JP2009501304A

JP2009501304A - 流体力学的な力を生成する要素

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Publication number: JP2009501304A
Application number: JP2008520954A
Authority: JP
Inventors: プリンス・サイモン・アンドリュー; コーダゴリアン・ヴァイク
Original assignee: City University of London
Current assignee: City University of London
Priority date: 2005-07-13
Filing date: 2006-07-13
Publication date: 2009-01-15
Also published as: ATE501932T1; GB2428459B; GB0613978D0; EP2316729A3; EP1907279A1; GB0514338D0; EP1907279B1; US7832689B2; DK2316729T3; US20090173834A1; DE602006020732D1; EP2316729B1; EP2316729A2; GB2428459A; WO2007007108A1; CN101258071A; CN101258071B

Abstract

本発明は、流体力学的力を生成する要素11であり、要素は、前縁17から反対方向に延在し、後縁18で交わる第一、第二表面13,15とを備え、第一、第二表面は、流れ方向Ｕにおいて要素を越える流れに迎角αで要素が浸入するときに流体力学的力を生成するよう形成される三次元ボディを画成し、第一表面は流体入口19の配列を、第二表面は対応する流体出口21の配列を備え、各入口19は、その一部が出口21の近傍で第二表面への接平面（Ｙ−Ｙ）に対し角度θで固定され、かつ流れ方向Ｕに対し角度φで傾く流体ダクト23により出口に流体連結し、その構成は、要素が第一表面に近接する前縁下流の高圧力領域と第二表面に近接する前縁下流の低圧力領域を生成させ、高圧力領域からの流体が、入口に入りダクトを通り出口から出て低圧力領域に入り、低圧力領域を再付勢し、第二表面からの境界層分離を遅延させる流体渦の生成を可能にする、要素に関する。

Description

本発明は、流体流に曝されるとき、流体力学的な力を生成する要素に関する。全般的な観点からは、本発明の教示内容は任意の流体力学的力を発生する要素に対して広く一般的に適用可能であるが、特に好ましい例示的かつ、非限定的な実施例では、当該要素はエーロフォイルまたはハイドロフォイルを備えてもよい。本出願の文脈では、例示的なエーロフォイルは、固定翼式または回転翼式の航空機（たとえば飛行機またはヘリコプタ）用の翼と、風力タービンロータおよびファン用のブレードと、航空機プロペラのブレードとを含み、例示的なハイドロフォイルは、プロペラのブレードおよび水中翼船用のフォイルを含む。

ここで、図１ａを参照すると、本発明の文脈における流体力学的要素は、その断面において、ボディ１の前縁７から反対方向に延在し、かつそのボディの後縁９で交わる第一の略湾曲表面３および第二の略湾曲表面５を備える三次元ボディ１である。第一および第二の表面は異なった湾曲輪郭を有し、流体は、ボディが正の迎え角αで流体流Ｕに浸入するとき、前縁で分流して第一および第二の表面の各々を越えて異なった速度で流れる。第一および第二の表面を越える流体速度の違いは、ベルヌーイの原理に従って、航空機の翼の場合には無次元揚力係数Ｃ_Ｌとして一般に標準化される揚力である力を生成する圧力差を誘導する。ボディは、航空機翼の場合には抗力と呼ばれ、無次元抗力係数Ｃ_Ｄとして標準化され得る制動力をも受ける。

航空機の文脈において、空気は、通常飛行ではボディ（翼）の両方の表面を越えて滑らかに流れ、パワー飛行では、所定の迎え角の場合に印加される（典型的には航空機のエンジンによって）推力は、抗力を上回る揚力を生成するに足るほど十分でなければならない。臨界的な迎え角を超過するとき失速が生じ得ることになり、この状態では、空気流は、翼の最上部の表面から分離し、揚力の劇的な損失と抗力の大きな増加とを引き起こす。流れ分離のこの現象は、当該分野においてしばしば「境界層流分離」と呼ばれるものであり、流体流に曝されるとき、流体力学的な力を生成する様々な種類の要素に対して広く一般的に適用され得る現象である。

境界層流分離、すなわち航空機のヘリコプタ翼または風力タービンロータのブレードのような表面からの流体流の発散は、操作性、耐久性および多くのエンジニアリングシステムの機能を大きく限定することがある。

境界層分離は、幾つかのメカニズムによって引き起こされ、誘導され得る。それは、局所的な流れおよび／または幾何学的形状の自然な結果であり、或いは外乱および不安定性によって人工的に誘発され得る。接近する空気／流体流に対する高い迎え角の空気力学的または流体力学的な表面上では、表面曲率からの不都合な（増大する）圧力勾配および粘性に起因する隣接流体層と表面の間における剪断応力の組合せが、そこから空気／流体流を分離させ得ることになる。航空機の翼およびプロペラとタービンロータのブレードの場合には、流れ分離が、空気力学的な揚力の破滅的喪失、抗力の急速な増大、および騒音レベルの急速な増大を生じる。

抑制の技術すなわち航空機翼およびロータブレードにおける流れ分離をより高い迎え角まで遅延させる技術の発展は、過去５０年にわたる主要な研究目標であった。表面曲率および粘性に起因する流れ分離は、乱流境界層における自然な撹拌によって遅延できる。乱流は比較的迅速な自動撹拌および搬送機構を実現するが、高い迎え角に固定される航空機翼またはロータブレードの場合のように、大きい不都合な圧力勾配の存在下では付着流を維持するに足る十分な運動量を境界層に伝達することができない。

それに応じて、かつ表面からの境界層の離脱を防止して遅延させるために、境界層を再付勢する人工的な流動撹拌強化装置の利用が提案された。境界層内部における流体撹拌の比率を人工的に増大させるべく境界層を再付勢することによって、比較的低い運動量の近表面流体の運動エネルギーを増大させ、結果として、より高い迎え角へ遅延させることができ、或いは幾つかの事例では、流れ分離の開始を防止することができる。

境界層を再付勢し、かつそれによって流れ分離に対処する様々な流れ制御技術が、取り扱われ、かつ試験に成功した。たとえば、スロットブローイング、接線方向ブローイング、複合的ジェットおよびベーン渦生成器のような技術が、以前から提案されている。これらのうち、近表面長手方向渦の人工生成によって流体撹拌率を増大させる方法が特に有力な技術であると判明した。これらの渦は、乱れていない外側流体流からの高エネルギー流を随伴させ、低い運動量の境界層内奥部の近表面領域にそれを搬送するように作用する。機械的かつ受動的なベーン渦生成器（テイラー(Taylor)D.H.およびホードリー(Hoadley)H.H.によって初めて考案され、コネティカット州イーストハートフォード所在のユナイテッド・エアクラフト社(United Aircraft corporation, East Hartford, CT)の１９４８年のＲ−１５０６４−５レポート「ディフューザに対する渦生成器撹拌原理の適用(Application of vortex generator mixing principle to diffusers)」において報告された）が、最も一般的かつ広範に使用されている流れ方向流体渦生成器であり、一般に、表面に取り付けられる薄手の突出した中実細長片によって構成され、通常は、分離流が起こりそうな領域の前の位置に、接近する流れに対して或る角度を為して配置される。

そのような装置は流れ分離を開始させまいと抵抗するが、機械的なベーン形式の渦生成器もまた、装置それ自体による流れ妨害に由来する局所的な圧力の増大と、装置の下流における表面外皮摩擦の増大とにより引き起こされる、抗力の増大を課するものであると判明した。

受動的な中実ベーン形式の渦生成器に代わるものとして、能動的な流体ジェット渦生成装置（ウォリス(Wallis)R A.の「境界層制御のための空気ジェットの使用(The use of air jets for boundary layer control)」、オーストラリア航空研究所、航空覚書１１０号、１９５２年(Aeronautical Research Laboratories, Australia, Aero. Note no. 110)を参照）を設けることが、以前から提案されている。ウォリスによって提案された構成は、傾斜表面有界ジェット経由の流体噴射（より一般的には能動的ジェット渦生成器すなわちＡＪＶＧとして知られる）を使用して、流れ制御のための長手方向の渦動を誘発させる。

そのようなＡＪＶＧシステムは、通常、表面に向かって開口し、与圧流体供給源によって供給を受け、各オリフィスから発射される流体ジェットと表面に沿って移動する流体の間における相互作用によって、長手方向または流れ方向の渦を誘発させる小さなオリフィスの配列によって構成される。ＡＪＶＧは、抗力の大きな増大を引き起こさないので、受動的なベーン形式の渦生成器に付随する主要な問題を回避する。また、ＡＪＶＧは、表面全体にわたる流れ特性に応じて、能動的に操作しかつ制御することができる。

能動的な渦生成ジェットは、固定翼式の航空機（たとえば、イネス(Innes)F.、ピアシー(Pearcey)H.H.およびサイクス(Sykes)D.M.の「空気ジェット渦生成器の適用による三要素式高揚力システムの性能の改善(Improvements in performance of a three element high lift system by application of air jet vortex generators)」、航空ジャーナル、９９巻、９８７号、１９９５年(The Aeronautical Journal, VoI 99, No 987, 1995)を参照）における空気力学的な失速を抑制するかまたは少なくとも延期させる潜在的な流れ制御装置として研究され、最近では、回転翼式の航空機に関しても研究されている。ＡＪＶＧは、研究所の風洞実験では失速を有効に抑制して遅延させると判明し、図１ｂは、ＡＪＶＧを備えているかまたは備えていないエーロフォイル翼断面の迎え角（α）に対する揚力係数（Ｃ_Ｌ）における実験的に測定した変化を例示するグラフである。ＡＪＶＧを備えているかまたは備えていない例示的な（１６°の迎え角における）エーロフォイルのグラフおよび添付概略図が、流れ分離（Ｓによって概略的に示される）がＡＪＶＧを使用すればより高い迎え角まで遅延されることと、その結果として、Ｃ_Ｌのより高い最大値が失速の前に達成され得ることとを示している。

能動的な渦生成ジェットは、性能の向上を提供するものであると判明したが、エンジニアのコミュニティには未だ受け入れられず、受動的なベーン形式の渦生成器が、それらの本来的な抗力増大特性にも関わらず、航空機翼に関しては未だ一般に使用されている。

これに関するもっともらしい説明は、ＡＪＶＧは、パフォーマンスの利点を提供するが、流体ジェットのための与圧流体を生成する外部エネルギーの投入を要求するものでもあり、このエネルギーの投入を提供するために必要な機器は、たとえば航空機の全重量を大きく増大させるということである。能動的システムの搭載は、単純なベーン式渦生成器の配列よりも本質的に遥かに複雑であり、その結果としてコストが掛かることもまた事実である。

それ故、前記提案されたベーン形式の受動的渦生成器を特徴付ける抗力の増大だけでなく、前記提案されたＡＪＶＧに随伴する本来的な欠点をも回避し或いは少なくとも低下させ、それと同時に、前記提案されたＡＪＶＧシステムによって提示されたものに匹敵する性能の向上を提供する、流体力学的な力生成要素を設計することが可能であれば、明らかに非常に有益であろう。

本発明の目的は、前記提案された受動的なシステムに付随する欠点を提示することなく、或いは少なくともより軽微な程度しか提示することなく、ＡＪＶＧシステムに付随する利点を実現する流体力学的な力生成要素を提供しようとするものである。

この目的のため、本発明の現在の好ましい実施例は、流体力学的な力を生成する要素を提供し、要素は、要素の前縁から反対方向に延在し、かつその後縁で交わって、流れ方向Ｕにおいて要素を越えて流れる流体流に迎え角αで浸入するときに流体力学的な力を生成するよう形状が形成される三次元ボディを画成する第一および第二の表面を備え、第一表面は流体入口の配列を含み、第二表面は流体出口の対応する配列を備え、前記各入口は、少なくともその一部が前記出口の近傍において前記第二表面への接平面に対して角度θで固定され、かつ前記流体流方向Ｕに対して角度φで傾けられる流体ダクトによって前記出口に流体連結し、その構成は、要素が前記第一表面に近接する前記前縁下流の比較的高い流体圧力の領域と前記第二表面に近接する前記前縁下流の比較的低い流体圧力の領域とを生成するよう使用されて実施可能であり、前記比較的高い流体圧力の領域からの流体が、前記流体入口に入り前記流体ダクトを通って前記流体出口から出て前記比較的低い圧力の領域に入り、前記低い圧力の領域を再付勢し、かつ前記第二表面からの境界層分離を遅延させる流体渦を生成することを可能にする。

非常に好ましい構成では、それらの入口は前記出口より大きな断面積を有し、前記流体ダクトは、前記入口から前記出口まで断面積が減少し、それを通して流れる流体を加速させる。

ピッチ角度θは、およそ１５°から４５°の間であってもよく、望ましくはほぼ３０°である。傾斜角度φは、およそ３０°から９０°の間であってもよく、望ましくはほぼ６０°から７０°の間である。非常に好ましい構成では、傾斜角度は、要素の先端から離れて内向き方向にある。

好ましい実施例では、要素は或る長さを有し、前記出口配列は、前記要素の長さに沿って翼幅方向線（Ｊ−Ｊ）に追随して配置される。

望ましくは、前記前縁と前記翼幅方向線（Ｊ−Ｊ）の間における間隔ｘおよび要素の幅に対応する間隔Ｃの長さに沿って離散的な位置における比率は、要素の長さに沿って実質的に一定である。

一つの実施例において、比率ｘ／Ｃは、０より大きく０．４より小さい。

もう一つの実施例では、前記比率ｘ／Ｃは、およそ０．１から０．３の間である。

望ましくは、前記流体は前記出口から複数の流体ジェットとして流出する。一つの実施例では、入口、出口およびダクトの各対は、そこから発射される流体ジェットが逆方向に回転する流体渦を形成するように配置される。もう一つの実施例では、前記入口、出口およびダクトは、そこから発射される流体ジェットが同一方向に回転する流体渦を形成するように配置される。

それらの入口、出口およびダクトは、円形、楕円、正方形または長方形の断面を有してもよい。

望ましくは、前記入口、出口および前記ダクトは、円形の断面を有し、隣接した出口は、各出口直径の６倍から１０倍の間に実質的に等しい間隔ΔＬだけ離間され、任意選択的には、各出口は、局所的な乱されていない境界層の厚さの高さのおよそ０．５倍から１．０倍と実質的に等しい直径を有してもよい。

もう一つの構成では、前記入口、出口およびダクトは、正方形または長方形の断面を有してもよく、隣接した出口は、前記各出口の最も長い側面の６倍から１０倍の間に実質的に等しい間隔ΔＬだけ離間されてもよい。任意選択的には、前記入口、出口およびダクトは、正方形または長方形の断面を有し、各出口は、局所的な乱されていない境界層の厚さの高さのおよそ０．５倍から１．０倍と実質的に等しい幅または最も長い側面を有してもよい。

非常に好ましい実施例では、要素は或る長さを有し、前記入口は、要素の第一表面の長さに沿って概念上のよどみ線の位置に一致するように配置される。

望ましくは、前記よどみ線は、前記第二表面上の境界層分離が前記前縁に向かって上流への進行を開始する特定の迎え角αにおける前記第一表面上の最大の静的流体圧力の点に対応する。

望ましくは、前記入口は、滑らかに輪郭形成されて境界層分離の誘発を回避する。望ましくは、前記ダクトは実質的に真直である。

それらのダクトは、逆止め弁（二尖弁または三尖弁等）を含み、流体が前記出口に入り前記ダクトを通って前記入口から出て行くことを防止してもよい。一つ以上のダクトが、スワール生成器を含み、それを通り抜ける流体にプレスワールを誘発させてもよい。

本発明の特に好ましい実施例は、本文で説明した一つ以上の特徴を有する要素を備える固定翼式航空機用の翼、翼断面（翼型）または他の揚力プロモータに関する。そのようなプロモータは、当業者には周知であるフラップまたはスラット等のような高揚力装置を備えていてもよい。

本発明のもう一つの特に好ましい実施例は、複数のブレードを備える風力タービンに関し、一つ以上のブレードが本文で説明した一つ以上の特徴を有する要素を備える。

本発明のさらにもう一つの特に好ましい実施例は、本文で説明した一つ以上の特徴を有する要素を備えるヘリコプタ等の回転翼式航空機用のロータブレードに関する。

本発明のもう一つの実施例は、固定翼式の航空機の翼または翼断面、風力タービン用のブレード、または回転翼式の航空機用のロータブレードとして使用するよう構成される要素に関し；該要素は或る長さおよび幅Ｃを有し要素の前縁から反対方向に延在し、かつその後縁で交わる第一の表面および第二の表面を備え、前記第一の表面および前記第二の表面は、流れ方向Ｕにおいて要素を越えて流れる流体流に迎え角αで前記要素が浸入するときに流体力学的な力を生成するよう形状が形成される三次元ボディを画成し、前記第一表面は、要素の第一表面の長さに沿って概念上のよどみ線と一致するように配置される流体入口の配列を備え；前記第二表面は、要素の長さに沿って翼幅方向線（Ｊ−Ｊ）に追随するように配置される流体出口の対応する配列を備え、前記前縁と前記翼幅方向線（Ｊ−Ｊ）の間における間隔ｘおよび要素の幅に対応する間隔Ｃの長さに沿って離散的な位置における比率は、要素の長さに沿って実質的に一定であり、前記各入口は、前記出口の近傍において前記第二表面への接平面（Ｙ−Ｙ）に対しておよそ１５°から４５°の間の角度θで固定され、かつ前記流体流方向Ｕに対しておよそ３０°から９０°の間の角度φで傾けられる流体ダクトによって前記出口に流体連結し、前記流体ダクトは、前記入口から前記出口まで断面積が減少し、それを通して流れる流体を加速させ；その構成は、要素が、前記第一表面に近接する前記前縁下流の比較的高い流体圧力の領域と前記第二表面に近接する前記前縁下流の比較的低い流体圧力の領域とを生成するよう使用されて実施可能であり、前記比較的高い流体圧力の領域からの流体が、前記流体入口に入り前記流体ダクトを通って前記流体出口から出て前記比較的低い圧力の領域に入り、前記低い圧力の領域を再付勢し、かつ前記第二表面からの境界層分離を遅延させる複数の同一方向に回転する流体渦を生成することを可能にする。

本発明のもう一つの現在の好ましい実施例によれば、前記ボディが入射流体流に或る迎え角で配置されるとき、第一表面に隣接する高い流体圧力の領域と第二表面に隣接する低い流体圧力の領域とを生成するように実施可能である流体力学的または空気力学的なボディが設けられ、ボディは、前記流体流に対して固定され、かつ傾けられ、前記高い圧力の表面から前記低い圧力の表面まで延在し、前記ダクトから延在する複数の流体ジェットの形成を可能にして、前記低い圧力の領域を再付勢し、かつ前記低い圧力の表面からの境界層分離を遅延させる流体渦を形成する、複数のダクトを含む。

数多くの他の実施例、それらの実施例の特徴およびそれらの利点は、本発明の特定の好ましい実施例に関する後続の詳細な説明から明らかになる。

詳細に後述するように、我々は、ＡＪＶＧを備えた要素の低い抗力特性を維持するが、流体ジェットを生成する自然なプロセスを使用し、結果として、能動的なエネルギーの投入またはそれに付随する嵩張った流体与圧機器を必要としない受動的な流体ジェット渦生成器を備えた流体力学的な力生成要素を開発した。我々が開発した要素は、流体力学的な力生成要素を越えて流れる流体流における自然な圧力差を利用し、その差は、前縁下流にある要素の（典型的には）下面近傍における高い流体圧力の領域と、前縁下流にある要素の（典型的には）上面近傍における低い流体圧力の領域の間において生じる。

本発明の一つの好ましい実施例では、高い圧力の領域からの流体は、低い圧力の領域に噴射され、当該低い圧力の領域を再付勢し、結果として、その領域に近接する要素の表面からの境界層分離の開始を遅延させる。その好ましい実施例では、流体は、前縁下流にある（典型的には）下面に位置する輪郭形成した吸気口を介して導入され、固定されかつ傾けられるダクトを通して、（典型的には）上面に位置する出口オリフィスに送られ、低い圧力の領域に噴射され、境界層を再付勢し、結果として、境界線流分離を遅延させる、複数の比較的高速かつ比較的高圧の流体ジェットを生成する。特に、好ましい実施例の要素が流体流に浸入するとき、複数の流体ジェットは、出口から噴射され、第二の（典型的には）上面を越えて流れる流体に干渉し、流体境界層の発達の遅れた下側領域を再付勢し、結果として境界層分離の開始を遅延させるように機能する、複数の長手方向の流体渦を形成する。

ＡＪＶＧを備えた要素に比較して我々が開発した要素の大きな利点は、単純さであり、システム信頼性であり、さらには、能動的なエネルギー投入に代わる受動的なエネルギー伝達である。

ここで、添付図面の図２ａおよび図２ｂを参照すると（図２ｂは図２ａにおける線Ｘ−Ｘに沿った断面図である）、本発明の一つの好ましい実施例に従がった流体力学的な力生成要素１１が示されている。後述する特定の具体例では、要素は、固定翼式航空機の翼の一部としての使用に適したエーロフォイルの断面を備える。しかし、本発明の教示内容は、全ての形式の流体力学的な力生成要素に対して適用可能であり、それ故、以下の説明は、本発明の範囲を空気流に浸入するエーロフォイルのみに限定するようには解釈されてはならないと理解されるであろう。

要素１１は、前縁１７から反対方向に延在し、かつ後縁１８で交わる第一表面１３および第二表面１５を備える（図４）。第一および第二の表面は、典型的には異なった曲率半径を備えて湾曲し、要素は、入射流方向Ｕに対して迎え角αで有効に配置され、入射流体は、異なった速度で二つの表面を越えて流れ、結果として、それらの表面の近傍において異なった流体圧力を生成する。

第一表面１３は、入射空気流（典型的には、この表面は、要素が航空機翼の断面を備えるとき、最下部の表面である）における高い流体圧力の領域に近接し、複数の流体入口１９（そのうちの一つが示されている）を含んでいる。第二表面１５は、入射空気流（典型的には、この表面は、要素が航空機翼の断面を備えるとき、最上部の表面となる）における低い流体圧力の領域に近接し、流体ダクト２３によってそれぞれの流体入口に流体結合する複数の対応する流体出口２１（そのうちの一つが示されている）を含んでいる。

図２ｂに示すように、ダクト２３は、出口２１の近傍において接平面Ｙ−Ｙに対して角度θで固定される。また、ダクトは、図２ａに示すように、入射流体流の方向Ｕに対して角度φで傾けられる。

逆方向における（出口から吸気口への）流れが生じ得る（たとえば翼またはブレードの負の迎え角における）用途では、逆流防止弁２５が、これが生じることを防止するよう採用されてもよい。しかし、この装置は、逆方向における流れが稀にしか／決して起こらない（たとえば、要素が航空機の翼または風力タービンブレードを含む場合）事例では必要とされない。

入口１９は、吸気口をカバーし、微粒子の汚染物質が流体ダクト２３に入ることを防止して、それを阻止するフィルタメッシュ２７を含んでいてもよく、好ましい構成では、このメッシュは第一表面１３の輪郭に滑らかに追随するように形成される。

好ましい実施例では、流体ダクト２３は、妨げになることを回避し、結果として、入口から出口までの流体流の速さを低下させないように、（図示したように）実質的に真直である。特に好ましい一つの構成では、入口１９は、対応する出口２１より大きな断面積を有し、ダクトは、入口から出口に向かう方向において減少する断面積を有し、入口に入る流体は、ダクトを介して出口に向かって加速する。

しかし、流体ダクトは、そのような構成が第二表面における流体ジェット出口の適切なピッチおよび傾斜角度を達成するために必要であるならば、湾曲してもよく、この場合には、出口近傍のダクトの一部だけが、後述するように、傾斜角度およびピッチ角度を有してもよい。入口、ダクトおよび出口は、円形の断面形状（図示のような）を有してもよいが、或いは、代替的に、卵形、長方形または正方形の断面であってもよい。

また、ダクトは、たとえば内燃機関の燃料噴射システムの噴射マニホルドにおいて使用されるような形式の旋回生成器を含んでいてもよく、流体ジェットに予旋回を提供する。これは、流体ジェットの下流におけるより効果的な長手方向の渦の形成によって、受動的な流体ジェット渦生成器の性能を向上させる。

前述のように、ピッチ角度θは、出口近傍における局所的な接平面（図２ｂにおける平面Ｙ−Ｙ）に対して測定され、特に好ましい実施例では、局所的な接平面に対してほぼ１５°から４５°の範囲内である。低速度の非圧縮性の流れに適切な一つの構成では、ピッチ角度は、およそ３０°であってもよい。

好ましい一つの実施例では、入射流の方向Ｕに対して測定される（さもなければ、局所的な乱されていない（中実表面）境界層のエッジにおける速度ベクトルとして規定される）流体ダクト２３（または前述のように出口の近傍におけるダクトの少なくとも一部）の傾斜角度φ（図２ａ）は、ほぼ３０°から９０°の範囲内である。低速度の非圧縮性の流れに適切な一つの構成では、傾斜角度は、ほぼ６０°から７０°の範囲内である。当業者には周知であるように、低速度の流れは、概ねマッハ０．３未満の流れであり、空気の場合には１００ｍ／ｓほどである。

ここで、図４を参照すると、前述のように、第二表面１５は、複数の出口２１を含むことが望ましく、それらの出口は、要素１１の長さに沿って翼幅方向線Ｊ−Ｊに追随するように配置される配列において設けられることが特に望ましい。好ましい実施例では、前縁１７と線Ｊ−Ｊの間における間隔ｘおよび要素の幅（翼弦）に対応する間隔Ｃの比率は要素の長さに沿って一定でなければならず、特に好ましい構成では、ｘ／Ｃは０より大きく０．４より小さくなければならない。翼およびブレードの場合には、それらの出口は、ｘ／Ｃが要素の断面形状に応じておよそ０．１から０．３の間である要素に沿った翼弦方向位置（ｘ／Ｃ）に位置することが最も効果的であると判明した。より薄手のエーロフォイル断面（たとえば２０％以下の弦比率までの厚さを備えた断面）の場合には、ｘ／Ｃは望ましくはおよそ０．１に等しくなければならないが、より厚手のエーロフォイル断面（たとえば２０％を越える翼弦比率までの厚さを備えた断面）の場合には、ｘ／Ｃは０．３により近似すべきである。図４に示す構成は、風力タービンのロータブレードのために特に適切であるが、上述の原則は、回転翼式航空機のための後退翼および固定翼式航空機のためのブレードに対しても等しく適用される。大きな翼幅方向流が存在することが知られている回転ブレード（たとえばヘリコプタまたは風力タービンの）および後退用航空機翼の場合には、出口は、図４に示したようにインボード方向（すなわち先端から離れる方向）において傾斜角度を提供するように配置されるべきである。

ここでもまた、前述のように、第一表面１３は、配列して配置される複数の入口１９を含む。好ましい実施例では、それらの入口は、要素の第一表面１３の長さ（翼幅方向）に沿ったいわゆるよどみ線すなわち付着線の位置と一致するように配置される。よどみ線すなわち付着線は、表面上で流れが制御されることになるこの表面（この場合には第二表面１５）上の境界層分離が上流への進行を開始する特定の迎え角αにおけるボディ表面（この場合には第一表面１３）上の最も大きな静的流体圧力のポイントに対応する。極めて一般的な条件において、我々が研究したエーロフォイル断面の場合には、エーロフォイル断面の翼弦長さに対する前縁と付着線の間における間隔の比率は、ほぼ５％ほどの範囲内になる傾向がある。

このアプローチを採用することによって、出口からの流体ジェットの強度に関する自然な制御を提供し、それらが効果的ではなく通常は必要でもない状況（たとえば非圧縮性の流れにおける空気力学的な翼およびブレードの場合における低い迎え角のような状況）において流体ジェットによって生じる乱流を限定することが可能である。この構成の美点は、迎え角が減少して、付着線が前縁から下流に移動し、それらの入口が低い静的流体圧力を提示する流れの領域に一致するので、結果として、ダクトからのジェットの強度が（また、連動して、それらのジェットが、第二表面を越えて流れる流れを、混乱させる範囲もまた）減少するということである。実際に、この構成を採用すれば、それらの入口のみが、さもなければ境界層分離が生じるであろう迎え角において大きな影響を有するという点で、要素は自動調節的であることになる。

図３ａ（ｉ）は、図４に示される配列の二つの出口の平面図であり、図３ａ（ｉｉ）は、前縁１７の前方からの要素の下流方向の図面である。図３ａ（ｉ）に示したように、この実施例の出口は、流体ジェット２９が第二表面から平行に噴射して、図３ａ（ｉｉ）に示したように同一方向に回転する長手方向の渦３１を形成するように配置される。図３ｂ（ｉ）および図３ｂ（ｉｉ）に示される代替的な実施例では、それらの出口は、流体ジェット２９が第二表面から反対方向に噴射して、逆回転する長手方向の渦３３（図３ｂ（ｉｉ）に示したような）を形成するように配置されてもよい。両者の設計は、効果的に採用され得るが、逆回転するシステムは、後退翼の場合または回転ブレードではあまり効果的でないかもしれない。

それらの出口は、円形断面のダクトの場合には、局所的な乱されていない境界層の厚さの高さのおよそ約０．５倍から１．０倍である直径を有し、或いは、長方形のダクトの場合には、そのような幅または最も長い側面長さを有する。たとえば、後述のＮＡＣＯ２３０１２Ｃブレード断面の場合、その境界層は、高さ５ｍｍの範囲内であり、出口は、およそ４．８ｍｍの直径を有する。

ここで図５を参照すると、好ましい実施例では、出口間隔ΔＬは、一つの前記ダクトによって境界層の下層から吹き出される比較的低い運動量の流体が隣接する出口によって生じる渦によって境界線の下層に吹き戻されることがないように選択される。それに加えて、出口は、それらの効果が減ってしまうほどに離間されてはならない。特に好ましい実施例では、その出口間隔は、ジェットオリフィスの直径（円形のダクト設計の場合）のおよそ６倍から１０倍であり、或いはジェットオリフィスの幅（長方形のダクト設計の場合）の６倍から１０倍であってもよい。

また、入口１９の周辺エッジは、図６（ｂ）に示すように急激な方向転換を含むのではなく、図６（ａ）に示すように滑らかに輪郭形成されることが望ましい。この理由は、鋭角的なエッジを備えた入口がその入口の唇状部において境界層分離を引き起こすかもしれず、その分離がダクトの中への流体流を実質的に縮小させ、結果として、要素の全体的な性能をも実質的に低下させてしまうからである。

前述のように、本発明の教示内容は、採用される流体に関わりなく、全ての形式の流体力学的な力生成要素に対して広く一般的に適用可能である。たとえば、本発明の教示内容は、流体が空気である、ファン、固定翼式または回転翼式の航空機または風力タービンのためのエーロフォイル断面に適用されてもよい。等しく同様に、本発明の教示内容は、流体が液体であるプロペラ、流体タービンまたは水中翼船用のフォイルのためのハイドロフォイル断面に適用されてもよい。

図１７は、航空機の翼３７がそれぞれに本発明の教示内容に従って修正され、受動的な流体ジェット渦生成器の列３９を含み、その入口１９が翼３７の下面に明らかに見えている、固定翼式ジェット航空機３５の概略図である。当業者には認識されるであろうように、そのような航空機の翼は、典型的には、個々の翼セグメントをボルト締めし、接着し、或いは融着させて製造され、完成した翼構造を形成する。

図１８は、それぞれが本発明の教示内容に従って修正され、受動的な流体ジェット渦生成器の列４３を含み、その出口２１が明らかに見えている、３枚のブレード４１を備えた例示的な風力タービン３９の概略的正面図である。

図１９は、本発明の教示内容が適用された例示的な回転翼式航空機４５の概略的平面図である。この場合にはヘリコプタである航空機４５は、それぞれに受動的な流体ジェット渦生成装置の配列４９を含み、その出口２１が明らかに見えている、４本のロータブレード４７を含む。

上述の原理は様々な異なったエーロフォイル断面に関して研究室での実験で確認され、以下のパラグラフがエーロフォイル断面の典型的なサンプルに関するそれらの実験結果を詳述する。以下で提示される成果は、請求項に記載の我々の要素の利点を確認するものであり、確認目的のために反復され得る実験において獲得された。

第一の事例において、我々は、静的な擬似２ＤのNACA23012Cヘリコプタのロータブレード断面の実験を行って、我々の実験結果の真実性を確認した。NACA23012C断面は、研究目的のために特別に設計されたエーロフォイル断面であり、ヘリコプタのロータブレード断面の典型である。NACA23012C断面は、先ず初めにグラスゴー大学(Glasgow University)と共同してウェストランド・ヘリコプターズ社(Westland Helicopters)によって設計された。

以下の結果は、ｘ＝１２％の翼弦に位置決めした１５個の受動的な流体ジェット渦生成器（この特定の事例では受動的な空気ジェット渦生成器（PAJVG）（Passive Air Jet Vortex Generator））の配列を備えているかまたは備えていない（クリーンな）翼幅０．７４ｍ、翼弦０．４８１ｍのNACA23012C断面のロータブレードのセグメントの場合の揚力および抗力の係数を比較している。擬似的な二次元の流れは、そのモデルの端部にエンドプレートを適用することによって、先端渦の形成と比較的厚い風洞側壁境界層の干渉とを防止するように強要された。揚力および抗力の係数は、ｉ）３つの翼幅方向の座標における翼弦方向の表面圧力の分布、およびｉｉ）伴流圧力測定値の測定および積分によって計算された（抗力を得るためにはジョーンズ積分法を使用する）。

図７は、1.1x10⁶の翼弦（Ｒｅ_ｃ）に基づくレイノルズ数を備えた断面に関する受動的な流体ジェット渦生成器を備えているかまたは備えていない３５ｍ／ｓの一定かつ均一な空気速度の場合の迎え角αに応じた揚力係数Ｃ_Ｌの変化を示すグラフである。図７から明白であるように、本文で記述した形式の複数の装置を含むように要素を適応させれば、最大揚力係数Ｃ_Ｌは、およそ１５％だけ増大されるかもしれず、完全な失速もまたα＝１５°からα＝１８°まで遅延され得ることになる。

図８は、ジョーンズ伴流圧力積分法を採用することによって計算される抗力（Re_c=1.1x10⁶）の対応する結果を示す。これらの測定値からの二つの重要な成果は、ｉ）０°から１４°の間における迎え角のＰＦＪＶＧ装置を備えた要素の場合には抗力の顕著な増大が存在しないこと、およびｉｉ）抗力の急激な増大によって示される失速がα＝１５°から１８°まで抑制されることである。

風速の影響およびそれに従ったレイノルズ数の影響が、４９万から１１３万である０．４８１ｍの翼弦に基づいたレイノルズ数に対応する１５ｍから３５ｍ／ｓの範囲内の風速で実験を行うことによって研究された。図９は、５つの異なった風速における受動的な流体ジェット渦生成（Passive Fluid Jet Vortex Generator）装置を備えたブレード断面の場合の迎え角に対する揚力係数の変化を提示する。図９に示された結果は、より厳しい失速がより低い風速で発生するようにして、レイノルズ数が失速に影響することを示している。向上した最大Ｃ_Ｌおよびより高い迎え角までの失速の遅延は、クリーンブレードに比べて、全体の風速／レイノルズ数領域にわたって広く一般的に明瞭である。

上述の実験的なデータセットは、二枚ブレード要素の理論的なコンピュータシミュレーションコードに対して採用され、ブレードの全翼幅にわたって受動的な流体ジェット渦生成装置を備えているかまたは備えていないNACA23012Cエーロフォイル断面のみを組み込んでいる典型的な工業用風力タービンの性能の理論的な改善を評価した。これらの予測値は、風速の範囲の全体にわたる所定のロータ回転速度に関する風力タービン性能における理論的な最大限の改善の徴候を提示する。

この分析は、コロラド州ボールダー(Boulder, Colorado)近傍の（米国国立再生可能エネルギー研究所(US National Renewable Energy Laboratory)（ＮＲＥＬ）の一部である）米国国立風力技術研究所(US National Wind Technology Laboratory)によって開発された、業界標準である公的に利用可能な風力タービン性能に関するコンピュータコード（http://wind.nrel.gov/designcodes/simulators/wtperf/から入手可能である）；および発明者によって開発された類似のコードを使用して実行された。両者の予測コードは、古典的なブレード要素運動量理論(Blade Element Momentum Theory)を実行したが、ＮＲＥＬコードは、より先進的なモデリングを含み、翼幅方向３Ｄ効果、動力学的な失速および干渉圧力損失をも考慮に入れる。両者のコードは、入力としての実験的な測定値からのαデータに対する実験的なＣ_ＬおよびＣ_Ｄを付与された。

図１０は、ロータ速度が１分当たり２０回転であり、ロータが受動的な流体ジェット渦生成装置を備えるかまたは備えていない、WindPACT（先進コンポーネント技術に関する風力パートナーシップ(Wind Partnerships for Advanced Component Technology)）1.5MW風力タービン（標準的なテストケースとしてＮＲＥＬコードが設けられる同じブレード翼弦およびねじれ分布を使用する）の事例に関する予測発電曲線（風速対シャフト出力）を示す。このWindPACTタービンは、前述の国立風力技術研究所から入手可能である。

図１０から明らかであるように、その分析は、WindPACT 1.5MWロータブレードの長さに沿って受動的な流体ジェット渦生成器装置を採用して、それらの全翼幅にわたってNACA23012Cエーロフォイル断面を採用することが、１５ｍ／ｓを上回る風速ではシャフト発電出力における相当な理論的増大を提供し、この風速以下でも適度な増大を提供することを示している。実際の達成可能な改善はこの理論的な最大の事例より少ないかもしれないが、それにも関わらず、大きな性能の改善が前述の形式の受動的な流体ジェット渦生成器を組み込むことによって予測されることもまた真実である。

第二の事例において、我々は、静的な擬似２ＤのNACA 63₂217風力タービンのロータブレード断面において実験を行った。NACA（国家航空諮問委員会(National Advisory Committee for Aeronautics)）はNASAの前身であり、そのうちの一つがこれである一連の標準的なエーロフォイル断面形状を画定した。

この第２セットの風洞実験は、５ｍ／ｓから２５ｍ／ｓの風速領域にわたる工業用風力タービンブレードに特有の非常に厚手のエーロフォイル断面に対して受動的な流体ジェット渦生成器の装置を適用する効果を測定すべく実行された。

廃棄されたエーロラミネート社(Aerolaminates Ltd.)（セントクロス・ビジネス・パーク、ニューポート、ワイト島、英国(St Cross Business Park, Newport, Isle of Wight, United Kingdom)）の工業用風力タービンブレードのインボード側断面が、受動的な流体ジェット渦生成装置の配列を組み込むように修正された。その０．９８ｍ翼幅の断面は、わずかに修正した（上反りした）後縁を備えたNACA 632217エーロフォイルを採用し、擬似２Ｄの流れを強いるエンドプレートを使用した。その翼弦は、インボード側端部における０．８６ｍの最大値からアウトボード側端部における０．７９ｍまで変化し、それによって、後縁は後退するが、前縁はほぼ後退せずに留まった。受動的な流体ジェット渦生成器の出口およびダクトは、単純にするために１０ｍｍの直径を有する円形断面であり、そのジェットは、局所的な接平面に対して３０°で固定され、自由流れの流れ方向に対して５７°だけアウトボード側に向かって傾けられ、かつ８０ｍｍ離間して位置して噴射され、受動的な流体ジェット渦生成装器の配列は、ｘ／ｃ＝０．１２の翼弦方向位置において１０本のジェットを含んでいる。

図１１は、２５ｍ／ｓの風速（Re_c=1.4x10⁶）の場合の迎え角αに関する揚力係数Ｃ_Ｌの測定変化を示す。受動的な空気ジェット渦生成器を採用する性能の改善が、α＝１０°より上において明らかに観察されるであろう。その結果は、ＮＡＣＡ２３０１２Ｃ実験において観察されるものと同じ効果を示している。すなわち、ｉ）増大する最大値Ｃ_Ｌ、およびｉｉ）より高い迎え角まで遅延されるより強力な失速事象である。また、調査された迎え角範囲の全体にわたる抗力係数の変化は、NACA23012Cエーロフォイル断面に関してプロットされたものと同じ傾向を示した。

修正したNACA 632217の実験に関するデータは、我々のブレード要素運動量理論(Blade Element Momentum theory (BEMT))コードに入力され、WindPACT 1.5MW風力タービンの空気力学的な性能をシミュレーションした。これは、受動的な空気ジェット渦生成器を備えているかまたは備えていない、ブレードの全翼幅にわたる修正したNACA 632217エーロフォイルを使用すること以外は同じブレード設計を想定した。ロータ速度は、ここでもまた一定の２０ｒｐｍに設定された。図１２は、およそ１３ｍ／ｓの風速より上において、大きなシャフト出力の増大が受動的な流体ジェット渦生成器の使用によって理論的に達成可能であることを示している。

第三の事例において、我々は、エドウィンストウ・ハウス、ハイストリート、エドウィンストウ、ノッティンガムシア、英国NG21 9PR(Edwinstowe House, High Street, Edwinstowe, Nottinghamshire, United Kingdom NG21 9PR)のエクレクティック・エネルギー社(Eclectic Energy Limited)から入手可能である静的なエクレクティック・エネルギーＤ４００家庭用風力タービンのロータブレード(Eclectic Energy D400 Domestic Wind Turbine Rotor Blade)において実験を行った。

５ｍ翼幅のブレードが、我々の風洞の中に静的に取り付けられ、６成分式の力／モーメント計に接続した。そのブレードは、テストを受け、修正されずに、受動的な流体ジェット渦生成器の配列を備えられた。ＰＦＪＶＧ配列は、出口（２ｍｍ直径のダクトからの）がブレードの全翼幅にわたってｘ／ｃ＝０．１５線上に位置するように配置された。その配列は、それぞれに局所的な接平面に対して３０°に固定され、かつインボード側に向かって６０°傾けられる２６個の装置によって構成された。

力およびモーメントは、１５ｍ／ｓ，２０ｍ／ｓ，２５ｍ／ｓ，３０ｍ／ｓおよび３５ｍ／ｓの風速で測定され、その一方で、迎え角は、１°の増分毎に測定される測定値に応じて−３０°から＋３０°の間で変化した。０度の迎え角は、ブレード先端の断面が自由流れ空気流に対して０°に設定されるときとして定義された。タービンハブ上に取り付けられるとき、ブレードは、ほぼ１２°から１５°の先端ピッチ角度に設定される。それらの実験は、ブレード根元部装着ラグの周りにおける如何なるシュラウドも無しで実行されたが、このコンポーネントに起因する干渉は、全ての結果のセットに共通する。

図１３から図１５に示したグラフは、試験されたその風速の全てにおける典型である３５ｍ／ｓの風速に関する結果の選択を提示する。図１３および図１４は、迎え角αに関する揚力係数Ｃ_Ｌおよび抗力係数Ｃ_Ｄの変化をそれぞれに示し、図１５は、流体力学的な力生成コンポーネントの「効率」の尺度である抗力に対する揚力の比率（Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ）を示す。

それらの結果は、本文で説明した形式の受動的な流体ジェット渦生成装置の追加が所定の迎え角の場合の揚力係数を正の迎え角領域に対して３％から４７％だけ増大させることを明らかに示す。所定の迎え角の場合の抗力係数は、本発明の教示内容を使用すれば、正の迎え角領域に対して０．３５％から６．７％だけ削減されると判明した。これらの結果は、５％から５０％の間における抗力に対する揚力の比の増大に等しい。

実験の最終的なセットにおいて、我々は、本文で説明した形式の受動的な流体ジェット渦生成器を備えているかまたは備えていない、完全に家庭用の風力タービンの性能を調査した。我々が選択したタービンは、ＬＶＭ社(LVM Ltd)（(Old Oak Close, Arlesey, Bedfordshire SG15 6XD, United Kingdom)オールド・オーク・クローズ、アーレセイ、ベッドフォードシアSG15 6XD、英国）によって製造されたAero4Gen-Fの１２ボルトの家庭用風力タービンであり、そのタービンは、我々の工業用風洞の中に取り付けられた。タービンヘッドは、発電機コイルの空冷を組み込むべく修正され、温度関連の電気抵抗の変動を限定した。発電機は、装着塔に取り付けられて風洞空気流によって冷却される２オームの抵抗体負荷に接続した。したがって、実験は電気的な加熱の影響を限定するように設計されていた。

Aero4Gen-Fは、ロータ回転速度およびその結果として発電出力をも制御する手段ｆとして畳まれる（接近する風の方向から離間したその垂直方向軸の周りを回転する）ように設計されている。我々のテストでは、Aero4Gen-Fは、畳まれないように固定された。これは、畳み込みに起因する干渉なしで、ロータ空気力学の公正なテストを許容した。

Aero4Gen風力タービンは、そのクリーンな修正されていないブレードに関してテストされ、その中に組み込まれる１６個の受動的な流体渦生成装置の翼幅方向の配列を備えた同じブレードに関してもテストされた。個々の受動的な流体渦生成装置は、局所的な上側接平面に対する３０°のピッチ角度および接近する自由流れ風ベクトルに対する６０°の傾斜角度（ハブに向かうインボード側方向）において設置される１．５ｍｍ直径のチャンネルから構成された。ジェット吸気口は、１ｍｍの面取りを付けて丸められ、受動的な流体渦生成装置の配列は、ジェットオリフィスがその上側表面において、１５％の翼弦線上に位置するように配置された。

実験は、風洞の風速を０ｍ／ｓから１４ｍ／ｓの最大値まで一様に増大させ、風速が低下して再びゼロに戻るまで実行された。風洞の風速、タービン回転速度およびタービン発電機からの発電出力は、各々の風速変化の後の１５秒後に全てが測定されて記録され、安定状態の条件を達成した。結果として生じた発電曲線（風速に対する発電電力）は、図１６にプロットされる。

ここで、図１６を参照すると、風速が０ｍ／ｓから増大すると、クリーンブレードを備えた風力タービンはおよそ４．４ｍ／ｓの（起動）風速で回転を開始したが、受動的な流体ジェット渦生成装置を組み込んだブレードを備えたタービンは３．８ｍ／ｓで回転を開始した。これは、我々の受動的な流体ジェット渦生成装置がより低い風速において発電出力を提供し得ることを証明する。

また、図１６は、およそ１１ｍ／ｓまでの所定の風速の場合、この特定の風力タービンに関しては、受動的な流体ジェット渦生成装置の使用が、実質的に増大した発電出力を一貫して提供することをも示している。たとえば、８ｍ／ｓの風速では、受動的な流体ジェット渦生成装置を組み込んだブレードを備えたタービンは、クリーンブレードを備えたタービンに比べて発電出力の４０％の増大を提供し、１１ｍ／ｓの風速では、その発電出力は二倍を超えている。

この増大した発電出力は、より低い風速における受動的な流体ジェット渦生成装置の失速抑制効果に起因する。最大の発電出力が達成されるより高い風速では、増大した回転速度がブレード上面境界層の再付着を引き起こすので、クリーンブレードおよび修正したブレードの両者は、両者ともに全く同様に機能する。

図１６の重要な特徴は、風速がゼロから増大するときのタービンからの発電出力は風速が最大値から減少するときとは異なった経路を辿るということである。発電出力における不連続な上昇は、増大する風速経路および減少する風速経路では異なった風速で観察される。これらは、より低い回転速度における境界層分離と、より高い回転速度におけるその再付着との発生に起因する。受動的な流体ジェット渦生成装置は、より低い風速において分離境界層を再付着させるそれらの能力の故に、風速が増大する際の発電出力の早期上昇を促進することが理解されるであろう。それに加えて、受動的な流体ジェット渦生成装置は、風速が減少するとき、クリーンブレードの結果に比べて発電出力のより遅い低下によって示されるように、付着した境界層を持続させるために役立つこともまた理解されよう。

要約すると、受動的な流体ジェット渦生成装置は、典型的な家庭用風力タービンの起動風速を低下させ、その発電能力を大幅に向上させ得るものであると明らかに証明された。

以上の記載から、本発明の教示内容は、流体力学的な力生成要素の性能を、それらの要素の抗力を不都合に増大させることなく向上させる効果的手段を提供することが明らかである。

本文では本発明の現在の好ましい実施例を説明してきたが、本発明の範囲は、それらの実施例に限定されるものではないこともまた当業者には明白であろう。多くの修正および変更が、添付の請求項によって規定した本発明の精神および範囲から逸脱することなく、本文で説明した実施例に対して実施されてもよい。

本発明の様々な現在の好ましい実施例は、以下のような添付図面を参照して、例示的な具体例としてのみ、以下で説明される。

図１ａは、流体流に浸入するエーロフォイル翼断面の概略図である。図１ｂは、ＡＪＶＧを備えているかまたは備えていないエーロフォイル翼断面の迎え角（α）に対する揚力係数（Ｃ_Ｌ）のグラフであり、１６°の迎え角における前述の翼断面に関する概略図も添付されている。図２ａは、本発明の教示内容を実現する典型的なエーロフォイルの翼断面である。図２ｂは、図２ａにおける線Ｘ−Ｘに沿った翼断面の断面図である。図３ａ（ｉ）は、第一出口構成の平面図および断面図である。図３ａ（ｉｉ）は、第一出口構成の平面図および断面図である。図３ｂ（ｉ）は、第二出口構成の平面図および断面図である。図３ｂ（ｉｉ）は、第二出口構成の平面図および断面図である。図４は、典型的な風力タービンブレードの上面における受動的な流体ジェット渦生成器出口の配列の概略図である。図５は、同一方向に回転する方向付けにおける一対の受動的な流体ジェット渦生成出口の概略図である。図６（ａ）は、異なって輪郭形成される受動的な流体ジェット渦生成ダクト吸気口の概略図である。図６（ｂ）は、異なって輪郭形成される受動的な流体ジェット渦生成ダクト吸気口の概略図である。図７は、３５ｍ／ｓの空気流（翼弦に基づくレイノルズ数：Re_c=1.1x10⁶）におけるＮＡＣＡ２３０１２Ｃ風力タービンブレード断面の場合の迎え角αに対する揚力係数Ｃ_Ｌのグラフである。図８は、３５ｍ／ｓの空気流（Re_c=1.1x10⁶）におけるＮＡＣＡ２３０１２Ｃ風力タービンブレード断面の場合の迎え角αに対する抗力係数Ｃ_Ｄのグラフである。図９は、或る空気流速度の範囲内におけるＮＡＣＡ２３０１２Ｃ風力タービンブレード断面の場合の迎え角αに対する揚力係数Ｃ_Ｌのグラフである。図１０は、受動的な流体ジェット渦生成装置を備えているかまたは備えていないNACA23012C風力タービンブレード断面を備えたブレードを使用するWindPACT 1.5MW風力タービンに関する理論的な発電曲線を示すグラフである。図１１は、２５ｍ／ｓの空気流（Re_c=1.4x10⁶）における修正したNACA 632217ブレード断面の場合の迎え角αに対する揚力係数Ｃ_Ｌのグラフである。図１２は、受動的な流体ジェット渦生成装置を備えているかまたは備えていない修正したNACA 63₂217断面を備えたブレードを使用するWindPACT 1.5MW風力タービンに関する理論的な発電曲線を示すグラフである。図１３は、３５ｍ／ｓの空気流における静的なEclectic Energy D400風力タービンブレードの場合の迎え角αに対する揚力係数Ｃ_Ｌのグラフである。図１４は、３５ｍ／ｓの空気流における静的なEclectic Energy D400風力タービンブレードの場合の迎え角αに対する抗力係数Ｃ_Ｄのグラフである。図１５は、３５ｍ／ｓの空気流における静的なEclectic Energy D400風力タービンブレードの場合の迎え角αに対する抗力対揚力比（Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ）のグラフである。図１６は、クリーンブレードを備えているかまたは受動的な流体渦ジェット生成装置を組み込んだブレードを備えているLVM Aero4Gen風力タービンの場合の風速に対する発電出力のグラフである。図１７は、各翼の下面および受動的な流体ジェット渦生成入口配列を示している固定翼式航空機の概略図である。図１８は、各ブレード上における受動的な流体ジェット渦生成出口の配列を示す風力タービンの概略図である。図１９は、各ブレード上における受動的な流体ジェット渦生成出口の配列を示す回転翼式航空機の概略的な平面図である。

Claims

流体力学的な力を生成する要素（１１）であって、前記要素（１１）は、前記要素（１１）の前縁（１７）から反対方向に延在し、かつ前記要素（１１）の後縁（１８）で交わる第一表面（１３）および第二表面（１５）を備え、前記第一表面（１３）および前記第二表面（１５）は、流れ方向Ｕにおいて前記要素（１１）を越えて流れる流体流に迎え角αで前記要素（１１）が浸入するときに流体力学的な力を生成するよう形状が形成される三次元ボディを画成し、前記第一表面（１３）は流体入口（１９）の配列を備え、前記第二表面（１５）は対応する流体出口（２１）の配列を備え、前記各入口（１９）は、少なくともその一部が前記出口（２１）の近傍において前記第二表面（１５）への接平面（Ｙ−Ｙ）に対して角度θで固定され、かつ前記流体流れ方向Ｕに対して角度φで傾けられる流体ダクト（２３）によって前記出口（２１）に流体連結し、その構成は、前記要素（１１）が前記第一表面（１３）に近接する前記前縁（１７）下流の比較的高い流体圧力の領域と前記第二表面（１５）に近接する前記前縁（１７）下流の比較的低い流体圧力の領域とを生成するよう使用されて実施可能であり、前記比較的高い流体圧力の領域からの流体が、前記流体入口（１９）に入り前記流体ダクト（２３）を通って前記流体出口（２１）から出て前記比較的低い圧力の領域に入り、前記低い圧力の領域を再付勢し、かつ前記第二表面（１５）からの境界層分離を遅延させる流体渦を生成することを可能にする、
前記流体力学的な力を生成する要素（１１）。
前記入口（１９）が前記出口（２１）より大きな断面積を有し、前記流体ダクト（２３）は、前記入口（１９）から前記出口（２１）まで断面積が減少し、前記流体ダクト（２３）を通して流れる流体を加速させる、
請求項１の要素。
前記ピッチ角度θは、およそ１５°から４５°の間であり、望ましくはほぼ３０°である、
請求項１または請求項２の要素。
前記傾斜角度φは、およそ３０°から９０°の間であり、望ましくはほぼ６０°から７０°の間である、
請求項１乃至請求項３のいずれか１項の要素。
前記傾斜角度が前記要素の先端から離れる内向き方向にある、
請求項４の要素。
前記要素が或る長さを有し、前記出口配列（３９；４３；４９）は、前記要素（１１）の前記長さに沿って翼幅方向線（Ｊ−Ｊ）に追随して配置される、
請求項１乃至請求項５のいずれか１項の要素。
前記前縁（１７）と前記翼幅方向線（Ｊ−Ｊ）の間における間隔ｘおよび前記要素（１１）の前記幅に対応する間隔Ｃの前記長さに沿って離散的な位置における比率は、前記要素の前記長さに沿って実質的に一定である、
請求項６の要素。
前記比率ｘ／Ｃが０より大きく０．４より小さい、
請求項７の要素。
前記比率ｘ／Ｃがおよそ０．１から０．３の間にある、
請求項８の要素。
前記流体が前記出口から複数の流体ジェットとして流出する、
請求項１乃至請求項９のいずれか１項の要素。
入口、出口およびダクトの各対は、そこから発射される流体ジェットが逆方向に回転する流体渦を形成するように配置される、
請求項１０の要素。
前記入口、出口およびダクトは、そこから発射される流体ジェットが同一方向に回転する流体渦を形成するように配置される、
請求項１０の要素。
前記入口、出口および前記ダクトは、円形、楕円、正方形または長方形の断面を有する、
請求項１乃至請求項１２のいずれか１項の要素。
前記入口、出口および前記ダクトは、円形の断面を有し、隣接した出口は、各出口直径の６倍から１０倍の間に実質的に等しい間隔ΔＬだけ離間される、
請求項１３の要素。
前記入口、出口およびダクトは、円形の断面を有し、各出口は、局所的な乱されていない境界層の厚さの高さのおよそ０．５倍から１．０倍と実質的に等しい直径を有する、
請求項１３または請求項１４の要素。
前記入口、出口およびダクトは、正方形または長方形の断面を有し、隣接した出口は、前記各出口の最も長い側面の６倍から１０倍の間に実質的に等しい間隔ΔＬだけ離間される、
請求項１３の要素。
前記入口、出口およびダクトは、正方形または長方形の断面を有し、各出口は、局所的な乱されていない境界層の厚さの高さのおよそ０．５倍から１．０倍と実質的に等しい幅または最も長い側面を有する、
請求項１３または請求項１４の要素。
前記要素は或る長さを有し、前記入口は、前記要素第一表面（１３）の前記長さに沿って概念上のよどみ線の位置に一致するように配置される、
請求項１乃至請求項１７のいずれか１項の要素。
前記よどみ線は、前記第二表面（１５）上の境界層分離が前記前縁（１７）に向かって上流への進行を開始する特定の迎え角αにおける前記第一表面（１３）上の最大の静的流体圧力の点に対応する、
請求項１８の要素。
前記入口は、滑らかに輪郭形成されて境界層分離の誘発を回避する、
請求項１乃至請求項１９のいずれか１項の要素。
前記ダクトは実質的に真直である、
請求項１乃至請求項２０のいずれか１項の要素。
前記ダクトは、逆止め弁を含み、流体が前記出口に入り前記ダクトを通って前記入口から出て行くことを防止する、
請求項１乃至請求項２１のいずれか１項の要素。
一つ以上の前記ダクトが、旋回生成器を含み、前記ダクトを通り抜ける流体に予旋回を誘発させる、
請求項１乃至請求項２２のいずれか１項の要素。
請求項１乃至請求項２３のいずれか１項の要素を備える、
固定翼式航空機用の翼、翼断面或いはフラップまたはスラット等の高揚力装置。
複数のブレードを備える風力タービンであって、前記ブレードの一つ以上が請求項１乃至請求項２３のいずれか１項の要素を備える、
前記風力タービン。
請求項１乃至請求項２３のいずれか１項の要素を備える、
ヘリコプタ等の回転翼式航空機用のロータブレード。
固定翼式の航空機の翼（３７）または翼断面、風力タービン用のブレード（４１）、または回転翼式の航空機用のロータブレード（４７）として使用するよう構成される要素であって；前記要素は或る長さおよび幅Ｃを有し：
前記要素（１１）の前縁（１７）から反対方向に延在し、かつ前記要素（１１）の後縁（１８）で交わる第一表面（１３）および第二表面（１５）であって、流れ方向Ｕにおいて前記要素（１１）を越えて流れる流体流に迎え角αで前記要素（１１）が浸入するときに流体力学的な力を生成するよう形状が形成される三次元ボディを画成する前記第一表面（１３）および第二表面（１５）をも備え；
前記第一表面（１３）は、前記要素の前記第一表面（１３）の前記長さに沿って概念上のよどみ線と一致するように配置される流体入口（１９）の配列を備え、
前記第二表面（１５）は、前記要素（１１）の前記長さに沿って翼幅方向線（Ｊ−Ｊ）に追随するように配置される流体出口（２１）の対応する配列を備え、前記前縁（１７）と前記翼幅方向線（Ｊ−Ｊ）の間における間隔ｘおよび前記要素（１１）の前記幅に対応する間隔Ｃの前記長さに沿って離散的な位置における比率は、前記要素の前記長さに沿って実質的に一定であり、
前記各入口（１９）は、前記出口（２１）の近傍において前記第二表面（１５）への接平面（Ｙ−Ｙ）に対しておよそ１５°から４５°の間の角度θで固定され、かつ前記流体流方向Ｕに対しておよそ３０°から９０°の間の角度φで傾けられる流体ダクト（２３）によって前記出口（２１）に流体連結し、前記流体ダクトは、前記入口から前記出口まで断面積が減少し、それを通して流れる流体を加速させ；
その構成は、前記要素（１１）が、前記第一表面（１３）に近接する前記前縁（１７）下流の比較的高い流体圧力の領域と前記第二表面（１５）に近接する前記前縁（１７）下流の比較的低い流体圧力の領域とを生成するよう使用されて実施可能であり、前記比較的高い流体圧力の領域からの流体が前記流体入口（１９）に入り前記流体ダクト（２３）を通って前記流体出口（２１）から出て前記比較的低い圧力の領域に入り、前記低い圧力の領域を再付勢し、かつ前記第二表面（１５）からの境界層分離を遅延させる複数の同一方向に回転する流体渦を生成することを可能にする、
前記要素。
流体力学的または空気力学的なボディであって、前記ボディは、入射流体流に或る迎え角で配置されるとき、第一表面に隣接する高い流体圧力の領域と第二表面に隣接する低い流体圧力の領域とを生成するよう使用されて実施可能であり；前記ボディは、前記流体流に対して固定され、かつ傾けられ、前記高い圧力の表面から前記低い圧力の表面まで延在し、前記ダクトから延在する複数の流体ジェットの形成を可能にして、前記低い圧力の領域を再付勢し、かつ前記低い圧力の表面からの境界層分離を遅延させる流体渦を形成する、複数のダクトを含む、
前記流体力学的または空気力学的なボディ。