JP2008518828A

JP2008518828A - 高揚力の分散型アクティブフローコントロールシステムおよび方法

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Publication number: JP2008518828A
Application number: JP2007539279A
Authority: JP
Inventors: マンレイ，デビッド・ジェイ
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2004-11-01
Filing date: 2005-11-01
Publication date: 2008-06-05
Also published as: US20080173766A1; CN101052565A; US20060102801A1; WO2007011408A3; WO2007011408A2; EP1827974A2; CA2583490A1

Abstract

この発明は、航空機（２０５）または他の同様の適用例に利用される、高度に反りがつけられた翼の上に付属する気流を維持する分散型アクティブフローコントロール（「ＤＡＦＣ」）システム（２２０）に向けられる。ＤＡＦＣシステム（２２０）は、１つ以上の航空エンジン（２１５）、１つ以上の電力変換装置（２３０）、および任意で１つ以上の補助電源装置（２５０）から構成される一次電源（２２５）を含む。電力変換装置は、配電網（２２２）へ電力を与えるために１つ以上の航空エンジン（２１５）に結合される。配電網（２２２）は、１つ以上の電力変換装置（２３０）から、１つ以上の航空機操縦翼面（たとえば航空機の翼、尾部、フラップ、スラット、補助翼など）内に配置されるアクティブフローコントロール装置（２６０）へと電力を分散させる。１つの実施例では、冗長な補助電源装置を配電網（２２２）に与えるために補助電源装置（２５０）が含まれる。別の実施例では、付加的な冗長な電源を与えるために配電網と連係してバックアップ電源が与えられる。

Description

発明の背景
発明の分野
この発明は一般に航空機の揚力制御システムに関し、より特定的には、１つの航空エンジンが失われても安全に作動する、動力で動く、分散型揚力強化アクティブフローコントロールシステム（active flow control system）に関する。

関連技術の説明
比較的短い滑走路距離でも離陸および／または着陸が可能な航空機、特にジェット機を生産することが長い間望まれてきた。そのような航空機は従来短距離離着（（Short Take-Off and Landing）「ＳＴＯＬ」）機と呼ばれ、例えばボーイング（Boeing）ＹＣ−１４、マクダネルダグラス（McDonnel Douglas）ＹＣ−１５およびＵＳＡＦＣ−１７輸送機を含む。

短距離離着機の主要な困難性は、短縮された離陸距離を有効に達成するような航空機の設計を含む。典型的には、これは航空機の推力の増強、航空機の揚力の増強、またはこれらの両方の何らかの組合せを通して達成される。推力の増強は、より大きくより強力なエンジンの使用を必要とし、それは航空機の重量を増し、より多量の燃料を消費する。その結果、ＳＴＯＬ機の設計者は揚力を増強することに主に注力してきた。現在、揚力を強化するいくつかの技術が存在する。たとえば、より大きな翼を与えることによって揚力を比較的簡単に増強することができる。しかしながら、不都合にも、翼の大きさが付加されることは安定飛行中に抗力および重量が加わることとなり、結果として燃料消費量がより多く、巡航速度がより遅くなる。当該技術で公知の他の揚力強化技術は、結合型航空推進設計や、揚力増強装置、チルトウイング、リフトファンの使用などを含む。

結合型航空推進は離陸中に翼の上に導かれる空気の速度を増加させることを含む。揚力は一般に気流速度の関数であり、一般に航空機の翼の上の気流速度が大きくなるほどより大きな揚力を生じる。図１は、結合型航空推進システムの例示的な図を与える。用語「結合型航空推進」は、一般に、揚力を増大させるために航空機の推進用手段（すなわちエンジン）がその能力に結合された、揚力強化システムを指す。結合型航空推進システムは、当該技術に公知の、外部吹出しフラップシステム（externally blown flap system）、内部吹出しフラップシステム（internally blown flap system）、および上面吹出し翼（upper surface blown wing）を含む。図１は、先行技術による内部吹出しフラップシステム１０を示し、航空エンジン４０は翼２０の前縁に隣接して位置決めされる。示されるように、エンジン排気が翼フラップ２５の上下に吹出すよう導くための補助気流ダクトおよび弁３０が与えられる。当業者には明らかであるように、このような「吹出し翼（blown-wing）」の設計により、翼２０および翼フラップ２５がより多くの空気を流し、そのためより大きな揚力を生成することが可能になる。

上述の揚力の向上にもかかわらず、結合型航空推進システムは、その望ましい特徴を著しく減じるいくつかの欠点を含んでいる。たとえば、メンテナンスの際に高温排気ガスを内部ダクトを通して運び、かつ／または、翼およびフラップ面上で高温ガスを逸らすことが必要となるといった問題が、多くの設計を妨げる。エンジンが翼の前縁に隣接して位置決めされる結合型航空推力設計は、エンジン騒音を下方へ、地面に向かって反射する傾向があり、結果としてより高い地域騒音レベルを生じる。最後に、結合型航空推力設計には著しい安全上の懸念が示されている。ＦＡＡおよび国防省（Department of Defense）は
、ＳＴＯＬ機が航空機のエンジンのうち１つを失っても安全に短距離離陸ができるよう要請する。図２に暗示されるように、結合型航空推進航空機に生じたエンジン損失は、非対称で大きな横揺れモーメントおよび偏揺れモーメントを生成する。ＦＡＡ規則では、航空機が最初のエンジンアウト中のこれらの非対称なモーメントを修正するために手動でフラップ構成を変更することを顕著に禁止している。その代り、ＦＡＡの承認を得、かつこれらの非対称を克服するために、結合型航空推進を用いるＳＴＯＬ機は、最初のエンジンアウトの際に自動的にフラップ構成を変更する、複雑で非常に信頼できる操縦系統を必要とする。さらに、航空推進システムは、非対称のモーメントに抵抗するが、航空機にコスト、重量および抗力を付加する、大き過ぎる操縦翼面を尾部および／または翼に組込んでいる。

したがって、揚力を増強するためにエンジン出力を用いる高揚力航空機システムアーキテクチャを生成し、しかしながら１つのエンジンを失った場合に大きな非対称モーメントを生じないことが望ましい。さらに、システムは、軽量でメンテナンスが容易であって、生成する反射エンジン騒音が他の高揚力システムより比較的少なく、かつ、従来の非ＳＴＯＬ商用機の巡航効率およびコストと比肩し得る全体的航空機設計を与えることが望ましい。

発明の概略
この発明は、航空機または流体を通じて同じくエンジンにより推進される他の物体に利用される上反りの大きい翼型の上に密着している気流を維持する、分散型アクティブフローコントロール（「ＤＡＦＣ」）システムに向けられる。アクティブフローコントロールは、当業者にとっては境界層制御と同義である。航空機以外の適用例についての他の説明は下記に与えられ、先の説明を考慮するとそれは当業者には明らかであろう。例示の目的のみのために特に航空機の実施例に移ると、ＤＡＦＣシステムは、１つ以上の航空エンジンで構成される一次電源と、１つ以上の電力変換装置と、任意で１つ以上の補助電源装置とを含む。

電力変換装置は、配電網に電力を供給するために、１つ以上の航空エンジンに結合される。配電網は、１つ以上の電力変換装置から、１つ以上の航空機操縦翼面（たとえば航空機の翼、尾部、フラップ、スラット、補助翼など）内に配置されるアクティブフローコントロール装置（本願明細書で境界層制御装置と呼ばれる）まで電力を伝播する。１つの実施例では、冗長かつ補助的な電源を配電網に与えるために補助電源装置が含まれる。別の実施例では、付加的な冗長電源を与えるために配電網と連係するバックアップ電源が与えられる。

１つの実施例では、電力変換装置は発電機で構成される。発電機は、１つ以上の航空エンジンによって少なくとも部分的に駆動されてもよく、または代替的には１つ以上の補助電源装置によって駆動されてもよい。発電機は、タービン駆動でも、ラムエア駆動でも、または代替的に当該技術で公知のように航空エンジンによって駆動されてもよい。さらに他の実施例では、境界層制御装置は航空機操縦翼面（たとえば翼表面、フラップ、尾部など）に隣接して配列される。１つの実施例では、境界層制御装置はポンプ、吸込口、および吹出口を含むことができ、それらは上記に定義されたような１つ以上の航空機操縦翼面上に流れる気流の境界層剥離を遅延させるために加圧された空気圧ジェットを与えるよう構成される。別の実施例では、境界層制御装置は１つ以上の振動アクティブフローコントロールアクチュエータを含んでもよく、それは１つ以上の航空機操縦翼面上に流れる気流の境界層剥離を遅延させるために励起された振動ジェットを含む。

別の実施例では、ＤＡＦＣシステムは、境界層制御装置が選択的に作動するようにするために、配電網と連係するコントローラを含んでもよい。１つの実施例では、境界層制御装置は連続的に、またはパルス構成で断続的に作動してもよい。別の実施例では、境界層制御装置は、パイロットまたはさまざまな搭載された航空電子装置によって与えられる入力コマンドに応答して、プロセッサによって選択的に働かされ得る。

この発明のさまざまな実施例により、翼、フラップ、スラット、および他の操縦翼面が、従来はその角度を超えては密着している（剥離していない）気流（たとえば上反りの大きい翼型構成）を維持することができなかった角度で逸らされる場合、境界層制御装置（すなわちアクティブフローコントロール装置）に境界層剥離の開始を遅延させるようにすることによって、所望のように揚力を増強する。この発明では、航空エンジンが航空機の翼幅に沿って取付けられることが必要ではなく、したがって航空エンジンのうちの１つが失なわれても大きな非対称のモーメントを生じない。さらに、この発明のさまざまな実施例では航空エンジンは航空機の後部近くに取付けられ、先行技術の高揚力システムと比較して、下にある地域に与えるエンジン騒音の反射をより少なくする。

一般的な用語でこの発明について記述してきたが、ここで添付の図面が参照され、それらは必ずしも縮尺通りには描かれない。

発明の詳細な説明
ここで、この発明は添付の図面を参照してより完全に下記に説明され、そこにはいくつかの発明の実施例が示されるが、すべてではない。実際、これらの発明はさまざまな形式で具体化されることができ、ここに述べられた実施例に限定されるように解釈されてはならない。むしろ、これらの実施例はこの開示が適用可能な法定要件を満たすよう与えられる。図面を通じて同じ番号は同じ要素を指す。

この発明のさまざまな実施例は、動力で動く分散型アクティブフローコントロール（「ＤＡＦＣ」）システムに向けられる。下記に詳細に説明されるように、この発明のさまざまな実施例によるＤＡＦＣシステムは、非対称のモーメントを減じることによりエンジンアウトによる悪影響を最小限にする、結合されない航空／推力高揚力システムを含む。前述の説明は主に航空機用に構成されたＤＡＦＣシステムに焦点を絞るが、本願明細書に記載されるＤＡＦＣシステムは、固有の剥離限界を越えた角度で流体に接触する表面について境界層剥離制御が望まれる他の適用例にも同様に適用され得ることに注意される。より特定的には、この発明は、揚力の増強または抗力の減少によって利益を得るような、流体を通じて推進される物体に適用可能である。たとえば、先の説明を考慮して当業者に明らかであるように、この発明のさまざまな実施例は、スポイラ、フィン、または、潜水艦、高性能レーシングカーなどに搭載される可動もしくは非可動の他の表面に適用され得る。

図３は、この発明の１つの実施例による航空機２０５に搭載されるＤＡＦＣシステム２２０を示す。航空機２０５は、翼型２４０および尾部２１８を支持する胴体２１０を含む。さまざまな実施例において、ＤＡＦＣシステム２２０は、１つ以上のエンジン２１５を含む一次電源２２５と、１つ以上の電力変換装置２３０と、任意に１つ以上の補助電源装置２５０とを含む。さらに、この発明のさまざまな実施例はバックアップ電源２５５を含んでもよい。示された実施例では、一次電源２２５は２つのエンジン２１５、５つの電力変換装置２３０、および示されるような１つの補助電源装置２５０を含む。示されたエンジン２１５は、尾部２１８のちょうど前で胴体２１０に取付けられる。しかしながら他の実施例では、エンジン２１５は当該技術に知られるさまざまな位置で航空機に取付けられてもよい。以下の明細書および添付の請求項の目的のため、用語「エンジン」または「航空エンジン」は主に航空機に推力を与えるよう設計される装置を指す。さらに、用語「操
縦翼面」は、衝突する気流を受取って揚力を生成するよう構成される、翼、尾部、フラップ、スラットなどの翼面を指す。

さまざまな実施例において、一次電源２２５およびバックアップ電源２５５は、配電網２２５に電力を供給するよう構成される。配電網２２５は、一次電源２２５およびバックアップ電源２５５から、航空機の翼型２４０、尾部２１８、またはそれらの何らかの組合せ内の操縦翼面に配置される境界層制御装置２６０、２７０まで電力を伝播する。さまざまな実施例において、一次電源２２５およびバックアップ電源２５５は、ＤＡＦＣシステム２２０を駆動するための電気エネルギを与える電力源である。他の実施例では、ＤＡＦＣシステム２２０は、電力変換装置および／または配電網の一部として、空気圧手段、水圧手段、または他の類似の手段を用いてもよい。

図３は、この発明の１つの実施例による電気ＤＡＦＣシステム２２０の概略図を与える。１つの実施例では、ＤＡＦＣシステム２２０は、航空機の１つ以上の操縦翼面に位置する１つ以上の電力で駆動される境界層制御装置２６０、２７０に電力を伝播する電力配電網２２２を含む。示された実施例では、操縦翼面は航空機の翼型２４０および航空機の尾部２１８上に与えられる。示された実施例では、操縦系統装置２６０、２７０を駆動するために必要な電気は一次電源２２５から引出される。上述されるように、一次電源２２５は１つ以上のエンジン２１５、１つ以上の電力変換装置２３０、および、所与のＤＡＦＣシステムの比出力およびエンジン故障の冗長度要件に依存して、任意で１つ以上の補助電源装置２５０から構成される。

さまざまな実施例では、電力変換装置２３０は、エンジン２１５または補助電源装置２５０によって生成された形式（たとえば機械エネルギ）から境界層制御装置２６０、２７０を駆動するのに十分な形式（たとえば電気エネルギ）にエネルギを変換するよう作動する。示された実施例では、電力変換装置２３０は発電機から構成される。図３は、各エンジン２１５に結合される２つの電力変換装置２３０（発電機）を示す。しかしながら、代替的実施例（たとえば図４のＤＡＦＣシステム）では、１つのエンジン当たりより多く、またはより少数の電力変換装置２３０が与えられてもよい。さらに、より多く、またはより少数のエンジンが電力変換装置を駆動するために与えられてもよく、したがって付加的なエンジン故障冗長度を与える。

さまざまな実施例において、電力変換装置２３０は、エンジンタービン、タービン軸、または他の同様のエンジン構成要素の回転により電力を生成するよう構成される、回転シャフト型ジェネレータから構成されてもよい。他の実施例では、電力変換装置２３０は、電力を生成するよう構成される１つ以上のロータを駆動するためにエンジンから抽出された高圧空気に依存する、高圧の、空気圧で動くジェネレータである。さらに他の実施例では、当該技術に公知の他のジェネレータが用いられてもよい。

別の実施例では、１つ以上の電力変換装置２３０が１つ以上の補助電源装置２５０によって駆動されてもよい。さまざまな実施例において、補助電源装置２５０は、１つ以上の電力変換装置２３０を駆動するよう主に設計される、搭載された、推力を生成しないモータまたは他の同様の装置から構成される。この構成は、主に航空機に推力を与えるよう設計される航空機のエンジン２１５とは対照的である。したがって、さまざまな実施例において、補助電源装置２５０は、当業者には明らかであるように、効率的に電気エネルギを生成するよう特に設計されることができる。

上述のように、１つ以上の補助電源装置２５０の使用は、所与の航空機適用例の要件に依存して任意である。より特定的には、１つ以上の補助電源装置２５０を含むべきか否についての決定は、特定の航空機の電力および冗長度要件に基く。たとえば、図３に示され
たような２つのエンジン２１５しかない航空機は、たとえば図４に示されたＤＡＦＣシステムのように４つのエンジンがある航空機よりさらに少数の電力変換装置２３０を有し、そのため生成する電力がより少なく、エンジン故障の冗長度も小さい。その結果、特定の航空機の電力要件に依存して、異なる構成のＤＡＦＣシステム（たとえば図４）を補充することが必要でない場合には、所与のＤＡＦＣシステム（たとえば図３）によって生成される電力を補充するために１つ以上の補助電源装置２５０を与えることが必要となり得る。補助電源装置が用いられるか否かにかかわらず、この発明によるＤＡＦＣシステムは、離着陸など電力需要が大きい期間中に１つ以上の境界層制御装置２６０、２７０を働かせるのに十分な電力を与えるよう構成される。

さまざまな実施例では、補助電源装置２５０は、ガソリン、灯油、水素、ヒドラジン、および／または当該技術で公知の他の同様の燃料などの燃料を含む専用燃料源（示されない）を所有するよう構成されてもよい。この開示を考慮して当業者には明らかであるように、補助電源装置の大きさは、航空機の大きさ、航空エンジンの大きさ、および用いられる特定の境界層制御装置の電力需要に大部分依存する。１つの実施例では、１つ以上の補助電源装置は、１つ以上の電源を補充して離着陸などの電力需要が高い期間中に境界層制御装置に補助電力を与えるよう構成されてもよい。重量においては比較的少量の増加であるにもかかわらず、さまざまな商用および／または軍用機の飛行または巡航電力が増大している最近の傾向を考慮すると、１つ以上の補助電源装置は多くのＤＡＦＣシステムについてなおも望ましい。さまざまな実施例では、補助電源装置および／または他の一次電源構成要素は離着陸中に境界層制御装置に動力を与えるよう構成されることができ、さらに安定飛行中に他の搭載システム（たとえば航法、武器システム、商用旅客ラップトップ、ギャレーシステム、および他の当業者には明らかな搭載システム）に動力を与えるよう構成される。

上記に参照されたように、さまざまな実施例において、電力は、翼および／または尾部２４０、２１８に与えられる１つ以上の変換装置２３０から境界層制御装置２６０、２７０まで配電網２２５を通じて送られる。特定の境界層制御装置の実施例は、図５および図６に関してより詳しく下記に説明される。電気駆動される実施例においては、配電網２２５は、一連のコンダクタ（たとえばワイヤ、コンタクト、コネクタなど）、無線通信装置（たとえばトランシーバ、ＲＦトランスポンダおよび応答機、磁界もしくは電磁界生成装置など）これら２つの組合せ、または電力および信号を当該技術で公知のように送信するための他の同様の手段から構成されてもよい。さらに別の実施例においては、配電網２２５は、パイロットまたは他の搭載システムから入力指示コマンド信号を受取るよう構成されるコントローラを含んでもよい。コントローラ（たとえば操縦系統コンピュータ）はこれらの信号を処理し、フローコントロール装置をそれに従って反応させるような論理を利用する。

上記で参照されたように、この発明のさまざまな実施例によれば、ＤＡＦＣシステムは揚力を増強させ、かつ／または抗力を減じるよう構成される。先行技術システムと異なり、この発明は、翼型または尾部の上下に高温エンジン排気を逸らせることによってこれらの目的を達成するのではない。その代り、この発明のさまざまな実施例は、航空機操縦翼面内に配置される境界層制御装置２６０、２７０を駆動するための冗長配電網を与え、境界層剥離を遅延させて揚力を増強し、抗力を減じる。

所与の気流の境界層は、翼型（すなわち上反りが大きい翼型構成）などの物体の翼面にすぐ隣接して流れる、モーメントが比較的小さい空気である。翼型の上を移動する気流の回転の大きさを増加させることによって、当業者には理解されるように、より大きな揚力が生成される。しかしながら、不都合にも、短距離離着陸性能を達成するために推力を同時に増加させることなく気流の回転の大きさを増加させることは、従来、実質的に揚力を
減じ、抗力を増加させる境界層剥離（すなわち翼および／またはフラップ前縁からの空気剥離）を結果として生じている。従来の非ＳＴＯＬ機適用例では、境界層剥離は、離着陸中に流れ表面（たとえば翼）の形状を変更する機械的なフラップおよび／またはスラットを使用することによって適度に遅延される。この発明は、従来フラップ、スラットなどを使用することによって達成可能であったよりもいっそうの境界剥離の遅延を与えることを目的とする。いくつかの適用例では、この遅延された境界層剥離に起因する揚力の増強は５０パーセントにまで達し得る。

図３は、上述の一次電源２２５に加えてバックアップ電源２５５を示す。バックアップ電源２５５は、一次電源２２５が完全に失なわれた場合にさらなる冗長電源を与える。１つの実施例では、バックアップ電源２５５は、１つ以上の電池などの電気化学装置から構成される。別の実施例では、バックアップ電源２５５は、専用燃料源、ラムエアタービンまたは当該技術に公知の他の同様の機構によって駆動されるジェネレータを含んでもよい
図４は、この発明の別の実施例による別の一次電源構成をさらに示す。特に、図４は４つのエンジン３１５から構成される一次電源３２５を示し、各エンジン３１５は示されるように１つ以上の電力変換装置３３０を駆動する。電力変換装置３３０の各々は配電網３２２と連係して与えられ、したがって、航空機の１つ以上の操縦翼面に隣接して配置される１つ以上の境界層制御装置３６０、３７０に電力を与える。上記の開示を考慮して当業者には明らかであるように、図４のＤＡＦＣシステム内に示されるより多くのエンジンおよび電力変換装置は、補助電源装置（示されない）が必要でないかもしれないほど十分な電力およびエンジン故障冗長度を与え得る。しかしながら、他の実施例では、航空機設計者は、示された数のエンジンおよび電力変換装置を１つ以上の補助電源装置と組合わせて与えたいと考えるかもしれない。先の開示を考慮して当業者には明らかであるように、航空機システム要件に依存して、より多い、またはより少数のエンジンおよび電力変換装置が与えられ得る。

上記に参照されたように、この発明のさまざまな実施例では、１つの境界層制御装置が航空機の隣接した操縦翼面に与えられ、境界層剥離を抑制して、それによってＳＴＯＬ性能を達成する。この発明のいくつかの実施例では、フローコントロール装置は境界層剥離を妨げるよう構成される、電気で駆動される装置である。１つの実施例では、図５に示されるように、境界層制御装置５６０は１つ以上の電気で動く空気圧ポンプ５６２を含む。ポンプ５６２は、航空機の１つ以上の操縦翼面に沿って配置される１つ以上の吸込口５６４および１つ以上の吹出口５６６と連係する。示された実施例では、境界層制御装置５６０は航空機の翼５４０およびフラップ５４５の上面に沿って与えられる。他の実施例においては、境界層制御装置５６０は、境界層剥離を減じることが望ましい航空機のいかなる表面に沿って与えられてもよい。理論に縛られたくはないが、示されたフローコントロール装置５６０の吸込口５６４は、吹出し口５６６が境界層流を押す間にモーメントの小さい境界層流を取除き、それにより、フラップの変位が大きく迎角が大きいにもかかわらず境界層剥離を妨げる。示された実施例では、示されるように、吸込口５６４は各コントロール装置５６０について吹出口５６６の上流に位置決めされる。他の実施例では、この構成は、吸込口５６４が吹出口５６６（示されない）の下流に形成されるように逆にしてもよい。さまざまな他の実施例では、境界層制御装置５６０は、節電目的のため、連続した、パルス化された、または選択的な操作を許容するように１つ以上のスイッチを含んでもよい。

他の実施例では、上記で言及された吸気／吹出フローコントロール装置と組合わせて、またはそれと代替的に、さまざまな付加的なフローコントロール装置が用いられてもよい。たとえば図６に示された実施例では、電気ＤＡＦＣシステムは、航空機の操縦翼面に沿って与えられる複数の振動フローコントロールアクチュエータ６６０を駆動する。示された実施例では、航空機の翼６４０の上面に配置される取外し可能なパネル６４８の下面に
アクチュエータ６６０が与えられる。アクチュエータ６６０は、静止位置で翼の上面とほぼ同じ高さにあるよう構成されるダイヤフラム部（示されない）を含む。図６Ａは、例示的な振動フローコントロールアクチュエータの詳細図を与える。当業者に知られるように、ダイヤフラムは、境界層剥離を遅らせるため、離着陸中に選択された頻度で振動するよう構成される。ここでも、上述された吸気／吹出し境界層制御装置と同じく、フローコントロールアクチュエータ６６０は、連続した、パルス化された、または選択的な操作のために構成されてもよい。

当業者には明らかであるように、この発明のさまざまな実施例は、先行技術の結合型航空推進システムよりも多くの利点を備える。たとえば、この発明によるＤＡＦＣシステムはエンジンを航空機の翼から結合解除したにもかかわらず、より大きな揚力を達成する。さまざまな実施例では、地域騒音を著しく減じ、エンジンが作動不能になった場合に生成される横揺れモーメントおよび偏揺れモーメントを減じるような構成で、エンジンが翼から取除かれて胴体に沿って尾部の前に取付けられる。その結果、先行技術の高揚力システムとは異なり、ＤＡＦＣシステムは、ＦＡＡおよび国防省のフェイルセーフシステム（fail-safe system）要件を満たす。

この発明の多くの修正および他の実施例が当業者には想到され、それらの発明は上述の説明および関連する図面に提示された開示の利益を有するであろう。したがって、この発明は開示された特定の実施例およびその修正に限定的ではなく、他の実施例は添付の請求項の範囲内に含まれるよう意図されることが理解される。特定の用語が本願明細書に使用されるが、それは制限の目的のためにではなく、一般的、記述的な意味のみにおいて用いられる。

公知の先行技術による結合型航空推力高揚力システムである。公知の先行技術による結合型航空推力システム（特に内部吹出し高揚力システム）を利用する航空機の上面図である。この発明の１つの実施例による、分散型揚力強化アクティブフローコントロールシステムの概略図である。この発明の別の実施例による、分散型揚力強化アクティブフローコントロールシステムの概略図である。この発明の１つの実施例による、分散型アクティブフローコントロールシステムによって働く複数の境界層制御装置の概略的側面図である。この発明の１つの実施例による、分散型アクティブフローコントロールシステムによって働く複数の境界層制御（すなわちアクティブフローコントロール）装置の斜視図である。

Claims

分配型アクティブフローコントロールシステムであって、
一次電源と、
前記一次電源と連係する配電網と、
前記配電網を通じて前記第１の電源から電力を受取るよう構成される１つ以上の境界層制御装置とを含む、分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記一次電源は、少なくとも１つのエンジンおよび少なくとも１つの電力変換装置を含み、前記少なくとも１つのエンジンおよび前記少なくとも１つの電力変換装置は前記配電網と連係する、請求項１に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記一次電源はさらに、電力需要が大きい期間中、前記境界層制御装置に補助電力を与えるための補助電源装置を含む、請求項２に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記一次電源は、第１の電力変換装置に結合される第１のエンジンと、第２の電力変換装置に結合される第２のエンジンと、前記配電網と連係する補助電源装置とを含み、補助電源装置は、第１のエンジンまたは第２のエンジンが作動不能となった場合に前記境界層制御装置に電力を与える、請求項１に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記境界層制御装置は１つ以上の操縦翼面に隣接して配置される、請求項１に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記操縦翼面の少なくとも１つは、少なくとも部分的に航空機の翼の上面から構成される、請求項５に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記操縦翼面の少なくとも１つは、少なくとも部分的に航空機フラップの上面から構成される、請求項５に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記操縦翼面の少なくとも１つは、少なくとも部分的に航空機の尾翼面から構成される、請求項５に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記操縦翼面の少なくとも１つは少なくとも部分的に航空機のスラットから構成される、請求項５に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記一次電源は少なくとも１つの電力変換装置に結合される少なくとも１つのエンジンを含み、前記少なくとも１つの電力変換装置は前記少なくとも１つのエンジンによって少なくとも部分的に動く発電機を含む、請求項１に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記境界層制御装置は操縦翼面に隣接して配列され、ポンプと、吸込口と、吹出口とを含み、これらは操縦翼面上で進行する流れの境界層剥離を遅延させるよう働く、請求項１に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記境界層制御装置は、１つ以上の振動フローコントロールアクチュエータを含む、請求項１に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記境界層制御装置が選択的に作動するよう働かせるために前記配電網と連係するコン
トローラをさらに含む、請求項１に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
前記一次電源が失われた際にバックアップ電力を与えるために前記配電網と連係するバックアップ電源をさらに含む、請求項１に記載の分配型アクティブフローコントロールシステム。
航空機用高揚力システムであって、
少なくとも第１の航空エンジンによって少なくとも部分的に駆動される第１のジェネレータと、
前記第１のジェネレータと連係する配電網と、
航空機の第１の操縦翼面に隣接して配置される１つ以上の境界層制御装置とを含み、境界層制御装置は、前記ジェネレータによって生成され、前記配電網を通じて送られる電力を受取ることができる、高揚力システム。
前記配電網と連係する補助電源装置をさらに含む、請求項１５に記載の高揚力システム。
第２の航空エンジンによって少なくとも部分的に駆動される第２のジェネレータをさらに含み、補助電源装置は前記第１または第２のジェネレータのいずれかが作動不能になったことに応答して境界層制御装置に電力を与える、請求項１６に記載の高揚力システム。
前記補助電源装置は航空機の離陸中に境界層制御装置に電力を与える、請求項１６に記載の高揚力システム。
前記補助電源装置は航空機の着陸中に境界層制御装置に補助電力を与える、請求項１６に記載の高揚力システム。
操縦翼面は航空機の翼の上面の少なくとも一部を含む、請求項１５に記載の高揚力システム。
操縦翼面は航空機のフラップの上面の少なくとも一部を含む、請求項１５に記載の高揚力システム。
操縦翼面は航空機の尾部の上面の少なくとも一部を含む、請求項１５に記載の高揚力システム。
操縦翼面は航空機のスラットの上面の少なくとも一部を含む、請求項１５に記載の高揚力システム。
境界層制御装置は、ポンプと、操縦翼面に規定される吸込口と、操縦翼面に規定される吹出口とを含み、前記ポンプは前記吸込口を通じて空気を吸込み、前記吹出口を通じて空気を吹出して、前記操縦翼面上を進行する気流の境界層剥離を遅延させる、請求項１５に記載の高揚力システム。
前記境界層制御装置の少なくとも１つは振動フローコントロールアクチュエータを含む、請求項１５に記載の高揚力システム。
コントローラ入力コマンドに応答して選択的に作動するよう前記境界層制御装置を働かせるために前記配電網と連係するコントローラをさらに含む、請求項１５に記載の高揚力
システム。
航空揚力を増強するための方法であって、方法は、
１つ以上の航空エンジンを用いて電気エネルギを生成するために１つ以上の電力変換装置を駆動するステップと、
航空機操縦翼面に隣接して１つ以上の境界層制御装置を与えるステップと、
境界層制御装置が作動するよう働かせるために境界層制御装置に電気エネルギの少なくとも一部を送るステップとを含む、方法。
前記１つ以上の電力変換装置の少なくとも１つが作動不能となった際に１つ以上の補助電源装置を介して前記境界層制御装置に補助電力を供給するステップをさらに含む、請求項２７に記載の航空機の揚力を増強する方法。
航空機操縦翼面を従来境界層剥離を生成する角度に位置決めするステップをさらに含み、電気エネルギの少なくとも一部を境界層制御装置に送るステップは航空機操縦翼面を位置決めするステップに続く、請求項２７に記載の航空機の揚力を増強する方法。
航空機操縦翼面は１つ以上のフラップの少なくとも一部を含む、請求項２７に記載の揚力を増強する方法。
航空機操縦翼面は１つ以上のスラットの少なくとも一部を含む、請求項２７に記載の揚力を増強する方法。
航空機操縦翼面は１つ以上の航空機の翼の少なくとも一部を含む、請求項２７に記載の揚力を増強する方法。
航空機流れ翼面は１つ以上の航空機の尾部の少なくとも一部を含む、請求項２６に記載の揚力を増強する方法。