(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
主翼の上面にパイロンを介してエンジンナセルが結合される航空機の剥離抑制装置であって、主翼の上面とパイロンが交差する流れの干渉部で流れの剥離を抑制するため、主翼の上面とパイロンのいずれか一方の表面に沿って流れる流体の最大負圧点の近傍に、流れに対して迎え角を持たせた一枚の小片を配設し、この小片によって、小片の周囲に循環流を生じさせ、この循環流を主流の向きとは逆向きに最大負圧点に作用させ、最大負圧点近傍の流速を減少させることを特徴とする剥離抑制装置。
【請求項２】
請求項１に記載の剥離抑制装置において、前記小片は略三角形のプレート状であり、先細り部が流れの上流側に配設されることを特徴とする剥離抑制装置。
【請求項３】
請求項２に記載の剥離抑制装置において、前記小片を主翼の表面前縁近傍に迎え角をもたせて配置し、その下流側であって主翼から略垂直に突出するエンジンナセルにほぼ同形状の小片を配置することを特徴とする剥離抑制装置。
【請求項４】
請求項３に記載の剥離抑制装置において、前記上流側の小片は、その迎え角によって発生する揚力がエンジンナセルから遠ざかる方向となるよう配置されたことを特徴とする剥離抑制装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の主翼とエンジンナセルの結合部において、流れが剥離するのを防止する技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、例えば航空機の主翼にエンジンを取付けたような機体において、主翼とエンジンナセルの結合部では、部材が交差してお互いの流れが干渉して、各部材が単独で存在する時とは流れの模様が変るようになる。そしてこのような現象を干渉というが、この干渉部の気流の乱れを抑制する技術として、例えば結合部分をフィレット等で滑らかに整形するような技術が知られている。
【０００３】
また、気流の乱れによって流れが剥離するのを防止する技術として、例えば主翼上面などに小片のボルテックスジェネレータを突設し、剥離する前の境界層を拡散してやることで剥離を遅らせる技術が知られている。
その他、米国特許第４，５４０，１４３号のように、通常のボルッテクスジェネレータとは違い、エンジンナセルの表面に小片を取付け、この小片が発生する強い渦によって主翼上面を通過するエンジンナセルのウエイク（伴流）の拡散を防ぎ、剥離の領域を狭くする技術もある。
また、この米国特許第４，５４０，１４３号に類似する技術として、例えば、米国特許第４，６８５，６４３号とか、米国特許第４，８８４，７７２号とか、米国特許第３，７４４，７４５号のような技術も知られている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、前者のように機体の結合部をフィレット等で整形する技術は、特に気流の乱れが激しい箇所に有効であるが、フィレットによって前影投射面積が増加して空力抵抗が増え、また、既に完成している機体に適用しようとしても機体の構造の大幅な改修等を伴う可能性もあることから、簡易に採用出来なかった。
また、後者のようなボルテックスジェネレータは、既に完成している機体に対して簡易に採用出来るものの、特に気流の乱れが激しいような箇所では効果があまり期待出来ない場合もあり、剥離防止効果に限度があった。
【０００５】
そこで、機体構造の大幅な改修等の必要がなくて簡易に適用出来、しかも気流の乱れが激しいような箇所でも流れが剥離するのを有効に防止出来る技術が望まれていた。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するため本発明は、請求項１において、主翼の上面にパイロンを介してエンジンナセルが結合される航空機の剥離抑制装置であって、主翼の上面とパイロンが交差する流れの干渉部で流れの剥離を抑制するため、主翼の上面とパイロンのいずれか一方の表面に沿って流れる流体の最大負圧点の近傍に、流れに対して迎え角を持たせた一枚の小片を配設し、この小片によって、小片の周囲に循環流を生じさせ、この循環流を主流の向きとは逆向きに最大負圧点に作用させ、最大負圧点近傍の流速を減少させるようにした。
【０００７】
そして、この小片によって生じる下流の渦で、急激に減速し拡散しようとする流れを抑制し、また最大負圧点近傍の最大流速を減少させることで、主翼の上面とパイロンのいずれか一方の表面に沿って流れる流体の圧力勾配を緩やかにし剥離を起こさせにくくする。
そしてこのような作用効果は本案独特のものである。この際、最大負圧点近傍の最大流速を減少させるには、小片の迎え角を調整する。
【０００８】
すなわち、例えば図８に示すように、流れに対して迎え角αを持って小片を配置することで、この小片の周囲には速度ｕの循環流が生じるものと考えることが出来（クッタ・ジェーコフスキーの理論）、例えば何の障害物もない時の流速をＶとすれば、この小片の周囲では、流速が速い箇所でＶ＋ｕに近い速度となって圧力（静圧）が低下し、流速が遅い箇所でＶ−ｕに近い速度になって圧力（静圧）が増加する結果、小片に揚力Ｒが作用すると考えることが出来る。そして、この小片を流れの干渉部の最大負圧点近傍に配置し、循環流が実際の流れ（主流）の方向と逆向きに作用するように迎え角αを調整すれば、最大負圧点近傍の最大流速を減少させることが出来る。そしてこのように最大流速が減少すれば、部材の表層に沿って流れる流体の速度差（圧力勾配）が少なくなり、剥離しにくくなる。
【０００９】
また請求項２では、前記小片を略三角形のプレート状とし、先細り部を流れの上流側に配設するようにした。
そして、このように小片を略三角形状にし所定の向きにすることで、迎え角αを大きくとっても失速が起きにくくなって、下流で発生する渦のエネルギーを大きくすることが出来、また循環流の効果を高めて最大負圧点近傍の流速を大きく減少させ剥離抑制効果を高めることが出来る。
【００１０】
また請求項３では、請求項２に記載の剥離抑制装置において、小片を主翼の表面前縁近傍に迎え角をもたせて配置し、その下流側であって主翼から略垂直に突出するエンジンナセルにほぼ同形状の小片を配置し、また請求項４では、請求項３に記載の剥離抑制装置において、上流側の小片を、その迎え角によって発生する揚力がエンジンナセルから遠ざかる方向となるように配置した。
そして、上流側の小片で前述のような本案独特の作用を発揮させ、下流側の小片で、急激に拡散しようとする流れを抑制する。
【００１１】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の形態について添付した図面に基づき説明する。ここで図１は本発明の剥離抑制装置を示す斜視図、図２は小片の形状の一例を示す側面図、図３は前方の小片の取付け状態を示す平面視図である。
【００１２】
本発明の剥離抑制装置が適用される実施の形態は、例えば図９の斜視図及び図１０の正面図に示すように、主翼１の上面にパイロン２を介してエンジンナセル３が結合されるような航空機構造において、主翼１の上面とパイロン２、エンジンナセル３の側面に囲まれる流れの干渉部４、４で流れが剥離するのを防止する機構として適用されている。
【００１３】
すなわち、このような干渉部４には、元々主翼１上面のカーブによって流れが加速される部分にパイロン２、エンジンナセル３が取付けられており、このパイロン２、エンジンナセル３の表面も主翼上面と同様カーブしているため、特に干渉部４における流れは一層加速され、この加速された気流が下流側で急激に発散して剥離を起こすものと考えられる。そしてこの剥離した流れが、例えば図９のハッチング部７に示すように、パイロン２の内側で胴体中心側に向けて広がると垂直尾翼８のラダー９等に影響を与える範囲に広がることがあり、この場合は例えば機体の振動を伴ったり、操縦安定性を乱したりする要因ともなる。
【００１４】
そこで、本案はこの主翼１上面の干渉部４、…における流れの剥離を防止するようにされ、図１に示すように、主翼１の前方寄りであってパイロン２近傍に突設した小片５と、エンジンナセル３の後方寄りの側面下部に突設した小片６にて構成している。そして後方の小片６では、主として下流に強い渦を発生させて、急激に発散し剥離しようとする流れを渦のエネルギーによってエンジンナセル３、パイロン２等の表面に纏わり付かせ発散を抑制する従来周知の作用効果を発揮させ、前方の小片５では、後述するように本案特有の作用効果を発揮させるようにしている。
【００１５】
そして実施例では、これら小片５、６の形状は同一形態のものを使用するとともに、これら小片５、６の形状は、図２に示すような三角形のプレート状とし、先細り部を流れの上流側に向けて配置している。そして、後方の小片６は、エンジンナセル３の外表面に対してほぼ垂直方向に張出させ、下流に渦を発生させるようにしているが、従来技術に近いこの小片６の細部の説明については以下省略する。
【００１６】
また前方の小片５は、図３に示すように、パイロン２表面に沿って流れる流体の流速が最も大きくなる部分（最大負圧点）Ａ、Ａの近傍に設けている。そしてこの小片５は、主流の流れの方向に対して迎え角αをとるようにし、この迎え角αの方向は、小片５に作用する揚力Ｒがパイロン２から遠ざかる方向となるようにしている。
【００１７】
前記前方の小片５の効果として、次の３点が挙げられる。すなわち、
▲１▼小片５の前縁部より発生する強い渦で、急激に発散し剥離しようとする流れに拡散渦を与え、流れの剥離を抑制する。
▲２▼パイロン２の表面に沿って最も流速が速い部分（最大負圧点）に対して、流体の最大速度を減少させるような迎え角で取付け、圧力回復域の圧力勾配を緩やかにさせて剥離を抑制する。
▲３▼小片５の迎え角によって、流れをパイロン２側に向けて偏向させ、発散しようとする流れを抑制する。
の３点がある。そして上記▲２▼▲３▼が本案特有の作用効果である。
【００１８】
すなわち、前記▲１▼については、従来周知の作用効果であり、発散しようとする流れに強い渦を発生させるため、流れに対して適切な迎え角αを持って取付けている。この際、本実施例のように小片５の形状が三角形状であれば１２度〜１５度で良好な結果が得られると考えられるが、本案では約１５度としている。
【００１９】
そしてこの小片５によって図４に示すような渦を発生させ、剥離しようとする流れを表層に纏わり付かせるようにして剥離を抑制する。
尚、図４ではもう一方の小片６による渦の発生状態も図示しており、両方の小片５、６で、剥離が両方向に拡散するのを抑制するようにしている。
【００２０】
前記▲２▼については、図５に示すように、小片５を流れに対して迎え角αをとって配置し、揚力Ｒの方向がパイロン２と反対方向になるようにすることで、流れの速度が最大となる部分（最大負圧点）Ａの流速を減じるようにしている。ここで小片５が揚力Ｒを発生するということは、小片５の表裏面に速度差が生じていることを意味し、理論的には、小片５の周囲に循環流が生じていると考えることが出来る（クッタ・ジェーコフスキーの理論）。そしてこの循環流の方向は、流速が最大となる部分（最大負圧点）Ａに主流の向きと逆向きに作用し、流速が最大となる部分Ａの速度を減少させることが出来る。
【００２１】
ところで、図６はパイロン断面の圧力分布であり、横軸にコード比（Ｘ／Ｃ、但しＸはパイロン前縁からの距離、Ｃはパイロンの弦長）、縦軸に圧力係数（流速）を表わし、小片５を設けない場合を実線、小片５を設けた場合を破線で示しているが、これより、流速が最大の部分（最大負圧点）Ａの圧力係数（速度）のピーク値ｐが、小片５を設けることによって減少させることが出来ることが判る。
このため、圧力回復の勾配が緩やかに（速度差が少なく）なり、結果的に剥離を抑制するのに有効であることが判る。
【００２２】
この際、小片５をアスペクト比（縦横比）の小さい三角形状にするとともに、先細り部を上流側にしているため、迎え角αを比較的大きくとっても失速等が起きにくく、循環流が維持されやすい。このため、迎え角αを大きくして渦の強度を高めることが出来、剥離抑制効果を高めることが出来る。
【００２３】
また、前記▲３▼は、上記▲２▼の作用効果と関連するものであるが、小片５まわりの循環流を図５に示すような方向にすることで、流れの方向がパイロン２方向に誘導され、剥離を起こしにくくなる。
【００２４】
尚、以上のような実施例では、前記▲１▼〜▲３▼の効果を最大に発揮させるため小片５の形状を三角形とし、また、図７に示すように、主翼１上面に対して略垂直の取付け角βで取付けているが、渦、揚力を発生させる面からは、形状は四角形状、曲線状等のものでも良い。また、取付け角βは、流速の最も速い部分（最大負圧点）Ａ近傍の流速を最大に減少させるため、鎖線に示すように、所定方向に傾かせる必要が生じる場合もあり得る。そしてこの傾き角はパイロン２の外面形状等によっても変化する。
【００２６】
【発明の効果】
以上のように本発明は、請求項１のように、主翼の上面とパイロンが交差する流れの干渉部において、主翼の上面とパイロンのいずれか一方の表面に沿って流れる流体の最大負圧点の近傍に、流れに対して迎え角を持たせた一枚の小片を配設し、この小片によって、小片の周囲に循環流を生じさせ、この循環流を主流の向きとは逆向きに最大負圧点に作用させ、最大負圧点近傍の流速を減少させるようにしたため、従来のボルテックスジェネレータ以上の効果を発揮させ、気流の乱れが激しい箇所でも機体の改修等の大幅な対策を要することなく簡易に剥離防止を図ることが出来る。即ち、流体の最大負圧点の近傍に小片を配置するという簡易な構成により、最大負圧点近傍の最大流速を減少させ、以って圧力勾配を緩やかにして剥離の抑制を図ることが出来る。
また請求項２のように、小片を略三角形のプレート状にすれば、迎え角を大きくとっても失速が起きにくくなって、下流の渦のエネルギーを大きくすることが出来、しかも最大負圧点近傍の流速を大きく減少させることが出来て剥離抑制効果を一層高めることが出来る。
また、請求項３及び請求項４によれば、航空機の主翼の剥離防止に有効である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の剥離抑制装置を示す斜視図
【図２】小片の形状の一例を示す側面図
【図３】前方の小片の取付け状態を示す平面視図
【図４】小片の渦発生状態の説明図
【図５】小片の周囲に生じる循環流を説明する平面視図
【図６】パイロン断面の圧力分布の説明図で、実線が小片なし、破線が小片有り
【図７】小片の取付け角の説明図
【図８】循環流を説明する説明図
【図９】主翼とエンジンナセルの結合部に生じる剥離状態の説明図
【図１０】主翼とエンジンナセルの結合部の正面視図
【符号の説明】
１…主翼、２…パイロン、３…エンジンナセル、４…干渉部、５…小片、Ａ…最大負圧点、α…迎え角。
【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】
0003714722.tif 000010
【図１０】
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