JPH0350100A - 混成層流ナセル - Google Patents

混成層流ナセル

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JPH0350100A
JPH0350100A JP2120171A JP12017190A JPH0350100A JP H0350100 A JPH0350100 A JP H0350100A JP 2120171 A JP2120171 A JP 2120171A JP 12017190 A JP12017190 A JP 12017190A JP H0350100 A JPH0350100 A JP H0350100A
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suction
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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】 ［発明の背景］ （発明の分野） 本発明は航空機エンジンを収納するナセルに関し、特に
、航空機の巡航時に摩擦抵抗の低い層流を生じそして航
空機の巡航外（Ｉ１１陸または低速）運航時に剥離しな
い流れを生じるのに有効な混成層流ナセルに関する。
（先行技術の説明） 外装エンジン、例えば、パイロンによって翼の下方に装
備されたガスタービンエンジンを備えた亜音速航空機で
は、エンジンのナセルに沿う自由空気流による空気力学
的抗力が通例エンジン全推力の約４％に相当する。この
空力抗力を減らせれば燃料消費量をかなり節約し得る。
従って、エンジンナセルの所望機能の一つは、比較的低
い空力抗力を生じる航空機エンジン用の軽量ハウジング
として機能することである。
ナセルによる空力抗力は、航空機の飛行中に自由流空気
が流れるナセルの外面上の圧力分布と同面上の無次元摩
擦係数Ｃｆとによって定まる。空力抗力の減少は、表面
圧力分布が境界層の剥離なしにナセル外面上の層流境界
層の形成を促進する場合に生じる。摩擦係数Ｃｆ、従っ
て、空力抗力は層流境界層が存在する時低い値になる。
ナセル外面に沿う境界層が層流から乱流に遷移する所で
、摩擦係数Ｃｆ、従って、空力抗力の値は増大する。
従って、層流境界層の流れの範囲を増し、乱流の範囲を
減らしそして境界層の剥離を防止するのに有効な表面圧
力分布を促進するナセルを設けることが望ましい。
従来の経験によれば、ナセルの外面の形状を適当に設計
すると、ナセルの広い区域にわたって好適な圧力勾配が
得られ、従って、層流から乱流への遷移を遅らせること
ができる。その結果、摩擦抵抗または空力抗力が比較的
低く、巡航中の燃料燃焼が１゜０〜１．５％減少するよ
うなナセルが設計される。このようなナセル設計の一例
は、ラーティ（Ｄ、　Ｊ　、Ｌａｈｔ　Ｉ）等に付与さ
れかつ本発明の譲受人にｊ渡された米国特許第４７９９
６３３号に開示されている自然層流ナセル（ＮＬＰＮ）
である。ＮＬＦＮは、航空機の巡航時の空力抗力を先行
技術のナセルと比べて約５０９６減らし得る。
しかし、ＮＬＦＮは巡航性能に重点を置き、（従来のナ
セルの鈍いリップ形の前縁に比べ）比較的鋭いリップ形
の前縁を有し、これは航空機の巡航外（離陸または低速
、高迎え角）運航には不適当である。さらに、航空機の
巡航中、ＮＬＦＮは初期の溢れ抗力と造波抗力を従来の
ナセルより早く（すなわち、それぞれ比較的高い質量流
量比と比較的低い自由流マツハ数で）引起こし得る。
層流を維持し拡大することによってＮＬＦＮの低速時の
働きを高めるために提案された従来の一解決策は、可変
形状機構または可変前縁機構、例えば、フラップまたは
並進スラットであり、これらは前述の引用特許（第８列
第４９〜５５行参照）に示されている。これらは実現可
能な解決策のように見えるが、このような機構の主さと
機械的複雑さは、ＮＬＦＮ設計によって生じた層流に起
因する巡航時抗力低下の有利さを打消す可能性がある。
加えて、これらの解決策では、前記機構を高速運航のた
めに後退させた時、ＮＬＦＮの外部輪郭に段および（ま
たは）間隙が生じないように注：ｅ［い製造が必要であ
る。このような段や間隙か生じると、圧力勾配または圧
力分布に関係なく乱流への過早遷移を引起こすおそれが
ある。
機構またはナセルの面上に層流を維持しかつ拡大するた
めに提案された従来の他の解決策は能動的制御装置を使
用するものであり、このような装置も前述の引用特許（
第２列第９−２５行参照）に示されている。能動制御装
置は、境界層の付勢または除去により層流を維持しかつ
境界層の剥離を防ぐように表面と協働するための補助エ
ネルギー源を必要とする。例えば、制御すべき表面に形
成した境界層吸引用または吹出し用のスロットまたは穴
が当該技術において公知である。スロットは内部管路に
よってポンプと連通しそして乱流の低減または防止に有
効であり、これにより層流境界層を維持する。更に、翼
面上の層流の維持に好適な境界層抽気がすでに開示され
ている（「混成層流制御研究・最終報告（Ｈｙｂｒｉｄ
　Ｌａｍ１ｎａｒ　ＦｌｏｗＣｏｎｔｒｏｌ　５ｔｕｄ
ｙ　−Ｆｉｎａｌ　Ｒｅｐｏｒｔ）　Ｊと題した１９８
２年１０月の米国航空宇宙局契約者報告（ＮＡＳＡＣｏ
ｎｔｒａｃｔｏｒ　Ｒｅｐｏｒｔ）　１６５９３０参照
）。また、低速高迎え角状態で入口リップ（警部）に付
着した流れの維持に好適な境界層抽気も理論的に開示さ
れている。（［亜音速垂直離着・短距離離着用入口のた
めの吸引境界層制御の解析的研究（Ａｎａｌｙｔｉｃａ
ｌ　５ｔｕｄｙ　ｏｆ’　５ｕｃｔｉｏｎ　Ｂｏｕｎｄ
ａｒｙ　Ｌａｙｅｒ　Ｃｏｎｔｒ。
Ｉ　ｒｏｒ　５ｕｂｓｏｎｉｃ　Ｖ／５ｔｏｌ　Ｉｎ１
ｅｔｓ）　Ｊと題した１９８４年６月のＡＩＡＡ−８４
−１３９９参照）。
しかし、能動制御装置の付勢に要する追加的な重量とエ
ネルギーは、通例、空力抗力の減少から得られる利益を
相殺する。
高速運航のために、ＮＬＦＮは特定の作用点すなわち特
定質量流量比（ＭＦＲ）に対して設計され、乱流への遷
移の遅延に要する良好な圧力勾配をもたらす。ＭＦＲを
設計値以下に下げると、最初乱流への過早遷移が生じ、
従って、層流抗力の利点が失われ、最終的に従来のナセ
ルより早期の溢れ抗力が生じる。また、ナセル最大直径
近くに置ける比較的高いマツハ数が境界層層流の維持に
必要であるから、造波抗力が、従来のナセルの場合より
低い自由流マツハ数で問題となる。
ＮＬＰＨに起因する重要な利点と達成度にもかかわらず
、ＮＬＦＮはまだ、航空機の巡航時に摩擦抵抗の低い層
流を生じかつ巡航外運航時に剥離の無い流れを生じるの
に最適な設計に達していない。しかし、上述の従来解決
策は、当業者がより最適な設計に達するのにどのように
進むべきかを明らかに示唆しているわけではない。その
結果、最適性能にさらに近づく代替ナセル設計の必要が
まだ残っている。
［発明の要約］ 本発明は前述の必要を満たすように設計された混成層流
ナセル（ＨＬ　Ｆ　Ｎ）を提供する。本発明のＨＬＦＮ
は航空機の巡航時に摩擦抵抗の低い層流を生じ、そして
航空機の巡航外（＃ｌ陸または低速）運航時に剥離しな
い流れを生じるのに有効である。本発明のＨＬＦＮ設計
は前述の低速問題と高速問題を両方とも解決する折衷的
ナセルをもたらす。このＨＬＦＮは前述のＮＬＦＮはど
巡航時に自然層流を外面に生ずるものではなく、また受
動的には、従来の鈍いリップ形のナセルはど低速要件を
満たすものではない。
しかし、ＨＬＦＮでは、航空機の巡航外運航時の剥離し
ない流れと巡航時の空力抗力の低い層流とが、ナセル外
面の整形と、多孔壁、穴またはスロット等の空気吸引要
素により境界層抽気をもたらす能動制御系の使用との複
合効果によって達成される。ＨＬＦＮの前リップの形状
はＮＬＦＮより鈍いが従来のナセルよりは鋭い。航空機
の巡航時に乱流を生じる従来の鈍いリップ形のナセルに
比べ、かつまた航空機の巡航外運航時に乱流と剥離を生
じる鋭いリップ形のＮＬＰＨに比べ、丸いリップ形のＨ
ＬＦＮとこのナセルの外面を経る境界層抽気は航空機の
巡航時に層流を生じ、そして丸いリップ形のＨＬＦＮと
このナセルのリップ内面を経る境界層抽気は航空機の巡
航外（低速、高迎え角）運航時に剥離の無い流れを生じ
る。
従って、本発明は航空機のエンジンを収納する混成層流
ナセルに関するもので、そのＨＬＦＮは、（ａ）前リッ
プと、この前リップで交わり半径方向に相隔たりそして
軸方向に延在する環状の外側および内側前方表面部とを
有する外側環状カウルと、（ｂ）空気流の方向における
前リップの軸方向下流において前記外側および内側前方
表面部に形成された複数の空気吸引要素と、吸引発生手
段と、前記空気吸引要素と前記吸引発生手段とを連通さ
せる複数のダクトを含む吸引抽気系とからなる。さらに
、前記外側カウルの外側前方表面部は該面部に沿う境界
層空気流にほぼ均等な圧力を生じるように定められた形
状を有する。また、前記吸引発生手段は、前記空気吸引
要素に選択的に空気吸引をさせ、航空機の巡航時にカウ
ル外面における空気吸引要素による境界層空気流の抽気
を引起こしてカウルに沿う摩擦抵抗低減層流を増加しそ
して航空機の巡航外運航時にカウル内面における空気吸
引要素による境界層空気流の抽気を引起こしてカウル内
面上の剥離を防止するように作用し得る。
本発明の上記およびその他の特徴と利点と性能は、本発
明の実施例を示す添付図面と関連する以下の詳細な説明
を読めば当業者には明らかであろう。
［発明の詳細な説明］ 以下の詳細な説明において、各図を通じて同符号は同部
分または対応部分を表す。また、以下の説明において、
「前方」、「後方」、「左」、「右」、「上方」、「下
方」等の用語は、便宜上の用語であり、限定的なもので
はない。
（概説） 添付図面特に第１図に従来のガスターボファンエンジン
１０が示され、このエンジンは空気力学的に形成された
パイロン１２によって航空機（図示せず）の翼１４の下
方かつ前方に装着されている。第１図に示した構成のエ
ンジンと翼を備えた航空機は亜音速航行用に設計されて
いる。
ターボファンエンジン１０には、推力を発して航空機を
推進するコアエンジン１６と、追加的な推力を発するた
めにコアエンジン１６に駆動されるファン組立体１８と
が含まれる。エンジン１０を環状ナセル２０、例えば、
前記引用特許のＮＬＦＮが囲んでおり、このナセルは、
コアエンジン１６を囲む内側カウルすなわちコアカウル
２２と、ファン組立体１８を囲む外側カウルすなわちフ
ァンカウル２４とを含んでいる。ＨＬＦＮ２０の外側カ
ウル２４はまたその内側カウル２２の前部を囲みかつそ
れから離間されて環状ファン排気ノズル２６を画定する
。外側カウル２４は自由空気流３２のエンジン空気流部
３０を受入れる入口のど部２８を有する。
航空機運航中、エンジン空気流３０はファン組立体１８
によって加速されそしてファンノズル２６からＨＬＦＮ
２０の内側カウル２２に沿って流出し推力を発する。自
由空気流３２はＨＬＦＮ２０の外側カウル２４に沿って
下流に流れそして外側カウル２４と干渉またはそれを擦
過し空気力学的抗力を生じる。この空力抗力のかなりの
部分が、航行中の航空機の方向と逆向きに作用する摩擦
抗力である。
本発明の主要目的は、ＨＬＦＮ２０の外側カウル２４の
次のような改変、すなわち、航空機の巡航中外側カウル
面上の自由空気流３２による空力抗力を減らしかつ巡航
外運航中剥離を防ぐのに有効な改変をもたらすことであ
る。しかしファンノズル２６から出るエンジン空気流３
０は主に内側カウル２２に沿って流れるので、従来の基
準によって定められたＨＬＦＮ２０の内側カウル２２の
輪郭は不変である。
（混成層流ナセル） 第２図には本発明による混成層流ナセル（ＨＬＦＮ）３
６の外側環状カウル３４の前部を示す。
外側環状カウル３４は前リップ３８と、半径方向に相隔
たりかつ軸方向に延在する環状の外側および内側前方表
面部４０．４２とを有し、両表面部は前リップ３８で交
わっている。航空機の巡航時に空力抗力を減らしそして
巡航外運航時に剥離を防ぐのに有効な、ＨＬＦＮ３６に
取入れられた前述の改変は、吸引抽気系４４と、前リッ
プ３８と外側カウル３４の環状外側前方表面部４０の形
状とである。
第２図に示すように、吸引抽気系４４には、好ましくは
開口の形態をなす複数の空気吸引要素４６．４８が含ま
れ、それぞれＨＬＦＮ３６の外側カウル３４の外側およ
び内側前方表面部４０．４２に形成され、空気流の方向
において前リップ３８の軸方向下流に配設されている。
吸気口４６．４８は多孔壁部、穴またはスロットのよう
な任意の適当な形態を取り得る。第２図と第３図に見ら
れるように、１列より多い列の外口４６が存在すること
が好ましく、これらの外口は外側カウル３４の全周にわ
たって相隔たるように形成されている。他方、第２図と
第４図に見られるように、ただ１列の内口４８が存在す
ることが好ましく、これらの内口は外側カウル３４の周
の弧状底部だけに沿ってｔ０隔たるように形成されてい
る。
吸引抽気系４４はまた吸引発生手段５０と複数のダクト
５２．５４を含み、ダクト５２．５４は外側カウル３４
の外側および内側表面部４０．４２間においてカウル内
部を貫通し、それぞれ外側および内側吸気口４６．４８
を吸引発生手段５０に連通させる。例えば、第２図に示
すように、吸引発生手段５０はポンプ５６と１対の弁５
８．６０とで構成され得、弁５８．６０はそれぞれ外側
および内側吸気口ダクト５２．５４をポンプ５６に連通
させる。
吸引発生手段５０の弁５８．６０はダクト５２．５４を
通じて吸気口４６．４８の選択されたものに空気吸引を
させる。例えば、航空機の巡航中、弁６０は閉ざされそ
して弁５８は開かれて、１組以上の外側吸気口４６の間
の連通をもたらすことにより外側カウル３４の外面４０
において吸気口４６を通る外側境界層空気流の一部分の
抽気を弓起こして外側カウルに沿う摩擦抵抗の少ない層
流を増加する。他方、航空機の巡航外運航時には、弁５
８は閉ざされそして弁６０は開かれて、内側吸気口４８
の間の連通をもたらすことにより外側カウル３４の内面
４２において吸気口４８を通る内側境界層空気流の一部
分の抽気を引起こして外側カウル３４の内面４２に沿う
剥離を防止する。
境界層空気流の一部分のこのような抽気は、空気流が二
分してＨＬＦＮ３６の外側カウル３４の前リップ３８を
通過する際、外側および内側表面部４０．４２への空気
流の境界層付着を引起こしかつ維持する助けとなる。
第５Ａ図〜第５Ｃ図かられかるように、本発明のＨＬＦ
Ｎ３６の設計は第５Ａ図の鈍いリップ形の従来のナセル
６２の前部と、第５Ｂ図の鋭いリップ形のＮＬＦＮ２０
の前部との妥協である。第６Ａ図〜第６Ｃ図を参照し、
かつ、第６Ｃ図が第５Ｃ図のＨＬＦＮ３６に適用される
吸引が無い場合であることに注意すれば、ナセルのハイ
ライト（すなわちナセルの最前点）からナセルに沿って
下流方向に進む空気流もマツハ数と圧力分布のグラフか
ら理解し得るように、ＨＬＦＮ３　Ｂは受動的には巡航
時にその外面４０にＮＬＦＮ２０はど自然層流を生じな
いが、従来のナセル６２によって生じる乱流より実質的
に良好な流れを生じる。
さらに、ＨＬＦＮ３６は受動的には鈍いリップ形の従来
のナセル６２はど巡航外または低速要件を満たさないが
、ＮＬＦＮ２０より実質的に良好である。
しかし、ＨＬＦＮ３６では、航空機の巡航外運航時の許
容し得る無剥離向流と巡航時の空力抗力の低い外側層流
とが、ナセル外面４０の整形と、吸引抽気系４４を、前
述のように、選択された外側および内側境界層抽気をも
たらすように使用することとの複合効果によって達成さ
れる。７５６　Ｃ図に示すように、ＨＬＦＮ３５の外側
カウル３４の外側前方表面部はカウル外面４０に沿う境
界層空気流にほぼ均等な圧力を生じるように定められた
形状ををする。第５Ａ図〜第５Ｃ図に見られるように、
ＨＬＦＮ３５の前リップ３８の形状はＮＬＦＮ２０のそ
れより鈍いが従来のナセル６２のそれよりは鋭い。航空
機の巡航時に乱流を生じる従来の鈍いリップ形のナセル
６２に比べ、かつまた航空機の巡航外運航時に剥離した
向流を生じる鋭いリップ形のＮＬＦＮ２０に比べ、丸い
リップ形のＨＬＦＮ３６とＨＬＦＮ３６の外面４０を経
る境界層抽気は航空機の巡航時に層流を生じ、そして丸
いリップ形のＨＬＦＮ３６とこのナセルのリップ３８付
近の内面４２を経る境界層抽気は、航空機の巡航外（低
速、高迎え角）運航時に剥離の無い向流を生じる。
１（ＬＦＮ３Ｂの利点は、形状と、前述のＮＬＦＮ２０
の難点を克服する境界層抽気の適用との組合せにある。
ＨＬＦＮ３６は設計ＭＦＲ（質量流量比）以下で初期の
溢れ抗力を生じることが比較的少ない。なぜなら、その
リップの形状はＮＬＰＮ２０の鋭いリップよりも従来の
ナセル６２の丸みのあるリップによく似ているからであ
る。加えて、丸いリップ３８は、（リップ内面抽気無し
の）ＨＬＦＮ３６に低速時に幾らかの迎え角能力を付与
するのに対し、（可変形状無しの）ＮＬＦＮ２０はその
能力をもたない。ＨＬＦＮ３６の外面における境界層抽
気は設計点で層流をもたらすだけでなく、設計点より低
いＭＦＲでの過早遷移を防ぐ。ＨＬＦＮ３６抽気系は設
計ＭＦＲで存在するわずかな不利な圧力勾配を克服する
ように設計されるが、もし圧力勾配がもっと苛酷になれ
ば、追加的な抽気を適用し得る。最後に、ＨＬＦＮ３６
は最大直径でＮＬＦＮ２０の場合はど高いマツハ数を要
しないので、造波抵抗が問題となる度合いはＮＬＦＮ２
０の場合より少ない。
ＨＬＦＮ３６の不利な点は、抽気ポンプ５６を駆動する
ために補助動力源が必要なことで、これはエンジンの寄
生的需要と抽気装置（ポンプ、ダクト等）の付加重量を
増す。動力需要は、不利な圧力勾配の程度を最少にする
ように外側カウル輪郭を整えることと、ファンカウル面
上の吸引域の位置と範囲の思慮深い決定とによって最少
に保たれ得る。付加重量はＨＬＦＮ３６とＨＬＦＮ２０
の両方の特徴であり、最適化を要するものである。
本発明とそれに伴う利点の多くは以上の説明から理解さ
れよう。本発明の範囲内で本発明の各部分の形態、構造
、構成に様々な改変をなしうろことはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
第１図は航空機の翼にバイロンによって取付けられそし
て先行技術のナセルを備えたターボファンエンジンの部
分破断部分断面側面図、第２図は本発明によるＨＬＦＮ
の前部の断片的な軸方向縦断面図である。 第３図は外側吸気口の最前周方向列の位置におけるＨＬ
ＦＮの外周を表す円を示す図で、ＨＬＦＮの外側吸気口
の周方向離間を示す。 第４図は内側吸気口の位置におけるＨＬＦＮの内周を表
す円を示す図で、ＨＬＦＮの内側吸気口の周方向離間を
示す。 第５Ａ図〜第５Ｃ図はそれぞれ従来のナセルとＮＬＦＮ
とＨＬＦＮの上側前方部の断片的な軸方向縦断面図、 第６Ａ図〜第６Ｃ図は第５Ａ図〜第５Ｃ図のナセルの上
側前方部に沿うマツハ数と圧力勾配または圧力分布のグ
ラフである。 主な符号の説明 ３４・・・外側環状カウル、３６・・・混成層流ナセル
（ＨＬＦＮ）　、３８・・・前リップ、４４・・・吸引
抽気系、４０・・・外側前方表面部、４２・・・内側前
方表面部、４６．４８・・・吸気口（空気吸引要素）、
５０・・・吸引発生手段、５２．５４・・・ダクト、５
６・・・ポンプ、５８．６０・・・弁。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、航空機のエンジンを収納する混成層流ナセルであっ
    て、 （ａ）前リップと、この前リップで交わり半径方向に相
    隔たりそして軸方向に延在する環状の外側および内側前
    方表面部とを有する外側環状カウルと、 （ｂ）空気流の方向における前記前リップの軸方向下流
    において前記外側および内側前方表面部に形成された複
    数の空気吸引要素と、吸引発生手段と、前記空気吸引要
    素と前記吸引発生手段とを連通させる手段とを含む吸引
    抽気系とからなり、 （ｃ）前記吸引発生手段は前記空気吸引要素に選択的に
    空気吸引をさせ、前記航空機の巡航時に前記カウルの前
    記外面における前記空気吸引要素による境界層空気流の
    ある部分の抽気を引起こして前記カウルに沿う摩擦抵抗
    低減層流を増加しそして前記航空機の巡航外運航時に前
    記カウルの前記内面における前記空気吸引要素による境
    界層空気流のある部分の抽気を引起こして前記カウルの
    前記内面上の剥離を防止するように作用し得るようにし
    た混成層流ナセル。 ２、前記外面の前記空気吸引要素は１列より多い列の外
    口の形態をなし、これらの列は軸方向に相隔たるように
    配設され、各列の前記外口は前記外面の全周に隔設され
    ている、請求項１記載の混成ナセル。 ３、前記内面の前記空気吸引要素は１列の内口の形態を
    なし、この列の前記内口は前記内面の周の弧状底部だけ
    に沿って相隔たるように形成されている、請求項１記載
    の混成ナセル。 ４、前記空気吸引要素と前記吸引発生手段とを連通させ
    る前記手段は、前記外側カウルの前記外側および内側表
    面部間において前記外側カウルの内部を貫通しかつ前記
    外側および内側空気吸引要素をそれぞれ前記吸引発生手
    段に連通させる複数のダクトの形態をなす、請求項１記
    載の混成ナセル。 ５、前記吸引発生手段は１個のポンプと、前記外側およ
    び内側吸引口ダクトをそれぞれ前記ポンプに連通させる
    １対の弁とからなる、請求項４記載の混成ナセル。 ６、前記弁は、前記ダクトを通じて前記空気吸引口の選
    択されたものに空気吸引をさせ一つ以上の前記空気吸引
    口の間の連通をもたらすことによりそれらを通る境界層
    空気流部分の前記抽気を引起こして前記外側カウルに沿
    う剥離を防止するように作用し得る、請求項５記載の混
    成ナセル。 ７、前記外側カウルの前記前リップは丸面形を有する、
    請求項１記載の混成ナセル。 ８、前記カウルの前記外側前方表面部は該面部に沿う前
    記境界層空気流にほぼ均等な圧力を生じるように定めら
    れた形状を有する、請求項１記載の混成ナセル。 ９、航空機のエンジンを収納する混成層流ナセルであっ
    て、 （ａ）前リップと、この前リップで交わり半径方向に相
    隔たりそして軸方向に延在する環状の外側および内側前
    方表面部とを有する外側環状カウルと、 （ｂ）空気流の方向における前記前リップの軸方向下流
    において前記外側および内側前方表面部に形成された複
    数の空気吸引要素と、吸引発生手段と、前記空気吸引要
    素と前記吸引発生手段とを連通させる手段とを含む吸引
    抽気系とからなり、（ｃ）前記カウルの前記外側前方表
    面部は該面部に沿う境界層空気流にほぼ均等な圧力を生
    じるように定められた形状を有し、 （ｄ）前記吸引発生手段は前記空気吸引要素に選択的に
    空気吸引をさせ、前記航空機の巡航時に前記カウルの前
    記外面における前記空気吸引要素による前記境界層空気
    流のある部分の抽気を引起こして前記カウルに沿う摩擦
    抵抗低減層流を増加しそして前記航空機の巡航外運航時
    に前記カウルの前記内面における前記空気吸引要素によ
    る前記境界層空気流のある部分の抽気を引起こして前記
    カウルの前記内面上の剥離を防止するように作用し得る
    ようにした混成層流ナセル。 １０、前記外面の前記空気吸引要素は１列より多い列の
    外口の形態をなし、これらの列は軸方向に相隔たるよう
    に配設され、各列の前記外口は前記外面の全周に隔設さ
    れている、請求項９記載の混成ナセル。 １１、前記内面の前記空気吸引要素は１列の内口の形態
    をなし、この列の前記内口は前記内面の周の弧状底部だ
    けに沿って相隔たるように形成されている、請求項９記
    載の混成ナセル。 １２、前記空気吸引要素と前記吸引発生手段とを連通さ
    せる前記手段は、前記外側カウルの前記外側および内側
    表面部間において前記外側カウルの内部を貫通しかつ前
    記外側および内側空気吸引要素をそれぞれ前記吸引発生
    手段に連通させる複数のダクトの形態をなす、請求項９
    記載の混成ナセル。 １３、前記吸引発生手段は１個のポンプと、前記外側お
    よび内側吸引口ダクトをそれぞれ前記ポンプに連通させ
    る１対の弁とからなる、請求項１２記載の混成ナセル。 １４、前記弁は、前記ダクトを通じて前記空気吸引口の
    選択されたものに空気吸引をさせ一つ以上の前記空気吸
    引口の間の連通をもたらすことによりそれらを通る境界
    層空気流部分の前記抽気を引起こして前記外側カウルに
    沿う摩擦抵抗低減層流を増加するように作用し得る、請
    求項１３記載の混成ナセル。 １５、前記外側カウルの前記前リップは丸面形を有する
    、請求項９記載の混成ナセル。
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