JPH01101296A - パイロン - Google Patents
パイロンInfo
- Publication number
- JPH01101296A JPH01101296A JP63194678A JP19467888A JPH01101296A JP H01101296 A JPH01101296 A JP H01101296A JP 63194678 A JP63194678 A JP 63194678A JP 19467888 A JP19467888 A JP 19467888A JP H01101296 A JPH01101296 A JP H01101296A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- pylon
- wake
- propeller
- fuselage
- propulsion
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Links
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- 238000007493 shaping process Methods 0.000 claims description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 abstract description 3
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
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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
- B64D29/04—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with fuselages
-
- 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
-
- 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)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Electron Sources, Ion Sources (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】
この発明は航空機用機関を航空機の胴体に取付ける構造
（普通パイロンと呼ばれる）、更に具体的に云えば、こ
の構造の空気力学的な面及び騒音を発生する面に関する
。
（普通パイロンと呼ばれる）、更に具体的に云えば、こ
の構造の空気力学的な面及び騒音を発生する面に関する
。
発明の背景
第１図は地部に取付けられた反対廻りの推進プロペラ・
ファン６Ａ及び６Ｆを動力源とする航空機の胴体３を示
す。プロペラ・ファンが、ナセル９の中に収容された機
関（図に示してない）によって駆動される。パイロン１
２がナセル９と航空機の胴体の間を伸びていて、第２図
に更によく示されている。パイロンは機関や、機関に接
続された燃料配管及び電気配管の様な他の装置を支持す
る構造を取巻く空気力学的な整形部である。
ファン６Ａ及び６Ｆを動力源とする航空機の胴体３を示
す。プロペラ・ファンが、ナセル９の中に収容された機
関（図に示してない）によって駆動される。パイロン１
２がナセル９と航空機の胴体の間を伸びていて、第２図
に更によく示されている。パイロンは機関や、機関に接
続された燃料配管及び電気配管の様な他の装置を支持す
る構造を取巻く空気力学的な整形部である。
どんなにパイロンをよく設計しても、パイロン１２は飛
行中に伴流１５を発生する。１つの理由は、第４図に示
す様に、境界層１６Ａの厚さ１６が下流側１７に向って
漸進的に増加し、後縁１７Ｂに速度分布１７Ａが存在す
る様にするからである。（速度分布１７Ａは、パイロン
からの距離の関数として、空気分子の速度の変化を示す
。例えば、速度ベクトル１７Ｃが、パイロンの中心線１
７Ｅから距離１７Ｄに於ける空気速度を表わす。）パイ
ロンの後縁に於ける速度分布１７Ａが伴流に「速度不足
ＪＶｄを生ずる。これは、自由流れの速度Ｖｏ （伴流
の外側）とこの例では局部的な速度Ｖｌの間の速度差で
ある。
行中に伴流１５を発生する。１つの理由は、第４図に示
す様に、境界層１６Ａの厚さ１６が下流側１７に向って
漸進的に増加し、後縁１７Ｂに速度分布１７Ａが存在す
る様にするからである。（速度分布１７Ａは、パイロン
からの距離の関数として、空気分子の速度の変化を示す
。例えば、速度ベクトル１７Ｃが、パイロンの中心線１
７Ｅから距離１７Ｄに於ける空気速度を表わす。）パイ
ロンの後縁に於ける速度分布１７Ａが伴流に「速度不足
ＪＶｄを生ずる。これは、自由流れの速度Ｖｏ （伴流
の外側）とこの例では局部的な速度Ｖｌの間の速度差で
ある。
速度不足領域は「質量流不足」を伴い、従って、通路１
７Ｈで示す空気が速度不足領域１７Ｆに巻込まれる傾向
があり、乱流の原因となる。
７Ｈで示す空気が速度不足領域１７Ｆに巻込まれる傾向
があり、乱流の原因となる。
２番目の理由は、飛行中に胴体の進入角が変化するが、
これに対してパイロンは１個の最適の進入角で伴流が極
く少なくなる様に設計されていることである。この為、
最適の角度とは異なる角度では、パイロンが発生する伴
流が一層大きくなる。
これに対してパイロンは１個の最適の進入角で伴流が極
く少なくなる様に設計されていることである。この為、
最適の角度とは異なる角度では、パイロンが発生する伴
流が一層大きくなる。
伴流は望ましくない２つの副作用がある。１つは、推進
ファンの羽根が伴流１５を通過する時、伴流を遮り、騒
音を発生する。第３図に示す誇張した例がこのことを示
している。船のプロペラ１８が部分的に水２１の中に漬
って動作する時、各々の羽根が、水に入る時に騒音を発
生する。水は第２図の伴流１５と同様に見なすことが出
来る。
ファンの羽根が伴流１５を通過する時、伴流を遮り、騒
音を発生する。第３図に示す誇張した例がこのことを示
している。船のプロペラ１８が部分的に水２１の中に漬
って動作する時、各々の羽根が、水に入る時に騒音を発
生する。水は第２図の伴流１５と同様に見なすことが出
来る。
各々のプロペラ羽根が伴流１５を通過する時に騒音が発
生する。
生する。
各々の推進ファンに８枚の羽根があって、毎秒回転数が
２０であれば、毎秒１６０回の閉塞が起る。この状況は
、１６０Ｈｚ及びその倍音で音を出す騒音源と似ている
。
２０であれば、毎秒１６０回の閉塞が起る。この状況は
、１６０Ｈｚ及びその倍音で音を出す騒音源と似ている
。
２番目の副作用は、プロペラ羽根によって発生される揚
力が、入って来る空気に対する羽根の進入角の関数であ
ることによるものである。羽根が伴流１５に入る時、進
入角が第５図に示す様に変化する。 ゛ 羽根６Ａの進入角Ａ１は、（１）航空機の前向きの速度
から生ずる自由流れの速度ｖｏと、（２）羽根６Ａの回
転速度を表わすベクトル「回転」と云う２つのベクトル
のベクトル「和１」である。
力が、入って来る空気に対する羽根の進入角の関数であ
ることによるものである。羽根が伴流１５に入る時、進
入角が第５図に示す様に変化する。 ゛ 羽根６Ａの進入角Ａ１は、（１）航空機の前向きの速度
から生ずる自由流れの速度ｖｏと、（２）羽根６Ａの回
転速度を表わすベクトル「回転」と云う２つのベクトル
のベクトル「和１」である。
羽根６Ａが伴流に入ると、ベクトルｖ１で示す様に（第
２Ａ図にも示す）、自由流れの速度ｖ。
２Ａ図にも示す）、自由流れの速度ｖ。
が減少する。従って、ベクトル「和１」がベクトル「和
２」に変化する。このベクトル「和２」により、進入角
Ａ２が一層大きくなる。
２」に変化する。このベクトル「和２」により、進入角
Ａ２が一層大きくなる。
その結果、推進ファンの羽根６Ａは更に強い負荷を受け
、第２図の矢印２６の方向（推力の方向）の揚力負荷が
一層大きくなり、羽根がその方向に撓む。例えば、第２
図に示す形式の機関が推力２５．０００ボンド級であっ
て、合計１６枚の推進ファンの羽根を使うことが出来る
とすると、羽根１枚当たりの合計負荷は約１，５６０ボ
ンド（２５，０００を１６で割る）になる。伴流１５を
通過する時の推力の１０％の増加と云う様な小さな百分
率の増加でも、羽根に相当の応力が起り、ある期間にわ
たって羽根の損傷が起る可能性がある。
、第２図の矢印２６の方向（推力の方向）の揚力負荷が
一層大きくなり、羽根がその方向に撓む。例えば、第２
図に示す形式の機関が推力２５．０００ボンド級であっ
て、合計１６枚の推進ファンの羽根を使うことが出来る
とすると、羽根１枚当たりの合計負荷は約１，５６０ボ
ンド（２５，０００を１６で割る）になる。伴流１５を
通過する時の推力の１０％の増加と云う様な小さな百分
率の増加でも、羽根に相当の応力が起り、ある期間にわ
たって羽根の損傷が起る可能性がある。
例によってこのことを説明する。
第２図の羽根の半径３１が５フイートであると仮定する
。即ち、各々の羽根の先端３３が描く円は円周が約３１
フイートである（５Ｘ２Ｘπは約３１である）。前に述
べた様に、各々の推進ファンの速度を毎秒２０回転と仮
定する。この例では、各々の羽根の先端領域３３は約６
２０フイート／秒の速度で円周に沿って移動する（３１
フイ一ト／回転×２０回転／秒）。
。即ち、各々の羽根の先端３３が描く円は円周が約３１
フイートである（５Ｘ２Ｘπは約３１である）。前に述
べた様に、各々の推進ファンの速度を毎秒２０回転と仮
定する。この例では、各々の羽根の先端領域３３は約６
２０フイート／秒の速度で円周に沿って移動する（３１
フイ一ト／回転×２０回転／秒）。
伴流の高さ（寸法３８）が１フイートであると仮定し、
伴流が、羽根がその中を通る時に揚力を１０％増加する
と仮定すると、各々の羽根は、１／６２０秒の期間、即
ち約１．６ミリ秒の期間内に、推力負荷の１０％のイン
パルス、即ち約１５０ボンドを受ける。更に、毎秒回転
数が２０である時、各々の羽根が１／２０秒毎、即ち５
０ミリ秒毎に、１回伴流を通過する。云い換えれば、５
０ミリ秒毎に、各々の羽根に対して１．６ミリ秒の間、
１５０ポンドの循環的な負荷が加わる。この様な循環的
な負荷を避けなければならないことは明らかである。
伴流が、羽根がその中を通る時に揚力を１０％増加する
と仮定すると、各々の羽根は、１／６２０秒の期間、即
ち約１．６ミリ秒の期間内に、推力負荷の１０％のイン
パルス、即ち約１５０ボンドを受ける。更に、毎秒回転
数が２０である時、各々の羽根が１／２０秒毎、即ち５
０ミリ秒毎に、１回伴流を通過する。云い換えれば、５
０ミリ秒毎に、各々の羽根に対して１．６ミリ秒の間、
１５０ポンドの循環的な負荷が加わる。この様な循環的
な負荷を避けなければならないことは明らかである。
発明の目的
この発明の目的は、パイロンによって誘起される騒音及
び循環的な負荷を目立って低下させる新規で改良された
航空機推進装置提供することである。
び循環的な負荷を目立って低下させる新規で改良された
航空機推進装置提供することである。
発明の要約
この発明の１形式では、推進プロペラを支持するパイロ
ンによって発生される伴流を減少し、こうして伴流の中
を通る時に起る伴流閉塞騒音及びプロペラ羽根の周期的
な曲げの両方を減少する。
ンによって発生される伴流を減少し、こうして伴流の中
を通る時に起る伴流閉塞騒音及びプロペラ羽根の周期的
な曲げの両方を減少する。
伴流を少なくする１つの方式は、パイロンにフラップを
追加することである。
追加することである。
発明の詳細な説明
この発明の幾つかの形式が第６図乃至第９図に示されて
いる。第６図では、パイロン１２が、点４２の周りに回
転する調節自在のフラップ４０を支持している。二−ロ
フォイルΦフラップ及びその作動手段が公知である。
いる。第６図では、パイロン１２が、点４２の周りに回
転する調節自在のフラップ４０を支持している。二−ロ
フォイルΦフラップ及びその作動手段が公知である。
第７図はパイロン１２と、使わない時に同形の溝５４の
中に収容される展開可能な翼５２とを示している。伴流
制御を希望する時、翼５２を実線の位置にして、流線８
２の流れに影響を与える。
中に収容される展開可能な翼５２とを示している。伴流
制御を希望する時、翼５２を実線の位置にして、流線８
２の流れに影響を与える。
翼５２が点８０の周りに旋回し得る。
第８図では、翼５２がマスト５５によって支持されてい
る。ｇ５２は枢軸８０の周りに回転し得る。翼５２は、
他の場合には点４４で離れて、伴流を形成する流線８２
を、パイロンの表面に復帰させ、後縁４１に於ける流線
の滑かな合体化を促進する。
る。ｇ５２は枢軸８０の周りに回転し得る。翼５２は、
他の場合には点４４で離れて、伴流を形成する流線８２
を、パイロンの表面に復帰させ、後縁４１に於ける流線
の滑かな合体化を促進する。
第９図はナセル９内に収容された機関（図に示してない
）を支持するマスト５９を（略図で）示している。パイ
ロン５２は、マスト５９と、ナセル９及び胴体３の間を
伸びる他の部品の抗力を減少する整形部の形をしている
。パイロン１２が、矢印８５で示す様に、マストの周り
に回転し得る。
）を支持するマスト５９を（略図で）示している。パイ
ロン５２は、マスト５９と、ナセル９及び胴体３の間を
伸びる他の部品の抗力を減少する整形部の形をしている
。パイロン１２が、矢印８５で示す様に、マストの周り
に回転し得る。
この回転により、パイロン１２から見た進入角が調節さ
れる。即ち、パイロン１２の進入角は、第１図の胴体３
に比べた時、独立に調節し得る。パイロンによって発生
される伴流の大きさは、進入角の関数である。
れる。即ち、パイロン１２の進入角は、第１図の胴体３
に比べた時、独立に調節し得る。パイロンによって発生
される伴流の大きさは、進入角の関数である。
この発明の重要な幾つかの面を述べると、次の通りであ
る。
る。
１、第４図について述べた様に、伴流１５は境界層が形
成されることによって生ずるが、ある点では、伴流はパ
イロンによって発生する揚力の結果でもある。即ち、パ
イロン１２が第５図に示す様に断面が完全に対称的であ
っても、角度Ａ１で示す所定の進入角では、パイロン１
２が揚力を発生する。揚力の存在は、一般的に（１）渦
の形成、（２）乱流、（３）下流側の流れの場にある少
なくとも中くらいの擾乱、又はこれまで述べた効果の任
意の組合せを伴う。従って、揚力を制御出来るならば、
伴流の形成も制御出来る。従って、第６図乃至第８図の
フラップの位置を変えることは、パイロン１２によって
得られる揚力を制御することを通じて、伴流を制御する
こと一見なすことが出来る。
成されることによって生ずるが、ある点では、伴流はパ
イロンによって発生する揚力の結果でもある。即ち、パ
イロン１２が第５図に示す様に断面が完全に対称的であ
っても、角度Ａ１で示す所定の進入角では、パイロン１
２が揚力を発生する。揚力の存在は、一般的に（１）渦
の形成、（２）乱流、（３）下流側の流れの場にある少
なくとも中くらいの擾乱、又はこれまで述べた効果の任
意の組合せを伴う。従って、揚力を制御出来るならば、
伴流の形成も制御出来る。従って、第６図乃至第８図の
フラップの位置を変えることは、パイロン１２によって
得られる揚力を制御することを通じて、伴流を制御する
こと一見なすことが出来る。
２、一般的に、パイロン１２の進入角は、異なる飛行状
態では変化する。例えば、パイロン１２が飛行中に所定
の角度になる場合、着陸の為に接近する際、航空機の進
入角が増加する時、この角度が増加する。従って、着陸
操作の際、強度が一層大きな伴流が発生されることがあ
る。従って、伴流を減少する手段の強さは、この時強め
るべきである。例えば、こう云う状態では、第６図のフ
ラップ角度Ｆを小さくすべきである。
態では変化する。例えば、パイロン１２が飛行中に所定
の角度になる場合、着陸の為に接近する際、航空機の進
入角が増加する時、この角度が増加する。従って、着陸
操作の際、強度が一層大きな伴流が発生されることがあ
る。従って、伴流を減少する手段の強さは、この時強め
るべきである。例えば、こう云う状態では、第６図のフ
ラップ角度Ｆを小さくすべきである。
１実施例では、この様な伴流を減少する手段が、第６図
に「フラップ制御」と記したブロックで示す様に、公知
のサーボ機構を用いて、操縦士によって直接的に制御さ
れる。然し、直接又は間接的な伴流の測定に基づく自動
制御も考えられる。、更に計画に基づいた伴流を減少す
る手段の制御も考えられる。
に「フラップ制御」と記したブロックで示す様に、公知
のサーボ機構を用いて、操縦士によって直接的に制御さ
れる。然し、直接又は間接的な伴流の測定に基づく自動
制御も考えられる。、更に計画に基づいた伴流を減少す
る手段の制御も考えられる。
計画は２段階の方式を指す。最初、変化する飛行状態の
もとて航空機を運転して、伴流の規模を測定する。その
後、大きな伴流の規模になった同様な飛行状態が発生し
た時、伴流を減少する手段を用いる。即ち、前もって伴
流を起すことが判っている、現在測定された飛行状態（
この状態は伴流の規模を含んでいてよい）に応答して、
伴流の・ 減少を実施する。
もとて航空機を運転して、伴流の規模を測定する。その
後、大きな伴流の規模になった同様な飛行状態が発生し
た時、伴流を減少する手段を用いる。即ち、前もって伴
流を起すことが判っている、現在測定された飛行状態（
この状態は伴流の規模を含んでいてよい）に応答して、
伴流の・ 減少を実施する。
推進プロペラを支持するパイロンによって普通発生され
る伴流を減少して、（１）プロペラによって発生される
伴流を閉塞することによる騒音を少なくすると共に、（
２）伴流によってプロペラ羽根に加わる周期的な羽根の
撓み番減少する発明を説明した。更に、飛行特性が変化
するにつれて、伴流を減少する程度を必要に応じて修正
する。例えば、大きな進入角の着陸の際は、伴流の減少
を一層強めることが必要になることがあり得る。
る伴流を減少して、（１）プロペラによって発生される
伴流を閉塞することによる騒音を少なくすると共に、（
２）伴流によってプロペラ羽根に加わる周期的な羽根の
撓み番減少する発明を説明した。更に、飛行特性が変化
するにつれて、伴流を減少する程度を必要に応じて修正
する。例えば、大きな進入角の着陸の際は、伴流の減少
を一層強めることが必要になることがあり得る。
特許請求の範囲によって定められたこの発明の範囲内で
、種々の変更を加えることが出来ることを承知されたい
。
、種々の変更を加えることが出来ることを承知されたい
。
第１図は尾部に取付けた反対廻りの推進ファン又はプロ
ペラを動力源とする航空機を示す略図、第２図はパイロ
ン１２によって発生される伴流１５を含めて、第１図の
円で囲った領域１２を更に詳しく示す図、 第３図は部分的に水中に没した船のプロペラを示す図、 第４図はパイロン１２の表面の粘性境界層の断面図並び
にその結果発生される伴流を示す図、第５図はプロペラ
羽根６Ａが第２図の伴流１５に入る時の進入角に起る変
化を示す図、第６図乃至第９図はこの発明の３つの形式
を示す略図である。 主な符号の説明 １２：パイロン ４０：フラップ Ｆｉｌ、９
ペラを動力源とする航空機を示す略図、第２図はパイロ
ン１２によって発生される伴流１５を含めて、第１図の
円で囲った領域１２を更に詳しく示す図、 第３図は部分的に水中に没した船のプロペラを示す図、 第４図はパイロン１２の表面の粘性境界層の断面図並び
にその結果発生される伴流を示す図、第５図はプロペラ
羽根６Ａが第２図の伴流１５に入る時の進入角に起る変
化を示す図、第６図乃至第９図はこの発明の３つの形式
を示す略図である。 主な符号の説明 １２：パイロン ４０：フラップ Ｆｉｌ、９
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、推進プロペラを取付けたパイロンに於て、該パイロ
ンによって発生される伴流を修正する可動の制御面を有
するパイロン。 ２、推進プロペラを支持するパイロンに於て、マストと
、 該マストによって支持されていて、パイロンによって発
生される伴流を修正する可動翼とを有するパイロン。 ３、推進プロペラを支持するパイロンに於て、パイロン
の中に収容することが出来ると共に、パイロンの伴流を
修正する為に、パイロンを通過する空気流の中に展開す
ることが出来る翼を有するパイロン。 ４、パイロンより下流側に配置された少なくとも１つの
推進プロペラを持ち、前記パイロンが前記プロペラが吸
込む乱流を発生する様な航空機推進装置に於て、 前記パイロンによって発生された乱流を変調するフラッ
プと、 航空機の異なる進入角を含む異なる飛行状態に応答して
、該フラップの変調を制御する制御手段とを有する航空
機推進装置。 ５、胴体と、 該胴体の尾部の近くに配置されていて、機関を収容する
ナセルと、 該ナセルより後方に配置された推進プロペラと、機関を
支持していて、前記胴体及び機関の間を伸びる機関取付
け部と、 胴体の進入角とは無関係な、自由流れに対する選択可能
な進入角を持つ、機関取付け部の周りの整形部とを有す
る航空機推進装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US081,772 | 1987-08-05 | ||
| US07/081,772 US4966338A (en) | 1987-08-05 | 1987-08-05 | Aircraft pylon |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01101296A true JPH01101296A (ja) | 1989-04-19 |
Family
ID=22166288
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63194678A Pending JPH01101296A (ja) | 1987-08-05 | 1988-08-05 | パイロン |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4966338A (ja) |
| JP (1) | JPH01101296A (ja) |
| CA (1) | CA1316163C (ja) |
| DE (1) | DE3826306A1 (ja) |
| FR (1) | FR2619076B1 (ja) |
| GB (1) | GB2208502B (ja) |
| IT (1) | IT1226367B (ja) |
| SE (1) | SE504023C2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012508668A (ja) * | 2008-11-14 | 2012-04-12 | スネクマ | ダクトなしのプロペラを備えた航空機エンジンの空気取入口 |
| JP5445586B2 (ja) * | 2009-10-07 | 2014-03-19 | トヨタ自動車株式会社 | 翼構造および整流装置 |
Families Citing this family (44)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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