(57)【要約】  航空機の支重面の楕円形要素により生じる渦巻流を制御する装置は、そのベース(１２)が揚力発生面の前縁(６)と接触する状態で、楕円形要素(５)の固定要素(１１)と上記の揚力発生面(４)とに配置されており、その長手方向軸に直交する面で三角形の形状を有し、この三角形の２つの隣接する側部で側面を形成し、この両側面は丸縁で相互に結合されている制御手段(８)からなる。【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの楕円形要素(５)によって生じる少なくとも１つの渦巻流(２)を制御するための、航空機の揚力発生面(４)の吸引面側(３)の制御装置であって、上記の楕円形要素(５)は、上記の揚力発生面(４)の下に装備されていて、その１部は、上流方向に、上記の揚力発生面(４)の前縁(６)を越えて突出しており、この装置(１)が、
−  上記の楕円形要素(５)のレベルに配置され、
−  細長い形状を有し、その長手方向の軸(８Ａ)は局部の流体流(Ｅ)にほぼ平行であり、その上流端は尖がっている、
少なくとも１つの制御手段(８)からなり、この制御手段(８)は、
−  側面から見ても、上面から見ても三角形である尖頭体に作製され、
−  楕円形要素(５)を固定するために用いられる固定要素(１１)と揚力発生面(４)の両方に、上記の尖頭体のベース(１２)が上記の揚力発生面(４)の前縁(６)と接触するように配置されており、
−  上記の長手方向軸(８Ａ)に直交する面でほぼ三角形であり、上記の固定要素(１１)に接触するようになされた第１側(１３)と、側面(１４、１５)を形成する２つの隣接する側部(１４、１５)とを有し、上記の側面(１４、１５)は丸い縁(１６)により結合されていることを特徴とする装置。
【請求項２】
上記の制御手段(８)は三角形の形状を有し、この三角形は、平面視したときでの、上記の固定要素(１１)に対面する側(１７)の長さＬと、上記の揚力発生面(４)と接触する側(１２)の長さｌとが以下の関係を満足する
Ｌ≧ｌ≧Ｌ／１０
ことを特徴とする請求項１に記載の装置。
【請求項３】
上記の固定要素(１１)の各側に１つづつ配置されている２つの制御手段(８)からなることを特徴とする請求項１あるいは２に記載のの装置。
【請求項４】
上記の固定要素(１１)が、上記の揚力発生面(４)の下に直接固定されている上記の楕円形要素(５)に相当することを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の装置。
【請求項５】
上記の固定要素が、上記の楕円形要素を上記の揚力発生面の下に固定できるようにする支持体に相当することを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の装置。
【請求項６】
請求項１から５のいずれかいずれか１項に記載されたような制御装置(１)を備えることを特徴とする、少なくとも１つの揚力発生面を備えた航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の揚力発生面の吸引面側に生じる、少なくとも１つの渦巻流を制御する装置に関し、上記の渦巻流は、上記の揚力発生面の下に取り付けられている少なくとも１つの楕円形要素により生じる。
【背景技術】
【０００２】
即ち、これに限定するものではないが、本発明は、ジェット・エンジン、飛行中の燃料補給用のポッド(燃料容器)、例えばミサイルのような爆発弾頭のような楕円形要素を備えた航空機の両翼の吸引面側に亘る流体の流れの制御に適用される。更に詳しく言えば、この目的は、失速状態に近い飛行機の位置で渦巻流を制御して、上記のような１つ以上の楕円形要素の存在下において飛行機の翼構造体が発生できる最大揚力を改良することである。
【０００３】
米国特許第３,７４４,７４５号および米国特許第４,６８５,６４３号は、飛行機の翼に、この翼の下に取り付けられているジェット・エンジン・ナセルにより生じる渦巻流に作用するようになされている伴流制御装置を開示する。これら従来の制御装置は、ナセルの片側に直接配置されている少なくとも１つの制御手段を備え、この制御手段は、それに対応する翼の先縁から遠く離れ、この先縁の上流に位置する。加えて、この従来の制御手段は細長い形状を有し、その長手方向軸は、局部の流体流にほぼ平行で、その上流端は多少尖っている。
【特許文献１】米国特許第３,７４４,７４５号
【特許文献２】米国特許第４,６８５,６４３号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
このような従来の制御手段は、上記の渦巻流を制御するのを意図した追加の渦巻きを生じる。この追加の渦巻きは、よって、制御すべき上記の渦巻流に作用できるとすれば、翼まで移動しなければならない。すると、この制御手段と上記の渦巻流との間の距離がかなり長いので、ナセルの制御手段が追加の渦巻きを上記の渦巻流まで正確に導くための適切な位置を発見することが困難である。加えて、この追加の渦巻きの通路は飛行機の速度およびその入射角にほぼ従って変化する。
【０００５】
よって、状況にかかわりなく、上記の渦巻流に作用できる高ネネルギーの追加の渦巻きを得るために、上記の文献(米国特許)に記載されている制御手段は、非常に薄い平らな板の形状を有する。(そのような板の場合はそうであるように)非常に角度のある縁を有する制御手段が、一般には、飛行機の入射角に関係なく、強力な追加の渦巻きを生じることは既知である。それでも、この特徴ゆえに、従来の制御手段は、特に巡航飛行中飛行機の低入射角でも追加の渦巻きを生じるという欠点を有し、これにより、特に、この飛行段階中での抗力の望ましくない増加を引き起こす。
【０００６】
その結果、上記のタイプの従来の制御装置は完全には満足ゆくものではない。
【０００７】
本発明は、少なくとも１つの楕円形要素によって生じる少なくとも１つの渦巻流を制御するための、航空機の揚力発生面の吸引面側の制御装置に関し、上記の楕円形要素は、上記の揚力発生面の下に取り付けられいて、その１部は、上流方向に、上記の揚力発生面(特に、飛行機の翼)の先縁を越えて突出している。この装置が上記の欠点の解決策を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
このため、本発明によれば、上記の装置は、
−  上記の楕円形要素のレベルに配置され、
−  細長い形状を有し、その長手方向の軸は局部の流体流にほぼ平行であり、(上記の局部の流体流に対し)その上流端は尖がっている
少なくとも１つの制御手段からなるタイプであって、この制御手段は、
−  側面視でも、上面視でも(完全に)三角形である尖頭体に作製され、
−  楕円形要素を固定するために用いられる(以下に記載されている)固定要素と揚力発生面の両方に、(下流側端に対応する)、上記の尖頭体のベースが上記の揚力発生面の前縁と接触するように配置されており、
−  上記の長手方向軸に直交する面でほぼ三角形であり、上記の固定要素に接触するようになされた第１側と、側面を形成する２つの隣接する側部とを有し、上記の側面は丸い縁により結合されている
ことを特徴とする。
【０００９】
よって、本発明によれば、
−  制御手段のベースは揚力発生面の前縁と接触するので、制御手段により生じる追加の渦巻きは自然に、制御すべき渦巻流が位置する、揚力発生面の吸引面側上を通過し、
−  上記の制御手段が、２つの隣接する側面からなる三角形の形状を有するので、上記の楕円形要素の局部流は、非常に大きな正の局部入射角を有する側面の１つを介して制御手段に作用し、以下に記載の(低速で)粘性源を有する追加の渦巻きを生じ、
−  上記の制御手段は、上記の２つの側面の間に丸い縁を有するので、巡航飛行段階中、即ち、小さくて、例えば、−５度から＋５度の間に亘る、制御手段での局部入射角で、上記の局部流体流がバイパスでき、よって、そのような飛行状況での境界層の分離を回避する。
【発明の効果】
【００１０】
その結果、本発明による制御手段は、その主軸に対し急な入射角に位置する、即ち、航空機の構造が失速状態に近い場合、粘性源を有する追加の渦巻きを生じる。本発明の枠内では、粘性の渦巻きとは壁での頭頂の摩擦が０である単一の点から生じる渦巻きを意味するものと理解される。この追加の渦巻きの開始軸は上記の壁に平行であり、翼の長さに沿って、楕円形要素によって流された渦巻流を増すと共に安定させる。この安定化により渦巻きシステムを翼構造に近く且つ楕円形要素の軸に平行に保つことができる。反対に、この追加の渦巻きは、(平らな板形状というよりむしろ、２つの隣接する側面が丸い縁で結合された三角形の形状を有する)制御手段が低入射角、即ち、巡航飛行中の従来の飛行機の姿勢に対応する入射角に位置すると生じない。
【００１１】
本発明による制御装置は、よって、上記の欠点に対する解決策を提供する。勿論、制御手段の上記の位置および特にその形状はその有効性には必須である。
【００１２】
１つの特定の実施例では、上記の制御手段は、平面視で三角形の形状をしており、その三角形では、上記の固定要素に対面する側の長さＬと、上記の揚力発生面と接触する側の長さｌとが以下の関係を満足する。
Ｌ≧ｌ≧Ｌ／１０
【００１３】
更に、１つの好ましい実施例では、上記の制御装置は、上記の固定要素の各側に１つづつ位置する２つの制御手段からなる。
【００１４】
本発明の枠内では、上記の固定要素は
−  揚力発生面の下に直接固定されている場合は(例えば、ターボプロップ・ナセルあるいは飛行中の給油用ポッドである)上記の楕円形要素に、あるいは
−  上記の楕円形要素(例えば、ジェット・エンジンあるいは弾頭)を上記の揚力発生面の下に固定できる(例えば、エンジン・パイロンあるいは外側貯蔵容器支持体である)支持体に対応する。
【００１５】
加えて、本発明の枠内では、上記の揚力発生面は航空機への揚力供給に寄与する航空機のいずれかの面、勿論、特に、飛行機の翼構造を形成する、飛行機の翼に対応する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
添付図面の図より本発明がどのように実施されるかが良く理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
図１に略示されている、本発明による装置１は、航空機(図示略)の揚力発生面の吸引面側３、特に、飛行機の翼の吸引面側に生じる渦巻流２を制御することを意図するものである。この渦巻流２は、通常(本質的には、急な入射角で)、上記の揚力発生面４の下に取り付けられ、少なくともその１部がこの揚力発生面４の先縁６を越えて上流方向(局部流体流のＥの方向に)突出する楕円形要素５により生じる。上記の楕円形要素５は、特に、例えば、ジェット・エンジン、飛行中の給油用ポッド、あるいはミサイルのような弾頭である。
【００１７】
即ち、本発明による装置１の目的は、航空機の失速状態に近い位置に対して、即ち、急な、例えば、１２度より大きい(楕円形要素５の長手方向軸と空気速度ベクトル７との間に形成される)局部入射角αに対して、渦巻流２を制御し、そのような楕円形要素５が存在する際、揚力発生面４が発生できる最大揚力を改善することである。
【００１８】
このため、上記の制御装置１は、上記の楕円形要素５のレベルに配置され、細長い形状を有し、その長手方向の軸８Ａは局部の流体流(矢印Ｅ)にほぼ平行であり、その上流端９は尖がっている少なくとも１つの制御手段からなるタイプであって、この制御手段は以下に記載の追加の渦巻き１０を生じることができる。
【００１９】
本発明によれば、図２に描写されている上記の制御手段８は、また、
−  側部から見ても、上から見ても完全に三角形である尖頭体(あるいは投げ矢)の形に作製され、
−  楕円形要素５を固定するための  (以下に記載されている)固定要素１１と揚力発生面４の両方に、(局部流体流のＥの方向の下流側端に対応する)上記の尖頭体のベース１２が上記の揚力発生面４の先縁６と接触するように配置されており、
−  上記の長手方向軸８Ａに直交する面でほぼ三角形であり、上記の固定要素１１に接触するようになされた第１側１３と、側面１４、１５を形成する２つの隣接する側部とを有し、これら側面１４、１５は丸い縁１６により結合されて、好ましくは２７０度より大きな角度を形成する。これは図３Ａ、３Ｂおよび３Ｃに描写され、これらの図は、図２に示されている各断面線Ａ−Ａ、Ｂ−ＢおよびＣ−Ｃ上の、長手方向軸８Ａと直交する上記制御手段８の横断面に対応し、上記の長手方向軸８Ａに沿って広がっている。
【００２０】
加えて、図３Ａか図３Ｃまでの上記の三角形の増大する大きさは、制御手段８が完全に尖頭体の形態で作成されることを明確に示す。
【００２１】
よって、本発明によれば、
−  制御手段８のベース１２は揚力発生面４の先縁６と接触するので、制御手段８により生じる追加の渦巻き１０は自然に、制御すべき渦巻流２が位置する、揚力発生面４の吸引面側３上を直接通過し、
−  上記の制御手段８が、２つの隣接する側面１４、１５からなる三角形の形状を有するので、上記の楕円形要素５の局部流は、非常に大きな正の局部入射角、例えば、２０度を越える角度を有する側面の１つを介して制御手段８に作用し、上記の長手方向軸８Ａに直交する方向での上記の制御手段８の顕著な曲率ゆえ、制御手段８の頂部に(低速で)粘性芯を有する追加の渦巻き１０を生じ、この追加の渦巻き１０は、以下に記載のように安定化させるように上記の渦巻流２と共に相互作用をする。そして
−  上記の制御手段８は、上記の２つの側面１４、１５の間に丸い縁１６を有するので、巡航飛行段階中、即ち、小さくて、例えば、−５度から＋５度の間に亘る、制御手段８での局部入射角で、上記の局部流体流がバイパスでき、よって上記の飛行状況での境界層の分離を回避する。
【００２２】
その結果、本発明による制御装置１の制御手段８は、その主軸８Ａに対し急な入射角に位置する、即ち、航空機の構造が失速状態に近い場合、粘性源を有する追加の渦巻き１０を生じる。本発明の枠内では、粘性の渦巻きとは壁での頭頂摩擦が０である単一の点から生じる渦巻きを意味するものと理解され、その渦巻きの開始軸は上記の壁に直交する。この追加の渦巻き１０は、翼の長さに沿って、楕円形要素５によって流された渦巻流２を増すと共に安定させる。この安定化により渦巻きシステムを揚力発生面４に近く且つ楕円形要素５の軸５Ａに平行に保つことができる。反対に、この追加の渦巻き１０は、制御手段８が低入射角、即ち、巡航飛行中の従来の飛行機の姿勢に対応する入射角に位置すると生じない。この場合、制御手段８の長手方向軸８Ａは風の流れと一直線上になる。
【００２３】
本発明の枠内では、上記の固定要素１１は
−  図１、３Ａ、３Ｂおよび３Ｃの例に示されている揚力発生面４の下に直接固定されている場合は(例えば、ターボプロップ・ナセルあるいは飛行中の給油用ポッドである)上記の楕円形要素５に、あるいは
−  上記の楕円形要素(例えば、ジェット・エンジンあるいは弾頭)を上記の揚力発生面の下に固定される(例えば、ジェット・エンジン・パイロンあるいは外側貯蔵所用支持体である)支持体に対応する。
【００２４】
１つの特定の実施例では、上記の制御手段８は、平面視で上記の固定要素１１に対面する側１７の長さＬと、上記の揚力発生面４と接触する側１２の長さｌとを有し、これらは以下の関係を満足する。
Ｌ≧ｌ≧Ｌ／１０
【００２５】
更に、図示されていない１つの好ましい実施例では、上記の制御装置１は、上記の楕円形要素５の各側に１つづつ配置されていて、図１に示されているように、上記の楕円形要素５の各側の揚力発生面４の吸引面側３に生じる２つの渦巻流２を制御できる２つの制御手段８からなる。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】操作位置にある本発明に係る制御装置の略図である。
【図２】本発明による制御装置の制御手段の略図である。
【図３】図３Ａ、３Ｂ、３Ｃはそれぞれ図２に描写されている制御手段の長手方向軸に沿う色々の横断面の略図である。
【図４】本発明による制御装置の制御手段の上から見た略図である。
【符号の説明】
【００２７】
１…制御装置、２…渦巻流、３…揚力発生面の吸引面側、４…揚力発生面、５…楕円形要素、６…揚力発生面の前縁、８…制御手段、８Ａ…制御手段の長手方向軸、Ｅ…流体流、１１…固定要素、１２…尖頭体のベース、１３…第１側面(１３)、１４・１５…隣接する側面、１６…丸い縁、１７…固定要素と対面する側。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【国際調査報告】
2009509850.tif 000007
2009509850.tif 000008
2009509850.tif 000009
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