JPS58122294A - ナセル装置 - Google Patents
ナセル装置Info
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- JPS58122294A JPS58122294A JP57218525A JP21852582A JPS58122294A JP S58122294 A JPS58122294 A JP S58122294A JP 57218525 A JP57218525 A JP 57218525A JP 21852582 A JP21852582 A JP 21852582A JP S58122294 A JPS58122294 A JP S58122294A
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- JP
- Japan
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- pylon
- core
- exhaust
- nozzle
- nacelle device
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- Pending
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
- B64C7/02—Nacelles
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
- B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
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- 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
- B64D33/04—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
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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
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer
- F05D2270/173—Purpose of the control system to control boundary layer by the Coanda effect
-
- 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
-
- 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
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Massaging Devices (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は推進系空気力学の場に関し、特に、航空機推進
用の前置ファン付ガスタービンエンジンに用いる新規改
良ナセル装置に関する。
用の前置ファン付ガスタービンエンジンに用いる新規改
良ナセル装置に関する。
新しい諸航空機装置の性能確保に当たっては、航空機の
燃料効率を高めるともに騒音を減らすために推進装置の
装備性能を増々重視し々ければなら々い。考慮すべき一
つの重要々事項は航空機とその推進装置との間の相互作
用である。推進”Ｊ ｆｆｇｆに対する装備の影１が空
力性能相欠の重大々原因であることは既にわかっている
。
燃料効率を高めるともに騒音を減らすために推進装置の
装備性能を増々重視し々ければなら々い。考慮すべき一
つの重要々事項は航空機とその推進装置との間の相互作
用である。推進”Ｊ ｆｆｇｆに対する装備の影１が空
力性能相欠の重大々原因であることは既にわかっている
。
一つの航空機・エンジン境界性能損失域は航空機パイロ
ンとエンジン装着装置へのパイロン取付は部である。高
速航空機、特に、ジェットエンジンが機雑のような航空
碑構造部材に比Ｉ咬的接近して４１３されているような
航空四では、エンジンのコア排気ノズルからのガス流が
隣接航空機構造パイロン・エンジン境界性能問題をひき
起としている。
ンとエンジン装着装置へのパイロン取付は部である。高
速航空機、特に、ジェットエンジンが機雑のような航空
碑構造部材に比Ｉ咬的接近して４１３されているような
航空四では、エンジンのコア排気ノズルからのガス流が
隣接航空機構造パイロン・エンジン境界性能問題をひき
起としている。
さらに詳述すると、空力効率を高めるために、翼に取付
けだエンジンナセルの所望装着は機翼の下方かつ部分的
にその前方において行われ、従つて、高度にスイープさ
れた空カッくイロン形状を必要とする。高スイープ式ノ
ぐイロンと比較的短いナセルとを糾合わせると、・くイ
ロン後部に沿って高温排気の吹」二げが生ずるおそれが
ある。
けだエンジンナセルの所望装着は機翼の下方かつ部分的
にその前方において行われ、従つて、高度にスイープさ
れた空カッくイロン形状を必要とする。高スイープ式ノ
ぐイロンと比較的短いナセルとを糾合わせると、・くイ
ロン後部に沿って高温排気の吹」二げが生ずるおそれが
ある。
さらに、低圧域を伴うベース抗力として知られる望丑し
く々い干渉がエンジンと航空機との間に存在する可能性
がある。ノ々イロンに沿う高熱排気の吹」二げと抗力は
空力ｊ４． Ｆを減らしそしてノくイロンパネルの構造
的健全性に悪影響を力えるおそれがある。さらに詳述す
ると、ノくイロンスキン捷だはパネル構造体がガラス槽
、維等からなる場合、ガラス繊維パイロンパネル」二を
流れる高温排気の吹上げはパネル強度を減らしそして空
気力学的にパネルの振動と疲労を誘起するおそれがある
。
く々い干渉がエンジンと航空機との間に存在する可能性
がある。ノ々イロンに沿う高熱排気の吹」二げと抗力は
空力ｊ４． Ｆを減らしそしてノくイロンパネルの構造
的健全性に悪影響を力えるおそれがある。さらに詳述す
ると、ノくイロンスキン捷だはパネル構造体がガラス槽
、維等からなる場合、ガラス繊維パイロンパネル」二を
流れる高温排気の吹上げはパネル強度を減らしそして空
気力学的にパネルの振動と疲労を誘起するおそれがある
。
従って、本発明の目的は改良された空力性能を有する新
規改良ナセル装置を提供することである。
規改良ナセル装置を提供することである。
本発明の他の目的はパイロン上の高温排気吹」二げを減
らず新規改良ナセル装置を提供することである。
らず新規改良ナセル装置を提供することである。
簡略に述べると、本発明の一態様は、コアエンジンおよ
び２のコアエンジンを囲みそして団・気を排出する／こ
めのコア４：Ｊｌ気ノズルを画成するコアカウルを有す
るガスタービンエンジンと、ガスタービンエンジンを支
持するために設けられ、そしてコア排気ノズルの後方に
延在する後部を有するパイロンとを含むす七ル装置にお
いて、コア制気ノズルから流れる排気を拘束してパイロ
ンの後部に接するコア排気流を減らず拘束手段を開示す
るものである。
び２のコアエンジンを囲みそして団・気を排出する／こ
めのコア４：Ｊｌ気ノズルを画成するコアカウルを有す
るガスタービンエンジンと、ガスタービンエンジンを支
持するために設けられ、そしてコア排気ノズルの後方に
延在する後部を有するパイロンとを含むす七ル装置にお
いて、コア制気ノズルから流れる排気を拘束してパイロ
ンの後部に接するコア排気流を減らず拘束手段を開示す
るものである。
次に本発明を添（」図面によって詳述する。
第１図に１：、高スイープ式パイロンによって航空機翼
１１の下方および部分的にその前方に適当に装着された
高バイパス比の分割流ガスタービンエンジンすカわちタ
ーボファンエンジン１０を包含するナセル装置を示す１
、 エンジン１０はコアエンジン１６を含み、このコアエン
ジンは、同軸的に配列されかつ１ｌＩｌｂ方向に離隔し
て直流関係にある圧縮機と燃焼器と促ｌ力タービン（図
示せず）を有する。コアエンジン１３は環状ケーシング
またはコアカウル１４に包囲されており、とのカウルは
環状コア排気ノズル１５を画成する下流端を有し、この
ノズルを通って燃焼生成物ずなわぢ高温コア排気１６が
排出されて推力を発生しうる。実質的に円すい台形のコ
アノズル中央体またはコアプラグ１７が排気ノズル１５
内に同１１１的に隔置されかつその後方に延在しており
、コアプラグ１７の外面と排気ノズル１５の内面との間
を流れる排気１６の空力性能を高める作用をなす。
１１の下方および部分的にその前方に適当に装着された
高バイパス比の分割流ガスタービンエンジンすカわちタ
ーボファンエンジン１０を包含するナセル装置を示す１
、 エンジン１０はコアエンジン１６を含み、このコアエン
ジンは、同軸的に配列されかつ１ｌＩｌｂ方向に離隔し
て直流関係にある圧縮機と燃焼器と促ｌ力タービン（図
示せず）を有する。コアエンジン１３は環状ケーシング
またはコアカウル１４に包囲されており、とのカウルは
環状コア排気ノズル１５を画成する下流端を有し、この
ノズルを通って燃焼生成物ずなわぢ高温コア排気１６が
排出されて推力を発生しうる。実質的に円すい台形のコ
アノズル中央体またはコアプラグ１７が排気ノズル１５
内に同１１１的に隔置されかつその後方に延在しており
、コアプラグ１７の外面と排気ノズル１５の内面との間
を流れる排気１６の空力性能を高める作用をなす。
本発明によれば、コア排気ノズル１５から排１１’、［
されつつある高温排気１６を拘束してパイロン１２の後
部に接する排気流を減らし、従って、その悪影響を減ら
すだめの拘束手段が設けられる。
されつつある高温排気１６を拘束してパイロン１２の後
部に接する排気流を減らし、従って、その悪影響を減ら
すだめの拘束手段が設けられる。
拘束手段は、排気１６、コア排気ノズル１５、）ぐイロ
ン１２、お」二びターボファンエンジン１０のファン組
立体から排出されつつある比較的低温の空気と後述のよ
うに協働する。
ン１２、お」二びターボファンエンジン１０のファン組
立体から排出されつつある比較的低温の空気と後述のよ
うに協働する。
さらに詳述すると、、 ｊ＋’４ ｊＪｎ的な推力を発
するファン組立体１８がコアエンジン１３の上流に装着
されそしてその１１１１カタービンによって駆動され、
る。
するファン組立体１８がコアエンジン１３の上流に装着
されそしてその１１１１カタービンによって駆動され、
る。
ファン組立体１８は空気力学的輪郭を有する環状ファン
カウル１９によって囲ｊ、ね１、このファンカウルはコ
アカウル１４と共にエンジンナセル２０を形成する。フ
ァンカウル１９は、ファン入［１２１を画成する上流ψ
１１，１と、コアカウル１４の周囲に同軸的に隔設され
かつそれと共にバイパスダクトまたは通路２２を画成す
る中間部と、環状ファン出口２６を画成する下流、端と
からなる。
カウル１９によって囲ｊ、ね１、このファンカウルはコ
アカウル１４と共にエンジンナセル２０を形成する。フ
ァンカウル１９は、ファン入［１２１を画成する上流ψ
１１，１と、コアカウル１４の周囲に同軸的に隔設され
かつそれと共にバイパスダクトまたは通路２２を画成す
る中間部と、環状ファン出口２６を画成する下流、端と
からなる。
運転中、比軸的低温の周囲空気がファンカウル１９の上
流端のファン人口２１から吸引されそしてファン組立体
１８によって加速される。その空気の一部分はコア排気
１３に供給され、その内部で・燃焼に役立つ。残りの空
気すなわちバイパス空気流２４はバイパスダクト２２を
通流しそして１市常はファン出口２６から軸力向に下流
に向かって排出される。
流端のファン人口２１から吸引されそしてファン組立体
１８によって加速される。その空気の一部分はコア排気
１３に供給され、その内部で・燃焼に役立つ。残りの空
気すなわちバイパス空気流２４はバイパスダクト２２を
通流しそして１市常はファン出口２６から軸力向に下流
に向かって排出される。
ターボファンエンジン１０は高バイパス比機樟である。
というのは、コアエンジン１ろに対するバイパスダクト
２２内の流体の質相流計の比が比較的高いからである。
２２内の流体の質相流計の比が比較的高いからである。
さらに、コア排気１３の動力タービンを駆動する際高温
燃焼ガス１６からかなりの叶のエネルギーが抽出される
ので、ターボファンエンシン１０によって生ずる全推力
のか２５−りの部分が、ファン出口２３から排出される
空気２４のバイパス流によって生ずる。高バイパス比タ
ーボファンエンジンの構造と作用は当業者に周知であり
、例えば、参照によってここに包含される米国特許第３
８０６０６７号に概説されているので、これ以」−〇曲
間は本発明の詳述」二不要である。
燃焼ガス１６からかなりの叶のエネルギーが抽出される
ので、ターボファンエンシン１０によって生ずる全推力
のか２５−りの部分が、ファン出口２３から排出される
空気２４のバイパス流によって生ずる。高バイパス比タ
ーボファンエンジンの構造と作用は当業者に周知であり
、例えば、参照によってここに包含される米国特許第３
８０６０６７号に概説されているので、これ以」−〇曲
間は本発明の詳述」二不要である。
しかし、従来、このよう々エンジンに通常設けられて利
用されるコアノズル逆推力装置とカウルの組合わせを除
去することによってジェ、１・航空機の性能が高められ
てきた。これにより、コア４ｄｌ気ノズルの長さは約２
フィート短縮しうる。この組立体に］短コア排気ノズル
と呼ばれ、これを用いるとターボファンエンジンの性能
が高捷る。例エバコアノズル内圧損失とコアカウル擦過
抗力が減り、さらにエンジンの重量が減少する。短コア
排気ノズル絹立体を絹込んだクーボッつ′ファンジンは
米国特許第４２３８［］９７号と、テコーザ（Ｄ、 Ｊ
、 Ｄｕｓａ ） 等に」二るＡＴＡＡ、 Ｐａ、ｐ
ｅｒ −８０−１１９６１ＣＦ ６−５０知コア４ツｌ
気ノズル」とに開示されている。なお両引例は参照によ
ってここに包庁される。第１図に示すガスタービンエン
ジン１０のコア排！ノズル１５はとのよう々知コア］：
Ｊ１気ノズルである。
用されるコアノズル逆推力装置とカウルの組合わせを除
去することによってジェ、１・航空機の性能が高められ
てきた。これにより、コア４ｄｌ気ノズルの長さは約２
フィート短縮しうる。この組立体に］短コア排気ノズル
と呼ばれ、これを用いるとターボファンエンジンの性能
が高捷る。例エバコアノズル内圧損失とコアカウル擦過
抗力が減り、さらにエンジンの重量が減少する。短コア
排気ノズル絹立体を絹込んだクーボッつ′ファンジンは
米国特許第４２３８［］９７号と、テコーザ（Ｄ、 Ｊ
、 Ｄｕｓａ ） 等に」二るＡＴＡＡ、 Ｐａ、ｐ
ｅｒ −８０−１１９６１ＣＦ ６−５０知コア４ツｌ
気ノズル」とに開示されている。なお両引例は参照によ
ってここに包庁される。第１図に示すガスタービンエン
ジン１０のコア排！ノズル１５はとのよう々知コア］：
Ｊ１気ノズルである。
短コア排気ノズルと、そのだめの高スイープ式支持パイ
ロンとを有するターボファンエンジンを用いると、ジエ
１，１・航空機の空力性能が高捷る。
ロンとを有するターボファンエンジンを用いると、ジエ
１，１・航空機の空力性能が高捷る。
さらに詳述すると、パイロン１２は空力性能を高めるた
めにエンジン１０を４４１１１１の下方にそして部分的
にその前方に支持するようにＲｉｌされる。
めにエンジン１０を４４１１１１の下方にそして部分的
にその前方に支持するようにＲｉｌされる。
パイロン１２は空気力学的に滑らかな輪郭を有し、そし
て排気ノズル１５の出口に対して後方に延在する部分と
宇着される後部２５を有する。
て排気ノズル１５の出口に対して後方に延在する部分と
宇着される後部２５を有する。
パイロン１２はさらにその後部２５にパイロンシェルフ
Ｎ 分２６ ヲ有する。パイロンシェルフ２６は後部２
５の最下部に位許し、そしてエンジンの性能を高めるた
めに、好寸しくけ排気ノズル１５の後方に延在しかつエ
ンジンの長手方向すなわちイ１１１方向中心線に対して
下方に小さな角度をなすよ」二うに整合されている。さ
らに詳述すると、パイロンシー−’９−’Ｉ−ギ２６は
４Ｊ１．気ノズル１５から排出される高温排気１６の流
線に平行に整合されること気ノズル１５の出口とコアプ
ラグ１７の上方に隔、設され、そして排気ノズル１５の
後方に流出する高温Ｊノ１気を部分的に拘束するだめの
部分的な上側境界を画成する。
Ｎ 分２６ ヲ有する。パイロンシェルフ２６は後部２
５の最下部に位許し、そしてエンジンの性能を高めるた
めに、好寸しくけ排気ノズル１５の後方に延在しかつエ
ンジンの長手方向すなわちイ１１１方向中心線に対して
下方に小さな角度をなすよ」二うに整合されている。さ
らに詳述すると、パイロンシー−’９−’Ｉ−ギ２６は
４Ｊ１．気ノズル１５から排出される高温排気１６の流
線に平行に整合されること気ノズル１５の出口とコアプ
ラグ１７の上方に隔、設され、そして排気ノズル１５の
後方に流出する高温Ｊノ１気を部分的に拘束するだめの
部分的な上側境界を画成する。
また、機具１１の下にエンジンナセル２０を配置する結
果として、ナセル２０とパイロン１２と機具１１と航空
胴体（図示せず）間の干渉と圧力勾配が生ずる。これら
の圧力勾配はナセルとパイロンの内側、す力わち、航空
機胴体に面する側において最も顕著であり、そしてパイ
ロン１２近辺およびナセル２０の上方に比較的低圧の区
域が存在する。ナセル２０と機具１１との間の圧力場は
、パイロン１２の外側す々わち航空機胴体からケを方に
而する側におけるよυバイ）コン１２の内側において低
く、そして空力性能損失の重大外原因となる。
果として、ナセル２０とパイロン１２と機具１１と航空
胴体（図示せず）間の干渉と圧力勾配が生ずる。これら
の圧力勾配はナセルとパイロンの内側、す力わち、航空
機胴体に面する側において最も顕著であり、そしてパイ
ロン１２近辺およびナセル２０の上方に比較的低圧の区
域が存在する。ナセル２０と機具１１との間の圧力場は
、パイロン１２の外側す々わち航空機胴体からケを方に
而する側におけるよυバイ）コン１２の内側において低
く、そして空力性能損失の重大外原因となる。
さらに、運転中と朋ｆ陸中、例えば、ファン出口２６と
コア排気ノズル１５からそれぞれ排出されつつあるファ
ンバイパス空気゛流２４と排気１６の速度は実質的に亜
音速である。しかし、上昇中と巡航中は、バイパス空気
流２４とコア排気１６−’）＋’ ２６に隣接する排気
ノズル１５の出口近くにパイロン１２の表面に沿って存
在する。
コア排気ノズル１５からそれぞれ排出されつつあるファ
ンバイパス空気゛流２４と排気１６の速度は実質的に亜
音速である。しかし、上昇中と巡航中は、バイパス空気
流２４とコア排気１６−’）＋’ ２６に隣接する排気
ノズル１５の出口近くにパイロン１２の表面に沿って存
在する。
比較的短いターボファンとナセル、例えば、短コア排気
ノズル装置と、コアエンジン排出域の上方に配置される
シェルフと後部を有する高スイープ式パイロンとを用い
る結果として航空機の空力性能が高まるが、パイロンに
沿う高温排勿、の吹上げも生ずる可能性がある。さらに
詳述すると、排気ノズル１５は高温排気１６をパイロン
１２のパイロンシェルフ２６と後部２５のすぐ下方に排
出する１、従って、排気１６はパイロンシェルフ２６の
周囲を−１一方に流れそしてパイロン１２の後部２５の
内外筒１１＋１而上を流れうる。
ノズル装置と、コアエンジン排出域の上方に配置される
シェルフと後部を有する高スイープ式パイロンとを用い
る結果として航空機の空力性能が高まるが、パイロンに
沿う高温排勿、の吹上げも生ずる可能性がある。さらに
詳述すると、排気ノズル１５は高温排気１６をパイロン
１２のパイロンシェルフ２６と後部２５のすぐ下方に排
出する１、従って、排気１６はパイロンシェルフ２６の
周囲を−１一方に流れそしてパイロン１２の後部２５の
内外筒１１＋１而上を流れうる。
さらに、上述のナセルおよびパイロン域の圧力勾配と関
連する衝撃波はパイロン１２」−を流れる空気の剥宵［
（を誘起するとともにそれを拡大１−得、そしてノズル
１５からの高温コア排気１６の吹上げがパイロン１２に
沿ってさらに高く広がることを許容する。
連する衝撃波はパイロン１２」−を流れる空気の剥宵［
（を誘起するとともにそれを拡大１−得、そしてノズル
１５からの高温コア排気１６の吹上げがパイロン１２に
沿ってさらに高く広がることを許容する。
本発明を適用し々ければ、パイロン１２の後部２５、’
ｌ’ｒにその内（ｆｆｉｌ１表面上の吹上げの結果とし
てパイロン表面捷たはパネル部材２７（第２．３．４図
に示示）が加熱されてその寿命が短くなる。
ｌ’ｒにその内（ｆｆｉｌ１表面上の吹上げの結果とし
てパイロン表面捷たはパネル部材２７（第２．３．４図
に示示）が加熱されてその寿命が短くなる。
さらに詳述すると、例えば、パイロンパネル２７が航空
機雷量を減らすためにガラス繊維から々る場合、吹」二
げ（はパネル２７の疲労強度を減らし、そして流れ剥囲
（と関連してパイロンノくネル２７の流れによる振動を
ひき起こすとともに〕くイロン１２上の抗力を高める。
機雷量を減らすためにガラス繊維から々る場合、吹」二
げ（はパネル２７の疲労強度を減らし、そして流れ剥囲
（と関連してパイロンノくネル２７の流れによる振動を
ひき起こすとともに〕くイロン１２上の抗力を高める。
従って、流れ剥離と高温排気吹−にげは捷だ、ナセルと
パイロンと機具とから々る組立体の空力性能と効率を城
、らすおそれがある。
パイロンと機具とから々る組立体の空力性能と効率を城
、らすおそれがある。
本発明の一態様によりば、ナセルとパイロンの組立体と
組合わせて拘束手段を設ける１、この拘束手段はｌ′Ｉ
ｌｉ気ノズル１５からの排気１６を拘束してパイロン１
２の後部２５に接する排気流を減らし、こうして高温＋
Ｊｔ°気吹−１−げを減らしそして…！“℃空機の空力
性能を高めるものである。排気拘束手段はファン出口２
３の下流すなわち後方にそ１７てコア排気ノズル１５と
パイロンシェルフ２６に隣接して配置さハ、うる。この
拘束手段−：排気１６をパイロン１２の後）“４３２５
から遠ざけるように作用する。
組合わせて拘束手段を設ける１、この拘束手段はｌ′Ｉ
ｌｉ気ノズル１５からの排気１６を拘束してパイロン１
２の後部２５に接する排気流を減らし、こうして高温＋
Ｊｔ°気吹−１−げを減らしそして…！“℃空機の空力
性能を高めるものである。排気拘束手段はファン出口２
３の下流すなわち後方にそ１７てコア排気ノズル１５と
パイロンシェルフ２６に隣接して配置さハ、うる。この
拘束手段−：排気１６をパイロン１２の後）“４３２５
から遠ざけるように作用する。
さらに詳述すると、第１図に示す本発明の−ｉ施例は、
パイロン１２の後部２５の表面における空気流の剥離を
減らす手段から々る。空気流の８１１ｐ・「を沖、らす
一方式ｄ、パイロン１２の面上を流れる空気の境界層を
減らすことである１、」二記手段は、所定の斜線に治っ
てパイロン１２の内側の横面から外方に延在する複数の
相隔たる渦発生器２８からなりうる。渦発生器を例示し
だが、境界層を減らす他の適当な手段、例えば吸引スロ
ットも用いうる〇 第２図には第１図に示した渦発生器２８を詳細に示す。
パイロン１２の後部２５の表面における空気流の剥離を
減らす手段から々る。空気流の８１１ｐ・「を沖、らす
一方式ｄ、パイロン１２の面上を流れる空気の境界層を
減らすことである１、」二記手段は、所定の斜線に治っ
てパイロン１２の内側の横面から外方に延在する複数の
相隔たる渦発生器２８からなりうる。渦発生器を例示し
だが、境界層を減らす他の適当な手段、例えば吸引スロ
ットも用いうる〇 第２図には第１図に示した渦発生器２８を詳細に示す。
渦発生器２８はパイロン１２０表面に沿って所定間隔で
パイロン表面上に装着された複数のＩｔ較的小さな９を
方突出翼形部または羽根からなる。
パイロン表面上に装着された複数のＩｔ較的小さな９を
方突出翼形部または羽根からなる。
渦発生器２８は、コア排気ノズル１５の後方にそして機
具１１に向かって上方に延在する斜線に沿って配置され
る。利用される渦発生器２８の個数とそれらの間隔は、
ナセル２０と機具１１との間に存在する特定の空気流の
場を考慮してあらかじめ定められる。第１図に示すよう
に、渦発生器２８の幾つかは自由空気流すなわち周囲空
気流２９内に配置されうる。バイパス空気流２４と自由
空気流２９との間の交合流線はほぼ３０で示される。
具１１に向かって上方に延在する斜線に沿って配置され
る。利用される渦発生器２８の個数とそれらの間隔は、
ナセル２０と機具１１との間に存在する特定の空気流の
場を考慮してあらかじめ定められる。第１図に示すよう
に、渦発生器２８の幾つかは自由空気流すなわち周囲空
気流２９内に配置されうる。バイパス空気流２４と自由
空気流２９との間の交合流線はほぼ３０で示される。
さらに、個々の羽根２８はパイロン横面から外方に垂直
に延在し、そして各羽根はそれぞれの後進バイパス空気
流２４と自由空気流２９の流線に対して小さな鋭角をな
すように方向づけらねている。
に延在し、そして各羽根はそれぞれの後進バイパス空気
流２４と自由空気流２９の流線に対して小さな鋭角をな
すように方向づけらねている。
運転中、渦発生器２８はパイロン表面に平行な面内で１
介回する渦を発生しそして自由空気流２９とバイパス空
気流２４との境！？Ｉｊ層をかなり減らす。さらに詳述
すると、渦発生器はパ・イロン表面からのバイパス空気
流２４の剥離を減らし、従って、パイロン１２に６４着
する比１咬的低渦のファンバイパス空気流２４を紐持し
て高温コア排気１６との低温空気境界を設けることに」
：す４シ１気１６を拘束する」：うに作用する。
介回する渦を発生しそして自由空気流２９とバイパス空
気流２４との境！？Ｉｊ層をかなり減らす。さらに詳述
すると、渦発生器はパ・イロン表面からのバイパス空気
流２４の剥離を減らし、従って、パイロン１２に６４着
する比１咬的低渦のファンバイパス空気流２４を紐持し
て高温コア排気１６との低温空気境界を設けることに」
：す４シ１気１６を拘束する」：うに作用する。
第１図と第２図に詳細に示すように、渦発生器は空気を
逆回転させる複数例えば６つの対をなして配設されるこ
とが好−！、１〜く、こうすると、パイロン１２からの
流れ剥ｊｉ！ｌｊを減らして後部２５の面上の吹上げを
減、らす渦発生？（の能力がｉ〜捷る。１航空機は亜音
速で飛行するが、ファン１１冒］から排出されつつある
バイパス空気流２４に１前述のように航空機の巡航時な
どに超音速で流れつる１従って、渦発生器２８の幾、つ
かは超音速流を受ける。パイロン１２の後部２５の超音
速流域における渦発生器の使用はそれらの周囲に衝撃波
をひき起こしそしてそれらによる抗力を高める可能性が
ある。しかし、渦発生器の使用によって実現しうる高温
排気吹上げの減少とナセルおよび航空機の総合性能の向
」二は渦発生器による抗力の増加を相殺する。さらに、
渦発生器２８は排気ノズル１５の出口側近から後方かつ
上方に延在する線に沿って配置されるので、渦発生器は
相互間の斜め衝撃波とそれらによる抗力とを減らすよう
に作用する。
逆回転させる複数例えば６つの対をなして配設されるこ
とが好−！、１〜く、こうすると、パイロン１２からの
流れ剥ｊｉ！ｌｊを減らして後部２５の面上の吹上げを
減、らす渦発生？（の能力がｉ〜捷る。１航空機は亜音
速で飛行するが、ファン１１冒］から排出されつつある
バイパス空気流２４に１前述のように航空機の巡航時な
どに超音速で流れつる１従って、渦発生器２８の幾、つ
かは超音速流を受ける。パイロン１２の後部２５の超音
速流域における渦発生器の使用はそれらの周囲に衝撃波
をひき起こしそしてそれらによる抗力を高める可能性が
ある。しかし、渦発生器の使用によって実現しうる高温
排気吹上げの減少とナセルおよび航空機の総合性能の向
」二は渦発生器による抗力の増加を相殺する。さらに、
渦発生器２８は排気ノズル１５の出口側近から後方かつ
上方に延在する線に沿って配置されるので、渦発生器は
相互間の斜め衝撃波とそれらによる抗力とを減らすよう
に作用する。
第６図に示すように本発明の他の実施例によれば、パイ
ロンエゼクタ６１が第１図に示しだ渦発生器２８の代わ
りに設けられる。パイロンエゼクタ３１はコア排気ノズ
ル１５からの排気１６を拘束してパイロン１２の後部２
５０面上のコア排気流を減らすように作用する。
ロンエゼクタ６１が第１図に示しだ渦発生器２８の代わ
りに設けられる。パイロンエゼクタ３１はコア排気ノズ
ル１５からの排気１６を拘束してパイロン１２の後部２
５０面上のコア排気流を減らすように作用する。
パイロンエゼクタろ１はパイロン１２かう横方向９を方
に延在する好ましくは弧状の邪魔板６２を含み、この邪
魔板はパイロンシェルフ２６に実質的に平行に存しかつ
それから離れている。邪魔板３２は、単独で使用される
時、空気力学的に鋭い前Ｒ３３を有し、との前縁は排気
ノズル１５に隣接しかつその上方に隔設されており、バ
イパス空気流２４と係合しうる。邪魔板３２は、ファン
出口２６からのバイパス空気＃ｒ、２４を邪魔板６２と
排気ノズル１５からの排気１６との間に導くために単独
で使用されつる。しかし、パイロンエゼクタろ１はさら
に空気人口ダクト３４を含むことが好ましく、このダク
ト自体は好オしくは邪帯板３２と一体にその前縁３乙に
設けられ、そしてファンバイパス空気流２４の一部分を
捕えてそれを邪魔板３２に向けるように作用する。
に延在する好ましくは弧状の邪魔板６２を含み、この邪
魔板はパイロンシェルフ２６に実質的に平行に存しかつ
それから離れている。邪魔板３２は、単独で使用される
時、空気力学的に鋭い前Ｒ３３を有し、との前縁は排気
ノズル１５に隣接しかつその上方に隔設されており、バ
イパス空気流２４と係合しうる。邪魔板３２は、ファン
出口２６からのバイパス空気＃ｒ、２４を邪魔板６２と
排気ノズル１５からの排気１６との間に導くために単独
で使用されつる。しかし、パイロンエゼクタろ１はさら
に空気人口ダクト３４を含むことが好ましく、このダク
ト自体は好オしくは邪帯板３２と一体にその前縁３乙に
設けられ、そしてファンバイパス空気流２４の一部分を
捕えてそれを邪魔板３２に向けるように作用する。
入口ダクト６４は、所望のダクト断面形状、例えば円形
断面を画成する任意の適尚な構造体から々如うるが、入
口ダクト３４は実質的に長方形のダクト断面を画成する
構造体から々ることか好捷しい。さらに詳述すると、入
口ダクト３４は２つの実質的に垂直な壁部、すなわち、
好捷しくは弧状の頂壁３５と、この弧状頂壁と一体の側
壁３７からなる。頂＃６５ｄ、パイロン１２の内側横面
から外方に延在しそしてノズル１５の上方に隔設されて
いる。頂壁ろ５はさらに、好壕しくは邪魔板６２の前縁
３６と一体の下流縁と、空力的鋭縁を画成する上流端６
６とを含む。側壁３７は半径方向内方に排気ノズル１５
の外面まで延在し、そして空力的鋭縁を画成する上流端
３８を有する。
断面を画成する任意の適尚な構造体から々如うるが、入
口ダクト３４は実質的に長方形のダクト断面を画成する
構造体から々ることか好捷しい。さらに詳述すると、入
口ダクト３４は２つの実質的に垂直な壁部、すなわち、
好捷しくは弧状の頂壁３５と、この弧状頂壁と一体の側
壁３７からなる。頂＃６５ｄ、パイロン１２の内側横面
から外方に延在しそしてノズル１５の上方に隔設されて
いる。頂壁ろ５はさらに、好壕しくは邪魔板６２の前縁
３６と一体の下流縁と、空力的鋭縁を画成する上流端６
６とを含む。側壁３７は半径方向内方に排気ノズル１５
の外面まで延在し、そして空力的鋭縁を画成する上流端
３８を有する。
入口ダクト３４は排気ノズル１５の表面およびパイロン
１２０表面と共に、ファン出口２６がらのバイパス空気
、流２４の一部分を捕えて邪魔板３２と排気ノズル１５
からの排気１６との間に導くための実質的に長方形のダ
クトを形成する。このように導かれた空気流はパイロン
１２の後部２５と排気ノズル１５の高温排気１６との間
に低温空気境界を設けるのに有効である。従って、パイ
ロンエゼクタ３１はコア排気１６を拘束しそしてパイロ
ン後部２５に沿うコア排気の吹上げを減らすように作用
する。
１２０表面と共に、ファン出口２６がらのバイパス空気
、流２４の一部分を捕えて邪魔板３２と排気ノズル１５
からの排気１６との間に導くための実質的に長方形のダ
クトを形成する。このように導かれた空気流はパイロン
１２の後部２５と排気ノズル１５の高温排気１６との間
に低温空気境界を設けるのに有効である。従って、パイ
ロンエゼクタ３１はコア排気１６を拘束しそしてパイロ
ン後部２５に沿うコア排気の吹上げを減らすように作用
する。
パイロンエゼクタ３１の最適寸法と、その諸閥素の輪郭
と、コア排気ノズル１５およびパイロン１２に対する相
対位Ｉρは、局所流場特性表所要の吹上げ除去の程度と
を考噂してあらかじめ沙定される。吹上げの程度が比較
的／ｈさい場合、鋭い一ヒ流前縁３３を有する邪魔板３
２だけでも吹上げを減らすのに有効である。
と、コア排気ノズル１５およびパイロン１２に対する相
対位Ｉρは、局所流場特性表所要の吹上げ除去の程度と
を考噂してあらかじめ沙定される。吹上げの程度が比較
的／ｈさい場合、鋭い一ヒ流前縁３３を有する邪魔板３
２だけでも吹上げを減らすのに有効である。
第４図にはコアノズルシー、ラウド３９を包乱する本発
明の他の実施例を示す。コアノズルシュラウド３９も第
１図に示した渦発生器２８の代わりに用いうるもので、
ノズル１５からの排気１６を拘束してパイロン１２の後
部２５に接するコア排気を減らすように作用する。
明の他の実施例を示す。コアノズルシュラウド３９も第
１図に示した渦発生器２８の代わりに用いうるもので、
ノズル１５からの排気１６を拘束してパイロン１２の後
部２５に接するコア排気を減らすように作用する。
さらに詳述すると、コアノズルシ・ラウド６９は排気ノ
ズル１５の後方に実質的にそれと同軸に延在し、そして
コア排気ノズル１５から流れる排気１６に対する障害手
段を画成するためにパイロン１２から周方向外方に延在
する部分を有する。
ズル１５の後方に実質的にそれと同軸に延在し、そして
コア排気ノズル１５から流れる排気１６に対する障害手
段を画成するためにパイロン１２から周方向外方に延在
する部分を有する。
コアノズルシュラウド３９はパイロン１２の両側から周
方向外方に延在する部分、例えば、排気ノズル１５に装
着されそしてパイロンシエルフ２６に当接しかつその下
方に存する後方テーパ付き弧状板部利からなることが好
捷しい。前記部分は内側（機体側）部分４０と外側部分
４１とからなり、画部分はパイロンシェルフ２６につい
て対称的に延在する。好丑しくけ、コアノズルシーラウ
ド３９はパイロン１２０両側に約４５°周方向に延在し
そしてエンジン長手方向中心線と同軸に配設される。コ
アノズルシュラウド６９はファン出口２６からのバイパ
ス空気流２４およびコア排気ノズル１５からの排気１６
と協働して排気１６を拘束しそしてパイロン１２の後部
２５の内側および外側表面」−〇ＪｔＪｌｉ気の吹上げ
を減らす。
方向外方に延在する部分、例えば、排気ノズル１５に装
着されそしてパイロンシエルフ２６に当接しかつその下
方に存する後方テーパ付き弧状板部利からなることが好
捷しい。前記部分は内側（機体側）部分４０と外側部分
４１とからなり、画部分はパイロンシェルフ２６につい
て対称的に延在する。好丑しくけ、コアノズルシーラウ
ド３９はパイロン１２０両側に約４５°周方向に延在し
そしてエンジン長手方向中心線と同軸に配設される。コ
アノズルシュラウド６９はファン出口２６からのバイパ
ス空気流２４およびコア排気ノズル１５からの排気１６
と協働して排気１６を拘束しそしてパイロン１２の後部
２５の内側および外側表面」−〇ＪｔＪｌｉ気の吹上げ
を減らす。
代替的に、コアノズルシーラウド３９をパイロン１２に
聰着するかまたはパイロン１２と一体に、例えばパイロ
ンシェルフ２６と一体に形成しそして排気ノズル１５と
整合してもよい。コアノズルシコラウド６９は寸だ、パ
イロン１２の内側または外側あるいは両側の表面上の吹
上げを減らスタメにパイロン１２のパイロンシェルフ２
６の片側または両側に配置された一つまたは二つの部分
からなるものでよい。
聰着するかまたはパイロン１２と一体に、例えばパイロ
ンシェルフ２６と一体に形成しそして排気ノズル１５と
整合してもよい。コアノズルシコラウド６９は寸だ、パ
イロン１２の内側または外側あるいは両側の表面上の吹
上げを減らスタメにパイロン１２のパイロンシェルフ２
６の片側または両側に配置された一つまたは二つの部分
からなるものでよい。
以」−１本発明の好適実施例についてＨ；１．明したが
、もちろん本発明の範１７Ｊ（内で幾１多の改変が可能
である。
、もちろん本発明の範１７Ｊ（内で幾１多の改変が可能
である。
第１図は本発明の一実施例を示す、機具に装備されたナ
セルとターボファンエンジンの部分断面内側側面図、第
２図は第１図に示す渦発生器を詳細に例示する部分余１
睨図、第３図は第１図に示す渦発生器の代わりに用いう
る本発明の第２実施例すなわちパイロンエゼクタを示す
部分余１視図、第４図は第１図に示す偽発生器の代わり
に用いうる本発明の第３実施例すなわちコアノズルシ・
ラウドを示す部分余１視図である。 １０・・・ターボファンエンジン、１２・・・・パイロ
ン、１４・・・コアカウル、１５・・、・コア排気ノズ
ル、１９・・・ファンカウル、２０・・・ナセル、２３
・・・ファン出口、２５・・・パイロン後部、２６・φ
・パイロンシェルフ、２８・・・渦発生器、３１・・・
パイロンエゼクタ、３２・・・邪魔板、３４・・・入口
ダクト、３５・・・頂壁、３７・・・側壁、３９・・・
・コアノズルシコラウド、４ｏ・・・内側部分、４１・
・・外側部分。 （ハ） ５３
セルとターボファンエンジンの部分断面内側側面図、第
２図は第１図に示す渦発生器を詳細に例示する部分余１
睨図、第３図は第１図に示す渦発生器の代わりに用いう
る本発明の第２実施例すなわちパイロンエゼクタを示す
部分余１視図、第４図は第１図に示す偽発生器の代わり
に用いうる本発明の第３実施例すなわちコアノズルシ・
ラウドを示す部分余１視図である。 １０・・・ターボファンエンジン、１２・・・・パイロ
ン、１４・・・コアカウル、１５・・、・コア排気ノズ
ル、１９・・・ファンカウル、２０・・・ナセル、２３
・・・ファン出口、２５・・・パイロン後部、２６・φ
・パイロンシェルフ、２８・・・渦発生器、３１・・・
パイロンエゼクタ、３２・・・邪魔板、３４・・・入口
ダクト、３５・・・頂壁、３７・・・側壁、３９・・・
・コアノズルシコラウド、４ｏ・・・内側部分、４１・
・・外側部分。 （ハ） ５３
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 （１） コアエンジンおよびこのコアエンジンを囲み
そして排気ガスを排出するためのコア排気ノズルを画成
するコアカウルを有するガスタービンエンジンと、この
タービンエンジンを支持し、そして前記コア排気ノズル
の後方に延在する後部を有するパイロンとを含むナセル
装置において、前記コア排気ノズルから流れる排気を拘
束して前記パイロンの前記後部に接する前記排気の流れ
を減らす拘束手段を設けたことを物像とするナセル装置
。 （２）排気を拘束する前記手段は前記パイロンの前記後
部の一表面における空気流剥離を減らす手段からなる、
特許請求の箭興筺（１）項言己戴のナセル装置。 （３）空気流剥離を減らす前言ビ手段はパイロンの横面
に設けた渦発生手段からなる、特許請求の範囲第（２）
項記載のツーセル装置。、（４）排気を拘束する１）′
ｌＩｌ手記に１、前記パイロンの内側（機体側）に配置
されている、特許請求の範囲第（１）項記載のツーセル
装置Ｌ１（５） コアエンジンお、］： （Ｊ：この
コアエンジンヲ囲みそ１〜で排気ガスを開山するだめの
コア排気ノズルを画成するコアカウルをイｊするガスタ
ービンエンジンと、前記コアエンジンに」二って、駆動
さ北るファンおよ０・この）つ′ノを［川むファンカウ
ルと、前言己タービンエンジンを・伎」寺し、そしてｎ
ｉ＋ ；を己コア排気、／ズルの後方に延在しかつパイ
ロンシェルフを有するパイロンとを沈み、前記ファンカ
ウルと前記コアカウルは共に、ファン空気をｔＪｌ：
＋Ｉ＋する環状ファン出口を画成するよう々すセル装置
において、前記コア排気、ノズルから流Ｊ′ｌる排気を
拘束して前記パイロンの前記後部に接する前記排側、の
流れを減らす拘束手段が１）１■記フ゛γン出口の下流
にかつ捷だ前記コア排気ノズルおよび前記パイロンシェ
ルフとに隣接して西１１置さ：１１そして前扉ｉパイロ
ンの前記後部から前記１非気を遠ざけるように作用ずる
ことを特徴とするナセル装置。 （６）排気を拘束する前記手段は複数の相隔たる渦発生
器からなり、各渦発生器は、前記タービンエンジンの前
記ファン出口から流れる時の前記ファン空気の流線に対
して釧角をなすように整合されている、特許請求の範囲
第（５）項記載のナセル装置。 （７）前記渦発生器は空気を逆回転させる複数の対をな
して配置されている、特許請求の範囲第（６）項記載の
ナセル装置。 （８１前記渦発生器は、前記排気ノズルから後方かつ」
二方に延在する線に沿って配置されそして相互間のいか
々る斜めの衝撃波をも減らすように作用する、特π１″
請求の範囲第（７）項記載のナセル装置。 （９）排気を拘束する前記手段は、邪魔板を含むパイロ
ンエゼクタ〃・らなυ、前肥邪、蜜板は前記パイロンか
ら外方に延在しそして前記パイロンシェルフと実質的に
平行に存しかつそれから離れており、前記邪魔板は前記
コア排気ノズルに隣接する前縁を有し、前記邪魔板はそ
れと前記排気との間に前記ファン空気を向けるように作
用する、特許請求の範囲第（５）項記載のナセル装置。 （１「） 前記パイロンエゼクタはさらに、前記ファ
ン空気の一部分を捕えて前記邪魔板に向けるのに有効な
入口ダクトを前記邪魔板の前記前縁に有する、特許請求
の範ＦＪＨ第、（９）項記載のす士ル装置。 （１］） 前記パイロンエゼクタはさらに、前記パイ
ロンから外方に延在しそして前記邪魔板の前記前縁と一
体の下流縁を有する頂壁と、この頂壁と一体でありかつ
前記コア排気ノズルの蛙面捷で半径方向内方に延在する
（ｌＩｌｌ Ｂ：＋＠とを有する、特許請求の範囲第（
９）項記載のナセル装置。 而 排気を拘束する前記手段は前記コア排気ノズルの後
方に延在するコアノズルシュラウドからカリ、とのコア
ノズルシーラウドは、前記コア排気ノズルから流れる前
記排気に対する障害手段を画成するために前記パイロン
から周方向９＋方に延在する部分を有する、特許請求の
範囲第（５）項記載のナセル装置。 ０１ 前記コアノズルシュラウドは前記パイロンの両
側から周方向ｌＩｔ方に延在する部分からなる、特許請
求の範囲第０９項記載のナセル装置。 ０→ 前記コアノズルシーラウドは後方チーパイ利き弧
状板からなる、特許請求の範囲第（１ｇ項記載のナセル
装置。 ０→ 前記コアノズルシーラウドは前記コア排気ノズル
に必着されている、特許請求の範囲第α９項記載のナセ
ル装置。 （ｌｆｅ 前記コアノズルシーラウドは前記パイロン
と一体である、特許請求の範囲第（ｌの項記載のナセル
装置。 α乃前ｔｔ［２コアノズルシーラウドは対称形であり、
そして前記パイロンの内側（機体側］および外側表面か
ら実質的に等しく延在する部分を有する、特許請求の範
囲第（１力項記載のナセル装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/332,893 US4466587A (en) | 1981-12-21 | 1981-12-21 | Nacelle installation |
| US332893 | 1989-04-04 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58122294A true JPS58122294A (ja) | 1983-07-20 |
Family
ID=23300317
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57218525A Pending JPS58122294A (ja) | 1981-12-21 | 1982-12-15 | ナセル装置 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4466587A (ja) |
| JP (1) | JPS58122294A (ja) |
| DE (1) | DE3246737A1 (ja) |
| FR (1) | FR2518492B1 (ja) |
| GB (1) | GB2112077B (ja) |
| IT (1) | IT1195962B (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008069774A (ja) * | 2006-09-12 | 2008-03-27 | United Technol Corp <Utc> | ガスタービンエンジン用排気ノズル、およびガスタービンエンジンの排気ノズルからの方向性感知騒音を低減する方法 |
| JP2009537399A (ja) * | 2006-05-23 | 2009-10-29 | エアバス フランス | 誘導される抗力を小さくする装置を備える航空機 |
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