WO2023008150A1 - 航空機 - Google Patents

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WO2023008150A1
WO2023008150A1 PCT/JP2022/027138 JP2022027138W WO2023008150A1 WO 2023008150 A1 WO2023008150 A1 WO 2023008150A1 JP 2022027138 W JP2022027138 W JP 2022027138W WO 2023008150 A1 WO2023008150 A1 WO 2023008150A1
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WO
WIPO (PCT)
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rotor
opening
blade
housing
fluid suction
Prior art date
Application number
PCT/JP2022/027138
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
千尋 明連
裕司 小池
和宏 今井
Original Assignee
三菱重工業株式会社
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Publication of WO2023008150A1 publication Critical patent/WO2023008150A1/ja

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/06—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for sucking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes

Definitions

  • Patent Document 1 discloses an aircraft equipped with a BLI (Boundary layer injection) fan.
  • the BLI fan of this patent document 1 is located in a position aft of the main wing and propulsion engine of the aircraft.
  • This BLI fan includes a tubular nacelle provided radially outside the fuselage, and a fan rotatable between the nacelle and the fuselage.
  • the BLI fan rotates the fan between the nacelle and the fuselage to create an airflow that wicks the boundary layer that forms on the surface of the aircraft fuselage into the nacelle.
  • the BLI fan obtains thrust by blowing airflow from inside the nacelle rearward in the propelling direction of the fuselage. In this way, the BLI fan increases the propulsion efficiency of the aircraft by taking in air from the boundary layer and obtaining thrust.
  • the BLI fan as described above is usually installed outside the outer surface of the fuselage.
  • the blades of the BLI fan rotate about a rotor axis located outside the fuselage relative to the outer surface of the fuselage.
  • the area closer to the outer surface of the fuselage than the rotor axis is compared to the area farther from the outer surface of the fuselage than the rotor axis.
  • the boundary layer formed on the outer surface of the fuselage greatly affects the airframe. Therefore, on the side closer to the outer surface of the fuselage than the rotor axis, the flow velocity of the air decreases.
  • the present disclosure has been made in order to solve the above problems, and provides an aircraft that can expand the operating range of the fan device and further improve the propulsion efficiency by suppressing separation of the air flow in the housing. intended to provide
  • the aircraft according to the present disclosure includes a fuselage body, a tail, main wings, and a fan device.
  • the body body extends in the front-rear direction.
  • the tail wing is provided at the rear portion of the airframe body.
  • the main wing is provided in front of the tail wing in the front-rear direction in the fuselage body.
  • the fan device is provided on the outer surface of the airframe body.
  • the fan device includes a rotor shaft, moving blades, a housing, stationary blades, and stationary blade fluid suction portions.
  • the rotor shaft is arranged radially outward of the outer surface of the airframe main body.
  • the rotor shaft is provided rotatably around the central axis extending in the front-rear direction.
  • the rotor blades are provided on the outside in the rotor radial direction centered on the rotor shaft with respect to the rotor shaft.
  • the housing is fixed to the airframe body.
  • the housing extends in the front-rear direction and has openings in front and rear in the front-rear direction.
  • the housing is provided so as to cover the rotor shaft and the rotor blades.
  • the stator vanes extend inward in the rotor radial direction from the inner peripheral surface of the housing.
  • the stator vane fluid suction portion sucks the fluid on the stator vane tip end side inside the stator vane in the rotor radial direction.
  • An aircraft includes a fuselage body, a tail, main wings, and a fan device.
  • the body body extends in the front-rear direction.
  • the tail wing is provided at the rear portion of the airframe body.
  • the main wing is provided in front of the tail wing in the front-rear direction in the fuselage body.
  • the fan device is provided on the outer surface of the airframe body.
  • the fan device includes a rotor shaft, moving blades, a housing, stationary blades, and a moving blade fluid suction portion.
  • the rotor shaft is arranged radially outward of the outer surface of the airframe main body.
  • the rotor shaft is provided rotatably around the central axis extending in the front-rear direction.
  • the rotor blades are provided on the outside in the rotor radial direction centered on the rotor shaft with respect to the rotor shaft.
  • the housing is fixed to the airframe body.
  • the housing extends in the front-rear direction and has openings in front and rear in the front-rear direction.
  • the housing is provided so as to cover the rotor shaft and the rotor blades.
  • the stator vanes extend inward in the rotor radial direction from the inner peripheral surface of the housing.
  • the moving blade fluid suction portion sucks the fluid in the housing outside the moving blade in the rotor radial direction.
  • FIG. 1 is a side view of an aircraft in accordance with an embodiment of the disclosure;
  • FIG. 1 is a cross-sectional view of a sensor device provided on an aircraft according to a first embodiment of the present disclosure;
  • FIG. FIG. 4 is a cross-sectional view of a sensor device provided on an aircraft according to a second embodiment of the present disclosure;
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of a sensor device provided on an aircraft according to a third embodiment of the present disclosure;
  • FIG. 5 is a cross-sectional view of a sensor device provided on an aircraft according to a fourth embodiment of the present disclosure;
  • FIG. 11 is a functional block diagram of a control device provided in an aircraft according to a fourth embodiment of the present disclosure;
  • FIG. 11 is a flow chart showing procedures of a fan device control method according to a fourth embodiment of the present disclosure;
  • an aircraft 1 includes at least a fuselage body 2, a tail 4, a main wing 3, and a fan device 10A.
  • the fuselage body 2 extends in the longitudinal direction Da connecting the nose 2a and the tail (rear part) 2b.
  • the tail 4 is provided on the stern 2b of the fuselage body 2. As shown in FIG.
  • the tail 4 includes a vertical tail 4a and a pair of horizontal tails (not shown).
  • the vertical stabilizer 4a extends upward in the vertical direction Dv from the stern 2b of the fuselage body 2.
  • the horizontal stabilizer (not shown) extends, for example, from the tail 2b of the fuselage body 2 to both sides in the width direction (direction perpendicular to the paper surface of FIG. 1) perpendicular to the longitudinal direction Da and the vertical direction Dv.
  • the horizontal stabilizer may, for example, extend from the upper end of the vertical stabilizer 4a to both sides in the width direction.
  • the main wing 3 is provided in front of the tail 4 in the longitudinal direction Da (on the side closer to the nose 2a) in the fuselage body 2 .
  • the main wing 3 is provided between the nose 2a and the tail 2b of the fuselage body 2. As shown in FIG.
  • the main wings 3 extend from the fuselage body 2 to both sides in the width direction.
  • the aircraft 1 also includes a propulsion device (not shown) such as a motor or jet engine.
  • each fan device 10A includes a rotor shaft 11, moving blades 12, a housing 13, stationary blades 14, and a fluid suction portion 20A.
  • the rotor shaft 11 is arranged outside the outer surface 2f of the airframe body 2 in the airframe radial direction Dp (upper side in FIG. 2).
  • the rotor shaft 11 is provided rotatably around a central axis Cf extending in the front-rear direction Da via a bearing (not shown).
  • the rotor shaft 11 is rotationally driven around the central axis Cf by a motor (not shown) or the like.
  • the moving blades 12 are provided on the outside of the rotor shaft 11 in the fan radial direction (rotor radial direction) Df centered on the rotor shaft 11 .
  • the rotor blades 12 are provided so as to extend outward in the fan radial direction Df from the rotor shaft 11 .
  • a plurality of rotor blades 12 are provided at intervals in the fan circumferential direction (rotor circumferential direction) Ds around the rotor shaft 11 .
  • a plurality of moving blades 12 rotate integrally with the rotor shaft 11 around the central axis Cf.
  • the housing 13 is fixed to the airframe body 2.
  • the housing 13 extends in the front-rear direction Da and has an opening 15 at the front in the front-rear direction Da and an opening 16 at the rear.
  • the housing 13 is provided so as to cover the rotor shaft 11 and the rotor blades 12 .
  • the gas that has flowed into the housing 13 is discharged from the rear opening 16 to the outside of the fan device 10A.
  • the stationary blades 14 extend inward in the fan radial direction Df from the inner peripheral surface 13f of the housing 13 .
  • a plurality of stationary blades 14 are provided at intervals in the fan circumferential direction Ds.
  • the plurality of stationary blades 14 are arranged behind the plurality of moving blades 12 in the longitudinal direction Da at intervals.
  • Each stationary blade 14 has, on one side in the fan circumferential direction Ds, a ventral surface 14a that receives the flow of air that revolves around the central axis Cf via the plurality of blades 12 .
  • Each stationary blade 14 has a back surface 14b on the other side in the fan circumferential direction Ds, which is opposite to the ventral surface 14a.
  • the tip of the stator vane 14 on the inner peripheral side is shown as a cantilever stator vane having a certain clearance with respect to the rotor shaft 11. is no problem.
  • the fluid suction part 20A sucks a part of the gas (fluid) flowing inside the housing 13 in order to reduce the influence of the boundary layer generated inside the housing 13 .
  • 20 A of fluid suction parts of this embodiment are provided with 21 A of stationary blade fluid suction parts, and the on-off valve 30. As shown in FIG.
  • the stationary blade fluid suction part 21A sucks the fluid on the side of the stationary blade tip 14t inside the stationary blade 14 in the fan radial direction Df.
  • a plurality of stationary blade fluid suction portions 21A are provided at intervals in the fan circumferential direction Ds around the rotor shaft 11 .
  • Each stationary blade fluid suction portion 21A includes a first opening portion 22A, a second opening portion 23, and a first flow path portion 24. As shown in FIG.
  • the first opening 22A opens at the tip 14t of each stationary blade 14.
  • the first opening 22A is a slit-like opening at the tip 14t of the stationary blade and opens to the dorsal surface 14b of the stationary blade 14, which is the low-pressure side during operation of the fan device 10A.
  • the height Ha of the first opening 22A in the fan radial direction Df is preferably about 0.2 times the height Hs of the stationary blade 14 in the fan radial direction Df.
  • the position of the first opening 22A in the front-rear direction Da may be rearward (downstream) in the front-rear direction Da of an intermediate position 14c between the leading edge 14f and the trailing edge 14r of the stationary blade 14 at the tip 14t of the stationary blade. .
  • the position of the first opening 22A in the front-rear direction Da By setting the position of the first opening 22A in the front-rear direction Da to such a position, the boundary layer in the vicinity of the separation starting point at the stator blade tip 14t can be efficiently sucked.
  • the width Wa of the first opening 22A in the longitudinal direction Da is 0.1 of the length Ls of the stationary blade tip portion 14t in the longitudinal direction Da. It may be doubled or less.
  • the second opening 23 opens further rearward than the first opening 22A in the front-rear direction Da.
  • the second opening 23 is further opened to the rear of the fan device 10A.
  • the second opening 23 can be provided, for example, in the rear part of the housing 13, in the stern 2b of the airframe body 2. As shown in FIG.
  • the second opening 23 of the present embodiment opens rearward in the front-rear direction Da.
  • the opening position of the second opening 23 is not limited to the rear of the fan device 10A, and may be positioned on the outer peripheral side of the housing 13, for example.
  • the first flow path portion 24 communicates the first opening portion 22A and the second opening portion 23 .
  • the first flow path portion 24 is provided inside the housing 13 or the body main body 2 .
  • the area behind the second opening 23 becomes a negative pressure area during flight of the aircraft 1 .
  • the compression effect of the rotating blade 12 increases the total pressure by the pressure ratio of the rotating blade, and the static pressure on the blade surface of the stationary blade 14 also becomes higher than the pressure behind the fan. .
  • the fluid (air) that forms the boundary layer flowing through the housing 13 is sucked from the first opening 22A and the vicinity of the stator blade tip 14t including the gap between the stator blade tip 14t and the rotor shaft 11. be done.
  • the fluid sucked by the first opening 22A is discharged rearward from the second opening 23 via the first channel portion 24 .
  • the flow rate of the fluid to be sucked is assumed to be about 1% of the mainstream, and it is necessary to determine the width Wa and the length Ls so as to satisfy the assumed suction flow rate.
  • the on-off valve 30 intermittently interrupts the suction of the fluid in each stationary blade fluid suction portion 21A.
  • the on-off valve 30 is provided between the first opening 22 ⁇ /b>A and the second opening 23 in the first channel portion 24 .
  • the on-off valve 30 can be opened and closed by, for example, an operator of the fan device 10A, such as a pilot or an engineer of the aircraft 1 .
  • the on-off valve 30 opens and closes based on the number of revolutions of the fan device 10A, for example.
  • the on-off valve 30 is changed from the closed state to the open state.
  • the rotation speed of the fan device 10A is not equal to or higher than the rotation speed N, the on-off valve 30 is closed.
  • the rotational speed N can be exemplified by the rotational speed at which the ratio of the surge flow rate G2 to the design flow rate G1 in the fan device 10A becomes greater than a preset ratio threshold.
  • the surge flow rate G2 is generated when either the moving blades 12 or the stationary blades 14 of the fan device 10A stall and a large reverse flow area is formed, and strong flow rate fluctuations and pressure fluctuations occur before and after the housing 13. It is the flow rate of the fluid flowing through the fan device 10A.
  • a fan device 10A by rotating the rotor shaft 11 and the rotor blades 12 around the central axis Cf, an air flow is generated from the front opening 15 to the rear opening 16 within the housing 13 .
  • the boundary layer formed on the outer surface 2f of the fuselage body 2 during flight is sucked into the housing 13 through the front opening 15 of the housing 13 . This suppresses the influence of the boundary layer.
  • the fan device 10A obtains thrust by blowing out the generated airflow from the rear opening 16 of the housing 13 rearward in the propulsion direction of the airframe.
  • the fan device 10A is provided on the outer surface 2f of the airframe body 2. As shown in FIG.
  • the stationary blade fluid suction portion 21A sucks the fluid near the stationary blade tip portion 14t of the stationary blade 14 .
  • symbol Z in FIG. 2 on the side of the opening 15 in front of the fan device 10A, due to the influence of the boundary layer, the closer the air flow is to the outer surface 2f of the fuselage body 2, the slower the flow velocity becomes. ing.
  • the housing 13 especially in the region on the outer surface 2f side of the fuselage body 2 with respect to the rotor shaft 11, by sucking the air in the vicinity of the stator vane tip 14t, the influence of the boundary layer causes the vicinity of the stator vane tip 14t. A decrease in the flow velocity of air can be suppressed.
  • a plurality of fan devices 10A are provided at intervals in the machine body circumferential direction Dc.
  • the effect of the boundary layer is suppressed and the stall near the stator vane 14 is suppressed over the entirety of the fuselage circumferential direction Dc.
  • the stationary blade fluid suction portion 21A has the first flow path portion 24 that communicates the first opening portion 22A and the second opening portion 23 that opens rearward from the first opening portion 22A. .
  • the fluid sucked from the first opening 22A can be discharged from the second opening 23 through the first flow path portion 24 .
  • the stationary blade fluid suction portion 21A is provided with the on-off valve 30 .
  • the suction of the fluid in the stationary blade fluid suction portion 21A can be intermittent according to various flight conditions. Therefore, the effect of suppressing the stall in the vicinity of the stationary blades 14 and the effect of exerting the propulsive force in the fan device 10A can be obtained in a well-balanced manner.
  • the fluid suction section 20B includes a stationary blade fluid suction section 21B.
  • the stationary blade fluid suction part 21B sucks the fluid on the stationary blade tip portion 14t side inside the stationary blade 14 in the fan radial direction Df.
  • a plurality of stationary blade fluid suction portions 21B are provided at intervals in the fan circumferential direction Ds around the rotor shaft 11 .
  • Each stationary blade fluid suction portion 21B includes a first opening portion 22B, a second opening portion 23, a first flow path portion 24, and an on-off valve 30. As shown in FIG.
  • the first opening 22B opens to the stator blade tip 14t of each stator blade 14 .
  • the first opening 22B of the present embodiment is formed in a slit-like shape at the tip 14t of the stationary blade and opens to the dorsal surface 14b of the stationary blade 14, which is the low-pressure side when the fan device 10B operates.
  • the opening area of the first opening 22Bp of the stationary blade fluid suction portion 21Bp located on the side closer to the fuselage body 2 with respect to the rotor shaft 11 (inside the fuselage radial direction Dp) is It is larger than the opening area of the first opening 22Bq of the stationary blade fluid suction portion 21Bq located farther from the airframe body 2 (outside in the airframe radial direction Dp).
  • the inner first opening 22Bp in the airframe radial direction Dp and the outer first opening 22Bq in the airframe radial direction Dp may have different opening widths in the front-rear direction Da, or may be different in the fan radial direction Df. Different opening heights may be used.
  • the opening area of the first opening 22B is made different between the rotor shaft 11 on the body body 2 side and the side away from the body body 2, but it is not limited to this.
  • the cross-sectional area of the first flow path portion 24 may be different between the side closer to the body body 2 and the side farther from the body body 2 .
  • the opening degree of the on-off valve 30 may be made different between the side closer to the machine body 2 and the side farther from the machine body 2 .
  • the fluid suction section 20C includes a stator vane fluid suction section 21A, a rotor blade fluid suction section 25, an on-off valve 30, It has
  • the moving blade fluid suction part 25 sucks the fluid inside the housing 13 outside the moving blade 12 in the fan radial direction Df.
  • a plurality of rotor blade fluid suction portions 25 are provided at intervals in the fan circumferential direction Ds around the rotor shaft 11, but they are in the form of slits and are communicated in the fan circumferential direction Ds. Also good.
  • the rotor blade fluid suction part 25 is provided in the housing 13 or the airframe main body 2 located outside the rotor blade 12 in the fan radial direction Df.
  • Each rotor blade fluid suction portion 25 includes a third opening portion 26 , a fourth opening portion 27 and a second flow path portion 28 .
  • the third opening 26 opens so as to face the rotor blade tip portion 12s on the outer side in the fan radial direction Df in the rotor blade 12 in the fan radial direction Df.
  • the position of the third opening 26 in the longitudinal direction Da may be rearward (downstream) in the longitudinal direction Da of an intermediate position 12c between the front edge 12f and the trailing edge 12r of the rotor blade 12 at the rotor blade tip portion 12s.
  • the fourth opening 27 opens further rearward than the third opening 26 in the front-rear direction Da.
  • the fourth opening 27 also serves as the second opening 23, and opens rearward in the longitudinal direction Da at the rear part of the housing 13, at the stern 2b of the fuselage body 2.
  • the area behind the fourth opening 27 becomes a negative pressure area during flight of the aircraft 1 .
  • the second channel portion 28 communicates the third opening portion 26 and the fourth opening portion 27 .
  • the second flow path portion 28 is joined to the first flow path portion 24 .
  • the stationary blade fluid suction part 21A sucks the fluid in the vicinity of the stationary blade tip 14t of the stationary blade 14, as in the first embodiment.
  • the moving blade fluid suction portion 25 sucks the fluid inside the housing 13 outside the moving blade 12 in the fan radial direction Df.
  • the fluid is sucked by the stationary blade fluid suction portion 21A on the side of the stationary blade tip portion 14t of the stationary blade 14 .
  • the moving blade fluid suction portion 25 sucks the fluid on the moving blade tip portion 12s side.
  • the housing 13 especially in the region on the outer surface 2f side of the fuselage body 2 with respect to the rotor shaft 11, the decrease in the flow velocity of the air flow in the vicinity of the rotor blade tip 12s due to the influence of the boundary layer is suppressed. be done. Therefore, the stall in the vicinity of the moving blade 12 as well as in the vicinity of the stationary blade 14 is suppressed, and separation of the air flow within the housing 13 is suppressed. In this way, it is possible to expand the operating range of the fan device 10C and improve the propulsion efficiency of the aircraft 1.
  • the moving blade fluid suction portion 25 has the second flow path portion 28 that communicates the third opening portion 26 and the fourth opening portion 27 . Thereby, in each rotor blade fluid suction portion 25 , the fluid sucked from the third opening 26 can be discharged from the fourth opening 27 through the second flow path portion 28 .
  • the second flow passage portion 28 is merged with the first flow passage portion 24, and the stationary blade fluid suction portion 21A and the rotor blade fluid suction portion 25 share the on-off valve 30. , but not limited to this.
  • the second channel portion 28 and the fourth opening portion 27 may be provided independently of the first channel portion 24 .
  • the on-off valves 30 are also provided in the first channel portion 24 and the second channel portion 28, respectively, so that the amount of fluid sucked by the stator blade fluid suction portion 21A and the rotor blade fluid suction portion 25 is different. may be adjusted to
  • stator vane fluid suction portion 21A and the rotor blade fluid suction portion 25 are provided, but the present invention is not limited to this.
  • a configuration may be adopted in which only the rotor blade fluid suction portion 25 is provided without the stator blade fluid suction portion 21A.
  • the aircraft 1 includes a fan device 10D and a control device 50.
  • the control device 50 controls opening and closing of the on-off valve 30 of the fan device 10D.
  • the control device 50 controls opening and closing of the on-off valve 30 based on various data detected by the sensor 40, for example.
  • the sensor 40 include a rotational speed sensor that detects the rotational speed of the fan device 10D, a temperature sensor that detects the temperature of air flowing into the housing 13 of the fan device 10D (inlet temperature), and the like.
  • the sensor 40 may detect the number of revolutions of the thruster, for example, when the thruster such as a jet engine is provided in addition to the fan device 10D.
  • control device 50 executes a program stored in advance in a storage device (not shown) to control the functions of the signal input unit 51, the opening/closing control unit 53, and the signal output unit 55. Realize configuration. Note that the control device 50 may implement the above functional configuration by hardware.
  • the signal input unit 51 receives detection signals from the sensor 40 .
  • the opening/closing control unit 53 determines opening/closing of the opening/closing valve 30 based on the detection signal from the sensor 40 received by the signal input unit 51 .
  • the signal output unit 55 outputs a signal for opening and closing the on-off valve 30 to the on-off valve 30 based on the determination result by the on-off control unit 53 .
  • the control method S1 of the fan device includes step S2 of receiving a detection signal from the sensor 40, step S3 of determining whether the on-off valve 30 is open or closed, and a step S4 of opening and closing the .
  • step S2 of receiving the detection signal from the sensor 40 the signal input unit 51 detects the number of revolutions of the fan device 10D, the inlet temperature of the housing 13, etc. detected by the sensor 40 at preset time intervals. receive a signal.
  • step S3 for judging whether the on-off valve 30 is opened or closed whether to open or close the on-off valve 30, that is, whether to open the on-off valve 30 based on conditions such as the number of revolutions of the fan device 10D and the inlet temperature of the housing 13, for which the detection signal was received in step S2.
  • Determine whether to close Whether to open or close the on-off valve 30 is determined, for example, based on the number of revolutions of the fan device 10D. Specifically, for example, when the number of rotations of the fan device 10D is equal to or higher than the number of rotations N, the on-off valve 30 is opened.
  • the rotation speed N is a rotation speed threshold at which the ratio of the surge flow rate G2 to the design flow rate G1 in the fan device 10D becomes larger than a preset threshold value.
  • the rotational speed N may be corrected by the inlet temperature of the housing 13 of the fan device 10D.
  • step S4 for opening and closing the on-off valve 30 the opening and closing of the on-off valve 30 is controlled based on the determination result in step S3. That is, when it is determined in step S3 that the on-off valve 30 is to be opened, the signal output unit 55 outputs a control signal for opening the on-off valve 30 to the on-off valve 30 . If it is determined in step S3 that the on-off valve 30 is to be closed, the signal output unit 55 outputs a control signal for closing the on-off valve 30 to the on-off valve 30 .
  • the control device 50 automatically opens and closes the on-off valve 30 according to the operating conditions of the fan device 10D.
  • the on-off valve 30 can be opened and closed at appropriate timing according to the state of the aircraft 1 during flight, the state of the fan device 10D, and the like. Therefore, it is possible to effectively suppress separation of the air flow in the fan device 10D, expand the operating range of the fan device 10D, and improve the propulsion efficiency of the aircraft 1.
  • FIG. 1 the control device 50 automatically opens and closes the on-off valve 30 according to the operating conditions of the fan device 10D.
  • An aircraft 1 includes a fuselage body 2 extending in the longitudinal direction Da, a tail 4 provided on a stern 2b of the fuselage body 2 in the longitudinal direction Da, and the tail wing on the fuselage body 2. 4, and fan devices 10A to 10D provided on the outer surface 2f of the fuselage body 2, wherein the fan devices 10A to 10D are provided on the fuselage body.
  • a rotor shaft 11 disposed outside the outer surface 2 f of the body in the body radial direction Dp and rotatable around a central axis Cf extending in the longitudinal direction Da;
  • a rotor blade 12 provided on the outside in the fan radial direction Df centering on 11, and a rotor blade 12 fixed to the airframe body 2, extending in the longitudinal direction Da, and having openings 15 and 16 in front and rear in the longitudinal direction Da, respectively.
  • a housing 13 provided to cover the rotor shaft 11 and the moving blades 12; a stationary blade 14 extending inward in the fan radial direction Df from an inner peripheral surface 13f of the housing 13; and stator vane fluid suction portions 21A and 21B for sucking fluid on the inner side of the stator vane tip portion 14t in the fan radial direction Df.
  • the fan devices 10A to 10D of the aircraft 1 rotate the rotor shaft 11 and moving blades 12 around the central axis Cf to generate an air flow from front to rear within the housing 13 .
  • the boundary layer formed on the outer surface 2f of the fuselage body 2 during flight is absorbed into the housing 13 through the opening 15 in front of the housing 13, so that the influence of the boundary layer can be suppressed.
  • the fan devices 10A to 10D can obtain thrust by blowing out the generated airflow from the rear opening 16 of the housing 13 rearward in the propelling direction of the airframe.
  • the fan devices 10A to 10D are provided on the outer surface 2f of the airframe body 2, and the stationary blade fluid suction portions 21A and 21B suck the fluid on the stationary blade tip portion 14t side of the stationary blade 14.
  • FIG. 1 As a result, in the housing 13, especially in the region near the outer surface 2f of the fuselage body 2 with respect to the rotor shaft 11, the flow velocity of the air flow in the vicinity of the vane tip 14t is reduced due to the influence of the boundary layer.
  • the inflow angle of the stationary blade 14 is increased, and separation of the flow on the blade surface is suppressed. In this manner, the operating range of the fan devices 10A to 10D can be expanded, and the propulsion efficiency of the aircraft 1 can be improved.
  • the aircraft 1 according to the second aspect is the aircraft 1 of (1), wherein the fan devices 10A to 10D are arranged outside the body body 2 in the body radial direction Dp of the body body 2. A plurality of them are provided at intervals in the machine body circumferential direction Dc along the outer surface 2f.
  • the aircraft 1 according to the third aspect is the aircraft 1 of (1) or (2), wherein the stator vane fluid suction portions 21A and 21B are spaced apart in the fan circumferential direction Ds around the rotor shaft 11. are provided with multiple openings.
  • the effect of the boundary layer can be suppressed in the entirety of the fan circumferential direction Ds within the housing 13, and the stall in the vicinity of the stationary blades 14 can be effectively suppressed.
  • each of the stator vane fluid suction portions 21 includes first openings 22A and 22B that open to the stator vane tip portion 14t. , and a second opening 23 that opens further rearward than the first openings 22A and 22B in the front-rear direction Da.
  • the fluid sucked from the first openings 22A and 22B can be discharged from the second openings 23 through the first flow passages 24 in the respective stator vane fluid suction portions 21A and 21B.
  • An aircraft 1 according to a fifth aspect is the aircraft 1 of (4), wherein the stator vane fluid suction section 21B disposed on the side closer to the aircraft body 2 with respect to the rotor shaft 11
  • the opening area of the first opening portion 22B is larger than the opening area of the first opening portion 22B of the stationary blade fluid suction portion 21B arranged on the far side from the body body 2 with respect to the rotor shaft 11 .
  • the side closer to the airframe body 2 with respect to the rotor shaft 11 is more strongly affected by the boundary layer.
  • more fluid is sucked in on the side closer to the airframe body 2 with respect to the rotor shaft 11, and a stall occurs near the stator vane tip 14t on the side closer to the airframe body 2 due to the influence of the boundary layer. is suppressed.
  • the amount of fluid sucked is suppressed, thereby suppressing the decrease in propulsive force.
  • An aircraft 1 according to a sixth aspect is the aircraft 1 according to any one of (1) to (5), and includes an on-off valve for intermittently sucking the fluid in the stator vane fluid sucking portions 21A and 21B. 30.
  • the aircraft 1 according to the seventh aspect is the aircraft 1 according to any one of (1) to (6), wherein the fluid inside the housing 13 outside the moving blades 12 in the fan radial direction Df is and a rotor blade fluid suction portion 25 for sucking the fluid.
  • the rotor blade fluid suction portion 25 sucks the fluid on the rotor blade tip portion 12s side.
  • the flow velocity of the air flow near the rotor blade tip 12s is reduced due to the influence of the boundary layer.
  • the inflow angle of 14 is increased, and flow separation on the wing surface is suppressed. Therefore, the stall in the vicinity of the moving blade 12 as well as in the vicinity of the stationary blade 14 is suppressed, and separation of the air flow within the housing 13 is suppressed. In this way, it is possible to expand the operating range of the fan device 10C and improve the propulsion efficiency of the aircraft 1.
  • the aircraft 1 according to the eighth aspect is the aircraft 1 of (7), in which each of the rotor blade fluid suction portions 25 faces the rotor blade tip portion 12s in the fan radial direction Df. It has a second flow passage portion 28 that communicates a third opening portion 26 that opens and a fourth opening portion 27 that opens rearward from the third opening portion 26 in the front-rear direction Da.
  • each rotor blade fluid suction portion 25 the fluid sucked from the third opening portion 26 can be discharged from the fourth opening portion 27 through the second flow path portion 28.
  • An aircraft 1 according to a ninth aspect includes a fuselage body 2 extending in the longitudinal direction Da, a tail 4 provided on a stern 2b of the fuselage body 2 in the longitudinal direction Da, and the tail wing on the fuselage body 2. 4, and a fan device 10C provided on the outer surface 2f of the airframe body 2. The fan device 10C is provided on the outer surface of the airframe body 2.
  • a rotor shaft 11 disposed outside the surface 2f in the body radial direction Dp and rotatable around a central axis Cf extending in the longitudinal direction Da; a moving blade 12 provided outside in the radial direction Df of the fan; A housing 13 provided to cover the rotor shaft 11 and the moving blades 12, a stationary blade 14 extending inward in the fan radial direction Df from an inner peripheral surface 13f of the housing 13, and the fan diameter of the moving blades 12. and a rotor blade fluid suction portion 25 for sucking the fluid in the housing 13 outside in the direction Df.
  • the fan device 10C of such an aircraft 1 is provided on the outer surface 2f of the airframe body 2.
  • the moving blade fluid suction portion 25 sucks the fluid on the moving blade tip portion 12s side.
  • the flow velocity of the air flow near the rotor blade tip 12s decreases due to the influence of the boundary layer.
  • the inflow angle of the rotor blade 12 is increased, and separation of the flow on the blade surface is suppressed. Therefore, the stall in the vicinity of the rotor blade 12 is suppressed, and the separation of the air flow inside the housing 13 is suppressed. In this way, it is possible to expand the operating range of the fan device 10C and improve the propulsion efficiency of the aircraft 1.

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Abstract

航空機は、機体本体と、尾翼と、主翼と、ファン装置と、を備える。機体本体の外表面に設けられるファン装置は、ローター軸と、動翼と、ハウジングと、静翼と、静翼流体吸引部と、を備える。ローター軸は、機体本体の外表面よりも機体径方向の外側に配置されている。動翼は、ローター軸に対し、ローター軸を中心としたローター径方向の外側に設けられる。ハウジングは、前後方向に延びて前後方向の前方及び後方にそれぞれ開口を有している。ハウジングは、ローター軸及び動翼を覆うように設けられる。静翼は、ハウジングの内周面からローター径方向の内側に延びている。静翼流体吸引部は、静翼のローター径方向の内側の静翼先端部とローター軸との隙間から流体を吸引する。

Description

航空機
　本開示は、航空機に関する。
　本願は、２０２１年７月２６日に日本に出願された特願２０２１－１２１８４４号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　例えば、特許文献１には、ＢＬＩ（Boundary layer injection）ファンを備えた航空機が開示されている。この特許文献１のＢＬＩファンは、航空機の主翼および推進エンジンの後方の位置に配置されている。このＢＬＩファンは、機体の径方向外側に設けられた筒状のナセルと、ナセルと機体との間で回転可能なファンと、を備えている。ＢＬＩファンは、ナセルと機体との間でファンを回転させることによって空気流を生成し、この空気流により、航空機の機体の表面に形成される境界層をナセル内に吸い取っている。また、ＢＬＩファンは、ナセル内から空気流を機体の推進方向後方に吹き出すことで推力を得ている。このように、ＢＬＩファンは、境界層の空気を取り込むとともに、推力を得ることで、航空機の推進効率を高めている。
米国特許出願公開第２０１８／０２０８２９７号明細書
　ところで、上記のようなＢＬＩファンは、通常は機体の外表面よりも外側に設けられる。この場合、ＢＬＩファンの動翼は、機体の外表面よりも機体の外側に配置されたローター軸回りに回転する。このような構成のＢＬＩファンでは、ＢＬＩファンのハウジングの内側の空気の流れのうち、ローター軸よりも機体外表面に近い側の領域では、ローター軸よりも機体外表面から遠い側の領域と比較して、機体の外表面に形成される境界層の影響を多く受ける。そのため、ローター軸よりも機体外表面に近い側では、空気の流速が低下する。その結果、ＢＬＩファンのハウジング内では、ハウジングの径方向、及び周方向において、動翼に対する空気の流れの流入角の分布が生じる。そして、空気の流速が遅い領域では、動翼の翼面上で剥離が生じやすくなるため、動翼の下流側に配置された静翼の径方向内側の静翼先端部近傍で、失速が生じやすくなる。一方で、このような失速を避けるために、失速が生じやすい領域でのＢＬＩファンの運用を止めると、ＢＬＩファンの運用範囲が狭められてしまい、ＢＬＩファンにより航空機の推進効率の更なる向上を図ることが困難になるという課題がある。
　本開示は、上記課題を解決するためになされたものであって、ハウジング内における空気の流れの剥離を抑えることによって、ファン装置の運用範囲を広げ、推進効率を更に向上させることができる航空機を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本開示に係る航空機は、機体本体と、尾翼と、主翼と、ファン装置と、を備える。前記機体本体は、前後方向に延びている。前記尾翼は、前記機体本体の後部に設けられている。前記主翼は、前記機体本体において前記尾翼よりも前記前後方向の前方に設けられている。前記ファン装置は、前記機体本体の外表面に設けられている。前記ファン装置は、ローター軸と、動翼と、ハウジングと、静翼と、静翼流体吸引部と、を備えている。前記ローター軸は、前記機体本体の前記外表面よりも機体径方向の外側に配置されている。前記ローター軸は、前記前後方向に延びる中心軸回りに回転可能に設けられている。前記動翼は、前記ローター軸に対し、前記ローター軸を中心としたローター径方向の外側に設けられている。前記ハウジングは、前記機体本体に固定されている。前記ハウジングは、前記前後方向に延びて前記前後方向の前方及び後方にそれぞれ開口を有している。前記ハウジングは、前記ローター軸及び前記動翼を覆うように設けられている。前記静翼は、前記ハウジングの内周面から前記ローター径方向の内側に延びている。前記静翼流体吸引部は、前記静翼の前記ローター径方向の内側の静翼先端部側で流体を吸引する。
　本開示に係る航空機は、機体本体と、尾翼と、主翼と、ファン装置と、を備える。前記機体本体は、前後方向に延びている。前記尾翼は、前記機体本体の後部に設けられている。前記主翼は、前記機体本体において前記尾翼よりも前記前後方向の前方に設けられている。前記ファン装置は、前記機体本体の外表面に設けられている。前記ファン装置は、ローター軸と、動翼と、ハウジングと、静翼と、動翼流体吸引部と、を備えている。前記ローター軸は、前記機体本体の前記外表面よりも機体径方向の外側に配置されている。前記ローター軸は、前記前後方向に延びる中心軸回りに回転可能に設けられている。前記動翼は、前記ローター軸に対し、前記ローター軸を中心としたローター径方向の外側に設けられている。前記ハウジングは、前記機体本体に固定されている。前記ハウジングは、前記前後方向に延びて前記前後方向の前方及び後方にそれぞれ開口を有している。前記ハウジングは、前記ローター軸及び前記動翼を覆うように設けられている。前記静翼は、前記ハウジングの内周面から前記ローター径方向の内側に延びている。前記動翼流体吸引部は、前記動翼の前記ローター径方向の外側で前記ハウジング内の流体を吸引する。
　本開示の航空機によれば、ハウジング内における空気の流れの剥離を抑えることによって、ファン装置の運用範囲を広げ、推進効率を向上させることができる。
本開示の実施形態に係る航空機の側面図である。 本開示の第一実施形態に係る航空機に設けられたセンサー装置の断面図である。 本開示の第二実施形態に係る航空機に設けられたセンサー装置の断面図である。 本開示の第三施形態に係る航空機に設けられたセンサー装置の断面図である。 本開示の第四実施形態に係る航空機に設けられたセンサー装置の断面図である。 本開示の第四実施形態に係る航空機に設けられた制御装置の機能ブロック図である。 本開示の第四実施形態に掛かるファン装置の制御方法の手順を示すフローチャートである。
＜第一実施形態＞
（航空機の構成）
　以下、本開示の実施形態に係る航空機について、図１～図７を参照して説明する。
　図１に示すように、航空機１は、機体本体２と、尾翼４と、主翼３と、ファン装置１０Ａと、を少なくとも備えている。
　機体本体２は、機首２ａと機尾（後部）２ｂとを結ぶ前後方向Ｄａに延びている。尾翼４は、機体本体２の機尾２ｂに設けられている。
　尾翼４は、垂直尾翼４ａと、一対の水平尾翼（図示せず）と、を備えている。垂直尾翼４ａは、機体本体２の機尾２ｂから上下方向Ｄｖの上方に延びている。水平尾翼（図示せず）は、例えば、機体本体２の機尾２ｂから、前後方向Ｄａ及び上下方向Ｄｖに直交する幅方向（図１の紙面に直交する方向）の両側に延びている。水平尾翼（図示せず）は、例えば、垂直尾翼４ａの上端から幅方向の両側に延びていてもよい。
　主翼３は、機体本体２において、尾翼４よりも前後方向Ｄａの前方（機首２ａに近い側）に設けられている。主翼３は、機体本体２の機首２ａと機尾２ｂとの間に設けられている。主翼３は、機体本体２から幅方向の両側に延びている。また、航空機１は、モーター、ジェットエンジン等の推進機（図示せず）を備えている。
（ファン装置の構成）
　ファン装置１０Ａは、機体本体２の機体径方向Ｄｐの外側に設けられている。ファン装置１０Ａは、機体本体２の機尾２ｂの外表面２ｆに設けられている。ファン装置１０Ａは、機体本体２の外表面２ｆに沿った機体周方向Ｄｃに間隔をあけて複数設けられている。図２に示すように、各ファン装置１０Ａは、ローター軸１１と、動翼１２と、ハウジング１３と、静翼１４と、流体吸引部２０Ａと、を備えている。
　ローター軸１１は、機体本体２の外表面２ｆよりも機体径方向Ｄｐの外側（図２において上側）に配置されている。ローター軸１１は、軸受（図示せず）を介して、前後方向Ｄａに延びる中心軸Ｃｆ回りに回転可能に設けられている。ローター軸１１は、モーター（図示無し）等によって、中心軸Ｃｆ回りに回転駆動される。
　動翼１２は、ローター軸１１に対し、ローター軸１１を中心としたファン径方向（ローター径方向）Ｄｆの外側に設けられている。動翼１２は、ローター軸１１からファン径方向Ｄｆの外側に延びるように設けられている。動翼１２は、ローター軸１１周りのファン周方向（ローター周方向）Ｄｓに間隔をあけて複数枚設けられている。複数枚の動翼１２は、ローター軸１１と一体に中心軸Ｃｆ回りに回転する。
　ハウジング１３は、機体本体２に固定されている。ハウジング１３は、前後方向Ｄａに延びて前後方向Ｄａの前方に開口１５を有し、後方に開口１６を有している。ハウジング１３は、ローター軸１１及び動翼１２を覆うように設けられている。ハウジング１３内には、前後方向Ｄａの前方の開口１５から気体が流入する。このハウジング１３内に流入した気体は、後方の開口１６からファン装置１０Ａの外部に排出される。
　静翼１４は、ハウジング１３の内周面１３ｆからファン径方向Ｄｆの内側に延びている。静翼１４は、ファン周方向Ｄｓに間隔をあけて複数枚設けられている。複数枚の静翼１４は、複数枚の動翼１２に対し、前後方向Ｄａの後方に間隔をあけて配置されている。各静翼１４は、ファン周方向Ｄｓの一方側に、複数枚の動翼１２を経て中心軸Ｃｆ回り
に旋回する空気の流れを受ける腹側表面１４ａを有している。各静翼１４は、ファン周方向Ｄｓの他方側に、腹側表面１４ａとは反対側の背側表面１４ｂを有している。なお図２では静翼１４の内周側先端はローター軸１１に対して一定の隙間を有するカンチレバー静翼として記載しているが、ローター軸１１に掘り込み部を設けたシュラウド構造を適用しても問題ない。
（流体吸引部の構成）
　流体吸引部２０Ａは、ハウジング１３内で生じる境界層による影響を低減するため、ハウジング１３内を流れる気体（流体）の一部を吸引する。本実施形態の流体吸引部２０Ａは、静翼流体吸引部２１Ａと、開閉弁３０と、を備えている。
　静翼流体吸引部２１Ａは、静翼１４のファン径方向Ｄｆの内側の静翼先端部１４ｔ側で流体を吸引する。静翼流体吸引部２１Ａは、ローター軸１１周りのファン周方向Ｄｓに間隔をあけて複数設けられている。各静翼流体吸引部２１Ａは、第一開口部２２Ａと、第二開口部２３と、第一流路部２４と、を備えている。
　第一開口部２２Ａは、各静翼１４の静翼先端部１４ｔに開口している。本実施形態では、第一開口部２２Ａは、静翼先端部１４ｔにおいて、ファン装置１０Ａの動作時に低圧側となる静翼１４の背側表面１４ｂに開口するスリット状である。第一開口部２２Ａのファン径方向Ｄｆにおける高さＨａは、静翼１４のファン径方向Ｄｆの高さＨｓの０．２倍程度とするのが好ましい。これにより、静翼１４において、空気の流れに失速が生じる場合の起点となる静翼先端部１４ｔ近傍から、空気を吸引することができる。
　第一開口部２２Ａの前後方向Ｄａにおける位置は、静翼先端部１４ｔにおける静翼１４の前縁１４ｆと後縁１４ｒとの中間位置１４ｃよりも、前後方向Ｄａの後方（下流側）としてもよい。第一開口部２２Ａの前後方向Ｄａにおける位置をこのような位置にすることで、静翼先端部１４ｔにおける剥離開始点近傍の境界層を効率よく吸引できる。また、静翼１４の背側表面１４ｂにおける翼面形状を維持するため、第一開口部２２Ａの前後方向Ｄａにおける幅Ｗａは、静翼先端部１４ｔにおける前後方向Ｄａの長さＬｓの０．１倍以下としてもよい。
　第二開口部２３は、前後方向Ｄａにおいて第一開口部２２Ａよりも後方に開口している。第二開口部２３は、更に、ファン装置１０Ａよりも後方に開口している。第二開口部２３は、例えば、ハウジング１３の後部、機体本体２の機尾２ｂに設けることができる。本実施形態の第二開口部２３は、前後方向Ｄａの後方に向かって開口している。なお第二開口部２３の開口位置はファン装置１０Ａ後方に限定されるものではなく、例えばハウジング１３の外周側に位置していても良い。
　第一流路部２４は、第一開口部２２Ａと第二開口部２３とを連通している。第一流路部２４は、ハウジング１３、又は機体本体２内に設けられている。第二開口部２３の後方は、航空機１の飛行時に負圧領域となる。一方、静翼１４の上流では動翼１２の圧縮効果で全圧が動翼の圧力比の分だけ増加しており、静翼１４の翼面上の静圧もファン後方の圧力よりも高くなる。これにより、第一開口部２２Ａから、静翼先端部１４ｔとローター軸１１との隙間を含む静翼先端部１４ｔの近傍領域から、ハウジング１３内を流れる境界層を構成する流体（空気）が吸引される。第一開口部２２Ａで吸引した流体は、第一流路部２４を介して第二開口部２３から後方に排出される。なお吸引される流体の流量は主流の１％程度を想定しており、想定吸引流量を満足するように幅Ｗａおよび長さＬｓを決めておく必要がある。
　開閉弁３０は、各静翼流体吸引部２１Ａにおける流体の吸引を断続する。開閉弁３０は、第一流路部２４において、第一開口部２２Ａと第二開口部２３との間に設けられている。本開示の実施形態において、開閉弁３０は、例えば、ファン装置１０Ａの操作者、例えば航空機１のパイロットや機関士によって開閉操作可能となっている。開閉弁３０は、例えば、ファン装置１０Ａの回転数に基づいて開閉する。具体的には、例えば、ファン装置１０Ａの回転数が予め設定された回転数の閾値である回転数Ｎ以上となる場合に、開閉弁３０を閉状態から開状態にする。一方で、ファン装置１０Ａの回転数が回転数Ｎ以上でなければ、開閉弁３０を閉状態にする。ここで、回転数Ｎとしては、ファン装置１０Ａにおける設計流量Ｇ１に対するサージ流量Ｇ２の比率が予め設定した比率の閾値よりも大きくなる回転数を例示できる。また、サージ流量Ｇ２は、ファン装置１０Ａの動翼１２、静翼１４のいずれかに失速が生じて大きな逆流領域を形成し、ハウジング１３の前後で、強い流量変動や圧力変動が生じるときの、ファン装置１０Ａを流れる流体の流量である。
　このようなファン装置１０Ａでは、ローター軸１１及び動翼１２を中心軸Ｃｆ回りに回転させることで、ハウジング１３内で前方の開口１５から後方の開口１６に向かう空気の流れを生成する。これにより、飛行時に機体本体２の外表面２ｆに形成される境界層が、ハウジング１３の前方の開口１５からハウジング１３内に吸い取られる。これにより、境界層による影響が抑えられる。また、ファン装置１０Ａは、生成した空気流をハウジング１３の後方の開口１６から機体の推進方向後方に吹き出すことで推力を得る。
　ファン装置１０Ａは、機体本体２の外表面２ｆに設けられている。静翼流体吸引部２１Ａは、静翼１４の静翼先端部１４ｔ近傍の流体を吸引する。図２中に符号Ｚで示したように、ファン装置１０Ａの前方の開口１５側において、境界層の影響により、空気の流れは、機体本体２の外表面２ｆに近いほど、その流速が遅くなっている。ハウジング１３内において、特にローター軸１１に対して機体本体２の外表面２ｆ側の領域で、静翼先端部１４ｔ近傍の空気を吸引することで、境界層による影響によって静翼先端部１４ｔ近傍における空気の流速が低下することが抑えられる。
（作用効果）
　上記実施形態の航空機１では、静翼流体吸引部２１Ａにより、静翼１４の静翼先端部１４ｔ側で流体が吸引される。これにより、ハウジング１３内において、特にローター軸１１に対して機体本体２の外表面２ｆ側の領域で、境界層による影響によって静翼先端部１４ｔ近傍における空気の流れの流速が低下して静翼１４の流入角が増加し、翼面上で流れが剥離することが抑えられる。したがって、静翼１４近傍における失速が抑えられ、ハウジング１３内における空気の流れの剥離が抑えられる。このように、ファン装置１０Ａの運用範囲を広げ、航空機１の推進効率を向上させることが可能となる。
　上記実施形態では、ファン装置１０Ａが機体周方向Ｄｃに間隔をあけて複数設けられている。これにより、機体本体２の外表面２ｆにおいて、機体周方向Ｄｃの全体で、境界層による影響を抑えて静翼１４近傍における失速が抑えられる。
　上記実施形態では、静翼流体吸引部２１Ａが第一開口部２２Ａと、第一開口部２２Ａよりも後方に開口する第二開口部２３と、を連通する第一流路部２４を有している。
　これにより、各静翼流体吸引部２１Ａでは、第一開口部２２Ａから吸引された流体を、第一流路部２４を通して第二開口部２３から排出することができる。
　上記実施形態では、静翼流体吸引部２１Ａが開閉弁３０を備えている。
　これにより、飛行時の様々な条件に応じて、静翼流体吸引部２１Ａにおける流体の吸引を断続することができる。したがって、静翼１４近傍で失速を抑える効果と、ファン装置１０Ａで推進力を発揮する効果とを、バランス良く得ることができる。
＜第二実施形態＞
　次に、本開示に係る航空機の第二実施形態について説明する。以下に説明する第二実施形態においては、第一実施形態とファン装置の流体吸引部の構成のみが異なるので、第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、重複説明を省略する。
（ファン装置の構成）
　図３に示すように、本開示の第二実施形態における航空機１のファン装置１０Ｂにおいて、流体吸引部２０Ｂは、静翼流体吸引部２１Ｂを備えている。静翼流体吸引部２１Ｂは、静翼１４のファン径方向Ｄｆの内側の静翼先端部１４ｔ側で流体を吸引する。静翼流体吸引部２１Ｂは、ローター軸１１周りのファン周方向Ｄｓに間隔をあけて複数設けられている。各静翼流体吸引部２１Ｂは、第一開口部２２Ｂと、第二開口部２３と、第一流路部２４と、開閉弁３０と、を備えている。
　第一開口部２２Ｂは、各静翼１４の静翼先端部１４ｔに開口している。本実施形態の第一開口部２２Ｂは、静翼先端部１４ｔにおいて、ファン装置１０Ｂの動作時に低圧側となる静翼１４の背側表面１４ｂに開口するスリット状に形成されている。
　本実施形態では、ローター軸１１に対して機体本体２に近い側（機体径方向Ｄｐの内側）に位置する静翼流体吸引部２１Ｂｐの第一開口部２２Ｂｐの開口面積が、ローター軸１１に対して機体本体２から遠い側（機体径方向Ｄｐの外側）に位置する静翼流体吸引部２１Ｂｑの第一開口部２２Ｂｑの開口面積よりも大きくなっている。機体径方向Ｄｐの内側の第一開口部２２Ｂｐと、機体径方向Ｄｐの外側の第一開口部２２Ｂｑとでは、例えば、前後方向Ｄａにおける開口幅を異ならせてもよいし、ファン径方向Ｄｆにおける開口高さを異ならせてもよい。
（作用効果）
　第二実施形態では、ローター軸１１に対して機体本体２側に配置された静翼流体吸引部２１Ｂｐの第一開口部２２Ｂｐから、より多くの流体を吸引することができる。ファン装置１０Ｂのハウジング１３内では、ローター軸１１に対して機体本体２側で、境界層による影響をより強く受けるので、このようにローター軸１１に対して機体本体２側で、より多くの流体を吸引することによって、境界層による影響で機体本体２側の静翼先端部１４ｔ近傍で失速が生じることを有効に抑えることができる。一方で、ローター軸１１に対して機体本体２から遠い側の静翼流体吸引部２１Ｂｑの第一開口部２２Ｂｑでは、流体の吸引量を抑えることで、推進力の低下を抑えることができる。
　なお、上記実施形態では、ローター軸１１に対して機体本体２側と、機体本体２から離間する側とで、第一開口部２２Ｂの開口面積を異ならせるようにしたが、これに限られない。例えば、機体本体２に近い側と、機体本体２から遠い側とで、第一流路部２４の断面積を異ならせるようにしてもよい。また、例えば、機体本体２に近い側と、機体本体２から遠い側とで、開閉弁３０の開度を異ならせるようにしてもよい。
＜第三実施形態＞
　次に、本開示に係る航空機の第三実施形態について説明する。以下に説明する第三実施形態においては、第一、第二実施形態とファン装置の流体吸引部の構成のみが異なるので、第一、第二実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、重複説明を省略する。
　図４に示すように、本開示の第三実施形態における航空機１のファン装置１０Ｃにおいて、流体吸引部２０Ｃは、静翼流体吸引部２１Ａと、動翼流体吸引部２５と、開閉弁３０と、を備えている。
　動翼流体吸引部２５は、動翼１２のファン径方向Ｄｆの外側でハウジング１３内の流体を吸引する。動翼流体吸引部２５は、本実施形態ではローター軸１１周りのファン周方向Ｄｓに間隔をあけて複数設けることを想定しているが、スリット状の形状でファン周方向Ｄｓに連通していても良い。動翼流体吸引部２５は、動翼１２のファン径方向Ｄｆの外側に位置するハウジング１３、又は機体本体２に設けられている。各動翼流体吸引部２５は、第三開口部２６と、第四開口部２７と、第二流路部２８と、を備えている。
　第三開口部２６は、動翼１２においてファン径方向Ｄｆの外側の動翼先端部１２ｓに対し、ファン径方向Ｄｆで対向するよう開口している。第三開口部２６の前後方向Ｄａにおける位置は、動翼先端部１２ｓにおける動翼１２の前縁１２ｆと後縁１２ｒとの中間位置１２ｃよりも、前後方向Ｄａの後方（下流側）としてもよい。第四開口部２７は、前後方向Ｄａにおいて第三開口部２６よりも後方に開口している。本開示の実施形態において、第四開口部２７は、第二開口部２３を兼ね、ハウジング１３の後部、機体本体２の機尾２ｂにおいて、前後方向Ｄａの後方を向かって開口している。第四開口部２７の後方は、航空機１の飛行時に負圧領域となる。
　第二流路部２８は、第三開口部２６と第四開口部２７とを連通している。第二流路部２８は、第一流路部２４に合流接続されている。これにより、第三開口部２６から、動翼先端部１２ｓとハウジング１３の内周面又は機体本体２の外表面２ｆの隙間を含む動翼先端部１２ｓの近傍領域から、ハウジング１３内を流れる流体（空気）が吸引される。第三開口部２６から吸引された流体は、第二流路部２８、第一流路部２４を介して第四開口部２７（第二開口部２３）から後方に排出される。
　開閉弁３０は、各静翼流体吸引部２１Ａ、及び動翼流体吸引部２５における流体の吸引を断続する。
　このようなファン装置１０Ｃでは、静翼流体吸引部２１Ａは、上記第一実施形態と同様、静翼１４の静翼先端部１４ｔ近傍の流体を吸引する。また、動翼流体吸引部２５は、動翼１２のファン径方向Ｄｆの外側でハウジング１３内の流体を吸引する。これにより、ファン装置１０Ｃのハウジング１３内で、境界層による影響によって、静翼先端部１４ｔ、及び動翼先端部１２ｓの近傍における空気の流速が低下して翼の流入角が増加し、翼面上で流れが剥離することが抑えられる。
（作用効果）
　上記実施形態の航空機１では、静翼流体吸引部２１Ａにより、静翼１４の静翼先端部１４ｔ側で流体が吸引される。また、動翼流体吸引部２５は、動翼先端部１２ｓ側で流体を吸引する。これにより、ハウジング１３内において、特にローター軸１１に対して機体本体２の外表面２ｆ側の領域で、境界層による影響によって動翼先端部１２ｓ近傍における空気の流れの流速が低下することが抑えられる。したがって、静翼１４近傍だけでなく、動翼１２近傍における失速が抑えられ、ハウジング１３内における空気の流れの剥離が抑えられる。このように、ファン装置１０Ｃの運用範囲を広げ、航空機１の推進効率を向上させることが可能となる。
　上記実施形態では、動翼流体吸引部２５は、第三開口部２６と第四開口部２７とを連通する第二流路部２８を有する。
　これにより、各動翼流体吸引部２５では、第三開口部２６から吸引された流体を、第二流路部２８を通して第四開口部２７から排出することができる。
　なお、上記実施形態では、第二流路部２８を第一流路部２４に合流させ、静翼流体吸引部２１Ａと動翼流体吸引部２５とで開閉弁３０を共用するような構成としたが、これに限られない。第二流路部２８、及び第四開口部２７を、第一流路部２４とは独立して設けるようにしてもよい。また、開閉弁３０についても、第一流路部２４と、第二流路部２８とに、それぞれ設けるようにし、静翼流体吸引部２１Ａと動翼流体吸引部２５とで流体の吸引量を別々に調整するようにしてもよい。
（第三実施形態の変形例）
　上記第三実施形態では、静翼流体吸引部２１Ａと、動翼流体吸引部２５と、を備えるようにしたが、これに限られない。例えば、静翼流体吸引部２１Ａを備えず、動翼流体吸引部２５のみを備える構成としてもよい。
＜第四実施形態＞
　次に、本開示に係る航空機の第四実施形態について説明する。以下に説明する第四実施形態においては、第一実施形態に対してファン装置の制御装置を備える構成のみが異なるので、第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、重複説明を省略する。また、本開示の第四実施形態で説明する制御部は、上記第二、第三実施形態で示した構成に組み合わせることも可能である。
　図５に示すように、本開示の第四実施形態における航空機１は、ファン装置１０Ｄと、制御装置５０と、を備えている。
　制御装置５０は、ファン装置１０Ｄの開閉弁３０の開閉を制御する。制御装置５０は、例えば、センサー４０で検出される各種のデータに基づき、開閉弁３０の開閉を制御する。センサー４０としては、例えば、ファン装置１０Ｄの回転数を検出する回転数センサー、ファン装置１０Ｄのハウジング１３内に流入する空気の温度（入口温度）を検出する温度センサー等がある。また、センサー４０は、例えば、ファン装置１０Ｄ以外にジェットエンジン等の推進器を備えている場合には、推進器の回転数を検出してもよい。
（機能ブロック図）
　図６に示すように、制御装置５０は、例えば、予め記憶装置(図示せず)に記憶されたプログラムを実行する等により、信号入力部５１、開閉制御部５３、信号出力部５５の各機能構成を実現する。なお、制御装置５０は、ハードウェアにより上記機能構成を実現してもよい。
　信号入力部５１は、センサー４０からの検出信号を受信する。開閉制御部５３は、信号入力部５１で受信したセンサー４０からの検出信号に基づき、開閉弁３０の開閉を判定する。信号出力部５５は、開閉制御部５３による判定結果に基づき、開閉弁３０を開閉するための信号を、開閉弁３０に出力する。
（処理の手順）
　図７に示すように、本開示の実施形態にかかるファン装置の制御方法Ｓ１は、センサー４０からの検出信号を受信するステップＳ２と、開閉弁３０の開閉を判定するステップＳ３と、開閉弁３０を開閉するステップＳ４と、を備えている。
　センサー４０からの検出信号を受信するステップＳ２では、信号入力部５１で、あらかじめ設定された時間間隔毎に、センサー４０で検出された、ファン装置１０Ｄの回転数、ハウジング１３の入口温度等の検出信号を受信する。
　開閉弁３０の開閉を判定するステップＳ３では、ステップＳ２で検出信号を受信したファン装置１０Ｄの回転数、ハウジング１３の入口温度等の条件に基づき、開閉弁３０の開閉、すなわち開状態にするか閉状態にするかを判定する。開閉弁３０の開閉は、例えば、ファン装置１０Ｄの回転数に基づいて判定する。具体的には、例えば、ファン装置１０Ｄの回転数が、回転数Ｎ以上となる場合に、開閉弁３０を開状態にする。一方で、ファン装置１０Ｄの回転数が、回転数Ｎ以上でなければ、開閉弁３０を閉状態にする。ここで、回転数Ｎは、第一実施形態と同様に、ファン装置１０Ｄにおける設計流量Ｇ１に対するサージ流量Ｇ２の比率が、予め設定した閾値よりも大きくなる回転数の閾値である。この場合、回転数Ｎは、ファン装置１０Ｄのハウジング１３の入口温度によって補正するようにしてもよい。
　開閉弁３０を開閉するステップＳ４では、ステップＳ３における判定結果に基づき、開閉弁３０を開閉制御する。すなわち、ステップＳ３で、開閉弁３０を開状態にする、と判定された場合、信号出力部５５で、開閉弁３０を開くための制御信号を開閉弁３０に出力する。ステップＳ３で、開閉弁３０を閉状態にする、と判定された場合、信号出力部５５で、開閉弁３０を閉じるための制御信号を開閉弁３０に出力する。
（作用効果）
　上記実施形態の航空機１では、制御装置５０により、ファン装置１０Ｄの運用条件等に応じて開閉弁３０が自動的に開閉される。これにより、航空機１の飛行時における状態や、ファン装置１０Ｄの状態等に応じて、開閉弁３０を適切なタイミングで開閉することができる。したがって、ファン装置１０Ｄにおける空気の流れの剥離を有効に抑えるとともに、ファン装置１０Ｄの運用範囲を広げ、航空機１の推進効率を向上させることが可能となる。
（その他の実施形態）
　以上、本開示の実施形態について図面を参照して詳述したが、具体的な構成はこの実施の形態に限られるものではなく、本開示の要旨を逸脱しない範囲の設計変更等も含まれる。
　なお、上記の手順は適宜順番を入れ替えることが可能である。
＜付記＞
　各実施形態に記載の航空機１は、例えば以下のように把握される。
（１）第１の態様に係る航空機１は、前後方向Ｄａに延びる機体本体２と、前記機体本体２の前記前後方向Ｄａの機尾２ｂに設けられる尾翼４と、前記機体本体２において前記尾翼４よりも前記前後方向Ｄａの前方に設けられた主翼３と、前記機体本体２の外表面２ｆに設けられたファン装置１０Ａ～１０Ｄと、を備え、前記ファン装置１０Ａ～１０Ｄは、前記機体本体２の前記外表面２ｆよりも機体径方向Ｄｐの外側に配置され、前記前後方向Ｄａに延びる中心軸Ｃｆ回りに回転可能に設けられたローター軸１１と、前記ローター軸１１に対し、前記ローター軸１１を中心としたファン径方向Ｄｆの外側に設けられた動翼１２と、前記機体本体２に固定され、前記前後方向Ｄａに延びて前記前後方向Ｄａの前方及び後方にそれぞれ開口１５，１６を有し、前記ローター軸１１及び前記動翼１２を覆うように設けられたハウジング１３と、前記ハウジング１３の内周面１３ｆから前記ファン径方向Ｄｆの内側に延びる静翼１４と、前記静翼１４の前記ファン径方向Ｄｆの内側の静翼先端部１４ｔ側で流体を吸引する静翼流体吸引部２１Ａ、２１Ｂと、を備える。
　この航空機１のファン装置１０Ａ～１０Ｄは、ローター軸１１及び動翼１２を中心軸Ｃｆ回りに回転させることで、ハウジング１３内で前方から後方に向かう空気の流れを生成する。これにより、飛行時に機体本体２の外表面２ｆに形成される境界層が、ハウジング１３の前方の開口１５からハウジング１３内に吸い取られるため、境界層による影響を抑えることができる。また、ファン装置１０Ａ～１０Ｄは、生成した空気流をハウジング１３の後方の開口１６から機体の推進方向後方に吹き出すことで推力を得ることができる。
　さらに、ファン装置１０Ａ～１０Ｄは、機体本体２の外表面２ｆに設けられており、静翼流体吸引部２１Ａ、２１Ｂは、静翼１４の静翼先端部１４ｔ側で流体を吸引している。これにより、ハウジング１３内において、特にローター軸１１に対して機体本体２の外表面２ｆに近い側の領域で、境界層による影響によって静翼先端部１４ｔ近傍における空気の流れの流速が低下して静翼１４の流入角が増加し、翼面上で流れが剥離することが抑えられる。このように、ファン装置１０Ａ～１０Ｄの運用範囲を広げ、航空機１の推進効率を向上させることが可能となる。
（２）第２の態様に係る航空機１は、（１）の航空機１であって、前記ファン装置１０Ａ～１０Ｄは、前記機体本体２の前記機体径方向Ｄｐの外側に、前記機体本体２の外表面２ｆに沿った機体周方向Ｄｃに間隔をあけて複数設けられている。
　これにより、機体本体２の外表面２ｆにおいて、機体周方向Ｄｃの全体で、境界層による影響を抑えて静翼１４近傍における失速が抑えられる。
（３）第３の態様に係る航空機１は、（１）又は（２）の航空機１であって、前記静翼流体吸引部２１Ａ，２１Ｂは、前記ローター軸１１周りのファン周方向Ｄｓに間隔をあけて複数設けられている。
　これにより、ハウジング１３内のファン周方向Ｄｓの全体で、境界層による影響を抑えて静翼１４近傍における失速を有効に抑えることができる。
（４）第４の態様に係る航空機１は、（３）の航空機１であって、各前記静翼流体吸引部２１は、前記静翼先端部１４ｔに開口する第一開口部２２Ａ，２２Ｂと、前記前後方向Ｄａにおいて前記第一開口部２２Ａ，２２Ｂよりも後方に開口する第二開口部２３と、を連通する第一流路部２４を有する。
　これにより、各静翼流体吸引部２１Ａ，２１Ｂでは、第一開口部２２Ａ、２２Ｂから吸引された流体を、第一流路部２４を通して第二開口部２３から排出することができる。
（５）第５の態様に係る航空機１は、（４）の航空機１であって、前記ローター軸１１に対して前記機体本体２に近い側に配置された前記静翼流体吸引部２１Ｂの前記第一開口部２２Ｂの開口面積が、前記ローター軸１１に対して前記機体本体２から遠い側に配置された前記静翼流体吸引部２１Ｂの前記第一開口部２２Ｂの開口面積よりも大きい。
　これにより、ローター軸１１に対して機体本体２に近い側に配置された静翼流体吸引部２１Ｂの第一開口部２２Ｂから、より多くの流体を吸引することができる。ファン装置１０Ｂのハウジング１３内では、ローター軸１１に対して機体本体２に近い側で、境界層による影響をより強く受ける。これにより、ローター軸１１に対して機体本体２に近い側で、より多くの流体を吸引することによって、境界層による影響によって機体本体２に近い側の静翼先端部１４ｔ近傍で失速が生じることが抑えられる。ローター軸１１に対して機体本体２から遠い側では、流体の吸引量を抑えることで、推進力の低下が抑えられる。
（６）第６の態様に係る航空機１は、（１）から（５）の何れか一つの航空機１であって、前記静翼流体吸引部２１Ａ，２１Ｂにおける前記流体の吸引を断続する開閉弁３０をさらに備える。
　これにより、飛行時の様々な条件に応じて、静翼流体吸引部２１Ａ，２１Ｂにおける流体の吸引を断続することができる。したがって、静翼１４近傍で失速を抑える効果と、ファン装置１０Ａ～１０Ｄによる推進力の発揮とを、バランス良く得ることができる。
（７）第７の態様に係る航空機１は、（１）から（６）の何れか一つの航空機１であって、前記動翼１２の前記ファン径方向Ｄｆの外側で前記ハウジング１３内の流体を吸引する動翼流体吸引部２５と、をさらに備える。
　これにより、動翼流体吸引部２５は、動翼先端部１２ｓ側で流体を吸引する。これにより、ハウジング１３内において、特にローター軸１１に対して機体本体２の外表面２ｆ側の領域で、境界層による影響によって動翼先端部１２ｓ近傍における空気の流れの流速が低下して静翼１４の流入角が増加し、翼面上で流れが剥離することが抑えられる。したがって、静翼１４近傍だけでなく、動翼１２近傍における失速が抑えられ、ハウジング１３内における空気の流れの剥離が抑えられる。このように、ファン装置１０Ｃの運用範囲を広げ、航空機１の推進効率を向上させることが可能となる。
（８）第８の態様に係る航空機１は、（７）の航空機１であって、各前記動翼流体吸引部２５は、動翼先端部１２ｓに対して前記ファン径方向Ｄｆで対向して開口する第三開口部２６と、前記前後方向Ｄａにおいて前記第三開口部２６よりも後方に開口する第四開口部２７と、を連通する第二流路部２８を有する。
　これにより、各動翼流体吸引部２５では、第三開口部２６から吸引された流体を、第二流路部２８を通して第四開口部２７から排出することができる。
（９）第９の態様に係る航空機１は、前後方向Ｄａに延びる機体本体２と、前記機体本体２の前記前後方向Ｄａの機尾２ｂに設けられる尾翼４と、前記機体本体２において前記尾翼４よりも前記前後方向Ｄａの前方に設けられた主翼３と、前記機体本体２の外表面２ｆに設けられたファン装置１０Ｃと、を備え、前記ファン装置１０Ｃは、前記機体本体２の前記外表面２ｆよりも機体径方向Ｄｐの外側に配置され、前記前後方向Ｄａに延びる中心軸Ｃｆ回りに回転可能に設けられたローター軸１１と、前記ローター軸１１に対し、前記ローター軸１１を中心としたファン径方向Ｄｆの外側に設けられた動翼１２と、前記機体本体２に固定され、前記前後方向Ｄａに延びて前記前後方向Ｄａの前方及び後方にそれぞれ開口１５、１６を有し、前記ローター軸１１及び前記動翼１２を覆うように設けられたハウジング１３と、前記ハウジング１３の内周面１３ｆから前記ファン径方向Ｄｆの内側に延びる静翼１４と、前記動翼１２の前記ファン径方向Ｄｆの外側で前記ハウジング１３内の流体を吸引する動翼流体吸引部２５と、を備える。
　このような航空機１のファン装置１０Ｃは、機体本体２の外表面２ｆに設けられている。動翼流体吸引部２５は、動翼先端部１２ｓ側で流体を吸引する。これにより、ハウジング１３内において、特にローター軸１１に対して機体本体２の外表面２ｆに近い側の領域で、境界層による影響によって動翼先端部１２ｓ近傍における空気の流れの流速が低下して動翼１２の流入角が増加し、翼面上で流れが剥離することが抑えられる。したがって、動翼１２近傍における失速が抑えられ、ハウジング１３内における空気の流れの剥離が抑えられる。このように、ファン装置１０Ｃの運用範囲を広げ、航空機１の推進効率を向上させることが可能となる。
　上記態様によれば、ハウジング内における空気の流れの剥離を抑えることによって、ファン装置の運用範囲を広げ、推進効率を向上させることができる。
１…航空機
２…機体本体
２ａ…機首
２ｂ…機尾
２ｆ…外表面
３…主翼
４…尾翼
４ａ…垂直尾翼
１０Ａ～１０Ｄ…ファン装置
１１…ローター軸
１２…動翼
１２ｃ…中間位置
１２ｆ…前縁
１２ｒ…後縁
１２ｓ…動翼先端部
１３…ハウジング
１３ｆ…内周面
１４…静翼
１４ａ…腹側表面
１４ｂ…背側表面
１４ｃ…中間位置
１４ｆ…前縁
１４ｒ…後縁
１４ｔ…静翼先端部
１５、１６…開口
２０Ａ～２０Ｃ…流体吸引部
２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｂｐ、２１Ｂｑ…静翼流体吸引部
２２Ａ、２２Ｂ、２２Ｂｐ、２２Ｂｑ…第一開口部
２３…第二開口部
２４…第一流路部
２５…動翼流体吸引部
２６…第三開口部
２７…第四開口部
２８…第二流路部
３０…開閉弁
４０…センサー
５０…制御装置
５１…信号入力部
５３…開閉制御部
５５…信号出力部
Ｃｆ…中心軸

Claims (9)

  1. 　前後方向に延びる機体本体と、
    　前記機体本体の前記前後方向の後部に設けられる尾翼と、
    　前記機体本体において前記尾翼よりも前記前後方向の前方に設けられた主翼と、
    　前記機体本体の外表面に設けられたファン装置と、を備え、
    　前記ファン装置は、
    　　前記機体本体の前記外表面よりも機体径方向の外側に配置され、前記前後方向に延びる中心軸回りに回転可能に設けられたローター軸と、
    　　前記ローター軸に対し、前記ローター軸を中心としたローター径方向の外側に設けられた動翼と、
    　　前記機体本体に固定され、前記前後方向に延びて前記前後方向の前方及び後方にそれぞれ開口を有し、前記ローター軸及び前記動翼を覆うように設けられたハウジングと、
    　　前記ハウジングの内周面から前記ローター径方向の内側に延びる静翼と、
    　　前記静翼の前記ローター径方向の内側の静翼先端部側で流体を吸引する静翼流体吸引部と、を備える
    航空機。
  2. 　前記ファン装置は、前記機体本体の前記機体径方向の外側に、前記機体本体の外表面に沿った機体周方向に間隔をあけて複数設けられている
    請求項１に記載の航空機。
  3. 　前記静翼流体吸引部は、前記ローター軸周りのローター周方向に間隔をあけて複数設けられている
    　請求項１又は２に記載の航空機。
  4. 　各前記静翼流体吸引部は、
    　　前記静翼先端部に開口する第一開口部と、前記前後方向において前記第一開口部よりも後方に開口する第二開口部と、を連通する第一流路部を有する
    　請求項３に記載の航空機。
  5. 　前記ローター軸に対して前記機体本体に近い側に配置された前記静翼流体吸引部の前記第一開口部の開口面積が、前記ローター軸に対して前記機体本体から遠い側に配置された前記静翼流体吸引部の前記第一開口部の開口面積よりも大きい
    　請求項４に記載の航空機。
  6. 　前記静翼流体吸引部における前記流体の吸引を断続する開閉弁をさらに備える
    　請求項１又は２に記載の航空機。
  7. 　前記動翼の前記ローター径方向の外側で前記ハウジング内の流体を吸引する動翼流体吸引部と、をさらに備える
    　請求項１又は２に記載の航空機。
  8. 　各前記動翼流体吸引部は、
    　　動翼先端部に対して前記ローター径方向で対向して開口する第三開口部と、前記前後方向において前記第三開口部よりも後方に開口する第四開口部と、を連通する第二流路部を有する
    　請求項７に記載の航空機。
  9. 　前後方向に延びる機体本体と、
    　前記機体本体の前記前後方向の後部に設けられる尾翼と、
    　前記機体本体において前記尾翼よりも前記前後方向の前方に設けられた主翼と、
    　前記機体本体の外表面に設けられたファン装置と、を備え、
    　前記ファン装置は、
    　　前記機体本体の前記外表面よりも機体径方向の外側に配置され、前記前後方向に延びる中心軸回りに回転可能に設けられたローター軸と、
    　　前記ローター軸に対し、前記ローター軸を中心としたローター径方向の外側に設けられた動翼と、
    　　前記機体本体に固定され、前記前後方向に延びて前記前後方向の前方及び後方にそれぞれ開口を有し、前記ローター軸及び前記動翼を覆うように設けられたハウジングと、
    　　前記ハウジングの内周面から前記ローター径方向の内側に延びる静翼と、
    　　前記動翼の前記ローター径方向の外側で前記ハウジング内の流体を吸引する動翼流体吸引部と、を備える
    航空機。
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