(57)【特許請求の範囲】
【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、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（Ｎ）を主翼（Ｗ）の上面に立設したパイロン（Ｐ）を介して支持し、前記エンジンナセル（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、更に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エンジンナセル（Ｎ）の前端を配置して前記主翼上面空気流を減速することにより、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）よりも前記エンジンナセル（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１に記載の飛行機の造波抵抗低減方法。
【請求項３】
前記エンジンナセル（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、前記エンジンナセル（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または請求項２に記載の飛行機の造波抵抗低減方法。
【請求項４】
前記上下方向距離（Ｚ）が、前記エンジンナセル（Ｎ）の外径（Ｄ）の３０％〜１００％であることを特徴とする、請求項３に記載の飛行機の造波抵抗低減方法。
【発明の詳細な説明】
【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。
【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。
【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。
【０００４】
従来、抗力発散マッハ数ＭDDを高めるために、
(1) 抗力発散マッハ数ＭDDの高い翼型を用いる
(2) 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。
【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。
【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。
【０００８】
本発明は、主翼の上面の所定位置にエンジンナセルを配置し、このエンジンナセル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、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主翼の上面に立設したパイロンを介して支持し、前記エンジンナセル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、更に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エンジンナセルの前端を配置して前記主翼上面空気流を減速することにより、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主翼の上面に立設したパイロンを介して概略円筒状のエンジンナセルを配置すると、エンジンナセル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】
このとき、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。
【００１２】
また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利用して衝撃波の抑制効果を発揮させるので、衝撃波抑制のために特別の部材を新たに設ける必要がない。更に、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。
【００１３】
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、前記基準点よりも翼弦長の５％前方位置と、前記基準点よりも前記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。
【００１４】
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。
【００１５】
また請求項３に記載された発明は、請求項１または請求項２の構成に加えて、前記エンジンナセルの前端と主翼の前縁との前後方向距離の増加に伴って、前記エンジンナセル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。
【００１６】
エンジンナセルの前端と主翼の前縁との前後方向距離の増加に伴ってエンジンナセルの下面と主翼の上面との上下方向距離を減少させると、エンジンナセル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。
【００１７】
また請求項４に記載された発明は、請求項３の構成に加えて、前記上下方向距離が、前記エンジンナセルの外径の３０％〜１００％であることを特徴とする。
【００１８】
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、エンジンナセル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】
【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。
【００２０】
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ＣＤtotal 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１５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１９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。
【００２１】
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。
【００２２】
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。
【００２３】
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。
【００２４】
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。
【００２５】
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。
【００２６】
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。
【００２７】
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。
【００２８】
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。
【００２９】
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。
【００３０】
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。
【００３１】
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８５％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。
【００３２】
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。
【００３３】
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。
【００３４】
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。
【００３５】
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。
エンジンナセル位置Ｘ／Ｃ＝５０％のもの（ラインｄ）は抗力係数（ＣＤtotal −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。
【００３６】
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。
【００３７】
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。
【００３８】
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。
【００３９】
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＝７５％〜８５％である。
【００４０】
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。
【００４１】
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。
【００４２】
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。
【００４３】
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。
【００４４】
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。
【００４５】
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ＣＰ* 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。
【００４６】
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。
【００４７】
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。
【００４８】
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ＤLIP 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。
【００４９】
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。
【００５０】
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。
【００５１】
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。
【００５２】
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。
【００５３】
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。
【００５４】
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。
【００５５】
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。
【００５６】
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。
【００５７】
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。
【００５８】
【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、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主翼の上面に立設したパイロンを介して概略円筒状のエンジンナセルを配置すると、エンジンナセル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。
【００５９】
このとき、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。
【００６０】
また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利用して衝撃波の抑制効果を発揮させるので、衝撃波抑制のために特別の部材を新たに設ける必要がない。更に、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。
【００６１】
また請求項２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。
【００６２】
また請求項３に記載された発明によれば、エンジンナセルの前端と主翼の前縁との前後方向距離の増加に伴ってエンジンナセルの下面と主翼の上面との上下方向距離を減少させると、エンジンナセル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。
【００６３】
また請求項４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、エンジンナセル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。
【図面の簡単な説明】
【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
【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
【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
【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
【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
【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
【図７】  翼弦に沿う主翼上面の圧力係数ＣＰを示すグラフ
【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
【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
【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
【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
【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
【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
【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
【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
【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
【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
【図２０】  衝撃波および造波抵抗の説明図
【符号の説明】
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
Ｐ          パイロン
Ｒ          基準点
Ｗ          主翼
Ｘ          エンジンナセル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エンジンナセルのスパン方向内端までのスパン方            向距離
Ｚ          エンジンナセルの下面と主翼の上面との上下方向距離
【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】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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