から下方へ若干離して空気取入口
１の軸線にほぼ平行に設置されている。

かかる構成において、空気取入口１が一般気流２に対し
幾何学的迎え角αをなすような状態をとると、翼体４の
頂点４ａから前縁４ｂに沿って前縁剥離渦５が生じ、こ
の剥離渦５の速度（点線矢印で示す）による誘導作用に
よって、一般気流２が前縁４ｂを通過した後に前縁剥離
渦５の間へ向って内下方へ曲げられ翼体４の上面に沿っ
て流れるようになる。

そして、この効果により、空気取入口１の前縁１ａの気
流２に対する実角度βは幾何学的迎え角αに比べて非常
に小さく保たれる。

そしてまた、幾何学的迎え角αが増大して翼体４なしで
は空気取入口１の前縁１ａで気流が剥離してしまう角度
（第２図参照）を超えても、翼体４土に前縁剥離渦５が
留っている限り、実角度βはなお十分小さく保つことが
できる。

したがって、三角形の翼体４を設けることによって吸入
空気流の乱れが発生することがなく吸入効率も低下しな
くなる。

しかし、前縁剥離渦５は、第４図に示す迎え角αが一定
限界迎え角を超えると、渦のブレークダウンが頂点４ａ
に達して崩壊してしまう。

このような崩壊が起ると、空気取入口１の付近の気流２
は大きく乱れ、翼体４の基本的効果が喪失してしまう。

その状態は第５図および第６図に示す通りで、幾何学的
迎え角α１は上記一定限界の迎え角を超えている。

このような事実に鑑み、航空機胴体上に各種の三角形状
の翼体な、空気取入口保護効果が得られるように配置し
て風洞試験を行った結果、航空機の迎え角αが３５度か
ら４０度で限界迎え角に達し、吸入空気の安定効果を実
用的にするにはさらに工夫が必要であることがわかった
。

よって、本発明では、吸入空気の安定効果を一層向上さ
せるために、三角形の翼体のほかにさらに他の小翼を設
けることによって効果を実用的なものとした。

本発明の一実施例を第７図ないし第１０図について説明
すると、これらの図において、Ｉは航空機の機体であっ
てこの機体Ｔには主翼８が設けられている。

図示の航空機は双発機であって各主翼８の付は根部分に
搭載ガスタービンエンジンの空気取入口１が固設されて
おり、はぼ三角形状の前記翼体４は機体１の両側部に固
定されている。

これらの翼体４は空気取入口１の前下方に配されている
。

本発明の重要な特徴によれば、翼体４に加えて、翼体４
より小型で縦横比の小さい小翼９が設けられる。

小翼９も図示の実施例ではほぼ三角形状をなしていて機
体Ｔの両側部に固定されている。

小翼９は最低限の要件として翼体４より下方に設けられ
る。

図示の例では、小翼９は翼体４の前下方に翼体４とほぼ
平行をなして設けられており、翼体４との間に間隔をお
いて位置している。

以上のような構成をとることによって、航空機が迎え角
をもって飛行する場合、三角形翼体４の上面には第３図
および第４図について説明したと同様に前縁剥離渦５が
形成される。

一方、小翼９の存在によりその上面にも前縁剥離渦１０
が形成される。

この前縁剥離渦１０は後方へ流れて第１図に示すように
翼体４の上面に乗り、前縁剥離渦１０のもつ速度（第９
図の点線矢印１１）による誘導作用により、翼体４上の
前縁剥離渦５は加速されると同時に、外方（機体γから
離れる方向）へ向って押しやられる。

これによって、前縁剥離渦５が崩壊するのを阻止する作
用が得られる。

小翼９の取付けにあたっては、小翼自体の前縁剥離渦１
０が翼体４自体の限界迎え角に比し十分°大きな迎え角
まで安定して形成されるように、小翼９の前方がやや下
方に下がるか、またはその前方がやや内側に向く（小翼
９の機体への付は板縁部が前方へ向うにつれて内側へ寄
る）ように配するのが効果的である。

また、前述の理由によって小翼９の前方にさらに小型の
他の小翼を設ける方が好ましい場合もある。

第１１図および第１２図は本発明を低翼機に施した他の
実施例を示す。

この例では、翼体４は主翼８の前縁の一部を前方へ延長
して形成されている。

小翼９は、さぎの実施例と同様機体Ｔの両側面に固定さ
れている。

第１３図および第１４図に示す実施例では、翼体４の前
縁寄り部分の直ぐ下方に小翼９が斜め外側下方へ向って
突設されている。

この例では、小翼９の前縁剥離渦１０が翼体４の下面で
定常的に形成されるようになるため、小翼の前縁剥離渦
１０の速度（第１４図の点線矢印）による誘導作用で翼
体４上の前縁剥離渦５が加速され同時に一般気流の角度
が減少させられ、翼体４上の前縁剥離渦５の崩壊が防止
される。

この実施例の場合にも、小翼９自身の前縁剥離渦が翼体
４自身の限界迎え角に比し十分大きな迎え角まで安定し
た状態で形成されるように、小翼９の前方をや＼内側に
向くよう配するのが好ましい。

この実施例は、大きな迎え角で大きな横滑りをしている
状態でも吸入気流の安定をはかることのできる特徴があ
る。

大きな迎え角で飛行している航空機は不安定な状態にあ
り、例えばキリモミのように大きな横滑りを伴う運動に
陥り易い。

この横滑りが生じた場合には、第１５図に示すように横
滑り角θの影響で風下側（すなわち、横滑り運動の風下
側で第１５図における機体７の左側）の小翼９からの前
縁剥離渦が巻かなくなる。

これに対し、小翼９を斜め下方外側へ向けると、第１６
図に示すように横滑り角θの影響が生じることはなく、
いずれの側の小翼９にも前縁剥離渦が生じる。

第１６図かられかるように小翼９が斜め下方外側へ突出
していると、気流が小翼９の前縁を横切る方向に流れ易
く剥離渦が生じるが、第１５図の場合には左側の小翼９
の下面に沿いつつ前縁方向に気流が流れるので、剥離現
象が生じない。

以上に説明し７た吸入気流の乱れは迎え角が一定の制限
を超えた際に生じるものであるが、この吸入気流の乱れ
とは、エンジン空気取入口面での吸入気流の総圧分戸の
偏りを意味する。

この偏りの程度を数値化したものとして、英国ロールス
・ロイス社のディストーションパラメーターＤＰがあり
、その定義は次の通りである。

エンジンを良好に運転できるディストーションパラメー
ターの絶対値は０．１５より小であると言われている。

第１７ａ、１８ａ、１９ａ図は吸入気流の円周方向の総
圧の偏りを円グラフを用いて表現したものである。

これらのグラフにおいて、半径方向内方は圧力減少方向
を、半径方向外方は圧力増大方向を示している。

第１７ａ図は乱れがない場合の例で、ディストーション
パラメーターは零である。

第１７ｂ図はその場合の気流の状態を示している。

第１８ａ図は、気流が第１８ｂ図のようにやや乱れた状
態のグラフで、総圧力が最も低い６０度分角γの範囲で
やや乱れが生じている。

この場合のディストーションパラメーターの絶対値はＯ
ｌｌで、運転に支障はない。

第１９ａ図は、気流が第１９ｂ図のように大きく乱れた
場合のグラフで、総圧力が最も低い６０度分角γの範囲
で大きな乱れが生じている。

この場合のディストーションパラメーターの絶対値は０
．３であり、エンジン運転が不調になってしまう。

第２０図は、風洞試験により本発明の効果を確認し、デ
ィストーションパラメーターを用いてグラフ化したもの
である。

同図において、縦軸はディストーションパラメーターの
絶対値を、横軸は機体迎え角を示し、さらに、曲線Ａは
通常の空気取入口についての結果を、曲線Ｂは翼体４の
みを付設した場合についての結果を、曲線Ｃは本発明の
場合についての結果をそれぞれ示している。

また、Ｄはエンジン不調限界のデイストーションノ（ラ
メ−ターの絶対値を示し、線りの上方は不調範囲である
。

このグラフから明らかなように、本発明の場合には、迎
え角の最大限度が５０度近傍に達しており、これは、従
来の場合の迎え角限度蜀度より約２０慶大であり、また
翼体４のみを設けた場合の迎え角最大限度の約４０度よ
り約１０慶大である。

以上に実施例について説明したように、本発明では、空
気取入口の前下方にほぼ三角形の翼体な設け、さらにそ
の翼体の下側に少くとも１枚の小翼を配することによっ
て前縁剥離渦の崩壊を遅らせ、前縁剥離渦の誘導作用で
、空気取入口へ向う気流を曲げて安定な状態とすること
ができるので、吸入効率が向１し、航空機は大きな迎え
角で運動することが可能となる。

【図面の簡単な説明】 第１図は通常状態でのガスタービンエンジン空気取入口
内への気流の流れを示す図、第２図は迎え角をもった状
態での空気取入口への気流の流れを示す図、第３図は空
気取入口前下方に翼体を設けた場合であって前縁剥離渦
が形成されている状態を示す上面図、第４図は同側面図
、第５図は同様に空気取入口前下方に翼体を設けた場合
であって前縁剥離渦の消失によって気流が乱れた状態を
示す上面図、第６図は同側面図、第１図は本発明を施し
た航空機の側面図、第８図は第７図の■−■線方向にみ
た図、第９図は第７図のＩＸ−ＩＸ線による断面を示す
略図、第１０図は同斜視図、第１１図は本発明を施した
他の例を示す平面図、第１２図は第１０図のＸ■−Ｘ■
線方向にみた図、第１３図は本発明を施したさらに他の
例を示す側面図、第１４図は第１３図Ｘ［→α線による
断面を示す図、第１５図および第１６図は、小翼の方向
による横滑り時の効果の差を説明する図、第１７ａ図。 第１８ａ図、第１９ａ図は異なる３つの場合における吸
入気流の総圧分布を示すグラフ、第１７ｂ図、第１８ｂ
図、第１９ｂ図は第１７ａ図、第１８ａ図、第１９ａ図
のそれぞれに対応する空気取入口内での気流状態を示す
図、第２０図は本発明の効果を示すグラフである。 １・・・・・・空気取入口、２・・・・・・気流、３・
・・・・・剥離気流、４・・・・・・翼体、５・・・・
・・前縁剥離渦、９・・・・・・小翼、１０・・・・・
・前縁剥離渦、１１・・・・・・前縁剥離渦の誘導方向
、α、α１・・・・・・幾何学的迎え角、β・・・・・
・実角度、θ・・・・・・横滑り角。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 航空機に搭載したガスタービンエンジンの空気取入
   口の前下方にほぼ三角形状の翼体を設け、この翼体の下
   方に少くとも１枚の小翼を配し、翼体および小翼の前縁
   から発生する前縁剥離渦の誘導作用を利用して空気取入
   口へ流入する気流の方向を空気力学的に曲げるようにし
   てなる航空機搭載ガスタービンエンジンの空気吸入装置
   。 ２ 小翼を、前後方向に関して翼体の前縁に近い位置に
   配してなる特許請求の範囲第１項記載の空気吸入装置。 ３ 小翼を翼体の前縁より前方の位置に配してなる特許
   請求の範囲第１項記載の空気吸入装置。 ４ 小翼を翼体に対しほぼ平行に設けてなる特許請求
   の範囲第１項、第２項または第３項記載の空気吸入装置
   。 ５ 小翼を外端が斜め下方を向くように設けてなる特許
   請求の範囲第１項、第２項または第３項記載の空気吸入
   装置。 ６ 翼体および小翼をいずれも機体側面に固定してなる
   特許請求の範囲第１項、第２項または第３項記載の空気
   吸入装置。 Ｔ 翼体を主翼前縁部に固設してなる特許請求の範囲第
   １項、第２項または第３項記載の空気吸入装置。