非対称なショックバンプを有する空力学的構造

专利摘要:
空力学的構造の表面から突出するショックバンプを備える空力学的構造である。ショックバンプは非対称平面に対して非対称であり、非対称平面は、ショックバンプの中心を通過し、空力学的構造を越える空気流方向とほぼ平行であり、かつ空力学的構造の表面に直交する平面とする。
公开号:JP2011513117A
申请号:JP2010548188
申请日:2009-02-17
公开日:2011-04-28
发明作者:ウッド ノーマン
申请人:エアバス・ユ―ケ―・リミテッド；
IPC主号:B64C23-04

专利说明:

[0001] 本発明は、空力学的構造の表面から突出するショックバンプを備える、該空力学的構造に関する。]
背景技術

[0002] ホールデン氏らにより執筆された非特許文献１に記載されるように、遷音速流れが３Ｄショックバンプを通過するとき、遷音速の局部的条件は、衝撃下部にラムダ状波形パターンの、広がった衝撃足を誘発する。]
[0003] ホールデン氏らにより執筆された非特許文献１に記載されるバンプは前後方向に非対称であり、一般的にショックバンプの中心より後方で最大高さおよび／または最大幅となるよう高さおよび／または幅を増大させる。言い換えれば、バンプは、ショックバンプの中心を通過して、自由流方向に直交する平面に対して非対称である。しかし、これまでは３次元ショックバンプのあらゆる部分の数値は、自由流方向に沿って横方向には対称的なバンプ形状となっていた。言い換えれば、従来のショックバンプは、ショックバンプの中心を通過し、自由流方向に平行であり、かつエアロフォイル表面に直交する平面に対して対称的である。]
[0004] 特許文献１（米国特許出願公開第２００６／００６７２０号明細書）は、翼下面から離れる方向に延びる衝撃を発生する衝撃制御突起を使用する。]
[0005] 米国特許出願公開第２００６／００６７２０号明細書]
先行技術

[0006] ２００３年１月６〜９日米国ネバダ州レノで開催された第４１回エアロスペース・サイエンス・ミーティング・アンド・イグジビットにおけるＨ.Ａ.ホールデン氏およびＨ. バビンスキー氏が執筆した論文第ＡＩＡＡ2003-447「Shock/boundary layer interaction control using 3D devices」]
課題を解決するための手段

[0007] 本発明による第１態様は、空力学的構造の表面から突出するショックバンプを備え、前記ショックバンプは少なくとも一つの非対称平面に対して非対称である、空力学的構造を提供し、該非対称平面は、
ａ．ショックバンプ中心を通過し、
ｂ．自由流と平行であり、かつ
ｃ．空力学的構造の表面に対して直交する方向に延在する
ものとする。]
[0008] ショックバンプは、対称平面を持たない、または上記の非対称平面に対して角度をなす対称平面を有するものとすることができる。]
[0009] 一般的に、ショックバンプは、前端縁、後端縁、機内側端縁、機外側端縁を有する。バンプは各端縁で空力学的構造の表面に徐々に収斂する、または１個もしくはそれ以上の端縁で急激な不連続性を有する凹状形状とする。
一般的に、ショックバンプは、ほとんど尖鋭でない凸状端縁またはポイントを有する。
一般的に、ショックバンプの形状および位置は、構造が遷音速で移動するとき、ショックバンプがない場合の構造表面に隣接して生ずるであろう衝撃の構造を変更するような形状および位置とする。このことは、衝撃制御突起を使用して、衝撃制御突起がない場合には存在しない衝撃を発生する特許文献１のものとは対照的である。]
[0010] 本発明による第２態様は、空力学的構造の表面から突出するショックバンプを備える空力学構造を提供し、ショックバンプは対称な平面を持たない。]
[0011] 以下の記載は、本発明の双方の態様に適用する。]
[0012] 一般的に、ショックバンプは、表面上の空気流の主方向に直交する表面における断面で見て、非対称形状を有する。例えば、非対称な断面形状は、一般的にはショックバンプの機内側端縁方向の片側にオフセットした頂点を有する。以下に記載の実施形態において、断面形状は単独ポイントで頂点を有する湾曲形状である。代替案として、頂点は平坦面とする。]
[0013] ショックバンプの頂点（稜線または平坦面区域）は直線的とする、または空力学的構造の表面に対して直交する方向に見るとき、湾曲したラインに沿う。]
[0014] 空力学的構造としては、航空機翼、水平尾翼または制御平面などのエアロフォイル、ナセル、パイロンまたはフィンなどの航空機構造、またはタービンブレードなど任意な他のタイプにおける空力学的構造がある。]
[0015] エアロフォイルの場合、ショックバンプをエアロフォイルの高圧力面上（すなわち航空機翼の場合は下面）に配置することができるが、より好適にはショックバンプを設ける表面はエアロフォイルの低圧面（すなわち航空機翼の場合は上面）とする。またショックバンプは、一般的にエアロフォイルの後縁方向に位置する、言い換えれば５０％バンプ弦位置よりも後端縁寄りに頂点を有する。バンプの頂点は、単独ポイントまたは平坦面とする。平坦面の場合、平坦面の先端縁は、エアロフォイルの後縁寄りに配置する。
本発明の実施形態を、以下に添付図面につき説明する。]
図面の簡単な説明

[0016] 本発明の第１実施形態によるショックバンプを担持する航空機翼の頂面の平面図である。
Ａ−Ａ線上の、バンプ中心を通過する断面図である。
Ｂ−Ｂ線上の、バンプ中心を通過する断面図である。
湾曲した稜線を有するバンプの平面図である。
本発明の第２実施形態によるショックバンプの設置面ラインおよび稜線を示す平面図である。
本発明の第３実施形態によるショックバンプの設置面ラインおよび稜線を示す平面図である。
本発明の第４実施形態によるショックバンプの設置面ラインおよび稜線を示す平面図である。]
実施例

[0017] 図１は航空機の翼における平面図である。翼は前縁１と後縁２を有し、それぞれ自由流れの方向に対して後方に傾斜する。] 図１
[0018] ショックバンプの設置面を図１の参照符号３で示す。図２および３は、それぞれ自由流方向に平行および直交するＡ−Ａ線上およびＢ−Ｂ線上の、バンプ中心６を通過する断面図である。] 図１ 図２
[0019] ショックバンプは翼の公称表面８から突出して、前端縁３ａ、後端縁３ｂ、機内側端縁３ｃ、機外側端縁３ｄで公称表面８に収斂する。バンプの下方部分は凹面であり徐々に公称表面８に収斂する。例えば、図２に示すように、バンプ前側面の下方部分９は、前端縁３ａで公称表面８に収斂する。代替案として、バンプの端縁のうち１つまたはそれ以上は、急激な不連続性を有するものとする。例えば、バンプ前面側の下方部分は、点線９ａで示すような平面状にすることができる。この場合、ショックバンプの前側面９ａは、前端縁３ａで不連続性を有して公称表面８に合致する。] 図２
[0020] 遷音速において、衝撃４は翼上面に対して直交し、またショックバンプ３は、図２に示すように、ラムダ状の波形パターンを有する、広がった衝撃足５を誘発するように配置する。] 図２
[0021] ショックバンプ３は、図２に示すようにバンプの頂点７の少し前方で衝撃４を生じて最適に動作するとき、広がった衝撃足５は、ラムダ状の波形パターンを有し、この波形パターンは、バンプの前端縁に向かう単独の前方衝撃５ａ、および頂点７の僅か前方に位置する単独の後方衝撃５ｂを有する。代替案として、単に１個の前方衝撃５ａを有する代わりに、扇状の列よりなる前方衝撃を有するラムダ状波形パターンを生ずるようにすることもできる。] 図２
[0022] 図２および３に示すように、ショックバンプは、自由流方向に対して平行方向および交差する方向の双方に関して非対称の断面を有する。前後方向の断面Ａ−Ａの長手方向頂点７は、バンプの中心６より後方にオフセットし、かつ横方向断面Ｂ−Ｂの横方向頂点７ａはバンプの中心６よりも機内側方向にオフセットする。図３に示すように、バンプは頂点７ａの両側の側面に非対称傾斜面１７，１８を有する（機内側傾斜面１７の角度は機外側傾斜面１８の角度より大きい）。バンプの頂点はバンプ弦の５０％位置より後方に、一般的には翼弦の６０％〜６５％の範囲に配置する。] 図２ 図３
[0023] 図４に示すように、バンプの横方向頂点は、翼表面に直交する平面で見たときに湾曲した稜線１０をたどる。] 図４
[0024] ショックバンプ３は、翼幅方向に分布する一連のショックバンプよりなる一列のシリーズであり、図１には参照符号３ａで示すシリーズにおけるショックバンプの他の１個を示す。バンプ３ａはバンプ３と同一の非対称形状とする、または同一ではない非対称形状とすることができる。] 図１
[0025] 従来の対称形状のショックバンプと比較して、ショックバンプ３は対称平面を有していない。図５および６は、対称平面を持たない２種類の代替的実施例におけるショックバンプの設置面ラインおよび稜線を示す。図５の実施例では、ショックバンプ１２は、異なる長さを有する１対の後尾アーム１３，１４、および稜線１５を有する。図６は、非対称な湾曲した稜線２１を有するショックバンプ２０を示す。] 図５ 図６
[0026] 図７は、中心３２を通過する真っ直ぐな稜線３１を有する対称形状のショックバンプを示す。稜線３１は、自由流方向に対して鋭角の角度θをなすよう傾斜する。ショックバンプは横方向に対称ではあるが、自由流方向に対して傾斜させることにより、ショックバンプ中心３２を通過し、エアロフォイル上の自由流方向に平行でありかつエアロフォイル表面に直交する平面１６に対して、ショックバンプは非対称となる。] 図７
[0027] 本明細書に記載した非対称バンプ構成は、造波抗力の緩和及び衝撃が誘発する不利益の改善を与える代替案となる。]
[0028] 流速が翼幅方向に沿って変化する掃引衝撃または流れの存在は、対称バンプの周りに非対称な波動パターンを誘発する。そのような非対称性は、バンプ自体が非対称であることにより、明確な利益を得る。得られる波動パターンは、非対称バンプの両側に異なる構造を呈する。]
[0029] 設計外運用の場合、例えば、後方に流れる渦が形成されるとき、非対称バンプは、バンプから剥離する流れ構造の強さを異ならせ、この異なる強さを使用してバンプの有効性を改善する。渦発生器とは異なり、バンプは、最適に動作しているとき（すなわちバンプ上の頂点の直前に衝撃が位置するとき）に流れがバンプに付着し続けるように、バンプには、尖鋭な凸状端縁または尖鋭なポイントを持たないことに注意すべきである。]
[0030] 本発明は一つ以上の好適な実施形態につき説明したが、当然ながら、様々な改変または変更を、添付の特許請求の範囲で定義する本発明の範囲を逸脱することなく、加えることができる]

权利要求:

請求項1
空力学的構造の表面から突出するショックバンプを備え、前記ショックバンプは非対称平面に対して非対称である、空力学的構造であって、前記非対称平面は、ａ．前記ショックバンプの中心を通過し、ｂ．自由流方向と平行であり、かつｃ．前記空力学的構造の表面に対して直交する方向に延在するものとした、空力学的構造。
請求項2
請求項１に記載の空力学構造において、前記ショックバンプは、自由流方向に直交する平面における断面で見るときに非対称形状を有する、空力学的構造。
請求項3
請求項２に記載の空力学的構造において、前記非対称断面形状は片側にオフセットした頂点を有する、空力学的構造。
請求項4
請求項１〜３のうちいずれか一項に記載の空力学的構造において、前記ショックバンプは、対称平面を持たない、空力学的構造。
請求項5
空力学的構造の表面から突出するショックバンプを備える空力学的構造であって、前記ショックバンプは、対称平面を持たない、空力学的構造。
請求項6
請求項１〜５のうちいずれか一項に記載の空力的学構造において、前記ショックバンプは、前記空力学的構造に直交する方向に見たとき湾曲したラインをたどる稜線を有する、空力学的構造。
請求項7
請求項１〜６のうちいずれか一項に記載の空力学的構造において、前記ショックバンプは、前端縁、後端縁、機内側端縁、機外側端縁を有する、空力学的構造。
請求項8
請求項７に記載の空力学的構造において、前記ショックバンプは、前端縁、後端縁、機内側端縁、および機外側端縁で空力学的構造の表面に収斂する、空力学的構造。
請求項9
請求項１〜８のうちいずれか一項に記載の空力学的構造において、各バンプはほとんど尖鋭でない凸状端縁またはポイントを有する、空力学的構造。
請求項10
請求項１〜９のうちいずれか一項に記載の空力学的構造において、前記ショックバンプの形状および位置は、前記空力学的構造が遷音速で移動するときに、ショックバンプがない場合の構造表面に隣接して生ずるであろう衝撃の構造を変更するような形状および位置とした、空力学的構造。
請求項11
請求項１０に記載の空力学的構造において、前記ショックバンプは、遷音速に移動するとき、衝撃にラムダ状の波形パターンを有する、広がった衝撃足を誘発するような、形状および配置とする、空力学的構造。
請求項12
請求項１〜１１のうちいずれか一項に記載の空力学的構造において、前記空力学的構造はエアロフォイルであって、前記表面はエアロフォイルの低圧面とした、空力学的構造。
請求項13
請求項１〜１２のうちいずれか一項に記載の空力学的構造において、前記空力学的構造は、前縁および後縁を有するエアロフォイルとし、各バンプは前記エアロフォイルの後縁方向側に配置する頂点を有する、空力学的構造。
請求項14
請求項１〜１３のうちいずれか一項に記載の空力学的構造において、さらに、異なる長さを有する１対の後尾アームを備える、空力学的構造。
請求項15
請求項１４に記載の空力学的構造において、前記空力学構造は、機内側端部および機外側端部を有し、前記ショックバンプは、前記空力学的構造の機内側端部方向にオフセットした頂点を備える、空力学的構造。
請求項16
請求項の１〜１５のうちいずれか一項に記載の空力学的構造において、さらに、前記空力学的構造の表面から突出する１個またはそれ以上の追加ショックバンプを備える、空力学的構造。
請求項17
請求項１〜１６のうちいずれか一項に記載の空力学的構造を運用する方法であって、遷音速で前記空力学的構造を移動させるステップと、前記空力学的構造の表面に隣接して衝撃を形成するステップと、前記ショックバンプにより前記衝撃の構造を変更するステップと、を備える方法。
請求項18
請求項１７に記載の方法において、前記ショックバンプを使用して、前記空力学的構造が遷音速で移動するとき、ショックバンプがない場合の構造表面に隣接して生ずるであろう衝撃の構造を変更する、方法。
請求項19
請求項１７または１８に記載の方法において、ショックバンプを越える流れは、前記空力学的構造が遷音速で移動するとき、ほぼ完全に表面に付着する、方法。
請求項20
請求項１７に記載の方法において、前記ショックバンプは、遷音速で移動するとき、衝撃にラムダ状の波形パターンを有する、広がった衝撃足を誘発する、方法。