JP2018188133A

JP2018188133A - 航空機のレドーム装置および方法

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Publication number: JP2018188133A
Application number: JP2018052271A
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Inventors: アンソニー・ジョセフ・スクラファニ; Joseph Sclafani Anthony
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Filing date: 2018-03-20
Publication date: 2018-11-29
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Abstract

【課題】航空機のレドーム装置、および方法を提供する。【解決手段】レドームは、航空機に取り付けられる。レドームは、閉角度（３１６）を有する外側モールド線（３０４）を含む。閉角度（３１６）は、レドームの占有領域を削減するように構成される。閉角度（３１６）はまた、航空機の飛行中に、レドームの後方部（３０６）近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成される。レドームは、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機に取り付けられる。【選択図】図３

Description

本開示は一般に、航空機のレドームに関し、より詳細には、改善された航空機のレドーム装置および方法に関する。

レドームは、航空機のアンテナを覆う、かつ／または保護する、構造的エンクロージャである。例えば、レドームは航空機のアンテナを公の目から隠すとともに、環境条件（氷の蓄積など）からアンテナを保護する。レドームは、特定の設計用途（例えば、レドームが取り付けられる特定の航空機）に応じて、数々の形状および／または大きさで構成されてもよい。レドームの大きさ、形状、および／または位置によって、レドーム周囲の気流が制御され、また、レドームが取り付けられた航空機の横断面積分布に影響を及ぼす。

本明細書で説明する、既知のレドームは、レドームが取り付けられた航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる。レドームの後方部近くに分離流が存在することによって、航空機が受ける抗力が増加し、これは空力的見地からは、望ましくない設計上の特性である。別の例として、既知の航空機のレドームは、遷音速エリアルールが適用されるような、航空機の横断面積に良い影響を与える位置に取り付けられていない、かつ／または配置されていない。

本明細書では、改善されたレドーム装置および方法が開示される。いくつかの例において、航空機に取り付けられるレドームが開示される。いくつかの開示されている例において、レドームは、閉角度を有する外側モールド線を含む。いくつかの開示されている例において、閉角度は、レドームの占有領域を削減するように構成される。いくつかの開示されている例において、閉角度はまた、航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成される。いくつかの開示されている例において、レドームは、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機の機体に取り付けられる。

いくつかの例において、航空機が開示される。いくつかの開示されている例において、航空機は、閉角度を有する外側モールド線を含む、レドームを備える。いくつかの開示されている例において、閉角度は、レドームの占有領域を削減するように構成される。いくつかの開示されている例において、閉角度はまた、航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成される。いくつかの開示されている例において、レドームは、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機の機体に取り付けられる。

いくつかの例において、方法が開示される。いくつかの開示されている例において、本方法は、航空機のレドームの、外側モールド線の閉角度を構成するステップを含む。いくつかの開示されている例において、閉角度は、レドームの占有領域を削減するように構成される。いくつかの開示されている例において、閉角度はまた、航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成される。いくつかの開示されている例において、本方法は、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、レドームを航空機の機体に取り付けるステップを含む。

本開示の教示による、例示的なレドームが実装され得る、例示的な航空機を示す。外側モールド線を有する、既知のレドームであって、既知のレドームの後方部近くに分離流が生じている、既知のレドームの側面図である。例示的な外側モールド線を有する、図１の例示的なレドームであって、図２の既知のレドームに比べて、図１のレドームの例示的な後方部近くに、分離流が生じる尤度を低減する、例示的なレドームの側面図である。図１の例示的な縦断面に沿った、図１および図３の例示的なレドームの、例示的な外側モールド線の断面図である。図１の第２の例示的な横断面に沿った、図１、図３、および図４の例示的なレドームの、例示的な外側モールド線の断面図である。図１、および図３〜図５の例示的なレドームの、例示的な外側モールド線を構成することに関して評価した例示的な閉角度を示す、例示的なグラフである。図６Ｂは、図６Ａの第１の例示的な閉角度に対応する、第１の例示的な表面摩擦マップである。図６Ｃは、図６Ａの第２の例示的な閉角度に対応する、第２の例示的な表面摩擦マップである。図６Ｄは、図６Ａの第３の例示的な閉角度に対応する、第３の例示的な表面摩擦マップである。図１の例示的な航空機の横断面積を、航空機の例示的な縦軸に沿った位置の関数として示す、例示的なグラフである。図７の例示的な影響部を中心にして、図７の例示的なグラフを拡大したグラフである。図８の第１の例示的な平滑化領域を中心にして、図８の例示的なグラフを拡大したグラフである。図１の例示的な航空機と一体化される、図１、図３〜図５、および図７〜図９の例示的なレドームを構成する、例示的な方法を表すフローチャートである。

いくつかの例を前述の図に示し、以下で詳細に説明する。これらの例を説明するにあたって、同一または類似の部品を識別するために、同様または同一の参照符号が用いられる。図面は、必ずしも一定の縮尺ではなく、図のいくつかの特徴、および表示は、明確かつ／あるいは簡潔にするために、縮尺を誇張して、または図式的に表示されている場合がある。

本明細書で開示するレドーム装置は、好適には、レドームの占有領域を削減するように、また、付着流を維持し、かつ／またはレドームが取り付けられる航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成された、閉角度を有する外側モールド線を含む。また、本明細書で開示するレドーム装置は、好適には、レドームのない航空機の断面積の変化率に比べて、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機の機体に取り付けられるように構成され、これによって、遷音速エリアルールに関する空力特性を変化させる。前述の利点により、前述した既知のレドームに代えて本レドームを実装する航空機は、動作が改善され、かつ／または利益（例えば、抗力の低減、燃料燃焼の低減）がもたらされる。

レドームに関して本明細書で用いられる「外側モールド線」という用語は、レドームの外側、および／または外面のことをいう。レドームおよび／またはレドームの外側モールド線に関して本明細書で用いられる「閉角度」という用語は、レドームの外側モールド線の後方部と、レドームが取り付けられた、かつ／または取り付けられるべき機体の表面との間に形成された角度のことをいう。

図１は、本開示の教示による、例示的なレドーム１０２が実装され得る、例示的な航空機１００を示す。航空機１００は、例示的な機体１０４と、第１の例示的な翼１０６と、第２の例示的な翼１０８と、第１の例示的なナセル１１０と、第２の例示的なナセル１１２とを備える。機体１０４は、ほぼ円筒形の形状を有し、航空機１００の例示的な縦軸１１４を画定する。第１の例示的な翼１０６、および第２の例示的な翼１０８は、それぞれ機体１０４に結合される。第１の例示的なナセル１１０と、第２の例示的なナセル１１２とは、対応する第１の翼１０６と、第２の翼１０８とにそれぞれ結合される。図示されている図１の例において、第１のナセル１１０の、第１の例示的な前方環状面１１６、および／または第２のナセル１１２の、第２の例示的な前方環状面１１８とは、第１の例示的な横断面１２０を画定する。

図１のレドーム１０２は、航空機１００の１つ以上のアンテナ（図１には図示せず）を覆っている。レドーム１０２は、縦軸１１４に沿った、航空機１００の第１の翼１０６と第２の翼１０８がある位置の近くに、かつ／または縦軸１１４に沿った、航空機１００の第１のナセル１１０と第２のナセル１１２とがある位置の近くに、航空機１００の縦軸１１４に沿った位置で、機体１０４の例示的な上面１２２に取り付けられる。図示されている図１の例において、レドーム１０２は、例示的な縦断面１２４に沿った第１の断面形状と、第２の例示的な横断面１２６に沿った第２の断面形状とを有する。レドーム１０２の縦断面１２４、および第２の横断面１２６はそれぞれ、図１の例示的な座標系１３０の垂直軸（例えば、ｚ軸）に沿った、レドーム１０２の最大垂直範囲（例えば、頂部）に対応する、例示的な位置および／または点１２８と交差する。図示されている図１の例において、レドーム１０２の第２の横断面１２６は、第１のナセル１１０、および第２のナセル１１２の第１の横断面１２０に対してほぼ同一平面にある。

本明細書でさらに説明するように、レドーム１０２の大きさ、形状、および位置は、複数の工学分野および／または設計指針に基づいて、航空機１００、および／または航空機１００のアンテナの大きさ、形状、および位置に対して構成される。例えば、図１のレドーム１０２の大きさおよび形状（例えば、外側モールド線）は、通気、および／または減圧要件に基づいて、レドーム１０２の占有領域を削減するように構成されてもよい。いくつかの例において、レドーム１０２の大きさおよび形状は、これに加えて、かつ／またはこれに代えて、外板厚さ要件、アンテナからレドームまでのギャップ要件、および／またはレドーム１０２の他の構造隙間要件に基づいて、レドーム１０２の占有領域を削減するように構成されてもよい。図１のレドーム１０２の大きさおよび形状は、レドーム１０２が、付着流を維持し、かつ／あるいは航空機１００の飛行（例えば、巡航状態、および急降下状態）中に、レドーム１０２の後方部および／または後縁近くに分離流が生じる尤度を低減するようにさらに構成される。また、図１のレドーム１０２は、遷音速エリアルールの影響に関連して構成され、遷音速エリアルールの影響は、航空機１００の第１のナセル１１０および第２のナセル１１２、ならびに／あるいは第１の翼１０６および第２の翼１０８の位置に対する、航空機１００の機体１０４にあるレドーム１０２の位置に起因する。

図２は、外側モールド線２０４を有する、既知のレドーム２０２であって、既知のレドーム２０２の後方部２０６近くに分離流が生じている、既知のレドーム２０２の側面図である。図示されている図２の例において、既知のレドーム２０２は、航空機の機体の上面（例えば、図１の航空機１００の、機体１０４の上面１２２）に取り付けられる。図２の既知のレドーム２０２の、外側モールド線２０４の縦方向の形状は、後縁２０８を有する、既知のレドーム２０２の後方部２０６と、後方部２０６の反対側に配置されて前縁２１２を有する、既知のレドーム２０２の前方部２１０と、後方部２０６と前方部２１０との間に延びる、既知のレドーム２０２の中央部２１４とによって画定される。図２に示すように、既知のレドーム２０２の前方部２１０、および中央部２１４近くの、例示的な１組の組織化された気流線２１８は付着流を示し、既知のレドーム２０２の後方部２０６近く、かつ／またはその後部にある、例示的な１組の無秩序かつ／または乱れた気流線２２０は分離流を示す。したがって、図２の既知のレドーム２０２の外側モールド線２０４は、既知のレドーム２０２の後方部２０６、および／または後縁２０８近くに分離流の形成を引き起こす、かつ／または形成する結果となる。

図示されている図２の例において、分離流の位置および範囲は、一部には、閉角度２１６に起因し、閉角度２１６は、既知のレドーム２０２が取り付けられた航空機の機体の上面に対する、既知のレドーム２０２の後方部２０６に関連付けられる。図２の閉角度２１６は、上面１２２と、既知のレドーム２０２の後縁２０８近くの、既知のレドーム２０２の後方部２０６のおおよその斜面との間の角度として測定される（例えば、接線の傾斜は、後縁２０８近くの、既知のレドーム２０２の後方部２０６と交差する）。図示されている図２の例では、閉角度２１６は約３７度（３７°）である。図２の既知のレドーム２０２が取り付けられた航空機（例えば、図１の航空機１００）の飛行（例えば、巡航状態、および／または急降下状態）中に、図２に示す分離流が生じる場合がある。既知のレドーム２０２の後方部２０６近くに分離流が存在することにより、航空機の抗力が増加し、かつ気流が不安定なために、局所的な振動、またはバフェティングが生じる可能性が高くなる。

図３は、図２の既知のレドーム２０２に比べて、図１のレドーム１０２の例示的な後方部３０６近くに分離流が生じる尤度を低減する、例示的な外側モールド線３０４を有する、図１の例示的なレドーム１０２の側面図である。図示されている図３の例において、レドーム１０２は、航空機の機体の上面（例えば、図１の航空機１００の、機体１０４の上面１２２）に取り付けられる。図３のレドーム１０２の、外側モールド線３０４の縦方向の形状は、例示的な後縁３０８を有する、レドーム１０２の後方部３０６と、後方部３０６の反対側に配置されて例示的な前縁３１２を有する、レドーム１０２の例示的な前方部３１０と、後方部３０６と前方部３１０との間に延びる、レドーム１０２の例示的な中央部３１４とによって画定される。図３に示すように、レドーム１０２の前方部３１０、中央部３１４、および後方部３０６近くの、例示的な１組の組織化された気流線３１８は、付着流を示す。したがって、図３のレドーム１０２の外側モールド線３０４は、付着流を維持し、かつ／あるいはレドーム１０２の後方部３０６、および／または後縁３０８近くの分離流の尤度を低減する。

図示されている図３の例において、付着流は、一部には例示的な閉角度３１６に起因し、閉角度３１６は、レドーム１０２が取り付けられた航空機の機体の上面に対する、レドーム１０２の後方部３０６に関連付けられる。図３の閉角度３１６は、上面１２２と、レドーム１０２の後縁３０８近くの、レドーム１０２の後方部３０６のおおよその斜面との間の角度として測定される（例えば、接線の傾斜は、後縁３０８近くの、レドーム１０２の後方部３０６と交差する）。図示されている図３の例では、閉角度３１６は約１７度（１７°）である。図３のレドーム１０２が取り付けられた航空機（例えば、図１の航空機１００）の飛行（例えば、巡航状態、および／または急降下状態）中に、図３に示す付着流が生じる場合がある。レドーム１０２の後方部３０６、および／または後縁３０８近くに付着流が存在し、かつ／あるいは分離流が存在しないことにより、航空機の抗力が減少し、かつ局所的な振動、またはバフェティングが生じる可能性が低くなる（例えば、排除される）。したがって、図２の既知のレドーム２０２の閉角度２１６に比べて、図３のレドーム１０２の閉角度３１６は、航空機に動作の改善（例えば、抗力の低下）をもたらす。

図１および図３のレドーム１０２における、外側モールド線３０４の閉角度３１６を構成および／または決定する手順について、図６Ａ、図６Ｂ、図６Ｃ、および図６Ｄに関連してさらに後述する。いくつかの例において、図１および図３のレドーム１０２における、外側モールド線３０４の閉角度３１６を構成する手順は、レドーム１０２の占有領域を削減しながら、レドーム１０２、および／または図１および図３のレドーム１０２が取り付けられる航空機（例えば、図１の航空機１００）に関する外板厚さ要件、アンテナからレドームまでのギャップ要件、通気および／または減圧要件、および／または他の構造隙間要件も満たすように、レドーム１０２の外側モールド線３０４の大きさおよび形状を構成する１つ以上の手順の後に、かつ／またはこれと同時に行われる。

図４は、図１の例示的な縦断面１２４に沿った、図１および図３の例示的なレドーム１０２の、例示的な外側モールド線３０４の断面図である。図４に示すように、レドーム１０２は、例示的な前部アンテナ４０２と、例示的な後部アンテナ４０４とを覆っている。前部アンテナ４０２は、例示的な前面４０６と、例示的な上面４０８とを有する。後部アンテナ４０４は、例示的な後面４１０と、例示的な上面４１２とを有する。図３に関連して前述したように、レドーム１０２の外側モールド線３０４の縦方向の形状は、後縁３０８を有する、レドーム１０２の後方部３０６と、前縁３１２を有する、レドーム１０２の例示的な前方部３１０と、後方部３０６と前方部３１０との間に延びる、レドーム１０２の中央部３１４とによって画定される。図示されている図４の例において、レドーム１０２の前方部３１０は、図４に距離「Ｄ１」で示されているように、レドーム１０２の前縁３１２から、前部アンテナ４０２の前面４０６まで、（例えば、ｘ軸に沿って）縦方向に広がっている。レドーム１０２の中央部３１４は、図４に距離「Ｄ２」で示されているように、前部アンテナ４０２の前面４０６から、後部アンテナ４０４の後面４１０まで縦方向に広がっている。レドーム１０２の後方部３０６は、図４に距離「Ｄ３」で示されているように、後部アンテナ４０４の後面４１０から、レドーム１０２の後縁３０８まで、縦方向に広がっている。レドーム１０２の縦方向スパンの全体は、図４に示す距離Ｄ１と、Ｄ２と、Ｄ３との合計に等しい。

図４は、図１の例示的な縦断面１２４に沿った、図２の既知のレドーム２０２の、例示的な外側モールド線２０４を重ね合わせた断面図（仮想線で示す）をさらに含む。レドーム２０２の既知の実装では、図４に示す前部アンテナ４０２と、後部アンテナ４０４とは、代わりに仮想線で示され、かつ対応する参照符号４０２’および４０４’でそれぞれ示されているように配置される。したがって、図４のレドーム１０２とともに実装された場合の前部アンテナ４０２、および後部アンテナ４０４のそれぞれの位置は、図４の既知のレドーム２０２とともに実装された場合の前部アンテナ４０２’、および後部アンテナ４０４’に対応する位置に比べて、下方に（例えば、航空機１００の機体１０４の上面１２２のより近くに）移動する。

前部アンテナ４０２、および後部アンテナ４０４を、図４に示すそのそれぞれの位置まで下げることにより、分離流が生じる結果となる、既知のレドーム２０２と関連した閉角度２１６に比べて、付着流をより維持しやすい方法で、（例えば、閉角度３１６で）レドーム１０２を閉鎖することが可能になる。また、前部アンテナ４０２、および後部アンテナ４０４を、図４に示すそのそれぞれの位置まで下げることにより、既知のレドーム２０２の前方部２１０の縦方向スパンに比べて、図４のレドーム１０２の前方部３１０の縦方向スパン（例えば、距離「Ｄ１」）を削減することが可能になり、これによってレドーム１０２の占有領域が削減される。

図５は、図１の第２の例示的な横断面１２６に沿った、図１、図３、および図４の例示的なレドーム１０２の、例示的な外側モールド線３０４の断面図である。第２の横断面１２６は、図１、図３、および図４のレドーム１０２の頂部および／または（例えば、ｚ軸に沿った）最大垂直範囲と交差する。図５に示すように、レドーム１０２は、図４の前部アンテナ４０２を覆っている。図示されている図５の例において、前部アンテナ４０２は、上面４０８と、第１の例示的な側面５０２と、第１の側面５０２の反対側に位置する、第２の例示的な側面５０４とを有する。また、レドーム１０２は、図４の後部アンテナ４０４（図５には図示せず）、および複数の構造取付ラグ５０６を覆う。構造取付ラグ５０６は、レドーム１０２の１つ以上の部分を航空機の機体（例えば、図１の航空機１００の機体１０４）に（例えば直接的に、または間接的に）取り付けることができる。

図５に示すように、レドーム１０２の外側モールド線３０４の横方向の形状は、第１の例示的な側縁５１０を有する、レドーム１０２の第１の例示的な側部５０８と、第１の側部５０８の反対側に配置されて第２の例示的な側縁５１４を有する、レドーム１０２の第２の例示的な側部５１２と、第１の側部５０８と第２の側部５１２との間に延びる、レドーム１０２の例示的な中央部５１６とによって画定される。図示されている図５の例において、レドーム１０２の第１の側部５０８は、図５に距離「Ｄ４」で示されているように、レドーム１０２の第１の側縁５１０から、前部アンテナ４０２の第１の側面５０２まで、（例えば、ｙ軸に沿って）横方向に広がっている。レドーム１０２の中央部５１６は、図５に距離「Ｄ５」で示されているように、前部アンテナ４０２の第１の側面５０２から、前部アンテナ４０２の第２の側面５０４まで横方向に広がっている。レドーム１０２の第２の側部５１２は、図５に距離「Ｄ６」で示されているように、前部アンテナ４０２の第２の側面５０４から、レドーム１０２の第２の側縁５１４まで横方向に広がっている。レドーム１０２の横方向スパンの全体は、図５に示す距離Ｄ４と、Ｄ５と、Ｄ６との合計に等しい。

図５は、図２の既知のレドーム２０２の頂部および／または（例えば、ｚ軸に沿った）最大垂直範囲と交差する横断面に沿った、図２の既知のレドーム２０２の、外側モールド線２０４を重ね合わせた断面図（仮想線で示す）をさらに含む。図５に示すように、既知のレドーム２０２の横方向の全スパンに比べて、レドーム１０２の（例えば、距離「Ｄ４」、「Ｄ５」、および「Ｄ６」の合計によって画定される）横方向の全スパンが削減されることにより、レドーム１０２の占有領域が削減される。

図示されている図４および図５の例において、レドーム１０２の大きさおよび形状（例えば、外側モールド線３０４）は、レドーム１０２の占有領域を削減しながら、レドーム１０２、およびレドーム１０２が取り付けられる航空機（例えば、図１の航空機１００）に関連する、外板厚さ要件、アンテナからレドームまでのギャップ要件、通気および／または減圧要件、ならびに／あるいは他の構造隙間要件も満たすように、前部アンテナ４０２、後部アンテナ４０４、および構造取付ラグ５０６の大きさ、形状、および位置に基づいて構成される。例えば、通気、および／または減圧要件によって、レドーム１０２が、急速な減圧事象に応答して、所定の量の圧力を支持できることが定められ得る。外板厚さ要件によって、レドーム１０２が、前部アンテナ４０２近くに、少なくとも０．２２２インチの最小外板厚さと、０．２４４インチ未満の最大外板厚さとを有し、後部アンテナ４０４近くに、少なくとも０．２６３インチの最小外板厚さと、０．２８５インチ未満の最大外板厚さとを有することが定められ得る。アンテナからレドームまでのギャップ要件によって、レドーム１０２の任意の内面（例えば、外側モールド線３０４に対する内側モールド線）と、前部アンテナ４０２および／または後部アンテナ４０４の任意の表面との間に、少なくとも０．５インチの最小ギャップが存在しなければならないことが定められ得る。他の構造隙間要件によって、レドーム１０２の内面と、レドーム１０２によって覆われる他の構造（例えば、図５の構造取付ラグ５０６）との間に、同様の隙間要件が定められ得る。図１、および図３〜図５のレドーム１０２は、レドーム１０２の占有領域（例えば、外側モールド線３０４の縦方向範囲、および横方向範囲のそれぞれによって画定される）を削減しながら、前述した例示的な外板厚さ、アンテナからレドームまでのギャップ、通気および／または減圧、ならびに／あるいは構造隙間要件を満たすように構成される。

レドーム１０２の占有領域を削減しながら、前述した例示的な外板厚さ、アンテナからレドームまでのギャップ、通気および／または減圧、ならびに／あるいは構造隙間要件を満たすように、図１、および図３〜図５のレドーム１０２を構成することに加えて、レドーム１０２の閉角度３１６もまた、レドーム１０２が取り付けられる航空機（例えば、図１の航空機１００）の飛行中に、付着流を維持し、かつ／あるいはレドーム１０２の後方部３０６、および／または後縁３０８近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成される。

図６Ａは、図１、および図３〜図５の例示的なレドーム１０２の、例示的な外側モールド線３０４を構成することに関して評価した例示的な閉角度を示す、例示的なグラフ６００である。図６のグラフ６００は、外側モールド線３０４の第１の例示的な閉角度６０２、外側モールド線３０４の第２の例示的な閉角度６０４、および外側モールド線３０４の第３の例示的な閉角度６０６を示す。第１の閉角度６０２は約２３度（２３°）、第２の閉角度６０４は約２０度（２０°）、そして第３の閉角度６０６は約１７度（１７°）である。

図６Ｂは、図６Ａの第１の例示的な閉角度６０２に対応する、第１の例示的な表面摩擦マップ６０８である。第１の表面摩擦マップ６０８は、マッハ約０．８のモデル化された飛行速度および／または航空機速度に対する、レドーム１０２の外側モールド線３０４にわたる、予測される表面摩擦を示す。第１の表面摩擦マップ６０８で、表面摩擦がない部分（例えば、表面摩擦値がゼロ）は分離流を示し、第１の表面摩擦マップ６０８で、表面摩擦がある部分（例えば、表面摩擦値がゼロ以外）は付着流を示す。図６Ｂの第１の表面摩擦マップ６０８に示すように、２３度（２３°）の第１の閉角度６０２では、レドーム１０２の後方部３０６および／または後縁３０８近くに、図６Ｂでは表面摩擦がないこと（例えば、表面摩擦値がゼロ）が示しているように、レドーム１０２の後方部３０６および／または後縁３０８近くに分離流が生じる。したがって、２３度（２３°）の第１の閉角度６０２は、レドーム１０２を構成するのに適切な選択ではない。

図６Ｃは、図６Ａの第２の例示的な閉角度６０４に対応する、第２の例示的な表面摩擦マップ６１０である。第２の表面摩擦マップ６１０は、マッハ約０．８のモデル化された飛行速度および／または航空機速度に対する、レドーム１０２の外側モールド線３０４にわたる、予測される表面摩擦を示す。第２の表面摩擦マップ６１０で、表面摩擦がない部分（例えば、表面摩擦値がゼロ）は分離流を示し、第２の表面摩擦マップ６１０で、表面摩擦がある部分（例えば、表面摩擦値がゼロ以外）は付着流を示す。図６Ｃの第２の表面摩擦マップ６１０が示すように、２０度（２０°）の第２の閉角度６０４でも、レドーム１０２の後方部３０６および／または後縁３０８近くに、図６Ｃでは表面摩擦がないこと（例えば、表面摩擦値がゼロ）が示しているように、レドーム１０２の後方部３０６および／または後縁３０８近くに分離流が生じる。図６Ｃに示す分離流の範囲および／または程度は、図６Ｂに示すものほど重大ではないが、それでもなお分離流が存在する。したがって、２０度（２０°）の第２の閉角度６０４は、２３度（２３°）の第１の閉角度６０２よりは良い選択であるが、やはりレドーム１０２を構成するのに適切な選択とは言えない。

図６Ｄは、図６Ａの第３の例示的な閉角度６０６に対応する、第３の例示的な表面摩擦マップ６１２である。第３の表面摩擦マップ６１２は、マッハ約０．８のモデル化された飛行速度および／または航空機速度に対する、レドーム１０２の外側モールド線３０４にわたる、予測される表面摩擦を示す。第３の表面摩擦マップ６１２で、表面摩擦がない部分（例えば、表面摩擦値がゼロ）は分離流を示し、第３の表面摩擦マップ６１２で、表面摩擦がある部分（例えば、表面摩擦値がゼロ以外）は付着流を示す。図６Ｄに示すように、１７度（１７°）の第３の閉角度６０６では、レドーム１０２の後方部３０６および／または後縁３０８近くに表面摩擦があること（例えば、表面摩擦値がゼロ以外）が示しているように、付着流を維持し、かつ／またはレドーム１０２の後方部３０６および／または後縁３０８近くの分離流の尤度を低減する。したがって、１７度（１７°）の第３の閉角度６０６は、レドーム１０２を構成するのに適切な選択である。実質的には、レドーム１０２の閉角度を、１７度（１７°）である第３の閉角度６０６よりも小さくすると、レドーム１０２の占有領域全体を構成すること（例えば、削減すること）に関して、負のトレードオフが生成される場合がある。例えば、１０度（１０°）の閉角度を実装すると、同様に付着流を維持し、かつ／またはレドーム１０２の後方部３０６および／または後縁３０８近くの分離流の尤度を低減できるが、閉角度をこの程度まで小さくすると、逆に、レドーム１０２の後方部３０６の縦方向スパン、および／または占有領域全体が実質的に増加する結果となる。レドームの占有領域を大きくすると、急速に減圧した場合に起こり得る、構造的な故障を軽減するために、通気要件が過大になる。したがって、外側モールド線３０４、および／または図１、および図３〜図５のレドーム１０２の望ましい閉角度（例えば、図３および図４の閉角度３１６）は、１６度（１６°）〜１８度（１８°）であり、好ましくは約１７度（１７°）である。

レドーム１０２の外板厚さ要件、アンテナからレドームまでのギャップ要件、通気および／または減圧要件、ならびに／あるいは他の構造隙間要件に基づいて、レドーム１０２の占有領域を削減しながら、同時に付着流を維持し、かつ／またはレドーム１０２の後方部３０６、および／または後縁３０８近くの分離流の尤度を低減するように、図１、および図３〜図５のレドーム１０２の大きさおよび形状（例えば、外側モールド線３０４）を構成することに加えて、レドーム１０２はさらに、航空機１００の機体１０４上にあるレドーム１０２の位置に起因する、遷音速エリアルールの影響に関連して構成される。遷音速エリアルールによって、航空機の形状は、断面積ができるだけ平滑になるように変更すべきことが定められる。航空機（例えば、図１の航空機１００）の設計に遷音速エリアルールを適用することにより、航空機の遷音速および超音速、具体的にはマッハ０．７〜マッハ１．２で生じる、抗力のレベルおよび／または数値が小さくなる。したがって、航空機の設計に遷音速エリアルールを適用することにより、速度マッハ０．７〜マッハ１．２で航行するときの航空機の動作が改善され、かつ／または利点がもたらされ得る。

図７は、図１の例示的な航空機１００の横断面積を、航空機１００の例示的な縦軸１１４に沿った位置の関数として示す、例示的なグラフ７００である。グラフ７００の、第１の例示的なプロット７０２は、図１および図３〜図５のレドーム１０２のない、航空機１００の横断面積を示す。グラフ７００の、第２の例示的なプロット７０４は、図１および図３〜図５のレドーム１０２がある、航空機１００の横断面積を示す。レドーム１０２に関連する、例示的な影響部７０６は、レドーム１０２の前縁３１２と、レドーム１０２の後縁３０８との間の縦方向スパンとして定義される。図８は、図７の例示的な影響部７０６を中心にして、図７の例示的なグラフ７００を拡大したグラフである。図７および図８のグラフ７００に示すように、第１のプロット７０２の最大変化率（例えば、最大勾配）は、航空機１００のナセル（例えば、図１および図７の第１のナセル１１０）と翼（例えば、図１および図７の第１の翼１０６）とに起因する、航空機１００の横断面積の増加との関連で生じる。

図示されている図７および図８の例において、航空機のナセルおよび／または翼に対して、レドーム１０２が航空機１００の機体１０４に取り付けられる位置（例えば、影響部７０６の位置）は、レドーム１０２のない航空機１００の断面積の変化率に比べて、航空機１００の横断面積の変化率を小さくするように、遷音速エリアルールに従って構成される。例えば、図１に関連して前述したように、第１のナセル１１０の、第１の前方環状面１１６は、（図７には図示されていない、第２のナセル１１２の、第２の前方環状面１１８とともに）第１の横断面１２０を画定する。図１の第２の横断面１２６は、レドーム１０２の頂部および／または最大垂直範囲と交差する。図７に示すように、レドーム１０２の縦方向スパンは、第１の横断面１２０と重なり、第２の横断面１２６は、第１の横断面１２０に対して位置合わせされる、かつ／またはほぼ同一平面にある。

前述した方法（例えば、第２の横断面１２６を第１の横断面１２０に位置合わせする）で、航空機１００のナセル（例えば、第１のナセル１１０、および第２のナセル１１２）および／または翼（例えば、第１の翼１０６、および第２の翼１０８）に対して、レドーム１０２を機体１０４に配置することによって、レドーム１０２に関連する、影響部７０６の位置および／または配置は、レドーム１０２のない航空機１００の断面積の変化率に比べて、航空機１００の横断面の変化率を小さくするように構成される。例えば、図８に示すように、レドーム１０２の配置によって、影響部７０６内の第２のプロット７０４の勾配が変化し、影響部７０６内の第１のプロット７０２の、対応する勾配の変化に比べて、より平滑で、かつ／またはより緩やかになる。このような平滑化は、例えば、図８のグラフ７００の、第１の例示的な平滑化領域８０２、および第２の例示的な平滑化領域８０４に見ることができる。図９は、図８の第１の例示的な平滑化領域８０２を中心にして、図８の例示的なグラフ７００を拡大したグラフである。

図１および図３〜図５のレドーム１０２の前述の構成により、図２、図４、および図５の既知のレドーム２０２に代えてレドーム１０２を実装する航空機（例えば、図１の航空機１００）は、動作が改善され、かつ／または利点がもたらされる。例えば、図２、図４、および図５の既知のレドーム２０２は、（例えば、ｘ軸に沿って測定した）最大長が１１８．２インチ、（例えば、ｙ軸に沿って測定した）最大幅が５２．６インチ、そして（例えば、ｚ軸に沿って測定した）最大高さが１１．０インチである。図２、図４、および図５の既知のレドーム２０２の閉角度２１６は３７．０度、ならびに図２、図４、および図５の既知のレドーム２０２の濡れ面積は、４６．９平方フィートである。これに対し、レドーム１０２は、（例えば、ｘ軸に沿って測定した）最大長が１１７．５インチ、（例えば、ｙ軸に沿って測定した）最大幅が４４．０インチ、そして（例えば、ｚ軸に沿って測定した）最大高さが１１．１インチである。図１、および図３〜図５のレドーム１０２の閉角度３１６は１７．０度、図１、ならびに図３〜図５のレドーム１０２の濡れ面積は、４０．５平方フィートである。レドーム１０２、および既知のレドーム２０２の、このような各パラメータに基づいて、既知のレドーム２０２の代わりにレドーム１０２を実装している航空機は、レドーム１０２の大きさ、形状、および位置に起因する、抗力の低減、および／または燃料燃焼の低減から、利益を得ることが期待される。

図１０は、図１の例示的な航空機１００と一体化される、図１、図３〜図５、および図７〜図９の例示的なレドーム１０２を構成する、例示的な方法１０００を表すフローチャートである。図１０の方法１０００は、レドームの占有領域を削減しながら、レドームに関連する外板厚さ要件、アンテナからレドームまでのギャップ要件、通気および／または減圧要件、ならびに／あるいは他の構造隙間要件も満たすように、レドームの外側モールド線を構成するステップ（ブロック１００２）から始まる。例えば、図４および図５に関連して前述したように、図１、図３〜図５、および図７〜図９のレドーム１０２の外側モールド線３０４は、レドーム１０２の占有領域を削減しながら、レドーム１０２、および／または図１の航空機１００に関連する例示的な外板厚さ要件、例示的なアンテナからレドームまでのギャップ要件、ならびに例示的な通気および／または減圧要件も満たすように構成されてもよい。

図１０の方法１０００は、レドームの占有領域を削減しながら、航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度も低減するように、レドームの外側モールド線の閉角度を構成するステップをさらに含む（ブロック１００４）。例えば、図１、図３〜図５、および図７〜図９のレドーム１０２の、外側モールド線３０４の閉角度３１６は、レドーム１０２の占有領域を削減しながら、図１の航空機１００の飛行（例えば、巡航状態、および急降下状態）中に、レドーム１０２の後方部３０６、および／または後縁３０８近くに分離流が生じる尤度も低減するように構成されてもよい。いくつかの例において、閉角度は、約１７度（１７°）になるように構成されてもよい。いくつかの例において、航空機の飛行は、速度マッハ０．８を含んでもよい。

図１０の方法１０００は、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、レドームを航空機の機体に取り付けるステップをさらに含む（ブロック１００６）。例えば、図１、図３〜図５、および図７〜９のレドーム１０２は、レドーム１０２のない航空機１００の断面積の変化率に比べて、航空機１００の断面積の変化率を小さくする位置で、図１の航空機１００の機体１０４に取り付けられてもよい。いくつかの例において、レドーム１０２がこの位置に取り付けられると、レドーム１０２の縦方向スパンが、航空機１００のナセル（例えば、図１の第１のナセル１１０の第１の前方環状面１１６）の前方環状面と重なる。いくつかの例において、ナセルの前方環状面は、第１の横断面（例えば、図１の第１の横断面１２０）を画定する。いくつかの例において、レドーム１０２がこの位置に取り付けられると、レドーム１０２の頂部と交差する第２の横断面（例えば、図１の第２の横断面１２６）は、第１の横断面とほぼ同一平面にある。ブロック１００６の後は、図１０の例示的な方法１０００は終了する。

前述の内容から、開示するレドーム装置は、好適には、レドームの占有領域を削減するように、また、付着流を維持し、かつ／またはレドームが取り付けられる航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成された、閉角度を有する外側モールド線を含むことが理解されよう。また、本明細書で開示するレドーム装置は、好適には、レドームのない航空機の断面積の変化率に比べて、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機の機体に取り付けられるように構成され、これによって、遷音速エリアルールを満たす。前述の利点により、前述した既知のレドームに代えて本レドームを実装する航空機は、動作が改善され、かつ／または利益（例えば、抗力の低減、燃料燃焼の低減）がもたらされる。

いくつかの例において、航空機に取り付けられるレドームが開示される。いくつかの開示されている例において、レドームは、閉角度を有する外側モールド線を含む。いくつかの開示されている例において、閉角度は、レドームの占有領域を削減するように構成される。いくつかの開示されている例において、閉角度はまた、航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成される。いくつかの開示されている例において、レドームは、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機の機体に取り付けられる。

いくつかの開示されている例において、閉角度は、約１７度である。いくつかの開示されている例において、飛行は、速度マッハ０．８を含む。

いくつかの開示されている例において、レドームがこの位置に取り付けられると、レドームの縦方向スパンが、航空機のナセルの前方環状面と重なる。いくつかの開示されている例において、ナセルの前方環状面は、第１の横断面を画定する。いくつかの開示されている例において、レドームがこの位置に取り付けられると、レドームの頂部と交差する第２の横断面は、第１の横断面とほぼ同一平面になる。いくつかの開示されている例において、レドームがこの位置に取り付けられると、レドームは、第１のアンテナと、第２のアンテナとを覆う。いくつかの開示されている例において、第２のアンテナは、航空機の機体に沿って、第１のアンテナの後部に配置される。

いくつかの開示されている例において、レドームの外側モールド線は、外板厚さ要件と、アンテナからレドームまでのギャップ要件とを満たすようにさらに構成される。

いくつかの開示されている例において、レドームの縦方向スパンは、航空機のナセルの前方環状面と重なる。いくつかの開示されている例において、ナセルの前方環状面は、第１の横断面を画定する。いくつかの開示されている例において、レドームの頂部と交差する第２の横断面は、第１の横断面とほぼ同一平面にある。いくつかの開示されている例において、レドームは、第１のアンテナと、第２のアンテナとを覆う。いくつかの開示されている例において、第２のアンテナは、航空機の機体に沿って、第１のアンテナの後部に配置される。

いくつかの開示されている例において、レドームがこの位置に取り付けられると、レドームの縦方向スパンが、航空機のナセルの前方環状面と重なる。いくつかの開示されている例において、ナセルの前方環状面は、第１の横断面を画定する。いくつかの開示されている例において、レドームがこの位置に取り付けられると、レドームの頂部と交差する第２の横断面は、第１の横断面とほぼ同一平面にある。いくつかの開示されている例において、レドームがこの位置に取り付けられると、レドームは、第１のアンテナと、第２のアンテナとを覆う。いくつかの開示されている例において、第２のアンテナは、航空機の機体に沿って、第１のアンテナの後部に配置される。

いくつかの開示されている例において、本方法は、外板厚さ要件と、アンテナからレドームまでのギャップ要件とを満たすように、レドームの外側モールド線を構成するステップをさらに含む。

また、本開示は、以下の項による実施形態を含む。

項１．航空機に取り付けられるレドームであって、レドームは、
閉角度を有する外側モールド線
を含み、閉角度は、レドームの占有領域を低減し、かつ航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成され、レドームは、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機の機体に取り付けられる。

項２．閉角度が、約１７度である、項１に記載のレドーム。

項３．飛行が、速度マッハ０．８を含む、項１または２のいずれか一項に記載のレドーム。

項４．レドームが位置に取り付けられると、レドームの縦方向スパンが、航空機のナセルの前方環状面と重なる、項１〜３のいずれか一項に記載のレドーム。

項５．ナセルの前方環状面が、第１の横断面を画定し、レドームが位置に取り付けられると、レドームの頂部と交差する第２の横断面が、第１の横断面とほぼ同一平面になる、項４に記載のレドーム。

項６．レドームが位置に取り付けられると、レドームが、第１のアンテナおよび第２のアンテナを覆い、第２のアンテナが、航空機の機体に沿って、第１のアンテナの後部に配置される、項１〜５のいずれか一項に記載のレドーム。

項７．レドームの外側モールド線が、外板厚さ要件、およびアンテナからレドームまでのギャップ要件を満たすように構成される、項１〜６のいずれか一項に記載のレドーム。

項８．航空機であって、
閉角度を有する外側モールド線を含む、レドーム
を備え、閉角度は、レドームの占有領域を削減し、かつ航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成され、レドームは、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機の機体に取り付けられる。

項９．閉角度が、約１７度である、項８に記載の航空機。

項１０．飛行が、速度マッハ０．８を含む、項８または９のいずれか一項に記載の航空機。

項１１．レドームの縦方向スパンが、航空機のナセルの前方環状面と重なる、項８〜１０のいずれか一項に記載の航空機。

項１２．ナセルの前方環状面が、第１の横断面を画定し、レドームの頂部と交差する第２の横断面が、第１の横断面とほぼ同一平面になる、項１１に記載の航空機。

項１３．レドームが、第１のアンテナおよび第２のアンテナを覆い、第２のアンテナが、航空機の機体に沿って、第１のアンテナの後部に配置される、項８〜１２のいずれか一項に記載の航空機。

項１４．レドームの外側モールド線が、外板厚さ要件、およびアンテナからレドームまでのギャップ要件を満たすように構成される、項８〜１３のいずれか一項に記載の航空機。

項１５．航空機のレドームの、外側モールド線の閉角度を構成するステップであって、閉角度は、レドームの占有領域を削減し、かつ航空機の飛行中に、レドームの後方部近くに分離流が生じる尤度を低減する、閉角度を構成するステップと、
航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機の機体にレドームを取り付けるステップと
を含む、方法。

項１６．閉角度が、約１７度である、項１５に記載の方法。

項１７．飛行が、速度マッハ０．８を含む、項１５〜１６のいずれか一項に記載の方法。

項１８．レドームが位置に取り付けられると、レドームの縦方向スパンが、航空機のナセルの前方環状面と重なる、項１５〜１７のいずれか一項に記載の方法。

項１９．ナセルの前方環状面が、第１の横断面を画定し、レドームが箇所に取り付けられると、レドームの頂部と交差する第２の横断面が、第１の横断面とほぼ同一平面にある、項１８に記載の方法。

項２０．外板厚さ要件と、アンテナからレドームまでのギャップ要件とを満たすように、レドームの外側モールド線を構成するステップをさらに含む、項１５〜１９のいずれか一項に記載の方法。

いくつかの例示的な方法、装置、および製品が、本明細書で開示されたが、本特許の対象範囲は、これに限定されない。むしろ本特許は、適正に本特許の請求項の範囲内にある、全ての方法、装置、および製品を包含する。

１００航空機
１０２レドーム
１０４機体
１０６第１の翼
１０８第２の翼
１１０第１のナセル
１１２第２のナセル
１１４縦軸
１１６第１の前方環状面
１１８第２の前方環状面
１２０第１の横断面
１２２上面
１２４縦断面
１２６第２の横断面
１２８位置および／または点
１３０座標系
２０２レドーム
２０４外側モールド線
２０６後方部
２０８後縁
２１０前方部
２１２前縁
２１４中央部
２１６閉角度
２１８気流線
２２０気流線
３０４外側モールド線
３０６後方部
３０８後縁
３１０前方部
３１２前縁
３１４中央部
３１６閉角度
３１８気流線
４０２前部アンテナ
４０２’ 前部アンテナ
４０４後部アンテナ
４０４’ 後部アンテナ
４０６前面
４０８上面
４１０後面
４１２上面
５０２第１の側面
５０４第２の側面
５０６構造取付ラグ
５０８第１の側部
５１０第１の側縁
５１２第２の側部
５１４第２の側縁
５１６中央部

Claims

航空機（１００）に取り付けられるレドーム（１０２）であって、前記レドームは、
閉角度（３１６）を有する外側モールド線（３０４）を含み、前記閉角度（３１６）は、前記レドーム（１０２）の占有領域を削減し、かつ前記航空機（１００）の飛行中に、前記レドーム（１０２）の後方部（３０６）近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成され、前記レドーム（１０２）は、前記航空機（１００）の横断面積の変化率を小さくする位置で、前記航空機（１００）の機体（１０４）に取り付けられる、
レドーム（１０２）。
前記閉角度（３１６）が、約１７度である、請求項１に記載のレドーム（１０２）。
飛行が、マッハ０．８の速度を含む、請求項１または２に記載のレドーム（１０２）。
前記レドーム（１０２）が前記位置に取り付けられると、前記レドーム（１０２）の縦方向スパンが、前記航空機（１００）のナセル（１１０、１１２）の前方環状面（１１６、１１８）と重なる、請求項１〜３のいずれか一項に記載のレドーム（１０２）。
前記ナセル（１１０、１１２）の前記前方環状面（１１６、１１８）が、第１の横断面（１２０）を画定し、前記レドーム（１０２）が前記位置に取り付けられると、前記レドーム（１０２）の頂部と交差する第２の横断面（１２６）が、前記第１の横断面（１２０）とほぼ同一平面になる、請求項４に記載のレドーム（１０２）。
前記レドーム（１０２）が前記位置に取り付けられると、前記レドーム（１０２）が、第１のアンテナおよび第２のアンテナを覆い、前記第２のアンテナが、前記航空機の前記機体（１０４）に沿って、前記第１のアンテナの後部に配置される、請求項１〜５のいずれか一項に記載のレドーム（１０２）。
前記レドーム（１０２）の前記外側モールド線（３０４）が、外板厚さ要件、およびアンテナからレドームまでのギャップ要件を満たすように構成される、請求項１〜６のいずれか一項に記載のレドーム（１０２）。
航空機（１００）のレドーム（１０２）の外側モールド線（３０４）の閉角度（３１６）を構成するステップであって、前記閉角度（３１６）は、前記レドーム（１０２）の占有領域を削減し、かつ前記航空機（１００）の飛行中に、前記レドーム（１０２）の後方部近くに分離流が生じる尤度を低減する、ステップと、
前記航空機（１００）の横断面積の変化率を小さくする位置で、前記航空機（１００）の機体（１０４）に前記レドーム（１０２）を取り付けるステップと
を含む、方法。
前記閉角度（３１６）が、約１７度である、請求項８に記載の方法。
飛行が、マッハ０．８の速度を含む、請求項８または９に記載の方法。
前記レドーム（１０２）が前記位置に取り付けられると、前記レドーム（１０２）の縦方向スパンが、前記航空機（１００）のナセル（１１０、１１２）の前方環状面（１１６、１１８）と重なる、請求項８〜１０のいずれか一項に記載の方法。
前記ナセル（１１０、１１２）の前記前方環状面（１１６、１１８）が、第１の横断面（１２０）を画定し、前記レドーム（１０２）が前記位置に取り付けられると、前記レドーム（１０２）の頂部と交差する第２の横断面（１２６）が、前記第１の横断面（１２０）とほぼ同一平面上にある、請求項１１に記載の方法。
外板厚さ要件と、アンテナからレドームまでのギャップ要件とを満たすように、前記レドーム（１０２）の前記外側モールド線（３０４）を構成するステップをさらに含む、請求項８〜１２のいずれか一項に記載の方法。