(57)【要約】  本発明は、空力部材の縦方向に隣接して配置される少なくとも２つの流れフラップが搭載されるキャリヤ翼に適用する空力部材に関する。また本発明は、主キャリヤ翼と、少なくとも１つの空力部材とを備えるキャリヤ翼に関する。また、動作駆動部に対して時間変化の指令信号を生成する動作駆動制御モジュールを備えるコンピュータに関する。動作駆動制御モジュールは、活性化されると、それぞれアクチュエータ駆動部で少なくとも２つの振動指令信号を生成する。前記信号は、逆位相にある。また本発明は、動作駆動制御モジュールを備えるコンピュータによって実行されるコンピュータプログラムに関する。また、動作駆動システムの指令信号に影響を及ぼす方法に関する。また、動作駆動制御モジュールを備えたコンピュータと、キャリヤ翼と、少なくとも１つの動作駆動部との空力アセンブリに関する。
2010503571.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
主翼の翼幅方向に或る角度をなして縦方向に延びるように、前記主翼に取付けられる空力部材であって、
前記空力部材の下流端は、前記空力部材の縦方向に互いに隣接して位置する少なくとも２つの流れフラップを収容することを特徴とする、空力部材。
【請求項２】
互いに隣接して配置された偶数の前記流れフラップは、前記空力部材上において縦方向に位置する、請求項１記載の空力部材。
【請求項３】
互いに隣接して配置された奇数の前記流れフラップは、前記空力部材上において縦方向に位置する、請求項１記載の空力部材。
【請求項４】
少なくとも２つの前記空力部材に対して選択される前記サイズは、少なくとも２つの前記流れフラップが位相シフト振動であれば、前記空力部材によって生じる前記動作誘発性空気力が、何れかの時点で前記流れフラップのうちの一つによって誘発され得る前記最大空気力の１０％未満であるようにとってある、請求項１〜３何れか一項記載の空力部材。
【請求項５】
少なくとも２つの前記流れフラップが逆位相の振動であれば、これらの空力部材によって生じる前記動作誘発性空気力が、前記振動周期のどの時点であっても正確に相殺される、請求項１〜４何れか一項記載の空力部材。
【請求項６】
２つの前記流れフラップは、前記空力部材上において縦方向に互いに隣接して配置される、請求項１〜５何れか一項記載の空力部材。
【請求項７】
前記空力部材上に位置する前記流れフラップは、互いに直接隣接する、請求項１〜６何れか一項記載の空力部材。
【請求項８】
少なくとも１つのアクチュエータを前記流れフラップに割当てておき、
前記アクチュエータは、幾つかの前記流れフラップ、またはそれぞれ前記流れフラップをゼロ設定から移動させ得る、請求項１〜７何れか一項記載の空力部材。
【請求項９】
前記空力部材の少なくとも２つの前記流れフラップは、互いに機械的に連結され、
前記流れフラップを活性化するアクチュエータは、前記流れフラップに連結され、前記アクチュエータの活性化動作は、前記流れフラップの位相シフト動作または逆位相の動作を同時に誘発する、請求項１〜８何れか一項記載の空力部材。
【請求項１０】
それぞれ前記流れフラップは、互いに逆に向かう両方向に基準設定から進むそれぞれ前記流れフラップを移動可能なアクチュエータを、前記流れフラップに割当てておく、請求項１〜９何れか一項記載の空力部材。
【請求項１１】
前記基準設定は、前記空力部材上のそれぞれ前記流れフラップの前記中立的設定である、請求項１０記載の空力部材。
【請求項１２】
前記空力部材の前記抵抗が、前記最小抵抗値の多くても１０％であるように、前記基準設定は、前記空力部材上のそれぞれ前記流れフラップに設定される、請求項１０記載の空力部材。
【請求項１３】
前記空力部材上に位置する前記流れフラップは、前記基準設定から両方向に進む１０度〜４０度、好ましくは１５度〜２５度のフラップ偏位を行う、請求項１〜１２何れか一項
記載の空力部材。
【請求項１４】
前記空力部材は、前記主翼の前記先端に配置されたウイングレットである、請求項１〜１３何れか一項記載の空力部材。
【請求項１５】
前記空力部材は、前記主翼の前記根元と先端の間の前記領域に配置される、請求項１〜１４何れか一項記載の空力部材。
【請求項１６】
前記空力部材の前記縦方向と、前記主翼の前記翼幅方向との間の前記角度は、９０度である、請求項１〜１５何れか一項記載の空力部材。
【請求項１７】
前記空力部材の前記縦方向と、前記主翼の前記翼幅方向との間の前記角度は、４５度〜９０度で変動する、請求項１〜１６何れか一項記載の空力部材。
【請求項１８】
主翼と、請求項１〜１７何れか一項に従って設計された少なくとも１つの空力部材とを備えることを特徴とする、翼。
【請求項１９】
前記空力部材は、少なくとも２つの前記流れフラップを活性化すべく、少なくとも１つのアクチェータを組込む、請求項１８記載の翼。
【請求項２０】
前記空力部材は、少なくとも２つの前記流れフラップを活性化すべく、それぞれ前記流れフラップに対して少なくとも１つのアクチェータを組込む、請求項１８または１９記載の翼。
【請求項２１】
前記空力部材は、少なくとも１つの前記アクチュエータを活性化するコンピュータを組込む、請求項２０記載の翼。
【請求項２２】
アクチュエータ活性化モジュールを備えるコンピュータであって、
前記コンピュータは、アクチュエータに対して時間変化の指令信号を生成し、
前記アクチュエータ活性化モジュールは、活性化されると、互いに対して逆位相の少なくとも２つの振動指令信号を生成する関数を示すことを特徴とする、コンピュータ。
【請求項２３】
アクチュエータ活性化モジュールを備えるコンピュータであって、
前記コンピュータは、少なくとも１つのアクチュエータに対して時間変化の指令信号を生成し、
前記アクチュエータ活性化モジュールは、活性化されると少なくとも３つの振動指令信号を生成する関数である振動指令関数を示し、
それぞれ前記振動指令信号は、前記アクチュエータに送信され、前記指令信号は、互いに対して位相シフトされることを特徴とする、コンピュータ。
【請求項２４】
前記振動指令関数は、前記振動指令信号の前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方を変化させる関数である、請求項２２または２３記載のコンピュータ。
【請求項２５】
前記振動指令関数は、所定時間領域における前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方を連続的に増大または低下させるランプ関数を示す、請求項２４記載のコンピュータ。
【請求項２６】
前記振動指令関数は、所定時間領域の前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方、または所定時間領域の複数の振動数と複数の振幅のうちの少なくとも一方を測定するランダムチェック発生器を示す、請求項２４〜２５何れか一項記載のコンピュータ。
【請求項２７】
前記ランダムチェック発生器は、更に前記時間領域の前記サイズを測定する、請求項２６記載のコンピュータ。
【請求項２８】
前記振動指令関数は、白色雑音を生成し、更に前記白色雑音を前記振動指令信号内に注入する、請求項２４〜２７何れか一項記載のコンピュータ。
【請求項２９】
所定帯幅内の前記振動数は、正規分布に基づき所定時間領域において生成される、請求項２４〜２８何れか一項記載のコンピュータ。
【請求項３０】
請求項２２〜２９に記載の関数を備えるアクチュエータ活性化モジュールを備えるコンピュータで実行される、コンピュータプログラム。
【請求項３１】
アクチュエータ活性化モジュールを備えるコンピュータと、
一対のフラップを活性化する少なくとも１つのアクチェータと
を備える空力アセンブリであって、前記コンピュータは、請求項２２〜２９何れか一項に従って設計されることを特徴とする、空力アセンブリ。
【請求項３２】
アクチュエータ活性化モジュールを備えるコンピュータと；
空力部材と；
フラップ対を活性化する少なくとも１つのアクチェータと
を備える空力アセンブリであって、前記空力部材は、請求項１〜１７何れか一項に従って設計されることを特徴とする、空力アセンブリ。
【請求項３３】
アクチュエータ活性化モジュールを備えるコンピュータと；
翼と；
少なくとも１つのアクチェータと
を備える空力アセンブリであって、前記翼は、請求項１８〜２１何れか一項に従って設計されることを特徴とする、空力アセンブリ。
【請求項３４】
アクチュエータシステムの指令信号に影響を及ぼす影響付与方法であって、前記影響付与方法は、
アクチュエータに対して活性化信号を生成する信号生成ステップと；
互いに対して逆位相にある少なくとも２つの振動指令信号が、それぞれ１つの前記アクチュエータに対して生成されるように前記活性化信号を変化させる信号変化ステップと
を備えることを特徴とする、影響付与方法。
【請求項３５】
前記アクチェータの少なくとも２つの振動指令信号が生成され、
前記振動指令信号は、互いに対して位相シフトされる、請求項３４記載の影響付与方法。
【請求項３６】
それぞれ前記振動指令信号の前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方は、前記振動指令信号の生成前または生成後に変化する、請求項３４または３５記載の影響付与方法。
【請求項３７】
前記振動指令信号の前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方の前記変化は、所定時間領域において前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方を連続的に増大または低下させるランプ関数に基づき提供される、請求項３６記載の影響付与方法。
【請求項３８】
前記振動指令信号の前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方は、所定時間領域の
前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方、または所定時間領域の複数の振動数と複数の振幅のうちの少なくとも一方を測定するランダムチェック発生器を用いることによって変化させる、請求項３４または３５記載の影響付与方法。
【請求項３９】
前記ランダムチェック発生器は、更に前記時間領域の前記サイズを測定する、請求項３８記載の影響付与方法。
【請求項４０】
前記振動指令信号の前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方を変化させる前記関数は、白色雑音を生成し、更に前記白色雑音を前記振動指令信号内に注入する、請求項３４〜３９何れか一項記載の影響付与方法。
【請求項４１】
所定帯幅内の前記振動数と前記振幅のうちの少なくとも一方は、正規分布に基づき所定時間領域において生成される、請求項３４〜３７何れか一項記載の影響付与方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼に付着させる空力部材、主翼と少なくとも１つのそのような更に別の空力部材を備えた翼、アクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータ、アクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータで実行されるためのコンピュータプログラム、アクチュエータシステムの指令信号に影響を及ぼす方法、および特にマルチパート活性流れフラップを用いることによって、航跡渦系を不安定化させるためのアクチュエータ活性化モジュールを備えたそのようなコンピュータと翼と少なくとも１つのアクチュエータの空力アセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機は、圧力レベルが低い翼上部と、圧力レベルが高い翼下部との間の圧力差のために、いわゆる渦軌跡と呼ばれる航跡渦系を生じさせる。結果的に空気は、翼の末端で翼の下側から上側に流れ、渦を生成する（翼端渦または翼縁渦）。更に上側と下側から来る翼の後方縁での流体層は、様々な方向に互いに流れ去り、自由剪断層を生じさせる。前記自由剪断層は、翼幅方向にそれぞれ縁渦に結合する。自己誘導によって、この自由剪断層をそれぞれ縁渦と共に２つの逆回転する個々の渦内に広げ、前記渦の中心部は、飛行状態または航空機サイズに依存して最大で３６０ｋｍ／ｈまでの最大速度に達する可能性がある。
【０００３】
航跡渦系は、不安定機構と大気効果のうちの少なくとも一方のために消散する前に、航空機から下流に最大で数百翼幅まで検出され続ける。結果的に大型航空機における渦軌跡は、数分間持続可能であり、たとえば最大で３０ｋｍまで達する虞がある。航空機が高揚力構成にあるとき、すなわち特に、スラットと後縁渦フラップが展開される離陸と着陸の間に、更に高エネルギーの渦が発生する。特に外側面フラップ縁は、更なる渦を発現させ、発現した渦の強度は、翼端渦の強度を超える虞がある。
【０００４】
渦場の場所に依存し、渦軌跡内に飛行する次の航空機は、逆風場、順風場（揚力の損失）または程度の差はあるが、集中的速度変動に関連する誘発横揺モーメントに晒される。その結果、特に前方を飛行する航空機よりも小さな航空機にとっては、重大な結果を招く虞がある。これらは、構造的動的負荷の上昇で現れ、たとえば計画された横揺モーメントが、渦軌跡によって誘発される横揺モーメントを相殺するのにもはや十分でなければ、最終的に安定姿勢が失われる。
【０００５】
展開過程後に残存する２つの個々の渦の強度は、循環全体、従って航空機重量に逆らう揚力に比例するので、連続する２機の航空機間の安全距離は、それらの最大離陸重量（離陸質量）に合わせる。
【０００６】
次の航空機に対する潜在的な危険性を減らすため、航跡における空間渦強度分布に影響を及ぼし、その結果、誘発横揺モーメントを減らすか、またはより速やかに渦軌跡を崩壊させるため、渦系において固有の不安定機構を利用および駆動することが全般的な先行技術から公知である。
【０００７】
たとえば補助翼およびスポイラなどの翼制御面を移動させることによって、渦軌跡を早い時期に破壊すべく活性制御システムの制御パラメータを選択する方法が、特許文献１によって開示される。この解決策において翼の近接場乱気流が測定され、更に増幅機構が渦
軌跡を変化させるべく選択される。次に、適用される渦崩壊の振幅と波長が測定され、更に渦航跡発現がシミュレートされ、一方操縦翼面変位の関数として渦位置が測定される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第６，０８２，６７９号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
そのようなシステムの欠点は、補助翼およびスポイラのような航空機上に既に存在する操縦翼面を使用するため、たとえば回転制御の実際の機能性のオーバーラップを引き起こすことである。この多機能性によって、空力弾性解析および飛行制御システムに関してかなりの余分な費用が生じる。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の目的は、空力部材、空力部材を備えた翼、アクチュエータ活性化モジュール、コンピュータ、コンピュータプログラム、および最小限の処理費用で渦軌跡の崩壊を加速できる航跡渦に影響を及ぼす方法を提供することである。
【００１１】
本目的は、独立請求項における特徴によって達成される。更に別の実施形態は、先の独立請求項に関する下位請求項において開示される。
本発明に従って空力部材は、翼に固定される。前記空力部材は、主翼の翼幅方向に対して或る角度をなして縦方向に延びる。空力部材の下流端は、空力部材の縦方向に互いに隣接して位置する少なくとも２つの流れフラップを収容する。
【００１２】
特に互いに隣接して配置された偶数または奇数の流れフラップは、空力部材上に縦方向に位置可能である。
少なくとも２つの空力部材に対して選択されるサイズは、少なくとも２つの流れフラップが位相シフト振動であれば、前記空力部材によって生じる動作誘発性空気力が、何れかの時点で流れフラップのうちの１つによって誘発され得る最大空気力の１０％未満であるようにすることが可能である。少なくとも２つの空力部材に対して選択されるサイズは、少なくとも２つの流れフラップが逆位相振動であれば、これらの空力部材によって生じる動作誘発性空気力が、振動周期におけるどの時点であっても正確に相殺されるようにすることが可能である。
【００１３】
特に２つの流れフラップは、空力部材上において縦方向に互いに隣接して配置可能である。
全般的に空力部材上に配置された流れフラップは、互いに直接隣接可能である。
【００１４】
空力部材の流れフラップは、全部で少なくとも１つのアクチュエータをそれらに割当可能である。前記アクチュエータは、幾つかの流れフラップまたはそれぞれ流れフラップをゼロ設定から移動可能である。特殊な実施形態において、空力部材の少なくとも２つの流れフラップは、このとき互いに機械的に連結可能であり、それらを活性化するアクチュエータは、アクチュエータの活性化動作が、流れフラップの位相シフト動作または逆位相の動作を同時に誘発するように、これらの流れフラップに連結可能である。別の方法として空力部材のそれぞれ流れフラップは、互いに逆に走行する両方向に基準設定から進むそれぞれ流れフラップを移動させ得るアクチュエータを割当可能である。
【００１５】
基準設定は、空力部材上のそれぞれ流れフラップの中立的設定であり得るか、または空力部材の抵抗が、最小抵抗値の多くても１０％である空力部材上のそれぞれ流れフラップ
の設定であることも可能である。
【００１６】
本発明は、特に空力部材上に位置する流れフラップが、基準設定から両方向に進む１０度〜４０度、好ましくは１５度〜２５度であるフラップ偏位を行うことを提供する。
空力部材は、主翼の先端に配置されるか、または主翼の根元と先端の間の領域に配置されるウイングレットであることが可能である。空力部材の縦方向と主翼の翼幅方向の間の角度は、特に９０度、または４５度〜９０度の範囲であることが可能である。
【００１７】
また本発明に従って提供されるのは、上記の特徴に基づき設計される主翼と、少なくとも１つの更に別の空力部材とを備えた翼である。特に、空力部材は、空力部材において少なくとも２つの流れフラップを活性化する少なくとも１つのアクチュエータ、またはそれぞれ流れフラップに対してそれぞれのアクチュエータを収容可能である。更に空力部材は、少なくとも１つのアクチュエータを活性化するコンピュータを組込可能である。
【００１８】
同様に本発明に従って提供されるのは、アクチュエータに対して時間変化の指令信号を生成するアクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータである。前記アクチュエータ活性化モジュールは、活性化されると、少なくとも２つの振動指令信号を生成する関数を示す。前記振動指令信号のうちの１つは、それぞれアクチュエータを制御し、振動指令信号は、互いに対して逆位相にある。また本発明は、少なくとも１つのアクチュエータに送信する時間変化の指令信号を生成するアクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータを提供する。前記アクチュエータ活性化モジュールは、活性化されると、それぞれ１つのアクチュエータに少なくとも３つの振動指令信号を生成する関数を示す。前記振動指令信号のうちのそれぞれは、それぞれアクチュエータを制御し、振動指令信号は、互いに対して位相シフトされる。
【００１９】
アクチュエータ活性化モジュールは、このとき振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方を変化させる関数を示す。振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方を変化させる関数は、所定時間領域において振動数と振幅のうちの少なくとも一方を連続的に増大または低下させるランプ関数を示すことが可能である。
【００２０】
振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方を変化させる関数は、別に、または更に所定時間領域の振動数と振幅のうちの少なくとも一方または所定時間領域の複数の振動数と複数の振幅のうちの少なくとも一方を測定するランダムチェック発生器を示す。ランダムチェック発生器は、このとき時間領域のサイズも更に測定する。
【００２１】
全般的に振動指令信号の振動数を変化させる関数は、白色雑音を生成し、更に前記白色雑音を振動指令信号内に注入する。
記載した事例において、所定帯幅内の振動数は、正規分布に基づき所定時間領域で生成されることも可能である。
【００２２】
また本発明に従って提供されるのは、上記の関数を示すアクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータにおいて実行されるコンピュータプログラムである。
同様に本発明に従って提供されるのは、アクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータとフラップ対を活性化する少なくとも１つのアクチュエータの空力アセンブリである。前記コンピュータは、上記の選択肢のうちの１つ、たとえばアクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータと空力部材とフラップ対を活性化する少なくとも１つのアクチュエータの空力アセンブリに基づき設計され、空力部材は、上記の選択肢の１つ、たとえばアクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータと翼と少なくとも１つのアクチュエータの空力アセンブリに従って設計され、翼は、上記の選択肢のうちの１つに従って設計される。
【００２３】
本発明は、更にアクチュエータシステムを活性化する指令信号に影響を及ぼす影響付与方法を提供し、前記影響付与方法は、
アクチュエータの活性化信号を生成するステップと、
互いに対して逆位相にある少なくとも２つの振動指令信号が、それぞれ１つのアクチュエータに対して生成されるように活性化信号を変化させるステップと
を備える。
【００２４】
本発明に従う影響付与方法は、互いに対して位相シフトされた少なくとも２つの振動指令信号をそれぞれアクチュエータに対してそれぞれ生成できるようにする。
本発明に従う影響付与方法において、それぞれ振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方は、振動指令信号の生成前または生成後に変化可能である。振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方は、このとき所定時間領域において振動数と振幅のうちの少なくとも一方を連続的に増大または低下させるランプ関数を用いることによって、変化可能である。
【００２５】
本発明に従う影響付与方法は、所定時間領域の振動数と振幅のうちの少なくとも一方または所定時間領域の複数の振動数と複数の振幅のうちの少なくとも一方を測定するランダムチェック発生器を用いて振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方を変化させることによって、指令信号に影響を及ぼすことも可能になる。ランダムチェック発生器は、このとき時間領域のサイズを更に測定可能である。
【００２６】
記載した選択肢において、本発明に従う影響付与方法における振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方を変化させる関数は、白色雑音を生成でき、更に前記白色雑音を振動指令信号内に注入可能である。
【００２７】
別の影響付与方法として、または更に所定帯幅内の振動数と振幅のうちの少なくとも一方は、正規分布に基づき所定時間領域において生成可能である。
本発明に従う解決策は、影響を受けない事例と比較して大型輸送機の一次渦の不安定化を早期に開始する破壊速度を生成する。その結果、渦軌跡の崩壊を促進する。振動数条件性破壊は、生成振動数に特異的な速度変動が、展開過程のために一次渦内に導入されるので、崩壊を加速させる。前記展開過程において振動数特異的速度変動は、既に存在する初期破壊レベルを増大させ、結果的に固有の不安定型の形成をもたらし、最終的に渦系全体を破壊させる。
【００２８】
本発明に従って航空機構造の航跡渦系を展開する過程から生じる一次渦を不安定化させるため、操縦翼面またはフラップ、好ましくは少なくとも２つのフラップは、翼面に対して傾斜した空力部材上、特に空力部材の後方縁上に、たとえばウイングレット型で配置される。
【００２９】
２つのウイングレット・フラップを備える本発明の特に好適な模範的実施形態において、それぞれウイングレット・フラップは、逆位相で動作を行う。得られる空気力が本質的に相殺できるように、フラップの逆位相における振動は、一体空力反応の時間的変化を防ぐ。
【００３０】
本発明の好適実施形態において、調和フラップ振動の振動数は、航跡渦系において固有な最大刺激率を備える不安定型に調整される。
本発明に従う流れフラップは、たとえば補助翼またはスポイラなどの既に存在する操縦翼面の機能性に干渉することなく、航跡渦系に影響を及ぼせるようにする。フラップにマルチパート構造を与えることによって、すなわち空力部材上に幾つかの流れフラップを提
供することによって、全体の空力補正値の恒常性が確保される。前記恒常性は、翼特性に関する実用的な実装にとって重要な前提条件を構成する。
【００３１】
本発明は、添付図面に基づき以下で説明する。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】周囲空気が速度Ｖ１で航空機の周囲に流れ、その結果、渦または渦軌跡Ｗを生成させる航空機の略平面図。
【図２】周囲空気が速度Ｖ１で航空機の周囲に流れ、その結果、渦または渦軌跡Ｗを生成する航空機の斜視図。
【図３】航空機の胴体の方向に外側から見た２つの流れフラップを備える本発明に従うウイングレットであって、それぞれ流れフラップが、アクチュエータ、および任意に１つか複数のアクチュエータを組入れ得る使用可能な構造部分に割当てられるウイングレットの斜視図。
【図４】任意に使用可能構造部分と正面から見た、すなわち到来流れ方向における主翼の断面を備えた図３に従うウイングレット。
【図５】図３に従うウイングレットの斜視図。
【図６】相応に測定手段が装備された電気モータ・フラップ活性化を備える、大型航空機、特に輸送機の典型的構造で示される渦強度分布に関する試験を行うウイングレット・モデルの斜視図。
【図７】ウイングレットを収容する翼モデルと共に図６のウイングレットの斜視図。
【図８】図８〜図１０は、下流位置ｘ／ｂ＝５．６で示されるウイングレット・フラップ振動が相殺される場合と相殺されない場合の大型航空機に対する無次元軸方向渦強度分布図。図８は、ウイングレット・フラップ振動が相殺されない場合の、軸方向渦強度分布図。
【図９】ウイングレット・フラップ振動が相殺される場合の、軸方向渦強度分布およびｋＡ＝０．２（４Ｈｚ）で調和振動するウイングレット・フラップで示される一次渦領域の図。
【図１０】ウイングレット・フラップ振動が相殺される場合の、軸方向渦強度分布およびｋＡ＝０．６（１２Ｈｚ）で調和振動するウイングレット・フラップで示される一次渦領域の図。
【図１１】図１１〜図１３は、ウイングレット・フラップ振動が相殺された場合と相殺されない場合の大型航空機に対する一次渦部位での横風変動のスペクトルパワー密度分布型における選択計測点に典型的な、一次渦領域に優勢な横風変動のスペクトルパワー密度分布図。図１１は、ｘ＊＝５．６０、τ＊＝０．１６４、ｋＡ＝０で示される基準設定のパワー密度分布図。
【図１２】同相的偏位で示される、スペクトル密度分布図。
【図１３】偏位が１８０度の位相シフトで示される、スペクトルパワー密度分布図。
【図１４】図１４と図１５は、過度の振幅増大を例示するため、大型輸送機構造の一次渦部位で測定された横風変動のパワー密度スペクトルに対する基準事例（振動無し）と振動ウイングレット・フラップ事例の間の相対的振幅差ＡＳ（ｋ；ｋＡ）の分布図。図１４は、位相シフトが０度、すなわち同一方向偏位で示される、フラップ振動での相対振幅差の分布図。
【図１５】位相シフトが１８０度、すなわち逆偏位で示される、フラップ振動での相対振幅差の分布図。
【発明を実施するための形態】
【００３３】
本発明は、航空機、特にたとえばジャンボジェット機または輸送機などの大型航空機の航跡渦系に影響を及ぼす。特に渦軌跡誘発性分離距離が、結果的に減少するので、航空機は、より短い時間間隔で離着陸可能である。図１は、周囲空気が速度Ｖ１で航空機の周囲
に流れ、渦または渦軌跡Ｗを生成する航空機１の線図を示す。主翼２によって形成される渦に関連して、広がった近接場または広がった第２近接範囲Ｆ２は、航空機１の主翼２の後方に比較的短い距離を延びると共に、渦形成と渦展開過程の部位である近接場または第１近接範囲Ｆ１の後方に延びる。不安定性は、たとえば大気乱流の乱れが重なり合った結果として、飛行方向に関して第２近接範囲Ｆ２の後方に位置する遠距離場すなわち第３遠距離範囲Ｆ３で発生する。渦軌跡Ｗは、第４遠距離範囲Ｆ４で崩壊する。生じた渦巻は、接触し、砕け、更に渦の輪を形成し、最終的に崩壊する。
【００３４】
一次渦Ｗ１は、翼幅を含む少なくとも２つの主翼２と胴体３からなる航空機または航空機１の航跡渦系（渦軌跡Ｗ）の展開過程を不安定にすべく生じる。
本発明の一側面は、翼に取付けられるべき空力部材４を提供する。前記空力部材４は、主翼２の翼幅方向に対して或る角度をなして縦方向に延びる。図２に従ってウイングレット型の空力部材４は、２つのウイングレット・フラップ５ａ，５ｂが提供可能である。２つのウイングレット・フラップ５ａ，５ｂは、フラップ対を形成する。本発明に従って空力部材４の縦方向に一方が他方と隣接して位置する少なくとも２つの流れフラップ５ａ，５ｂは、空力部材４の下流端に配置されている。流れフラップ５ａ，５ｂは、空力部材４の基準面または翼面に対してそれぞれが蝶着される。
【００３５】
本発明の実施例として図３〜図５は、主翼２上に配置されたウイングレットを示す。ウイングレットは、一次部材すなわち空力部材４と、外側流れフラップ５ａと内側流れフラップ５ｂを備える。翼取付部材２１は、構造部分２０を任意に提供する。特に構造部分は、１つまたは両方のフラップ５ａ，５ｂを活性化する少なくとも１つのアクチュエータを組込可能である。連結デバイスを介して逆位相の両フラップ５ａ，５ｂを同時に活性化するアクチュエータも提供可能である。
【００３６】
従って本発明は、特にマルチパート・ウイングレット・フラップ５ａ，５ｂを提供する。これらは、少なくともアクチュエータまたはアクチュエータシステムに連結され、活性化されると、調和振動または揺動振動を行う。特に空力部材４は、主翼２の先端に固定されたウイングレットであることが可能である。また空力部材４は、主翼２の根元と主翼２の翼端の間に配置される空力部材４であることが可能である。前記空力部材４は、主翼２の上部または下部に配置可能である。次に一般に、主翼２の翼面に対して湾曲した空力部材４すなわち流れ部材が提供される。
【００３７】
本発明に従う調和振動または揺動振動を行う流れフラップ５ａ，５ｂは、飛行中に振動数特異的な速度変動７を生成する。前記速度変動は、展開過程のため一次渦内にも送り込まれ（領域８）、初期崩壊レベルを強める（領域９）。これは、渦系全体を最終的に崩壊させる固有の不安定型を構築する。振動数条件性破壊は、渦系の崩壊を促進する。
【００３８】
互いに隣接して配置される偶数または奇数の流れフラップ５ａ，５ｂは、空力部材４上において縦方向に位置可能である。特に少なくとも２つの空力部材４のサイズは、少なくとも２つの流れフラップ５ａ，５ｂが、逆位相で振動するとき、生じる動作誘発性空気力が、何れかの時点で流れフラップ５ａ，５ｂのうちの１つによって誘発可能な最大空気力の１０％未満であるように選択される。２つの振動フラップ５ａ，５ｂを伴う好適模範的実施形態において、前記振動フラップ５ａ，５ｂは、有利なことに逆位相で動作し、その結果、振動周期におけるどの時点であっても誘発された空気力の大部分を相殺する。これは、一体空力反応の時間的変化を大きく最小化するか、あるいは防止さえする。奇数のフラップ５ａ，５ｂであれば、前記フラップ５ａ，５ｂは、何れかの時点で翼構造に及ぼす最小限の力または比較的低い力を発揮するように、イオンを振動させるべく作られる。
【００３９】
空力部材４上に配置された流れフラップ５ａ，５ｂは、構成の点で異なることが可能で
ある。たとえば互いに対して直接隣接して配置可能である。すなわち位置する構造部分が流れフラップ５ａ，５ｂ間に散在されないように配置される。別の影響付与方法として構造部分は、流れフラップ５ａ，５ｂの間に位置することも可能である。
【００４０】
空力部材４の流れフラップ５ａ，５ｂは、少なくとも１つのアクチュエータを前記流れフラップ５ａ，５ｂに割当可能である。前記アクチュエータは、流れフラップ５ａ，５ｂのうちの幾つか、またはそれぞれをゼロ設定から調整可能である。これは、空力部材４の流れフラップ５ａ，５ｂのうちの幾つかおよび少なくとも２つが、互いに機械的に連結されることと、アクチュエータが、それらを活性化すべく、たとえば連結デバイスとギアボックスのうちの少なくとも一方を用いることによって、アクチュエータの活性化動作が、流れフラップ５ａ，５ｂの位相シフト動作または逆位相の動作を同時に誘発するように、これらの流れフラップ５ａ，５ｂに連結されることとを意味する。特に空力部材４のそれぞれ流れフラップ５ａ，５ｂは、それぞれアクチュエータを流れフラップ５ａ，５ｂに割当可能である。前記アクチュエータは、互いに逆に向かう両方向に基準設定から進むそれぞれ流れフラップ５ａ，５ｂを調整可能である。
【００４１】
基準設定は、一般的に空力部材４上のそれぞれ流れフラップ５ａ，５ｂの中立的設定、または空力部材４の抵抗が、最小抵抗値の多くとも１０％である空力部材４上のそれぞれ流れフラップ５ａ，５ｂの設定として理解され得る。この大きさは、他の流れフラップ５ａ，５ｂが活性化されない事例、すなわち未変化のままである事例に適用する。空力部材４上に配置された流れフラップ５ａ，５ｂは、１０度度〜４０度、好ましくは１５度〜２５度の基準設定から両方向に進むフラップ５ａ，５ｂ偏位が提供される。
【００４２】
従って空力部材４は、主翼２の先端に位置するか、または主翼２の根元と先端の間の領域に配置されるウイングレットであることが可能である。空力部材４の縦方向と、主翼２の翼幅方向との間の角度は、９０度であるか、または４５度〜９０度で変動可能である。
【００４３】
空力部材４は、少なくとも２つの流れフラップ５ａ，５ｂを活性化する少なくとも１つのアクチェータを収容可能であるか、または空力部材４は、少なくとも２つの流れフラップ５ａ，５ｂを活性化するそれぞれ１つのアクチュエータを収容可能である。別の影響付与方法として、または更に空力部材４は、少なくとも１つのアクチェータを活性化すべくコンピュータを組込可能である。
【００４４】
また本発明は、アクチェータに対して時間変化の指令信号を生成するアクチュエータ活性化モジュールを備えたコンピュータを提供可能である。前記アクチェータ活性化モジュールは、活性化されると、それぞれ１つのアクチェータに対して少なくとも２つの振動指令信号を生成し、前記振動指令信号は、互いに対して逆位相にある。また活性化された場合、少なくとも３つの振動指令信号を生成する関数が存在し得る。それぞれ振動指令信号は、それぞれアクチュエータに送信されるべきであり、前記振動指令信号は、互いに対して位相シフトされている。
【００４５】
これらの事例において、振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方を変化させる関数は、コンピュータで実施されることができ、累積的または別に、
所定時間領域において振幅を連続的に増大または低下させるランプ関数と、
所定時間領域の振動数と振幅のうちの少なくとも一方、または所定時間領域の複数の振動数と複数の振幅のうちの少なくとも一方を測定するランダムチェック発生器であって、前記ランダムチェック発生器は、時間領域のサイズを更に測定可能なことと、
白色雑音を生成させる発生器と
を示す。
【００４６】
特にこれらの関数は、振動指令信号に組込可能である。
コンピュータは、正規分布に基づき所定時間領域における所定帯幅内の振動数を生成可能である。
【００４７】
また記載した関数は、アクチェータ活性化モジュールを備えたコンピュータによって実行されるコンピュータプログラムとして提供可能である。
同様に提供されるのは、アクチュエータシステムの指令信号に影響を及ぼす影響付与方法であって、前記影響付与方法は、
アクチェータに対して活性化信号を生成するステップと、
それぞれアクチェータに対して少なくとも２つの振動指令信号を生成するように活性化信号を変化させるステップであって、前記振動指令信号は、互いに対して逆位相にあることと
を備える。
【００４８】
このとき少なくとも２つの振動指令信号は、それぞれアクチェータに対して生成可能であり、前記振動指令信号は、互いに対して位相シフトされている。それぞれ振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方は、振動指令信号の生成前または生成後に変化させることも可能である。特に振動指令信号の振動数と振幅のうちの少なくとも一方は、所定時間領域における振動数と振幅のうちの少なくとも一方を連続的に増大または低下させるランプ関数を用いることによって、変化可能である。
【００４９】
本発明に従うコンピュータの説明において明記された関数は、本発明に従う影響付与方法において提供可能である。
本発明に従って提供される振動揺動の振動数は、有利なことに本発明において用いられる振動数と振幅のうちの少なくとも一方が、本発明に従って用いることができるように、実験的に測定される。
【００５０】
振動数と振幅のうちの少なくとも一方の測定を、以下に記載する。
調和振動または振動フラップ５ａ，５ｂ振動の振動数は、航跡渦系において固有の最高刺激率を備えた不安定型に調整される。これらの振動数は、対応振動数を有する流れフラップ５ａ，５ｂに割当てられたアクチュエータを活性化または作動させるために実験的に測定可能である。
【００５１】
電気モータ・フラップ５ａ，５ｂ制御および対応手段を装備した空力部材４は、典型的な大型輸送機構造モデル、空力部材４またはウイングレット、あるいは主翼２と空力部材４の空力アセンブリに関する試験を行うために用いることが可能である。図６および図７は、そのようなモデルのウイングレットを備えた翼またはウイングレットを示す。たとえば２つのフラップ５ａ，５ｂを備えた空力部材４のフラップ５ａ，５ｂサイズは、振動周期のどの時点であっても逆位相で振動中に動作誘発性空気力を正確に相殺するように選択可能である。そのようなモデルにおいて、スペースを考慮すると、駆動部は、翼端の外ケーシングに位置することが好ましい。特にスケール測定は、空力補正値の恒常性をチェックすべく行うことが可能である。外フラップ５ａと内フラップ５ｂの可能な最大フラップ偏位は、それぞれたとえばモデル試験では±２０°である。振動数は、０Ｈｚ〜１００Ｈｚの範囲内に設定可能である。ストリームが空力部材４または空力部材４を備えた翼を移動するとき、渦に働く影響はこのとき、他の優勢な個々の渦（フラップ渦および推進システム補助燃料タンク渦）との相互作用中および同化中に下流に高刺激の不安定型を導入するように、結果的に生じる高エネルギー翼端渦に向けられ、フラップ動作によって振動数条件付き変動に暴露される。図８〜図１５は、５．６翼幅で観察された最遠下流航跡面における時間的に平均した無次元軸方向渦強度の分布を示す。図８〜図１０は、下流位置ｘ／ｂ＝５．６で示されるウイングレット・フラップ振動を相殺した場合と相殺しない場合
の大型航空機の構成に対する無次元軸方向渦強度分布を示す。図８は、軸方向渦強度が、Ｘ１軸上にプロットされ、一方パワー密度分布は、Ｘ２軸上にプロットされた線図を示す。図８は、基準事例、すなわちフラップ動作に起因する活性作用を除外する事例を示す。図８に図示される標示測定点のパワースペクトルは、図１１〜図１３に示される。図９は、ｋＡ＝０．２（４Ｈｚ）で調和振動するウイングレット・フラップ５ａ，５ｂに対する測定範囲ＭＢ９の一次渦Ｗ９を示し、一方図１０は、ｋＡ＝０．６（１２Ｈｚ）で調和振動するウイングレット・フラップ５ａ，５ｂに対する翼端渦Ｗ１０ａと共に、測定範囲ＭＢ１０の一次渦Ｗ１０を示す。振動フラップ５ａ，５ｂを含む事例は、時間的平均値に関して基準事例と似ている分布構造、および匹敵ピーク値を示す。しかし、より厳密な実験によって、位相的差と共に、３％〜４％である一次渦の相対スパン位置における変動が既に示されている。
【００５２】
図１１〜図１３は、選択測定点に典型的な、一次渦領域において優勢な横風変動のスペクトルパワー密度分布の結果を示す。基準事例において、過度の振幅増大は、いわゆるクロウ不安定性ＣＩ１、およびいわゆるクラウチ不安定性ＣＩ２（基準構造；ｘ＊＝５．６０，τ＊＝０．１６４；ｋＡ＝０の図１１）の低減振動数領域において明らかになる。振動ウイングレット・フラップ５ａ，５ｂの活性化は、励起振動数における変動ｋＡで示される図１２および図１３のパワー密度スペクトルを示すヒストグラムから明らかなように、かなりのエネルギーが振動数特異的に導入される場合に現れる。図１２は、同相的偏位で示されるパワースペクトルを示すが、図１３は、位相シフトが１８０度のフラップ５ａ，５ｂで示されるパワースペクトルを示す。これは、ウイングレット航跡において発生した調和速度変化が、誘発による一次渦領域における速度変動にも作用することを意味する。対角線ｋ＝ｋＡに沿ったパワー値は、このときそれぞれ励起振動数で導入されるエネルギーを示す。振動航跡によっても、主に前記振動数範囲において不安定型に割当てられる有意に過度な振幅増大が生じる。
【００５３】
過度の振幅増大を例示するため、振動を伴う事例と、フラップ振動の無い基準事例との間にあるスペクトルパワー密度分布の相対差に関して評価が行われる。図１４および図１５は、この評価を示す。等方向偏位に対して得られた結果は、対角線（方向Ｄ）に沿って最大で２０までのピーク値ｋ＝ｋＡの振幅差を示し、不安定型の励起に基づく局所性原理の特性群に分類される。逆偏位は、これらの傾向を弱体化した規模で示す。しかしＡＳ＝２〜４の過度の異なる振幅増大は、ＡＳ１部位での特定のバンドｋ＝定数に対する励起の広い振動数範囲にわたって生じる。
【００５４】
局所性原理は、特に過度に振幅が増大する低減周波数値に関する情報を提供する。その結果、固有不安定性を活性励起する可能性を裏付ける。
【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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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【国際調査報告】
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