(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
拡開形状のノーズ部および収束形状のテール部を備えるショックバンプであって、前記テール部は、平面図で見たとき、１対の互いに対向する凹状の側辺を有する少なくとも一つの等高線を有する形状であり、テール部における前記凹状形状は特定の運航条件で打撃を誘発する衝撃を軽減するような長手方向渦の発達を促す、ショックバンプ。
【請求項２】
請求項１に記載のショックバンプにおいて、前記平面図で見た等高線の前記互いに対向する凹状側辺はカスプに収斂する形状とした、ショックバンプ。
【請求項３】
請求項１または２に記載のショックバンプにおいて、さらに、前端縁、後端縁、機内側端縁、および機外側端縁を備える、ショックバンプ。
【請求項４】
請求項１〜３のうちいずれか一項に記載のショックバンプにおいて、前記ショックバンプは、尖鋭でない凸状の、端縁またはポイントを有するショックバンプ。
【請求項５】
空力学的構造の表面から突出する請求項１〜４のうちいずれか一項に記載のショックバンプを、１個またはそれ以上備えた空力学的構造。
【請求項６】
請求項５に記載の空力学的構造において、請求項３または４に記載のショックバンプを１個またはそれ以上備え、各バンプは前記前端縁、前記後端縁、前記機内側端縁、および前記機外側端縁で、前記空力学的構造の表面に収斂する構成とした、構造。
【請求項７】
請求項５または６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なるようにした、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、前記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、形状および配置となるようにした、空力学的構造。
【請求項９】
請求項５〜８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とし、前記表面は前記エアロフォイルの低圧面とした、空力学的構造。
【請求項１０】
請求項５〜９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に向かって位置する頂点を有する、空力学的構造。
【請求項１１】
請求項５〜１０に記載の空力学的構造を運用する方法であって、該方法は、
ａ．前記ショックバンプを越える流れがほぼ完全に付着する第１条件で前記空力学的構造を運用するステップと、
ｂ．エアロフォイルの表面に隣接して衝撃を生ずる第２条件で前記空力学的構造を運用し、前記ショックバンプは衝撃の構造を変更して、前記ショックバンプを越える流れを剥離して１対の長手方向渦を形成するステップと、
を備える方法。
【請求項１２】
請求項１１に記載の方法において、前記第２条件は、前記第１条件より高い流速および／または高い揚力係数を有する条件である、方法。
【請求項１３】
請求項１１または１２に記載の方法において、前記ショックバンプは、前記空力学的構造が第２条件で運用するときに、前記衝撃に、ラムダ状波形パターンを有する衝撃足を誘発する、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はショックバンプ、および空力学的構造の表面から突出するショックバンプを有する空力学的構造を操作する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機がその設計マッハ数を超える遷音速飛行速度で運航しているとき、翼に加わる衝撃が激しくなり、また抗力が増大する傾向にある。いくつかの点において、衝撃が激しくなり、衝撃の下流側で流れの分離も発生し、次に翼または制御面に対する打撃を誘発する。この打撃は軽度から重度の範囲にわたり発生し、高い局部的動荷重、構造で生ずる騒音または航空機の操縦性の低下を引き起こす。
【０００３】
打撃により誘発されるこの衝撃現象は認識されており、衝撃前方にベーン型渦発生装置（ＶＶＧｓ:vane vortex generators）を適用することにより、予め解決されてきた。このような対策は一般的に効果的であるが、飛行エンベロープ全体にわたる運航条件に存在する関連した寄生抗力が加わることになる。
【０００４】
非特許文献１に記載されるように、遷音速流体が３Ｄショックバンプを通過するとき、超音速の局部条件が、衝撃下部にラムダ状波形パターンの広がった衝撃足を付加的に誘発する。
【０００５】
特許文献１（米国特許出願公開第２００６／００６０７２０号明細書）は、翼の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用いる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許出願公開第２００６／００６０７２０号明細書
【非特許文献】
【０００７】
【非特許文献１】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」
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の第１の態様は、拡開形状のノーズ部および収束形状のテール部を備えるショックバンプを提供し、前記テール部は、平面図で見たとき、１対の互いに対向する凹状の側辺を有する少なくとも一つの等高線を有する形状とする。
【０００９】
本発明による第１態様のショックバンプは、比較的低い抗力を有する改善形状を与える。さらに、テール部の凹状形状は、特定の運用条件において打撃を誘発する衝撃を軽減できる長手方向渦を発達するのに役立つ。
【００１０】
平面図で見た等高線の互いに対向する側辺は凸状にして、ショックバンプの尾端縁で互いに合流する、またはカプス状（尖鋭状）ポイントで収斂する形状とする。
【００１１】
一般的なショックバンプは、前端縁、後端縁、機内側端縁、機外側端縁を有する。バンプはその端縁で表面に対して徐々に収斂する、または一つ以上の端縁において急激な不連続性を有する凹面状とする。
【００１２】
一般的に、ショックバンプはほぼ鋭利でない凸状端縁またはポイントを有する。
【００１３】
本発明による第２の態様は、空力学的構造の表面から突出する一つ以上の上述したタイプのショックバンプを備える空力学構造を提供する。一般的に、各ショックバンプの形状および位置は、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なるようにする。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。
【００１４】
本発明による第３の態様は、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ものとした、該空力学的構造を運用する方法を提供し、該方法、
ショックバンプを越える流れがほぼ完全に付着する第１条件で空力学的構造を運用するステップと、
エアロフォイル（航空機翼）の表面に隣接して衝撃を生ずる第２条件で空力学的構造を運用し、ショックバンプは衝撃の構造を変更して、ショックバンプ上の流れを剥離して、１対の長手方向渦を形成するステップとを有する。
【００１５】
一般的に、第２条件は、第１条件よりも高い流速および／または高い揚力係数を有するものとする。
【００１６】
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、タービンブレードなどの任意な他のタイプにおける空力学的構造がある。
【００１７】
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％バンプ弦部分よりも尾端縁側に頂点を有する。バンプの頂点は、単独のポイント、または平坦面とする。平坦面の場合、平坦域の先端縁は、エアロフォイルの後縁側に配置する。
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】
【００１８】
【図１】「設計」運航条件で運航する、本発明の第１実施形態によるショックバンプのアレイを有する航空機の翼頂面の平面図である。
【図２】「設計」運航条件にある翼における、Ａ−Ａ線上のバンプ中心を通過する縦断面図である。
【図３】「設計外」運航条件にある翼における、図１に示す航空機の翼頂面の平面図である。
【図４】「設計外」運航条件にある翼における、Ｂ−Ｂ線上のバンプ中心を通過する縦断面図である。
【図５】Ｃ−Ｃ線上のバンプ中心を通過する横断面図である。
【図６】１個のバンプにおける一連の等高線を示す平面図である。
【図７】本発明の第２実施形態によるショックバンプのアレイを有する航空機の翼頂面の平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図１は航空機の翼における上面の平面図である。翼は前縁１および後縁２を有し、それぞれ自由流の方向に対して後方に傾斜する。
翼の上面は、その表面から突出するショックバンプのアレイを担持する。このアレイは、ショックバンプ３による第１シリーズ、および第１シリーズの後方に配置したショックバンプ１０による第２シリーズを備える。
【００２０】
各ショックバンプ３，１０は、翼の公称表面から突出して、前端縁３ａ，１０ａ、後端縁３ｂ，１０ｂ、機内側端縁３ｃ，１０ｃ、機外側端縁３ｄ，１０ｄで、それぞれ公称表面８に収斂する。バンプ側面の下方部分は、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と徐々に収斂する。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ことができる。例えば、バンプ前側面の下方部分は点線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９ａの前側面は、前端縁３ａで急激な不連続性を有して公称表面８に合致する。
【００２１】
図２は、自由流方向と平行であり、１個のバンプ３の中心を通過するＡ−Ａ線上の断面図である。前後方向断面Ａ−Ａの頂点７は、バンプの中心６から後方にオフセットする。
【００２２】
各バンプ３の頂点７は、バンプ弦の５０％より後方に配置し、一般的にはバンプ弦の６０％〜６５％の範囲に配置する。
【００２３】
遷音速において、翼の上面に直交する方向の衝撃を形成する。図１および２は、「設計」運航条件（一般的に飛行エンベロープの巡航フェーズに関連する）をともに規定するマッハ数および揚力係数で航空機が運航する場合の衝撃位置４を示す。この「設計」運航条件において、ショックバンプ３は、衝撃４において図２に示すようなラムダ状の波形パターンの広がった衝撃足５を誘発するように配置して、ショックバンプ１０による第２シリーズを越える流れは十分に付着する。
【００２４】
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、広がった衝撃足は、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。
【００２５】
ショックバンプ１０よりなる第２シリーズは、図３および４に示すような「設計外」運航条件に関連する高マッハ数または揚力係数でエアロフォイル（航空機翼）が運航するときに、翼表面に隣接して発生する衝撃１１の構造を変更するよう配置する。揚力係数またはマッハ数が増加するとき、衝撃は図３に示す位置１１に後方に移動して、図４に示すようなラムダ状波形パターンを有する、広がった衝撃足１５を誘発するようにショックバンプを配置する。
【００２６】
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、衝撃がバンプ上で頂点直前に位置するとき）、流れがバンプ上に付着し続けるように、尖鋭な凸状端縁または尖鋭ポイントを有していないことに注意すべきである。３次元ショックバンプの特性は、バンプが最適に動作していないとき、すなわち衝撃がバンプ上であるがバンプ頂点の直前にないときに、バンプ後方で流れが剥れ易くなる。この後方バンプ剥離は、１対の互いに逆向きに回転する長手方向渦１２，１３を流れ方向に沿って生成し、ＶＶＧと同様の高速打撃の確実な衝突を発生する。これらの渦は境界層内にまたはすぐ上方に入り込む。図１に示すような通常の運航条件で動作するとき、流れは完全に付着して、一般的なＶＶＧによる寄生抗力を防ぐ。したがって、ショックバンプ１０は改善した飛行エンベロープおよび速度範囲をもたらす、または高速における荷重を低減する。
【００２７】
ショックバンプの第２シリーズは第１シリーズに対して僅かにオフセットし、したがって、第２シリーズのショックバンプ１０のいずれも、第１シリーズのショックバンプ３のすぐ後方には配置しない。
【００２８】
図５は１個のショックバンプ１０の中心を通過する横断面図であり、図６は平面図で見た一連の等高線（地図における等高線と同じ）、すなわち、ショックバンプが翼の上面に収斂する実線での設置面等高線、中間等高線２５、上面等高線２４を示す。設置面等高線は、後方に拡開するノーズ部２０、およびバンプの後端縁でカスプ（尖端）状のポイント２１で合流する互いに対向する凹状側辺２２，２３を有して収斂するテール部を備える。中間等高線２５のテール部は、１対の凹状の側辺を有し、これら側辺は等高線２５の後端縁で凸状の頂点となるよう合流する。ショックバンプ１０は、前後方方向の中心線２６に対して側方に対称の形状である。
【００２９】
各個別のショックバンプ１０の詳細形状は、図示する形状から調節して、したがって「設計」運航条件においてバンプを越える流れを図１に示すように完全に付着するようにすることができる。図３に示すようなマッハ数または揚力係数で運航するとき、衝撃足のいくつかの有益な修正が、１対の長手方向渦の形成に加えて生ずる。
【００３０】
ＶＶＧ機器により得られるのと同様の打撃緩和レベルを期待でき、このコンセプトは、タービンブレード、ナセル、パイロン、フィンおよび尾翼などの他の空力学的構造に応用できる。
【００３１】
図１の実施形態において翼の上面は、楕円形の設置面を有するショックバンプ３よりなる第１シリーズ、および第１シリーズの後方に配置するカスプ状の第ショックバンプ１０よりなる２シリーズを備えるアレイを設ける。しかし、本発明の範囲内における様々な他の実施形態があり、例えば、
・単独のカスプ状のショックバンプ、
・図１に示すショックバンプ３の第１シリーズと同一の「設計運航内」位置における一列のカスプ状のショックバンプ（すなわち、楕円形状のショックバンプ３を省く）
・図１に示すショックバンプ３の第１シリーズと 同一の「設計運航外」位置における一列のカスプ状のショックバンプ（すなわち、楕円形状のショックバンプ３を省く）と
・図１に示すショックバンプ３，１０と同一の位置における二列のカスプ状のショックバンプよりなるショックバンプのアレイ
がある。
【００３２】
図７は、本発明の第２実施形態による航空機翼の上面の平面図である。図７の実施形態は、前方のシリーズは１０個のショックバンプ３を有し、後方ショックバンプ１０は１個のみ設けることを除いて、図１の実施形態と同一である。図１０はショック４，１１の翼幅方向の範囲を示す。ショック４が翼の翼幅方向部に著しく広がっていると同時に、ショック１１は比較的短いため、後方ショックバンプ１０の個数が少なくて済む（この場合は１個のみ）ことがわかる。
【００３３】
本発明は一つ以上の好適な実施形態を参照につき説明したが、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に定義する本発明の範囲から逸脱することなく、加えることができる。
【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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