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日本ガスタービン学会誌

Vol. 49No. 1

2021.1

航空機用エンジンナセルインレットの流れ場数値解析
CFD Simulation of Inlet of Aircraft Engine Nacelle
大庭 芳則＊1

楠田 真也＊1

平川 香林＊1

OOBA Yoshinori

KUSUDA Shinya

成勢 弘城＊2

石井 達哉＊3

生沼 秀司＊3

NARUSE Hiroki

ISHII Tatsuya

OINUMA Hideshi

HIRAKAWA Karin

ABSTRACT
For demands of lower specific fuel consumption and environmental impact of aircraft transports, turbofan engine
development continues towards ever increasing bypass ratio engines. In designing higher bypass ratio engines, thelarger fan diameter and nacelle size result in increasing of nacelle drag and weight. Short inlet and Slim-line nacelleare needed technologies to minimize the impact of larger fan diameter on nacelle aerodynamic performances andweight in the future civil aircrafts. However, Short inlet may reduce internal diffusion capability and increase risk of
fan inlet distortion due to occurrence of boundary layer separation on inlet surfaces. The flow phenomena that occur
in nacelle inlet are investigated using a small rotating fan test rig in JAXA (Japan Aerospace Exploration Agency) andthe pressure data on the inlet surface were acquired on different conditions. Computational Fluid Dynamics (CFD)
simulation validated by the data predicted the effects of short inlet on boundary layer development on internal surfaces.

キーワード：ターボファンエンジン，ナセル，ショートインレット，ファン回転試験，ディストーション
Key words : Turbo fan engine, Nacelle, Short Inlet, Fan Rotating Rig Test, Inlet Distortion．緒言

層厚さが増加することや境界層剥離が発生してかえって

近年，民間航空機用エンジンの性能向上方法として高インレットの総圧回復率を悪化させるリスクがある。ま

バイパス比化による推進効率の向上に加えて，エンジンた，境界層剥離によって発生した渦がインレットディスを囲うナセルについても外部抵抗の低減やインレット

トーションを増大させて，偏った流れ場をファン動翼がの軽量化により，推進システム全体として性能向上を吸い込むことで，ファンおよびエンジン作動の健全性が図る設計が取り入れられている。具体的には，ナセル損なわれる恐れがある。このことから，ナセルインレッ

外部形状をより薄くするスリムラインナセル（Slim-line

トの空力性能向上やファン動翼への影響を詳細に捕らえ

nacelle）化はナセル前面のラム抵抗や造波抵抗を低減るために国内外の研究機関で研究が行われている。Hallすることや，ショートインレット（Short inlet）によりらは地面を模擬した小型ファン回転試験装置を用いて横インレットリップからファン動翼までの距離を短縮化す

風条件下においてリップ近傍で発生する境界層剥離流ることはファンに流入する境界層厚さを極力小さくしてれを捉えることとその剥離―再付着のヒステリシス性に⑴

壁面摩擦抵抗を低減することに寄与する 。構造的な観ついて実験的な研究を行った⑵。成勢と石井らは基礎的点でも短縮化によりインレット部を軽量化してエンジな試験検証として地面付きの小型ファン回転試験によン燃料消費（Fuel Burn）を軽減することに繋がる。一り，地上とインレットの距離が変化した場合のインレッ

方，ショートインレットを適用する場合のデメリットとト壁面静圧の変化を実験により評価した⑶。インレット

しては，インレット全長が短くなることで，インレットの流れ場は流入する外部空気の角度・流速や地上面の渦

スロート面とファン前面とで作られるディフューザ部の発生が強く影響を与えることから数値流体解析（CFD：

軸方向距離に対する減速率が大きくなることで壁面境界

Computational Fluid Dynamics）による高精度予測に＊＊＊はまだ課題がある。Murphyらは基礎的なインレット

原稿受付 2019年10月10日
査読完了 2020年12月 日㈱IHI〒196-8686 昭島市拝島町3975‑18
東京理科大学 工学研究科 機械工学専攻〒125-8585 葛飾区新宿 ‑ ‑宇宙航空研究開発機構（JAXA）〒182-8522 調布市深大寺東町 ‑44‑

ダクトに地上面を設けた試験データを用いてCFD解析のインレットディストーション予測の検証を行った⑷。
Yadlinらは実際に機体や主翼にエンジン搭載された状態を模擬したCFD解析により地上および機体側面から発生する渦構造がインレットにより吸込まれる現象を予測したが，解析の検証は行われていない⑸。
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航空機用エンジンナセルインレットの流れ場数値解析

53．インレット形状

本研究では，成勢・石井らが実施したJAXA小型ファン回転試験で取得した計測データを用いてCFD解析の本研究では，インレット形態による流れ場への影響を

予測精度を検証した上で，航空機エンジン用ナセルイン

把握する為にベルマウスインレットと，実機形状に近いレットのインレット（ナセルインレット）をファン回転試験に供形態に適用して取得した試験データとCFD解析を比較しつつ，発生する流れ場現象の把握を行った。

試し内壁面の静圧データを取得した。ベルマウスイン
レット計測データを用いてCFD解析結果の予測精度検．小型ファン回転試験装置

証と基本的なインレット流れ場の把握を行った上で，ナFig. 1 ⒜に本研究で用いたJAXA小型ファン回転試験

セルインレットの標準的形態（ノミナルインレット）と装置の断面図を示す。ファン動翼と静翼を直管ダクト内

インレット長を短縮した形態（ショートインレット）のに有しており，モータ駆動により9,000rpmまでを無段形態を製作し，試験データの取得とCFD解析による階でファン回転数制御できる装置で，ファン動翼の上流

流れ場の比較を行った。
.

はインレットを換装できる。インレットは全周の内壁試験条件面に設けた複数の静圧孔とインレット後方の静圧計測

今回の試験計測では4,000rpm，6,000rpm，9,000rpm

チューブとを繋ぐように計測ラインを壁面内部に設けてを設定し，全ての回転数においてベルマウス及びナセ

おり，3Dプリンタで樹脂を用いて製造した。試験装置

ルインレットの試験データを取得した。本報告でははトップ側（周方向°位置）から固定架台により空中

9,000rpmの条件での試験結果の分析とCFD解析との比に吊られており，インレット入口と地面や試験室壁面と較を示す。無響風洞内圧力はインレットから十分離れたの距離を離すことで壁面の影響を極力低く抑える様に配場所で計測した。実機エンジン相当のファンチップ周速置した。

を基準とした場合，ファン回転試験装置に搭載したファ試験装置はJAXA無響風洞中央部に搭載されており，

ン動翼の定格の回転数は約29,000rpmとなることを動翼

外部空気流は無い状態でファン動翼を回転させてイン単体のCFD解析で推定しており，9,000rpm条件はファレットを通過する流れ場を形成した。ファンを通過した

ン作動上のアイドル条件に相当する。将来的に定格条件

空気は静翼後方の直管ダクトを通じて排気ジェットとしに近いや地表面影響のデータ取得に向けて，本報告では，て十分広い無響風洞後方に噴射され，インレット周囲にナセルインレット流れ場の把握の確認段階として，低流は影響の無いようにした。試験条件の設定は，無響風洞量条件でのインレットCFD解析と試験計測方法につい外の計測室から予め指定したファン動翼の回転数になるて説明する。
.

ように制御する方法を用いた。

ベルマウスインレット

Table 1にインレットの概略寸法を，Fig. 2に外部形状を示す。ベルマウスはファン動翼及び下流側モータ軸を中心に軸対称形状となっている。インレット長はファン
動 翼 前 方 のAIP（Aerodynamic Interface Plane） と ベ
ルマウスリップ先端までの距離とした。静圧計測位置
は最上流位置をST1として順番に番号を設定して，周方
向等間隔16位置で軸方向に10点（ST1 〜 ST10）の合計⒜ Cross section of fan rig

160点の静圧データを取得した。ここで，AIPはインレッ
トとファン動翼との間に設定される断面であり，インレット形状および外部空気環境（地面効果，横風条件）
が作る流れ場がファン動翼にどのように流入するかを切り分けている。本研究のCFD解析ではファン動翼直前の軸方向断面をAIPとした。
.

ナセルインレット

実機エンジンが航空機に搭載される場合，主翼や機体胴体に対する相対位置や飛行状態を考慮してナセルイン
レット形状が設定される。主翼の静圧場や機体胴体の境界層厚さによりナセルインレット近傍の流れ角度が変化することや，ナセルインレット前面投影面積によって作られるラム抵抗を極力抑える必要があることから，ベル
マウスインレットに対してナセルインレットのリップ形⒝ Setting of experiment rig

状は薄く先端の曲率が大きくなっている。小型ファン回

Fig. 1 JAXA small rotating fan rig

転試験装置のファンケーシング径に合わせて，インレッ
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航空機用エンジンナセルインレットの流れ場数値解析

日本ガスタービン学会誌

ト入口リップ径（ハイライト径），スロート径を設定しに吸い込む。外部領域の境界位置をインレットリップかて，Table 1に示されているナセル形状を用いてスケーら半径

×Dfanとし，後方に×Dfanの長さ分の外部領

ルしたインレット形状を設計した。Linlet/Dfan は代表的域の後端面を設定した。前方は境界形状が流れ方向に影なナセル形状を参照して0.5とした。ショートインレッ

響しないように軸方向2.5×Dfan前方にトは，ノミナルインレットとスロート半径位置とAIPの状となる範囲を計算領域とした（Fig. 3 ⒝参照）。

×Dfanの半球形

直径を同じにして，Linlet/Dfan=0.35となる形状を設計しまた，ベルマウスおよびナセルインレット形状はトッた。主翼の下に搭載される航空機エンジンの場合，巡航

プ位置を中心として左右対称の形状を有しており，流れ条件を飛行中に主翼上下面の静圧差が主翼前縁の上流の場構造も左右対称となることから計算リソース削減の為，

流れ角度を変化させる効果（UPWASH）と機体姿勢にトップとボトムを結ぶ中心断面に対称境界条件を設定し迎角がある為，搭載されたエンジン軸に対して流入角のて180°セクタの計算領域とした。全体的な計算格子セ付いた状態で外部空気が流入する。このため，インレッ

ルは六面体セルで構成し，壁面に沿って 層の境界層レト面に対して極力真っ直ぐに外部空気を取り込めるようイヤーを設定して126万セルの計算格子点数を用いた。

に考慮して，一般的にナセルインレットにはインレッ
ト面を°〜°傾ける様にトップ側よりもボトム側のリップ先端が後方にシフトする角度（ドループ角度）が適用される。本研究では，ドループ角度はた。壁面計測は周方向等間隔の°に設定し位置で軸方向に点（ST1 〜 ST8）の合計56点の静圧データを取得した。静圧計測位置は最上流位置をST1として順番に番号を設定した。
Table 1 Schematic geometry of inlets
Parameters

Bellmouth

Linlet/Dfan

0.87
1.36
1.36
0°

（Rhi/Rth）
top（Rhi/ Rth）
bottomαdroopNacelle inlet
Nominal
0.5
1.11
1.16
5°

Short
0.35
1.11
1.16
5°

⒜ Bellmouth inlet

Linlet：インレット長（ナセルリップ先端〜 AIP）
Dfan：ファンケーシング径 （150mm）
Rhi：インレットリップハイライト半径
Rth：インレットスロート半径αdroop：ドループ角度
ハイライト：インレットリップの最上流位置．解析モデルおよび数値解析手法
.

解析モデル

ナセルインレットのCFD解析モデルをFig. 3 ⒜に示す。
インレットとノーズコーンを組み合わせた形状として，
ファン動翼を模擬しない静止部壁面のみの解析モデルとした。これは，今回実施したインレット内部の流速は比較的低く，ファン動翼は亜音速で作動することと，ファン動翼を有する試験結果と静止部解析結果と比較することで，ファン動翼がインレットに与える影響の範囲を把握することを目的とした。インレット後方は，インレッ
ト内の静圧分布が一様となるところまでファンダクトを⒝ Nacelle inlet

下流側に延長することで，出口境界がインレット流れ場

Fig. 2 Comparison of inlet geometryに与える影響を極力小さくした。また，インレットが外部空気を吸込む様子は，地面の有無や横風流速／角度な.

ど外部領域の流れ場によって大きく左右されることが知本CFD解析では，JAXAファン回転試験とは異なり，られている。静止空気中にインレットがある場合，インファン動翼を模擬しないダクトのみを計算対象としていレットの前方の流管が縮流しながらインレットに取り込ることから，インレット後方のファンダクト出口面の静まれ，リップの後方および側方からの空気もインレット

圧を低く設定して，インレットが外部空気を吸い込む流ー 54 ー
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境界条件

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航空機用エンジンナセルインレットの流れ場数値解析

れ場を模擬した。ファンダクト出口境界での静圧は，ス

定して離散化手法にAUSMによる計算の安定化をした⑹。

ロート位置での計測静圧データと整合するように一様なTable 3に解析の詳細を示す。乱流モデルにはRealizable

静圧分布を与えてレベルを調整し，AIP位置で大きなズ

k‑ε乱流モデルを用いて，壁面最小格子幅により壁関レが生じないかを確認した。境界条件をTable 2に示す。

数と粘性低層の解像を切り替える拡張型壁関数を用いた。

Table 2 Boundary conditions

Table 3 Numerical Scheme

Inlet

Non-slip adiabatic wall

Nose cone

Non-slip adiabatic wall

Fluid

Compressible air ﬂow

Fan ductNon-slip adiabatic wall

SchemeSteady，Density-base，implicit

Far ﬁeld
Fan duct exit

CFD code

ANSYS Fluent

Standard atmosphere, Static pressure

Discretization

AUSM

Adjusted static pressure to fit toexperiment Cp level.

Laminar viscosity

Sutherland law

Turbulence Viscosity

2nd-order

Realizable k-ε turbulence model＋
Extended wall function．CFD解析結果
.

ベルマウスインレット形態

Fig. 4にベルマウスインレットのCFD解析結果をファン中心断面でのマッハ数コンター図で示す。外部空気はインレットリップを回り込み，加速されながらリップ形状に沿って流れ込む様子が予測されている。加速された
流れはノーズコーンにより流路面積が狭まるため更に加速されてファンダクト出口に到達する。局所的に見ると，
インレットリップと直管部が接続されるスロート位置近傍で局所的な加速―減速があり，インレット外周の境界⒜ CFD model（Nominal Inlet）

層がダクト内で成長する様子が観察できる。

Fig. 4 Mach number contours of Bellmouth inlet⒝ Computational region

CFD解析結果の予測精度を確認する為に，JAXAで実Fig. 3 Computational model

施した小型ファン回転リグの壁面静圧計測データとの比較を行った。計測試験では，インレットリップ先端から.

ファン動翼入口までの軸方向位置で壁面全周位置に静圧

CFD解析手法

外部空気が静止している場合，インレットリップ上流孔を設けており，得られた各計測位置の静圧をスロートの幅広い遠方場の領域から吸込むため，インレットリッ

部静圧（Psth）と大気圧全圧（P0）で無次元化を行い静プを後方からも回り込む流れ場が形成される。リップの圧係数（Cp）を求めた。Cpの算出を式⑴に示す。

形状に沿って吸込まれる際に局所的にはマッハ数0.3を&S 超える場合があることから，圧縮性流体の解析が必要⑴となる。本研究では汎用ソフトANSYS Fluentを用いて，定常圧縮性流体RANSによるCFD解析を行った。リップ

Fig. 5に示す静圧分布から分かる様に，インレット

先端近傍での圧縮性による現象が発生するケースも想リップからの急加速により減圧された流れ場はスロート

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航空機用エンジンナセルインレットの流れ場数値解析

日本ガスタービン学会誌

近傍で最も静圧が低くなり，スロート部直後で急減速しテークリップ先端では局所的に流れ方向と流速が大きくた後に再度ノーズコーンにより流速が徐々に加速するこ

変化する現象が発生する。ベルマウスインレットと異なとでダクト内の静圧が下がる様子が試験データで確認でる点としては，インレットリップの曲率が大きくなってきた。試験データとCFD解析結果との良好な一致が得いるので，リップ先端からスロート部までの局所的範囲

られており，インレット内の静圧分布を予測可能である

で急加速の程度が大きくなっており，マッハ数0.2以上ことが示された。ファン回転リグ試験とファン無しのの領域が発生している。

CFD解析結果の両者で静圧分布が良好に一致することから，本試験形態のチップ周速が亜音速となるファン作
動条件においては，ファン動翼が上流側の流れ場に与える影響は少なく，ダクト単体CFD解析でインレットの流れ場を予測できていると言える。ここで，試験データ
ではスロート位置（ST4）と直後の計測点（ST5）では静圧レベルはほぼ同じであるが，ST6では静圧が上昇し後でAIPに向ってゆっくりと静圧が低下している。このST4とST5で静圧がほぼ一定でST6で急上昇する現象は，
スロート部を境に加速流から減速流に変わるポイントであるため層流剥離が発生して，剥離の直後で境界層が乱Fig. 6 Stream lines of nacelle inlet（Nominal inlet）

流遷移して再付着により剥離泡を形成することで圧力回⑺復する場合に特徴的に見られる 。CFD解析ではリップ
前縁から乱流境界層が発達するとした解析手法を適用していることから，試験データのST4とST5で見られる剥離泡を再現できず静圧分布に違いを生じていると考えられる。

⒜ Nominal Inlet⒝ Short Inlet

Fig. 7 Mach number contours of nacelle inlet

Fig. 8にトップ位置（周方向°位置）でのノミナル

インレットとショートインレットの曲率とCpの分布を示す。図中，Sはリップ先端を起点とした壁面距離を表す。ノミナルインレットは，リップ外側から曲率が増加
してリップ先端で最大となり，その後にスロート位置に向けて小さくなる。リップ先端での曲率の変化は大きい
ので，リップ先端での流れの回り込みにより流れが加速
してCpが最小となる。一方，ショートインレットはリッ

Fig. 5 Cp distribution on Bellmouth internal surface

プ先端での曲率はノミナルインレットよりも小さくなっ.

ており，外側からリップまでの曲率の変化が若干緩やか

ナセルインレット形態

Fig. 6にフライト形態でノミナルインレットが上流空になっている。更に，リップ先端からスロートまでの範

気を吸込む様子について流跡線で示し，Fig. 7にイン

囲でノミナルインレットよりも緩やかに曲率が減少する

レット中心断面のマッハ数コンター図を示す。地上静止

為に，Cpが最小となる箇所がスロート位置に移動する。

条件ではインレットリップ径よりも広い上流領域の流れ

この様に，長い距離で流れが加速されるため，Cpの最がナセルインレットに吸込まれる様子が分かる。吸込ま

小値はノミナルインレットよりも小さくなることが判る。

れる領域の外周にある流線は一度インテーク入口より後方に回り込んでからインレットの外部形状に沿って上流側に逆流した後，再度軸方向に流れを変えるので，インー 56 ー
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航空機用エンジンナセルインレットの流れ場数値解析

0°location（top）⒜ Nominal Inlet

315°location

45°location

270°location

90°location

225°location

135°location⒝ Short Inlet
Fig. 8 Curvature and Cp around nacelle inlet lip.

壁面静圧分布比較

インレット内部の流れ場を検証する為に，Fig. 9 にノ
ミナルインレットの全周位置での内壁面のCp分布デー
タとCFD解析結果の比較を示す。図中，各周方向位置
でのリップ先端（ST1）を基準としてファンケース直径で無次元化した軸方向距離（X/Dfan）で表した。Fig. 7のマッハ数コンター図で見られるように，リップ先端
での急加速によって上流側で静圧が局所的に低くなり，
ファン動翼入口に向かって静圧が緩やかに上昇する特性が得られた。周方向45°位置と315°位置のリップ先端のST1位置で試験結果に比べてCFD解析結果の局所的なピークは小さく予測されていることの違いはあるが，その他の周方向位置では局所的なピークも含めて試験結果で得られたCp分布を良好に予測する結果であり，全体的には高精度の予測が出来ている。図中スロート位置（ST4）からAIP（ST7）ではCFD結果と試験データとは一致しており，CFD解析の様にインレット内壁面で大きな境界層剥離や逆流は試験において発生していないと言える。
Fig. 10にショートインレットのCp分布を試験データと比較した結果を示す。ここで，試験データはほぼ左右対称であることから，0°〜 180°の範囲のみを示す。
ショートインレットでも，ノミナルインレットと同様にリップ先端付近（ST1 〜 ST3）での局所的な静圧低下領域が試験データから観測される。Fig. 9で説明した通り，Cpの最小値のレベルは，最小位置がスロート側に移動することでリップからスロートまでの距離が長くなる影響により，ノミナルインレットに比べて若干低く

180°location（bottom）

なっている。更に，静圧が最小値となる箇所からAIP位

Fig. 9 Cp distributions of nominal inlet

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航空機用エンジンナセルインレットの流れ場数値解析

日本ガスタービン学会誌

置の静圧レベルまで急上昇する分布を持つなど，最小値を含む静圧が低くなる軸方向範囲は幅広くなっていることが分かる。
周方向で見た場合，ボトム側（周方向90°から270°の範囲）ではほぼ同じCp分布を持つが，トップ側（45°から315°の範囲）では静圧の最小値となる軸方向位置がリップ先端側ST1に移動している。ショートインレット⒜ Nominal inletのCp分布をCFD解析結果と比較すると，ボトム側では試験データの分布を良好に予測することが確認できた。
一方，トップ側のCFD解析結果はボトム側に比べて静圧が低くなる軸方向範囲が狭くなるものの，全周位置でリップ先端から少し下流位置のST2付近に静圧の局所的ピークを持つ傾向は変わらない。特に，試験データの°位置で見られる軸方向に単調増加する傾向とは異なることと，AIP位置での静圧レベルにも違いがあること⒝ Short Inletが判った。

Fig. 11 Axial velocity contours at top

Fig. 12に同位置での乱流運動エネルギー（k）分布の比較を示す。ノミナルインレットはリップ先端で k が急激に増加するが，リップ先端からスロート位置間で流れの回りこみによりk の分布がリップ壁面から広がりながら移動する。スロート部で壁面近傍の流速が加速か
0°location（Top）

ら減速に変化する箇所でも k が上昇するので，リップ

45°location

先端で発生する k の分布に覆われた状態で k の生成が生じる。その下流位置ではリップ先端で生成されたkとスロートで生成された k とが層状になってAIPまでの間で幅を広げながら壁面近傍に分布する。ショートインレッ
トでも，リップ先端でのk生成と下流側で拡散する様子と，スロート位置下流での k の増加が見られ，ノミナル
インレットと同様に広がった k に囲まれる形でスロート
90°location

部のkが分布する現象が観察された。但し，ショートイ

135°location

ンレットではスロート下流でのkの分布はノミナルイン
レットに比べて幅広くかつ強度も大きくなっている。この様にCFD解析では k の生成が強くなるので，スロート位置下流側で乱流境界層が発達して，境界層が剥離しにくい流れ場が形成されていると考えられる。
一方，試験結果では直接の乱れ度の計測は行っていな
いが，リップ先端での乱れの発生や k の生成はCFD解
180°location（bottom）

析よりも小さくなっている可能性がある。静圧分布を観Fig. 10 Cp distributions of short inlet

測した範囲では，インレット内部に境界層剥離が発生して剥離泡を形成する場合は，剥離領域内の静圧がほぼ一

CFD解析と試験データの違いの要因を詳細に把握す定となることが判っている。ショートインレットの°°位置リップ近傍の軸方向流速分布付近で計測された静圧分布にはそのような静圧一定との比較を示す。ノミナルインレットはリップ先端からスなる分布は見られないことから，インレット内部の境界

ロートの間までは境界層厚さが非常に薄く，スロート以層には大規模な剥離領域は発生していないと考えられる。

降のディフューザ部で厚くなっている。ショートイン

以上から，CFD予測と計測との違いは，リップ先端でのレットも速度レベルが増加するがノミナルインレットと曲率が小さくなることとスロートまでの曲率が若干大き同様の流れ場であり，壁面境界層剥離などの様子は見らくなることで，スロート付近で急加減速することに伴い，れない。

乱流境界層の発達の予測精度に起因すると考察できる。

る為に，Fig. 11にー 58 ー
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航空機用エンジンナセルインレットの流れ場数値解析

59．結論
本研究は，JAXAで実施した小型ファン回転試験装置にインレット

形態（ベルマウス，ノミナルインレット，

ショートインレット）の内側流路表面の静圧データを取得し，将来の航空機エンジンに適用される可能性のあるショートインレットに発生する流れ場現象をCFD解析
により詳細予測を行い，以下の結果を得た。

⒜ Nominal inlet⑴ベルマウスインレットの計測データの比較により，本CFD解析手法がインレットの流れ場を良好に予測することを確認した。チップ周速が亜音速となる本ファン条件の範囲ではファン動翼が上流側のインレット流
れ場に与える影響は小さく，インレット単体の解析領域を用いてファンリップの流れ場の予測は可能。但し，より高回転条件でのファン動翼を導入したCFD解析⒝ Short inlet

は今後の課題である。

Fig. 12 Turbulence kinetic energy contours at top⑵インレット長がLinlet/Dfan＝0.5のノミナルインレット
形態ではCFD解析により流路内壁の静圧分布を良好.

に予測する。一方，短縮形態（ショートインレット

総圧回復率の評価

インレットの空力性能を評価する為に，総圧回復率をLinlet/Dfan＝0.35）では，ボトム側の流れは良好に予測用いて比較した。総圧回復率はAIP位置での全圧（PtAIP）

するが，曲率の大きいトップ側では試験結果とCFDと大気圧全圧（P0）を用いて以下に示す式とした。

解析との間に違いが発生する。

3U 

⑵

⑶ショートインレットに見られた試験結果とCFD結果の違いは，ノミナルインレットに比べてリップ先端で形態の本曲率が小さくなることと，リップからスロートまでで試験条件のCFD解析で得られた総圧回復率の比較を示

曲率が若干大きくなるため，境界層が加速する箇所がす。ベルマウスはリップ形状が大きくインレット内でのスロート側に移動する。短い距離で急加減速する境界

流れの変化が小さいこととスロートからAIPまでは直管層に対するCFD解析の予測精度が要因と考えられる。

Fig. 13にベルマウスとナセルインレットであるので境界層の発達が小さく総圧回復率は小さく抑えられている。一方，ノミナルインレットはリップ

謝辞
本研究の実施にあたり，JAXA航空技術部門 横川様を回り込む流れの急加減速がスロート下流のディフュー
ザ部により境界層厚さが大きくなることからインレットの多大なるご協力を頂いた。ここに謝意を表します。

内部に剥離領域は見られないが軸方向に長いベルマウスと同程度の空力性能となる。更に，ショートインレット

参考文献の場合は，リップ周りの急加減速が更に大きくなること⑴と，ディフューザ部が短縮化されたことで境界層発達の程度も大きい。ファン作動としては低回転数条件であるが，インレット空力性能としてはノミナルインレットよりも若干低下する予測結果が得られた。

Fig. 13 Comparison of total pressure recovery

Andreas Peters, Zoltan S. Spakovszky, Wesley K.
Lord, Becky Rose, Ultra-Short Nacelles for Low Fan
Pressure Ratio Propulsors , GT2014-26369,（2014）.
⑵ C.A. Hall and T.P. Htnes, Measurements of Intake
Separation Hysteresis in a Model Fan and Nacelle Rig ,Journal of Propulsion nad Power, Vol. 22, No. 4,（2006）.
⑶ 成勢弘城, 石井達哉，横川譲, 石川仁，「高バイパス比エ
ンジンのインレットディストーションに関する実験的研究」，関東学生会第58回学生員卒業研究発表講演会，2019年3月18日⑷ J. Murphy, Intake Ground Vortex Aerodynamics ,Cranﬁeld University, PhD Thesis,（2008）⑸ Y. Yadlin and A. Shmilovich, Simulation of Vortex
Flows for Airplanes in Ground Operations , AIAA
2006-56,（2006）.
⑹ M. S. Liou and C.J. Steﬀen, Jr., A New Flux Splitting
Scheme , J. of Computational Physics 107, 23-39,（1993）.
⑺ G. M. Cole and T. J. Mueller, Experimental Measurementsof the Laminar Separation Bubble on an EPPLER387
Airfoil at Low Reynolds Numbers , UNDAS-1419-FR,（1990）.

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