(57)【要約】【課題】ターボファンエンジンの入口ダクトを曲げることなく、ファン動翼によるマイクロ波の反射を抑制する装置を提供する。【解決手段】ファン動翼の上流に位置するガイドベーン、ストラット又はダクト外周の形状により、ダクトからファン動翼に侵入するマイクロ波を遮へいまたは拡散する。【選択図】　図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）の入口ダクト（１）内をダクト中心軸に対し同心状または放射状に分割する複数の反射曲面を有し、該反射曲面は、入口ダクト（１）よりファン動翼（３）に侵入するマイクロ波を遮へいおよび拡散し、該ファン動翼によるマイクロ波の反射を抑制する、ことを特徴とするマイクロ波反射制御装置。
【請求項２】
前記反射曲面は、ダクト内に放射状に取りつけられたストラット（４）より成る請求項１に記載のマイクロ波の反射を抑えることを特徴とするマイクロ波反射制御装置。
【請求項３】
前記反射曲面は、入口ダクト（１）内にダクト中心軸に対して同心状または放射状に取りつけられたガイドベーン（５）により成る請求項１に記載のマイクロ波の反射を抑えることを特徴とするマイクロ波反射制御装置。
【請求項４】
前記反射曲面は、周方向ガイドベーン（５）と、該周方向ガイドベーンの最外周形状と間隔を隔て同様な形状をもつダクトと、により成ることを特徴とする請求項１および請求項３に記載のマイクロ波の反射を抑えることを特徴とするマイクロ波反射制御装置。
【請求項５】
前記反射曲面は、ダクト内に同心状または放射状に取りつけられた可動ガイドベーン（６）を含む請求項１乃至４に記載のマイクロ波の反射を抑えることを特徴とするマイクロ波反射制御装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はターボエンジンの入口ファン動翼によるマイクロ波の反射の抑制に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
戦闘機などの航空機では、戦略上レーダにその機影が映ることを嫌い、機体にステルス性を要求されるものがある。そのため、機体表面の形状の工夫や、電波吸収材の付加によりステルス性の改良が行われてきた。
機体への工夫が進む一方で、エンジン本体からのマイクロ波の反射についても種々の工夫が行われている。エンジン側面は通常、ステルス性向上のための機体表面形状にカバーされているため、特に問題となるのはダクトからエンジン内に侵入し反射されるマイクロ波である。
つまり、図６に示すように、タービンエンジンのダクト１は通常ストラット４やベーン６等を介してファン動翼３へとつながっている。エンジン停止時には、ファン動翼３の曲面部によりダクトから入射されたマイクロ波は乱反射され、減衰される場合が多い。ところが、エンジン起動後には、回転するファン動翼３が反射平面となり、ダクト１内に侵入したマイクロ波を直接反射してしまう。
そこで、従来技術では特許文献１に示すように空気取り入ダクト（インテーク）形状を曲げ、ファン動翼を視覚的に遮へいすることにより、マイクロ波をダクト内曲面で斜めに反射させていた。つまり、ファン動翼３に入射したマイクロ波は曲面で遮へいおよび拡散され、マイクロ波の反射を抑制していた。
しかし、このダクト形状により、超音速飛行時に、吸入空気の剥離が発生し、ダクト内の圧力分布に不均一が生じるため、エンジンの動作範囲を低下させる要因となり、機体運用の制限が大きかった。そのためこの先行技術では、図５に示すように、空気の剥離を抑えるためにコンプレッサーによりダクト内で空気の吸引を行っていた。
また、特許文献２では、ゆるやかに変化する長いダクトを設けることにより超音速飛行時の空気の剥離を抑え、マイクロ波反射の抑制と機体運用の制限を両立させていた。
さらに、特許文献３等ではダクト前面に内側に電波吸収材を有するたキャビティを備えることにより、同様な効果を意図していた。
【０００３】
【特許文献１】米国特許第４，９８９，８０７号明細書
【特許文献２】米国特許第５，６８３，０６１号明細書
【特許文献３】米国特許第４，１４８，０３２号明細書
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、これら先行技術にはそれぞれ、特別にダクト内の空気を吸引する手段が必要となる、非常に長いダクトが必要となる、電波吸収材の取り付けにより、重量が増加し機体の機能を制限するため、機体全体の形状の設計にも制約をつけるといった問題があった。
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、従来技術の様に、空気取り入れダクト外周形状に大幅な変更を加えず、マイクロ波の反射を抑制することにより、エンジンの動作範囲への影響を抑え、機体運用の幅を広げることを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記本発明の目的を達成するため、ガスタービンエンジン（１０）の入口ダクト（１）内をダクト中心軸に対し同心状または放射状に分割する複数の反射曲面を有し、該反射曲面は、入口ダクト（１）よりファン動翼（３）に侵入するマイクロ波を遮へいおよび拡散し、該ファン動翼によるマイクロ波の反射を抑制する、ことを特徴とした。
【０００６】
上記本発明の構成によれば、入口ダクト（１）の外周形状を変化させることなく、ファン動翼（３）前端にある構造物の形状を工夫した複数の曲面よりなる反射曲面（２）により、ファン動翼（３）へのマイクロ波の入射を遮へいして、マイクロ波の反射を防ぐことができる。さらに、マイクロ波は進行方向に対して斜めに反射された後、ダクト内部で複数回散乱されることにより減衰される。
従来のダクトを曲げて同様な効果を得た場合と異なり、ダクト内の空気の流れに対する影響を低く抑えることが可能となる。よって、流入空気の圧力分布を均一に保つことができ、エンジン性能への影響を低く抑えることが可能となる。
【０００７】
上記本発明の目的を達成するため、前記反射曲面は、ダクト内に放射状に取りつけられたストラット（４）より成りマイクロ波の反射を抑えることを特徴とした。
【０００８】
上記本発明の構成によれば、入口ダクト（１）の外周形状を変化させることなく、複数のストラット（２）の形状を工夫し反射曲面とすることで、ファン動翼（３）へのマイクロ波の入射を遮へいして、マイクロ波の反射を防ぐことができる。さらに、マイクロ波は進行方向に対して斜めに反射された後、ダクト内部で複数回散乱されることにより減衰される。なお、ストラットは本来ノーズコーン（７）等を支えるための構造部材である。
従来のダクトの形状を用いて同様な効果を得た場合と異なり、ダクト内の空気の流れに対する影響を低く抑えることが可能となり、流入空気の圧力分布をより均一に保つことにより、エンジン性能への影響を低く抑えることが可能となる。
【０００９】
上記本発明の目的を達成するため、前記反射曲面が、前記反射曲面は、入口ダクト（１）内にダクト中心軸に対して同心状または放射状に取りつけられたガイドベーン（５）により成りマイクロ波の反射を抑えることを特徴とした。
【００１０】
上記本発明の構成によれば、入口ダクト（１）を曲げることなく、複数設けられた周方向ガイドベーン（５）の形状を工夫し、反射曲面とすることで前記ファン動翼へのマイクロ波の入射を遮へいして、マイクロ波の反射を防ぐことができる。さらに、マイクロ波は進行方向に対して斜めに反射された後、ダクト内部で複数回散乱されることにより減衰される。
なお、周方向ガイドベーン（５）は本来ファン動翼（３）へと流れる空気の流入方向、流速と圧力を最適に保つための機構である。
従来のダクトを曲げて同様な効果を得た場合と異なり、ダクト内の空気の流れに対する影響を低く抑えることが可能となり、流入空気の圧力分布をより均一に保つことにより、エンジン性能への影響を低く抑えることが可能となる。
【００１１】
上記本発明の目的を達成するため、前記反射曲面は、周方向ガイドベーン（５）と、該周方向ガイドベーンの最外周形状と間隔を隔て同様な形状をもつダクトと、により反射を抑えることを特徴とした。
【００１２】
上記本発明の構成によれば、周方向ガイドベーン（５）の形状に入口ダクト（１）の形状を追従させ、ファン動翼へのマイクロ波の入射断面積を減らし、マイクロ波の反射を防ぐことができる。
すなわち、外周形状を追従させたダクトを同時に用いることにより、ダクト内部へのマイクロ波の侵入を抑え、侵入したマイクロ波についても周方向ガイドベーンにより遮へいおよび拡散により反射を抑制することができる。
【００１３】
上記本発明の目的を達成するため、前記反射曲面は、ダクト内に同心状または放射状に取りつけられた可動ガイドベーン（６）を含むことを特徴とした。
【００１４】
上記本発明の構成によれば、特にエンジン低推力時に可動ガイドベーンを閉じた際に、ファン動翼へのマイクロ波の入射をより抑えることができる。つまり、可動ガイドベーン自身のマイクロ波反射により、他の構成と合わせて、より一層のマイクロ波反射抑制効果を得ることが可能となる。
【００１５】
【発明の実施の形態】
本発明の実施形態を図１および図２を参照して説明する、
なお各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
図１には、従来のストラット４を延長した反射曲面２を持つ構造と、可変ガイドベーン６を備える実施例を示している。さらに、図２はストラットの局部断面図である。本実地例では、ダクト入口１とファン動翼３の間に複数のストラット４と可変ガイドベーン６を有する構造となっている。ストラット４は、エンジン後端に向かって図２に示すように湾曲しており、ダクト入口１から入射したマイクロ波がファン動翼３に進入する前に乱反射され拡散される構造となっている。また、低推力時には図２中破線で示すように可動ガイドベーン６がその前端軸を中心として揺動し閉じるため、この効果はさらに高まる。
【００１６】
本実施の形態によれば、図５に示す従来例のようにダクトを曲げることなく、ファン動翼３からのマイクロ波反射抑制効果を得ることができる。ダクトを曲げないため、超音速飛行時のダクト内の空気の剥離を抑制することができ、より均一な圧力でファン動翼３に空気を送り込むことができる。
よって、コンパクトかつ最小限な部品構成でステルス性および飛行性能を向上できるといった優れた特徴をもつ。
【００１７】
本発明のその他の実施形態を図３を参照して説明する、
なお各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
図３には、反射曲面２を持つ周方向ガイドベーン５と、可変ガイドベーン６を備える実施例を示している。本実地例では、ダクト入口１とファン動翼３の間に周方向ガイドベーン５と可変ガイドベーン６を有する構造となっている。ストラットに取りつけられた周方向ガイドベーン５はエンジン後端に向かって図２に示すように湾曲しており、ダクト入口１から入射したマイクロ波がファン動翼３に進入する前に乱反射され拡散される構造となっている。また、低推力時には先の実施例と同様に、可動ガイドベーンがその前端軸を中心として揺動し閉じるため、この効果はさらに高まる。
【００１８】
本実施の形態によれば、図５に示す従来例のようにダクトを曲げることなく、ファン動翼３からのマイクロ波反射抑制効果を得ることができる。ダクトの外周形状を変更しないため、超音速飛行時のダクト内の空気の剥離を抑制することができ、より均一な圧力でファン動翼３に空気を送り込むことができる。
よって、コンパクトかつ最小限な部品構成でステルス性および飛行性能を向上できるといった優れた特徴をもつ。
【００１９】
本発明の好ましい実施形態を図４を参照して説明する、
なお各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
図４には、反射曲面２を持つ周方向ガイドベーン５と、可変ガイドベーン６を備えさらに、ダクト外周を周方向ガイドベーンの形状に合わせて変更している。本実地例では、ダクト入口とファン動翼３の間に周方向ガイドベーン５と可変ガイドベーン６を有する構造となっている。ストラット４に固定された周方向ガイドベーンはエンジン後端に向かって図４に示すように湾曲しており、ダクト入口１から入射したマイクロ波がファン動翼に進入する前に乱反射され拡散される構造となっている。
また、低推力時には先の実施例と同様に、可動ガイドベーン６がその前端軸を中心として揺動し閉じるため、この効果はさらに高まる。
【００２０】
本実施の形態によれば、図５に示す従来例のようにダクトを曲げることなく、ファン動翼３からのマイクロ波反射抑制効果を得ることができる。ダクトを曲げないため、超音速飛行時のダクト内の空気の剥離を減少することができ、より均一な圧力でファン動翼に空気を送り込むことができる。さらに、最径外部の周方向ガイドベーンの形状にダクト外周形状をオフセットすることにより、マイクロ波の侵入に対する断面積が減少する。このため、マイクロ波の反射抑制効果がより一層向上する可能性がある。
よって、コンパクトかつ最小限な部品構成でステルス性および飛行性能を向上できるといった優れた特徴をもつ。
【００２１】
上記の発明では、ストラット、周方向ガイドベーン、可動ガイドベーンおよびダクト外周形状によりファン動翼へ侵入するマイクロ波の遮へいおよび拡散を行ったがその他のエンジン構成部材に同様な機能を付加する等、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
【００２２】
【発明の効果】
以上の説明によりわかるように、本発明によれば、ダクトを曲げることなく、ファン動翼３からのマイクロ波反射抑制効果を得ることができる。ダクトの外周形状を大幅に変更しないため、超音速飛行時のダクト内の空気の剥離を減少することができ、より均一な圧力でファン動翼に空気を送り込むことができる。
よって、コンパクトかつ最小限な部品構成でステルス性および飛行性能を向上できるといった優れた効果を発揮することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】反射曲面がストラットである場合の断面図である。
【図２】ストラット部の部分断面図である。
【図３】反射曲面が周方向ガイドベーンである場合の断面図である。
【図４】反射曲面が周方向ガイドベーンとダクト外周である場合の断面図である。
【図５】従来のエンジンダクト形状を変化させた場合の実施例である。
【図６】従来のエンジンダクト付近の部分断面図である。
【図７】従来のエンジンダクト付近のストラット部の部分断面図である。
【符号の説明】
１　入口ダクト
２　反射曲面
３　ファン動翼
４　ストラット
５　周方向ガイドベーン
６　可動ガイドベーン
１０ガスタービンエンジン
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
2004137950.tif 000007
【図６】
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【図７】
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