JP2013508225A5

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Publication number: JP2013508225A5
Application number: JP2012536784A
Authority: JP
Filing date: 2010-10-15
Publication date: 2013-12-05
Anticipated expiration: 2030-10-15

Description

により与えられた有効厚さｈを伴っている前縁、そして、
（ｄ）「面積統制（area-ruling）」の結果として、組み合わせにより、全抗力（造波抵抗＋揚力従属（lift-dependent）抗力＋表面摩擦抗力）を減少させるとともに、ＮＬＦの延長面積を可能にする翼（wing）上における圧力分布を同時に達成する、胴体及び翼（wing）輪郭、
によって特徴付けされている。
なおこの明細書には以下の発明が記載されている。
［１］．
設計巡航状況での延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機を提供する方法であって：
ａ）翼抗力及び翼重量の影響を考慮して、前記設計巡航状況での実質的に最適な航空機航続距離を提供する翼幅に沿った厚さ，翼弦，そして形状の値を有している翼両凸状型翼形状を提供する工程、
ｂ）層流に影響するよう構成されている翼前縁を提供する工程、そして、
ｃ）組み合わせにおいて、減少された全造波抵抗を創出するとともに、翼上における層流境界層流れの延長された面積を創出する、胴体及び翼輪郭を提供する工程、
ｄ）前記ａ），ｂ），そしてｃ）の提供を容易にする翼掃引角度を提供する工程、
によって特徴付けられている方法。
［２］．
両凸状型翼形状が、翼幅位置において、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有しており、前記ｔ／ｃ比は胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿う値を有していて、前記比の平均は、
によって与えられている、ことを特徴とする前記［１］．の方法。
［３］．
胴体影響の区域が、翼の延長されている前縁及び後縁及び対称の航空機長さ方向平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼場所の内側寄りの翼の部分として、最も低い設計巡航マッハ数で規定されている、前記［２］．の方法。
［４］．
翼幅に沿った厚さ及び翼弦の値が、胴体影響の前記区域の外側寄りで、前記比ｔ／ｃの平均が略０．０４０以下である、前記［３］．の方法。
［５］．
１．３と２．８との間の設計巡航マッハ数Ｍの値の為に、ｔ／ｃの対応している最大値は０．０２７と０．０４０との間の最大値に対し概略的に線形に比例していて、ここでは胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った、ｔは翼形状厚さであり、そしてｃは翼形状翼弦である、前記［１］．の方法。
［６］．
設計超音速巡航速度のＭ略１．３の為に、ｔ／ｃ＜略０．０２７、
設計超音速巡航速度のＭ略２．０の為に、ｔ／ｃ＜略０．０３４、
設計超音速巡航速度のＭ略２．８の為に、ｔ／ｃ＜略０．０４０、
の少なくとも１つによりさらに特徴付けされている、前記［５］．の方法。
［７］．
ｉ）航空機抗力及び重量、そして結果としての航空機航続距離が、多数の翼形状変動の為に決定される工程、そして、
ｉｉ）翼の近傍及び前方における胴体の形状を含む、他の航空機特徴又は要素、
の１つによって決定された、翼幅に沿った翼形状厚さ，翼弦，そして形状の値を提供するよう、前記胴体及び翼の輪郭が組み合わさっている、前記［１］．の方法。
［８］．
前記決定中に含まれている前記他の要素が、製造コスト，機器設置，接近の容易さ，整備，そして運行コストを含む、前記［７］．の方法。
［９］．
前記他の要素が、例えば高亜音速速度の如き、設計巡航マッハ数以外の速度での航空機航続距離を含む、前記［７］．の方法。
［１０］．
前記他の要素が、特別な任務又は複数の任務の選択された混合の為の特別な航続距離に関する、航空機燃料効率を含む、前記［７］．の方法。
［１１］．
前記他の要素が、航空機着陸及び離陸特性、そしてそれらに関連している取り扱い品質を含む、前記［７］．の方法。
［１２］．
両凸状型翼形状が、翼幅方向位置で、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有するよう設けられていて、前記ｔ／ｃ比は略０．０１５と０．０４７との間に横たわっている、前記［１］．の方法。
［１３］．
１．３の超音速設計巡航マッハ数の為には、胴体影響の外側寄りの翼幅に沿ったｔ／ｃ平均が、０．０２７以下である、前記［１２］．の方法。
［１４］．
１．３と２．８との間で設計巡航マッハ数が増大することにより、ｔ／ｃが概略５０％まで増大する、前記［１２］．の方法。
［１５］．
翼がさらに、略０．７の層流比によって特徴付けされている、前記［１］．に規定されている如き方法。
［１６］．
超音速設計巡航マッハ数Ｍでの延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機であって：翼が、
ａ）設計巡航での付着衝撃を維持するのに十分低いが、略２０度以上でない、前縁掃引角度、そして、
ｂ）翼幅に沿った、翼弦ｃに対する厚さｔの比の複数の値を有していて、これにより、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った前記比ｔ／ｃの平均値が、不等式
により与えられていて、ここにおいて胴体影響の前記区域が、翼の延長された前縁及び後縁及び対称の胴体平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼の場所の内側寄りの翼の部分として、設計巡航マッハ数で規定されている、翼両凸状型翼形状、
ｃ）凸形状、そして、上方及び下方翼表面との前縁の接触の地点間の距離として規定されている有効厚さを有していて、翼幅に沿った個々の位置で、ｈ／ｔが略０．０５以下であって、ここでｔはこの位置での最大翼厚さである、前記前縁、そして、
ｄ）組み合わせにより、翼上における減少された造波抵抗及び延長された層流境界層流れを提供し、前者は航空機に対する長手方向位置での滑らかに変化する全航空機横断面積により特徴づけられていて、そして後者は前記翼の近傍及び前方の胴体側上での傾斜及び子午線の湾曲における急激な変化を今まで以上に避けることにより特徴づけられている、胴体及び翼の輪郭、
により特徴付けられている、航空機。
［１７］．
前記比の平均は、
によって与えられている、ことを特徴とする前記［１６］．の航空機。
［１８］．
翼幅に沿った厚さ及び翼弦の値は、前記比ｔ／ｃの平均が、胴体影響の前記区域の外側寄りで、略０．０４０以下である、前記［１６］．の航空機。
［１９］．
１．３と２．８との間の設計巡航マッハ数の値の為には、ｔ／ｃの対応している最大値が０．０２７と０．０４０との間の最大値まで略線形に比例していて、ここでは、ｔ及びｃは、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った、翼形状厚さ及び翼形状翼弦である、前記［１６］．の航空機。
［２０］．
設計超音速巡航速度のＭ略１．３の為に、ｔ／ｃ＜略０．０２７、
設計超音速巡航速度のＭ略２．０の為に、ｔ／ｃ＜略０．０３４、
設計超音速巡航速度のＭ略２．８の為に、ｔ／ｃ＜略０．０４０、
の少なくとも１つによりさらに特徴付けされている、前記［１９］．の航空機。
［２１］．
ｉ）多数の翼形状変動の為に決定された、航空機抗力及び重量、そして結果としての航空機航続距離、そして、
ｉｉ）翼の近傍及び前方における胴体の形状を含んでいる、他の航空機特徴又は要素、
の１つによって決定された、翼幅に沿った翼形状厚さ，翼弦，そして形状の値を提供するよう、前記胴体及び翼の輪郭が組み合わさっている、前記［１６］．の航空機。
［２２］．
前記決定中に含まれている前記他の要素が、製造コスト，機器設置，接近の容易さ，整備，そして運行コストを含む、前記［２１］．の航空機。
［２３］．
前記他の要素が、設計巡航マッハ数以外の速度での航空機航続距離を含む、前記［２１］．の航空機。
［２４］．
前記他の要素が、特別な任務又は複数の任務の選択された混合の為の特別な航続距離に関する、航空機燃料効率を含む、前記［２１］．の航空機。
［２５］．
前記他の要素が、航空機着陸及び離陸特性、そしてそれらに関連している取り扱い品質を含む、前記［２１］．の航空機。
［２６］．
両凸状型翼形状が、翼幅方向位置で、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有するよう設けられていて、前記ｔ／ｃ比は略０．０１５と０．０４７との間に横たわっている、前記［１６］．の航空機。
［２７］．
略マッハ１．３の超音速設計巡航速度の為には、胴体影響の外側寄りの翼幅に沿ったｔ／ｃ平均が、０．０２７以下である、前記［２６］．の航空機。
［２８］．
１．３と２．８との間で設計巡航マッハ数が増大することにより、ｔ／ｃが、概略０％まで増大する、前記［２６］．の航空機。
［２９］．
翼がさらに、略０．７の層流比によって特徴付けされている、前記［１６］．に規定されている如き航空機。
［３０］．
前記凸状前縁は、略０．０１インチと略０．１０インチとの間の有効厚さ寸法を有するよう設けられている、前記［１］．の方法。
［３１］．
前記凸状前縁形状が、
ｉ）円形状要素，
ｉｉ）楕円形状要素，
ｉｉｉ）丸くされている円形状要素，
ｉｖ）丸くされている楕円形状要素，
の１つにより特徴付けされている、前記［３０］．の方法。
［３２］．
前記前縁有効厚さ寸法が略０．０１インチと略０．１０インチとの間である、前記［１６］．の航空機。
［３３］．
前記凸状前縁が、円形状前縁要素と楕円形状前縁要素との間で前方に好ましくは延出するよう丸くされており、ここにおいては、前記前縁要素の全てが、翼形状の同じ両凸状表面部分又はその複数の部分に対し実質的に接する、前記[３１]．の方法。
［３４］．
ｈ／ｔが略０．０５以下である、前記［３３］．の方法。
［３５］．
個々の翼前縁要素が、前方対面円形状前縁要素構成と前方対面楕円前縁要素構成との間で前方に好ましくは延出するよう丸くされた構成を有しており、ここにおいては、前記前縁構成の全てが、翼形状の同じ両凸状表面部分又はその複数の部分に対し実質的に接する、前記［１］．の方法。
［３６］．
左側及び右側翼前縁及び後縁の内側寄り下方範囲を有している胴体が、左側及び右側輪金と交差し、前記胴体下方範囲が、前記前縁及び後縁交差の内側寄り位置において前記位置の間の長さ方向の位置の胴体幅に比較し減少された幅を有していて、それによって、航空機超音速速度での翼上の層流空気流れを最適にする手助けをする、前記［１６］．の航空機。
［３７］．
左側及び右側翼前縁及び後縁の内側寄りの上方及び下方範囲を有している胴体が左側及び右側輪金と交差し、前記胴体下方範囲が、前記前縁交差と前記後縁交差との間の位置で、前記位置間の長さ方向位置での胴体上方範囲よりも大きな幅を有しており、それにより、航空機超音速速度での造波抵抗を最適にする手助けをする、前記［１６］．の航空機。
［３８］．
超音速設計巡航マッハ数Ｍでの延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機であって：翼が、
ａ）設計巡航での付着衝撃を維持するのに十分低いが、略２０度以上でない、前縁掃引角度、そして、
ｂ）翼幅に沿った、翼弦ｃに対する厚さｔの比の複数の値を有していて、これにより、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った前記比ｔ／ｃの平均値が、不等式
により与えられていて、ここにおいて胴体影響の前記区域が、翼の延長された前縁及び後縁及び対称の胴体平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼の場所の内側寄りの翼の部分として、設計巡航マッハ数で規定されている、翼両凸状型翼形状、
ｃ）凸形状、そして、上方及び下方翼表面との前縁の接触の地点間の距離として規定されている有効厚さを有していて、翼幅に沿った個々の位置で、ｈ／ｔが略０．０５以下であって、ここでｔはこの位置での最大翼厚さである、前記前縁、そして、
ｄ）組み合わせにより、翼上における減少された造波抵抗及び延長された層流境界層流れを提供し、前者は航空機に対する長手方向位置での滑らかに変化する全航空機横断面積により特徴づけられていて、そして後者は前記翼の近傍及び前方の胴体側上での傾斜及び子午線の湾曲における急激な変化を今まで以上に避けることにより特徴づけられている、胴体及び翼の輪郭、
により特徴付けられている、航空機。
［３９］．
設計巡航設計巡航状況での延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機であって：翼が、
ａ）翼抗力及び翼重量の影響を考慮して、前記設計巡航状況での実質的に最適な航空機航続距離を提供する、翼幅に沿った厚さ，翼弦，そして形状の複数の値を有している翼両凸状型翼形状、
ｂ）凸形状、そして、上方及び下方翼表面との前縁の接点間の距離として規定されている有効厚さｔを有しており、翼幅に沿った個々の位置において、ｈ／ｔは略０．０５以下であり、ここにおいてｔは個々の位置における最大翼厚さである、前縁、
ｃ）翼上における減少された造波抵抗及び延長された層流境界層流れの組み合わせを共に提供する輪郭を有し、前者は航空機に対する長手方向位置で全航空機横断面積が滑らかに変化することにより特徴付けされていて、そして、後者は前記翼の近傍及び前方の側の胴体上の傾斜及び子午線の湾曲における急激な変化を急激な変化を今まで以上に避けることにより特徴づけられている、胴体及び翼、
ｄ）前記ａ），ｂ），そしてｃ）を容易にする掃引角度を有している翼、
により特徴付けられている、航空機。

Claims

設計巡航状況での延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機を提供する方法であって：
ａ）翼抗力及び翼重量の影響を考慮して、前記設計巡航状況での実質的に最適な航空機航続距離を提供する翼幅に沿った厚さ，翼弦，そして形状の値を有している翼両凸状型翼形状を提供する工程、
ｂ）層流に影響するよう構成されている翼前縁を提供する工程、
ｃ）組み合わせにおいて、減少された全造波抵抗を創出するとともに、翼上における層流境界層流れの延長された面積を創出する、胴体及び翼輪郭を提供する工程、
ｄ）前記ａ），ｂ），そしてｃ）の提供を容易にする翼掃引角度を提供する工程、
によって特徴付けられていて、
そして、
ｅ）前記提供された翼両凸状型翼形状が、翼幅位置において、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有しており、前記ｔ／ｃ比は胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿う値を有していて、前記比の平均は、
によって与えられていて、
ここでＭ＝超音速設計巡航マッハ数であり、
ｆ）ここにおいて１．３と２．８との間の設計巡航マッハ数Ｍの値の為に、ｔ／ｃの対応している最大値は０．０２７と０．０４０との間の最大値に対し概略的に線形に比例していて、ここでは胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った、ｔは翼形状厚さであり、そしてｃは翼形状翼弦である、
方法。
胴体影響の区域が、翼の延長されている前縁及び後縁及び対称の航空機長さ方向平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼場所の内側寄りの翼の部分として、最も低い設計巡航マッハ数で規定されている、請求項１の方法。
翼幅に沿った厚さ及び翼弦の値が、胴体影響の前記区域の外側寄りで、前記比ｔ／ｃの平均が略０．０４０以下である、請求項２の方法。
設計超音速巡航速度のＭ略１．３の為に、ｔ／ｃ＜略０．０２７、
設計超音速巡航速度のＭ略２．０の為に、ｔ／ｃ＜略０．０３４、
設計超音速巡航速度のＭ略２．８の為に、ｔ／ｃ＜略０．０４０、
の少なくとも１つによりさらに特徴付けされている、請求項１の方法。
両凸状型翼形状が、翼幅方向位置で、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有するよう設けられていて、前記ｔ／ｃ比は略０．０１５と０．０４７との間に横たわっている、請求項１の方法。
１．３の超音速設計巡航マッハ数の為には、胴体影響の外側寄りの翼幅に沿ったｔ／ｃ平均が、０．０２７以下である、請求項５の方法。
１．３と２．８との間で設計巡航マッハ数が増大することにより、ｔ／ｃが概略５０％まで増大する、請求項６の方法。
超音速設計巡航マッハ数Ｍでの延長された層流流れの為に構成されている胴体及び翼を有している航空機であって：翼が、
ａ）設計巡航での付着衝撃を維持するのに十分低い前縁掃引角度、そして、
ｂ）翼幅に沿った、翼弦ｃに対する厚さｔの比の複数の値を有していて、これにより、胴体影響の区域の外側寄りの翼幅に沿った前記比ｔ／ｃの平均値が、不等式
により与えられていて、ここにおいて胴体影響の前記区域が、翼の延長された前縁及び後縁及び対称の胴体平面の交点で始まるマッハ線の交点により規定されている翼の場所の内側寄りの翼の部分として、設計巡航マッハ数Ｍで規定されている、翼両凸状型翼形状、
ｃ）凸形状、そして、最も遠い上方及び下方翼表面との前縁の接触の地点間の距離として規定されている有効厚さｈを有していて、翼幅に沿った個々の位置で、ｈ／ｔが略０．０５以下であって、ここでｔはこの位置での最大翼厚さである、前記前縁、そして、
ｄ）組み合わせにより、翼上における減少された造波抵抗及び延長された層流境界層流れを提供し、前者は航空機に対する長手方向位置での滑らかに変化する全航空機横断面積により特徴づけられていて、そして後者は前記翼の近傍及び前方の胴体側上での傾斜及び子午線の湾曲における急激な変化を今まで以上に避けることにより特徴づけられている、胴体及び翼の輪郭、
により特徴付けられている、航空機。
翼幅に沿った厚さ及び翼弦の値は、前記比ｔ／ｃの平均が、胴体影響の前記区域の外側寄りで、略０．０４０以下である、請求項８の航空機。
両凸状型翼形状が、翼幅方向位置で、翼弦ｃに対する最大厚さｔの比ｔ／ｃを有するよう設けられていて、前記ｔ／ｃ比は略０．０１５と０．０４７との間に横たわっている、請求項８の航空機。
前記凸状前縁は、略０．０１インチと略０．１０インチとの間の有効厚さ寸法を有するよう設けられている、請求項８の方法。
左側及び右側翼前縁及び後縁の内側寄り下方範囲を有している胴体が、左側及び右側輪金と交差し、前記胴体下方範囲が、前記前縁及び後縁交差の内側寄り位置において前記位置の間の長さ方向の位置の胴体幅に比較し減少された幅を有していて、それによって、航空機超音速速度での翼上の層流空気流れを最適にする手助けをする、請求項８の航空機。