(57)【要約】【課題】渦破裂を制御する方法【解決手段】本発明は、分離した流れと関連する空気力学的表面（２０）の渦破裂を制御する方法に関し、特に、大いに後方に傾いた前縁（２６）を有し得る空気力学的表面または流体力学的表面（２０）全体にわたる流れの制御に関する。空気力学的表面または流体力学的表面（２０）の渦破裂を制御する方法が提供され、この表面（２０）は、表面（２０）の上にまたは内に位置されたガスソース（２２）を備え、この方法は、繰り返してガスソース（２２）を作動して、ガスの流れを表面（２０）全体にわたり通過する気流の中へ放出する工程を備えている。このガスソース（２２）が作動される周波数の制御は、渦破裂によって生じる表面（２０）の気圧を減少する。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
空気力学的表面または流体力学的表面の渦破裂を制御する方法であって、前記表面が、この表面の上にまたは内に位置するガスソースを備え、
繰り返してガスソースを作動することによって、ガスの流れを前記表面全体にわたり通過する気流の中に放出する工程を具備する方法。
【請求項２】
前記ガスソースは、前記表面の前縁の上にまたは内に位置している請求項１に記載の方法。
【請求項３】
さらに、前記ガスソースに周期的な信号を供給することによって、ガスの流れを周期的に放出することで前記ガスソースに反応させる工程を具備する請求項１または請求項２に記載の方法。
【請求項４】
さらに、渦破裂によって生ずる翼への気圧の変動において少なくとも優位周波数と同じ大きさの周波数を有する信号を供給する工程を具備する請求項３に記載の方法。
【請求項５】
さらに、渦破裂によって生ずる翼の気圧の変動において優位周波数の調波または低調波である周波数を有する信号を供給する工程を具備する請求項４に記載の方法。
【請求項６】
さらに、渦破裂によって生ずる翼の気圧の変動において優位周波数よりも大きい規模の周波数を有する信号を供給する工程を具備する請求項４または請求項５に記載の方法。
【請求項７】
さらに、８００Ｈｚ〜１２００Ｈｚの範囲内の周波数を有する信号を供給する工程を具備する請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記表面は、複数のガスソースを備え、前記方法はさらに、同位相でこれらガスソースを作動する工程を具備する請求項１ないし７のいずれか１項に記載の方法。
【請求項９】
囲い壁と可動要素とによって規定されたキャビティを備える合成ジェットアクチュエータであって、前記囲い壁には、前記キャビティの中へ、および、前記キャビティから外へのガスの流れを可能とするためのオリフィスが設けられ、前記可動要素は、前記キャビティの容量を変えることによって、ガスを前記キャビティの中に、および、前記キャビティから外へ通過させるように作動可能である、合成ジェットアクチュエータ。
【請求項１０】
前記オリフィスは、矩形スリットである請求項９に記載の合成ジェットアクチュエータ。
【請求項１１】
前記オリフィスは、円形断面を有する請求項９に記載の合成ジェットアクチュエータ。
【請求項１２】
前記オリフィスは、１ｃｍ未満の直径を有する請求項１１に記載の合成ジェットアクチュエータ。
【請求項１３】
前記オリフィスは、ほぼ１ｍｍの直径を有する請求項１１に記載の合成ジェットアクチュエータ。
【請求項１４】
前記可動要素は、ピストンである請求項９ないし１３のいずれか１項に記載の合成ジェットアクチュエータ。
【請求項１５】
前記可動要素は、ダイヤフラムである請求項９ないし１３のいずれか１項に記載の合成ジェットアクチュエータ。
【請求項１６】
前記ダイヤフラムは、前記囲い壁内に設けられた肩部に接して適所に保持されている請求項１５に記載の合成ジェットアクチュエータ。
【請求項１７】
表面の前縁に沿って配置された複数の分離した合成ジェットアクチュエータを備える、空気力学的表面または流体力学的表面。
【請求項１８】
請求項９ないし１６のいずれか１項に記載の合成ジェットアクチュエータを備える請求項１７に記載の表面。
【請求項１９】
請求項１７または１８に記載の空気力学的表面を備える航空機の翼。
【請求項２０】
前記翼は、デルタ形状である請求項１９に記載の航空機の翼。
【請求項２１】
請求項１９または請求項２０に記載の航空機の翼を備える航空機。
【請求項２２】
添付の図面の図３ないし図１２のいずれかを参照として上文に実質的に記述されるような渦破裂を制御する方法。
【請求項２３】
添付の図面の図３ないし図１２のいずれかを参照として上文に実質的に記述されるような合成ジェットアクチュエータ。
【請求項２４】
添付の図面の図３ないし図１２のいずれかを参照として上文に実質的に記述されるような空気力学的表面または流体力学的表面。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、分離した流れと関連する空気力学的表面の渦破裂（ｖｏｒｔｅｘ  ｂｕｒｓｔｉｎｇ）を制御する方法に関し、特に、大きく後方に傾いた前縁を有することができる空気力学的表面または流体力学的表面全体にわたる流れの制御に関する。
【０００２】
多数の高性能の航空機およびミサイルは、大きく後方に傾いた前縁、例えば、デルタ翼を有する揚力表面（ｌｉｆｔｉｎｇ  ｓｕｒｆａｃｅ）を使用している。前述の翼は、それらが動作開始の様々な角度を生成することが可能な揚力を増大するために、それらの上面全体にわたる強い軸方向の渦を利用する。この渦は、強く安定した揚力誘導渦を形成するように巻き上げる分離された剪断層を大きい後退角で形成する翼の前縁における流れ分離から導出される。円錐状の渦構造は、翼の頂点に源を発し、翼の前縁に沿って成長し、翼の後ろの航跡に入る。
【０００３】
動作開始のある角度を越えると、この組織化された渦構造は急速に沈滞し、翼の上の一点で崩壊し、翼揚力表面の部分全体にわたり、ほぼその後縁の方へ向かって非常に不安定な流れ領域を結果として生じる。この現象は、通常、渦の破裂、あるいは、渦の破壊と呼ばれる。渦の破壊は、翼の残り全体にわたる不安定な流れをもたらす。動作開始の角度が大きくなると、渦破裂の位置は、翼の頂点の方へ向って前方へ移動し、不安定な流れにさらされる翼のより大きい部分へと導く。この不安定な流れは、翼および他の隣接したコンポーネントのかなりの構造上の負荷（いわゆるバフェッティング）を生じることがあり、これは、時期尚早の疲労問題および突発故障にもつながる。
【０００４】
バフェッティングの問題は、垂直尾翼のバフェッティングが問題として認められたＦ１８軍用機の運用年数における初期に明らかになった。これは、前縁の渦を垂直尾翼から遠くへ向ける、ゆえに、渦の伝播を制御するために、垂直尾翼の構造上の再設計によってだけでなく、その翼の上面に受動的な機械的輪がねを使用することによって取り組まれた。さらに、輪がねなどの機械的構造が、流れ分離を、ゆえに、渦形成を制御するために、前縁に配置されることができる。
【背景技術】
【０００５】
Ｂｌａｃｋｗｅｌｄｅｒへの米国特許第４，６９７，７６９号は、翼によって生じる揚力を変えるため、デルタ翼などに使用する装置について記述している。翼の前縁に沿って延在するスパン方向の「合成ジェット」スロット装置が使用され、２つの上述の装置の例が、ここでは、図１および図２に示されている。図１において、ピストン１４は、スロット１２の容量が変えられることが可能なように設けられている。同様に、スロット１２の容量は、図２では、今度は、ダイヤフラム１８を有するスピーカー１６によって変えられる。ピストン１４またはダイヤフラム１８は、図１および図２において矢印によって示される方向に駆動されることによって、翼１０の前縁全体にわたって空気の流れの中に空気のジェットを押し出し、それによって、流れ分離に、そして結果として、翼１０によって発生される揚力に影響を及ぼす。この合成ジェット装置の作動の２つの周波数について述べる。第１の周波数は、揚力の増加が達成されるように、翼の前縁の渦の流出周波数の半分である。第２の周波数は、揚力の減少が達成されるように、流出周波数の２倍である（これは、旋回が１つの翼の揚力を増加することによって達成されることができるのに対して、もう１つの翼の揚力を減少することによって達成されることができるように、周波数の半分を使用することとの組合せで有用である）。一般的な流出周波数は、０．８ｍｓ−１で水を通って進む揚力表面のための１２Ｈｚ、および６００ｍｓ−１で水を通って進む軍用ジェット機のための３０Ｈｚに規定されている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明の目的は、空気力学的揚力表面全体にわたる不安定な分離された流れの問題を多少とも解決し、それによって、渦破裂に関連する問題を減少することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
こうした背景のもとに、第１の態様から、本発明は、空気力学的表面または流体力学的表面の渦破裂を制御する方法にあり、前記表面は、この表面の上にまたは内に位置するガスソースを備え、前記方法は、繰り返してガスソースを作動することによって、ガスの流れを、表面全体にわたり通過する気流の中へ放出する工程を具備する。これは、空気のジェットが空気力学的表面によって生成される揚力を変えるのに使用されるＢｌａｃｋｗｅｌｄｅｒに記述されている方法とは著しく違う。
【０００８】
任意に、ガスソースは、表面の前縁の上にまたは内に位置される。これは、渦形成およびその後の渦破裂をもたらす流れ分離の制御を確実とする。
【０００９】
好ましくは、この方法はさらに、ガスソースに周期的な信号を供給することにより、ガスの流れを周期的に放出することでガスソースに反応させる工程を具備する。この信号は、ガスソースの繰り返された作動をもたらすように変調される正弦、インパルス、四角、あるいは、振幅でよい。
【００１０】
任意に、この方法はさらに、渦破裂によって生ずる翼への気圧の変動において少なくとも優位周波数と同じ大きさの周波数を有する信号を供給する工程を具備する。これらの周波数は、渦破裂を制御するのに効果的であるということが分かった。さらに、それらは、空気力学的表面からの揚力を制御するためにＢｌａｃｋｗｅｌｄｅｒが使用する低い周波数とは著しく違う。周波数の違いは、Ｂｌａｃｋｗｅｌｄｅｒが、翼の前縁の渦の流出周波数にリンクされる周波数で作動するのに対して、本発明が、渦破裂場所における気圧の変動にリンクされる周波数で作動するという事実から生じる。任意に、この方法は、渦破裂によって生ずる翼の気圧の変動において優位周波数の調波または低調波である周波数を有する信号を供給する工程を具備する。方法はさらに、渦破裂によって生ずる翼の気圧の変動において優位周波数よりも大きい規模の周波数を有する信号を供給する工程を具備することが好ましい。現在のところ好ましい実施形態において、８００Ｈｚ〜１２００Ｈｚの範囲内の周波数を有する信号が使用されている。
【００１１】
任意に、前記表面は複数のガスソースを備え、前記方法はさらに、同位相でガスソースを作動する工程を備えている。別の方法として、これらのガスソースは、例えば、各ガスソースによって表面全体にわたって通過する気流の中へ放出されるガスの流れが同時発生的に共通点または共通線に達するように、位相を異にして作動されることができる。
【００１２】
第２の態様から、本発明は、囲い壁と可動要素とによって規定されたキャビティを備える合成ジェットアクチュエータにあり、囲い壁には、キャビティの中へ、および、キャビティから外へのガスの流れを可能とするためにオリフィスが設けられ、可動要素が、キャビティの容量を変えることによって、ガスをキャビティの中に、および、キャビティから外へ通過させるように作動可能である。キャビティに対して比較的小さなオフィリスを設けることにより、ガスが渦のジェットのような擾乱の気流としてキャビティから放出されることを確実にする。
【００１３】
任意に、オリフィスは矩形スリットである。別の方法として、オリフィスは円形断面を有し、任意に、１ｃｍ未満の直径を有することができ、１ｍｍが特に好ましい。
【００１４】
可動要素は、ピストンであることが好ましい。別の方法として、可動要素はダイヤフラムであり、任意に、このダイヤフラムは、囲い壁内に設けられた肩部に接して適所に保持される。
【００１５】
第３の態様から、本発明は、表面の前縁に沿って配置された複数の分離した合成ジェットアクチュエータを備える空気力学的表面または流体力学的表面にある。これらの合成ジェットアクチュエータのいずれも、上記に既に記述されるものである。
【００１６】
本発明はさらに、直ぐ上に記述される空気力学的表面を備える航空機の翼にある。この翼はデルタ形状でよい。また、本発明はさらに、上述の航空機の翼（デルタ形状、ないしは他の形状）を備える航空機にある。
【００１７】
本発明がいっそう容易に理解されることができるために、好ましい実施形態は、ここでは、以下の図面を参照として単に例として記述されている。
【発明を実施するための最良形態】
【００１８】
図３は、１８個の合成ジェットアクチュエータ２２を有するデルタ翼２０を示している。この翼２０は、図４の横断面図に最もよく示されるように、６０゜の後退角を有し、また、傾斜された下面によって形成された鋭利な後縁２４を有する。翼２０の絶対的な形状およびサイズは、本発明に絶対不可欠ではなく、ここに示されるあらゆる詳細は、単に例示のためだけである。
【００１９】
１８個のアクチュエータ２２は、翼２０の湾曲した前縁２６に位置され、頂点２５の各側の９個のアクチュエータ２２は、対称的に配置されている。アクチュエータ２２は、渦を巻き上げるように導く主要分離ラインの上流の領域に位置されている。各アクチュエータ２２は、翼２０全体にわたり流れる薄い剪断層において時変擾乱を発生することが可能である。
【００２０】
この実施形態において、アクチュエータ２２は、図５に示されるように、キャビティ３０を通して位置される小さな円筒状オリフィス２８を備えている。キャビティ３０は、図５の矢印によって示されている方向へ振動するように作られた圧電駆動振動ダイヤフラム３２によって裏打ちされている。このダイヤフラム３２は、ねじ込み式プラグ３６によってフランジ３４に接して適所に保持される１５ｍｍの直径のピエゾセラミックディスクである。キャビティ３０は、３ｍｍの深さであり、１２．５ｍｍの直径を有するのに対して、オリフィス２８は、１ｍｍの直径を有する。全てのアクチュエータ２２からのダイヤフラム３２は、可変周波数および振幅を有する正弦信号を発生することが可能な中央信号発生器（図示せず）によって駆動される。
【００２１】
図６および図７は、図５のアクチュエータ２２の簡易図であり、アクチュエータ２２の作動の間のキャビティ３０の中へ、および、キャビティ３０から外への空気の流れを示している。ダイヤフラム３２をオリフィス２８から遠くへと駆動すると、キャビティ３０の容量は増加し、オリフィス２８を囲む翼２０の領域からキャビティ３０内に空気３８を引き込む。オリフィス２８の方へ向ってダイヤフラム３２を駆動すると、キャビティ３０の容量は減少し、図８に示されるように、渦のジェットのような擾乱４２の気流としてオリフィス２８を通って外へ空気４０を押し出す。我々の実験から、前縁の渦の流れの破壊および関連した不安定性へのアクチュエータ２２の影響は重要であるということは明らかである。アクチュエータ２２のピーク速度振幅は、自由気流の流れの０．２５〜０．５程度であった。特定の重要な作動モードおよび周波数について、渦破裂によって生じる翼２０の不安定な気圧の振幅は、（この破裂現象に関連する特性周波数の両方において）５０％まで減少される可能性がある。作動は、平均の安定した流れフィールドに影響を及ぼさないようである。
【００２２】
記述した流れ制御概念が作動する方法に関して、アクチュエータ２２によって生成される時間依存擾乱は、破裂発生の領域に形成する剪断層における自然発生力学的構造と相互に作用するということが考えられる。流れ作動の振幅、周波数および位相調整は、解決の鍵となる重要性があると考えられ、これらは、渦破壊に関連する流体力学的プロセスにおける変更をもたらし、恐らく、らせん状渦破裂発生に関連する標準的な不安定性を安定させる。
【００２３】
アクチュエータ２２が８００Ｈｚ〜１２００Ｈｚの範囲内の周波数で同位相で駆動された実験が行われた。これらの周波数は、非作動流れにおける渦破裂によって生じる翼２０の気圧の変動において、優位周波数の範囲よりも大きい程度の大きさである。周波数のこの選択の理由は、優位周波数で作動されるとき、流体構造がアクチュエータの吸入サイクルの間、再度浮遊連行させる前に、この流体構造がオリフィス２８から漏れ出ることを可能にするほど十分に速いジェット速度を、アクチュエータ２２が生成することができないからである。したがって、優位周波数の範囲に及んだ３つの周波数（８０Ｈｚ、１００Ｈｚ、１２０Ｈｚ）が選択され、ダイヤフラム３２は、これがアクチュエータ２２からコヒレント構造を生成した最も低い倍数であったので、これらの周波数の１０倍で駆動された。
【００２４】
図９ないし図１２は、実験の間に得た結果を示している。図９は、動作開始の２９゜の角度でのデルタ翼２０で１５ｍｓ−１の速度である、自由気流を有する気流について、１３７のプレスタッピングのアレイによって測定されるように、翼２０全体にわたるＲＭＳ気圧配置を示している。アクチュエータ２２は、図９のデータが収集されている間、作動されなかった。図９は、渦破裂に関連する不安定に相当する４４で表示される高気圧のエリアを示している。これらのエリア４４は、翼２０の後縁２４に対して特に厳しい。
【００２５】
図１０は、図９に相当するが、今度は、アクチュエータ２２は、１２００Ｈｚの周波数で同位相で作動された。図９と比較すると、この図は、エリア４４に示される力学的なＲＭＳ気圧が減少し、それによって、翼２０への力学的負荷に対する渦破裂の影響を減少することを示している。このために、我々は、渦破裂に関連する流れの不安定性の制御は、ここに記述されているアクチュエータ２２で可能であるということを実証した。図１１および図１２は、翼２０の２つの位置についてのアクチュエータ周波数に対する電力スペクトル密度を示している。各図は、作動していないアクチュエータ２２を表わす線４６と、１２００Ｈｚで作動しているアクチュエータ２２を表わす第２の線４８とを示している。図１１および図１２は、ほぼ９０Ｈｚに集中される大きなダブルピーク５０とほぼ２００Ｈｚに集中される広範囲のピーク５２との両方で、電力スペクトル密度の減少を示している。さらに、図１１の大きなピーク５０は、より高い周波数へシフトする。
【００２６】
当業者には、変更が本発明の範囲から逸脱することなく上記に記述される実施形態に行われるということは明らかである。
【００２７】
翼２０の形状およびサイズは、アクチュエータ２２が、かなり多数の翼において有用な適用を見出しているので、重要でない。翼上の不安定な分離した流れを制御するだけでなく、ここに記述されている方法は、渦破裂が問題である他の形状（例えば、切り立った機体）の不安定な分離した流れに適用されることが可能であった。例としては、ミサイルおよび航空機の前部機体および垂直尾翼を含む。
【００２８】
また、アクチュエータ２２の設計は変更可能である。上記の実施形態は、振動ダイヤフラム３２を使用しているが、往復ピストンなどの他の装置が、その代わりに使用されることが可能である。オリフィス２８の形状をさらに、上記に記述されている円形断面から小さな矩形のスリットなどのかなり多数の形状へ変えることが可能である。さらに、上述の実施形態は、翼２０の前縁２６に垂直に方向付けられたオリフィス２８およびキャビティ３０を有する。別の配置は、それらが前縁２６に対して垂直からずれるようにジェットを斜めにすることと、傾けることとを含む。アクチュエータ２２のサイズおよび数は、さらに、それらのモードが作動されること可能なので、変更可能である。利点であるとはいえ、アクチュエータ２２が、翼２０の前縁２６に位置される必要はない：明白には、前縁２６後方の短い間隔にアクチュエータ２２を位置することもさらに有益である。
【００２９】
中央信号発生器によってもたらされる正弦信号でアクチュエータ２２のダイヤフラム３２を駆動することに加えて、変調されるインパルス、正方形、あるいは、振幅などの他の波形が使用されることが可能である。全てのアクチュエータ２２を同位相で作動するのではなく、アクチュエータは、位相を異にして作動されることができる。例えば、位相オフセットは、それらが生成する擾乱が同時発生的に渦破裂の位置へ達するように、隣接したアクチュエータ２２の間に導入されることが可能である。
【００３０】
上述されたアクチュエータ２２は、キャビティ３０から外へ空気を吹き出し、キャビティ３０内へ空気を引き込むのに対して、これらのアクチュエータは、単に空気を吹き出すように構成されることができる。これは、空気が翼内の空気供給からキャビティ３０内へ取り込まれるように、一方向弁に関連するダイヤフラム３２を使用して達成されることができる。別の方法として、パルス状の高気圧の空気供給は、オリフィス２８を通って空気を放出するのに使用されることが可能である。
【００３１】
多数の上記の別の方法が、互いに無関係であり、所望のように自由に組合されることが可能であるということは明らかであろう。一例として、アクチュエータ２２の位相およびそれらが駆動される信号は、フィードバックループに応じて変えられることができる。このフィードバックループは、渦破裂のあらゆる特性周波数などの他の情報に加えて、翼の渦破裂の位置に関する情報を供給する、翼２０に設けられる気圧センサのアレイにリンクされることができる。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】従来の技術による第１の合成ジェット装置を示している。
【図２】従来の技術による第２の合成ジェット装置を示している。
【図３】本発明の一実施形態による１８個の分離したオリフィスの合成ジェットアクチュエータの位置を示すデルタ翼の平面図である。
【図４】図３の線ＩＶ−ＩＶに沿った横断面図である。
【図５】本発明の一実施形態による合成ジェットアクチュエータを示す図３の翼の前縁の横断面図である。
【図６】アクチュエータ内に引き込まれる空気を示す合成ジェットアクチュエータの概略図である。
【図７】図６に相当するが、アクチュエータから放出される空気を示す。
【図８】図７に相当するが、アクチュエータから放出される空気のジェットで形成される渦の輪の詳細を示す。
【図９】合成ジェットアクチュエータが作動していないときのデルタ翼全体にわたる気圧のＲＭＳ気圧配置マップである。
【図１０】図９に相当するが、合成ジェットアクチュエータが２００Ｈｚで作動しているときのデルタ翼全体にわたる気圧のＲＭＳ気圧配置マップである。
【図１１】図３の位置Ａについてのアクチュエータ周波数に対しての電力スペクトル密度の図表である。
【図１２】図１１に相当するが、図３の位置Ｂについてのアクチュエータ周波数に対しての電力スペクトル密度の図表である。
【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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【国際調査報告】
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2006507188.tif 000016
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