JPS5996462A - ナセル - Google Patents

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】 この発明は航空機用機関を収容するナセル、更に具体的
に云えば、空気力学的な抗力を減少するのに有効なナセ
ルに関する。

機関を外部に装着した、例えば閥の下にパイロンによっ
てガスタービン機関を装着した亜音速航空機では、機関
のナセル上の一様流の空気流による空気力学的な抗力が
、典型的には機関の全推力出力の約４％になる。この空
気力学的な抗力を幾らかでも減少することが出来れば、
燃料の消費量がかなり節約になる。

従って、機関のナセルの望ましい機能は、航空機用機関
に対する軽量のハウジングになり、空気力学的な抗力が
比較的小さいことである。従来の抗力の小さいナセルの
１例が米国特許第３．５３３．２３７号に記載されてい
る。

ナセルによる空気力学的な抗力は、航空機の飛７− 行中、一層流の空気がその上を流れるナセルの外面に於
ける圧力分布と、当業者が公知の無次元の摩擦係数Ｏｆ
とによって決定される。更に、表面圧力分布がナセルの
外面に層流の境界層を促進して、境界層の剥離が全くな
い場合、空気力学的な抗力が減少することも当業者に知
られている。摩擦係数Ｃｆ１従って空気ツノ学的な抗力
は、層流の境界層が存在する時は数値が小さくなる。

更に当業者には、ナセルの外面に沿った境界層が層流か
ら乱流に変わる所では、摩擦係数Ｃ丁、従って空気力学
的な抗力の値が増加することも知られている。従って、
層流の境界層の範囲を増加し、乱流の範囲を減少し、境
界層の剥離を避ける効果を持つ様な表面圧力分布を促進
するすしルを提供することが望ましい。

ナセルは！ｌＩ！型的にはガスタービン１１関の様な航
空機用機関を収容する環状部材である。縦方向に伸びて
いて、揚力を最大にすると共に抗力を小さくする様に設
計された上面及び下面を持つ翼と異なり、ナセルは円周
方向に伸びていて、その外面８− は主に機関を収容すると共に抗力を減少する様に設計さ
れている。

然し、ナセルでも翼でも、その面に於ける圧力分布は、
その上の層流及び乱流の空気流の範囲を決定する上Ｃ重
要な因子である。例えば翼では、圧力分布は前縁及び後
縁と上面及び下面との輪郭に関係する。何れかの輪郭が
変化すると、買上の圧力分布全体に影響する。

これと対照的に、ナセルでは、圧力分布は主に前縁及び
後縁領域と外面との輪郭の影響を受ける。

ナセルの内面は一様流の空気流との相互作用が殆んどな
く、従って圧力分布に対する影響は小さい。

更に、ナセルは典型的には胴体、バイロン又は翼の近く
で航空機に取付けられるから、ナセル上の圧力分布はこ
の様な隣接した構造が存在することによっても影フキを
受ける。ナセルの要素の輪郭が変化したり、隣接する構
造が存在すると、ナセルの外面上の圧力分布全体に影響
がある。

翼並びにナセル上に層流を保つ且つそれを拡げようとす
る従来の試みでは、能動制御装置を使っていた。能動制
御装置は、層流を保つと共に境界層の剥離を防止する為
に、境界層を付勢し又は除く為、而と協働する補助エネ
ルギ源を必要とする。

例えば、制御しようとする面に境界層の吸込み又は吹出
し用溝孔又は孔を配置することは公知である。この溝孔
が内部ダクトによってポンプに接続され、乱流を少なく
し又は防止し、こうして層流の境界層を保つ効果がある
。然し、能動制御装置を働かせる為に必要な余分のエネ
ルギ及び重量により、空気力学的な抗力が減少したこと
による利点が帳消しになるのが典型的である。

従って、この発明の１つの目的は、航空機用機関を収容
するナセルとして、航空機の運転中、空気力学的な抗力
を減少する効果を持つ改良されたナセルを提供すること
である。

この発明の別の目的は、空気力学的な抗力を減少する為
に能動装置を必要としない改良されたナセルを提供する
ことである。

この発明の別の目的は、層流の面積が増加し、乱流の面
積が減少した改良されたナセルを提供することである。

この発明の別の目的は、空気力学的な抗力を減少する為
に、その表面圧力分布を制御するのに有効なプロフィル
を持つ改良されたナセルを提供することである。

この発明では、航空機の運転中、空気力学的な抗力を減
少する為に航空機に使われる改良されたナセルを提供す
る。１実施例では、ナセルがガスタービン機関を収容し
ていて、その間を基準弦が伸びている前縁及び後縁と、
該前縁から後縁まで連続している外面とで構成されてい
る。外面は前側部分、中間部分及び後側部分を持ってい
て、基準弦から外面まで垂直に測定した相対的な厚さに
よって限定されるプロフィルを持っている。プロフィル
は前側部分と中間部分との交差部で最大の厚さを持ち、
この交差部は前縁から弦の長さの約３６％より大きな距
離の所にある。外面のプロフィルは、前側部分に沿って
層流を発生すると共に、前縁から負の勾配で交差部まで
連続的に減少する圧力を発生すると共に、中間部分及び
後側部分に１１− 沿って乱流を発生すると共に、交差部から正の勾配で後
縁まで連続的に増加する圧力を発生する様に作用する。

この発明のその他の目的並びに利点は、以下図面につい
て詳しく説明する所から明らかになろう。

第１図には側路比の大きいガスターボファン・エンジン
１０が示されている。このエンジンは航空ｍ＜図に示し
てない）の翼１２に空気力学的に整形したパイロン１４
によって取付けられている。

ターボファン・エンジン１０が、コア・エンジン１８に
よって駆動されるファン集成体１６を有する。

環状ナセル２０がエンジン１０を収容しており、このナ
セルは、コア・エンジン１８を取囲むコア・カウリング
２２と、この発明の１形式として、ファン集成体１６を
取囲むファン・カウリング２４とを含んでいる。ファン
・カウリング２４はコア・カウリング２２の前側部分を
も取囲んでいて、それから隔たり、環状ファン吐出ノズ
ル２６を形成する。ファン・カウリング２４が一様流の
空気１２− 流３２のエンジン用空気流部分３０を受入れる入口のど
部２８を持っている。

例えば巡航で航空機を運転する際、航空機用空気流３０
がファン集成体１６によって加速され、ファン・ノズル
２６からコア・カウリング２２を介して吐出されて推力
を発生する。一層流の空気流３２がナセル２０のファン
・カウリング２４より下流側に流れ、ファン・カウリン
グ２４と相互作用し、又はそのスクラッピングにより、
空気ノｊ学的な抗力を発生する。そのかなりの部分は、
巡航状態にある航空機の推力と反対向きに作用する摩擦
抗力である。

この発明の主な目的は、航空機の亜音速巡航の間、その
上の一様流の空気流３２による空気力学的な抗力を減少
するのに有効な、ファン・カウリング２４の様なナセル
を提供することである。ナセル２０のファン・カウリン
グ２４の外面の増大した部分にわたり、自然の層流の境
界層を促進すると共に、境界層の剥離を招かない様な圧
力分布を発生する様に作用する予定の空気力学的な面の
プロフィルを持つファン・カウリング２４を提供するこ
とにより、巡航時の空気力学的な抗力の減少が達成され
る。然し、ファン・ノズル２６から［１１出される機関
の空気流３０は、主に］ア・カウリング２２の上を流れ
るから、ナセル２０のコア・カウリング２２のブ【１フ
イルは、普通の基準に従って決定することが好ましい。

第２図には第１図のファン・カウリング２４が詳しく示
されている。ファン・カウリング２４が環状前縁３４及
び環状後縁３６を持ら、その間を長さＣの基準値３８が
伸びている。ファン・カウリング２１′ｌは前縁３４か
ら後縁３６まで連続し−Ｃいる外面４０をも布導る。外
面４０が前側部分４２、中間部分／Ｉ４及び後側部分／
Ｉ６を含む。前側部分４２が前縁３４から、前側部分４
２及び中間部分４４を結ぶ第１の交差部４８まで伸びて
いる。

後側部分４６は第２の交差部５０から後縁３６まで伸び
ていて、中間部分と結合される。

ファン・カウリング２４の重要な特徴は、外面のプロフ
ィルである。このプロフィルは外面４０の輪郭であっで
、基準値３８からの外面４０の垂直距離を表わす変化す
る相対的な厚ざ１によつ−Ｃ定めることが出来る。厚さ
Ｔが弦３８に沿って、前縁３４から第１の交差部４８に
於ける最大の厚さＴｍａｘを持つ位置まで増加覆る。こ
の後厚さＴが弦３８に沿って第１の交差部４８から後縁
３６まで減少する。

ファン・カウリング２４の別の重要な特徴は、最大の厚
さ丁ｍａｘが、比較の為に第２図に破線で示した従来の
典型的なナセル５２の最大の厚さＴｍ　ａ　Ｘ　２より
も、弦３８に沿って更に後方の所にあることである。こ
の特徴と後で説明する特徴とにより、境界層の剥離なし
に、中間部分４４及び後側部分４６に対する乱流を制限
しながら、前側部分４２に沿った層流を助長する。

この発明の持つ意義が更によく理解される様に、ファン
・カウリング２４上の圧力分布を説明するのが適当であ
ると思われる。ファン・カウリング２４の外面４０の様
なナセルの面に加わる一様流の空気流による圧力勾配が
、境界層が層流から乱１５− 流に変化する場所に影響を与えることは当業者に１８知
である。一般的に、負の圧力勾配、即ち、流れの方向に
圧力が減少すると、層流から乱流への変化が遅れる。

圧力を周囲の一様流の値に戻す為に、０の圧力勾配の１
艷には正の圧力勾配が来な（）ればならないことも公知
である。ナセル上の流れが乱流になるのはこの正の圧力
勾配の領域であり、この結果抗力が増加する。

然し、有限の長さを持つナセルの層流の範囲を増加する
為には、圧力を周囲の値に戻す為に使われる長さは必然
的に短くならざるを得ない。圧力を周囲の値に戻す為に
残されている長さが減少することが、境界層の剥離を助
長するので、このことが従来のナセルに於ける制約であ
った。乱流領域で始まる境界層の剥離が、抗力を著しく
増加し、従って望ましくない。この為に、従来のナセル
は、境界層の剥離を防止する為に、圧力を周囲の値まで
適当に戻す為に比較的大きな乱流領域を持つのが典型的
である。

１６− 然し、この発明では、第２図に示す様な予定の形のファ
ン・カウリング２４を設けることにより、境界層の剥離
を伴わずに、層流の範囲を目立つで増加覆ることが出来
る。第２図に示す形は、ファン・カウリング２４の外面
４０上に予定の圧力分布を助１’；ｚ　′１Ｊる様に作
用する。

第３図には、第２図に示したファン・カウリング２４の
様なナセルの外面上の一様流の空気流による圧力分布を
示すこの発明の場合のグラフが示されている。横軸は、
Ｃを弦３８の長さ、Ｘを弦３８に沿って前縁３４（第２
図に示す）から測った距離として、正規化した無次元の
距１１１Ｘ／Ｃを表わす。例えば前縁３４及び後縁３６
は夫々Ｘ／Ｃ＝Ｏ，Ｏ及びＸ／Ｃ＝１．０の所にあり、
これは代りにＯ％Ｃ又は１００％Ｇと云うことも出来る
。

第３図の縦軸は横軸の各点Ｘ／Ｃに於けるファン・カウ
リング２４の表面の圧力を表わす。この圧力は例えば２
　（Ｐｓ−Ｐ）　／ｄｖ２で定義する圧力係数Ｃｐにす
ることが出来る。こ）でＰ１ｖ及びｄは夫々一層流の空
気流３２の圧力、速廉及び密麿を表わし、Ｐｓはナセル
の外面で測定した静圧を表わす。この圧力は例えばＰ　
ｓ　／　Ｐ　Ｔで表わすことも出来る。ここでＰＴは一
様流の空気流の全圧を表わす。

ナセルに対する従来の０１分布の１例が第３図に破線で
示されており、第２図に破線で示した従来のナセル５２
に略対応する。従来のＣｐ分布５４はＯ％Ｃから約１０
％Ｃまでに及ぶ負の圧力勾配部分５６を含む。負の勾配
部分５６が、摩擦係数Ｃ［の値が比較的小さく、抗力が
比較的小さい長さの短い層流を発生する。従来のＣｐ分
布５４は、大体１０％Ｃの所に負のＣｐの最小値５８を
持ち、その前後で０１分布が負の勾配部分５６から正の
圧力勾配部分６０へ急激に変化する。正の圧力勾配部分
６０は約１０％Ｃから１００％Ｇにまで及ぶ。１０％Ｃ
の所でのＣｐの急激な変化並びに正の勾配部分６０によ
り、摩擦係数Ｃｆが比較的大きくて、その結果、乱流の
比較的大きな長さが発生し、空気力学的な抗力が増大す
る。従来のナセル５２では、層流の範囲を小さくすると
いう犠牲を払って、乱流の範囲を増大することにより、
境界層の剥離を少なくし又は避けており、この結果抗力
が増加することに注意されたい。

第３図のグラフには、この発明の１形式による予定の層
流用０１分布６２も示されている。層流用Ｃｐ分布６２
は、従来に較べて、層流の範囲を増加するが、境界層の
剥離を伴わない。Ｃｐ分布６２は、圧力係数Ｃｐが、０
％Ｃの所から、従来の約１０％Ｃよりも更に大きい所に
ある負のＣｐの最小値６４を持つ位置まで、連続的に減
少することを特徴とする。第３図に示した特定の実施例
では、Ｃｐ最小値６４の位置は約５０％Ｃ及び約６０％
Ｃの間であり、約５６％Ｃであることが好ましい。更に
、Ｃｐ最小値６４の位置は、第２図の第１の交差部４８
に於ける最大の厚さＴｍ　ａ　ｘの位置に対応する。こ
れは、第２図に示した従来の場合の最大の厚さＴｍ　ａ
　Ｘ　２の位置よりも、第３図のＣｐ最小値５８の位置
が前側に隔たっている第２図に示した従来のナセル５２
と対照的であ１９− る。

第３図に示したこの発明の実施例では、層流用Ｃｐ分布
６２が、０％Ｃに於けるＣｐの正の値から約１０％Ｃに
於けるＣｐの負の値まで減少する様な第１の負の勾配部
分６６を含む。Ｃｐ分布６２は、第１の部分６６と連続
していて、約１０％Ｃから約５６％Ｃに於けるＣｐ最小
値６４までに及ぶ第２の負の勾配部分６８を含む。第２
の部分６８は負の勾配の大きさが第１の部分６６の勾配
よりも小さい。更に、第１の部分６６も第２の部分６８
も、横軸Ｘ／Ｃに対して実質的に凸である。

凸と云う言葉は、第２の部分６８の様な曲線の曲率半径
の中心がこの曲線と横軸Ｘ／Ｃの間にあることを意味す
る。これに対応して、凹と云う言葉は、曲線の曲率半径
の中心が曲線の横軸Ｘ／Ｃとは反対側にあることを意味
する。

ナセルの面４０に沿って、抗力が減少する層流の範囲を
増大することが出来る様にするこの発明の重要な特徴は
、予定の正の勾配部分７０である。

正の勾配部分７０は約５６％Ｃから１００％Ｃに２０− 及び、境界層の剥離を防止する様に作用する。更に具体
的に云うと、大体５６％Ｃの所で、層流用Ｃｐ分布６２
がＣｐ最小値６４の前後に変化部分を含み、こ）で曲線
の勾配が負から正の値に変わる。この変化は、従来のＣ
ｐ分布５４の場合の急激な変化よりも更に緩やかに起り
、これが境界層の剥離を防止する因子である。大体５６
％Ｃがら１００％Ｃまで、正の勾配部分７０はＣｐ最小
値６４からＯｐの正の値まで変化する。好ましい実施例
では、後縁３６（第２図）に隣接する摂側部分４６に沿
った正の勾配部分７０は減少する割合で低下し、横軸Ｘ
／Ｃに対して略凹のプロフィルを持ち、例えば放物線形
にすることが出来る。

第２図に示したファン・カウリング２４の様なナセルを
、第３図に示す層流用Ｃｐ分布６２で表わされる様な圧
力分布が得られる様な輪郭にすると、０％Ｃから約５６
％Ｇまで層流が存在する様にすることが出来る。この層
流とそれに伴う小さなｊｌ！擦係数Ｏｆとにより、ナセ
ルの面は、航空機の巡航運転中、境界層の剥離を伴わず
に空気力学的な抗力が目立って減少ｊる。

第４図はこの発明の１実施例のナセルの正規化プロフィ
ル７２を示す。横軸は前に述べたＸ／Ｃであり、縦軸は
厚さＴを弦の長さＣで除した値を表わす。ナセルのプロ
フィル７２は第３図の層流用０１分布６２を助長する様
に作用する。ナセルのプロフィル７２が正規化されてい
るから、単に倍率を適当に選ぶことにより、任意のナセ
ルを構成するのに用いることが出来る。この点、第４図
に示したナセルのプ［コツイル７２は、第２図に示した
ファン・カウリング２４を無次元で表わすものである。

第３図に示したこの発明の所望の層流用０１分布６２は
決まったが、あらゆる航空機用機関の用途に適したファ
ン・カウリング２４の具体的なプロフィルを完全に予め
決めることは出来ない。これは、ファン・カウリング２
４の周囲の圧力分布が前に述べた様な多くの因子の影響
を受けるからである。

従って、第３図の所望の層流用０１分布６２を助長する
作用を持つ様な、第２図のファン・カウリング２４の特
定のプロフィルは、任意の所定の用途に於ける特定のｌ
Ｆｉ造的な条件に応じて変わる。

特定のプロフィルを決定する為には、当業者に知られで
いる逆解析方法を用いることが出来る。この逆解析方法
では、ファン・カウリング２４のプロフィルを系統的に
変えて、その結果骨られる０９分布を任意の適当な因子
を考慮に入れて、解析的に又は実験的に決定し、これを
所望のＣｐ分布６２が得られるまで繰返す。然し、この
発明による層流用ナセルのプロフィルは、どの２つとし
て一般的に同一ではないが、こういうナセルは従来のナ
ヒルに較べてこのナセルを識別する様な共通の特徴を持
っている。

１つの共通の特徴は、前に述べた様に、弦３８に沿った
最大の厚さＴｍａｘの場所が約５０％Ｃ乃至約６０％Ｃ
にあり、Ｃｐ最小値６４の位置にあることである。

別の特徴が第４図の正規化した厚さのグラフに示されて
いる。ファン・カウリング２４の最大の２３− 厚さＴｍａｘは従来のナセル５２より大きい。更に、こ
の発明のＴｍａｘの大きさは、弦長Ｃの約６％乃至約１
０％の範囲内にあり、約７％であることが好ましい。

この発明による第２図及び第４図のファン・カウリング
２４のプロフィルの曲率も、第３図の層流用０１分布６
２を得る為の重要な因子である。

第２図に示すファン・カウリング２４の前縁の近くの領
域を、第６図に更に詳しく示しであるが、この領域から
考えると、前縁３４は弦長Ｃの約０゜５％より小さい曲
率半径Ｒ１を持っている。Ｒ１は典型的には従来のナセ
ル５２の値より小さく、弦長Ｃの０．１％と約０．５％
の間の範囲内にあり、０．１％であることが好ましい。

第２図及び第６図に示した前縁３４の近くのファン・カ
ウリング２４の内面８０は、普通の基準に従って、入口
のど部２８と空気力学的に適当に合流する。ファン・カ
ウリング２４の外面４０の曲率が第５図に更に詳しく限
定されている。第５図は弦長Ｃに対して正規化した第２
図のプロフィ２４− ルの曲率半径ＲをＸ／Ｃに対して示すグラフである。こ
の発明による層流用Ｒ／Ｃ曲線７４が実線で示してあり
、比較の為に、第２図に示した従来のナセル５２に対す
る従来のＲ／　Ｃ［ｌｂ線７６が破線で示しである。Ｒ
／Ｃ曲線７４も、境界層の剥離を伴わずに、空気力学的
な抗力を減少する為の外面４０のプロフィルを限定づる
重要な因子である。

第２図のファン・カウリング２４の前側部分４２に対応
する１０％Ｃ乃至５６％Ｃの所で、Ｒ／Ｃ曲線７４は横
軸Ｘ／Ｃに対して凸であり、５６％Ｃの所での最大の厚
さＴｍａｘを持つ位置まで、減少する割合でその値が増
加する。この点で、Ｒ／Ｃ曲線７４が不連続性を持ち、
曲線の勾配は２つの値を持ち、数値が急激に減少する。

第２図のファン・カウリング２４の中間部分４４に対応
する５６％Ｃ乃至約８５％Ｃの範囲で、Ｒ／Ｃ曲線７４
が横軸Ｘ／Ｃに対して凹であり、約６５％Ｃ１の所に局
部的なＲ／Ｃ最小値７８を持つ。

前側部分４２及び中間部分４４の両方に対するＲ／Ｃ曲
線７４は正の値のま）であり、第２図のファン・カウリ
ング２４の外面４０の実際のプロフィルが源３８に対し
て凸であることを示している。第２の交差部５０に対応
する大体８５％Ｃの所で、Ｒ／Ｃ曲線７４が無限大の値
に近づき、ファン・カウリング２４の実際のプロフィル
が直線に近づくことを示している。ファンφカウリング
２４の後側部分４６に対応する８５％Ｃ乃至１００％Ｃ
の範囲で、ファン・カウリング２４の実際のプロフィル
は略真直ぐなよ）にしてもよいし、或いは凹にすること
が出来、Ｒ／Ｃ曲線７４の値は負である。

連続的で且つ横軸Ｘ／Ｃに対して略凸である第５図に破
線で示した従来のＲ／Ｃ曲線７６と対照的に、層流用Ｒ
／Ｃ曲線７４は前に述べた様に不連続性を持つと共に凸
及び凹の両方の部分を持つが、これは境界層の剥離を伴
わずに、ファン・カウリング２４上の層流の範囲を増大
するのに好ましい。

第７図は第４図のグラフの５６％Ｃ乃至１００％Ｃの範
囲を更に詳しく示すグラフである。ファン・カウリング
２４のこの領域は、境界層の剥離を助長せずに、圧力を
周囲の一様流の値に戻すのを助長する上で重要である。

更に具体的に云うと、ファン・カウリング２４の後側部
分４６が弦角Ｙを持つ、これは、弦３８と、外面４０の
最大の厚さＴｍ　ａ　ｘの位置と後縁３６を結ぶ線との
間の角度として定義される。この発明の弦角Ｙは約６゜
乃至約１１°のｌｔ！囲内にあり、約９°であることが
好ましい。弦角Ｙは、第２図に示した従来のナセル５２
と較べて、大体２倍の大きさである。更に、外面４０の
後側部分４６が後縁角Ｚを持っている。これは、弦３８
と、後縁３６に於ける外面４０の接線との間の角度とし
て定義される。この発明の後縁角Ｚは弦角Ｙより小さく
、約８°であることが好ましい。

図面に示し且つ上に説明した外面４０のプロフィルによ
り、従来の典型的なナセルに較べて、空気力学的な抗力
が減少したナセルが得られる。どの１つの因子も、単独
では、境界層の剥離を伴わ２７− ずに層流を拡大する作用はないことが理解されよう。こ
の発明に従って上に述べた因子を組合せることが好まし
い。

外面４０のプロフィルについて上に述べたことは、ファ
ン・カウリング２４の任意の縦方向断面について云える
ことである。然し、ファン・カウリング２４の円周に沿
って、翼１２、パイロン１４又は胴体の影響を受ける任
意の断面について云うと、第４図に示す様な外面４０の
プロフィルは、この様なｗｅ響を考慮に入れる様な適当
な変更を取入れることが出来、それもこの発明の範囲内
である。

この発明に従って構成されたナセル２０．特にファン・
カウリング２４により、従来のナセルに較べて、巡航時
の空気力学的な抗力を約５０％減少することが出来る。

然し、上に述べた様な前縁３４は、航空機の巡航以外の
運転にはそれ楔効果がない。航空機の巡航以外の運転中
の前縁３４の効果を改善する為、普通の適当な前縁装置
く図に示してない）を設けることが出来る。この前縁装
２８− 置は、航空機の巡航以外の運転の際、境界層を剥離しな
い状態に保つ為に、ファン・カウリング２４の前側部分
４２上の流れを変更する様に作用する。

別個の大きな側路の流れを持つガスターボファン・エン
ジン１０のファン・カウリング２４を構成するナセル２
０の場合についてこの発明を説明したが、この他の機関
の用途にも、適当な層流用ナセルを構成することが出来
ることは云うまでもない。

例えば、第８図に示す様に、単一排気ターボジェット又
はターボファン・エンジン８４に対し、この発明の別の
実施例の層流用ナセル８２を構成することが出来る。ナ
セル８２の輪郭は全体的に第２図に示したファン・カウ
リング２４の輪郭と同様であり、第４図の正規化層流プ
ロフィル７２と同形である。層流用ナセル８２は第３図
に示す様な層流用Ｃｐ分布６２を発生する様にも作用す
る。

更に、環状の層流用ナセル２０を説明したが、環状以外
の形を持つナセルを構成することも出来る。例えば、複
数個のカウル部材で構成された２次元のナセル（図に示
してない）を構成し、各々のカウル部材が第３図に示す
様な層流用０１分布６２を助長する作用を持つプロフィ
ルを持つ様にすることが出来る。

勿論、任意のナセルの而にわたって層流がＩＵられる様
にすると共に維持する為に、この面は乱流を伝搬したり
層流の剥離を招く不連続性又は場所を避ける為に、実質
的に滑らかに設計すべきであることを承知されたい。

この発明の好ましいと考えられる実施例を説明したが、
以上の説明からこの他の構成も考えられよう。従って、
この発明の範囲は特許請求の範囲の記載のみによって限
定されることを承知されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図はパイロンによって航空機の翼に装着されたこの
発明の１形式のナセルを用いたターボファン・エンジン
の一部分を断面で示す図、第２図は第１図のナセルの拡
大断面図、第３図は第２図のナセルの外面に沿った圧力
分布を、その前縁から後縁まで伸びる基準弦に対して示
したこの発明の１例を示すグラフ、第４図は第３図の圧
力分布を）ｑるのに有効な、第２図のナセルのプロフィ
ルを基準弦に対して正規化して示すグラフ、第５図は第
２図のナセルの曲率半径を基準弦に対して正規化して示
すグラフ、第６図は第２図のナセルの前縁領域の拡大図
、第７図は第４図に示した正規化したナセルのプロフィ
ルの後縁゛領域の拡大図、第８図はこの発明の別の実施
例を用いた単一排気ガスタービン機関の断面図である。 主な符号の説明 ３４：前縁、　　　　　　３６：後縁、３８二基準弦、
　　　　４０：外面、 ４２：前側部分、　　　４４：中間部分、４６：後側部
分、　　　４８：第１の交差部、５０：第２の交差部。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １）当該前縁から当該後縁まぐ伸びる長さＣの基準弦を
   持つ前縁及び後縁と、該前縁から後縁まで連続していて
   、前側部分、中間部分及び後側部分を持つ外面とを有し
   、該外面は前記弦から該外面まで垂直に測定しｌ〔相対
   的な厚さによって定められるプロフィルを持ち、前記厚
   さは前記弦に沿って前記前縁から前記前側部分及び中間
   部分を結ぶ第１の交差部に於ける最大の厚さを持つ位置
   まで増加し、該最大の厚さを持つ位置は前記長さＣの約
   ３６％より大きい所にあり、前記厚さは前記弦に沿って
   前記最大の厚さを持つ位置から、前記中間部分及び後側
   部分を結ぶ第２の交差部まで減少し、該第２の交差部か
   ら前記後縁まで更に減少し、前記外面のプロフィルは前
   記前側部分に沿って層流を発生すると共に、前記前縁か
   ら前記最大の厚さを持つ位置まで負の勾配で連続的に減
   少する様な、前記前側部分の上の空気流による圧力を発
   生ずる様に作用すると共に、前記中間部分及び後側部分
   に沿って乱流を、そして前記最大の厚さを持つ位置から
   前記後縁まで正の勾配で連続的に増加する様な、該部分
   の上の空気流による圧力を発生する様に作用プるナセル
   。 ２、特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前記
   圧力が圧力係数Ｃｐによって表わされるナセル。 ３）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前記
   最大の厚さを持つ位置が前記長さＣの約５０％乃至約６
   ０％に配置されているナセル。 ４）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前記
   最大の厚さを持つ位置が大体前記長さＣの５６％の所に
   配置されているナセル。 ５）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前記
   外面の最大の厚さが前記弦の長さＣの約６％より大きな
   厚さであるナセル。 ６）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前記
   圧力が前記前縁の近くに於ける正の値がら前記最大の厚
   さの位置に於ける負の最小値まで減少し、該最大の厚さ
   を持つ位置に於ける負の最小値から前記後縁に於ける正
   の値へ増加するナセル。 ７）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前記
   後側部分に沿った圧力が前記第２の交差部から前記後縁
   まで減少する割合で低下するナセル。 ８）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前記
   前縁の曲率半径が前記弦の長さＣの約０゜５％より小さ
   いナセル。 ９）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前記
   前縁の曲率半径が前記弦の長さＣの約０゜１％乃至約０
   ．５％の範囲内であるナセル。 １０）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前
   記前縁の曲率半径が前記弦の長さＣの約０．１％である
   ナセル。 １１）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前
   記前側部分の曲率半径は正の大きさを持つと共に、該前
   縁から前記最大の厚さを持つ位置まで減少する割合で増
   加するナセル。 １２、特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前
   記中間部分の曲率半径は正の大きさであって、前記第１
   の交差部から局部的な正の最小値の位置まで大きさが減
   少し、そこから前記第２の交差部まで増加するナセル。 １３）特許請求の範囲１２）に記載したナセルに於て、
   前記第２の交差部が前記長さＣの約８５％の所に配置さ
   れているナセル。 １４）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前
   記後側部分の曲率半径が負の大きさを持つと共に、前記
   第２の交差部から前記後縁まで増加するナセル。 １５）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、前
   記外面の後側部分は、前記弦と前記外面の前記最大の厚
   さを持つ位置及び前記後縁を結ぶ線の間に限定された弦
   角が約６°乃至約１１°の範囲内の値を持っているナセ
   ル。 １６）特許請求の範囲１５）に記載したナセルに於て、
   前記弦角が約９°であるナセル。 ３− １７）特許請求の範囲１５）に記載したナセルに於て、
   前記外面の後側部分は、前記弦及び前記後縁に於ける前
   記外面の接線の間に限定された後縁角を持ち、該後縁角
   は前記弦角より小さな値を持っているナセル。 １８）特許請求の範囲１７）に記載したナセルに於て、
   前記後縁角が約８°であるナセル。 １９）特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、側
   路ターボファン・エンジンのファン・カウリングを構成
   しているナセル。 ２、特許請求の範囲１）に記載したナセルに於て、単一
   排気ガスタービン機関のカウリングを構成しているナセ
   ル。 ２１）当該前縁から当該後縁まで伸びる長さＣの弦を持
   つ前縁及び後縁と、該前縁から後縁まで連続していて前
   側部分、中間部分及び後側部分を含む外面とを有し、該
   外面は前記弦から前記外面まで垂直に測定した相対的な
   厚さによって限定されるプロフィルを持ち、該厚さは前
   記前側部分及び中間部分の交差部、で前記弦の長さＣの
   約７％の４− 最大値を持ち、前記交差部は前記長さＣの約５６％の所
   にあり、前記外面の後側部分は、前記弦及び前記外面の
   最大の厚さを持つ位置及び後縁を結ぶ線の間に限定され
   た約９°の弦角を持ち、前記外面のプロフィルは前記前
   側部分に沿って層流を発生し且つ負の勾配で前記前縁か
   ら前記交差部まで連続的に減少する様な、該前側部分の
   上の空気流による圧力係数を発生する様に作用すると共
   に、乱流並びに正の勾配で前記交差部から前記後縁まで
   連続的に増加する様な、空気流による圧力係数を発生す
   る様に作用する航空機用機関を収容するナセル。 ２２）基準値から当該ナセルの連続的な外面まで垂直に
   測定した相対的な厚さによってプロフィルが限定され、
   前記弦及び外面が当該ナセルの前縁から後縁まで伸びて
   いる様な航空機用ナセルのプロフィルを作成する方法に
   於て、前記前縁から前記弦の長さの約３６％より大きな
   所にある最大の厚さを持つ位置まで伸びる前側部分を持
   つと共に、該前側部分に沿った負の勾配の後に前記後縁
   までの正の勾配が続く様な圧力分布を持つプロフィルを
   有するナセルを設け、該プロフィルは前記前側部分に層
   流を発生すると共に境界層の剥離を防止する作用がある
   様にした方法。 ２３）基準弦から当該ナセルの連続的な外面まで垂直に
   測定した相対的な厚さによってプロフィルが定められ、
   該弦及び外面が当該ナセルの前縁から後縁まで伸びてい
   る様な航空機用ナセルのプロフィルを作成する方法に於
   て、前記ナセルのプロフィルを作り、航空機の亜音速巡
   航運転によって生ずる前記プロフィルの圧力分布を決定
   し、前記ナセルのプロフィルを系統的に変えてその圧力
   分布を決定して、前記前縁から前記弦の長さの約３６％
   より大きい所にある最大の厚さを持つ位置まで伸びる前
   側部分、並びに前記前側部分に沿って負の勾配を持つと
   共に、その後前記後縁までに及ぶ正の勾配を持つ様な圧
   力分布を有するプロフィルを求め、該プロフィルは前記
   前側部分に層流を発生すると共に境界層の剥離を防止す
   る様に作用する工程から成る方法。 ２、特許請求の範囲２３）に記載した方法に於て、前記
   最大の厚さを持つ位置が前記長さＣの約５０％乃至約６
   ０％である方法。