(57)【要約】  表面から突出する一連のショックバンプを備える空気力学的構造である。前記ショックバンプは、前記ショックバンプがない場合に前記構造の遷音速移動中に前記表面に隣接して生じる非摂動ショックより小さい平均スウィープ角を有する線に沿って分布される。前記ショックバンプは、非摂動ショックの線に沿って分布される代わりに、非摂動ショックの平均スウィープ角より小さいスウィープを有する線に沿って分布される。前記構造が遷音速で移動するとき、ショックがその表面に隣接して生じ、ショックバンプがそのスウィープ角を減少するようにショックを摂動させる。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
表面から突出する一連のショックバンプを備える空気力学的構造であって、前記ショックバンプは、前記ショックバンプがない場合に前記構造の遷音速移動中に前記表面に隣接して生じる非摂動ショックより小さい平均スウィープ角を有する線に沿って分布されている、空気力学的構造。
【請求項２】
前記一連のショックバンプの第１のショックバンプは前記非摂動ショックの位置と一致して位置し、他のショックバンプは前記非摂動ショックの位置の前方又は後方に位置している、請求項１記載の空気力学的構造。
【請求項３】
各バンプは前縁、後縁、内縁及び外縁を有している、請求項１又は２記載の空気力学的構造。
【請求項４】
各バンプは前記前縁、後縁、内縁及び外縁で前記表面に接合する、請求項３記載の空気力学的構造。
【請求項５】
各バンプは事実上鋭い凸縁又は点をもたない、請求項１−４のいずれかに記載の空気力学的構造。
【請求項６】
前記ショックバンプは、前記ショックの構造を変更するように構成された形状及び位置を有する、請求項１−５のいずれかに記載の空気力学的構造。
【請求項７】
前記ショックバンプは、λ状の波紋を有するスメアショックフットを誘導するように構成された形状及び位置を有する、請求項６記載の空気力学的構造。
【請求項８】
前記空気力学的構造は翼であり、前記表面は翼の低圧力表面である、請求項１−７のいずれかに記載の空気力学的構造。
【請求項９】
前記空気力学的構造は前縁及び後縁を有する翼であり、前記一連のショックバンプの各バンプは前記翼の後縁寄りに位置する頂点を有している、請求項１−８のいずれかに記載の空気力学的構造。
【請求項１０】
表面から突出する一連のショックバンプを備える空気力学的構造を動作させる方法であって、該方法は、
前記構造を遷音速で移動させるステップと、
前記構造の表面に隣接してショックを生じさせるステップと、
前記ショックのスウィープ角が減少するように前記一連のショックバンプで前記ショックに摂動を与えるステップと、
を備える方法。
【請求項１１】
前記摂動を与えられたショックが一連の影響点を有する階段状のプランフォーム形状をなす、請求項１０記載の方法。
【請求項１２】
前記ショックバンプが前記ショックの構造を変更するために使用される、請求項１０又は１１記載の方法。
【請求項１３】
各ショックバンプによりλ状の波紋を有するショックにスメアショックフットを誘導するステップを更に備える、請求項１０−１２のいずれかに記載の方法。
【請求項１４】
前記ショックバンプのうちの少なくとも一つを超える流れが該バンプにほぼ全体に付着する、請求項１０−１３のいずれかに記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、表面から突出する一連のショックバンプを備える空気力学的構造及び該構造を動作させる方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
図１は、飛行機の翼の上部表面の平面図である。翼は前縁１及び後縁２を有し、各縁は自由流の方向に対して後方にスウィープしている。
【０００３】
遷音速では、スウィープするショック（衝撃又は衝撃波）４が翼の上部表面に垂直に生じる。非特許文献１に記載されているように、λ状の波紋を有するスメアショックフット（smeared shock foot）を誘導するためには３−Ｄショックバンプを使用することができる。
【０００４】
伝統的には、このようなバンプの翼弦位置はショック４の予測位置により決定される。しかし、層流翼又は乱流翼に対して、この位置はマッハ数及び揚力係数の複雑な関数である。ショックと関連する造波抵抗は、ショックがバンプ上の特定の位置にあるときに最大の利益を示す３−Ｄショックバンプの使用により軽減することができる。従って、飛行状態が変化すると、ショックがこの最適位置から移動し得る。
【０００５】
この問題を解決する伝統的なアプローチは、エアロフォイル形状、従ってショック位置を変更するために後縁可変キャンバを配置するものであり、この方法は余分の重量及びシステムの複雑化を招く。そして、衝撃波を翼断面の形状及び翼幅荷重分布と無関係に固定する方法を見出す課題がある。
【０００６】
特許文献１は、ショック制御突部を用いて翼の下部表面から離れていくショックを発生させている。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００７】
【非特許文献１】Hoden, H.A. and Babinsky, H. (2003) “Shock/boundary layer interaction control using 3D devices In”:41st Aerospace Sciences Meeting and Exibit, January 6-9, 2003, Reno, Nevada, USA, Paper no. AIAA2003-447;
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許出願公開第２００６／００６０７２０号明細書
【発明の概要】
【０００９】
本発明の第１の態様は、表面から突出する一連のショックバンプを備える空気力学的構造であって、前記ショックバンプは、前記ショックバンプがない場合に前記構造の遷音速移動中に前記表面に隣接して生じる非摂動ショック（unperturbed shock）より小さい平均スウィープ角を有する線に沿って分布されている、空気力学的構造を提供する。
【００１０】
前記ショックバンプは、非摂動ショックの線に沿って分布される代わりに、非摂動ショックの平均スウィープ角より小さいスウィープを有する線に沿って分布される。即ち、この線は、非摂動ショックが後方にスウィープされる場合、スウィープされないかより小さいスウィープ角で後方にスウィープされる。同じく、この線は、非摂動ショックが前方にスウィープされる場合、スウィープされないか小さいスウィープ角で前方にスウィープされる。換言すれば、ショックバンプはショックをスウィープしない。
【００１１】
本発明の第２の態様は、表面から突出する一連のショックバンプを備える空気力学的構造を動作させる方法を提供し、該方法は、前記構造を遷音速で移動させるステップと、前記構造の表面に隣接してショックを生じさせるステップと、ショックのスウィープ角が減少するように前記一連のショックバンプで前記ショックに摂動を与えるステップとを備える。
【００１２】
典型的には、前記ショックバンプにより、ショックが一連の影響点を有する階段状のプランフォーム形状を形成するようにせしめる。
【００１３】
典型的には、各ショックバンプによりλ状の波紋を有するスメアショックフットを誘導させる。
【００１４】
典型的には、前記一連のショックバンプの第１のショックバンプは前記非摂動ショックの位置と一致して置き、他のショックバンプは（非摂動ショックが後方にスウィープされるか前方にスウィープされるかに応じて）前記非摂動ショックの位置の前方又は後方に置く。
【００１５】
典型的には、各バンプは前縁、後縁、内縁及び外縁を有する。前記バンプはそれらの縁で前記表面に徐々に融合させてもよいし、それらの縁の一つ以上で急激な凹面不連続性接合にしてもよい。
【００１６】
典型的には、各バンプは鋭い凸縁又は点を殆どもたないようにする。
【００１７】
典型的には、前記ショックバンプは前記ショックの構造を変更するような形状及び位置に構成配置される。これは、ショック制御突部を用いてこれがない場合に存在しないショックを発生させる特許文献１と対照的である。
【００１８】
前記空気力学的構造は、飛行機の翼、水平尾翼又は操縦面などのエアロフォイル、ナセル、パイロン及びフィンなどの飛行機構造又はタービンブレードのような他の種類の空気力学構造とすることができる。
【００１９】
エアロフォイルの場合には、前記ショックバンプはエアロフォイルの高圧力表面（即ち、飛行機の翼の場合には下面）上に設けることができるが、エアロフォイルの低圧力表面（即ち、飛行機の翼の場合には上面）に設けるのがより好ましい。また、各バンプの頂点は典型的にはエアロフォイルの後縁寄り、換言すれば５０％翼弦の後方に位置させる。バンプの頂点は単点にしても、平坦部にしてもよい。平坦部の場合には、平坦部の前縁はエアロフォイルの後縁寄りに位置させる。
【００２０】
本発明の実施例を図面を参照して以下に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】飛行機の翼の上面の平面図である。
【図２】本発明の第１の実施例による一連のショックバンプを担持する飛行機の翼の上面の平面図である。
【図３】Ａ−Ａ線に沿ったバンプの一つの中心を通る断面図である。
【図４】第１のショックバンプの外側における摂動ショック及び非摂動ショックの平均スウィープ角を示す平面図である。
【図５】本発明の第２の実施例による一連のショックバンプを担持する飛行機の翼の上面の平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
図２は、図１の翼と同様に遷音速流内の飛行機の翼の上部表面の平面図である。一連のショックバンプのフットプリント（設置面積）は３ａ−３ｃで示され、図３は自由流方向と平行なＡ−Ａ線に沿ったバンプの一つの中心を通る縦断面図である。これらのショックバンプがない場合には、遷音速巡航飛行状態中に非摂動ショック４が生じる。
【００２３】
各バンプは翼の基準表面５から突出し、前縁６ａ、後縁６ｂ、内縁６ｃ及び外縁６ｄで基準表面５に接合する。バンプの側面の下位部は凹面状で、基準面５に徐々に融合する。例えば、図３では、バンプの前側の下位部７は前縁６ａで基準表面５に徐々に融合する。代わりに、バンプの一つ以上の縁で急激な不連続性接合にしてもよい。例えば、バンプの前側の下位部は破線７ａで示されるように平面にしてもよい。この場合には、ショックバンプの前側平面７ａは基準表面５と前縁６ａで急激な不連続性接合になる。前部／後部断面Ａ−Ａの頂点６ｅはバンプの中心の後方にオフセットされる。各バンプ３ａ−３ｃの頂点も５０％翼弦の後方、典型的には６０％翼弦と６５％翼弦との間に位置する。ボーテックスジェネレータとは相違して、バンプは鋭い凸縁又は点を持たないため、バンプがそれらの最適条件で動作するとき（即ちショックがバンプの頂点の直前に位置するとき）流れはバンプ全体に付着したままになる。
【００２４】
ショックバンプ３ａ−３ｃは、図３に示されるλ状の波紋を有するスメアショックフット８を誘導することによりショックの構造を変更する。ショックバンプ３ａ−３ｃが、バンプの頂点６ｅの直前にショック４が位置するそれらの最適条件で動作するとき、スメアフット８は、バンプの前縁に向かう単一の前方ショック８ａ及び頂点６ｅの少し前方に位置する単一の後方ショック８ｂを有するλ状の波紋を有する。また、単一の前方ショック８ａの代わりに、スメアフットは扇形の一連の前方ショックを有するλ状の波紋にしてもよい。局所流は一般に音速状態の直上であるので、流れに対する摂動は自由流方向に対して殆ど直角に横方向に広がり、非摂動ショック４に沿って広がらない。これは図２に摂動ショックライン９で示されており、このラインは第１の(最も内側の)ショックバンプ３ａに到達するまで非摂動ショック４と一致する。この点にて、ショックバンプはショックに摂動を与えるため、摂動ショックライン９は図に示されるように前方へ曲がる。第１のバンプ３ａから少し離れた翼幅方向の位置において、流れは非摂動状態に戻り、もとの翼弦方向の位置に戻ろうとする。これは摂動ショックライン９に影響点１１を生じる。第２のバンプ３ｂはバンプ３ａの外側に位置するとともにライン４の前方に位置し、もとのショック位置４と無関係に第１のバンプ３ａがスメアラムダショックの進路を指示していることが分かっているショックに再び摂動を与える。同様に、第３のバンプ３ｃもバンプ３ｂの外側及びライン４の前方の適切な位置に位置して、ショックに再び摂動を与える。３つより多いショックバンプを用いてこのプロセスを翼先端の方へ延長してもよい。
【００２５】
ショックバンプ３ａ−３ｃは、ショックが一連の影響点１１を有する階段状のプランフォーム形状９を形成するように作用する。図４は、第１のショックバンプ３ａの外側における摂動ショック９の平均スウィープ角を表す線９ａ及び非摂動ショック４の平均スウィープ角を表す線４ａを示す。図４に示されるように、線９ａは線４ａよりスウィープが小さい。
【００２６】
ショックの摂動位置９は最も内側のバンプ３ａの流れの関数として決定され、揚力係数又はマッハ数の関数として決定されない。これにより可変キャンバシステムが不要になり、バンプを種々の飛行条件に対してそれらの最適条件で又はその近傍で動作し続けさせることができる。
【００２７】
ショックバンプの中心は線１０に沿って分布される。この線１０もライン４ａよりスウィープが小さい。図２に示される実施例では、ショックバンプ３ａ−３ｃのすべての中心が直線１０上に置かれている。しかし、他の実施例では、すべてのバンプの中心を直線上に置かないようにすることもでき、その一例が図５に示されている。この実施例では、ショックバンプ３ａ−３ｅはジグザグ線１０ａ−１０ｄに沿って分布される。ジグザグ線１０ａ−１０ｄの平均スウィープ角（ライン１０ｅで示されている）は、図２のライン１０と同様に）第１のバンプ１０ａの外側において非摂動ショック４の平均スープ角より小さい角度でスウィープしている。直線平均線１０ｅからのジグザグ線１０ａ−１０ｄの偏差は図５では説明のために誇張されている点に注意されたい。
【００２８】
ショックバンプは翼の上部表面に示されているが、同様の構成を種々の他の用途、例えばパイロン及びナセルに使用することができる。これらのショックバンプは、ヘリコプタロータの先端及びプロペラブレードに適用すると、プロファイルパワー及び騒音の低減をもたらすこともできる。
【００２９】
本発明は一つ以上の好適実施例について記載したが、添付の請求項で特定される本発明の範囲から離れることなく種々の変形又は変更が可能である点に留意されたい。
【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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【国際調査報告】
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