JPH01285494A - 航空機のエンジンエアインテークダクト - Google Patents
航空機のエンジンエアインテークダクトInfo
- Publication number
- JPH01285494A JPH01285494A JP11527188A JP11527188A JPH01285494A JP H01285494 A JPH01285494 A JP H01285494A JP 11527188 A JP11527188 A JP 11527188A JP 11527188 A JP11527188 A JP 11527188A JP H01285494 A JPH01285494 A JP H01285494A
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- JP
- Japan
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- duct
- engine
- radio wave
- air intake
- reflected
- Prior art date
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- Pending
Links
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 5
- 238000005452 bending Methods 0.000 abstract 2
- 230000002542 deteriorative effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000011358 absorbing material Substances 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000001771 impaired effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000002310 reflectometry Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Aerials With Secondary 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】
〔産業上の利用分野〕
本発明は航空機のエンジンエアインテークダクトに関す
る。
る。
従来の航空機はエンジンエアインテークダクト部のレー
ダー断面積は大きく作られている。これは空力性能の見
地からダクト形状が緩やかな曲がりをしており、レーダ
ー電波がダクト内面及びエンジン前面で反射して、レー
ダ一方向へ多くの電波電力を返すためである。
ダー断面積は大きく作られている。これは空力性能の見
地からダクト形状が緩やかな曲がりをしており、レーダ
ー電波がダクト内面及びエンジン前面で反射して、レー
ダ一方向へ多くの電波電力を返すためである。
しかしながら、このようなエンジンエアインテークダク
トでは空力性能はよいのであるが、レーダー反射面積が
大きいことにより、電波の反射量が太きいという問題が
ある。
トでは空力性能はよいのであるが、レーダー反射面積が
大きいことにより、電波の反射量が太きいという問題が
ある。
本発明はこのような事情に鑑みて提案されたもので、空
力性能を損うことなく、しかも電波反射量を少なくする
高性能の航空機の工ンジンエアインテークダクトを提供
することを目的とする。
力性能を損うことなく、しかも電波反射量を少なくする
高性能の航空機の工ンジンエアインテークダクトを提供
することを目的とする。
そのために本発明は、下面に前方へ開口するダクト入口
を有するエンジンエアインテークを備えた航空機の胴体
において、ダクト入口で水平であり、後方へ行くに従っ
て若干上り勾配で傾斜したのちダクト出口の若干前方か
らダクト出口にかけて偏心量がエンジン前面直径の０．
７５倍以上となる滑らかな曲線のダクト基準線を有する
と＼もに、断面積が上記ダクト入口から、上記ダクト出
口の若干前方まで略直線的に増加し、上記ダクト出口の
若干前方でエンジン前面断面積の略１．１倍に等しい最
大面積になったのちダクト出口にかけて若干減少する断
面積分布を有することを特徴とする。
を有するエンジンエアインテークを備えた航空機の胴体
において、ダクト入口で水平であり、後方へ行くに従っ
て若干上り勾配で傾斜したのちダクト出口の若干前方か
らダクト出口にかけて偏心量がエンジン前面直径の０．
７５倍以上となる滑らかな曲線のダクト基準線を有する
と＼もに、断面積が上記ダクト入口から、上記ダクト出
口の若干前方まで略直線的に増加し、上記ダクト出口の
若干前方でエンジン前面断面積の略１．１倍に等しい最
大面積になったのちダクト出口にかけて若干減少する断
面積分布を有することを特徴とする。
エンジンエアダクトの曲がり及びダクト入口とダクト出
口との偏心量を大きくすることにより、反射電波がレー
ダ一方向に戻ることを減少し、電波が電波吸収材に吸収
される量を増加すると＼もに、ダクト断面積の縮少によ
り内部気流が縮流され、空力性能と電波反射性とを両立
することができる。
口との偏心量を大きくすることにより、反射電波がレー
ダ一方向に戻ることを減少し、電波が電波吸収材に吸収
される量を増加すると＼もに、ダクト断面積の縮少によ
り内部気流が縮流され、空力性能と電波反射性とを両立
することができる。
本発明の一実施例を図面について説明すると、第１図は
その全体側面図、第２図は第１図の断面積分布を示す線
図、第３図は第１図のダクトの曲り部内面を示す部分斜
視図である。
その全体側面図、第２図は第１図の断面積分布を示す線
図、第３図は第１図のダクトの曲り部内面を示す部分斜
視図である。
まず、第１図において、エアインテークダクトｌは、ダ
クト人口３とダクト出口４の偏心量６が大きく、かつダ
クト基準線２の曲がりが大きく作られている。
クト人口３とダクト出口４の偏心量６が大きく、かつダ
クト基準線２の曲がりが大きく作られている。
次に、第２図に示すように、断面積が最大となる最大断
面７がエンジン前面部１２の若干前方に設けられ最大断
面からエンジン前面にかけてダクト断面積が滑らかに減
少する領域８が設けられている。こ＼で、エンジン前面
部直径５に対して偏心量６は約０．７５倍以上とする。
面７がエンジン前面部１２の若干前方に設けられ最大断
面からエンジン前面にかけてダクト断面積が滑らかに減
少する領域８が設けられている。こ＼で、エンジン前面
部直径５に対して偏心量６は約０．７５倍以上とする。
また、ダクトｌに入射するレーダー電波９が、ダクト内
反射波ｌＯとなって、ダクト内面及びエンジン前面１２
に数多く反射後に反射電波１１となって、レーダー入射
電波９の方向に対してできるだけ角度がついた方向へ反
射するように、ダクトの曲がりが決められる。
反射波ｌＯとなって、ダクト内面及びエンジン前面１２
に数多く反射後に反射電波１１となって、レーダー入射
電波９の方向に対してできるだけ角度がついた方向へ反
射するように、ダクトの曲がりが決められる。
さらに、ダクト内面は全体的に又は部分的に電波吸収材
１３を施工し、ダクト内反射波１０が電波吸収材】３に
数多くかつ、第３図に示すように、できるだけ吸収材面
１４に深い角度１５で当たるようにする、こ＼で、ｎは
ダクト内面の法線である。
１３を施工し、ダクト内反射波１０が電波吸収材】３に
数多くかつ、第３図に示すように、できるだけ吸収材面
１４に深い角度１５で当たるようにする、こ＼で、ｎは
ダクト内面の法線である。
〔発明の効果］
このようなエンジンエアインテークダクトによれば、エ
ンジン前面部直径５に対して偏心量６を１．１倍、最大
断面７を１．１倍としているので、その内面に電波吸収
材１３を施工した場合、広い方位にわたってレーダー断
面積を約鴇に低減することが可能となる。
ンジン前面部直径５に対して偏心量６を１．１倍、最大
断面７を１．１倍としているので、その内面に電波吸収
材１３を施工した場合、広い方位にわたってレーダー断
面積を約鴇に低減することが可能となる。
要するに本発明によれば、下面に前方へ開口するダクト
入口を有するエンジンエアインテークを備えた航空機の
胴体において、ダクト入口で水平であり、後方へ行くに
従って若干上り勾配で傾斜したのちダクト出口の若干前
方からダクト出口にかけて偏心量がエンジン前面直径の
０．７５倍以上となる滑らかな曲線のダクト基準線を有
すると＼もに、断面積が上記ダクト入口から、上記ダク
ト出口の若干前方まで略直線的に増加し、上記ダクト出
口の若干前方でエンジン前面断面積の略１．１倍に等し
い最大面積になったのちダクト出口にかけて若干減少す
る断面積分布を有することにより、空力性能を損うこと
なく、しかも電波反射量を少なくする高性能の航空機の
エンジンエアインテークダクトを得るから、本発明は産
業上極めて有益なものである。
入口を有するエンジンエアインテークを備えた航空機の
胴体において、ダクト入口で水平であり、後方へ行くに
従って若干上り勾配で傾斜したのちダクト出口の若干前
方からダクト出口にかけて偏心量がエンジン前面直径の
０．７５倍以上となる滑らかな曲線のダクト基準線を有
すると＼もに、断面積が上記ダクト入口から、上記ダク
ト出口の若干前方まで略直線的に増加し、上記ダクト出
口の若干前方でエンジン前面断面積の略１．１倍に等し
い最大面積になったのちダクト出口にかけて若干減少す
る断面積分布を有することにより、空力性能を損うこと
なく、しかも電波反射量を少なくする高性能の航空機の
エンジンエアインテークダクトを得るから、本発明は産
業上極めて有益なものである。
第１図は本発明の一実施例を示す全体側面図、第２図は
第１図の断面積分布を示す線図、第３図は第１図のダク
トの曲り部内面を示す部分斜視図である。 １・・エンジンエアダクト、２・・ダクト基準線、３・
・ダクト入口、４・・ダクト出口、５・・エンジン前面
直径、６・・偏心量、７・・ダクト最大断面、８・・ダ
クト断面積が滑かに減少する領域、９・・レーダー入射
電波、１０・・ダクト内反射電波、１１・・反射電波、
１２・・エンジン前面、１３・・電波吸収材、１４・・
吸収材面、１５・・ダクト内反射電波の吸収材への入射
角 代理人 弁理士 塚 本 正 文
第１図の断面積分布を示す線図、第３図は第１図のダク
トの曲り部内面を示す部分斜視図である。 １・・エンジンエアダクト、２・・ダクト基準線、３・
・ダクト入口、４・・ダクト出口、５・・エンジン前面
直径、６・・偏心量、７・・ダクト最大断面、８・・ダ
クト断面積が滑かに減少する領域、９・・レーダー入射
電波、１０・・ダクト内反射電波、１１・・反射電波、
１２・・エンジン前面、１３・・電波吸収材、１４・・
吸収材面、１５・・ダクト内反射電波の吸収材への入射
角 代理人 弁理士 塚 本 正 文
Claims (1)
- 下面に前方へ開口するダクト入口を有するエンジンエア
インテークを備えた航空機の胴体において、ダクト入口
で水平であり、後方へ行くに従って若干上り勾配で傾斜
したのちダクト出口の若干前方からダクト出口にかけて
偏心量がエンジン前面直径の０．７５倍以上となる滑ら
かな曲線のダクト基準線を有するとゝもに、断面積が上
記ダクト入口から、上記ダクト出口の若干前方まで略直
線的に増加し、上記ダクト出口の若干前方でエンジン前
面断面積の略１．１倍に等しい最大面積になつたのちダ
クト出口にかけて若干減少する断面積分布を有すること
を特徴とする航空機のエンジンエアインテークダクト。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11527188A JPH01285494A (ja) | 1988-05-12 | 1988-05-12 | 航空機のエンジンエアインテークダクト |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11527188A JPH01285494A (ja) | 1988-05-12 | 1988-05-12 | 航空機のエンジンエアインテークダクト |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01285494A true JPH01285494A (ja) | 1989-11-16 |
Family
ID=14658535
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11527188A Pending JPH01285494A (ja) | 1988-05-12 | 1988-05-12 | 航空機のエンジンエアインテークダクト |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH01285494A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5447283A (en) * | 1994-02-02 | 1995-09-05 | Grumman Aerospace Corporation | Blown boundary layer control system for a jet aircraft |
| US5522566A (en) * | 1993-02-02 | 1996-06-04 | The Boeing Company | Fighter aircraft having low aerodynamic drag and low radar signature configuration |
| KR100385744B1 (ko) * | 1993-09-20 | 2003-10-23 | 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션 | 유체안내용덕트커버및그제조방법 |
| FR2859702A1 (fr) * | 1994-07-08 | 2005-03-18 | Aerospatiale | Systeme de prise d'air pour aeronef, notamment missile, a conduit double |
| WO2013100807A1 (ru) * | 2011-12-30 | 2013-07-04 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Многофункциональный самолет с пониженной радиолокационной заметностью |
| JP2016071646A (ja) * | 2014-09-30 | 2016-05-09 | 富士重工業株式会社 | 航空機設計方法、航空機設計プログラム及び航空機設計装置 |
-
1988
- 1988-05-12 JP JP11527188A patent/JPH01285494A/ja active Pending
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5522566A (en) * | 1993-02-02 | 1996-06-04 | The Boeing Company | Fighter aircraft having low aerodynamic drag and low radar signature configuration |
| US5636813A (en) * | 1993-02-02 | 1997-06-10 | The Boeing Company | Fighter aircraft |
| US5683061A (en) * | 1993-02-02 | 1997-11-04 | Hardy; Richard | Fighter aircraft |
| KR100385744B1 (ko) * | 1993-09-20 | 2003-10-23 | 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션 | 유체안내용덕트커버및그제조방법 |
| US5447283A (en) * | 1994-02-02 | 1995-09-05 | Grumman Aerospace Corporation | Blown boundary layer control system for a jet aircraft |
| FR2859702A1 (fr) * | 1994-07-08 | 2005-03-18 | Aerospatiale | Systeme de prise d'air pour aeronef, notamment missile, a conduit double |
| WO2013100807A1 (ru) * | 2011-12-30 | 2013-07-04 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Многофункциональный самолет с пониженной радиолокационной заметностью |
| RU2502643C2 (ru) * | 2011-12-30 | 2013-12-27 | Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" | Многофункциональный самолет с пониженной радиолокационной заметностью |
| RU2502643C9 (ru) * | 2011-12-30 | 2019-08-30 | Открытое Акционерное Общество "Авиационная Холдинговая Компания "Сухой" | Многофункциональный самолет с пониженной радиолокационной заметностью |
| JP2016071646A (ja) * | 2014-09-30 | 2016-05-09 | 富士重工業株式会社 | 航空機設計方法、航空機設計プログラム及び航空機設計装置 |
| US11030360B2 (en) | 2014-09-30 | 2021-06-08 | Subaru Corporation | Aircraft designing method, aircraft designing program and aircraft designing apparatus |
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