JPH0310560B2 - - Google Patents
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- JPH0310560B2 JPH0310560B2 JP56029455A JP2945581A JPH0310560B2 JP H0310560 B2 JPH0310560 B2 JP H0310560B2 JP 56029455 A JP56029455 A JP 56029455A JP 2945581 A JP2945581 A JP 2945581A JP H0310560 B2 JPH0310560 B2 JP H0310560B2
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- JP
- Japan
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- fan
- cowl
- bypass
- duct
- aircraft
- Prior art date
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
-
- 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
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings or cowlings
- B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings or cowlings associated with wings
-
- 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—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2230/00—Boundary layer controls
- B64C2230/20—Boundary layer controls by passively inducing fluid flow, e.g. by means of a pressure difference between both ends of a slot or duct
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、翼装着ガスターボフアン航空機エン
ジンのナセルおよびバイパスダクト構造に関す
る。
ジンのナセルおよびバイパスダクト構造に関す
る。
周知の通り、飛行中に航空機翼が生成する揚力
は、翼プラツトホームに働く圧力差の結果得られ
るものである。翼が空気中を通過するとき、翼の
下側には相対的に高い空気圧力が発現し、翼の上
側には相対的に低い空気圧力が発現する。一般
に、翼の上面および下面間の圧力の差が大きけれ
ば大きい程、翼がつくり出す揚力は大きくなる。
同じく周知の通り、航空機を一層大きく傾斜させ
ればさせる程、翼の迎え角が増加し、これに応じ
て圧力差、また従つて揚力も増加する。残念なが
ら、迎え角が増加すると、それに応じて、翼の生
成する空力抗力（ドラツグ）に影響を与える。一
層大きな揚力を得るために翼の迎え角を増すの
で、翼が呈する正面面積が一層大となり、これが
原因で抗力が増す。
は、翼プラツトホームに働く圧力差の結果得られ
るものである。翼が空気中を通過するとき、翼の
下側には相対的に高い空気圧力が発現し、翼の上
側には相対的に低い空気圧力が発現する。一般
に、翼の上面および下面間の圧力の差が大きけれ
ば大きい程、翼がつくり出す揚力は大きくなる。
同じく周知の通り、航空機を一層大きく傾斜させ
ればさせる程、翼の迎え角が増加し、これに応じ
て圧力差、また従つて揚力も増加する。残念なが
ら、迎え角が増加すると、それに応じて、翼の生
成する空力抗力（ドラツグ）に影響を与える。一
層大きな揚力を得るために翼の迎え角を増すの
で、翼が呈する正面面積が一層大となり、これが
原因で抗力が増す。
航空機が亜音速で飛行しているとき、航空機翼
の下側に位置するエンジンが原因で、局部的に翼
下圧力が、エンジンなしのとき同じ翼の下側に生
じるはずの圧力より低くなる。この局部的翼下圧
力の低下の結果として、圧力差は減少し、従つて
所定の迎え角での翼揚力が減少する。所定の航空
機には所定の巡航速度で高度を維持するために所
定量の揚力が必要であるので、エンジンナセルの
存在により失なわれる分の揚力を回復するために
は、翼の迎え角を増加しなければならない。エン
ジンに帰因する揚力損失を相殺するために必要な
この迎え角の増加は、予想通り、空力抗力の増加
という別の結果を生む。当業者は通常、翼の下側
のナセルの存在により生じるこの抗力を「干渉抗
力」と呼んでいる。
の下側に位置するエンジンが原因で、局部的に翼
下圧力が、エンジンなしのとき同じ翼の下側に生
じるはずの圧力より低くなる。この局部的翼下圧
力の低下の結果として、圧力差は減少し、従つて
所定の迎え角での翼揚力が減少する。所定の航空
機には所定の巡航速度で高度を維持するために所
定量の揚力が必要であるので、エンジンナセルの
存在により失なわれる分の揚力を回復するために
は、翼の迎え角を増加しなければならない。エン
ジンに帰因する揚力損失を相殺するために必要な
この迎え角の増加は、予想通り、空力抗力の増加
という別の結果を生む。当業者は通常、翼の下側
のナセルの存在により生じるこの抗力を「干渉抗
力」と呼んでいる。
干渉抗力を分析したところ、異なるエンジンナ
セル形状が空気流内では自ずと類似のまたは同一
の隔離抗力を呈するが、翼圧力分布には極めて異
なつた作用をもち得、従つて広い範囲で相違する
量の干渉抗力を生成することを確かめた。これら
の相違およびこの干渉抗力の原因を理解するため
にさらに分析を行つた。この分析の結果、干渉抗
力を減少させるためには、翼圧力分布に与えるエ
ンジンフアン空気排出システムの影響を最小にす
る努力を払うべきであることがわかつた。
セル形状が空気流内では自ずと類似のまたは同一
の隔離抗力を呈するが、翼圧力分布には極めて異
なつた作用をもち得、従つて広い範囲で相違する
量の干渉抗力を生成することを確かめた。これら
の相違およびこの干渉抗力の原因を理解するため
にさらに分析を行つた。この分析の結果、干渉抗
力を減少させるためには、翼圧力分布に与えるエ
ンジンフアン空気排出システムの影響を最小にす
る努力を払うべきであることがわかつた。
広義には、本発明の１実施例においては、エン
ジンナセルおよびバイパスダクトの構造を、バイ
パス排出空気を方向付け直してその翼下圧力に与
える影響を最小にする目的で、改良する。第一
に、バイパス流れを半径方向内方にかつ翼の下側
から遠去かる方に物理的に転向する目的で、バイ
パスダクトの内面輪郭をその後端で半径方向内方
に湾曲させる。第二に、ノズルスロートをバイパ
スダクト内に従来例より上流の位置に形成する。
スロートを上流側の特定位置に配置して外部空気
圧とほゞ合致するバイパスダクト出口圧力を得、
かくしてバイパス排出空気流が翼の方向に膨張し
たり流れたりしないようにする。第三に、バイパ
スダクト出口のすぐ下流に位置するナセルの部分
の外径を小さくするとともに半径方向内方に湾曲
させて、航空機翼から一層離れた位置に排気流れ
のための流れ領域をとる。
ジンナセルおよびバイパスダクトの構造を、バイ
パス排出空気を方向付け直してその翼下圧力に与
える影響を最小にする目的で、改良する。第一
に、バイパス流れを半径方向内方にかつ翼の下側
から遠去かる方に物理的に転向する目的で、バイ
パスダクトの内面輪郭をその後端で半径方向内方
に湾曲させる。第二に、ノズルスロートをバイパ
スダクト内に従来例より上流の位置に形成する。
スロートを上流側の特定位置に配置して外部空気
圧とほゞ合致するバイパスダクト出口圧力を得、
かくしてバイパス排出空気流が翼の方向に膨張し
たり流れたりしないようにする。第三に、バイパ
スダクト出口のすぐ下流に位置するナセルの部分
の外径を小さくするとともに半径方向内方に湾曲
させて、航空機翼から一層離れた位置に排気流れ
のための流れ領域をとる。
次に図面を参照しながら本発明を具体的に説明
する。
する。
第１図に従来の翼に装着したガスターボフアン
エンジンを示す。この翼装着ターボフアンエンジ
ン１０はパイロン１２により航空機翼１４から懸
架されている。第１図に示すようなエンジンおよ
び翼構造を有する航空機は亜音速飛行用に設計さ
れている。エンジン１０は代表的な高バイパスタ
ーボフアン航空機エンジンであり、上流領域また
は前方部分に相対的に大径のフアンカウル１６と
下流領域または後方部分に相対的に小径のコアカ
ウル１８とよりなる外側カバー、即ちナセル１５
を有する。フアンカウル１６は、回転フアンブレ
ードが大量の空気を後方に加速するエンジンのフ
アン区分を覆う。フアンにより加速されたこの空
気の一部はエンジンのタービン区分をバイパス
し、コアカウル１８を半径方向に包囲する領域で
フアンカウル１６の後方区分から排出される。フ
アン空気の残りの部分は入口１７からエンジンの
タービン区分にひき入れられ、ここで燃焼過程に
用いられてエンジン推力を生成する。燃焼過程か
ら生じるガスは、タービン内を流れた後、さらに
下流でコアカウル１８の後端１９から排出され
る。
エンジンを示す。この翼装着ターボフアンエンジ
ン１０はパイロン１２により航空機翼１４から懸
架されている。第１図に示すようなエンジンおよ
び翼構造を有する航空機は亜音速飛行用に設計さ
れている。エンジン１０は代表的な高バイパスタ
ーボフアン航空機エンジンであり、上流領域また
は前方部分に相対的に大径のフアンカウル１６と
下流領域または後方部分に相対的に小径のコアカ
ウル１８とよりなる外側カバー、即ちナセル１５
を有する。フアンカウル１６は、回転フアンブレ
ードが大量の空気を後方に加速するエンジンのフ
アン区分を覆う。フアンにより加速されたこの空
気の一部はエンジンのタービン区分をバイパス
し、コアカウル１８を半径方向に包囲する領域で
フアンカウル１６の後方区分から排出される。フ
アン空気の残りの部分は入口１７からエンジンの
タービン区分にひき入れられ、ここで燃焼過程に
用いられてエンジン推力を生成する。燃焼過程か
ら生じるガスは、タービン内を流れた後、さらに
下流でコアカウル１８の後端１９から排出され
る。
分析によつて確かめたところでは、翼１４の下
面に隣接する外部亜音速空気流とフアンカウル１
６の後端から排出される超音速空気流との間の相
互作用に影響を与える主要因子が少くとも３つあ
る。第１図に関連して述べると、第１の因子は翼
下面と分割流線２２と称されるものとの間の矢印
２０で示される最小の物理的距離である。この分
割流線は、フアンカウル１６から排出されるフア
ン空気流と、フアンカウル１６の外側を通過する
周囲外部空気流との間の境界である。この分割流
線は当業界において、「スリツプライン（slip
line）」としても知られており、巡航状態での平
常位置に波線２２で示されている。
面に隣接する外部亜音速空気流とフアンカウル１
６の後端から排出される超音速空気流との間の相
互作用に影響を与える主要因子が少くとも３つあ
る。第１図に関連して述べると、第１の因子は翼
下面と分割流線２２と称されるものとの間の矢印
２０で示される最小の物理的距離である。この分
割流線は、フアンカウル１６から排出されるフア
ン空気流と、フアンカウル１６の外側を通過する
周囲外部空気流との間の境界である。この分割流
線は当業界において、「スリツプライン（slip
line）」としても知られており、巡航状態での平
常位置に波線２２で示されている。
第２の因子はフアンカウル１６を出るフアン空
気流の周囲空気圧に対する総合圧力比（PT/FAN／
PO）である。ここでPT/FANは排出フアン空気流の
岐点圧を示し、POは周囲空気の静圧を示す。
気流の周囲空気圧に対する総合圧力比（PT/FAN／
PO）である。ここでPT/FANは排出フアン空気流の
岐点圧を示し、POは周囲空気の静圧を示す。
第３の因子はフアンカウル１６の外側を通過す
る周囲空気流のマツハ数である。
る周囲空気流のマツハ数である。
翼１４の下面と分割流線２２との間の周囲空気
の流れは、幾つかの点で、断面積の変化するダク
トを通る空気の流れに似ている。この断面積の変
化は、エンジンと翼との間に流れる周囲空気に
「チヤンネリング効果」を生じる。これはノズル
に基因する効果に似ている。ここで第２図に移つ
て、チヤンネルまたはノズル内の局部静圧
（Ps／Pt）の変化を、第１図の翼下面と分割流線
２２との間の断面積に近似する流れ断面積の関数
として示す。第２図の符号を説明すると、Ａは局
部断面積、A*は基準スロート、即ち翼とエンジ
ン間の「チヤンネル」の最小面積、Psは局部静
圧、Ptは所定の流れに関する岐点圧を示す。A*
およびPtはともにダクトにおける所定の流量に
関して一定である。グラフは、スロートA*より
上流の流れが亜音速（Ｍ＜1.0）のとき、ダクト
面積の減少により局部静圧（Ps）が減少し、同
じ上流の流れが超音速（Ｍ＞1.0）のとき、ダク
ト面積の増加により局部静圧がさらに減少するこ
とを示している。この挙動はノズルを通る空気流
に典型的なもので、航空兼機械エンジニア達によ
く知られている。この物理的現象の重要な特徴
は、空気流が亜音速（Ｍ＜1.0）から超音速（Ｍ
＞1.0）に移行するにつれて、チヤンネル状区域
またはノズルが局部静圧（Ps）を迅速に減少さ
せることである。これが航空機翼とエンジンとの
間で起る現象である。航空機翼の下側の領域にお
いてこのノズル効果が原因で静圧が降下すると、
翼揚力に悪い影響がある。
の流れは、幾つかの点で、断面積の変化するダク
トを通る空気の流れに似ている。この断面積の変
化は、エンジンと翼との間に流れる周囲空気に
「チヤンネリング効果」を生じる。これはノズル
に基因する効果に似ている。ここで第２図に移つ
て、チヤンネルまたはノズル内の局部静圧
（Ps／Pt）の変化を、第１図の翼下面と分割流線
２２との間の断面積に近似する流れ断面積の関数
として示す。第２図の符号を説明すると、Ａは局
部断面積、A*は基準スロート、即ち翼とエンジ
ン間の「チヤンネル」の最小面積、Psは局部静
圧、Ptは所定の流れに関する岐点圧を示す。A*
およびPtはともにダクトにおける所定の流量に
関して一定である。グラフは、スロートA*より
上流の流れが亜音速（Ｍ＜1.0）のとき、ダクト
面積の減少により局部静圧（Ps）が減少し、同
じ上流の流れが超音速（Ｍ＞1.0）のとき、ダク
ト面積の増加により局部静圧がさらに減少するこ
とを示している。この挙動はノズルを通る空気流
に典型的なもので、航空兼機械エンジニア達によ
く知られている。この物理的現象の重要な特徴
は、空気流が亜音速（Ｍ＜1.0）から超音速（Ｍ
＞1.0）に移行するにつれて、チヤンネル状区域
またはノズルが局部静圧（Ps）を迅速に減少さ
せることである。これが航空機翼とエンジンとの
間で起る現象である。航空機翼の下側の領域にお
いてこのノズル効果が原因で静圧が降下すると、
翼揚力に悪い影響がある。
再び第１図に戻つて、翼１４の下面と分割流線
２２との間の流れは、上述したような断面積の変
化するダクト内の流れに極似した挙動を呈する。
翼１４の前縁から始めてみると、翼下面と分割流
線２２との間の距離が、翼前縁より後方にある程
度進んだ軸線方向位置で、第１図に矢印２０で示
すように最小値まで減少することがすぐに分か
る。翼１４の下側近くにエンジンナセル１５およ
びここから伸びる分割流線が存在するので、矢印
２０の位置にスロートを有するこの「チヤンネ
ル」または「ノズル」が形成される。圧力減少の
大きさ、従つて航空機揚力の損失の大きさは、翼
１４に対するナセルの位置およびフアンジエツト
分割流線２２の位置の関数である。流線２２が一
層大きく波うち翼下面に一層近づくと、翼１４と
分割流線２２との間の面積の減少は一層大とな
り、従つて翼１４の下側の空気圧は一層低くな
る。エンジンナセルの位置を固定したとすると、
フアンジエツト分割流線２２の位置を変えて揚力
損失を小さくしなければならず、このようにすれ
ば航空機が一層小さい迎え角を維持しこれに対応
する誘導空力抗力を減少させることができる。
２２との間の流れは、上述したような断面積の変
化するダクト内の流れに極似した挙動を呈する。
翼１４の前縁から始めてみると、翼下面と分割流
線２２との間の距離が、翼前縁より後方にある程
度進んだ軸線方向位置で、第１図に矢印２０で示
すように最小値まで減少することがすぐに分か
る。翼１４の下側近くにエンジンナセル１５およ
びここから伸びる分割流線が存在するので、矢印
２０の位置にスロートを有するこの「チヤンネ
ル」または「ノズル」が形成される。圧力減少の
大きさ、従つて航空機揚力の損失の大きさは、翼
１４に対するナセルの位置およびフアンジエツト
分割流線２２の位置の関数である。流線２２が一
層大きく波うち翼下面に一層近づくと、翼１４と
分割流線２２との間の面積の減少は一層大とな
り、従つて翼１４の下側の空気圧は一層低くな
る。エンジンナセルの位置を固定したとすると、
フアンジエツト分割流線２２の位置を変えて揚力
損失を小さくしなければならず、このようにすれ
ば航空機が一層小さい迎え角を維持しこれに対応
する誘導空力抗力を減少させることができる。
エンジン設計技術者が変えることのできる、フ
アンジエツト分割流線２２の形状に影響を与える
因子は少くとも３つある。これらの因子は、排出
フアン空気の圧力、フアンカウル１６の後縁の形
状、およびコアカウル１８の外表面の形状であ
る。
アンジエツト分割流線２２の形状に影響を与える
因子は少くとも３つある。これらの因子は、排出
フアン空気の圧力、フアンカウル１６の後縁の形
状、およびコアカウル１８の外表面の形状であ
る。
第３図に、これら３つの因子がフアンジエツト
分割流線２２に与える影響を説明するために、フ
アンカウル１６の後縁の一部およびコアカウル１
８の一部を拡大して示す。フアンカウル１６の後
方部分とコアカウル１８の前方部分との間の空間
はバイパスダクト２４と称される。バイパスダク
ト２４は、エンジンのタービン区分をバイパスす
るフアン空気が占める通路を包囲する。フアンカ
ウル１６の後端の位置でバイパスダクトから投射
されている直線は、初期排出角２６および出口静
圧比が分割流線２２の形状に与える影響を示すた
めに描かれている。図面から理解できるように、
初期排出角２６が大きければ大きい程、分割流線
２２の最大直径が大きくなる。同様に、出口静圧
比PE／PO（出口での静圧／フアンカウルの外側の
静圧）が高ければ高い程、分割流線の最大直径が
大きくなる。出口圧力（PE）が分割流線に影響
するのは、出てくるガスの圧力が高ければ高い
程、ガスが半径方向外方へ周囲空気流中に膨張す
る傾向が大となるからである。
分割流線２２に与える影響を説明するために、フ
アンカウル１６の後縁の一部およびコアカウル１
８の一部を拡大して示す。フアンカウル１６の後
方部分とコアカウル１８の前方部分との間の空間
はバイパスダクト２４と称される。バイパスダク
ト２４は、エンジンのタービン区分をバイパスす
るフアン空気が占める通路を包囲する。フアンカ
ウル１６の後端の位置でバイパスダクトから投射
されている直線は、初期排出角２６および出口静
圧比が分割流線２２の形状に与える影響を示すた
めに描かれている。図面から理解できるように、
初期排出角２６が大きければ大きい程、分割流線
２２の最大直径が大きくなる。同様に、出口静圧
比PE／PO（出口での静圧／フアンカウルの外側の
静圧）が高ければ高い程、分割流線の最大直径が
大きくなる。出口圧力（PE）が分割流線に影響
するのは、出てくるガスの圧力が高ければ高い
程、ガスが半径方向外方へ周囲空気流中に膨張す
る傾向が大となるからである。
最後に、エンジン中心線に対するコアカウル１
８の半径が大きければ大きい程、コアカウルがバ
イパス流れを半径方向外方へ物理的に一層大きく
押広げ、これにより分割流線の最大直径を増加す
る。分割流線２２の最大直径が増加すると翼下面
と流線との間の流れ区域が減少するので、翼表面
の下側の圧力が減少し、前述したように誘導抗力
の不利が生じる。フアンカウル１６、バイパスダ
クト２４およびコアカウル１８の構造を分割流線
２２の最大直径を小さくするように変更すると、
これに対応して翼揚力に有利な影響があり、これ
により誘導抗力を小さくする。このことが本発明
の目的である。
８の半径が大きければ大きい程、コアカウルがバ
イパス流れを半径方向外方へ物理的に一層大きく
押広げ、これにより分割流線の最大直径を増加す
る。分割流線２２の最大直径が増加すると翼下面
と流線との間の流れ区域が減少するので、翼表面
の下側の圧力が減少し、前述したように誘導抗力
の不利が生じる。フアンカウル１６、バイパスダ
クト２４およびコアカウル１８の構造を分割流線
２２の最大直径を小さくするように変更すると、
これに対応して翼揚力に有利な影響があり、これ
により誘導抗力を小さくする。このことが本発明
の目的である。
第４図に本発明の１実施例を実現したターボフ
アンエンジン１０の断面図を示す。本発明では、
エンジンのバイパス空気排出システムを改良して
分割流線２２の最大半径を小さくし、従つて抗力
を小さくするために、３つの別々の構造的特徴を
用いる。第一に、バイパスダクト２４の後端の外
表面を画成するフアンカウル１６の内面の後縁を
成形し直す。即ち、フアン排出流れをエンジン中
心線に関して半径方向内方へ導びくために、フア
ンカウルの下流部分２８を半径方向内方に湾曲さ
せる。第４図の実施例では、フアンカウルの下流
部分２８を、コアカウル１８の最大半径に対向す
る位置からバイパスダクト２４の末端まで半径方
向内方に湾曲させる。
アンエンジン１０の断面図を示す。本発明では、
エンジンのバイパス空気排出システムを改良して
分割流線２２の最大半径を小さくし、従つて抗力
を小さくするために、３つの別々の構造的特徴を
用いる。第一に、バイパスダクト２４の後端の外
表面を画成するフアンカウル１６の内面の後縁を
成形し直す。即ち、フアン排出流れをエンジン中
心線に関して半径方向内方へ導びくために、フア
ンカウルの下流部分２８を半径方向内方に湾曲さ
せる。第４図の実施例では、フアンカウルの下流
部分２８を、コアカウル１８の最大半径に対向す
る位置からバイパスダクト２４の末端まで半径方
向内方に湾曲させる。
本発明の第２の特徴は、バイパスダクト２４の
後端位置での流れ区域分布を構成し直すことであ
る。この再構成を行うために、最小断面区域また
はノズルスロート３１をバイパスダクト出口より
上流または前方に移動して、ノズルのスロートの
場所でバイパス流れがこれを囲む周囲空気中に排
出される位置に置かないようにする。ノズルスロ
ートを前方に移動することにより、バイパスダク
トの下流端における流れ区域分布を増加し、これ
により先細−末広ノズルを形成する。ノズルのス
ロートの位置でバイパス流れがしぼられるので、
ノズルの末広部でのバイパス流れは下流方向に膨
張し圧力を失なう。末広部の長さを注意深く定め
て、ノズル出口での圧力が、航空機巡航中のフア
ンカウル１６の出口における周囲空気流圧力に
ほゞ等しくなるようにする。これにより出口静圧
比（PE／PO）が約1.0となる。出口静圧比が1.0で
あると、バイパス流れのノズル排出角が２８にお
けるフアンカウルの内壁の角度にほゞ等しくな
る。この圧力比が1.0より大であると、排出角が
壁の角度より大となり、これがためジエツトプル
ーム（排気流）がバイパス壁角度に対して波う
つ。
後端位置での流れ区域分布を構成し直すことであ
る。この再構成を行うために、最小断面区域また
はノズルスロート３１をバイパスダクト出口より
上流または前方に移動して、ノズルのスロートの
場所でバイパス流れがこれを囲む周囲空気中に排
出される位置に置かないようにする。ノズルスロ
ートを前方に移動することにより、バイパスダク
トの下流端における流れ区域分布を増加し、これ
により先細−末広ノズルを形成する。ノズルのス
ロートの位置でバイパス流れがしぼられるので、
ノズルの末広部でのバイパス流れは下流方向に膨
張し圧力を失なう。末広部の長さを注意深く定め
て、ノズル出口での圧力が、航空機巡航中のフア
ンカウル１６の出口における周囲空気流圧力に
ほゞ等しくなるようにする。これにより出口静圧
比（PE／PO）が約1.0となる。出口静圧比が1.0で
あると、バイパス流れのノズル排出角が２８にお
けるフアンカウルの内壁の角度にほゞ等しくな
る。この圧力比が1.0より大であると、排出角が
壁の角度より大となり、これがためジエツトプル
ーム（排気流）がバイパス壁角度に対して波う
つ。
分割流線の最大直径を小さくする本発明の第３
の特徴は、円錐状コアカウル１８の形状の再構成
である。具体的には、円錐状コアカウル１８に、
ノズルスロートからコアカウルの後端まで一様に
減少する外径を与える。所定量のバイパス流れが
コアカウルに沿つて所定圧力比で通過する場合、
最大外径の小さいカウルの方が、それにより生じ
る分割流線の最大直径も通常小さくなる。コアカ
ウル半径の減少により得られるフアン排出流れ用
流れ区域は、中心線に一層近くかつ航空機翼から
一層遠くなる。この配置し直された流れ区域は、
分割流線２２を航空機翼１４からさらに遠くに配
置し直す効果を有する。
の特徴は、円錐状コアカウル１８の形状の再構成
である。具体的には、円錐状コアカウル１８に、
ノズルスロートからコアカウルの後端まで一様に
減少する外径を与える。所定量のバイパス流れが
コアカウルに沿つて所定圧力比で通過する場合、
最大外径の小さいカウルの方が、それにより生じ
る分割流線の最大直径も通常小さくなる。コアカ
ウル半径の減少により得られるフアン排出流れ用
流れ区域は、中心線に一層近くかつ航空機翼から
一層遠くなる。この配置し直された流れ区域は、
分割流線２２を航空機翼１４からさらに遠くに配
置し直す効果を有する。
第５図に、第４図からの本発明のエンジンおよ
びナセルを破線２９にて、第３図の従来のエンジ
ンおよびナセルに重ね合わせて示す。この図から
フアンカウル１６、コアカウル１８およびフアン
カウルの下流部分２８の構成の相違がすぐにわか
る。２つのエンジンの分割流線を隔てる領域をハ
ツチング部分３０で示す。このハツチング部分３
０の外周３２が従来のエンジンの分割流線の位置
であり、内周３４が本発明を用いたエンジンの分
割流線の位置である。航空機翼付近の相違がこの
図から明らかである。
びナセルを破線２９にて、第３図の従来のエンジ
ンおよびナセルに重ね合わせて示す。この図から
フアンカウル１６、コアカウル１８およびフアン
カウルの下流部分２８の構成の相違がすぐにわか
る。２つのエンジンの分割流線を隔てる領域をハ
ツチング部分３０で示す。このハツチング部分３
０の外周３２が従来のエンジンの分割流線の位置
であり、内周３４が本発明を用いたエンジンの分
割流線の位置である。航空機翼付近の相違がこの
図から明らかである。
第１図は従来の翼装着ターボフアンエンジンお
よびそれに関連する排出流れの流れパターンを示
す側面図、第２図は局部的空気静圧（Ps）をノ
ズル状流路の断面積(A)の関数として示すグラフ、
第３図は従来のガスターボフアンエンジンおよび
関連するフアン空気バイパス流れの流れパターン
の説明図、第４図は本発明を実現したガスターボ
フアンエンジンおよび関連するフアン空気バイパ
ス流れの流れパターンの説明図、および第５図は
第３図のガスターボフアンエンジンに第４図の本
発明に係わるガスターボフアンエンジンを破線で
重ねて示す説明図である。 １０……ガスターボフアンエンジン、１４……
翼、１５……ナセル、１６……フアンカウル、１
８……コアカウル、２２……分割流線、２４……
バイパスダクト、２８……フアンカウル下流部
分、２９……本発明のコアカウルの輪郭。
よびそれに関連する排出流れの流れパターンを示
す側面図、第２図は局部的空気静圧（Ps）をノ
ズル状流路の断面積(A)の関数として示すグラフ、
第３図は従来のガスターボフアンエンジンおよび
関連するフアン空気バイパス流れの流れパターン
の説明図、第４図は本発明を実現したガスターボ
フアンエンジンおよび関連するフアン空気バイパ
ス流れの流れパターンの説明図、および第５図は
第３図のガスターボフアンエンジンに第４図の本
発明に係わるガスターボフアンエンジンを破線で
重ねて示す説明図である。 １０……ガスターボフアンエンジン、１４……
翼、１５……ナセル、１６……フアンカウル、１
８……コアカウル、２２……分割流線、２４……
バイパスダクト、２８……フアンカウル下流部
分、２９……本発明のコアカウルの輪郭。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ フアン区分と、前端から最大半径の中間部分
まで外周半径が増加している前部分及びその中間
部分から後端まで外周半径が減少している円錐状
の後部分を持つコアカウルが周囲に配置されたタ
ービン区分とを有する航空機ガスターボフアンエ
ンジンのバイパス空気排出装置に於て、 前記フアン区分の周囲に配置された前部分と、
前記コアカウルの前部分、中間部分及び後部分の
前部から半径方向に離間し且つこれらを取り囲ん
でその間に、下流端にダクト出口を具えたバイパ
スダクトの先細−末広ノズルの先細、のど及び末
広区域をそれぞれ画成する後部分とを有し、ダク
ト出口を越えて十分に延在する前記コアカウルの
後部分の残部の上にフアンバイパス空気を略後方
に排出するフアンカウルを含み、該フアンバイパ
ス空気は航空機の巡航運転時には前記フアンカウ
ルの外側表面の上を流れる空気流とで分割流線を
形成し、該分割流線は前記フアンカウルの最後端
から後方に延在しており、 前記のど区域は前記ダクト出口より上流に配置
され、前記フアンカウルの後部分の内周表面は後
方に延在し前記コアカウルの中間部に対面する部
分から半径方向内向きに湾曲してフアンバイパス
空気をエンジンの中心線に対して半径方向内向き
に方向づけし、 前記末広区域は、前記ノズル出口のフアンバイ
パス空気の圧力を前記空気流の圧力と略釣り合せ
るために有効な所定の長さを有し、 前記先細−末広ノズル、前記フアンカウルの下
流内周表面部分及び前記コアの円錐状後部分は、
前記分割流線を前記フアンカウルの最後端から半
径方向内向きの勾配を与えて航空機の巡航運転時
の空力学的抗力を減少させる装置。 ２ フアン区分を半径方向で取り囲む前側部分
と、コアカウルの前部分から離隔し且つこれを取
囲みその間にエンジン中心軸を囲んで存在するフ
アンバイパスダクトを形成する後側部分とを有す
るフアンカウルを有し、該バイパスダクトはバイ
パス空気流を前記コアカウル上を略後方に向けて
排出するダクト出口を有し、該バイパス空気流は
航空機の巡航運転時には前記フアンカウルの外面
上の周囲空気流とともに、前記フアンカウルの最
後端から後向に延びる分割流線を形成するガスタ
ーボフアンエンジンが翼に懸架されているタイプ
の航空機に用いられるバイパス空気排出装置に於
て、 前記コアカウルはダクト出口を越えて十分に延
在し、前記ダクト出口より上流の該コアカウルの
最大半径の箇所から該コアカウルの後端まで一様
に減少する外径を有する円錐状後部分を含み、前
記フアンカウルの後側部分には前記バイパスダク
トの下流端側に内周面が有つて、該下流端側の内
周面は後方に延在し且つ前記コアカウルの最大半
径部分に対面する箇所から半径方向内向きに湾曲
しており、 前記フアンカウルの内周面と前記コアカウルの
外周面とがその間に、前記ダクト出口より上流で
あつて前記コアカウルの最大半径箇所に在るノズ
ルスロート、該ノズルスロートより上流の先細
部、及び該ノズルスロートより下流の末広部を持
ち且つ前記ダクト出口まで延在する先細−末広ノ
ズルを有する前記バイパスダクトの一部を形成
し、 前記バイパスダクトの末広部は、流れ区域分布
を増加し、航空機巡航運転時にバイパス空気圧を
外部空気圧にほぼ合致させるための所要の長さを
有し、 前記先細−末広ノズル、前記フアンカウルの後
側内面、及び前記コアカウルの円錐状後部分が前
記分割流線を前記フアンカウルの最後端から半径
方向内側に勾配させて、航空機の巡航運転時の空
気力学的抗力を減少するバイパス空気排出装置。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US12677980A | 1980-03-03 | 1980-03-03 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS56143330A JPS56143330A (en) | 1981-11-09 |
| JPH0310560B2 true JPH0310560B2 (ja) | 1991-02-13 |
Family
ID=22426613
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2945581A Granted JPS56143330A (en) | 1980-03-03 | 1981-03-03 | Reaction reducing nacelle |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS56143330A (ja) |
| CA (1) | CA1185101A (ja) |
| DE (1) | DE3107496A1 (ja) |
| FR (1) | FR2477100B1 (ja) |
| GB (1) | GB2071769B (ja) |
| IT (1) | IT1135607B (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| AU555526B2 (en) * | 1982-10-29 | 1986-09-25 | General Electric Company | Aircraft engine nacelle |
| FR2916737B1 (fr) * | 2007-06-01 | 2010-05-28 | Airbus France | Ensemble moteur pour aeronef a nacelle coulissante. |
| US9181899B2 (en) * | 2008-08-27 | 2015-11-10 | General Electric Company | Variable slope exhaust nozzle |
| US9810178B2 (en) | 2015-08-05 | 2017-11-07 | General Electric Company | Exhaust nozzle with non-coplanar and/or non-axisymmetric shape |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1211192A (en) * | 1964-07-01 | 1970-11-04 | Gen Electric | Improvements in low drag exhaust nozzle and nacelle arrangement for turbofan engines |
| US3670964A (en) * | 1971-01-18 | 1972-06-20 | Gen Motors Corp | Jet nozzle |
| GB1420625A (en) * | 1972-08-10 | 1976-01-07 | Rolls Royce | Pitch varying mechanism for a variable pitch fan or propeller |
| US3896615A (en) * | 1973-02-08 | 1975-07-29 | United Aircraft Corp | Gas turbine engine for subsonic flight |
| US3881315A (en) * | 1973-03-19 | 1975-05-06 | Gen Electric | Fan duct flow deflector |
| CA1020365A (en) * | 1974-02-25 | 1977-11-08 | James E. Johnson | Modulating bypass variable cycle turbofan engine |
| DE2512082A1 (de) * | 1974-03-26 | 1975-10-09 | Rolls Royce 1971 Ltd | Gasturbinenstrahltriebwerk |
| GB1522558A (en) * | 1976-04-05 | 1978-08-23 | Rolls Royce | Duct linings |
-
1980
- 1980-12-19 CA CA000367228A patent/CA1185101A/en not_active Expired
-
1981
- 1981-02-24 IT IT19946/81A patent/IT1135607B/it active
- 1981-02-25 GB GB8105917A patent/GB2071769B/en not_active Expired
- 1981-02-27 DE DE19813107496 patent/DE3107496A1/de active Granted
- 1981-03-03 JP JP2945581A patent/JPS56143330A/ja active Granted
- 1981-03-03 FR FR8104167A patent/FR2477100B1/fr not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE3107496C2 (ja) | 1989-12-07 |
| IT1135607B (it) | 1986-08-27 |
| JPS56143330A (en) | 1981-11-09 |
| FR2477100A1 (fr) | 1981-09-04 |
| FR2477100B1 (fr) | 1986-03-21 |
| CA1185101A (en) | 1985-04-09 |
| GB2071769A (en) | 1981-09-23 |
| GB2071769B (en) | 1984-08-22 |
| DE3107496A1 (de) | 1981-12-24 |
| IT8119946A0 (it) | 1981-02-24 |
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