(57)【要約】  制御される航跡後流に対する装置および方法を開示する。１つの実施形態にしたがった装置は、第１および第２の対向する流れ面と、先端部とを有するエーロフォイル（１４）を含む航空機システムに向けられている。システムは、エーロフォイルにより保持される渦消散デバイス（２２３０）をさらに含むことができ、渦消散デバイスは、流体フローノズル（１５９０）と、バルブデバイス（２２３１）と、制御装置（２２３３）とを含んでいる。流体フローノズルは、加圧された流体の源（２２３２）に結合でき、先端部から外に流体の流れを方向付けるように位置付けられたオリフィスを含むことができる。バルブデバイスは、流体フローノズルと流体連通するように結合され、バルブデバイスの動作を指示することができる。したがって、渦消散デバイスは、渦が発生された後に、渦（例えば、翼先端部の渦）が消散するレートを加速するように作動できる。【選択図】      図２２
2009533259.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機システムにおいて、
第１および第２の対向する流れ面と、先端部（２０）とを有するエーロフォイルと、
前記エーロフォイルにより保持される渦消散デバイス（１５３０）とを具備し、
前記渦消散デバイス（１５３０）は、
加圧された流体の源に結合可能であり、前記先端部（２０）から外に流体の流れを方向付けるように位置付けられたオリフィス（１５９１）を有する流体フローノズル（５２）と、
前記流体フローノズル（５２）と流体連通するように結合され、前記オリフィス（１５９１）を通過する流れを選択的に制御するバルブデバイス（２２３１）と、
前記バルブデバイス（２２３１）に動作可能に結合され、前記オリフィス（１５９１）を通して流れのパルスを送り出すように前記バルブデバイス（２２３１）の動作を指示する制御装置（２２３３）とを含み、
前記ノズルは、前記エーロフォイルの第１の流れ面の方に位置付けられた第１の列と、前記エーロフォイルの第２の流れ面の方に位置付けられた第２の列とを含む少なくとも２つの列（１５９４）に配列され、
前記制御装置は、前記第２の列におけるノズルのオリフィスを作動させないようにしている間に、前記第１の列におけるノズルのオリフィスを選択的に作動させ、前記第１の列におけるノズルのオリフィスを作動させないようにしている間に、前記第２の列におけるノズルのオリフィスを選択的に作動させるように前記バルブデバイスに指示する航空機システム。
【請求項２】
オリフィス（１５９１）は、前記先端部の面（１５２１）に位置付けられている請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記制御装置（２２３３）は、約１Ｈｚから約１０Ｈｚまでの周波数で、オリフィス（１５９１）を通して流れのパルスを送り出すように前記バルブデバイス（２２３１）に指示する請求項１または２のいずれか１項記載のシステム。
【請求項４】
翼をさらに具備し、
オリフィス（１５９１）は第１のオリフィスを含み、
前記翼（１４）は、先端部（２０）を有する配備可能な高揚力デバイスを含み、
前記渦消散デバイス（１５３０）は、前記高揚力デバイスの先端部（２０）から外に流体の流れを方向付けるために、前記高揚力デバイスの先端部（２０）に位置付けられたオリフィスを有する第２の流体フローノズルを含み、
前記第２の流体フローノズルは、前記加圧された流体の源に結合できる請求項１ないし３のいずれか１項記載のシステム。
【請求項５】
前記制御装置（２２３３）は、オリフィスに対してステップパルスを供給するように前記バルブデバイス（２２３１）に指示するための命令を含む請求項１ないし４のいずれか１項記載のシステム。
【請求項６】
前記制御装置（２２３３）は、前記オリフィスに対してランプパルスを供給するように前記バルブデバイス（２２３１）に指示するための命令を含む請求項１ないし５のシステム。
【請求項７】
エーロフォイルシステムを動作させる方法において、
エーロフォイルにより揚力を発生させる間に、前記エーロフォイルを大気に通過させることにより、翼先端部の渦を発生させることと、
前記エーロフォイルの先端部（２０）から外に複数の流体パルスを方向付けることにより、前記渦を少なくとも部分的に消散させることとを含み、
複数の流体パルスを方向付けることは、第１および第２の列（１５９４）に配列された複数のオリフィスを通して複数の流体パルスを方向付けることを含み、
前記方法は、前記第２の列におけるノズルのオリフィス（１５９１）を作動させないようにしている間に、前記第１の列におけるノズルのオリフィスを作動させることと、前記第１の列におけるノズルのオリフィスを作動させないようにしている間に、前記第２の列におけるノズルのオリフィスを作動させることとをさらに含む方法。
【請求項８】
複数の流体パルスを方向付けることは、約１Ｈｚから約１０Ｈｚまでの周波数で複数の流体パルスを方向付けることを含む請求項７記載の方法。
【請求項９】
複数の流体パルスを方向付けることは、前記オリフィスを通してステップパルスを方向付けることを含む請求項７または８のいずれか１項記載のシステム。
【請求項１０】
複数の流体パルスを方向付けることは、前記オリフィスを通してランプパルスを方向付けることを含む請求項７ないし９のいずれか１項記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、翼および／または他の空力表面、の外端部分に形成される渦の影響を軽減することに関する。
【背景】
【０００２】
現在の空港の容量は、大部分が、（空港周囲における騒音公害を防ぐために大部分が昼間の時間に限定されている）運営時間と、飛行機を空港に出入させることのできる頻度とにより制御されている。着陸および離陸の頻度のペースとなる要素は、移動中の飛行機により生成される伴流渦の消散に必要な時間である。伴流渦の大きさおよび強度は、航空機の大きさおよび重量により決定され、機体幅の広い航空機の伴流において乱流状態を生じさせることがある。最悪のシナリオの場合、これらの渦は、航空機の墜落を生じさせるほど十分に強いものとなることがある。この問題は数十年にわたって認識されており、この問題を軽減するために多数のアプローチが提案されている。しかしながら、提案された多くの解決策は、実際の適用に対して、効果的でないかまたはさもなければ不適切であることが判明している。したがって、翼先端部の渦の影響に対処するための改良された技術が必要となる。
【概要】
【０００３】
本開示は、一般的に、航跡後流を制御するための装置および方法に向けられる。１つの観点にしたがう航空機システムは、第１および第２の対向する流れ面と、先端部とを有するエーロフォイルを含む。システムは、エーロフォイルにより保持される渦消散デバイスをさらに含むことができる。渦消散デバイスは、フローノズルと、バルブデバイスと、制御装置とを含むことができる。フローノズルは、加圧された流体の源に結合でき、先端部から外に流体の流れを方向付けるように位置付けられたオリフィスを含むことができる。バルブデバイスは流体フローノズルと流体連通するように結合されて、オリフィスを通過する流れを選択的に制御できる。制御装置はバルブデバイスに動作可能に結合されて、バルブデバイスの動作を指示することができる。
【０００４】
さらに特定の観点において、制御装置は、例えば、約１Ｈｚから約１０Ｈｚまでの周波数で、オリフィスを通る流れのパルスを送り出すようにバルブデバイスに指示できる。さらに特定の観点において、フローノズルは、上方に向けられたオリフィスを有する第１の位置と、下方に向けられたオリフィスを有する第２の位置との間でエーロフォイルに対して移動できる。さらなる観点において、制御装置は、別々の時に異なるオリフィスを選択的に作動させるように、バルブデバイスに指示できる。
【０００５】
さらなる観点は、エーロフォイルシステムを動作する方法に向けられている。そのような１つの方法は、エーロフォイルにより揚力を発生させる間に、エーロフォイルを大気に通過させることにより、先端部の渦を発生させることを含むことができる。方法は、エーロフォイルの先端部から外に複数の流体パルスを方向付けることにより、渦を少なくとも部分的に消散させることをさらに含むことができる。この構成の特定の観点において、複数の流体パルスを方向付けることは、第１および第２の列に配列された複数のオリフィスを通して複数の流体パルスを方向付けることを含むことができ、方法は、第２の列におけるノズルのオリフィスを作動させないようにしている間に、第１の列におけるノズルのオリフィスを作動させることと、第１の列におけるノズルのオリフィスを作動させないようにしている間に、第２の列におけるノズルのオリフィスを作動させることとをさらに含むことができる。
【詳細な説明】
【０００６】
本開示の観点は、エーロフォイル渦消散システムと、そのシステムに関して関連する方法とを含む。システムが組み込まれているエーロフォイルは通常、前縁と、後縁と、外端部分と、上方の空力面と、下方の空力面と、スパン方向軸と、前後方向の翼弦軸と、スパン方向軸および翼弦軸と一致する整列基準平面とを有する。エーロフォイルが空力的揚力を作り出すように機能しているとき、エーロフォイルの外端部分（例えば、エーロフォイルの先端部）に渦が作り出される。渦は、渦芯軸と、主要な周囲流れ領域と、外周流れ領域とを有する。
【０００７】
１つの実施形態において、渦消散装置は、エーロフォイルの外端部分にあるかまたはその近傍にあるノズルセクションを含み、ノズル放出部分を有する。本実施形態におけるノズル放出部分は、エーロフォイルの外端部分においてまたはその近傍において一般に前方から後方に延在する整列位置にある。ノズルセクションは、ジェット気流（例えば、流体ジェット）を渦に放出するよう配置される。１つの実施形態において、翼弦軸に対してほぼ垂直であり、整列平面に対して平行な、実質的な放出整列成分を有する横向きの放出方向に、流体ジェットは放出される。
【０００８】
加圧空気入口セクションは加圧空気をノズルセクションに供給することができ、加圧空気はノイズセクションから放出される。
【０００９】
本発明の実施形態において、ノズル放出部分は、横向きの放出方向を、往復するように、ここで示した実施形態においては、周期的な方法で上方の端部位置と下方の端部位置との間で上方向と下方向とに、動かすよう作動するように配置される。少なくとも１つの実施形態において、流体ジェットの横向きの放出方向は、少なくとも直角の約３分の１の角度を通して、あるいは、少なくとも直角の約３分の２の角度またはより大きい角度を通して回転可能に周期的に動く。
【００１０】
１つの実施形態において、横向きの放出方向が上方の位置と下方の位置との間のほぼ中央の位置にあるときに、ノズル放出部分がジェット気流を放出して、それにより翼弦軸に対してほぼ垂直であり、かつ、整列基準面に対してほぼ平行である、実質的な整列成分を横向きの放出方向が有するように、ノズル放出が構成される。
【００１１】
別の実施形態において、横向きの放出方向が上部位置と下部位置との間のほぼ中央の位置にあり、かつ、ノズル放出システムがジェット気流を放出して、それにより基準整列面から下方向および外方向に傾斜している実質的な整列成分を横向きの放出方向が有するように、ノズル放出部分が構成される。
【００１２】
１つの動作モードにおいて、渦の強度を軽減することにより渦の消散が達成されるぐらい、放出方向の往復運動の反復周波数が十分高くなるように装置が構成される。異なる動作モードにおいて、この反復周波数は、２Ｈｚより大きいか、少なくとも５Ｈｚほどか、または１０Ｈｚ以上、とすることができる。
【００１３】
別の動作モードにおいて、渦消散を招来する不安定性を少なくとも部分的に促進することにより渦の消散を達成するぐらい、横向きの放出方向の往復運動の反復周波数が十分低くなるように、渦消散装置が構成される。この反復周波数は、少なくとも約２Ｈｚほどの低さとすることができ、または、おおよそ１Ｈｚ以下の低さとすることができる。
【００１４】
さらに別の実施形態において、ノズル放出部分は、少なくとも２つのジェット気流部分を放出する少なくとも２つのノズル放出部分を有するように配置される。ジェット気流部分は、位相が異なる関係において、周期的に往復するように動かされる。
【００１５】
可動の放出ノズルに関する本発明の観点を、図１ないし１４Ｅに関連して最初に説明する。パルス化された流体ジェットに関する本発明の観点を、図１５Ａないし２３に関連して説明する。以下で説明するように、これらの観点はまた、他の実施形態において組み合わされてもよい。
【００１６】
上述の実施形態をより詳細に説明するために、図１が参照され、図１においては、機体１２と左右の翼１４とを有する飛行機１０の前方部分がいくぶん概略的に示されている。各翼１４は、前縁１６と、後縁１８と、外縁先端部分２０とを有する。図１中で図示したように、概略的に２２で示されている渦が各外縁部分２０から発せられており、これは急速に回転する空気の塊として表わすことができる。
【００１７】
翼が渦を生成する方法を説明するために、図２を参照し、図２は、前縁１６と、後縁１８と、縁先端部分２０とを有する翼１４の外側セクションを示している。翼１４は、上方の空力面２３と、下方の空力面２４と、スパン方向軸２６と、翼弦軸２８とを有する。説明のために“整列面”が指定されており、これは、（水平に飛行している航空機と）ほぼ水平に整列され、スパン方向軸２６および翼弦軸２８と一致している。
【００１８】
さらに図２を参照して、飛行中にどのようにして渦２２が形成されるかを簡潔に説明すると、上方の翼面２３と下方の翼面２４との間には圧力レベル差が存在し、これにより、翼の上方からの流れと下方からの流れとを隔てる後縁の表面にわたってスパン方向の速度成分の（３１で示される）方向に変化がもたらされる。この速度勾配は、伴流における渦度コンテンツの主な源となる。凝縮した渦度の薄く広がる層（シート）が巻き上がって、翼の先端部において生じる２つの別個の逆回転する渦要素２２になる。これは、図１中で概略的に示され、図２中でも２２で示されている。
【００１９】
気象条件に応じて、大型で重量の大きい飛行機に対しては、これらの渦度は極めて強力であり、比較的長期間にわたって持続する可能性があり、それは飛行経路に沿って残留効果が比較的長い距離にわたって残されることになる。たとえば、進入中の比較的大型の輸送機の航跡伴流が、その飛行経路を辿る飛行機に対して、飛行機間の間隔である約２０ｋｍの距離に対応する約１．５分にわたって危険を与えるかもしれない。静かな大気中では、分子による渦の破壊および乱流による渦の消散まで、渦は非常に長期にわたって維持される。しかしながら、通常、大気の乱れによって最終的に渦の分解を招くメカニズムは、流れの不安定性である（Ｃｒｏｗ不安定性と呼ばれることが多い。Ｃｒｏｗ，Ｓ．Ｃによる“一対の航跡渦についての安定性理論”、ＡＩＡＡジャーナル、第８巻第１２号２１７２頁〜２１７９頁、１９７０年１２月））。不安定性の始まりは、周囲の乱流や、風や大気の層形成によって早まる。これらの励振の源は、渦要素の芯に沿った正弦波の発生をトリガーする。後続する非線形増幅のプロセスにより渦要素の分解が生じて、それらの破壊に至る。静かな状態に対して、大気の擾乱による乱れと、続いて起こる不安定性は、渦の寿命を短くする。残念ながら、これらの不安定性は、通常、幾分ゆっくりと発展し、飛行機の離隔距離の実際的な短縮を可能にする流れ状態を生じさせない。
【００２０】
離陸および着陸中に高揚力デバイスが展開され、航跡伴流は、これらの高揚力デバイスにより発生される複数の渦要素からなる。これらの構成においては、個々の渦の力学はより複雑となるが、大気の擾乱により生じる不安定は、依然として渦の減衰の主なメカニズムである。
【００２１】
大型の航空機により発生される航跡渦は、経路を飛行している飛行機に対して過酷な大気擾乱となる可能性がある。この状況は、離陸および着陸中に特に深刻である。なぜなら、飛行セグメントが比較的狭い通路に形成されるからである。さらに、渦２２の旋回流は低速で極めて強力になる。
【００２２】
これらの旋回流パターンを図３中にいくぶん概略的に図示する。図３が、渦に関連付けられる空気流を正確に表わすのではなく、全体的なパターンを示すように向けられていることを理解すべきである。図から分かるように、渦の外側部分には上向きの洗流３２があり、渦の内側には下向きの洗流３４がある。図から分かるように、２つの下向きの洗流ゾーン３４の間を進む飛行機３６に対して、（着陸時の）高度の損失または上昇レートの損失がある。上向きの洗流３２へと進んでいる３８で示される飛行機に対して、飛行機にロールモーメントが加えられることがある。２つの渦２２を通って横断的に移動している、４０で示される飛行機に対して、飛行機４０に加えられる垂直方向の負荷の突然の変化により、飛行機４０に実質的な空力的応力が加えられることがある。
【００２３】
本発明のこれらの実施形態のさまざまな観点の説明を容易にするために、翼先端部から発生される渦は、図４において断面が概略的に示されており、渦芯４４と、芯を囲む主要な渦流れ領域４６と、主要な渦流れ領域４６を囲む外周流れ領域４８とを有するものと考えることができる。渦芯４４と主要な渦流れ領域４６と外周流れ領域４８との間にはっきりした境界線がないことは明らかである。
【００２４】
上述の文面は背景情報として与えられており、これから本発明の実施形態を説明する。上述の説明において、用語“エーロフォイル”は、空力的な機体全体を指すことを意味しており、その断面または断面構成を意味することを意図していない。また、より広い範囲内において、エーロフォイルは、翼や、後縁フラップや、前縁フラップまたはスラットや、ウィングレットや、制御面などを含む、さまざまな空力機体を含むことを意味する。
【００２５】
この実施形態のエーロフォイル渦消散システム５０を、そのノズルセクション５２とともに、図６、図７、および図８に関連してこの文面において以下により詳細に説明する。しかしながら、この渦消散システム５０の機能を最初に予備的に説明することにより、システム５０がよりよく理解されると信じる。これは図５Ａないし図５Ｄに関連してなされる。
【００２６】
図５Ａにおいて、右翼１４の外縁部分２０が示され、ノズル整列軸が５４で示される。その軸５４の位置において、可動カバープレートまたはパネル５６があり、これは、ジェット気流放出開口部を閉じ、その周囲の境界が図５Ａにおいて５８で示されている。また図５Ａにおいて、横方向ジェット気流放出軸６０（以下、横向きの放出方向６０と呼ぶ）が示されており、横向きの放出方向６０は、ノズル整列軸５４に対して垂直な、実質的な整列成分を有し、スパン方向軸２８および翼弦軸３０により規定される（およびこれらと一致する）上述の整列面に対して平行な、実質的な整列成分も有する。飛行機１０の巡航モードにおいて、カバープレート５６は閉じられた位置にあり、飛行機が着陸または離陸および上昇するときに開かれる。
【００２７】
図５Ｂにおいて、この横向きの放出方向６０に対してほぼ平行であり、かつ、この横向きの放出方向６０と一致する（またはその近傍にある）方向に放出されているジェット気流６２が示される。上で示したように、ジェット気流６２の放出は通常、離陸または着陸中にしか行なわれない。以下により詳細に開示するように、図５Ｃに示すように、ジェット気流６２を上方に傾斜された方向にも放出でき、図５Ｄに示すように、ジェット気流６２を下方に傾斜された方向にも放出できるように、上述のノズルセクション５２を動作できる。さらに、この実施形態の動作モードにおいて、ジェット気流６２がより高い周波数とより低い周波数とで上下のサイクルで循環するように、図５Ｃの位置と図５Ｄの位置との間の上下の動きを、異なる動作モードで行うことができる。これらの効果は渦４２の消散に寄与し、このことは、この文面において以下により詳細に論じられる。
【００２８】
ここで図６、図７および図８を参照して、ノズル放出セクション５２をより詳細に説明する。図６、図７および図８はいくぶん概略的であり、最適化された構造上の構成設計を示すのではなく、基本的な機能を実行する構成要素を有する設計を示すように向けられていることを理解すべきである。この設計が航空機の一部として実際に実現される状況では、構成要素のそれぞれは、軽量で構造的に堅固で機能的であるという設計目標に一致し、ジェット気流６２の加圧、閉じ込めおよび放出を実現し、さらに、翼または他のエーロフォイルの輪郭に適切に適合するよう構成される。
【００２９】
図６において、ノズルセクション５２の基本的な構成要素が示され、ノズルセクション５２の基本的な構成要素は、ハウジングセクション６４（以下ハウジング６４と呼ぶ）と、ノズル放出セクション６６とである。ここで示すように、ハウジング６４は、上方または下方の壁６８および６９と、加圧されたプレナムチェンバー７４を集合的に規定する後壁７０および端壁７２とを有する単一の細長いハウジングとして示される。このハウジング６４は、翼１４の外端部分２０内に位置付けられ、したがって、ハウジング６４は、翼１４のその部分の範囲内で適切に適合できるような形状である。
【００３０】
加圧空気入口７６は、適切な源から加圧空気を受け取る。例えば、加圧空気は、ジェットエンジンのコンプレッサセクションまたは他のいくつかの源から抽気できる。また、入口７６は単一の入口として示されているが、これは、複数の入口を備えた多岐管の方法で、または他のいくつかの構成で構成できる。
【００３１】
ノズル放出セクション６６は全体的に細長い構成を有し、ノズル装着部材７８を備える。ノズル装着部材７８が有する細長い円筒形の壁８０の全体的な構成は、ハウジング６４の前方部分に形成された細長い前方端部開口領域８２においてぴったりと嵌合している。この端部開口領域８２は、２つの対向して位置付けられている円筒形のカーブ面８４を含み、カーブ８４は円筒形の壁８０の形状と一致し、カーブ面８４は円筒形の壁８０と実質的に気密性のあるシールを形成している。
【００３２】
細長い円筒形の壁８０は両端が閉じられており、１つ以上の後方開口部８６を有し、後方開口部８６は、ハウジング６４のプレナムチェンバー７４に対して開いており、円筒形の壁８０により規定されるノズルプレナムチェンバー８８に対して開いている。
【００３３】
円筒形の壁８０の前方部分に位置する複数の個々のノズル部材９０は、ノズル放出セクション６６のノズル放出部分９２を集合的に形成する。これらのノズル部材９０は、横方向放出軸６０において互いに整列するように図６中で示され、それによりこれらは、上述のジェット気流６２を集合的に形成する。こうして、加圧空気が、加圧空気入口すなわち入口７６を通ってプレナムチェンバー７４に送り出され、そこからノズルプレナムチェンバー８８に入るとき、加圧空気がこれらのノズル部材９０から放出されてこのジェット気流６２を形成する。
【００３４】
円筒形の壁８０は、ハウジング６４の細長い前方端部開口領域８２を規定する円筒形のカーブ面８４において回転可能に装着され、その回転軸は９４で示されている。図７の破線で示したように、これにより、ノズル９０が水平に向けられている中央の整列位置から、図７中で示した破線位置に上方向または下方向に、ノズル部材９０を動かすことが可能となる。この実施形態において、上方への回転量は、例えば、直角三角形の３分の１（例えば、約３０°）とすることができ、下方へも同じ回転角度とすることができ、これにより、移動の総経路は例えば約６０°とすることができる。
【００３５】
角度方向のさまざまな位置にノズル部材９０を動かすために、図８において９２で概略的に示されるような、適切な作動メカニズムを設けることができる。ノズル装着部材７８はシャフト９６に接続し、シャフト９６はレバーアーム９８に接続し、レバーアーム９８は作動アーム１００によって動かされる。他の実施形態において、ベルクランクや、ギヤドライブや、あるいは、電気式、空気圧式または液圧式の位置決めデバイスなどの、他のさまざまな装置を使用して、ノズル装着部材７８の位置を変えることができる。簡潔にするために、これらのさまざまな設計オプションは、ここでは詳細には記述しない。
【００３６】
また、加圧空気をノズル部材９０に方向付けるためのさまざまな構成が存在し得る。例えば、加圧空気入口７６をノズル装着部材７８に直接接続して、円筒形の壁８０を通って導くことができ、または、円筒形の装着部材７８の端壁に回転嵌合によって加圧空気入口７６を取付けることも可能である。この配置では、プレナムチェンバー７４を有するハウジング６４の現在の構成が削除される。翼の外縁部分２０上にノズルアセンブリ５０を位置付ける制約により、これらのスペース上の制約に適合する構成にハウジング６４をして、さらに、ノズル部材９０を通して適切なパターンの加圧空気を放出するのに十分な容積のプレナムチェンバーを設けることがより望ましい。
【００３７】
ノズルアセンブリ５２を位置付けることに関して、ハウジング６４およびノズル装着部材７８は、翼１４の外縁部分２０における固定位置にあってもよい。この例では、渦消散システム５０が動作可能になるとき、上述のカバープレート５６がジェット気流放出開口部５８から離れるように移動され、それにより、ジェット気流６２が渦４２に放出されるように、ノズル部材９０が開口部５８を通してジェット気流６２を方向付けることができる。
【００３８】
カバープレートまたはパネル５６は、さまざまな方法でそのカバー位置から解放位置に移動できる。例えば、このカバープレート５６はカーブした構成を有することができ、開口領域から出て収容位置にスライドするように移動可能であってもよい。
【００３９】
飛行機の翼などのエーロフォイルにおいて、平面図では、外端部分は、前方から後方への外側に膨らむなだらかなカーブを有しており、それ故に、翼の端部先端のカーブした外形の中間長さにおいては、胴体からさらに外に向かって短い距離が位置付けられている。ノズル部材９０を翼または他のエーロフォイルの外縁部分に比較的近接して配置するために、ノズル部材９０の整列位置はなだらかなカーブになる。したがって、図６中で示した構成は、翼または他のエーロフォイルの外縁の形状に適合するカーブにこれらのノズル部材９０を配置するように修正でき、さらに、上方向および下方向に回転できる。この構成を得るためにさまざまなオプションがある。例えば、ノズル装着部材７８をハウジング６４の全長にわたって単一構造として製造する代わりに、ノズル装着部材７８を、わずかに異なる回転軸６４を中心として回転可能な複数の個々のセグメントに配置し、それにより、これらを、翼先端部のラインの外側のカーブに対してより密接に適合させることができる。他の配置も利用可能であり、これらは当業者には周知であるのでこの文面では詳述しない。
【００４０】
先に示したように、飛行機１２が巡航モードであるとき、渦消散システム５０は使用されず、翼におけるカバープレート５６の後方に隠れたままである。次に、カバープレート５６が解放位置に移動され、２つの翼先端部の渦の減衰の促進が高く望まれるときに、渦消散システム５０は、離陸モードおよび着陸モードの際に一般的に使用される。
【００４１】
ジェット気流６２が、この位置で、および上述した配向および方向で渦２２に注入された場合、渦中へのジェット気流６２の流入は、渦の芯が形成されている位置であり、形成されている渦の芯の周りにおいて、エーロフォイルの下方面からの空気の、横向きで外方向かつ上方向へのカーブした渦流が発生する。したがって、分析によって示されるように、この位置でのジェット気流６２の流入は、発生した渦中の空気流に影響を及ぼすのに特に有効であり、それにより、全体的な効果として、重要な位置での消散が開始され、渦の減衰が実質的に促進される。
【００４２】
さらに、図５Ａないし図５Ｄに関連して説明したように、ノズル装着部材７８を周期的に上下に循環させる動作モードがあり、それにより、連続的なサイクルで、ノズル部材９０は図５Ｃ中で示した上方位置に移動し、次に、図５Ｂの中間位置を通って図５Ｄの下方位置へと下がり、再び上昇して図５Ｃの位置に戻る。
【００４３】
本発明のこの実施形態により達成される結果は、計算流体力学手順によりシミュレートおよび分析された。最終的な進入状態を表すために、動作の有効性は、８度の迎角でマッハ０．２５の自由流マッハ数を有する垂直な壁に装着された翼について評価された。この動作モードは、強力な先端部の渦を有するコヒーレントな伴流となる。上述した本発明のこの実施形態が利用されるとき、渦が著しく拡散されて、流れが影響を受けることが見い出された。
【００４４】
ノズル９０が一緒に、ノズル整列軸７４から上方と下方とにそれぞれ３０°の範囲で上下に動かされるケースにおいて、１０．７Ｈｚの周波数（０．０９３秒で１サイクル）では、渦に対する効果が、図９Ａ、図９Ｂ、図９Ｃ−１、図９Ｃ−２、図９Ｄ−１および図９Ｄ−２に図示したように、翼先端部の流れの線の跡により表わされる。図９Ａ、図９Ｃ−１および図９Ｃ−２においては、渦へのジェット気流６２の噴出はなく、図９Ｂ、図９Ｄ−１および図９Ｄ−２は、ジェット気流６２が１０．７Ｈｚで上下に６０°の動きで噴出されている渦を示す。ジェットの周期的な運動により提供される断続的な混合が先端領域における流れを乱し、そして、強度を減少させ交差平面においてそれを拡散することにより、航跡渦の発生を変えることを、これらの“スナップショット”が示す。
【００４５】
垂直な動きを追跡するのに使用できるいくつかの方法がある。ファーフィールド(far field)伴流構造が図１０Ａ、図１０Ｂ、および図１０Ｃ中に表されており、ここでは、先端部の渦は、全圧力損失、交差流、および速度の流れ方向成分により追跡される。渦芯はそれぞれの流れ特性の等値面によって表わされており、移動するジェットのために渦の強度が著しく低減することが明確に示されている。
【００４６】
１０．７Ｈｚの周波数での渦の芯に沿った流れの発生に関する診断を図１１Ａ、図１１Ｂおよび図１１Ｃ中に示す。噴出動作の瞬間から０．０９３秒の時間間隔のシーケンスにおける流れ特性が、上方のグラフで渦芯に沿って示されている。また、下方のグラフでは、ｘ＝２８５０で渦芯を通過する垂直線に沿った特徴が示されている。擾乱されていない渦が太い実線の曲線により示される。他の曲線は、信号が下流へ（正のｘ方向に）進んでいる場合に連続的な時間間隔で渦の特徴に与えられる制御メカニズムの影響を表わす。乱れの波の前方は時間シーケンスにおける最後のスナップショットに対応し、それは破線の曲線により表されている。破線は、噴出適用の開始から０．５５８秒での渦の状態を示している。この結果は、アクティブなシステムが、全圧力損失と、（速度の接線成分で表わされる）交差流速度と、渦度の流れ方向成分とにより測定される渦の強度を低減させるのに非常に有効であることを示している。
【００４７】
ノズル９０の上下するサイクルはまた、おおよそ１Ｈｚ（すなわち、１秒よりも少し短い時間で上下運動の１サイクル）のような、より低い周波数で有効に使用できる。この効果は、擾乱されていない渦と、１．０７Ｈｚ周波数で本発明の渦消散デバイスを動作させたものとを比較することにより分析された。１．０７Ｈｚでの動作の結果が図１２Ａ、図１２Ｂおよび図１２Ｃに示されており、これは、振動するジェット気流６２が下流に伝搬する渦に沿って周期的な擾乱を導入することを示している。この連続的な励振により、個々の渦セグメントの不安定と破壊が生じる。
【００４８】
図１３Ａ、図１３Ｂおよび図１３Ｃは、噴出適用開始からさまざまな時間間隔での、渦フィラメントに沿った乱れの波を描写する。周期的に、全圧力損失が０．５％未満に低減され、これが元の渦の強度の約８５％の低減に至ることが示されている。最大の接線速度は、元の擾乱されていない渦の約５０％に周期的に低減される。同様に、最大渦度が約３分の２だけ低減されている。実際面では、アクティブな制御を使用することにより実現される交差流の実質的な低減を考えると、後続の航空機は上下動する飛行を経験するが、危険なローリング運動を被ることはないだろう。
【００４９】
ここで、図１４Ａ、図１４Ｂ、図１４Ｃ、図１４Ｄおよび図１４Ｅを参照する。これらは、いくつかの相違はあるが図５Ｂ、図５Ｃ、および図５Ｄ中で示したのと類似の方法を図示する連続図である。この例において、ジェットノズル９０は前方セクションと後方セクションとに分けられており、前方および後方セクションのそれぞれは、ノズル９０の他の組とは異なるパターンで上方向および下方向に移動できる。
【００５０】
図１４Ａにおいて、ジェット気流部分の前方の組６２ａと、ジェット気流部分の後方の組６２ｂとが示される。これらの両方は、図１４Ａ中に示されるのと同じ位置にある。図１４Ｂ中で示したように、前方の組６２ａは下方に３０°移動し、一方、後方の組６２ｂは上方に３０°移動している。図１４Ｃにおいて、ジェット気流部分の２つのセクション６２ａおよび６２ｂはそれらの配向方向が反転しており、図１４Ｃにおいて、水平位置の方にさらに移動し、水平位置を通って移動するが、さらに反対の方向に回転する。図１４Ｄ中で示したように、それらは、前方のジェット気流部分６２ａが上方に３０°移動し、後方のジェット気流部分６２ｂが下方に３０°移動している。次に、図１４Ｅ中で示したように、２つのジェット気流部分６２ａおよび６２ｂは逆方向に移動し、同時に水平位置を通過するが、反対の方向に進む。こうして、このジェット気流の振動は、はさみパターンと呼ぶことができるものを形成する。
【００５１】
また、ジェット気流の角度配向は、図５Ａないし図５Ｄ中に示したものから角度的にシフトできる。エーロフォイルの基準面に対して中間位置を水平（すなわち、平行）にしておく代わりに、中立位置は外方向かつ下方向に３０°傾斜される。こうして、上方位置に対して上方向に移動する場合、ジェット気流は水平になり、下方位置に回転する場合、ジェット気流は水平から６０°の角度で下方向かつ外方向に傾斜することになる。この動作モードでは、かなり満足の行く結果が達成されたことが見い出されている。
【００５２】
本発明の実施形態のうちの少なくともいくつかにおいて、ノズルセクションは、エーロフォイルの外端部分において、またはその近傍において概して前方向から後方向に延在する整列位置に位置付けられる。ジェット気流が放出される領域の長さ寸法は、例えば、エーロフォイルの外側先端部の端部分における翼弦長の長さの３分の１とすることができ、翼弦長のおおよそ４分の１から２分の１のより広い範囲とすることができる。しかしながら、本発明のより広い範囲内では、これは、たとえば翼弦長の６０％、７０％、８０％、９０％または１００％に増やすことができ、あるいは、エーロフォイルの外側先端部における翼弦長の３５％、３０％、２５％、２０％、またはおそらく１５％とすることができる。
【００５３】
ノズル部材９０から放出されるジェット気流の速度は、例えば、約マッハ０．６２とすることができる。しかしながら、他のさまざまな要因次第で、これは、マッハ０．７、０．８、０．９、または、ことによるとより大きい値にまで値を増加させることができる。また、この値は、例えば、マッハ０．６、０．５、０．４、０．３、または、ことによるとより小さい値に減少できる。
【００５４】
本実施形態のより広い範囲内では、往復運動を有するジェット気流は、異なる角度配向に向けることができ、異なる角度配向を通じて往復するように動かすことができ、および／または、渦を形成する空気流の他の位置に向けることができる。
【００５５】
ノズルセクション５０の渦放出部分５２の１つの構成において、複数のノズル部材が整列位置に沿って位置付けられる。ノズルのそれぞれは、例えば、より高い速度が必要とされる場合、簡単な変換ノズルまたは先細／末広ノズルであってもよい。ノズルの断面は円形または他の適切な形状であってもよい。ノズルの断面の形状は、ノズルの長さに沿って変化してもよい（例えば、円形の断面から、ノズル出口において楕円の断面に変化してもよい）。作動システムの下流のノズルおよび分配ダクト構造は、当業者によく知られている技術を使用して、圧力損失を最小限にするよう設計できる。しかしながら、これらの実施形態のより広い範囲内では、幅寸法よりも大きい長さ寸法を有する連続的なスロットの形態で、より細長いノズル放出部分があってもよい。
【００５６】
１つの実施形態において、本システムは、６００，０００ポンドの飛行機のために設計される。１つの設計において、計算された設計パラメータは以下のとおりである。ノズルセクションの翼弦方向の全長は４３インチであり、均等に間隔をあけて配置された１３個の円形の放出オリフィスを有し、放出オリフィスはそれぞれ、３．２インチの直径を有している。ジェット気流として放出される空気の速度はマッハ０．６２で放出される。
【００５７】
別の設計において、同じ６００，０００ポンドの飛行機に対して、放出速度がマッハ０．６２である場合、ノズル放出セクションの全長は３５インチであり、３．９インチの放出オリフィスの内径をそれぞれ有する、９個のノズル部材がある。
【００５８】
さらに第３の設計において、同じ飛行機の重量と、同じ放出マッハ数の場合、ノズル放出セクションの全長の寸法は３７インチであり、３．７インチの放出オリフィスの内径をそれぞれ有する、１０個のノズル部材がある。
【００５９】
図１５Ａないし図２３は、本発明のさらなる実施例にしたがった、渦消散デバイスと、結果として得られる予想される流れパターンとを図示する。これらの実施形態のうちの少なくともいくつかの観点において、ジェット流を送り出して、翼先端部の渦を分解またはさもなければ消散させるノズルは、固定された構成を有することができる。したがって、これらのノズルから送り出される流れは、例えば、ノズルを通じて流れをパルス化させることにより、時間とともに変化する質量の流量を有することができる。これらの実施形態の別の観点において、これらのノズルから発出する流れの経時変化の性質は、上述したノズル位置の空間的な変化と組合と組み合わせることができる。ノズルを通る空気流の経時変化の性質を制御できる方法のさらなる詳細を以下に記述する。
【００６０】
図１５Ａは、渦消散デバイス１５３０が位置付けられている翼１５１４を有する航空機１５１０を概略的に図示する。この実施形態の１つの観点において、航空機１５１０は高翼構成を有しているが、渦消散デバイスが設置されている航空機は、図１中に示した構成を含むがこれに限定されない幅広いさまざまな他の適切な構成のいずれをも有することができる。これらの実施形態のいずれにおいても、翼１５１４または他のエーロフォイルは、対向する上面および下面、翼体接合部における翼付け根、ならびに、アウトボードの翼先端部１５２０を有する。渦消散デバイス１５３０は、それぞれの翼１５１４のアウトボードの翼先端部１５２０に、またはその近傍に装着することができる。他の設置においては、渦消散デバイス１５３０は、翼１５１４に加えて、または翼１５１４の代わりに、他のエーロフォイルの先端部に装着できる。このような他のエーロフォイルは、例えば、後縁デバイス（例えば、後縁フラップ１５２２、補助翼、フラッペロン、または他の展開可能なデバイス）、前縁デバイス（例えば、前縁スラット）、航空機制御面（例えば、航空機昇降舵および／または水平安定板）、回転翼航空機のブレード、および／またはカナードを含むことができる。渦消散デバイス１５３０の特徴のさらなる詳細を以下に記述する。これらの特徴のうちの多くの、大きさ、形状および構成は、渦消散装置１５３０が設置されている特定の航空機およびエーロフォイルに合うように調整できる。したがって、以下の説明および関連した図面において記載したデバイスおよび方法のいくつかの観点は、他の実施形態において他の構成を有してもよい。
【００６１】
図１５Ｂは、図１５Ａ中に示した翼先端部１５２０および渦消散デバイス１５３０の拡大された等角図である。いくつかの実施形態においては平坦とすることができ、他の実施形態においては半円筒形とすることができ、さらなる実施形態においては複数の次元で複数の軸を中心としてカーブしたものとすることができる、先端面１５２１を翼先端部１５２０は含むことができる。これらの実施形態のいずれにおいても、渦消散デバイス１５３０は１つ以上のノズル１５９０（説明のために図１５Ｂ中には１４個が示されている）を含むことができ、ノズル１５９０はそれぞれ、ノズルオリフィス１５９１を有している。この実施形態の特定の観点において、ノズルオリフィス１５９１は、先端面１５２１とほぼ同一平面となるように位置付けられる。他の実施形態において、ノズルオリフィス１５９１は（例えば、先端面１５２１からわずかに凹んでいるなど、）他の構成を有することができる。ノズル１５９０が使用されていないとき、図５Ａに関連して上述したのとほぼ同様の方法で、ノズルオリフィス１５９１は可動ドアの後方に配置できる。説明のために、このようなカバーを図１５Ｂ中で示していない。ノズルオリフィス１５９１は、例えば（図１５Ｂにおいて、第１の、例えば、上方の列１５９４ａ、および第２の、例えば、下方の列１５９４ｂとして示される）複数の列１５９４のような特定のパターンで並べることができる。図１６Ａないし図２２に関連してさらに以下に記述するように、ノズル１５９０を通して方向付けられる空気または別の気体の流れを時間に依存する方法で制御し、変化させて、翼先端部１５２０から発出している渦の消散を促進できる。
【００６２】
図１６Ａおよび図１６Ｂは、図１５Ａないし図１５Ｂ中で示した翼１５１４の簡単化されたバージョンのコンピュータによる流体力学（ＣＦＤ）シミュレーションの結果を図示する。ＣＦＤシミュレーションを簡単にするために、航空機１５１０（図１５Ａ）の胴体は省かれており、１つの翼１５１４が、垂直な壁に装着されているかのように分析された。説明のために、翼１５１４はともに、垂直な壁に対応する対称面に関して折り返されているように示されている。この単純化は、翼先端部の渦のシミュレーションに対して重大な影響を及ぼすものとは考えられない。図示したシミュレーション結果は、０．２５の自由流マッハ数および８°の迎角に対応する。
【００６３】
図１６Ａは、渦消散デバイス１５３０が非作動状態であるとき、すなわち、流体流れがノズル１５９０（図１５Ｂ）を通じてアクティブに外に方向付けられないときに結果として生じる、流れ場に対応する流れの線１５９２ａを図示する。流れの線１５９２ａは、最初に翼先端部１５２０に位置付けられている粒子の流れを表わす。図１６Ａ中で図示したように、流れ場は、流れの線１５９２ａによって示される比較的強い翼先端部の渦を含み、翼先端部の渦は、芯軸のまわりにしっかりと巻かれ、しっかりと巻かれた螺旋の状態で翼先端部１５２０から下流に進む。
【００６４】
図１６Ｂは、加圧空気がノズル１５９０（図１５Ｂ）を通して供給されるときに、予想される流れに対応する流れの線１５９２ｂを図示する。図１６Ｂにおいて、流れは、約１０Ｈｚの周波数ですべてのノズル１５９０を通して同時にパルス化される。本実施形態の１つの観点において、パルス化された流れは、約０．０５秒のパルス幅と約０．０５秒のパルス間の間隔とを有する方形波関数にしたがって供給される。他の実施形態において、以下により詳細に記述するように、流れがパルス化される方法は異なっていてもよい。図１６Ｂから明らかなように、ノズルを通して空気流をパルス化することにより、翼先端部１５２０から発出する渦が擾乱されることが予想される。上述したように、このような擾乱により、後続する航空機に対する渦の潜在的に有害な影響を低減できることが予想される。
【００６５】
図１７Ａおよび図１７Ｂは、それぞれ図１６Ａおよび図１６Ｂに関連して上述したのと同じ流れ場条件でシミュレートされた交差流速度輪郭を図示する。特に、図１７Ａは、渦消散デバイス１５３０が非作動状態である間に翼先端部１５２０の後部におけるいくつかのステーション位置で得られる渦芯１５９５ａと交差流輪郭１５９３ａとを図示する。渦芯１５９５ａおよび強い交差流勾配は、翼先端部１５２０の下流のかなりの距離にわたって持続する。
【００６６】
図１６Ｂに関連して上述したように、図１７Ｂは、流れが１０Ｈｚでノズル１５９０を通してパルス化される状態に対する、渦芯１５９５ｂと、対応する交差流輪郭１５９３ｂとを図示する。このケースにおいて、渦の流れは著しく擾乱され、比較的早く（たとえば、翼先端部１５２０の後部における短い距離で）分解する。これらの予測される結果は、ノズル１５９０を通して流れをパルス化することにより、翼先端部の渦を著しく擾乱でき、および／または消散できるという予想をさらに示す。
【００６７】
図１８Ａおよび図１８Ｂは、翼先端部１５２０の後部におけるステーション位置における、図１６Ａおよび図１６Ｂに関連して上述したのと同じ流れ場条件でシミュレートされた全圧力レベルを図示する。図１８Ａは、線１５９６ａにより表わされる、擾乱されていない渦に対してシミュレートされた全圧力レベルを図示する。図１８Ａはまた、（線１５９６ｂ１ないし１５９６ｂ６により表される）約１０Ｈｚの周波数でのノズルを通る流体パルスの起動後に、連続的な０．１秒の時間間隔で、擾乱された渦に対する全圧力レベルを図示する。結果的に、図１８Ａは、予想される全圧力レベルが、線１５９６ａにより示される元の擾乱されていない渦よりもはるかに速く自由流の全圧力状態（たとえば、約１．０の全圧力比）に近づくことを示している。
【００６８】
図１８Ｂは、翼先端部１５２０の後方における特定の垂直なステーションでのシミュレートされた全圧力レベルを図示する。実線１５９６ａは、擾乱されていない渦の全圧力レベルを表わす。破線１５９６ｂ６は、約１０Ｈｚの周波数でノズルを通る流体パルスの起動後０．６秒の全圧力レベルを表わす。したがって、図１８Ｂは、渦が消散し、全圧力レベルが自由流状態に関連付けられるものに近づく速さ（０．６秒）をさらに図示する。
【００６９】
他の実施形態において、ノズルを通る流れは、上述した１０Ｈｚのパルス以外の方法で、変化させることができるが、なお、著しい渦の消散を達成できる。例えば、図１９は、ノズルを通る流れが（１０Ｈｚではなく）１Ｈｚでパルス化されたときの予想される結果を図示しており、ここでは０．５秒の、パルス幅およびパルス間の間隔を有する。図１９は、渦芯１９９５と交差流輪郭１９９３とを図示する。図１９中で示した渦芯１９９５と図１７Ａ中で示した渦芯１５９５ｂとを比較することにより、比較的低い周波数パルスでさえ、翼先端部１５２０から発出する渦の流れを消散させるかなりの能力があることが示される。図１９中に示した交差流輪郭１９９３と、図１７Ａ中に示した交差流輪郭１５９３とを比較することにより、さらに、この予想される結果が示される。
【００７０】
少なくともいくつかの実施形態において、高周波数パルスおよび低周波数パルスは、異なる方法で翼先端部の渦に影響を及ぼすことが予想される。例えば、高周波数パルスは、翼先端部１５２０で、またはまさにその近くで、翼先端部の渦を乱し、分解し、および／またはさもなければ崩壊させる傾向があることが予想される。逆に、より低い周波数パルスは翼先端部における流れに乱れを発生させ、これらの乱れがより長期間にわたって発達するかもしれないが、最終的には渦の崩壊および／または分解をも生じさせることが予想される。特定の例において、図１７Ｂと図１９との比較は、渦が比較的高い周波数パルス（図１７Ｂ）にさらされたときには、渦は翼先端部１５２０により接近して、かつ安定した方法で分解できることを示す。渦がより低い周波数パルス（図１９）にさらされたときには、渦は、より長い期間（それゆえに、より長い距離）にわたって、かつ不安定な方法で分解する。いずれの構成においても、パルスが、翼先端部の渦の影響を消散させ、乱し、分解し、および／またはさもなければ低減させることが予想される。
【００７１】
いずれかの所定のノズルを通る流れの量を変化させることに加えて、いずれかの時点で空気流が供給される特定のノズルオリフィスの位置を変化させてもよい。例えば、図１９に関連して上述したシミュレーションにおいて、流れは、交互に第１の列１５９４ａと第２の列１５９４ｂ（図１５Ｂ）とに供給された。したがって、第１の列１５９４ａにおけるノズル１５９０は、０．５秒のパルス幅と０．５秒のパルス間の間隔とを有する１Ｈｚでパルス化され、第２の列１５９４ｂにおけるノズル１５９０はまた、第１の列１５９４ａにより供給されるパルスに対して０．５秒だけずらされた方法で、０．５秒のパルス幅と、０．５秒のパルス間の間隔とを有する１Ｈｚでパルス化された。すなわち、流れパルスが第１の列１５９４ａ中のノズル１５９０に供給されたとき、第２の列１５９４ｂ中のノズル１５９０は非作動状態になり、逆も同様であった。少なくともいくつかの例において、第１の列１５９４ａと第２の列１５９４ｂとに対して流れを交互に供給することにより、翼先端部の渦をより効果的に乱すことができると考えられる。
【００７２】
図２０Ａないし図２０Ｄは、異なるときに異なるノズルが空気流を供給する他の実施形態にしたがった代表的な構成を図示する。図２０Ａは、開いたノズル２０９８ａと、閉じたノズル２０９７ａとの“チェッカー盤”パターンを有するノズル１５９１を図示する。図２０Ｂは、閉じたノズル２０９７ｂが開いたノズル２０９８ｂの前方に位置する別の構成を図示する。いずれかの実施形態の１つの観点において、開いたノズル２０９８ｂおよび閉じたノズル２０９７ｂの構成は、翼先端部の渦を崩壊させるために交替させることができる。他の実施形態において、いくつかのノズル（例えば、後方のノズル）を開けたままにすることがいくつかの飛行条件で特に有益であり、他のノズル（例えば、前方のノズル）を開けたままにすることが他の飛行条件で特に有益であると決定されるかもしれない。したがって、開いたノズルおよび閉じたノズルの選択は、航空機の飛行体制に依存する方法でなされてもよい。他の実施形態において、ノズルは、さまざまな方法で、開いた状態と閉じた状態とを交替させてもよい。これらの実施形態のいずれにおいても、ノズルが作動状態から非作動状態に切り換わる経時変化方法に重ね合わされる経時変化方法で、ノズル１５９１を通して流れをパルス化してもよい。したがって、作動状態のノズルすなわち開いたノズルを通して流れがパルス化される周波数は、ノズルが作動状態と非作動状態とを交替する周波数と同じであるか、それよりも高いかまたはそれよりも低い。
【００７３】
図２０Ｃおよび図２０Ｄは、翼先端部１５２０で、ノズル流の進行する“波”を作り出すために、ノズルを通る流れを変化させる方法を図示する。例えば、図２０Ｃは、時間Ｔ0における、後方に位置付けられた２つの作動状態のノズル２０９８ｃと、前方に位置付けられた残りの非作動状態のノズル２０９７ｃとを図示する。（図２０Ｄ中で図示した）Ｔ1において、作動状態のノズル２０９８ｄは、図２０Ｃ中に示した構成から１列前方にシフトしており、非作動状態のノズル２０９７ｄは、ここでは作動状態のノズル２０９８ｄの前方と後方とに位置付けられている。作動状態のノズル２０９８ｄの位置は、最も前方のノズルが開くまで同様の方法で連続的に前方にシフトし続けることができる。この時点で、作動状態のノズルの“波”は最も後方の列のノズルから再開でき、または、波は反転して後方向に進行できる。
【００７４】
ノズルの数、ノズルの位置、ノズルを通るパルスのタイミング、および／または他のさまざまな要素が、異なる構成で選択および／または変更できることが理解される。これらのパラメータの選択を駆り立てる要素は、ノズルが設置されている航空機のタイプ（例えば、固定翼または回転翼航空機）、航空機が飛行している特定の飛行条件、システムが設置されているエーロフォイルの形状および構成、ならびに／または、先端部の渦の減衰レートが加速される所望の度合いを含むことができる（しかし、これらに限定されない）。
【００７５】
図２１Ａないし図２１Ｄは、いずれかの所定のノズルを通る流れを変化させる、代表的なパルスプロファイルを図示する。例えば、図２１Ａは、ステップ関数を有するパルスプロファイル２１９９ａを図示する。各ステップの幅（例えば、流れがノズルを通過している期間）と、補完的なパルス間の間隔（例えば、流れがいずれかの所定のノズルを流れていない期間）は、特定の結果を生じるように選択された方法で変化させることができる。例えば、図２１Ａ中で示した実施形態において、パルス幅およびパルス間の間隔は同じであるが、他の実施形態において、パルス幅およびパルス間の間隔は異なっていてもよい。
【００７６】
図２１Ｂは、流れのステップの増加と、その後の流れの漸進的減少と、その後に、いったん流量が０にまで低減した後の即時のステップの増加とを有するパルスプロファイル２１９９ｂを図示する。図２１Ｃは、流量の増加が漸進的であり、減少がステップ関数であるパルスプロファイル２１９９ｃを図示する。図２１Ｃ中に示したように、パルスプロファイル２１９９ｃは、どの流れも対応するノズルを通って排出されない、パルス間の間隔を含むことができる。図２１Ｄは、シヌソイド状に変化するパルス流量を有するパルスプロファイル２１９９ｄを図示する。
【００７７】
図１５Ａないし図２１Ｄ中で示した構成と、関係付けられた説明とにより、エーロフォイルデバイスの先端部に形成される渦の流れを崩壊させるために使用できる構成の代表的な例が提供される。これらの先端領域から流れが排出される位置および／または方法は、本発明のさらなる実施形態にしたがった他の方法で、選択および／または変更されてもよい。
【００７８】
図２２は、本発明の実施例にしたがって構成された渦消散デバイス２２３０の構成を図示する。渦消散デバイス２２３０は、図１５Ａに関連して上述したのとほぼ同様の方法で配列されたノズル１５９０およびオリフィス１５９１を含むことができる。他の実施形態において、ノズルの配列および／または構成は異なっていてもよい。これらの実施例のいずれにおいても、渦消散デバイス２２３０は、ノズル１５９０のいずれかを通る流れを選択的に方向付けるかまたは流れを抑制するバルブデバイス２２３１を含むことができる。本実施形態の特定の観点において、バルブデバイス２２３１は、圧力の変化を使用して、対応するオリフィスを開いたり閉じたりする流体デバイスとすることができる。圧力の変化は、対応する流体の、または空気のバルブ構成によって提供でき、ノズルを開くかまたは閉じるためにノズル自体に可動部を備える必要はない。適切な装置は、ニュージャージー州のモリスタウンシップのハニーウェル社から入手できる。他の実施形態において、他の適切な、流体の、機械式の、および／または電気機械式の、バルブをバルブデバイス２２３１に組み込むことができる。
【００７９】
上述の実施形態のいずれにおいても、ノズル１５９０を通って排出される比較的高圧の空気が高圧空気源２２３２により供給できる。高圧空気源２２３２は、航空機エンジンのうちの１つのコンプレッサ段（たとえば、主エンジンまたは補助出力ユニット）を含むことができる。他の実施形態において、ノズル１５９０に供給される空気は、例えば電気的に駆動されるコンプレッサなどの別個の源により加圧できる。
【００８０】
上述の実施形態のいずれにおいても、渦消散デバイス２２３０は制御装置２２３３含むことができる。制御装置２２３３は、バルブデバイス２２３１と動作可能に結合されており、各ノズル１５９０に対する流れをいつどのように調整するかをバルブ装置２２３１に命令する信号をバルブ装置２２３１に向けるように構成できる。特定の実施形態において、制御装置２２３３はコンピュータシステムを含むことができる。したがって、制御装置２２３３により提供される指示の多くは、プログラム可能なコンピュータにより実行されるルーチンを含む、コンピュータ実行可能な命令の形態を取ることができる。ここで一般的に使用される、用語“コンピュータ”は、何らかのデータプロセッサを指し、マルチプロセッサシステムや、プロセッサベースのまたはプログラム可能な家庭用電子機器や、ネットワークコンピュータや、ミニコンピュータや、ハンドヘルドデバイスや、これらに類似するものを含むことができる。プログラムモジュールまたはサブルーチンは、ローカルおよびリモートのメモリ記憶デバイス中に位置していてもよく、磁気的にまたは光学的に、読取り可能なまたは取外し可能なコンピュータディスクを含むコンピュータ読取可能媒体に記憶または分散されていてもよく、さらに、ネットワークを介して電子的に分散されていてもよい。したがって、制御装置２２３３は、流れがノズル１５９０を通して供給される方法を、特に、いくつかのケースにおいては、オペレータにより調整される予め設定された方法を変更するようにプログラムできる。制御装置２２３３を他の航空機システムに結合して、それにより、対応する航空機が飛行している特定の飛行体制に依存する方法で、ノズルを通して供給される流れの特性を自動的に変更できる。例えば、流れの特性は、航空機が高速巡航状態あるいは、低速進入または離陸状態であるかどうかに依存して自動的に変更できる。ノズル１５９０が動くよう構成されているとき、制御装置２２３３はまた、ノズル１５９０の動きを指示するよう構成できる。
【００８１】
図２３は翼２３１４の部分概略図であり、本発明のいくつかの追加の実施形態にしたがった、いくつかの異なる渦消散デバイス２３３０ａないしc（総称して渦消散デバイス２３３０と呼ばれる）を示す。説明のために、これらのデバイスは単一の翼２３１４上に示されている。さらなる実施形態にしたがった翼は、図示した渦消散デバイス２３３０のさまざまな組み合せ、または図示したデバイス２３３０のうちのいずれかを単独で含むことができる。これらのデバイス２３３０のいずれも、経時変化するジェットパルスを送り出す固定された幾何学的オリフィス、または、安定したジェット流を送り出す空間的に可動なオリフィス、または、空間的に可動であり、かつ経時変化するジェットパルスを送り出すオリフィスを有することができる。
【００８２】
翼２３１４は、翼先端部の渦消散デバイス２３３０ａを有する翼先端部２３２０を含むことができる。翼先端部の渦消散デバイス２３３０ａは、上述のいずれにもほぼ類似した構成を有することができる。翼２３１４はまた、ウィングレット２３２３を含むことができ、ウィングレット２３２３は、（オプション的に）ウィングレット先端部の渦消散デバイス２３３０ｂを備えた、ウィングレット先端部２３２５を含むことができる。いくつかの実施形態において、ウィングレット２３２３がウィングレット先端部の渦消散デバイス２３３０ｂを装備するかどうかは、ウィングレット２３２３の大きさにより決定できる。一般に、ウィングレット２３２３が大きければ大きいほど、ウィングレット先端部の渦消散デバイス２３３０ｂからの可能性のある利点が大きくなる。
【００８３】
翼２３１４はまた、後縁デバイス先端部２３２４を有する後縁デバイス２３２２（例えば、フラップ）を含むことができる。後縁デバイス先端部２３２４は、後縁デバイス先端部の渦消散デバイス２３３０ｃを装備できる。再度説明すると、後縁デバイス２３２２が大きければ大きいほど、後縁デバイス先端部の渦消散デバイス２３３０ｃからの予想される利点が大きくなる。
【００８４】
前述のことから、説明のために、本発明の特定の実施形態をここで記述してきたが、本発明から逸脱することなくさまざまな修正が実施できることを理解するだろう。例えば、特定の実施形態の文脈に記述した本発明の観点は、他の実施形態において組み合わされるか、または削除されてもよい。特定の例において、上述したノズル流の、経時変化する特徴は、ノズルの空間的に変化する特徴と組み合わされてもよく、このことは、上述されている。特定の実施形態において、空間的に固定された位置を有するがパルス化されたジェット流を送り出すノズルを翼先端部に設けることができ、反対の特徴（空間的に可動であるが安定したジェット流）を有するノズルをフラップまたは他の高揚力装置の先端に設けることができる。他の実施形態において、固定されたノズルおよび可動ノズルの位置は、逆にすることができる。さまざまな実施形態において、ノズルを通してパルス化される流れは、１Ｈｚ未満の周波数で、１０Ｈｚよりも高い周波数で、または１ないし１０Ｈｚの周波数でパルス化できる。
【００８５】
上述したノズルはいずれも、図中で示し、関係付けられた文面に記載したものとは異なる特徴を有することができる。例えば、図中で示したノズルは、ほぼ円形の断面の出口形状を有するが、他の実施形態において、ノズルの出口（および／またはノズルの他の領域）は、円形でない断面の形状を有することができる。複数のノズルを（例えば、スロットの形態で）組み合わせて、個々のノズルの全体数を減らすことができ、他の実施形態において、個々のノズルの数は、図中で示した数から増やすことができる。ノズルは、図中で示し、上述したものとは異なる形状および構成を有することができ、図中で示し、上述したものとは異なる構成を有する航空機に設置できる。多くのケースにおいて、ノズルはエーロフォイルの先端部からの空気を方向付けるよう構成され、いくつかのケースにおいて、ノズルは他の気体または他の流体を方向付けることができる。本発明のいくつかの実施形態に関係付けられた利点をそれらの実施形態の文脈において記述してきたが、他の実施例もまた、このような利点を示すことがあり、すべての実施形態が本発明の範囲内に収まるこのような利点を必ずしも示す必要はない。したがって、本発明は、特許請求の範囲による以外に限定されない。
【図面の簡単な説明】
【００８６】
【図１】図１は、それぞれの翼先端部の位置において渦を発する飛行機を示す等角図である。
【図２】図２は、渦の形成を結果として生じる流れパターンを図示する、エーロフォイルの断面の等角図である。
【図３】図３は、発生された渦の流れパターンと、他の航空機に対するこれらの影響とを概略的に図示するいくぶん概略的な等角図である。
【図４】図４は、典型的な渦の断面図である。
【図５Ａ】図５Ａは、本発明の最初の実施形態のジェット気流パターンを示す連続図である。
【図５Ｂ】図５Ｂは、本発明の最初の実施形態のジェット気流パターンを示す連続図である。
【図５Ｃ】図５Ｃは、本発明の最初の実施形態のジェット気流パターンを示す連続図である。
【図５Ｄ】図５Ｄは、本発明の最初の実施形態のジェット気流パターンを示す連続図である。
【図６】図６は、本発明の実施形態のノズルセクションを図示するいくぶん概略的な等角図である。
【図７】図７は、図６の線７−７に沿って得られた断面図である。
【図８】図８は、図６のノズルセクションの端面図である。
【図９Ａ】図９Ａは、ジェット気流の方向の周期的な動きの周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の、非作動の状況および作動の状況おける、翼先端部から発せられる渦を図示する。
【図９Ｂ】図９Ｂは、ジェット気流の方向の周期的な動きの周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の、非作動の状況および作動の状況おける、翼先端部から発せられる渦を図示する。
【図９Ｃ−１】図９Ｃ−１は、ジェット気流の方向の周期的な動きの周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の、非作動の状況および作動の状況おける、翼先端部から発せられる渦を図示する。
【図９Ｃ−２】図９Ｃ−２は、ジェット気流の方向の周期的な動きの周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の、非作動の状況および作動の状況おける、翼先端部から発せられる渦を図示する。
【図９Ｄ−１】図９Ｄ−１は、ジェット気流の方向の周期的な動きの周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の、非作動の状況および作動の状況おける、翼先端部から発せられる渦を図示する。
【図９Ｄ−２】図９Ｄ−２は、ジェット気流の方向の周期的な動きの周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の、非作動の状況および作動の状況おける、翼先端部から発せられる渦を図示する。
【図１０Ａ】図１０Ａは、装置の作動前と動作周波数が１０．７Ｈｚである作動後とにおける渦を表わす等値面を表示する。
【図１０Ｂ】図１０Ｂは、装置の作動前と動作周波数が１０．７Ｈｚである作動後とにおける渦を表わす等値面を表示する。
【図１０Ｃ】図１０Ｃは、装置の作動前と動作周波数が１０．７Ｈｚである作動後とにおける渦を表わす等値面を表示する。
【図１１Ａ】図１１Ａは、１０．７Ｈｚの動作周波数における、渦の発生と消散とを表わすグラフである。
【図１１Ｂ】図１１Ｂは、１０．７Ｈｚの動作周波数における、渦の発生と消散とを表わすグラフである。
【図１１Ｃ】図１１Ｃは、１０．７Ｈｚの動作周波数における、渦の発生と消散とを表わすグラフである。
【図１２Ａ】図１２Ａは、動作周波数が１．０７Ｈｚであることを除いて、図１０Ａに類似の等値面を表示する。
【図１２Ｂ】図１２Ｂは、動作周波数が１．０７Ｈｚであることを除いて、図１０Ｂに類似の等値面を表示する。
【図１２Ｃ】図１２Ｃは、動作周波数が１．０７Ｈｚであることを除いて、図１０Ｃに類似の等値面を表示する。
【図１３Ａ】図１３Ａは、装置が１．０７Ｈｚの周波数で動作している図１１Ａに類似のグラフである。
【図１３Ｂ】図１３Ｂは、装置が１．０７Ｈｚの周波数で動作している図１１Ｂに類似のグラフである。
【図１３Ｃ】図１３Ｃは、装置が１．０７Ｈｚの周波数で動作している図１１Ｃに類似のグラフである。
【図１４Ａ】図１４Ａは、図５Ａないし図５Ｄに類似するが、ジェット気流が位相が異なる関係において往復するように動く２つのジェット気流セクションを有する、本発明のさらなる実施形態を示す。
【図１４Ｂ】図１４Ｂは、図５Ａないし図５Ｄに類似するが、ジェット気流が位相が異なる関係において往復するように動く２つのジェット気流セクションを有する、本発明のさらなる実施形態を示す。
【図１４Ｃ】図１４Ｃは、図５Ａないし図５Ｄに類似するが、ジェット気流が位相が異なる関係において往復するように動く２つのジェット気流セクションを有する、本発明のさらなる実施形態を示す。
【図１４Ｄ】図１４Ｄは、図５Ａないし図５Ｄに類似するが、ジェット気流が位相が異なる関係において往復するように動く２つのジェット気流セクションを有する、本発明のさらなる実施形態を示す。
【図１４Ｅ】図１４Ｅは、図５Ａないし図５Ｄに類似するが、ジェット気流が違相関係において往復するように動く２つのジェット気流セクションを有する、本発明のさらなる実施形態を示す。
【図１５Ａ】図１５Ａは、本発明の別の実施形態にしたがって構成された渦消散デバイスを有する航空機の等角図である。
【図１５Ｂ】図１５Ｂは、図１５Ａ中で示した航空機の一部を図示する拡大等角図である。
【図１６Ａ】図１６Ａは、本発明の実施形態にしたがったシステムの作動前と作動後とにおける予想される渦の挙動を示す概略図である。
【図１６Ｂ】図１６Ｂは、本発明の実施形態にしたがったシステムの作動前と作動後とにおける予想される渦の挙動を示す概略図である。
【図１７Ａ】図１７Ａは、図１６Ａおよび図１６Ｂ中で最初に示した流れ場に関係付けられた交差流速度輪郭を図示する。
【図１７Ｂ】図１７Ｂは、図１６Ａおよび図１６Ｂ中で最初に示した流れ場に関係付けられた交差流速度輪郭を図示する。
【図１８Ａ】図１８Ａは、図１６Ａ中で示した流れ場に関係付けられた全圧力レベルを図示する。
【図１８Ｂ】図１８Ｂは、図１６Ｂ中で示した流れ場に関係付けられた全圧力レベルを図示する。
【図１９】図１９は、本発明の別の実施形態にしたがったシステムの作動後における流れ場に関連付けられた、予想される交差流速度輪郭を図示する。
【図２０Ａ】図２０Ａは、本発明のいくつかの実施形態にしたがって構成された、作動状態および非作動状態のノズルを図示する。
【図２０Ｂ】図２０Ｂは、本発明のいくつかの実施形態にしたがって構成された、作動状態および非作動状態のノズルを図示する。
【図２０Ｃ】図２０Ｃは、本発明のいくつかの実施形態にしたがって構成された、作動状態および非作動状態のノズルを図示する。
【図２０Ｄ】図２０Ｄは、本発明のいくつかの実施形態にしたがって構成された、作動状態および非作動状態のノズルを図示する。
【図２１Ａ】図２１Ａは、本発明のいくつかの実施形態にしたがった、ノズルを通る流体流れをパルス化する方法を概略的に図示する。
【図２１Ｂ】図２１Ｂは、本発明のいくつかの実施形態にしたがった、ノズルを通る流体流れをパルス化する方法を概略的に図示する。
【図２１Ｃ】図２１Ｃは、本発明のいくつかの実施形態にしたがった、ノズルを通る流体流れをパルス化する方法を概略的に図示する。
【図２１Ｄ】図２１Ｄは、本発明のいくつかの実施形態にしたがった、ノズルを通る流体流れをパルス化する方法を概略的に図示する。
【図２２】図２２は、本発明の別の実施形態にしたがって構成された渦消散デバイスを含む航空機システムの部分概略図である。
【図２３】図２３は、本発明のさらなる実施形態にしたがって構成された渦消散デバイスを含む航空機システムの部分概略図である。
【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５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図５Ｄ】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９Ａ】
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【図９Ｂ】
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【図９Ｃ−１】
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【図９Ｃ−２】
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【図９Ｄ−１】
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【図９Ｄ−２】
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【図１０Ａ】
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【図１０Ｂ】
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【図１０Ｃ】
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【図１１Ａ】
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【図１１Ｂ】
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【図１１Ｃ】
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【図１２Ａ】
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【図１２Ｂ】
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【図１２Ｃ】
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【図１３Ａ】
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【図１３Ｂ】
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【図１３Ｃ】
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【図１４Ａ】
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【図１４Ｂ】
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【図１４Ｃ】
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【図１４Ｄ】
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【図１４Ｅ】
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【図１５Ａ】
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【図１５Ｂ】
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【図１６Ａ】
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【図１６Ｂ】
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【図１７Ａ】
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【図１７Ｂ】
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【図１８Ａ】
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【図１８Ｂ】
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【図１９】
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【図２０Ａ】
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【図２０Ｂ】
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【図２０Ｃ】
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【図２０Ｄ】
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【図２１Ａ】
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【図２１Ｂ】
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【図２１Ｃ】
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【図２１Ｄ】
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【図２２】
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【図２３】
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【国際調査報告】
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