JP2000128088A - 飛行機の造波抵抗低減方法 - Google Patents
飛行機の造波抵抗低減方法Info
- Publication number
- JP2000128088A JP2000128088A JP10306991A JP30699198A JP2000128088A JP 2000128088 A JP2000128088 A JP 2000128088A JP 10306991 A JP10306991 A JP 10306991A JP 30699198 A JP30699198 A JP 30699198A JP 2000128088 A JP2000128088 A JP 2000128088A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- engine nacelle
- main wing
- wing
- fluid element
- chord
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- 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
- 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
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
- B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
-
- 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
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 主翼の上面の所定位置にエンジンナセル等の
流体素子を配置し、この流体素子により発生した空気流
を主翼上面空気流と積極的に重ね合わせることにより主
翼上面の負圧ピークを低下させ、衝撃波の発生を遅らせ
て造波抵抗を低減する。 【解決手段】 エンジンナセルを主翼上面に配置し、且
つエンジンナセルの前端の前後方向位置を主翼の翼弦の
前端から６３％〜１００％の範囲に設定すると（ｂ，ｉ
参照）、遷音速領域において主翼上面に衝撃波が発生し
て造波抵抗が増加するのを抑制し、燃料消費量の増加を
回避しながら巡航速度を増加させることができる。エン
ジンナセルの前端が翼弦の６３％位置よりも前方になる
と（ｅ，ｆ参照）、衝撃波を抑制する効果は発揮されず
に造波抵抗が増加してしまう。
流体素子を配置し、この流体素子により発生した空気流
を主翼上面空気流と積極的に重ね合わせることにより主
翼上面の負圧ピークを低下させ、衝撃波の発生を遅らせ
て造波抵抗を低減する。 【解決手段】 エンジンナセルを主翼上面に配置し、且
つエンジンナセルの前端の前後方向位置を主翼の翼弦の
前端から６３％〜１００％の範囲に設定すると（ｂ，ｉ
参照）、遷音速領域において主翼上面に衝撃波が発生し
て造波抵抗が増加するのを抑制し、燃料消費量の増加を
回避しながら巡航速度を増加させることができる。エン
ジンナセルの前端が翼弦の６３％位置よりも前方になる
と（ｅ，ｆ参照）、衝撃波を抑制する効果は発揮されず
に造波抵抗が増加してしまう。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、遷音速で巡航する
飛行機の主翼上面における衝撃波の発生を遅らせて造波
抵抗を低減する飛行機の造波抵抗低減方法に関する。
飛行機の主翼上面における衝撃波の発生を遅らせて造波
抵抗を低減する飛行機の造波抵抗低減方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】飛行機の飛行速度が音速以下であって
も、機体の一部で加速した流れによって局所的に音速を
越える領域が生じる遷音速領域では、飛行速度を増して
いくと或る飛行速度で衝撃波が発生する（図２０参
照）。このようにして主翼上面に衝撃波が発生すると、
この衝撃波によって造波抵抗が生じ、抗力の急増および
揚力の急減が生じる。
も、機体の一部で加速した流れによって局所的に音速を
越える領域が生じる遷音速領域では、飛行速度を増して
いくと或る飛行速度で衝撃波が発生する（図２０参
照）。このようにして主翼上面に衝撃波が発生すると、
この衝撃波によって造波抵抗が生じ、抗力の急増および
揚力の急減が生じる。
【０００３】衝撃波の発生により抗力が急増する現象を
抗力発散といい、そのときの主流のマッハ数を抗力発散
マッハ数ＭDDという。飛行機の飛行速度が抗力発散マッ
ハ数ＭDDに達すると、抗力の増加によって燃料消費量が
増加するだけでなく、風圧中心の移動によって機体の釣
合いにも悪影響がでるため、衝撃波の発生をできるかぎ
り遅らせて抗力発散マッハ数ＭDDを高めることが必要と
なる。
抗力発散といい、そのときの主流のマッハ数を抗力発散
マッハ数ＭDDという。飛行機の飛行速度が抗力発散マッ
ハ数ＭDDに達すると、抗力の増加によって燃料消費量が
増加するだけでなく、風圧中心の移動によって機体の釣
合いにも悪影響がでるため、衝撃波の発生をできるかぎ
り遅らせて抗力発散マッハ数ＭDDを高めることが必要と
なる。
【０００４】従来、抗力発散マッハ数ＭDDを高めるため
に、 抗力発散マッハ数ＭDDの高い翼型を用いる 主翼に後退角をつける 等の手法が採用されている。
に、 抗力発散マッハ数ＭDDの高い翼型を用いる 主翼に後退角をつける 等の手法が採用されている。
【０００５】またガスタービンエンジンを収納するエン
ジンナセルを備えた飛行機では、主翼や胴体とエンジン
ナセルとの空力的な干渉により発生する抗力を最小限に
抑えるべく、そのエンジンナセルの取り付け位置に考慮
が払われている。一般的には、ビジネスジェット機では
主翼との干渉が小さい後部胴体の左右両側部にエンジン
ナセルを取り付けることにより、また大型旅客機では主
翼上面に比べて流速の小さい主翼下面にパイロンを介し
てエンジンナセルを取り付けることにより干渉抗力の低
減を図っている。
ジンナセルを備えた飛行機では、主翼や胴体とエンジン
ナセルとの空力的な干渉により発生する抗力を最小限に
抑えるべく、そのエンジンナセルの取り付け位置に考慮
が払われている。一般的には、ビジネスジェット機では
主翼との干渉が小さい後部胴体の左右両側部にエンジン
ナセルを取り付けることにより、また大型旅客機では主
翼上面に比べて流速の小さい主翼下面にパイロンを介し
てエンジンナセルを取り付けることにより干渉抗力の低
減を図っている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】一般に翼厚の小さい翼
型は抗力発散マッハ数ＭDDが高くなるが、翼厚を減少さ
せると主翼の容積が減少するため、主翼内に燃料タンク
を設ける場合には燃料搭載量が減少する問題があり、し
かも翼厚の減少に伴う強度の低下を補うために構造重量
が増加する問題がある。そこで遷音速領域における主翼
の圧力分布を改良することにより、必要な翼厚を確保し
ながら衝撃波の発生を抑制する翼型としてピーキー翼や
スーパークリティカル翼が提案されていた。
型は抗力発散マッハ数ＭDDが高くなるが、翼厚を減少さ
せると主翼の容積が減少するため、主翼内に燃料タンク
を設ける場合には燃料搭載量が減少する問題があり、し
かも翼厚の減少に伴う強度の低下を補うために構造重量
が増加する問題がある。そこで遷音速領域における主翼
の圧力分布を改良することにより、必要な翼厚を確保し
ながら衝撃波の発生を抑制する翼型としてピーキー翼や
スーパークリティカル翼が提案されていた。
【０００７】また主翼の後退角を増加させると、翼厚を
ある程度確保しながら抗力発散マッハ数ＭDDを高めるこ
とができるが、低速時における失速特性が悪化したり、
主翼の翼根部に作用する大きな曲げモーメントに対抗す
るために構造重量が増加したり、またスパン方向の流れ
により摩擦抵抗が小さい層流翼の採用が困難になるとい
う問題がある。
ある程度確保しながら抗力発散マッハ数ＭDDを高めるこ
とができるが、低速時における失速特性が悪化したり、
主翼の翼根部に作用する大きな曲げモーメントに対抗す
るために構造重量が増加したり、またスパン方向の流れ
により摩擦抵抗が小さい層流翼の採用が困難になるとい
う問題がある。
【０００８】本発明は、主翼の上面の所定位置にエンジ
ンナセル等の流体素子を配置し、この流体素子により発
生した主流の減速領域を主翼上面空気流と積極的に重ね
合わせることにより、衝撃波の発生を遅らせて造波抵抗
を低減することを目的とする。
ンナセル等の流体素子を配置し、この流体素子により発
生した主流の減速領域を主翼上面空気流と積極的に重ね
合わせることにより、衝撃波の発生を遅らせて造波抵抗
を低減することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、請求項１に記載された発明は、遷音速で巡航する飛
行機の主翼の上面に負圧を発生させる主翼上面空気流の
後部上方の主流内に流体素子を配置し、該流体素子の前
方に発生する主流の減速領域と前記主翼上面空気流とを
重ね合わせて該主翼上面空気流を減速することにより、
前記主翼の上面の負圧を低下させて衝撃波の発生を抑制
することを特徴とする。
に、請求項１に記載された発明は、遷音速で巡航する飛
行機の主翼の上面に負圧を発生させる主翼上面空気流の
後部上方の主流内に流体素子を配置し、該流体素子の前
方に発生する主流の減速領域と前記主翼上面空気流とを
重ね合わせて該主翼上面空気流を減速することにより、
前記主翼の上面の負圧を低下させて衝撃波の発生を抑制
することを特徴とする。
【００１０】飛行機の速度が抗力発散マッハ数に達する
と、主翼上面に衝撃波が発生して造波抵抗が急激に増加
する。主翼上面空気流の後部上方の主流内に流体素子を
配置すると、流体素子の前方に発生する主流の減速領域
との重ね合わせにより主翼上面空気流が減速するため、
主翼の上面の負圧を低下させて衝撃波の発生を抑制する
ことができる。これにより、遷音速領域における造波抵
抗の発生を遅らせて抗力発散マッハ数を増加させ、巡航
速度を高めることができる。
と、主翼上面に衝撃波が発生して造波抵抗が急激に増加
する。主翼上面空気流の後部上方の主流内に流体素子を
配置すると、流体素子の前方に発生する主流の減速領域
との重ね合わせにより主翼上面空気流が減速するため、
主翼の上面の負圧を低下させて衝撃波の発生を抑制する
ことができる。これにより、遷音速領域における造波抵
抗の発生を遅らせて抗力発散マッハ数を増加させ、巡航
速度を高めることができる。
【００１１】また請求項２に記載された発明は、請求項
１の構成に加えて、前記主翼上面空気流が音速になると
きの負圧を臨界圧力係数とし、主翼の上面の翼弦方向の
圧力分布が前記臨界圧力係数以上の状態から以下の状態
に変化する基準点を翼弦上に設定し、前記基準点から翼
弦長の５％前方位置よりも後方に前記流体素子の前端を
配置することを特徴とする。
１の構成に加えて、前記主翼上面空気流が音速になると
きの負圧を臨界圧力係数とし、主翼の上面の翼弦方向の
圧力分布が前記臨界圧力係数以上の状態から以下の状態
に変化する基準点を翼弦上に設定し、前記基準点から翼
弦長の５％前方位置よりも後方に前記流体素子の前端を
配置することを特徴とする。
【００１２】流体素子の前端の位置が前方過ぎると当初
の衝撃波の発生は抑制されるが、主翼の翼弦の後部側に
新たな衝撃波が発生してしまう。そこで主翼上面の負圧
が臨界圧力係数以上の状態から以下の状態に変化する基
準点、すなわち主翼上面空気流の流速が音速以上の状態
から音速以下の状態に変化する基準点から翼弦長の５％
前方位置よりも後方に流体素子の前端を配置すると、流
体素子により発生する主流の減速領域を主翼上面空気流
と効果的に重ね合わせて衝撃波の発生を確実に抑制する
ことができる。
の衝撃波の発生は抑制されるが、主翼の翼弦の後部側に
新たな衝撃波が発生してしまう。そこで主翼上面の負圧
が臨界圧力係数以上の状態から以下の状態に変化する基
準点、すなわち主翼上面空気流の流速が音速以上の状態
から音速以下の状態に変化する基準点から翼弦長の５％
前方位置よりも後方に流体素子の前端を配置すると、流
体素子により発生する主流の減速領域を主翼上面空気流
と効果的に重ね合わせて衝撃波の発生を確実に抑制する
ことができる。
【００１３】また請求項３に記載された発明は、請求項
１の構成に加えて、前記流体素子の前端と主翼の前縁と
の前後方向距離が、翼弦長の６８％〜１００％であるこ
とを特徴とする。
１の構成に加えて、前記流体素子の前端と主翼の前縁と
の前後方向距離が、翼弦長の６８％〜１００％であるこ
とを特徴とする。
【００１４】流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向
距離を翼弦長の６８％〜１００％に設定すると、衝撃波
の抑制効果を発揮させることができる。
距離を翼弦長の６８％〜１００％に設定すると、衝撃波
の抑制効果を発揮させることができる。
【００１５】また請求項４に記載された発明は、請求項
１の構成に加えて、前記流体素子の前端と主翼の前縁と
の前後方向距離が、翼弦長の７５％〜８５％であること
を特徴とする。
１の構成に加えて、前記流体素子の前端と主翼の前縁と
の前後方向距離が、翼弦長の７５％〜８５％であること
を特徴とする。
【００１６】流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向
距離を翼弦長の７５％〜８５％に設定すると、衝撃波の
抑制効果を更に効果的に発揮させることができる。
距離を翼弦長の７５％〜８５％に設定すると、衝撃波の
抑制効果を更に効果的に発揮させることができる。
【００１７】また請求項５に記載された発明は、請求項
１の構成に加えて、前記流体素子の前端と主翼の前縁と
の前後方向距離の増加に伴って、前記流体素子の下面と
主翼の上面との上下方向距離を減少させることを特徴と
する。
１の構成に加えて、前記流体素子の前端と主翼の前縁と
の前後方向距離の増加に伴って、前記流体素子の下面と
主翼の上面との上下方向距離を減少させることを特徴と
する。
【００１８】流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向
距離の増加に伴って流体素子の下面と主翼の上面との上
下方向距離を減少させると、流体素子の前後方向距離が
変化しても衝撃波の抑制効果を維持することができる。
距離の増加に伴って流体素子の下面と主翼の上面との上
下方向距離を減少させると、流体素子の前後方向距離が
変化しても衝撃波の抑制効果を維持することができる。
【００１９】また請求項６に記載された発明は、請求項
１の構成に加えて、前記流体素子がガスタービンエンジ
ンを覆う概略円筒状のエンジンナセルであることを特徴
とする。
１の構成に加えて、前記流体素子がガスタービンエンジ
ンを覆う概略円筒状のエンジンナセルであることを特徴
とする。
【００２０】ガスタービンエンジンを覆う概略円筒状の
エンジンナセルを流体素子として利用して衝撃波の抑制
効果を発揮させるので、特別の流体素子を新たに設ける
必要がない。
エンジンナセルを流体素子として利用して衝撃波の抑制
効果を発揮させるので、特別の流体素子を新たに設ける
必要がない。
【００２１】また請求項７に記載された発明は、請求項
６の構成に加えて、前記主翼上面空気流が音速になると
きの負圧を臨界圧力係数とし、主翼の上面の翼弦方向の
圧力分布が前記臨界圧力係数以上の状態から以下の状態
に変化する基準点を翼弦上に設定し、前記基準点よりも
翼弦長の５％前方位置と、前記基準点よりもエンジンナ
セルのリップ前縁の直径に等しい距離だけ後方位置との
間に、前記エンジンナセルの前端を配置することを特徴
とする。
６の構成に加えて、前記主翼上面空気流が音速になると
きの負圧を臨界圧力係数とし、主翼の上面の翼弦方向の
圧力分布が前記臨界圧力係数以上の状態から以下の状態
に変化する基準点を翼弦上に設定し、前記基準点よりも
翼弦長の５％前方位置と、前記基準点よりもエンジンナ
セルのリップ前縁の直径に等しい距離だけ後方位置との
間に、前記エンジンナセルの前端を配置することを特徴
とする。
【００２２】エンジンナセルの前端の位置が前方過ぎる
と当初の衝撃波の発生は抑制されるが、主翼の翼弦の後
部側に新たな衝撃波が発生してしまう。そこで主翼上面
の負圧が臨界圧力係数以下に変化する基準点、すなわち
主翼上面空気流の流速が音速以上の状態から音速以下の
状態に変化する基準点から翼弦長の５％前方位置よりも
後方にエンジンナセルの前端を配置すると、エンジンナ
セルにより発生する主流の減速領域を主翼上面空気流と
効果的に重ね合わせて衝撃波の発生を確実に抑制するこ
とができる。またエンジンナセルの前端の位置が後方過
ぎると、エンジンナセルにより発生する主流の減速領域
の影響が小さくなって衝撃波の発生を抑制する効果が減
少してしまう。そこで前記基準点よりもエンジンナセル
のリップ前縁の直径に等しい距離だけ後方位置よりも前
方にエンジンナセルの前端を配置すると、エンジンナセ
ルにより発生する主流の減速領域を主翼上面空気流と効
果的に重ね合わせて衝撃波の発生を確実に抑制すること
ができる。
と当初の衝撃波の発生は抑制されるが、主翼の翼弦の後
部側に新たな衝撃波が発生してしまう。そこで主翼上面
の負圧が臨界圧力係数以下に変化する基準点、すなわち
主翼上面空気流の流速が音速以上の状態から音速以下の
状態に変化する基準点から翼弦長の５％前方位置よりも
後方にエンジンナセルの前端を配置すると、エンジンナ
セルにより発生する主流の減速領域を主翼上面空気流と
効果的に重ね合わせて衝撃波の発生を確実に抑制するこ
とができる。またエンジンナセルの前端の位置が後方過
ぎると、エンジンナセルにより発生する主流の減速領域
の影響が小さくなって衝撃波の発生を抑制する効果が減
少してしまう。そこで前記基準点よりもエンジンナセル
のリップ前縁の直径に等しい距離だけ後方位置よりも前
方にエンジンナセルの前端を配置すると、エンジンナセ
ルにより発生する主流の減速領域を主翼上面空気流と効
果的に重ね合わせて衝撃波の発生を確実に抑制すること
ができる。
【００２３】また請求項８に記載された発明は、請求項
６の構成に加えて、主翼の上面とエンジンナセルの下面
との上下方向距離が、該エンジンナセルの外径の３０％
〜１００％であることを特徴とする。
６の構成に加えて、主翼の上面とエンジンナセルの下面
との上下方向距離が、該エンジンナセルの外径の３０％
〜１００％であることを特徴とする。
【００２４】主翼の上面とエンジンナセルの下面との上
下方向距離をエンジンナセルの外径の３０％〜１００％
に設定すると、流体素子の前後方向距離が変化しても衝
撃波の抑制効果を維持することができる。
下方向距離をエンジンナセルの外径の３０％〜１００％
に設定すると、流体素子の前後方向距離が変化しても衝
撃波の抑制効果を維持することができる。
【００２５】また請求項９に記載された発明は、請求項
６の構成に加えて、主翼の上面に立設したパイロンを介
してエンジンナセルを支持したことを特徴とする。
６の構成に加えて、主翼の上面に立設したパイロンを介
してエンジンナセルを支持したことを特徴とする。
【００２６】エンジンナセルをパイロンを介して主翼上
面に取り付けると、エンジンナセルを胴体に取り付ける
場合に比べて胴体のキャビンスペースを広く確保するこ
とができ、しかも揚力により主翼の翼根部に作用する曲
げモーメントをエンジンの慣性重量で軽減して構造重量
の軽減に寄与することができる。
面に取り付けると、エンジンナセルを胴体に取り付ける
場合に比べて胴体のキャビンスペースを広く確保するこ
とができ、しかも揚力により主翼の翼根部に作用する曲
げモーメントをエンジンの慣性重量で軽減して構造重量
の軽減に寄与することができる。
【００２７】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を、添
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００２８】図１〜図２０は本発明の一実施例を示すも
ので、図１は本発明を適用した双発ビジネスジェット機
の斜視図、図２はエンジンナセルの前後位置を定義する
パラメータの説明図、図３はエンジンナセルの上下位置
を定義するパラメータの説明図、図４はエンジンナセル
のスパン方向位置を定義するパラメータの説明図、図５
はエンジンナセル位置Ｘ／Ｃと造波抵抗との関係を示す
グラフ、図６はエンジンナセル位置Ｘ／Ｃと抗力発散マ
ッハ数ＭDDとの関係を示すグラフ、図７は翼弦に沿う主
翼上面の圧力係数ＣＰを示すグラフ、図８は各エンジン
ナセル位置でのマッハ数Ｍと全機の抗力係数ＣＤtotal
から形状抗力係数ＣＤ0 を引いた抗力係数と抗力発散マ
ッハ数ＭDDとの関係を示すグラフ、図９は各エンジンナ
セル位置および２つのマッハ数での全機の抗力係数ＣＤ
total を示すグラフ、図１０はエンジンナセル無しの場
合の翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ、図１１はエンジ
ンナセル回りの速度分布を示す図、図１２はエンジンナ
セルの先端部近傍の速度分布を示す図、図１３はエンジ
ンナセル位置Ｘ／Ｃ＝８０％の場合の翼弦に沿う圧力分
布を示すグラフ、図１４はエンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝
８５％の場合の翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ、図１
５はエンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝６５％の場合の翼弦に
沿う圧力分布を示すグラフ、図１６はエンジンナセルを
持たない機体形状を示す図、図１７はエンジンナセルを
主翼上面に配置した機体形状を示す図、図１８はエンジ
ンナセルを主翼下面に配置した機体形状を示す図、図１
９はエンジンナセルを後部胴体に配置した機体形状を示
す図、図２０は衝撃波および造波抵抗の説明図である。
ので、図１は本発明を適用した双発ビジネスジェット機
の斜視図、図２はエンジンナセルの前後位置を定義する
パラメータの説明図、図３はエンジンナセルの上下位置
を定義するパラメータの説明図、図４はエンジンナセル
のスパン方向位置を定義するパラメータの説明図、図５
はエンジンナセル位置Ｘ／Ｃと造波抵抗との関係を示す
グラフ、図６はエンジンナセル位置Ｘ／Ｃと抗力発散マ
ッハ数ＭDDとの関係を示すグラフ、図７は翼弦に沿う主
翼上面の圧力係数ＣＰを示すグラフ、図８は各エンジン
ナセル位置でのマッハ数Ｍと全機の抗力係数ＣＤtotal
から形状抗力係数ＣＤ0 を引いた抗力係数と抗力発散マ
ッハ数ＭDDとの関係を示すグラフ、図９は各エンジンナ
セル位置および２つのマッハ数での全機の抗力係数ＣＤ
total を示すグラフ、図１０はエンジンナセル無しの場
合の翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ、図１１はエンジ
ンナセル回りの速度分布を示す図、図１２はエンジンナ
セルの先端部近傍の速度分布を示す図、図１３はエンジ
ンナセル位置Ｘ／Ｃ＝８０％の場合の翼弦に沿う圧力分
布を示すグラフ、図１４はエンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝
８５％の場合の翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ、図１
５はエンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝６５％の場合の翼弦に
沿う圧力分布を示すグラフ、図１６はエンジンナセルを
持たない機体形状を示す図、図１７はエンジンナセルを
主翼上面に配置した機体形状を示す図、図１８はエンジ
ンナセルを主翼下面に配置した機体形状を示す図、図１
９はエンジンナセルを後部胴体に配置した機体形状を示
す図、図２０は衝撃波および造波抵抗の説明図である。
【００２９】図１に示すように、本実施例の飛行機は２
基のガスタービンエンジンを備えたビジネスジェット機
であって、胴体Ｆと、胴体Ｆの中央部下面に取り付けら
れた左右の主翼Ｗ，Ｗと、胴体Ｆの後部に取り付けられ
た垂直尾翼Ｖと、垂直尾翼Ｖの上端に取り付けられた水
平尾翼Ｈとを備える。２基のガスタービンエンジンをそ
れぞれ覆う概略円筒状のエンジンナセルＮ，Ｎは、左右
の主翼Ｗ，Ｗの上面に立設した一対のパイロンＰ，Ｐの
上端にそれぞれ支持される。
基のガスタービンエンジンを備えたビジネスジェット機
であって、胴体Ｆと、胴体Ｆの中央部下面に取り付けら
れた左右の主翼Ｗ，Ｗと、胴体Ｆの後部に取り付けられ
た垂直尾翼Ｖと、垂直尾翼Ｖの上端に取り付けられた水
平尾翼Ｈとを備える。２基のガスタービンエンジンをそ
れぞれ覆う概略円筒状のエンジンナセルＮ，Ｎは、左右
の主翼Ｗ，Ｗの上面に立設した一対のパイロンＰ，Ｐの
上端にそれぞれ支持される。
【００３０】本発明は、主翼Ｗの上面の空気流とエンジ
ンナセルＮの近傍の空気流との干渉を積極的に利用する
ことにより、主翼Ｗの上面における衝撃波の発生を抑制
するものであり、従って機体に対するエンジンナセルＮ
の相対的な取付位置が重要な要素となる。
ンナセルＮの近傍の空気流との干渉を積極的に利用する
ことにより、主翼Ｗの上面における衝撃波の発生を抑制
するものであり、従って機体に対するエンジンナセルＮ
の相対的な取付位置が重要な要素となる。
【００３１】図２に示すように、エンジンナセルＮの前
後方向の取付位置は、エンジンナセルＮの下方の主翼翼
弦の前縁を基準とするもので、前記翼弦の前縁からエン
ジンナセルＮの前端（リップ）までの前後方向距離Ｘ
と、前記翼弦の翼弦長Ｃとにより、Ｘ／Ｃ（％）で定義
される。従って、エンジンナセルＮの前端が主翼Ｗの前
縁の上方に位置しているときにＸ／Ｃ＝０％となり、エ
ンジンナセルＮの前端が主翼Ｗの後縁の上方に位置して
いるときにＸ／Ｃ＝１００％となる。
後方向の取付位置は、エンジンナセルＮの下方の主翼翼
弦の前縁を基準とするもので、前記翼弦の前縁からエン
ジンナセルＮの前端（リップ）までの前後方向距離Ｘ
と、前記翼弦の翼弦長Ｃとにより、Ｘ／Ｃ（％）で定義
される。従って、エンジンナセルＮの前端が主翼Ｗの前
縁の上方に位置しているときにＸ／Ｃ＝０％となり、エ
ンジンナセルＮの前端が主翼Ｗの後縁の上方に位置して
いるときにＸ／Ｃ＝１００％となる。
【００３２】図３に示すように、エンジンナセルＮの上
下方向の取付位置は、エンジンナセルＮの下方の主翼Ｗ
の最上面を基準とするもので、主翼Ｗの最上面からエン
ジンナセルＮの最下面までの上下方向距離Ｚと、エンジ
ンナセルＮの最大径Ｄとにより、Ｚ／Ｄ（％）で定義さ
れる。前記上下方向距離Ｚは、機体の正面図である図３
において、主翼Ｗの最上面およびエンジンナセルＮの最
下面間の上下方向の間隔に相当する。
下方向の取付位置は、エンジンナセルＮの下方の主翼Ｗ
の最上面を基準とするもので、主翼Ｗの最上面からエン
ジンナセルＮの最下面までの上下方向距離Ｚと、エンジ
ンナセルＮの最大径Ｄとにより、Ｚ／Ｄ（％）で定義さ
れる。前記上下方向距離Ｚは、機体の正面図である図３
において、主翼Ｗの最上面およびエンジンナセルＮの最
下面間の上下方向の間隔に相当する。
【００３３】図４に示すように、エンジンナセルＮのス
パン方向の取付位置は、胴体Ｆのスパン方向外端を基準
とするもので、胴体Ｆのスパン方向外端からエンジンナ
セルＮのスパン方向内端までのスパン方向距離Ｙと、エ
ンジンナセルＮの最大幅Ｄｗとにより、Ｙ／Ｄｗ（％）
で定義される。
パン方向の取付位置は、胴体Ｆのスパン方向外端を基準
とするもので、胴体Ｆのスパン方向外端からエンジンナ
セルＮのスパン方向内端までのスパン方向距離Ｙと、エ
ンジンナセルＮの最大幅Ｄｗとにより、Ｙ／Ｄｗ（％）
で定義される。
【００３４】エンジンナセルＮの前後位置を定義するパ
ラメータＸ／Ｃと、エンジンナセルＮの上下位置を定義
するパラメータＺ／Ｄと、エンジンナセルＮのスパン方
向位置を定義するパラメータＹ／Ｄｗとのうち、衝撃波
の発生を抑制する上で最も支配的なパラメータはＸ／Ｃ
であり、そのパラメータＸ／Ｃに比べてエンジンナセル
Ｎの上下位置を定義するパラメータＺ／Ｄは影響度が小
さくなり、エンジンナセルＮのスパン方向位置を定義す
るパラメータＹ／Ｄｗは更に影響度が小さくなる。
ラメータＸ／Ｃと、エンジンナセルＮの上下位置を定義
するパラメータＺ／Ｄと、エンジンナセルＮのスパン方
向位置を定義するパラメータＹ／Ｄｗとのうち、衝撃波
の発生を抑制する上で最も支配的なパラメータはＸ／Ｃ
であり、そのパラメータＸ／Ｃに比べてエンジンナセル
Ｎの上下位置を定義するパラメータＺ／Ｄは影響度が小
さくなり、エンジンナセルＮのスパン方向位置を定義す
るパラメータＹ／Ｄｗは更に影響度が小さくなる。
【００３５】以上のことから、本実施例において、エン
ジンナセルＮの前後位置を定義するＸ／Ｃを主要なパラ
メータとして選択し、Ｚ／Ｄを固定値（Ｚ／Ｄ＝０．
５）とし、Ｙ／Ｄｗを固定値（Ｙ／Ｄｗ＝０．７３）と
して風洞実験および解析を行った。ここで、Ｚ／Ｄ＝
０．５は衝撃波の抑制効果が有効に得られるエンジンナ
セルＮの上下位置であり、Ｙ／Ｄｗ＝０．７３は胴体Ｆ
および主翼ｗの結合部の干渉の影響を有効に回避できる
エンジンナセルＮのスパン方向位置である。
ジンナセルＮの前後位置を定義するＸ／Ｃを主要なパラ
メータとして選択し、Ｚ／Ｄを固定値（Ｚ／Ｄ＝０．
５）とし、Ｙ／Ｄｗを固定値（Ｙ／Ｄｗ＝０．７３）と
して風洞実験および解析を行った。ここで、Ｚ／Ｄ＝
０．５は衝撃波の抑制効果が有効に得られるエンジンナ
セルＮの上下位置であり、Ｙ／Ｄｗ＝０．７３は胴体Ｆ
および主翼ｗの結合部の干渉の影響を有効に回避できる
エンジンナセルＮのスパン方向位置である。
【００３６】図５は、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃと造波
抵抗との関係を示すグラフであって、主流のマッハ数は
主翼Ｗの上面に衝撃波が発生するマッハ数に対応するＭ
＝０．７８に設定され、揚力係数は本機の巡航速度に対
応するＣＬ＝０．４０に設定されている。エンジンナセ
ル位置Ｘ／Ｃを翼弦の６８％位置よりも後方に配置する
と、造波抵抗はエンジンナセル無しの場合の造波抵抗よ
りも最大値で４０％程度減少し、エンジンナセル位置Ｘ
／Ｃを翼弦の６８％位置よりも前方に配置すると、造波
抵抗はエンジンナセル無しの場合の造波抵抗よりも急激
に増加する。
抵抗との関係を示すグラフであって、主流のマッハ数は
主翼Ｗの上面に衝撃波が発生するマッハ数に対応するＭ
＝０．７８に設定され、揚力係数は本機の巡航速度に対
応するＣＬ＝０．４０に設定されている。エンジンナセ
ル位置Ｘ／Ｃを翼弦の６８％位置よりも後方に配置する
と、造波抵抗はエンジンナセル無しの場合の造波抵抗よ
りも最大値で４０％程度減少し、エンジンナセル位置Ｘ
／Ｃを翼弦の６８％位置よりも前方に配置すると、造波
抵抗はエンジンナセル無しの場合の造波抵抗よりも急激
に増加する。
【００３７】図６は、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃと抗力
発散マッハ数ＭDDとの関係を示すグラフであって、揚力
係数はＣＬ＝０．４０である。エンジンナセル位置Ｘ／
Ｃを翼弦の６８％位置よりも後方に配置すると、抗力発
散マッハ数ＭDDはエンジンナセル無しの場合の抗力発散
マッハ数ＭDDから増加し、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝
８０％の最適位置で最大値ＭDDに達している。一方、エ
ンジンナセル位置Ｘ／Ｃを翼弦の６８％位置よりも前方
に配置すると、抗力発散マッハ数ＭDDはエンジンナセル
無しの場合の抗力発散マッハ数ＭDDから急激に減少す
る。
発散マッハ数ＭDDとの関係を示すグラフであって、揚力
係数はＣＬ＝０．４０である。エンジンナセル位置Ｘ／
Ｃを翼弦の６８％位置よりも後方に配置すると、抗力発
散マッハ数ＭDDはエンジンナセル無しの場合の抗力発散
マッハ数ＭDDから増加し、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝
８０％の最適位置で最大値ＭDDに達している。一方、エ
ンジンナセル位置Ｘ／Ｃを翼弦の６８％位置よりも前方
に配置すると、抗力発散マッハ数ＭDDはエンジンナセル
無しの場合の抗力発散マッハ数ＭDDから急激に減少す
る。
【００３８】図７は、図４のａ−ａ線に沿う翼弦に対応
する主翼上面の圧力係数ＣＰを示すグラフであって、実
線はエンジンナセル無しの場合、破線はエンジンナセル
位置Ｘ／Ｃ＝７５％の場合、二点鎖線はエンジンナセル
位置Ｘ／Ｃ＝５０％の場合にそれぞれ対応しており、何
れの場合も主流のマッハ数はＭ＝０．７８、揚力係数は
ＣＬ＝０．４０である。エンジンナセル無しの場合には
翼弦の６０％位置付近で強い圧力勾配により衝撃波が発
生しているが、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％の場
合には、翼弦の６０％位置付近の負圧が低下して前記強
い圧力勾配が緩和され、衝撃波の発生が抑制されてい
る。
する主翼上面の圧力係数ＣＰを示すグラフであって、実
線はエンジンナセル無しの場合、破線はエンジンナセル
位置Ｘ／Ｃ＝７５％の場合、二点鎖線はエンジンナセル
位置Ｘ／Ｃ＝５０％の場合にそれぞれ対応しており、何
れの場合も主流のマッハ数はＭ＝０．７８、揚力係数は
ＣＬ＝０．４０である。エンジンナセル無しの場合には
翼弦の６０％位置付近で強い圧力勾配により衝撃波が発
生しているが、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％の場
合には、翼弦の６０％位置付近の負圧が低下して前記強
い圧力勾配が緩和され、衝撃波の発生が抑制されてい
る。
【００３９】即ち、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％
の場合には、圧力分布は翼弦の１５％位置付近および８
５％位置付近に２つの負圧ピークを持つ凹状の分布とな
り、特にエンジンナセル無しの場合に負圧ピークがあっ
た翼弦の６０％位置付近では、圧力係数が大幅に低下し
ており、これにより衝撃波の発生および造波抵抗の増加
が防止されている。
の場合には、圧力分布は翼弦の１５％位置付近および８
５％位置付近に２つの負圧ピークを持つ凹状の分布とな
り、特にエンジンナセル無しの場合に負圧ピークがあっ
た翼弦の６０％位置付近では、圧力係数が大幅に低下し
ており、これにより衝撃波の発生および造波抵抗の増加
が防止されている。
【００４０】またエンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝５０％の
場合には、翼弦の４０％位置付近の圧力係数が大幅に低
下し、圧力分布は翼弦の１０％位置付近および８０％位
置付近に２つの負圧ピークを持つ凹状の分布となる。し
かしながら、翼弦の８０％位置付近には負圧ピークと、
それに続く強い圧力勾配とが存在するために衝撃波が発
生している。
場合には、翼弦の４０％位置付近の圧力係数が大幅に低
下し、圧力分布は翼弦の１０％位置付近および８０％位
置付近に２つの負圧ピークを持つ凹状の分布となる。し
かしながら、翼弦の８０％位置付近には負圧ピークと、
それに続く強い圧力勾配とが存在するために衝撃波が発
生している。
【００４１】以上のように、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ
を翼弦の６８％位置よりも後方に設定すると、エンジン
ナセル無しの場合に比べて抗力発散マッハ数ＭDDが増加
して衝撃波が発生し難くなるが、エンジンナセル位置Ｘ
／Ｃを翼弦の６８％位置よりも前方に設定すると、衝撃
波が発生して抗力発散マッハ数ＭDDが減少する。
を翼弦の６８％位置よりも後方に設定すると、エンジン
ナセル無しの場合に比べて抗力発散マッハ数ＭDDが増加
して衝撃波が発生し難くなるが、エンジンナセル位置Ｘ
／Ｃを翼弦の６８％位置よりも前方に設定すると、衝撃
波が発生して抗力発散マッハ数ＭDDが減少する。
【００４２】図８は、種々のエンジンナセル位置での、
マッハ数Ｍと、全機の抗力係数ＣＤ total から形状抗力
係数ＣＤ0 を引いた抗力係数と、抗力発散マッハ数ＭDD
との関係を示すグラフであって、何れの場合も揚力係数
はＣＬ＝０．４０である。ラインａは基準となるエンジ
ンナセル無しのもの（図１６参照）、ラインｂ，ｄ，ｅ
はエンジンナセルを主翼の上面に配置したもの（図１７
参照）、ラインｆ，ｇはエンジンナセルを主翼の下面に
配置したもの（図１８参照）、ラインｈ，ｉはエンジン
ナセルを胴体の後部に配置したもの（図１９参照）であ
る。また各ライン上にプロットした▲は、各々のエンジ
ンナセル位置毎の抗力発散マッハ数ＭDDを示している。
マッハ数Ｍと、全機の抗力係数ＣＤ total から形状抗力
係数ＣＤ0 を引いた抗力係数と、抗力発散マッハ数ＭDD
との関係を示すグラフであって、何れの場合も揚力係数
はＣＬ＝０．４０である。ラインａは基準となるエンジ
ンナセル無しのもの（図１６参照）、ラインｂ，ｄ，ｅ
はエンジンナセルを主翼の上面に配置したもの（図１７
参照）、ラインｆ，ｇはエンジンナセルを主翼の下面に
配置したもの（図１８参照）、ラインｈ，ｉはエンジン
ナセルを胴体の後部に配置したもの（図１９参照）であ
る。また各ライン上にプロットした▲は、各々のエンジ
ンナセル位置毎の抗力発散マッハ数ＭDDを示している。
【００４３】エンジンナセルを主翼の上面に配置した場
合には、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％のもの（ラ
インｂ）が最も優れており、全てのマッハ数領域で抗力
係数（ＣＤtotal −ＣＤ0 ）がラインａ（エンジンナセ
ル無しのもの）を下回っている。
合には、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％のもの（ラ
インｂ）が最も優れており、全てのマッハ数領域で抗力
係数（ＣＤtotal −ＣＤ0 ）がラインａ（エンジンナセ
ル無しのもの）を下回っている。
【００４４】エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝５０％のもの
（ラインｄ）は抗力係数（ＣＤtota l −ＣＤ0 ）が最も
高くなっており、強い衝撃波が発生していると推定され
る。エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝−１２０％のもの（ラ
インｅ）は、前記エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝５０％の
ものよりは抗力係数（ＣＤtotal −ＣＤ0 ）が低下して
おり、衝撃波の発生を抑制する効果は一応認められる。
（ラインｄ）は抗力係数（ＣＤtota l −ＣＤ0 ）が最も
高くなっており、強い衝撃波が発生していると推定され
る。エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝−１２０％のもの（ラ
インｅ）は、前記エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝５０％の
ものよりは抗力係数（ＣＤtotal −ＣＤ0 ）が低下して
おり、衝撃波の発生を抑制する効果は一応認められる。
【００４５】エンジンナセルを主翼の下面に配置した場
合には、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝−１２０％のもの
（ラインｆ）も、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝８０％の
もの（ラインｇ）も衝撃波の発生を抑制する効果は認め
られない。但し、ラインｆで示すエンジンナセルを主翼
の前下方に配置したもの（大型旅客機等で広く採用され
ている配置）は、ラインｇで示す主翼の後下方に配置し
たものに比べれば抗力係数（ＣＤtotal −ＣＤ0 ）が若
干低いことが確認される。
合には、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝−１２０％のもの
（ラインｆ）も、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝８０％の
もの（ラインｇ）も衝撃波の発生を抑制する効果は認め
られない。但し、ラインｆで示すエンジンナセルを主翼
の前下方に配置したもの（大型旅客機等で広く採用され
ている配置）は、ラインｇで示す主翼の後下方に配置し
たものに比べれば抗力係数（ＣＤtotal −ＣＤ0 ）が若
干低いことが確認される。
【００４６】エンジンナセルを胴体の後部に配置した場
合には、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％のもの（ラ
インｈ）が、エンジンナセルを主翼上面のＸ／Ｃ＝７５
％位置に配置したのもの（ラインｂ）と同等の優れた特
性を発揮している。このことは、エンジンナセル位置Ｘ
／Ｃ＝７５％であれば、エンジンナセルを主翼に取り付
けても胴体に取り付けても同等の衝撃波抑制効果が得ら
れることを示している。またラインｉで示すエンジンナ
セルの一般的な胴体後部配置（Ｘ／Ｃ＞１００％）で
は、衝撃波の発生を抑制する効果は大幅に減少してしま
う。
合には、エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％のもの（ラ
インｈ）が、エンジンナセルを主翼上面のＸ／Ｃ＝７５
％位置に配置したのもの（ラインｂ）と同等の優れた特
性を発揮している。このことは、エンジンナセル位置Ｘ
／Ｃ＝７５％であれば、エンジンナセルを主翼に取り付
けても胴体に取り付けても同等の衝撃波抑制効果が得ら
れることを示している。またラインｉで示すエンジンナ
セルの一般的な胴体後部配置（Ｘ／Ｃ＞１００％）で
は、衝撃波の発生を抑制する効果は大幅に減少してしま
う。
【００４７】図９は、種々のエンジンナセル位置での全
機の抗力係数ＣＤtotal を２種類のマッハ数（Ｍ＝０．
７５およびＭ＝０．７８）について示すグラフであっ
て、何れの場合も揚力係数はＣＬ＝０．４０である。図
９のデータは図８のデータに対応しており、図９のｂ，
ｄ，ｅ，ｆ，ｇ，ｉは、図８のｂ，ｄ，ｅ，ｆ，ｇ，ｉ
と同じものである。図９によっても、エンジンナセルを
主翼上面のＸ／Ｃ＝７５％位置に配置したもの（ｂ参
照）が、全機の抗力係数ＣＤtotal が最小になっている
ことが確認される。
機の抗力係数ＣＤtotal を２種類のマッハ数（Ｍ＝０．
７５およびＭ＝０．７８）について示すグラフであっ
て、何れの場合も揚力係数はＣＬ＝０．４０である。図
９のデータは図８のデータに対応しており、図９のｂ，
ｄ，ｅ，ｆ，ｇ，ｉは、図８のｂ，ｄ，ｅ，ｆ，ｇ，ｉ
と同じものである。図９によっても、エンジンナセルを
主翼上面のＸ／Ｃ＝７５％位置に配置したもの（ｂ参
照）が、全機の抗力係数ＣＤtotal が最小になっている
ことが確認される。
【００４８】以上説明したように、エンジンナセルを主
翼の上面の適切な位置に配置することにより、主翼の上
面に衝撃波が発生して造波抵抗が急増する抗力発散マッ
ハ数ＭDDを増加方向に変化させ、燃料消費量を低く抑え
ながら巡航速度を増加させることができる。本実施例で
は、エンジンナセル位置がＸ／Ｃ＝６３よりも後方の範
囲で衝撃波を抑制する効果が得られ、最適位置はＸ／Ｃ
＝８０％の付近となる。エンジンナセル位置の好適な範
囲はＸ／Ｃ＝６８％〜１００％あるいはＸ／Ｃ＝６３％
〜９５％であり、そのうち特に好適な範囲はＸ／Ｃ＝７
５％〜８５％である。
翼の上面の適切な位置に配置することにより、主翼の上
面に衝撃波が発生して造波抵抗が急増する抗力発散マッ
ハ数ＭDDを増加方向に変化させ、燃料消費量を低く抑え
ながら巡航速度を増加させることができる。本実施例で
は、エンジンナセル位置がＸ／Ｃ＝６３よりも後方の範
囲で衝撃波を抑制する効果が得られ、最適位置はＸ／Ｃ
＝８０％の付近となる。エンジンナセル位置の好適な範
囲はＸ／Ｃ＝６８％〜１００％あるいはＸ／Ｃ＝６３％
〜９５％であり、そのうち特に好適な範囲はＸ／Ｃ＝７
５％〜８５％である。
【００４９】次に、エンジンナセルの上下位置Ｚ／Ｄお
よびスパン方向位置Ｙ／Ｄｗの適切な値と、その効果と
について考察する。
よびスパン方向位置Ｙ／Ｄｗの適切な値と、その効果と
について考察する。
【００５０】エンジンナセルの前後位置Ｘ／Ｃ＝７５％
に対する最適な上下位置はＺ／Ｄ＝５０％であるが、上
下位置Ｚ／Ｄをあまり小さくしてしまうと、エンジンナ
セルの下面と主翼の上面との間の流速が速くなり、エン
ジンナセルを前後位置Ｘ／Ｃ＝０．５に配置した場合と
同様に衝撃波が発生して結果的に造波抵抗が増加してし
まう。逆に上下位置Ｚ／Ｄをあまり大きくしてしまう
と、エンジンナセルが主翼上面に沿う空気流に与える影
響が減少するため、エンジンナセル無しの場合に近づい
てしまう。また操縦安定性の面からも、スラストライン
の位置が高くなって頭下げモーメントが増加するといっ
た不具合が発生する。
に対する最適な上下位置はＺ／Ｄ＝５０％であるが、上
下位置Ｚ／Ｄをあまり小さくしてしまうと、エンジンナ
セルの下面と主翼の上面との間の流速が速くなり、エン
ジンナセルを前後位置Ｘ／Ｃ＝０．５に配置した場合と
同様に衝撃波が発生して結果的に造波抵抗が増加してし
まう。逆に上下位置Ｚ／Ｄをあまり大きくしてしまう
と、エンジンナセルが主翼上面に沿う空気流に与える影
響が減少するため、エンジンナセル無しの場合に近づい
てしまう。また操縦安定性の面からも、スラストライン
の位置が高くなって頭下げモーメントが増加するといっ
た不具合が発生する。
【００５１】エンジンナセルの前後位置Ｘ／Ｃを衝撃波
の抑制に有効な範囲で前後の移動させる場合、前後位置
Ｘ／Ｃが前方に移動するほど上下位置Ｚ／Ｄを上方に移
動させ、前後位置Ｘ／Ｃが後方に移動するほど上下位置
Ｚ／Ｄを下方に移動させることが必要である。衝撃波の
抑制に有効なエンジンナセルの上下位置Ｚ／Ｄの範囲
は、Ｚ／Ｄ＝０．３〜１．０程度である。
の抑制に有効な範囲で前後の移動させる場合、前後位置
Ｘ／Ｃが前方に移動するほど上下位置Ｚ／Ｄを上方に移
動させ、前後位置Ｘ／Ｃが後方に移動するほど上下位置
Ｚ／Ｄを下方に移動させることが必要である。衝撃波の
抑制に有効なエンジンナセルの上下位置Ｚ／Ｄの範囲
は、Ｚ／Ｄ＝０．３〜１．０程度である。
【００５２】エンジンナセルの前後位置Ｘ／Ｃ＝７５％
に対する最適なエンジンナセルのスパン方向位置はＹ／
Ｄｗ＝０．７３である。エンジンナセルが衝撃波の抑制
効果を発揮する範囲は、パイロンを中心として胴体側お
よび翼端側にある程度の広がりを持っている。胴体およ
び主翼の結合部は元々干渉の大きい部分であるため、フ
ェアリングで整形したり、翼根部の翼型を改良したりし
て対策を施しているが、このエンジンナセルの配置によ
っても胴体および主翼の結合部の干渉を軽減することが
できる。
に対する最適なエンジンナセルのスパン方向位置はＹ／
Ｄｗ＝０．７３である。エンジンナセルが衝撃波の抑制
効果を発揮する範囲は、パイロンを中心として胴体側お
よび翼端側にある程度の広がりを持っている。胴体およ
び主翼の結合部は元々干渉の大きい部分であるため、フ
ェアリングで整形したり、翼根部の翼型を改良したりし
て対策を施しているが、このエンジンナセルの配置によ
っても胴体および主翼の結合部の干渉を軽減することが
できる。
【００５３】エンジンナセルのスパン方向位置Ｙ／Ｄｗ
を翼端側に近づけすぎると、翼端側における衝撃波の抑
制効果が増加する反面、胴体および主翼の結合部の干渉
軽減に寄与できなくなり、逆にエンジンナセルのスパン
方向位置Ｙ／Ｄｗを胴体側に近づけすぎると、翼端側に
おける衝撃波の抑制効果が減少するだけでなく、胴体お
よび主翼の結合部の干渉抵抗がかえって増加してしまう
場合があるため、上述したＹ／Ｄｗ＝０．７３がエンジ
ンナセルの最適のスパン方向位置となる。
を翼端側に近づけすぎると、翼端側における衝撃波の抑
制効果が増加する反面、胴体および主翼の結合部の干渉
軽減に寄与できなくなり、逆にエンジンナセルのスパン
方向位置Ｙ／Ｄｗを胴体側に近づけすぎると、翼端側に
おける衝撃波の抑制効果が減少するだけでなく、胴体お
よび主翼の結合部の干渉抵抗がかえって増加してしまう
場合があるため、上述したＹ／Ｄｗ＝０．７３がエンジ
ンナセルの最適のスパン方向位置となる。
【００５４】図１０は、エンジンナセル無し、マッハ数
Ｍ＝０．７５、揚力係数ＣＬ＝０．４０の場合の翼弦に
沿う圧力分布を示すものであり、Ｘ／Ｃ＝７０％の付近
に衝撃波が確認される。一点鎖線で示す臨界圧力係数Ｃ
Ｐ* は、主翼上面の流速が音速（Ｍ＝１）になるときの
圧力係数ＣＰであって、主翼上面ではＸ／Ｃ＝１２％〜
６８％の領域で流速が音速を越えていることが分かる。
主翼上面の圧力係数ＣＰのライン（実線）は、臨界圧力
係数ＣＰ* のライン（一点鎖線）を高い側から低い側に
（図１０において上から下に）横切っており、その交点
が基準点Ｒとされる。
Ｍ＝０．７５、揚力係数ＣＬ＝０．４０の場合の翼弦に
沿う圧力分布を示すものであり、Ｘ／Ｃ＝７０％の付近
に衝撃波が確認される。一点鎖線で示す臨界圧力係数Ｃ
Ｐ* は、主翼上面の流速が音速（Ｍ＝１）になるときの
圧力係数ＣＰであって、主翼上面ではＸ／Ｃ＝１２％〜
６８％の領域で流速が音速を越えていることが分かる。
主翼上面の圧力係数ＣＰのライン（実線）は、臨界圧力
係数ＣＰ* のライン（一点鎖線）を高い側から低い側に
（図１０において上から下に）横切っており、その交点
が基準点Ｒとされる。
【００５５】図６において既に説明したように、Ｘ／Ｃ
＝６８％の位置は、その位置よりも後方にエンジンナセ
ルの前端を配置すると抗力発散マッハ数ＭDDを高めるこ
とができる位置である。従って、エンジンナセルの適切
な前後位置を決定するには、先ずエンジンナセル無しの
状態での主翼上面の圧力分布を求め、次いで前記圧力分
布のラインと前記臨界圧力係数ＣＰ* のラインとの交点
である基準点Ｒを求め、この基準点Ｒの後方にエンジン
ナセルの前端（リップ）を配置すれば抗力発散マッハ数
ＭDDを高めることが可能となる。
＝６８％の位置は、その位置よりも後方にエンジンナセ
ルの前端を配置すると抗力発散マッハ数ＭDDを高めるこ
とができる位置である。従って、エンジンナセルの適切
な前後位置を決定するには、先ずエンジンナセル無しの
状態での主翼上面の圧力分布を求め、次いで前記圧力分
布のラインと前記臨界圧力係数ＣＰ* のラインとの交点
である基準点Ｒを求め、この基準点Ｒの後方にエンジン
ナセルの前端（リップ）を配置すれば抗力発散マッハ数
ＭDDを高めることが可能となる。
【００５６】前記基準点Ｒの位置（Ｘ／Ｃ＝６８％）
は、抗力発散マッハ数ＭDDを高めるための普遍的な閾値
ではなく、一般的には基準点Ｒよりも５％前方のＸ／Ｃ
＝６３％の位置の後方にエンジンナセルの前端を配置す
れば、抗力発散マッハ数ＭDDを高めることができる。但
し、基準点Ｒ（Ｘ／Ｃ＝６８％）の後方にエンジンナセ
ルの前端を配置した方が、抗力発散マッハ数ＭDDを確実
に高めて一層大きな効果を得ることができる。
は、抗力発散マッハ数ＭDDを高めるための普遍的な閾値
ではなく、一般的には基準点Ｒよりも５％前方のＸ／Ｃ
＝６３％の位置の後方にエンジンナセルの前端を配置す
れば、抗力発散マッハ数ＭDDを高めることができる。但
し、基準点Ｒ（Ｘ／Ｃ＝６８％）の後方にエンジンナセ
ルの前端を配置した方が、抗力発散マッハ数ＭDDを確実
に高めて一層大きな効果を得ることができる。
【００５７】またエンジンナセルの前端が基準点Ｒから
後方に大きく離れ過ぎると、エンジンナセルにより発生
する主流の減速域を主翼上面の空気流に重ね合わせるこ
とができなくなり、衝撃波の発生を抑制する効果が減少
してしまう。エンジンナセルのリップ前縁の直径をＤ
LIP としたとき、基準点Ｒからリップ前縁の直径ＤLIP
だけ後方位置を設定し、その位置よりも前方にエンジン
ナセルの前端を配置すれば、抗力発散マッハ数ＭDDを高
めて衝撃波の発生を抑制することができる。実施例では
リップ前縁の直径ＤLIP は翼弦長Ｃの２７％であり、従
って、Ｘ／Ｃ＝９５％の位置よりも前方にエンジンナセ
ルの前端を配置すれば良いことになる。
後方に大きく離れ過ぎると、エンジンナセルにより発生
する主流の減速域を主翼上面の空気流に重ね合わせるこ
とができなくなり、衝撃波の発生を抑制する効果が減少
してしまう。エンジンナセルのリップ前縁の直径をＤ
LIP としたとき、基準点Ｒからリップ前縁の直径ＤLIP
だけ後方位置を設定し、その位置よりも前方にエンジン
ナセルの前端を配置すれば、抗力発散マッハ数ＭDDを高
めて衝撃波の発生を抑制することができる。実施例では
リップ前縁の直径ＤLIP は翼弦長Ｃの２７％であり、従
って、Ｘ／Ｃ＝９５％の位置よりも前方にエンジンナセ
ルの前端を配置すれば良いことになる。
【００５８】図１１および図１２は、エンジンの吸排気
が無く、空気流がエンジンナセルを貫通している状態
（Ｆｌｏｗ−Ｔｈｒｏｕｇｈ状態）におけるエンジンナ
セル回りの速度分布を示すものであり、このとき主流の
マッハ数はＭ＝０．７５である。図１１におけるＶの値
は主流の流速に対するエンジンナセル回りの流速の比を
示すもので、エンジンナセルの前端を境にして前方側の
流速は主流よりも減速し、後方側の流速は主流よりも増
速していることが分かる。ここではエンジンの吸気を考
慮していないが、遷音速領域ではエンジンの吸気速度は
主流の流速に比べて遅いのが一般的であり、エンジンの
吸気を考慮するとエンジンナセルの前方における減速領
域は広がる傾向にある。
が無く、空気流がエンジンナセルを貫通している状態
（Ｆｌｏｗ−Ｔｈｒｏｕｇｈ状態）におけるエンジンナ
セル回りの速度分布を示すものであり、このとき主流の
マッハ数はＭ＝０．７５である。図１１におけるＶの値
は主流の流速に対するエンジンナセル回りの流速の比を
示すもので、エンジンナセルの前端を境にして前方側の
流速は主流よりも減速し、後方側の流速は主流よりも増
速していることが分かる。ここではエンジンの吸気を考
慮していないが、遷音速領域ではエンジンの吸気速度は
主流の流速に比べて遅いのが一般的であり、エンジンの
吸気を考慮するとエンジンナセルの前方における減速領
域は広がる傾向にある。
【００５９】図１２は、エンジンナセルの前端部近傍の
速度分布を拡大して示すものである。エンジンナセルの
リップ前縁の直径をＤLIP とすると、エンジンナセルの
前方において、ＤLIP を半径とする略半円形の領域で主
流の流速が５％以上減速している。またエンジンナセル
のリップ前縁よりも後方の流速は、主流の流速よりも増
速している。
速度分布を拡大して示すものである。エンジンナセルの
リップ前縁の直径をＤLIP とすると、エンジンナセルの
前方において、ＤLIP を半径とする略半円形の領域で主
流の流速が５％以上減速している。またエンジンナセル
のリップ前縁よりも後方の流速は、主流の流速よりも増
速している。
【００６０】図１３は、マッハ数Ｍ＝０．７５、揚力係
数ＣＬ＝０．４０の状態でエンジンナセルの前端を主翼
上面のＸ／Ｃ＝８０％の位置に配置した場合の圧力分布
を示すものである。同条件でエンジンナセル無しの場合
の圧力分布（図１０参照）と比較すると明らかなよう
に、図１３ではエンジンナセルの前方の減速領域（斜線
部分）において負圧ピークが大幅に低下し、その結果、
図１０のものに比べて圧力傾斜が緩くなって衝撃波の発
生が抑制されていることが分かる。前記図７に破線で示
した圧力分布（エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％の場
合）も、図１３のものと同様に圧力傾斜が緩くなって衝
撃波の発生が抑制されていることが分かる。
数ＣＬ＝０．４０の状態でエンジンナセルの前端を主翼
上面のＸ／Ｃ＝８０％の位置に配置した場合の圧力分布
を示すものである。同条件でエンジンナセル無しの場合
の圧力分布（図１０参照）と比較すると明らかなよう
に、図１３ではエンジンナセルの前方の減速領域（斜線
部分）において負圧ピークが大幅に低下し、その結果、
図１０のものに比べて圧力傾斜が緩くなって衝撃波の発
生が抑制されていることが分かる。前記図７に破線で示
した圧力分布（エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝７５％の場
合）も、図１３のものと同様に圧力傾斜が緩くなって衝
撃波の発生が抑制されていることが分かる。
【００６１】図１４は、マッハ数Ｍ＝０．７５、揚力係
数ＣＬ＝０．４０の状態でエンジンナセルの前端を主翼
上面のＸ／Ｃ＝８５％の位置に配置した場合の圧力分布
を示すものである。図１３と比較すると明らかなよう
に、エンジンナセルの位置が５％後退したことにより、
前方の負圧ピークが高くなって後方の負圧ピークが消滅
しており、全体として中央部に負圧ピークを有する凸状
分布になっている。その結果、翼弦の６０％付近に比較
的に圧力勾配の大きい領域が発生しているが、その圧力
勾配はエンジンナセル無しの場合の圧力勾配（図１０参
照）に比べて小さくなっており、衝撃波の発生を抑制す
る効果が一応は認められる。
数ＣＬ＝０．４０の状態でエンジンナセルの前端を主翼
上面のＸ／Ｃ＝８５％の位置に配置した場合の圧力分布
を示すものである。図１３と比較すると明らかなよう
に、エンジンナセルの位置が５％後退したことにより、
前方の負圧ピークが高くなって後方の負圧ピークが消滅
しており、全体として中央部に負圧ピークを有する凸状
分布になっている。その結果、翼弦の６０％付近に比較
的に圧力勾配の大きい領域が発生しているが、その圧力
勾配はエンジンナセル無しの場合の圧力勾配（図１０参
照）に比べて小さくなっており、衝撃波の発生を抑制す
る効果が一応は認められる。
【００６２】図１５は、マッハ数Ｍ＝０．７５、揚力係
数ＣＬ＝０．４０の状態でエンジンナセルの前端を主翼
上面のＸ／Ｃ＝６５％の位置に配置した場合の圧力分布
を示すものである。図１３と比較すると明らかなよう
に、エンジンナセルの位置が１５％前進したことによ
り、前方の負圧ピークが消滅した代わりに後方の強い負
圧ピークが発生しており、そこに衝撃波が発生して抗力
発散マッハ数ＭDDを低下させていることが分かる。
数ＣＬ＝０．４０の状態でエンジンナセルの前端を主翼
上面のＸ／Ｃ＝６５％の位置に配置した場合の圧力分布
を示すものである。図１３と比較すると明らかなよう
に、エンジンナセルの位置が１５％前進したことによ
り、前方の負圧ピークが消滅した代わりに後方の強い負
圧ピークが発生しており、そこに衝撃波が発生して抗力
発散マッハ数ＭDDを低下させていることが分かる。
【００６３】本発明により衝撃波の発生を抑制できる理
由は以下のように考えられる。主翼の上面にエンジンナ
セルを配置すると、そのエンジンナセルの前方に形成さ
れた主流の減速領域（図１２参照）が主翼上面の空気流
と重ね合わされ、その主翼上面の空気流が部分的に減速
される。従って、主翼上面の空気流の流速が高い位置、
すなわち衝撃波が発生する位置にエンジンナセルの前方
の減速領域を重ね合わせれば、その部分の負圧を臨界圧
力係数ＣＰ* 以下に低下させて衝撃波の発生および造波
抵抗の増加を抑制し、その結果として抗力発散マッハ数
ＭDDを高めることができる。
由は以下のように考えられる。主翼の上面にエンジンナ
セルを配置すると、そのエンジンナセルの前方に形成さ
れた主流の減速領域（図１２参照）が主翼上面の空気流
と重ね合わされ、その主翼上面の空気流が部分的に減速
される。従って、主翼上面の空気流の流速が高い位置、
すなわち衝撃波が発生する位置にエンジンナセルの前方
の減速領域を重ね合わせれば、その部分の負圧を臨界圧
力係数ＣＰ* 以下に低下させて衝撃波の発生および造波
抵抗の増加を抑制し、その結果として抗力発散マッハ数
ＭDDを高めることができる。
【００６４】而して、本発明によれば主翼の翼厚を減少
することなく、また主翼の後退角を増加させることなく
造波抵抗を低減することができるので、低速飛行時の失
速特性の悪化等を招くことなく飛行機の巡航速度を増加
させることができる。しかも主翼の後退角を減少させる
ことにより低抵抗の層流翼型を採用することができるの
で、巡航時の燃料節減効果を更に高めることができる。
することなく、また主翼の後退角を増加させることなく
造波抵抗を低減することができるので、低速飛行時の失
速特性の悪化等を招くことなく飛行機の巡航速度を増加
させることができる。しかも主翼の後退角を減少させる
ことにより低抵抗の層流翼型を採用することができるの
で、巡航時の燃料節減効果を更に高めることができる。
【００６５】またエンジンを主翼に支持したことによ
り、それを胴体に支持した場合に比べて以下のような利
点がある。すなわち、胴体にエンジンを支持するための
構造物が胴体内を貫通しないのでキャビンのスペースを
広く確保することができるだけでなく、元々剛性の高い
主翼にエンジンを支持することにより構造重量を軽減す
るとともに、飛行中に揚力によって主翼の翼根に作用す
る曲げモーメントをエンジンの重量で軽減して構造重量
を軽減することができる。
り、それを胴体に支持した場合に比べて以下のような利
点がある。すなわち、胴体にエンジンを支持するための
構造物が胴体内を貫通しないのでキャビンのスペースを
広く確保することができるだけでなく、元々剛性の高い
主翼にエンジンを支持することにより構造重量を軽減す
るとともに、飛行中に揚力によって主翼の翼根に作用す
る曲げモーメントをエンジンの重量で軽減して構造重量
を軽減することができる。
【００６６】以上、本発明の実施例を詳述したが、本発
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。
【００６７】例えば、流体素子は実施例で例示したエン
ジンナセルＮに限定されず、その前方に主流の減速領域
を発生させ得るものであれば良い。またパイロンＰを主
翼Ｗの上面に設ける代わりに胴体Ｆの側面に設けること
ができる。
ジンナセルＮに限定されず、その前方に主流の減速領域
を発生させ得るものであれば良い。またパイロンＰを主
翼Ｗの上面に設ける代わりに胴体Ｆの側面に設けること
ができる。
【００６８】
【発明の効果】以上のように請求項１に記載された発明
によれば、主翼上面空気流の後部上方の主流内に流体素
子を配置すると、流体素子の前方に発生する主流の減速
領域との重ね合わせにより主翼上面空気流が減速するた
め、主翼の上面の負圧を低下させて衝撃波の発生を抑制
することができる。これにより、遷音速領域における造
波抵抗の発生を遅らせて抗力発散マッハ数を増加させ、
巡航速度を高めることができる。
によれば、主翼上面空気流の後部上方の主流内に流体素
子を配置すると、流体素子の前方に発生する主流の減速
領域との重ね合わせにより主翼上面空気流が減速するた
め、主翼の上面の負圧を低下させて衝撃波の発生を抑制
することができる。これにより、遷音速領域における造
波抵抗の発生を遅らせて抗力発散マッハ数を増加させ、
巡航速度を高めることができる。
【００６９】また請求項２に記載された発明によれば、
主翼上面の負圧が臨界圧力係数以上の状態から以下の状
態に変化する基準点、すなわち主翼上面空気流の流速が
音速以上の状態から音速以下の状態に変化する基準点か
ら翼弦長の５％前方位置よりも後方に流体素子の前端を
配置すると、流体素子により発生する主流の減速領域を
主翼上面空気流と効果的に重ね合わせて衝撃波の発生を
確実に抑制することができる。
主翼上面の負圧が臨界圧力係数以上の状態から以下の状
態に変化する基準点、すなわち主翼上面空気流の流速が
音速以上の状態から音速以下の状態に変化する基準点か
ら翼弦長の５％前方位置よりも後方に流体素子の前端を
配置すると、流体素子により発生する主流の減速領域を
主翼上面空気流と効果的に重ね合わせて衝撃波の発生を
確実に抑制することができる。
【００７０】また請求項３に記載された発明によれば、
流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向距離を翼弦長
の６８％〜１００％に設定すると、衝撃波の抑制効果を
発揮させることができる。
流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向距離を翼弦長
の６８％〜１００％に設定すると、衝撃波の抑制効果を
発揮させることができる。
【００７１】また請求項４に記載された発明によれば、
流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向距離を翼弦長
の７５％〜８５％に設定すると、衝撃波の抑制効果を更
に効果的に発揮させることができる。
流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向距離を翼弦長
の７５％〜８５％に設定すると、衝撃波の抑制効果を更
に効果的に発揮させることができる。
【００７２】また請求項５に記載された発明によれば、
流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向距離の増加に
伴って流体素子の下面と主翼の上面との上下方向距離を
減少させると、流体素子の前後方向距離が変化しても衝
撃波の抑制効果を維持することができる。
流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向距離の増加に
伴って流体素子の下面と主翼の上面との上下方向距離を
減少させると、流体素子の前後方向距離が変化しても衝
撃波の抑制効果を維持することができる。
【００７３】また請求項６に記載された発明によれば、
ガスタービンエンジンを覆う概略円筒状のエンジンナセ
ルを流体素子として利用して衝撃波の抑制効果を発揮さ
せるので、特別の流体素子を新たに設ける必要がない。
ガスタービンエンジンを覆う概略円筒状のエンジンナセ
ルを流体素子として利用して衝撃波の抑制効果を発揮さ
せるので、特別の流体素子を新たに設ける必要がない。
【００７４】また請求項７に記載された発明によれば、
エンジンナセルの前端の位置が前方過ぎると当初の衝撃
波の発生は抑制されるが、主翼の翼弦の後部側に新たな
衝撃波が発生してしまう。そこで主翼上面の負圧が臨界
圧力係数以下に変化する基準点、すなわち主翼上面空気
流の流速が音速以上の状態から音速以下の状態に変化す
る基準点から翼弦長の５％前方位置よりも後方にエンジ
ンナセルの前端を配置すると、エンジンナセルにより発
生する主流の減速領域を主翼上面空気流と効果的に重ね
合わせて衝撃波の発生を確実に抑制することができる。
またエンジンナセルの前端の位置が後方過ぎると、エン
ジンナセルにより発生する主流の減速領域の影響が小さ
くなって衝撃波の発生を抑制する効果が減少してしま
う。そこで前記基準点よりもエンジンナセルのリップ前
縁の直径に等しい距離だけ後方位置よりも前方にエンジ
ンナセルの前端を配置すると、エンジンナセルにより発
生する主流の減速領域を主翼上面空気流と効果的に重ね
合わせて衝撃波の発生を確実に抑制することができる。
エンジンナセルの前端の位置が前方過ぎると当初の衝撃
波の発生は抑制されるが、主翼の翼弦の後部側に新たな
衝撃波が発生してしまう。そこで主翼上面の負圧が臨界
圧力係数以下に変化する基準点、すなわち主翼上面空気
流の流速が音速以上の状態から音速以下の状態に変化す
る基準点から翼弦長の５％前方位置よりも後方にエンジ
ンナセルの前端を配置すると、エンジンナセルにより発
生する主流の減速領域を主翼上面空気流と効果的に重ね
合わせて衝撃波の発生を確実に抑制することができる。
またエンジンナセルの前端の位置が後方過ぎると、エン
ジンナセルにより発生する主流の減速領域の影響が小さ
くなって衝撃波の発生を抑制する効果が減少してしま
う。そこで前記基準点よりもエンジンナセルのリップ前
縁の直径に等しい距離だけ後方位置よりも前方にエンジ
ンナセルの前端を配置すると、エンジンナセルにより発
生する主流の減速領域を主翼上面空気流と効果的に重ね
合わせて衝撃波の発生を確実に抑制することができる。
【００７５】また請求項８に記載された発明によれば、
主翼の上面とエンジンナセルの下面との上下方向距離を
エンジンナセルの外径の３０％〜１００％に設定する
と、流体素子の前後方向距離が変化しても衝撃波の抑制
効果を維持することができる。
主翼の上面とエンジンナセルの下面との上下方向距離を
エンジンナセルの外径の３０％〜１００％に設定する
と、流体素子の前後方向距離が変化しても衝撃波の抑制
効果を維持することができる。
【００７６】また請求項９に記載された発明によれば、
エンジンナセルをパイロンを介して主翼上面に取り付け
ると、エンジンナセルを胴体に取り付ける場合に比べて
胴体のキャビンスペースを広く確保することができ、し
かも揚力により主翼の翼根部に作用する曲げモーメント
をエンジンの慣性重量で軽減して構造重量の軽減に寄与
することができる。
エンジンナセルをパイロンを介して主翼上面に取り付け
ると、エンジンナセルを胴体に取り付ける場合に比べて
胴体のキャビンスペースを広く確保することができ、し
かも揚力により主翼の翼根部に作用する曲げモーメント
をエンジンの慣性重量で軽減して構造重量の軽減に寄与
することができる。
【図１】本発明を適用した双発ビジネスジェット機の斜
視図
視図
【図２】エンジンナセルの前後位置を定義するパラメー
タの説明図
タの説明図
【図３】エンジンナセルの上下位置を定義するパラメー
タの説明図
タの説明図
【図４】エンジンナセルのスパン方向位置を定義するパ
ラメータの説明図
ラメータの説明図
【図５】エンジンナセル位置Ｘ／Ｃと造波抵抗との関係
を示すグラフ
を示すグラフ
【図６】エンジンナセル位置Ｘ／Ｃと抗力発散マッハ数
ＭDDとの関係を示すグラフ
ＭDDとの関係を示すグラフ
【図７】翼弦に沿う主翼上面の圧力係数ＣＰを示すグラ
フ
フ
【図８】各エンジンナセル位置でのマッハ数Ｍと全機の
抗力係数ＣＤtotal から形状抗力係数ＣＤ0 を引いた抗
力係数と抗力発散マッハ数ＭDDとの関係を示すグラフ
抗力係数ＣＤtotal から形状抗力係数ＣＤ0 を引いた抗
力係数と抗力発散マッハ数ＭDDとの関係を示すグラフ
【図９】各エンジンナセル位置および２つのマッハ数で
の全機の抗力係数ＣＤtotal を示すグラフ
の全機の抗力係数ＣＤtotal を示すグラフ
【図１０】エンジンナセル無しの場合の翼弦に沿う圧力
分布を示すグラフ
分布を示すグラフ
【図１１】エンジンナセル回りの速度分布を示す図
【図１２】エンジンナセルの先端部近傍の速度分布を示
す図
す図
【図１３】エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝８０％の場合の
翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ
翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ
【図１４】エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝８５％の場合の
翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ
翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ
【図１５】エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝６５％の場合の
翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ
翼弦に沿う圧力分布を示すグラフ
【図１６】エンジンナセルを持たない機体形状を示す図
【図１７】エンジンナセルを主翼上面に配置した機体形
状を示す図
状を示す図
【図１８】エンジンナセルを主翼下面に配置した機体形
状を示す図
状を示す図
【図１９】エンジンナセルを後部胴体に配置した機体形
状を示す図
状を示す図
【図２０】衝撃波および造波抵抗の説明図
Ｃ 翼弦長 Ｄ エンジンナセルの最大径 Ｄｗ エンジンナセルの最大幅 ＣＰ* 臨界圧力係数 ＤLIP エンジンナセルのリップ前縁の直径 Ｎ エンジンナセル（流体素子） Ｐ パイロン Ｒ 基準点 Ｗ 主翼 Ｘ 流体素子の前端と主翼の前縁との前後方向
距離 Ｙ 胴体のスパン方向外端から流体素子のスパ
ン方向内端までのスパン方向距離 Ｚ 流体素子の下面と主翼の上面との上下方向
距離
距離 Ｙ 胴体のスパン方向外端から流体素子のスパ
ン方向内端までのスパン方向距離 Ｚ 流体素子の下面と主翼の上面との上下方向
距離
Claims (9)
- 【請求項１】 遷音速で巡航する飛行機の主翼（Ｗ）の
上面に負圧を発生させる主翼上面空気流の後部上方の主
流内に流体素子（Ｎ）を配置し、該流体素子（Ｎ）の前
方に発生する主流の減速領域と前記主翼上面空気流とを
重ね合わせて該主翼上面空気流を減速することにより、
前記主翼（Ｗ）の上面の負圧を低下させて衝撃波の発生
を抑制することを特徴とする飛行機の造波抵抗低減方
法。 - 【請求項２】 前記主翼上面空気流が音速になるときの
負圧を臨界圧力係数（ＣＰ* ）とし、主翼（Ｗ）の上面
の翼弦方向の圧力分布が前記臨界圧力係数（ＣＰ* ）以
上の状態から以下の状態に変化する基準点（Ｒ）を翼弦
上に設定し、前記基準点（Ｒ）から翼弦長（Ｃ）の５％
前方位置よりも後方に前記流体素子（Ｎ）の前端を配置
することを特徴とする、請求項１に記載の飛行機の造波
抵抗低減方法。 - 【請求項３】 前記流体素子（Ｎ）の前端と主翼（Ｗ）
の前縁との前後方向距離（Ｘ）が、翼弦長（Ｃ）の６８
％〜１００％であることを特徴とする、請求項１に記載
の飛行機の造波抵抗低減方法。 - 【請求項４】 前記流体素子（Ｎ）の前端と主翼（Ｗ）
の前縁との前後方向距離（Ｘ）が、翼弦長（Ｃ）の７５
％〜８５％であることを特徴とする、請求項１に記載の
飛行機の造波抵抗低減方法。 - 【請求項５】 前記流体素子（Ｎ）の前端と主翼（Ｗ）
の前縁との前後方向距離（Ｘ）の増加に伴って、前記流
体素子（Ｎ）の下面と主翼（Ｗ）の上面との上下方向距
離（Ｚ）を減少させることを特徴とする、請求項１に記
載の飛行機の造波抵抗低減方法。 - 【請求項６】 前記流体素子（Ｎ）がガスタービンエン
ジンを覆う概略円筒状のエンジンナセルであることを特
徴とする、請求項１に記載の飛行機の造波抵抗低減方
法。 - 【請求項７】 前記主翼上面空気流が音速になるときの
負圧を臨界圧力係数（ＣＰ* ）とし、主翼（Ｗ）の上面
の翼弦方向の圧力分布が前記臨界圧力係数（ＣＰ* ）以
上の状態から以下の状態に変化する基準点（Ｒ）を翼弦
上に設定し、前記基準点（Ｒ）よりも翼弦長（Ｃ）の５
％前方位置と、前記基準点（Ｒ）よりもエンジンナセル
（Ｎ）のリップ前縁の直径（ＤLIP ）に等しい距離だけ
後方位置との間に、前記エンジンナセル（Ｎ）の前端を
配置することを特徴とする、請求項６に記載の飛行機の
造波抵抗低減方法。 - 【請求項８】 主翼（Ｗ）の上面とエンジンナセル
（Ｎ）の下面との上下方向距離（Ｚ）が、該エンジンナ
セル（Ｎ）の外径（Ｄ）の３０％〜１００％であること
を特徴とする、請求項６に記載の飛行機の造波抵抗低減
方法。 - 【請求項９】 主翼（Ｗ）の上面に立設したパイロン
（Ｐ）を介してエンジンナセル（Ｎ）を支持したことを
特徴とする、請求項６に記載の飛行機の造波抵抗低減方
法。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30699198A JP3980775B2 (ja) | 1998-10-28 | 1998-10-28 | 飛行機の造波抵抗低減方法 |
| DE69910519T DE69910519T2 (de) | 1998-10-19 | 1999-03-08 | Verfahren zur Verminderung des Wellenwiderstandes eines Flugzeuges |
| EP99104594A EP0995674B1 (en) | 1998-10-19 | 1999-03-08 | Method for reducing wave resistance in airplane |
| US09/264,894 US6308913B1 (en) | 1998-10-28 | 1999-03-09 | Method for reducing wave resistance in airplane |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30699198A JP3980775B2 (ja) | 1998-10-28 | 1998-10-28 | 飛行機の造波抵抗低減方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000128088A true JP2000128088A (ja) | 2000-05-09 |
| JP3980775B2 JP3980775B2 (ja) | 2007-09-26 |
Family
ID=17963709
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP30699198A Expired - Lifetime JP3980775B2 (ja) | 1998-10-19 | 1998-10-28 | 飛行機の造波抵抗低減方法 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6308913B1 (ja) |
| JP (1) | JP3980775B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009514725A (ja) * | 2005-11-08 | 2009-04-09 | エアバス フランス | 局所的な幾何学的変形部によって翼構造への圧力を調節する中央フェアリング部を備える航空機 |
| JP2012106726A (ja) * | 2010-11-15 | 2012-06-07 | Boeing Co:The | 航空機の騒音低減のための方法および装置 |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2359052B (en) * | 2000-02-09 | 2003-09-17 | Rolls Royce Plc | Engine arrangement |
| WO2003064254A2 (en) * | 2002-01-30 | 2003-08-07 | Gulfstream Aerospace Corporation | Fuselage shaping and inclusion of spike on a supersonic aircraft for controlling and reducing sonic boom |
| US6698684B1 (en) | 2002-01-30 | 2004-03-02 | Gulfstream Aerospace Corporation | Supersonic aircraft with spike for controlling and reducing sonic boom |
| US6749153B1 (en) * | 2002-12-04 | 2004-06-15 | The Boeing Company | Survivable and reusable launch vehicle |
| WO2008045108A2 (en) * | 2005-12-15 | 2008-04-17 | Gulfstream Aerospace Corporation | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft |
| USD622653S1 (en) | 2006-01-30 | 2010-08-31 | The Boeing Company | Aircraft |
| US8628040B2 (en) | 2006-01-30 | 2014-01-14 | The Boeing Company | Aircraft configuration |
| US8016233B2 (en) * | 2006-01-30 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Aircraft configuration |
| US7883052B2 (en) * | 2006-12-19 | 2011-02-08 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Aircraft wing for over-the-wing mounting of engine nacelle |
| US7900865B2 (en) | 2006-12-19 | 2011-03-08 | The Boeing Company | Airplane configuration |
| USD599727S1 (en) * | 2007-02-14 | 2009-09-08 | Planete Acl 329 | Twin-engined jet |
| US8393158B2 (en) | 2007-10-24 | 2013-03-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Low shock strength inlet |
| US8382040B2 (en) * | 2010-04-22 | 2013-02-26 | Terry Wayne Hamilton | Hamilton H.N2 laminar flow diskette wing |
| US8516899B2 (en) * | 2010-10-06 | 2013-08-27 | Siemens Energy, Inc. | System for remote monitoring of aerodynamic flow conditions |
| USD674734S1 (en) * | 2010-10-15 | 2013-01-22 | Honda Patents & Technologies North America, Llc | Aircraft with exterior surface ornamentation |
| USD1059244S1 (en) * | 2021-10-07 | 2025-01-28 | American Honda Motor Co., Inc. | Airplane |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1328410A (en) | 1969-11-29 | 1973-08-30 | Ver Flugtechnische Werke | Aircraft engine mounting means |
| US4036452A (en) * | 1975-01-27 | 1977-07-19 | The Boeing Company | Retractable engine noise suppression system for over-the-wing jet aircraft |
| DE2641468C2 (de) | 1976-09-15 | 1985-06-13 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Flugzeug mit oberhalb der Tragflügel angeordneten Triebwerken |
| US4311289A (en) | 1978-09-11 | 1982-01-19 | The Dee Howard Company | Modifications to jet aircraft having aft fuselage-mounted nacelles overlapping the wing assemblies |
| US4449680A (en) | 1979-01-03 | 1984-05-22 | The Boeing Company | Aerodynamically contoured, low drag wing engine and engine nacelle combination |
| US4314681A (en) | 1979-08-31 | 1982-02-09 | General Electric Company | Drag-reducing component |
| US4447022A (en) * | 1982-05-21 | 1984-05-08 | Lion Charles E | Reduced noise monolithic wing-stabilizer aircraft |
| US4836469A (en) * | 1987-05-29 | 1989-06-06 | Valsan Partners Limited Partnership | System for reducing aircraft noise and hush kit |
| GB8928038D0 (en) | 1989-12-12 | 1990-02-14 | British Aerospace | Aircraft wing pylon extensions for minimised aerodymanic penalties |
| JP2000118500A (ja) * | 1998-10-19 | 2000-04-25 | Honda Motor Co Ltd | 飛行機の造波抵抗低減方法 |
-
1998
- 1998-10-28 JP JP30699198A patent/JP3980775B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-03-09 US US09/264,894 patent/US6308913B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009514725A (ja) * | 2005-11-08 | 2009-04-09 | エアバス フランス | 局所的な幾何学的変形部によって翼構造への圧力を調節する中央フェアリング部を備える航空機 |
| JP2012106726A (ja) * | 2010-11-15 | 2012-06-07 | Boeing Co:The | 航空機の騒音低減のための方法および装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6308913B1 (en) | 2001-10-30 |
| JP3980775B2 (ja) | 2007-09-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3718886B1 (en) | Aircraft having embedded engines | |
| JP3980775B2 (ja) | 飛行機の造波抵抗低減方法 | |
| US8186617B2 (en) | Aircraft having a lambda-box wing configuration | |
| US8393567B2 (en) | Method and apparatus for reducing aircraft noise | |
| US7900868B2 (en) | Noise-shielding wing configuration | |
| US4867394A (en) | Compression pylon | |
| JP2000118500A (ja) | 飛行機の造波抵抗低減方法 | |
| JP2010506797A (ja) | 高性能超音速層流翼 | |
| US8016233B2 (en) | Aircraft configuration | |
| US8146868B2 (en) | Pylon for suspending a turboengine | |
| EP0735970B1 (en) | Aircraft wing/nacelle combination | |
| CN113232832A (zh) | 一种水陆两栖飞机 | |
| US20050045763A1 (en) | Aircraft lift device for low sonic boom | |
| US6588703B1 (en) | Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft | |
| EP3647183B1 (en) | Aerodynamic structure for aircraft wing | |
| US8740139B1 (en) | Leading edge snag for exposed propeller engine installation | |
| CN119284159A (zh) | 一种采用超声速双翼的超声速喷气机 | |
| EP0995674B1 (en) | Method for reducing wave resistance in airplane | |
| US12534212B1 (en) | Passive, low-drag device for pylon-nacelle juncture flow separation mitigation | |
| CN114516404A (zh) | 吊挂整流罩 | |
| CN113682461A (zh) | 前缘增升布局 | |
| EP0120009A1 (en) | SHOCK INDUCTION PLATFORM CAUSING SEPARATION OF THE FLOW. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20041129 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20070425 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20070427 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20070528 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20070620 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20070628 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100706 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100706 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110706 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110706 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120706 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120706 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130706 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130706 Year of fee payment: 6 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130706 Year of fee payment: 6 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |