JPH0344221B2

JPH0344221B2 -

Info

Publication number: JPH0344221B2
Application number: JP58191060A
Authority: JP
Inventors: Jon Rahatei Danieru; Ruroi Yanguhansu Jeimusu
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1982-10-29
Filing date: 1983-10-14
Publication date: 1991-07-05
Also published as: AU555526B2; GB2128945A; IL69906A0; SE8305904D0; CH667434A5; SE8305904L; GB8328400D0; CA1209354A; SE456077B; IT1171783B; IT8323478A0; JPS5996462A; DE3338286A1; SU1391490A3; NL8303716A; IL69906A; AU1902683A; GB2128945B

Description

【発明の詳細な説明】この発明は航空機用機関を収容するナセル、更
に具体的に云えば、空気力学的な抗力を減少する
のに有効なナセルに関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION This invention relates to nacelles for housing aircraft engines, and more particularly to nacelles that are effective in reducing aerodynamic drag.

機関を外部に装着した、例えば翼の下にパイロ
ンによつてガスタービン機関を装着した亜音速航
空機では、機関のナセル上の一様流の空気流によ
る空気力学的な抗力が、典型的には機関の全推力
出力の約４％になる。この空気力学的な抗力を幾
らかでも減少することが出来れば、燃料の消費量
がかなり節約になる。 In subsonic aircraft with externally mounted engines, for example gas turbine engines mounted by pylons under the wings, the aerodynamic drag due to the uniform airflow over the engine nacelles typically This is approximately 4% of the engine's total thrust output. If this aerodynamic drag can be reduced to some extent, fuel consumption can be significantly reduced.

従つて、機関のナセルの望ましい機能は、航空
機用機関に対する軽量のハウジングになり、空気
力学的な抗力が比較的小さいことである。従来の
抗力の小さいナセルの１例が米国特許第3533237
号に記載されている。 Accordingly, a desirable feature of the engine nacelle is to provide a lightweight housing for the aircraft engine and to have relatively low aerodynamic drag. An example of a conventional nacelle with low drag is U.S. Patent No. 3,533,237.
listed in the number.

ナセルによる空気力学的な抗力は、航空機の飛
行中、一様流の空気がその上を流れるナセルの外
面に於ける圧力分布と、当業者が公知の無次元の
摩擦係数Cfとによつて決定される。更に、表面
圧力分布がナセルの外面に層流の境界層を促進し
て、境界層の剥離が全くない場合、空気力学的な
抗力が減少することも当業者に知られている。摩
擦係数Cf、従つて空気力学的な抗力は、層流の
境界層が存在する時は数値が小さくなる。 The aerodynamic drag force exerted by the nacelle is determined by the pressure distribution on the outer surface of the nacelle over which a uniform flow of air flows during flight of the aircraft, and by the dimensionless coefficient of friction Cf, which is known to those skilled in the art. be done. Furthermore, it is known to those skilled in the art that aerodynamic drag is reduced when the surface pressure distribution promotes a laminar boundary layer on the outer surface of the nacelle and there is no separation of the boundary layer. The coefficient of friction Cf, and therefore the aerodynamic drag force, becomes smaller in the presence of a laminar boundary layer.

更に当業者には、ナセルの外面に沿つた境界層
が層流から乱流に変わる所では、摩擦係数Cf、
従つて空気力学的な抗力の値が増加することも知
られている。従つて、層流の境界層の範囲を増加
し、乱流の範囲を減少し、境界層の剥離を避ける
効果を持つ様な表面圧力分布を促進するナセルを
提供することが望ましい。 Additionally, those skilled in the art will appreciate that where the boundary layer along the outer surface of the nacelle changes from laminar to turbulent, the coefficient of friction Cf,
It is also known that the aerodynamic drag values therefore increase. It would therefore be desirable to provide a nacelle that promotes surface pressure distribution that increases the extent of laminar boundary layer flow, reduces the extent of turbulence, and has the effect of avoiding boundary layer separation.

ナセルは典型的にはガスタービン機関の様な航
空機用機関を収容する環状部材である。縦方向に
伸びていて、揚力を最大にすると共に抗力を小さ
くする様に設計された上面及び下面を持つ翼と異
なり、ナセルは円周方向に伸びていて、その外面
は主に機関を収容すると共に抗力を減少する様に
設計されている。 A nacelle is an annular member that typically houses an aircraft engine, such as a gas turbine engine. Unlike wings, which extend longitudinally and have upper and lower surfaces designed to maximize lift and reduce drag, nacelles extend circumferentially and whose outer surface primarily houses the engine. It is designed to reduce drag as well.

然し、ナセルでも翼でも、その面に於ける圧力
分布は、その上の層流及び乱流の空気流の範囲を
決定する上で重要な因子である。例えば翼では、
圧力分布は前縁及び後縁と上面及び下面との輪郭
に関係する。何れかの輪郭が変化すると、翼上の
圧力分布全体に影響する。 However, the pressure distribution over the surface of either the nacelle or the wing is an important factor in determining the extent of laminar and turbulent airflow over it. For example, on the wing,
The pressure distribution is related to the contours of the leading and trailing edges and the top and bottom surfaces. Changes in either profile will affect the entire pressure distribution on the wing.

これと対照的に、ナセルでは、圧力分布は主に
前縁及び後縁領域と外面との輪郭の影響を受け
る。ナセルの内面は一様流の空気流との相互作用
が殆んどなく、従つて圧力分布に対する影響は小
さい。 In contrast, in a nacelle, the pressure distribution is mainly influenced by the contours of the leading and trailing edge regions and the outer surface. The inner surface of the nacelle has little interaction with the uniform airflow and therefore has little effect on the pressure distribution.

更に、ナセルは典型的には胴体、パイロン又は
翼の近くで航空機に取付けられるから、ナセル上
の圧力分布はこの様な隣接した構造が存在するこ
とによつても影響を受ける。ナセルの要素の輪郭
が変化したり、隣接する構造が存在すると、ナセ
ルの外面上の圧力分布全体に影響がある。 Furthermore, since nacelles are typically mounted on aircraft near the fuselage, pylons or wings, the pressure distribution on the nacelle is also affected by the presence of such adjacent structures. Changes in the contours of the elements of the nacelle or the presence of adjacent structures affect the overall pressure distribution on the external surface of the nacelle.

翼並びにナセル上に層流を保つ且つそれを拡げ
ようとする従来の試みでは、能動制御装置を使つ
ていた。能動制御装置は、層流を保つと共に境界
層の剥離を防止する為に、境界層を付勢し又は除
く為、面と協働する補助エネルギ源を必要とす
る。 Previous attempts to maintain and extend laminar flow over the wings and nacelles have used active control devices. Active control devices require an auxiliary energy source to cooperate with the surface to energize or displace the boundary layer to maintain laminar flow and prevent boundary layer separation.

例えば、制御しようとする面に境界層の吸込み
又は吹出し用溝孔又は孔を配置することは公知で
ある。この溝孔が内部ダクトによつてポンプに接
続され、乱流を少なくし又は防止し、こうして層
流の境界層を保つ効果がある。然し、能動制御装
置を働かせる為に必要な余分のエネルギ及び重量
により、空気力学的な抗力が減少したことによる
利点が帳消しになるのが典型的である。 For example, it is known to arrange slots or holes for the intake or outlet of the boundary layer in the surface to be controlled. This slot is connected to the pump by an internal duct and has the effect of reducing or preventing turbulence and thus maintaining a laminar boundary layer. However, the extra energy and weight required to operate the active control device typically negates the benefits of reduced aerodynamic drag.

従つて、この発明の１つの目的は、航空機用機
関を収容するナセルとして、航空機の運転中、空
気力学的な抗力を減少する効果を持つ改良された
ナセルを提供することである。 Accordingly, one object of the present invention is to provide an improved nacelle for housing an aircraft engine that has the effect of reducing aerodynamic drag during aircraft operation.

この発明の別の目的は、空気力学的な抗力を減
少する為に能動装置を必要としない改良されたナ
セルを提供することである。 Another object of this invention is to provide an improved nacelle that does not require active devices to reduce aerodynamic drag.

この発明の別の目的は、層流の面積が増加し、
乱流の面積が減少した改良されたナセルを提供す
ることである。 Another object of this invention is that the area of laminar flow is increased;
An object of the present invention is to provide an improved nacelle with reduced turbulence area.

この発明の別の目的は、空気力学的な抗力を減
少する為に、その表面圧力分布を制御するのに有
効なプロフイルを持つ改良されたナセルを提供す
ることである。 Another object of this invention is to provide an improved nacelle with a profile effective for controlling its surface pressure distribution to reduce aerodynamic drag.

この発明では、航空機の運転中、空気力学的な
抗力を減少する為に航空機に使われる改良された
ナセルを提供する。１実施例では、ナセルがガス
タービン機関を収容していて、その間を基準弦が
伸びている前縁及び後縁と、該前縁から後縁まで
連続している外面とで構成されている。外面は前
側部分、中間部分及び後側部分を持つていて、基
準弦から外面まで垂直に測定した相対的な厚さに
よつて限定されるプロフイルを持つている。プロ
フイルは前側部分と中間部分との交差部で最大の
厚さを持ち、この交差部は前縁から弦の長さの約
36％より大きな距離の所にある。外面のプロフイ
ルは、前側部分に沿つて層流を発生すると共に、
前縁から負の勾配で交差部まで連続的に減少する
圧力を発生すると共に、中間部分及び後側部分に
沿つて乱流を発生すると共に、交差部から正の勾
配で後縁まで連続的に増加する圧力を発生する様
に作用する。 The present invention provides an improved nacelle for use in an aircraft to reduce aerodynamic drag during aircraft operation. In one embodiment, a nacelle houses a gas turbine engine and includes leading and trailing edges between which a reference chord extends, and an outer surface that is continuous from the leading edge to the trailing edge. The outer surface has a front section, a middle section and a rear section, and has a profile defined by the relative thickness measured perpendicularly from the reference chord to the outer surface. The profile has its greatest thickness at the intersection of the front and middle sections, which is about a chord length from the leading edge.
Located at a distance greater than 36%. The external profile generates laminar flow along the front part and
Generates a pressure that decreases continuously from the leading edge with a negative slope to the intersection, and generates turbulence along the middle and trailing sections, and continuously from the intersection to the trailing edge with a positive slope. It acts to generate increasing pressure.

この発明のその他の目的並びに利点は、以下図
面について詳しく説明する所から明らかになろ
う。 Other objects and advantages of the invention will become apparent from the detailed description of the drawings below.

第１図には側路比の大きいガスターボフアン・
エンジン１０が示されている。このエンジンは航
空機（図に示してない）の翼１２に空気力学的に
整形したパイロン１４によつて取付けられてい
る。ターボフアン・エンジン１０が、コア・エン
ジン１８によつて駆動されるフアン集成体１６を
有する。 Figure 1 shows a gas turbo fan with a large bypass ratio.
An engine 10 is shown. The engine is attached to a wing 12 of an aircraft (not shown) by an aerodynamically shaped pylon 14. A turbofan engine 10 has a fan assembly 16 driven by a core engine 18.

環状ナセル２０がエンジン１０を収容してお
り、このナセルは、コア・エンジン１８を取囲む
コア・カウリング２２と、この発明の１形式とし
て、フアン集成体１６を取囲むフアン・カウリン
グ２４とを含んでいる。フアン・カウリング２４
はコア・カウリング２２の前側部分をも取囲んで
いて、それから隔たり、環状フアン吐出ノズル２
６を形成する。フアン・カウリング２４が一様流
の空気流３２のエンジン用空気流部分３０を受入
れる入口のど部２８を持つている。 An annular nacelle 20 houses the engine 10 and includes a core cowling 22 surrounding the core engine 18 and, in one form of the invention, a fan cowling 24 surrounding the fan assembly 16. I'm here. juan cowling 24
also surrounds the front portion of the core cowling 22 and is spaced apart from the annular fan discharge nozzle 2.
form 6. A fan cowling 24 has an inlet throat 28 that receives an engine airflow portion 30 of a uniform airflow 32.

例えば巡航で航空機を運転する際、航空機用空
気流３０がフアン集成体１６によつて加速され、
フアン・ノズル２６からコア・カウリング２２を
介して吐出されて推力を発生する。一様流の空気
流３２がナセル２０のフアン・カウリング２４よ
り下流側に流れ、フアン・カウリング２４と相互
作用し、又はそのスクラツビングにより、空気力
学的な抗力を発生する。そのかなりの部分は、巡
航状態にある航空機の推力と反対向きに作用する
摩擦抗力である。 For example, when operating an aircraft in cruise, aircraft airflow 30 is accelerated by fan assembly 16;
It is discharged from the fan nozzle 26 through the core cowling 22 to generate thrust. A uniform air stream 32 flows downstream of the fan cowling 24 of the nacelle 20 and interacts with or scrubs the fan cowling 24 to create aerodynamic drag. A significant portion of this is frictional drag, which acts in the opposite direction to the thrust of the aircraft at cruise.

この発明の主な目的は、航空機の亜音速巡航の
間、その上の一様流の空気流３２による空気力学
的な抗力を減少するのに有効な、フアン・カウリ
ング２４の様なナセルを提供することである。ナ
セル２０のフアン・カウリング２４の外面の増大
した部分にわたり、自然の層流の境界層を促進す
ると共に、境界層の剥離を招かない様な圧力分布
を発生する様に作用する予定の空気力学的な面の
プロフイルを持つフアン・カウリング２４を提供
することにより、巡航時の空気力学的な抗力の減
少が達成される。然し、フアン・ノズル２６から
吐出される機関の空気流３０は、主にコア・カウ
リング２２の上を流れるから、ナセル２０のコ
ア・カウリング２２のプロフイルは、普通の基準
に従つて決定することが好ましい。 A primary object of this invention is to provide a nacelle, such as a fan cowling 24, effective in reducing aerodynamic drag due to uniform air flow 32 above it during subsonic cruise of the aircraft. It is to be. Over an increased portion of the outer surface of the fan cowling 24 of the nacelle 20, an aerodynamic system designed to promote a natural laminar boundary layer and generate a pressure distribution that does not result in boundary layer separation. By providing a fan cowling 24 with a flat surface profile, reduced aerodynamic drag at cruise is achieved. However, since the engine airflow 30 discharged from the fan nozzle 26 primarily flows over the core cowling 22, the profile of the core cowling 22 of the nacelle 20 can be determined according to conventional criteria. preferable.

第２図には第１図のフアン・カウリング２４が
詳しく示されている。フアン・カウリング２４が
環状前縁３４及び環状後縁３６を持ち、その間を
長さＣの基準弦３８が伸びている。フアン・カウ
リング２４は前縁３４から後縁３６まで連続して
いる外面４０をも有する。外面４０が前側部分４
２、中間部分４４及び後側部分４６を含む。前側
部分４２が前縁３４から、前側部分４２及び中間
部分４４を結ぶ第１の交差部４８まで伸びてい
る。後側部分４６は第２の交差部５０から後縁３
６まで伸びていて、中間部分と結合される。 FIG. 2 shows the fan cowling 24 of FIG. 1 in more detail. The fan cowling 24 has an annular leading edge 34 and an annular trailing edge 36 between which a reference chord 38 of length C extends. The fan cowling 24 also has an outer surface 40 that is continuous from the leading edge 34 to the trailing edge 36. The outer surface 40 is the front part 4
2, including a middle section 44 and a rear section 46. A front portion 42 extends from the leading edge 34 to a first intersection 48 connecting the front portion 42 and the intermediate portion 44 . The rear portion 46 extends from the second intersection 50 to the trailing edge 3
It extends to 6 and is joined to the middle part.

フアン・カウリング２４の重要な特徴は、外面
のプロフイルである。このプロフイルは外面４０
の輪郭であつて、基準弦３８からの外面４０の垂
直距離を表わす変化する相対的な厚さＴによつて
定めることが出来る。厚さＴが弦３８に沿つて、
前縁３４から第１の交差部４８に於ける最大の厚
さTmaxを持つ位置まで増加する。この後厚さＴ
が弦３８に沿つて第１の交差部４８から後縁３６
まで減少する。 An important feature of the fan cowling 24 is its external profile. This profile has an outer surface of 40
can be defined by a varying relative thickness T representing the vertical distance of the outer surface 40 from the reference chord 38. The thickness T is along the chord 38,
The thickness increases from the leading edge 34 to a position having a maximum thickness Tmax at the first intersection 48. After this thickness T
along the chord 38 from the first intersection 48 to the trailing edge 36
decreases to

フアン・カウリング２４の別の重要な特徴は、
最大の厚さTmaxが、比較の為に第２図に破線で
示した従来の典型的なナセル５２の最大の厚さ
Tmax₂よりも、弦３８に沿つて更に後方の所に
あることである。この特徴と後で説明する特徴と
により、境界層の剥離なしに、中間部分４４及び
後側部分４６に対する乱流を制限しながら、前側
部分４２に沿つた層流を助長する。 Another important feature of the Juan Cowling 24 is:
The maximum thickness Tmax is the maximum thickness of the conventional typical nacelle 52 shown by the broken line in FIG. 2 for comparison.
It is located further back along the chord 38 than Tmax ₂ . This feature, and the features described below, promote laminar flow along the front section 42 while limiting turbulence to the middle section 44 and the rear section 46 without boundary layer separation.

この発明の持つ意義が更によく理解される様
に、フアン・カウリング２４上の圧力分布を説明
するのが適当であると思われる。フアン・カウリ
ング２４の外面４０の様なナセルの面に加わる一
様流の空気流による圧力勾配が、境界層が層流か
ら乱流に変化する場所に影響を与えることは当業
者に周知である。一般的に、負の圧力勾配、即
ち、流れの方向に圧力が減少すると、層流から乱
流への変化が遅れる。 In order that the significance of this invention may be better understood, it seems appropriate to explain the pressure distribution on the fan cowling 24. It is well known to those skilled in the art that pressure gradients due to uniform air flow applied to surfaces of the nacelle, such as the outer surface 40 of the fan cowling 24, affect where the boundary layer changes from laminar to turbulent. . Generally, a negative pressure gradient, ie, a decrease in pressure in the direction of flow, retards the change from laminar to turbulent flow.

圧力を周知の一様流の値に戻す為に、負の圧力
勾配の後には正の圧力勾配が来なければならない
ことも公知である。ナセル上の流れが乱流になる
のはこの正の圧力勾配の領域であり、この結果抗
力が増加する。 It is also known that a negative pressure gradient must be followed by a positive pressure gradient in order to restore the pressure to the known uniform flow value. It is in this region of positive pressure gradient that the flow over the nacelle becomes turbulent, resulting in increased drag.

然し、有限の長さを持つナセルの層流の範囲を
増加する為には、圧力を周囲の値に戻す為に使わ
れる長さは必然的に短くならざるを得ない。圧力
を公知の値に戻す為に残されている長さが減少す
ることが、境界層の剥離を助長するので、このこ
とが従来のナセルに於ける制約であつた。乱流領
域で始まる境界層の剥離が、抗力を著しく増加
し、従つて望ましくない。この為に、従来のナセ
ルは、境界層の剥離を防止する為に、圧力を周囲
の値まで適当に戻す為に比較的大きな乱流領域を
持つのが典型的である。 However, in order to increase the laminar flow range of a nacelle with finite length, the length used to return the pressure to ambient values must necessarily be shortened. This has been a limitation in conventional nacelles since the reduced length left to return the pressure to a known value promotes boundary layer separation. Boundary layer separation that begins in the turbulent region significantly increases drag and is therefore undesirable. For this reason, conventional nacelles typically have a relatively large turbulence area to properly restore pressure to ambient values to prevent boundary layer separation.

然し、この発明では、第２図に示す様な予定の
形のフアン・カウリング２４を設けることによ
り、境界層の剥離を伴わずに、層流の範囲を目立
つて増加することが出来る。第２図に示す形は、
フアン・カウリング２４の外面４０上に予定の圧
力分布を助長する様に作用する。 However, in the present invention, by providing a fan cowling 24 of the predetermined shape shown in FIG. 2, the extent of laminar flow can be significantly increased without boundary layer separation. The shape shown in Figure 2 is
It acts to promote a predetermined pressure distribution on the outer surface 40 of the fan cowling 24.

第３図には、第２図に示したフアン・カウリン
グ２４の様なナセルの外面上の一様流の空気流に
よる圧力分布を示すこの発明の場合のグラフが示
されている。横軸は、Ｃを弦３８の長さ、Ｘを弦
３８に沿つて前縁３４（第２図に示す）から測つ
た距離として、正規化した無次元の距離Ｘ／Ｃを
表わす。例えば前縁３４及び後縁３６は夫々Ｘ／
Ｃ＝0.0及びＸ／Ｃ＝1.0の所にあり、これは代り
に０％Ｃ又は100％Ｃと云うことも出来る。 FIG. 3 shows a graph for the present invention showing the pressure distribution due to a uniform flow of air over the exterior surface of a nacelle such as the fan cowling 24 shown in FIG. The horizontal axis represents the normalized dimensionless distance X/C, where C is the length of the chord 38 and X is the distance measured along the chord 38 from the leading edge 34 (shown in FIG. 2). For example, the leading edge 34 and the trailing edge 36 are each
C=0.0 and X/C=1.0, which could alternatively be referred to as 0% C or 100% C.

第３図の縦軸は横軸の各点Ｘ／Ｃに於けるフア
ン・カウリング２４の表面の圧力を表わす。この
圧力は例えば２（Ps−Ｐ）／dv²で定義する圧力
係数Cpにすることが出来る。こゝでＰ、ｖ及び
ｄは夫々一様流の空気流３２の圧力、速度及び密
度を表わし、Psはナセルの外面で測定した静圧
を表わす。この圧力は例えばPs／P_Tで表わすこ
とも出来る。ここでP_Tは一様流の空気流の全圧
を表わす。 The vertical axis in FIG. 3 represents the pressure on the surface of the fan cowling 24 at each point X/C on the horizontal axis. This pressure can be, for example, a pressure coefficient Cp defined as 2(Ps-P)/ ^dv2 . where P, v and d represent the pressure, velocity and density, respectively, of the uniform air stream 32, and Ps represents the static pressure measured at the outer surface of the nacelle. This pressure can also be expressed, for example, as Ps/ _PT . Here P _T represents the total pressure of the uniform air flow.

ナセルに対する従来のCp分布の１例が第３図
に破線で示されており、第２図に破線で示した従
来のナセル５２に略対応する。従来のCp分布５
４は０％Ｃから約10％Ｃまでに及ぶ負の圧力勾配
部分５６を含む。負の勾配部分５６が、摩擦係数
Cfの値が比較的小さく、抗力が比較的小さい長
さの短い層流を発生する。従来のCp分布５４は、
大体10％Ｃの所に負のCpの最小値５８を持ち、
その前後でCp分布が負の勾配部分５６から正の
圧力勾配部分６０へ急激に変化する。正の圧力勾
配部分６０は約10％Ｃから100％Ｃにまで及ぶ。
10％Ｃの所でのCpの急激な変化並びに正の勾配
部分６０により、摩擦係数Cfが比較的大きくて、
その結果、乱流の比較的大きな長さが発生し、空
気力学的な抗力が増大する。従来のナセル５２で
は、層流の範囲を小さくするという犠牲を払つ
て、乱流の範囲を増大することにより、境界層の
剥離を少なくし又は避けており、この結果抗力が
増加することに注意されたい。 An example of a conventional Cp distribution for a nacelle is shown in dashed lines in FIG. 3 and corresponds generally to the conventional nacelle 52 shown in dashed lines in FIG. Conventional Cp distribution 5
4 includes a negative pressure gradient section 56 ranging from 0%C to about 10%C. The negative slope portion 56 is the friction coefficient
The value of Cf is relatively small, producing a short laminar flow with relatively low drag. The conventional Cp distribution 54 is
It has a minimum value of negative Cp of 58 at approximately 10%C,
Before and after that, the Cp distribution rapidly changes from the negative gradient portion 56 to the positive pressure gradient portion 60. The positive pressure gradient section 60 ranges from about 10%C to 100%C.
Due to the rapid change in Cp at 10% C and the positive slope section 60, the friction coefficient Cf is relatively large;
As a result, relatively large lengths of turbulence occur, increasing aerodynamic drag. Note that conventional nacelles 52 reduce or avoid boundary layer separation by increasing the extent of turbulence at the expense of reducing the extent of laminar flow, which results in increased drag. I want to be

第３図のグラフには、この発明の１形式による
予定の層流用Cp分布６２も示されている。層流
用Cp分布６２は、従来に較べて、層流の範囲を
増加するが、境界層の剥離を伴わない。Cp分布
６２は、圧力係数Cpが、０％Ｃの所から、従来
の約10％Ｃよりも更に大きい所にある負のCpの
最小値６４を持つ位置まで、連続的に減少するこ
とを特徴とする。第３図に示した特定の実施例で
は、Cp最小値６４の位置は約50％Ｃ及び約60％
Ｃの間であり、約56％Ｃであることが好ましい。
更に、Cp最小値６４の位置は、第２図の第１の
交差部４８に於ける最大の厚さTmaxの位置に対
応する。これは、第２図に示した従来の場合の最
大の厚さTmax₂の位置よりも、第３図のCp最小
値５８の位置が前側に隔たつている第２図に示し
た従来のナセル５２と対照的である。 Also shown in the graph of FIG. 3 is a planned laminar flow Cp distribution 62 in accordance with one form of the invention. The Cp distribution for laminar flow 62 increases the range of laminar flow compared to the conventional flow, but does not involve separation of the boundary layer. The Cp distribution 62 is characterized in that the pressure coefficient Cp continuously decreases from 0% C to a position with a negative minimum value 64 of Cp that is even larger than the conventional approximately 10% C. shall be. In the particular embodiment shown in FIG. 3, the Cp minimum 64 is located at about 50% C and about 60%
C, preferably about 56% C.
Furthermore, the location of Cp minimum 64 corresponds to the location of maximum thickness Tmax at first intersection 48 in FIG. This is because the position of the minimum Cp value 58 in Figure 3 is farther forward than the position of the maximum thickness Tmax ₂ in the conventional case shown in Figure 2. This is in contrast to 52.

第３図に示したこの発明の実施例では、層流用
Cp分布６２が、０％Ｃに於けるCpの正の値から
約10％Ｃに於けるCpの負の値まで減少する様な
第１の負の勾配部分６６を含む。Cp分布６２は、
第１の部分６６と連続していて、約10％Ｃから約
56％Ｃに於けるCp最小値６４までに及ぶ第２の
負の勾配部分６８を含む。第２の部分６８は負の
勾配の大きさが第１の部分６６の勾配よりも小さ
い。更に、第１の部分６６も第２の部分６８も、
横軸Ｘ／Ｃに対して実質的に凸である。 In the embodiment of the invention shown in FIG.
Cp distribution 62 includes a first negative slope portion 66 that decreases from a positive value of Cp at 0%C to a negative value of Cp at about 10%C. The Cp distribution 62 is
Continuous with the first portion 66 and from about 10% C to about
It includes a second negative slope portion 68 extending to a Cp minimum 64 at 56%C. The second portion 68 has a smaller negative slope than the first portion 66 . Furthermore, both the first portion 66 and the second portion 68,
It is substantially convex with respect to the horizontal axis X/C.

凸と云う言葉は、第２の部分６８の様な曲線の
曲率半径の中心がこの曲線と横軸Ｘ／Ｃの間にあ
ることを意味する。これに対応して、凹と云う言
葉は、曲線の曲率半径の中心が曲線の横軸Ｘ／Ｃ
とは反対側にあることを意味する。 The term convex means that the center of the radius of curvature of a curve such as second portion 68 lies between this curve and the horizontal axis X/C. Correspondingly, the word concave means that the center of the radius of curvature of a curve is the horizontal axis of the curve
means on the opposite side.

ナセルの面４０に沿つて、抗力が減少する層流
の範囲を増大することが出来る様にするこの発明
の重要な特徴は、予定の正の勾配部分７０であ
る。正の勾配部分７０は約56％Ｃから100％Ｃに
及び、境界層の剥離を防止する様に作用する。更
に具体的に云うと、大体56％Ｃの所で、層流用
Cp分布６２がCp最小値６４の前後に変化部分を
含み、こゝで曲線の勾配が負から正の値に変わ
る。この変化は、従来のCp分布５４の場合の急
激な変化よりも更り緩やかに起り、これが境界層
の剥離を防止する因子である。大体56％Ｃから
100％Ｃまで、正の勾配部分７０はCp最小値６４
からCpの正の値まで変化する。好ましい実施例
では、後縁３６（第２図）に隣接する後側部分４
６に沿つた正の勾配部分７０は減少する割合で低
下し、横軸Ｘ／Ｃに対して略凹のプロフイルを持
ち、例えば放物線形にすることが出来る。 An important feature of the invention that allows for increasing the extent of drag-reducing laminar flow along the nacelle face 40 is the predetermined positive slope section 70. The positive slope portion 70 ranges from about 56% C to 100% C and acts to prevent boundary layer separation. More specifically, at approximately 56% C, laminar flow
The Cp distribution 62 includes a changing portion before and after the Cp minimum value 64, where the slope of the curve changes from a negative value to a positive value. This change occurs more slowly than the abrupt change in the conventional Cp distribution 54, which is a factor that prevents separation of the boundary layer. Approximately from 56%C
Up to 100% C, the positive slope portion 70 has a Cp minimum value of 64
to a positive value of Cp. In a preferred embodiment, the rear portion 4 adjacent the trailing edge 36 (FIG. 2)
The positive slope section 70 along 6 falls at a decreasing rate and has a generally concave profile with respect to the horizontal axis X/C, and may be parabolic, for example.

第２図に示したフアン・カウリング２４の様な
ナセルを、第３図に示す層流用Cp分布６２で表
わされる様な圧力分布が得られる様な輪郭にする
と、０％Ｃから約56％Ｃまで層流が存在する様に
することが出来る。この層流とそれに伴う小さな
摩擦係数Cfとにより、ナセルの面は、航空機の
巡航運転中、境界層の剥離を伴わずに空気力学的
な抗力が目立つて減少する。 If a nacelle such as the fan cowling 24 shown in FIG. 2 is contoured to obtain a pressure distribution as represented by the laminar flow Cp distribution 62 shown in FIG. Laminar flow can be made to exist up to This laminar flow and the associated low coefficient of friction Cf provide the nacelle surface with a noticeable reduction in aerodynamic drag during aircraft cruise operation without boundary layer separation.

第４図はこの発明の１実施例のナセルの正規化
プロフイル７２を示す。横軸は前に述べたＸ／Ｃ
であり、縦軸は厚さＴを弦の長さＣで除した値を
表わす。ナセルのプロフイル７２は第３図の層流
用Cp分布６２を助長する様に作用する。ナセル
のプロフイル７２が正規化されているから、単に
倍率を適当に選ぶことにより、任意のナセルを構
成するのに用いることが出来る。この点、第４図
に示したナセルのプロフイル７２は、第２図に示
したフアン・カウリング２４を無次元で表わすも
のである。 FIG. 4 shows a normalized profile 72 of a nacelle according to one embodiment of the invention. The horizontal axis is the X/C mentioned earlier
, and the vertical axis represents the value obtained by dividing the thickness T by the length C of the chord. The nacelle profile 72 acts to promote the laminar Cp distribution 62 of FIG. Since the nacelle profile 72 is normalized, it can be used to construct any nacelle by simply choosing the magnification appropriately. In this regard, the nacelle profile 72 shown in FIG. 4 is a dimensionless representation of the fan cowling 24 shown in FIG.

第３図に示したこの発明の所望の層流用Cp分
布６２は決まつたが、あらゆる航空機用機関の用
途に適したフアン・カウリング２４の具体的なプ
ロフイルを完全に予め決めることは出来ない。こ
れは、フアン・カウリング２４の周囲の圧力分布
が前に述べた様な多くの因子の影響を受けるから
である。 Although the desired laminar flow Cp distribution 62 of the present invention, shown in FIG. 3, has been determined, the specific profile of the fan cowling 24 suitable for every aircraft engine application cannot be completely predetermined. This is because the pressure distribution around the fan cowling 24 is affected by many factors as previously discussed.

従つて、第３図の所望の層流用Cp分布６２を
助長する作用を持つ様な、第２図のフアン・カウ
リング２４の特定のプロフイルは、任意の所定の
用途に於ける特定の構造的な条件に応じて変わ
る。特定のプロフイルを決定する為には、当業者
に知られている逆解析方法を用いることが出来
る。この逆解析方法では、フアン・カウリング２
４のプロフイルを系統的に変えて、その結果得ら
れるCp分布を任意の適当な因子を考慮に入れて、
解析的に又は実験的に決定し、これを所望のCp
分布６２が得られるまで繰返す。然し、この発明
による層流用ナセルのプロフイルは、どの２つと
して一般的に同一ではないが、こういうナセルは
従来のナセルに較べてこのナセルを識別する様な
共通の特徴を持つている。 Therefore, the particular profile of the fan cowling 24 of FIG. 2 that has the effect of promoting the desired laminar Cp distribution 62 of FIG. Varies depending on conditions. To determine a particular profile, back analysis methods known to those skilled in the art can be used. This inverse analysis method uses the Juan Cowling 2
By systematically changing the profile of 4, the resulting Cp distribution is calculated by
Determine analytically or experimentally and use this as the desired Cp.
Repeat until distribution 62 is obtained. However, although the profiles of laminar flow nacelles according to the invention are generally not the same for any two such nacelles, they do have common features that distinguish them from conventional nacelles.

１つの共通の特徴は、前に述べた様に、弦３８
に沿つた最大の厚さTmaxの場所が約50％Ｃ乃至
約60％Ｃにあり、Cp最小値６４の位置にあるこ
とである。 One common feature is that, as mentioned earlier, string 38
The location of the maximum thickness Tmax along the line is between about 50% C and about 60% C, and is at the position of the minimum Cp value 64.

別の特徴が第４図の正規化した厚さのグラフに
示されている。フアン・カウリング２４の最大の
厚さTmaxは従来のナセル５２より大きい。更
に、この発明のTmaxの大きさは、弦長Ｃの約６
％乃至約10％の範囲内にあり、約７％であること
が好ましい。 Another feature is shown in the normalized thickness graph of FIG. The maximum thickness Tmax of fan cowling 24 is greater than conventional nacelle 52. Furthermore, the magnitude of Tmax in this invention is approximately 6 of the chord length C.
% to about 10%, preferably about 7%.

この発明による第２図及び第４図のフアン・カ
ウリング２４のプロフイルの曲率も、第３図の層
流用Cp分布６２を得る為の重要な因子である。
第２図に示すフアン・カウリング２４の前縁の近
くの領域を、第６図に更に詳しく示してあるが、
この領域から考えると、前縁３４は弦長Ｃの約
0.5％より小さい曲率半径R₁を持つている。R₁は
典型的には従来のナセル５２の値より小さく、弦
長Ｃの0.1％と約0.5％の間の範囲内にあり、0.1％
であることが好ましい。 The curvature of the profile of the fan cowling 24 of FIGS. 2 and 4 according to the present invention is also an important factor in obtaining the laminar Cp distribution 62 of FIG. 3.
The area near the leading edge of the fan cowling 24 shown in FIG. 2 is shown in more detail in FIG.
Considering this area, the leading edge 34 is about the chord length C.
Has a radius of curvature R ₁ less than 0.5%. R ₁ is typically less than the value of conventional nacelle 52 and is in the range between 0.1% and about 0.5% of the chord length C;
It is preferable that

第２図及び第６図に示した前縁３４の近くのフ
アン・カウリング２４の内面８０は、普通の基準
に従つて、入口のど部２８と空気力学的に適当に
合流する。フアン・カウリング２４の外面４０の
曲率が第５図に更に詳しく限定されている。第５
図は弦長Ｃに対して正規化した第２図のプロフイ
ルの曲率半径ＲをＸ／Ｃに対して示すグラフであ
る。この発明による層流用Ｒ／Ｃ曲線７４が実線
で示してあり、比較の為に、第２図に示した従来
のナセル５２に対する従来のＲ／Ｃ曲線７６が破
線で示してある。Ｒ／Ｃ曲線７４も、境界層の剥
離を伴わずに、空気力学的な抗力を減少する為の
外面４０のプロフイルを限定する重要な因子であ
る。 The inner surface 80 of the fan cowling 24 near the leading edge 34 shown in FIGS. 2 and 6 aerodynamically merges suitably with the inlet throat 28 in accordance with conventional standards. The curvature of the outer surface 40 of the fan cowling 24 is defined in more detail in FIG. Fifth
The figure is a graph showing the radius of curvature R of the profile of FIG. 2 normalized to the chord length C versus X/C. A laminar flow R/C curve 74 in accordance with the present invention is shown as a solid line, and for comparison, a conventional R/C curve 76 for the conventional nacelle 52 shown in FIG. 2 is shown as a dashed line. The R/C curve 74 is also an important factor in defining the profile of the outer surface 40 to reduce aerodynamic drag without boundary layer separation.

第２図のフアン・カウリング２４の前側部分４
２に対応する10％Ｃ乃至56％Ｃの所で、Ｒ／Ｃ曲
線７４は横軸Ｘ／Ｃに対して凸であり、56％Ｃの
所での最大の厚さTmaxを持つ位置まで、減少す
る割合でその値が増加する。この点で、Ｒ／Ｃ曲
線７４が不連続性を持ち、曲線の勾配は２つの値
を持ち、数値が急激に減少する。第２図のフア
ン・カウリング２４の中間部分４４に対応する56
％Ｃ乃至85％Ｃの範囲で、Ｒ／Ｃ曲線７４が横軸
Ｘ／Ｃに対して凹であり、約65％Ｃの所に局部的
なＲ／Ｃ最小値７８を持つ。 Front portion 4 of fan cowling 24 in FIG.
From 10%C to 56%C corresponding to 2, the R/C curve 74 is convex with respect to the horizontal axis Its value increases at a decreasing rate. At this point, the R/C curve 74 has a discontinuity, and the slope of the curve has two values, decreasing rapidly in value. 56 corresponding to the intermediate portion 44 of the fan cowling 24 in FIG.
%C to 85%C, the R/C curve 74 is concave with respect to the horizontal axis X/C and has a local R/C minimum 78 at approximately 65%C.

前側部分４２及び中間部分４４の両方に対する
Ｒ／Ｃ曲線７４は正の値のまゝであり、第２図の
フアン・カウリング２４の外面４０の実際のプロ
フイルが源３８に対して凸であることを示してい
る。第２の交差部５０に対応する大体85％Ｃの所
で、Ｒ／Ｃ曲線７４が無限大の値に近づき、フア
ン・カウリング２４の実際のプロフイルが直線に
近づくことを示している。フアン・カウリング２
４の後側部分４６に対応する85％Ｃ乃至100％Ｃ
の範囲で、フアン・カウリング２４の実際のプロ
フイルは略真直ぐなまゝにしてもよいし、或いは
凹にすることが出来、Ｒ／Ｃ曲線７４の値は負で
ある。 The R/C curves 74 for both the forward section 42 and the intermediate section 44 remain positive, and the actual profile of the outer surface 40 of the fan cowling 24 of FIG. 2 is convex with respect to the source 38. It shows. At approximately 85% C, corresponding to the second intersection 50, the R/C curve 74 approaches an infinite value, indicating that the actual profile of the fan cowling 24 approaches a straight line. juan cowling 2
85%C to 100%C corresponding to the rear part 46 of 4
, the actual profile of the fan cowling 24 can be generally straight or concave, and the value of the R/C curve 74 is negative.

連続的で且つ横軸Ｘ／Ｃに対して略凸である第
５図に破線で示した従来のＲ／Ｃ曲線７６と対照
的に、層流用Ｒ／Ｃ曲線７４は前に述べた様に不
連続性を持つと共に凸及び凹の両方の部分を持つ
が、これは境界層の剥離を伴わずに、フアン・カ
ウリング２４上の層流の範囲を増大するのに好ま
しい。 In contrast to the conventional R/C curve 76 shown in dashed line in FIG. 5, which is continuous and generally convex with respect to the horizontal axis X/C, the laminar R/C curve 74 is It has discontinuities and both convex and concave sections, which is preferred to increase the extent of laminar flow over the fan cowling 24 without boundary layer separation.

第７図は第４図のグラフの56％Ｃ乃至100％Ｃ
の範囲を更に詳しく示すグラフである。フアン・
カウリング２４のこの領域は、境界層の剥離を助
長せずに、圧力を周囲の一様流の値に戻すのを助
長する上で重要である。更に具体的に云うと、フ
アン・カウリング２４の後側部分４６が弦角Ｙを
持つ、これは、弦３８と、外面４０の最大の厚さ
Tmaxの位置と後縁３６を結ぶ線との間の角度と
して定義される。この発明の弦先Ｙは約6°乃至約
11°の範囲内にあり、約9°であることが好ましい。
弦角Ｙは、第２図に示した従来のナセル５２と較
べて、大体２倍の大きさである。更に、外面４０
の後側部分４６が後縁角Ｚを持つている。これ
は、弦３８と、後縁３６に於ける外面４０の接線
との間の角度として定義される。この発明の後縁
角Ｚは弦角Ｙより小さく、約8°であることが好ま
しい。 Figure 7 shows 56%C to 100%C of the graph in Figure 4.
It is a graph showing the range of in more detail. Juan
This area of the cowling 24 is important in helping to return the pressure to ambient uniform flow values without promoting boundary layer separation. More specifically, the rear portion 46 of the fan cowling 24 has a chord angle Y, which is equal to the chord 38 and the maximum thickness of the outer surface 40.
It is defined as the angle between the position of Tmax and the line connecting trailing edge 36. The string tip Y of this invention is about 6° to about
11°, preferably about 9°.
The chord angle Y is approximately twice as large as the conventional nacelle 52 shown in FIG. Furthermore, the outer surface 40
The rear portion 46 has a trailing edge angle Z. This is defined as the angle between the chord 38 and the tangent to the outer surface 40 at the trailing edge 36. The trailing edge angle Z of this invention is less than the chord angle Y, preferably about 8 degrees.

図面に示し且つ上に説明した外面４０のプロフ
イルにより、従来の典型的なナセルに較べて、空
気力学的な抗力が減少したナセルが得られる。ど
の１つの因子も、単独では、境界層の剥離を伴わ
ずに層流を拡大する作用はないことが理解されよ
う。この発明に従つて上に述べた因子を組合せる
ことが好ましい。 The profile of the outer surface 40 shown in the figures and described above provides a nacelle with reduced aerodynamic drag compared to typical conventional nacelles. It will be appreciated that no single factor alone will act to expand laminar flow without separation of the boundary layer. It is preferred to combine the above-mentioned factors according to the invention.

外面４０のプロフイルについて上に述べたこと
は、フアン・カウリング２４の任意の縦方向断面
について云えることである。然し、フアン・カウ
リング２４の円周に沿つて、翼１２、パイロン１
４又は胴体の影響を受ける任意の断面について云
うと、第４図に示す様な外面４０のプロフイル
は、この様な影響を考慮に入れる様な適当な変更
を取入れることが出来、それもこの発明の範囲内
である。 What has been said above regarding the profile of the outer surface 40 is true for any longitudinal section of the fan cowling 24. However, along the circumference of the fan cowling 24, the wing 12, the pylon 1
4 or any cross section affected by the fuselage, the profile of the external surface 40 as shown in FIG. It is within the scope of the invention.

この発明に従つて構成されたナセル２０、特に
フアン・カウリング２４により、従来のナセルに
較べて、巡航時の空気力学的な抗力を約50％減少
することが出来る。然し、上に述べた様な前縁３
４は、航空機の巡航以外の運転にはそれ程効果が
ない。航空機の巡航以外の運転中の前縁３４の効
果を改善する為、普通の適当な前縁装置（図に示
してない）を設けることが出来る。この前縁装置
は、航空機の巡航以外の運転の際、境界層を剥離
しない状態に保つ為に、フアン・カウリング２４
の前側部分４２上の流れを変更する様に作用す
る。 A nacelle 20 constructed in accordance with the present invention, and in particular a fan cowling 24, can reduce aerodynamic drag during cruise by approximately 50% compared to conventional nacelles. However, the leading edge 3 as mentioned above
4 is not very effective for aircraft operations other than cruising. To improve the effectiveness of the leading edge 34 during non-cruise operations of the aircraft, conventional and suitable leading edge devices (not shown) may be provided. This leading edge device is designed to prevent separation of the boundary layer during aircraft operations other than cruising.
act to alter the flow on the front portion 42 of the.

別個の大きな側路の流れを持つガスターボフア
ン・エンジン１０のフアン・カウリング２４を構
成するナセル２０の場合についてこの発明を説明
したが、この他の機関の用途にも、適当な層流用
ナセルを構成することが出来ることは云うまでも
ない。 Although the invention has been described in the context of a nacelle 20 forming the fan cowling 24 of a gas turbofan engine 10 with a separate large sideway flow, suitable laminar flow nacelles may also be used in other engine applications. Needless to say, it can be configured.

例えば、第８図に示す様に、単一排気ターボジ
エツト又はターボフアン・エンジン８４に対し、
この発明の別の実施例の層流用ナセル８２を構成
することが出来る。ナセル８２の輪郭は全体的に
第２図に示したフアン・カウリング２４の輪郭と
同様であり、第４図の正規化層流プロフイル７２
と同形である。層流用ナセル８２は第３図に示す
様な層流用Cp分布６２を発生する様にも作用す
る。 For example, as shown in FIG. 8, for a single exhaust turbojet or turbofan engine 84,
Alternative embodiments of the laminar flow nacelle 82 of the present invention can be constructed. The contour of the nacelle 82 is generally similar to the contour of the fan cowling 24 shown in FIG. 2, and the normalized laminar flow profile 72 of FIG.
is isomorphic. The laminar flow nacelle 82 also acts to generate a laminar flow Cp distribution 62 as shown in FIG.

更に、環状の層流用ナセル２０を説明したが、
環状以外の形を持つナセルを構成することも出来
る。例えば、複数個のカウル部材で構成された２
次元のナセル（図に示してない）を構成し、各々
のカウル部材が第３図に示す様な層流用Cp分布
６２を助長する作用を持つプロフイルを持つ様に
することが出来る。 Furthermore, although the annular laminar flow nacelle 20 has been described,
It is also possible to construct a nacelle with a shape other than annular. For example, two cowl members made up of a plurality of cowl members.
A dimensional nacelle (not shown) can be constructed such that each cowl member has a profile that acts to promote a laminar Cp distribution 62 as shown in FIG.

勿論、任意のナセルの面にわたつて層流が得ら
れる様にすると共に維持する為に、この面は乱流
を伝搬したり層流の剥離を招く不連続性又は場所
を避ける為に、実質的に滑らかに設計すべきであ
ることを承知されたい。 Of course, in order to obtain and maintain laminar flow across any nacelle surface, this surface should be substantially free from discontinuities or locations that would propagate turbulence or cause laminar flow separation. Please understand that the design should be smooth.

この発明の好ましいと考えられる実施例を説明
したが、以上の説明からこの他の構成も考えられ
よう。従つて、この発明の範囲は特許請求の範囲
の記載のみによつて限定されることを承知された
い。 Although a preferred embodiment of the invention has been described, other configurations may be possible in light of the above description. Therefore, it should be understood that the scope of the invention is limited only by the scope of the claims.

【図面の簡単な説明】[Brief explanation of drawings]

第１図はパイロンによつて航空機の翼に装着さ
れたこの発明の１形式のナセルを用いたターボフ
アン・エンジンの一部分を断面で示す図、第２図
は第１図のナセルの拡大断面図、第３図は第２図
のナセルの外面に沿つた圧力分布を、その前縁か
ら後縁まで伸びる基準弦に対して示したこの発明
の１例を示すグラフ、第４図は第３図の圧力分布
を得るのに有効な、第２図のナセルのプロフイル
を基準弦に対して正規化して示すグラフ、第５図
は第２図のナセルの曲率半径を基準弦に対して正
規化して示すグラフ、第６図は第２図のナセルの
前縁領域の拡大図、第７図は第４図に示した正規
化したナセルのプロフイルの後縁領域の拡大図、
第８図はこの発明の別の実施例を用いた単一排気
ガスタービン機関の断面図である。主な符号の説明、３４：前縁、３６：後縁、３
８：基準弦、４０：外面、４２：前側部分、４
４：中間部分、４６：後側部分、４８：第１の交
差部、５０：第２の交差部。 FIG. 1 is a cross-sectional view of a portion of a turbofan engine using a type of nacelle of the present invention attached to an aircraft wing by a pylon, and FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of the nacelle of FIG. 1. , FIG. 3 is a graph showing an example of the present invention showing the pressure distribution along the outer surface of the nacelle shown in FIG. 2 with respect to a reference chord extending from its leading edge to its trailing edge, and FIG. A graph showing the nacelle profile in Fig. 2 normalized to the reference chord, which is effective for obtaining the pressure distribution. Fig. 5 shows the nacelle radius of curvature in Fig. 2 normalized to the reference chord. 6 is an enlarged view of the leading edge region of the nacelle shown in FIG. 2; FIG. 7 is an enlarged view of the trailing edge region of the normalized nacelle profile shown in FIG. 4;
FIG. 8 is a cross-sectional view of a single exhaust gas turbine engine using another embodiment of the invention. Explanation of main symbols, 34: Leading edge, 36: Trailing edge, 3
8: Reference string, 40: Outer surface, 42: Front part, 4
4: intermediate portion, 46: rear portion, 48: first intersection, 50: second intersection.

Claims

【特許請求の範囲】１当該前縁から当該後縁まで伸びる長さＣの基
準弦を持つ前縁及び後縁と、該前縁から後縁まで連続していて、前側部分、
中間部分及び後側部分を持つ外面とを有し、該外面は前記弦から該外面まで垂直に測定した
相対的な厚さによつて定められるプロフイルを持
ち、前記厚さは前記弦に沿つて前記前縁から前記
前側部分及び中間部分を結ぶ第１の交差部に於け
る最大の厚さを持つ位置まで増加し、該最大の厚
さを持つ位置は前記長さＣの約36％より大きい所
にあり、前記厚さは前記弦に沿つて前記最大の厚
さを持つ位置から、前記中間部分及び後側部分を
結ぶ第２の交差部まで減少し、該第２の交差部か
ら前記後縁まで更に減少し、前記外面のプロフイルは前記前側部分に沿つて
層流を発生して、前記前縁から前記最大の厚さを
持つ位置まで負の勾配で連続的に減少する、前記
前側部分上の空気流による圧力を発生すると共
に、前記中間部分及び後側部分に沿つて乱流を発
生して、前記最大の厚さを持つ位置から前記後縁
まで正の勾配で連続的に増加する、該部分上の空
気流による圧力を発生するナセル。２特許請求の範囲１に記載したナセルに於て、
前記圧力が圧力係数C_Pによつて表わされるナセ
ル。３特許請求の範囲１に記載したナセルに於て、
前記最大の厚さを持つ位置が前記長さＣの約50％
乃至約60％に配置されているナセル。４特許請求の範囲１に記載したナセルに於て、
前記最大の厚さを持つ位置が大体前記長さＣの56
％の所に配置されているナセル。５特許請求の範囲１に記載したナセルに於て、
前記外面の最大の厚さが前記弦の長さＣの約６％
より大きな厚さであるナセル。６特許請求の範囲１に記載したナセルに於て、
前記圧力が前記前縁の近くに於ける正の値から前
記最大の厚さの位置に於ける負の最小値まで減少
し、該最大の厚さを持つ位置に於ける負の最小値
から前記後縁に於ける正の値へ増加するナセル。７特許請求の範囲１に記載したナセルに於て、
前記後側部分に沿つた圧力が前記第２の交差部か
ら前記後縁まで減少する割合で低下するナセル。８特許請求の範囲１に記載したナセルに於て、
前記前縁の曲率半径が前記弦の長さＣの約0.5％
より小さいナセル。９特許請求の範囲１に記載したナセルに於て、
前記前縁の曲率半径が前記弦の長さＣの約0.1％
乃至約0.5％の範囲内であるナセル。１０特許請求の範囲１に記載したナセルに於
て、前記前縁の曲率半径が前記弦の長さＣの約
0.1％であるナセル。１１特許請求の範囲１に記載したナセルに於
て、前記前側部分の曲率半径は正の大きさを持つ
と共に、該前縁から前記最大の厚さを持つ位置ま
で減少する割合で増加するナセル。１２特許請求の範囲１に記載したナセルに於
て、前記中間部分の曲率半径は正の大きさであつ
て、前記第１の交差部から局部的な正の最小値の
位置まで大きさが減少し、そこから前記第２の交
差部まで増加するナセル。１３特許請求の範囲１２に記載したナセルに於
て、前記第２の交差部が前記長さＣの約85％の所
に配置されているナセル。１４特許請求の範囲１に記載したナセルに於
て、前記後側部分の曲率半径が負の大きさを持つ
と共に、前記第２の交差部から前記後縁まで増加
するナセル。１５特許請求の範囲１に記載したナセルに於
て、前記外面の後側部分は、前記弦と前記外面の
前記最大の厚さを持つ位置及び前記後縁を結ぶ線
の間に限定された弦角が約6°乃至約11°の範囲内
の値を持つているナセル。１６特許請求の範囲１５に記載したナセルに於
て、前記弦角が約9°であるナセル。１７特許請求の範囲１５に記載したナセルに於
て、前記外面の後側部分は、前記弦及び前記後縁
に於ける前記外面の接線の間に限定された後縁角
を持ち、該後縁角は前記弦角より小さな値を持つ
ているナセル。１８特許請求の範囲１７に記載したナセルに於
て、前記後縁角が約8°であるナセル。１９特許請求の範囲１に記載したナセルに於
て、側路ターボフアン・エンジンのフアン・カウ
リングを構成しているナセル。２０特許請求の範囲１に記載したナセルに於
て、単一排気ガスタービン機関のカウリングを構
成しているナセル。２１特許請求の範囲１に記載したナセルに於
て、前記前側部分は前記前縁から前記最大厚さを
持つ位置まで減少する割合で増加する正の値の曲
率を持ち、前記中間部分は前記第１の交差部から
正の局部的最小値まで減少し且つそこから前記第
２の交差部迄増加する正の値の曲率を持ち、該曲
率は前記最大厚さを持つ位置で不連続性を持つて
いるナセル。２２当該前縁から当該後縁まで伸びる長さＣの
弦を持つ前縁及び後縁と、該前縁から後縁まで連続していて前側部分、中
間部分及び後側部分を含む外面とを有し、該外面は前記弦から前記外面まで垂直に測定し
た相対的な厚さによつて限定されるプロフイルを
持ち、該厚さは前記前側部分及び中間部分の交差
部で前記弦の長さＣの約７％の最大値を持ち、前
記交差部は前記長さＣの約56％の所にあり、前記外面の後側部分は、前記弦及び前記外面の
最大の厚さを持つ位置及び後縁を結ぶ線の間に限
定された約9°の弦角を持ち、前記外面のプロフイルは前記前側部分に沿つて
層流を発生し且つ負の勾配で前記前縁から前記交
差部まで連続的に減少する、該前側部分上の空気
流による圧力係数を発生すると共に、乱流を発生
し且つ正の勾配で前記交差部から前記後縁まで連
続的に増加する、空気流による圧力係数を発生す
る航空機用機関を収容するナセル。[Claims] 1. A leading edge and a trailing edge having a reference chord of length C extending from the leading edge to the trailing edge, and a front portion that is continuous from the leading edge to the trailing edge;
an outer surface having a medial portion and a rear portion, the outer surface having a profile defined by a relative thickness measured perpendicularly from the chord to the outer surface, the thickness extending along the chord; increasing from the leading edge to a point of maximum thickness at a first intersection connecting the front portion and the intermediate portion, the point of maximum thickness being greater than about 36% of the length C; the thickness decreases along the chord from the point of maximum thickness to a second intersection connecting the middle section and the rear section; further decreasing to an edge, the profile of the outer surface decreasing continuously with a negative gradient from the leading edge to the point of maximum thickness, generating laminar flow along the anterior portion; generating pressure due to the upper airflow and generating turbulent flow along the intermediate portion and the trailing portion, increasing continuously with a positive slope from the point of maximum thickness to the trailing edge; Nacelle that generates pressure due to air flow over the section. 2 In the nacelle described in claim 1,
A nacelle in which said pressure is represented by a pressure coefficient _CP . 3 In the nacelle described in claim 1,
The position having the maximum thickness is approximately 50% of the length C.
Nacelles located in about 60% of the cases. 4 In the nacelle described in claim 1,
The position having the maximum thickness is approximately the length C 56
Nacelle located at %. 5 In the nacelle described in claim 1,
The maximum thickness of the outer surface is approximately 6% of the chord length C.
Nacelle which is of greater thickness. 6 In the nacelle described in claim 1,
The pressure decreases from a positive value near the leading edge to a negative minimum at the location of the maximum thickness, and from a negative minimum at the location of the maximum thickness to the negative minimum at the location of the maximum thickness. Nacelle increasing to positive value at trailing edge. 7 In the nacelle described in claim 1,
A nacelle in which the pressure along the aft portion decreases at a decreasing rate from the second intersection to the aft edge. 8 In the nacelle described in claim 1,
The radius of curvature of the leading edge is approximately 0.5% of the chord length C.
smaller nacelle. 9 In the nacelle described in claim 1,
The radius of curvature of the leading edge is about 0.1% of the chord length C.
Nacelle within the range of about 0.5%. 10 In the nacelle according to claim 1, the radius of curvature of the leading edge is approximately equal to the length C of the chord.
nacelle which is 0.1%. 11. The nacelle of claim 1, wherein the radius of curvature of the forward portion has a positive magnitude and increases at a decreasing rate from the leading edge to the point of maximum thickness. 12 In the nacelle according to claim 1, the radius of curvature of the intermediate portion has a positive magnitude, and the radius of curvature decreases from the first intersection to a position of a local positive minimum value. and the nacelle increasing from there to said second intersection. 13. The nacelle of claim 12, wherein the second intersection is located at approximately 85% of the length C. 14. The nacelle according to claim 1, wherein the radius of curvature of the rear portion has a negative magnitude and increases from the second intersection to the rear edge. 15. In the nacelle according to claim 1, the rear portion of the outer surface is a string defined between the string and a line connecting the maximum thickness position of the outer surface and the rear edge. Nacelles whose angles range from approximately 6° to approximately 11°. 16. The nacelle according to claim 15, wherein the chord angle is about 9°. 17. The nacelle of claim 15, wherein the aft portion of the outer surface has a trailing edge angle defined between the chord and a tangent to the outer surface at the trailing edge; Nacelles whose angles have values smaller than the chord angles. 18. The nacelle according to claim 17, wherein the trailing edge angle is about 8°. 19. The nacelle according to claim 1, which constitutes a fan cowling of a sideway turbofan engine. 20. The nacelle according to claim 1, which constitutes a cowling of a single exhaust gas turbine engine. 21. The nacelle according to claim 1, wherein the forward portion has a curvature of a positive value that increases from the leading edge to a position having the maximum thickness, and the intermediate portion 1 of the intersections to a positive local minimum and increasing from there to the second intersection, the curvature having a discontinuity at the location of the maximum thickness; nacelle. 22 having a leading edge and a trailing edge having a chord of length C extending from the leading edge to the trailing edge, and an outer surface that is continuous from the leading edge to the trailing edge and includes a front portion, a middle portion and a rear portion; and the outer surface has a profile defined by a relative thickness measured perpendicularly from the chord to the outer surface, the thickness being equal to the length C of the chord at the intersection of the front section and the intermediate section. a maximum value of about 7% of the length C, said intersection being at about 56% of said length C; with a chord angle of approximately 9° defined between the lines joining the edges, the profile of the outer surface produces laminar flow along the anterior portion and is continuous from the leading edge to the intersection with a negative slope; an aircraft which produces an airflow pressure coefficient over said leading edge that decreases to 100 degrees, and creates a turbulent flow and produces an airflow pressure coefficient that increases continuously from said intersection to said trailing edge with a positive slope; Nacelle that houses the engine.