JP4237981B2 - 飛行機の主翼構造体 - Google Patents
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- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、少なくとも前縁構造体と翼中央構造体とを結合してなる、特定の層流翼型を有する飛行機の主翼構造体に関する。
【０００２】
【従来の技術】
飛行機の主翼の表面の境界層は前縁側では層流境界層であるが、後縁側に移行するに伴って層流境界層から乱流境界層に変化する。主翼の表面の摩擦抵抗は層流境界層の方が乱流境界層よりも小さいため、主翼の抗力を低減するためには、層流境界層から乱流境界層に変化する遷移点を後縁側に移動させて層流境界層の領域をできるだけ長くすることが望ましい。
【０００３】
１９４０年代初期にＮＡＣＡが開発した「６シリーズ」の層流翼型は、従来の翼型に比べて抗力の低減が可能であったが、前縁近傍の翼表面がラフな場合に最大揚力が大幅に低減する傾向があり、これが離着陸時に重要な障害となる問題があった。
【０００４】
その後、ＮＡＳＡは１９７７年および１９８３年にそれぞれＮＬＦ（１）−０２１５ＦおよびＮＬＦ（１）−０４１４Ｆを開発した。これらの層流翼型は抗力の低減を可能にしたが、大きな頭下げピッチングモーメントを発生する問題があり、しかもこれらの層流翼型は低速領域を対象としているために亜音速領域で早期に抗力発散現象が発生する問題があった。
【０００５】
１９８４年にＮＡＳＡが高亜音速領域用として開発したＨＳＮＬＦ（１）−０２１３は抗力発散現象が発生し難く、また頭下げピッチングモーメントも小さいが、低レイノルズ数領域での最大揚力が小さく、しかも翼厚が１３％程度しかないために翼内燃料タンクの容量が不充分になり、航続距離を確保することが難しいという問題があった。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで飛行機の主翼構造体は、予め別個に組み立てられた少なくとも前縁構造体と翼中央構造体とを結合して構成されており、その結合部に発生する若干の隙間や段差によって抗力が増加することが避けられなかった。層流翼型は抗力の低減を主要な目的の一つとしているため、前記結合部の隙間や段差に起因する抗力の増加を最小限に抑えることが望まれる。
【０００７】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、少なくとも前縁構造体と翼中央構造体とを結合してなる特定の層流翼型を有する飛行機の主翼構造体において、前縁構造体と翼中央構造体との結合部の隙間や段差による抗力の増加を最小限に抑えることを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、少なくとも前縁構造体と翼中央構造体とを結合した飛行機の主翼構造体であって、その翼型が翼上面部、翼下面部、前縁部および後縁部からなり、最大翼厚が翼弦長の１５％以上である層流翼型であり、翼上面部が、前縁部から翼弦長の３０％〜５０％の範囲にある最大翼厚部にわたって設けられた正の曲率半径を有する前方輪郭部と、最大翼厚部から、最大翼厚部との翼厚差を最大翼厚部からの翼弦方向の距離で除した値が０．１２以下である翼弦長の９０％近傍の位置にわたって設けられた正の曲率半径により、前記最大翼厚部から翼弦長の９０％近傍の位置にわたってなだらかな圧力勾配を形成して境界層の剥離を抑制する中央輪郭部と、
翼弦長の９５％近傍の位置から後縁部にわたって設けられた負の曲率半径あるいは直線により、前記翼弦長の９５％近傍の位置から後縁部にわたって前記中央輪郭部における圧力勾配よりも急な圧力勾配を生じさせて境界層の微小な剥離を誘発し、もって空力中心まわりの頭下げピッチングモーメントを低減する後方輪郭部とを備えたものにおいて、前縁構造体および翼中央構造体の結合部を翼弦長の概ね２０％の位置に配置したことを特徴とする飛行機の主翼構造体が提案される。
【０００９】
上記構成によれば、飛行機の主翼構造体の層流翼型の翼上面部の前方輪郭部の後端の最大翼厚部を、従来の層流翼型よりも前縁部寄りである翼弦長の３０％〜５０％の範囲に設定することで、前記最大翼厚部から翼弦長の９０％近傍の位置にわたる中央輪郭部になだらかな圧力勾配を形成して乱流境界層を安定させ、望ましくない剥離の発生を抑制して揚力の増加および抗力の低減を達成することができる。また翼上面部における翼弦長の９５％近傍の位置から後縁部にわたって負の曲率半径を有する（あるいは直線よりなる）後方輪郭部を設け、そこに前記中央輪郭部における圧力勾配よりも急な圧力勾配を生じさせるので、この後方輪郭部で気流の流速を急激に低下させて積極的に乱流境界層の剥離を促進することができる。その結果、層流翼型の後縁部近傍の揚力を低減して頭下げピッチングモーメントを低減することができる。
【００１０】
上記特性を有する層流翼型を用いた主翼構造体において、前縁構造体と翼中央構造体との結合部を翼弦長の概ね２０％の位置に配置したので、前記結合部の隙間や段差による抗力の増加を最小限に抑えることができ、もって燃料消費量の節減に寄与することができる。しかも最大翼厚が翼弦長の１５％以上であるため、翼内燃料タンクの容量を充分に増加させて必要な航続距離を確保することができる。
【００１１】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前縁構造体と翼中央構造体とをピアノヒンジで結合したことを特徴とする飛行機の主翼構造体が提案される。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１３】
図１〜図７は本発明の一実施例を示すもので、図１は本実施例の層流翼型を示す図、図２は図１の２部拡大図、図３は本実施例の層流翼型の理論的設計圧力分布を示す図、図４は揚力係数Ｃｌに対するピッチングモーメント係数Ｃｍの特性の実験値および理論値を示すグラフ、図５は主翼の前縁構造体および翼中央構造体の結合部の分解断面図、図６は主翼の前縁構造体および翼中央構造体の結合部の拡大断面図、図７は翼上面の段差の大きさおよびその位置に対する抗力係数変化量ΔＣｄの関係を示すグラフである。
【００１４】
図１に示すように、本実施例の層流翼型の輪郭は翼上面部Ｓｕ、翼下面部Ｓｌ、前縁部Ｅｌおよび後縁部Ｅｔから構成されている。コードラインから測った翼上面部Ｓｕ側の最大翼厚位置Ｔｕは、本実施例において翼弦長Ｃの３８％位置にあって層流境界層領域を形成し、最大翼厚位置Ｔｕの近傍には層流境界層領域から乱流境界層領域へ移行する遷移点ＴＰｕが存在し、その遷移点ＴＰｕは翼弦長Ｃの４２％位置付近にある。またコードラインから測った翼下面部Ｓｌ側の最大翼厚位置Ｔｌは、本実施例において翼弦長Ｃの４９％位置にあって層流境界層領域を形成し、最大翼厚位置Ｔｌの近傍には層流境界層領域から乱流境界層領域へ移行する遷移点ＴＰｌが存在し、その遷移点ＴＰｌは翼弦長Ｃの６３％位置付近にある。
【００１５】
尚、遷移点ＴＰｕ，ＴＰｌの位置を「付近」と定めた理由は、レイノルズ数、マッハ数、飛行姿勢等の飛行条件によって遷移点ＴＰｕ，ＴＰｌの位置が変化してしまうからである。
【００１６】
従来の層流翼型、例えばＮＡＣＡ「６シリーズ」の層流翼型では、翼上面部Ｓｕおよび翼下面部Ｓｌの層流境界層領域の長さを同一とするのが一般的であり、遷移点の位置は翼弦長Ｃの５０％程度であった。それに対して、本実施例の層流翼型では翼上面部Ｓｕの最大翼厚位置Ｔｕを翼弦長Ｃの３８％位置まで前進、即ち、最大翼厚位置Ｔｕと関連性のある遷移点ＴＰｕの位置を翼弦長Ｃの４２％位置付近まで前進させることで失速特性を改善し、翼上面部Ｓｕでの遷移点ＴＰｕの位置の前進に伴う抗力の増加を、翼下面部Ｓｌの最大翼厚位置Ｔｌを翼弦長Ｃの４９％位置まで後退、即ち、最大翼厚位置Ｔｌと関連性のある遷移点ＴＰｌの位置を翼弦長Ｃの６３％位置付近まで後退させたことによる抗力の低減で補っている。
【００１７】
翼上面部Ｓｕにおいて、前縁Ｅｌから最大翼厚位置Ｔｕまでの領域は本発明の前方輪郭部Ｃｆを構成しており、この前方輪郭部Ｃｆが層流境界層を形成している。尚、前方輪郭部Ｃｆは正の曲率半径を有しており、外側に凸に湾曲している。
【００１８】
翼上面部Ｓｕにおいて、最大翼厚位置Ｔｕから翼弦長Ｃの９０％近傍までの領域は本発明の中央輪郭部Ｃｃを構成しており、この中央輪郭部Ｃｃにて層流境界層から遷移された乱流境界層が発達していく。尚、中央輪郭部Ｃｃは正の曲率半径を有しており、外側に凸に湾曲している。但し、中央輪郭部Ｃｃは、その前部（３８％位置、最大翼厚位置Ｔｕ相当）との翼厚差Δｔを、最大翼厚位置Ｔｕ（３８％位置、中央輪郭部Ｃｃの前部相当）から中央輪郭部Ｃｃの後部（９０％位置）までの翼弦方向の距離Ｌで除した値（翼厚差Δｔ／距離Ｌ）が０．１２以下に設定している。つまり中央輪郭部Ｃｃは前部から後部に向かってなだらかに傾斜している。
【００１９】
その結果、図３を参照すると明らかなように、翼上面部Ｓｕの中央輪郭部Ｃｃにおける圧力勾配が負圧から正圧に向かってなだらかに回復するようになり、その部分の乱流境界層を安定させて剥離の発生を防止することで、揚力の低減や抗力の増加を防止することができる。仮に、最大翼厚位置Ｔｕが本実施例の層流翼型よりも後方にあり、その結果として中央輪郭部Ｃｃにおける圧力勾配が急になると乱流境界層が不安定になり、中央輪郭部Ｃｃの任意の位置で不用意に剥離が発生して揚力の低減や抗力の増加を招く虞があり、特に剥離点が前縁部Ｅｌ側に近いほど揚力の低減や抗力の増加が顕著になる。
【００２０】
本実施例の層流翼型の後縁部Ｅｔの近傍を拡大した図２から明らかなように、翼上面部Ｓｕにおける翼弦長Ｃの９５％位置から後縁部Ｅｔにわたって設けられた後方輪郭部Ｃｒは、その曲率半径が負であって外側に凹に湾曲している。図３を参照すると明らかなように、負の曲率半径を有する後方輪郭部Ｃｒにおいて気流の流速が急激に低下することで、その部分の圧力勾配が強くなって負圧から正圧への急激な圧力回復が発生している。これにより、後方輪郭部Ｃｒの近傍において乱流境界層の剥離が促進されて後縁部Ｅｔ近傍の揚力が低減するため、空力中心ＡＣまわりの頭下げピッチングモーメントが低減する。翼弦長Ｃの２５％位置にある空力中心ＡＣから後縁部Ｅｔまでのモーメントアームは長いため、後縁部Ｅｔ近傍の揚力が僅かに低減するだけでも、頭下げピッチングモーメントを大幅に低減することができる。
【００２１】
このようにして頭下げピッチングモーメントが低減すると、ピッチ軸まわりの釣り合いを保つために水平尾翼が発生する負の揚力を低減することができる。これにより、水平尾翼の負の揚力によって飛行機全体の揚力が低減したり、水平尾翼の抗力が増加して飛行機全体の抗力が増加したりするのを防止できるだけでなく、水平尾翼の面積を増加させたり、重心位置から水平尾翼までのモーメントアームを増加させたりする必要がなくなって重量の増加や抗力の増加を回避することができる。しかも後方輪郭部Ｃｒにおいて発生する剥離は微小なものであるため、剥離に伴う揚力の低減や抗力の増加は問題とならない。
【００２２】
図４は頭下げピッチングモーメントの低減効果を説明するものである。同図における○は実機を用いた実験値（マッハ数：０．６２〜０．６４、レイノルズ数：１１．５〜１６．７×１０6 ）であり、□は遷音速風洞を用いた実験値（マッハ数：０．６４、レイノルズ数：８×１０6 ）であり、△は同じ遷音速風洞を用いた実験値（マッハ数：０．７、レイノルズ数：８×１０6 ）であり、実線および破線は、衝撃波や抗力発散を考慮した高速領域での翼型の解析手法の一つである、オイラー法とｅn 法とを組み合わせた手法（以降ＭＳＥＳ）を用いた理論値であり、実線は後方輪郭部Ｃｒの近傍における乱流境界層の剥離を考慮した場合であり、破線は考慮しない場合である。
【００２３】
同図から明らかなように、飛行実験および風洞実験の結果は乱流境界層の剥離を考慮したＭＳＥＳの理論値（実線参照）と良く一致しており、乱流境界層の剥離を考慮しないＭＳＥＳの理論値（破線参照）に対して頭下げピッチングモーメントが大幅に低減していることが理解される。
【００２４】
尚、本実施例の層流翼型の最大翼厚（翼上面部Ｓｕおよび翼下面部Ｓｌ間の翼厚）は翼弦長Ｃの１５％であり、翼内燃料タンクの容量を充分に増加させて必要な航続距離を確保することができる。
【００２５】
図５および図６に示すように、本実施例の層流翼型を採用した飛行機の主翼は、別個に組み立てられた前縁構造体１１および翼中央構造体１２を備える。前縁構造体１１は、断面チャンネル状の前縁スパー１３と、前縁スパー１３の前面に結合された複数のリブ１４…と、前縁スパー１３およびリブ１４…を覆うスキン１５とを備える。翼中央構造体１２に臨む前縁スパー１３の後上部にスキン１５およびピアノヒンジ１６…がリベット１７…で共締めされ、また翼中央構造体１２に臨む前縁スパー１３の後下部にスキン１５およびピアノヒンジ１８…がリベット１９…で共締めされる。
【００２６】
翼中央構造体１２は、断面チャンネル状のフロントスパー２０と、フロントスパー２０の後面に結合された複数のリブ２１…と、フロントスパー２０およびリブ２１…を覆うアッパースキン２２およびロアスキン２３とを備える。アッパースキン２２およびロアスキン２３はフロントスパー２０にリベット２４…，２５…で締結される。また前縁構造体１１に臨むフロントスパー２０の前上部にピアノヒンジ２６…がリベット２７…で締結され、また前縁構造体１１に臨むフロントスパー２０の前下部にピアノヒンジ２８…がリベット２９…で締結される。
【００２７】
そして翼中央構造体１２の前面に前縁構造体１１の後面を突き合わせ、対応する前縁構造体１１側のピアノヒンジ１６…，１８…と、翼中央構造体１２側のピアノヒンジ２６…，２８…とにピン３０…を挿通することで、翼中央構造体１２および前縁構造体１１が一体に結合される。このとき、製造上の誤差により前縁構造体１１のスキン１５の後端と、翼中央構造体１２アッパースキン２２およびロアスキン２３の前端との間に若干の隙間αや段差βが発生することが避けられない。
【００２８】
図７のグラフは、本実施例の層流翼型の上面に段差を設けた場合の抗力係数変化量ΔＣｄを示すものである。具体的には、実機の主翼上面における翼弦長Ｃの１０％位置または２０％位置に、高さの異なる段差を設けて飛行試験を行い、段差を設けない場合と比較して抗力係数変化量ΔＣｄを算出した。例えば、段差が０．１９ｍｍのとき、レイノルズ数が１３×１０6 未満の領域において、翼弦長Ｃの１０％位置に段差を設けた場合の抗力係数変化量ΔＣｄは約３０カウントであるのに対し、翼弦長Ｃの２０％位置に段差を設けた場合の抗力係数変化量ΔＣｄはその１０分の１の約３カウントであり、段差の影響が劇的に低減していることが分かる。レイノルズ数が１３．５×１０6 になると効果は多少薄れるものの、翼弦長Ｃの２０％位置に段差を設けた場合の抗力係数変化量ΔＣｄは、翼弦長Ｃの１０％位置に段差を設けた場合の３０カウントから７カウントへと大幅に低減している。
【００２９】
このように、本実施例の層流翼型を採用した場合には、翼弦長Ｃの２０％位置に段差を配置すると抗力の増加が最小限に抑えられるため、隙間αや段差βが発生することが避けられない前縁構造体１１と翼中央構造体１２との結合部を翼弦長Ｃの２０％位置に配置することで、前記隙間αや段差βに起因する抗力の増加を最小限に抑えることができる。
【００３０】
以上、本発明の実施例を詳述したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００３１】
例えば、実施例では後方輪郭部Ｃｒが負の曲率半径を有しているが、それが直線であっても良い。
【００３２】
また実施例では翼上面部Ｓｕにおける最大翼厚位置Ｔｕを翼弦長Ｃの３８％位置に設定しているが、それを翼弦長Ｃの３０％位置から５０％位置の間に設定することができる。
【００３３】
更には、既に実在する本発明に含まれない翼型であっても、その翼表面に肉盛りや肉削りを施して本発明に含まれる翼型に改修すれば、同様の効果が期待できる。
【００３４】
【発明の効果】
以上のように請求項１に記載された発明によれば、飛行機の主翼構造体の層流翼型の翼上面部の前方輪郭部の後端の最大翼厚部を、従来の層流翼型よりも前縁部寄りである翼弦長の３０％〜５０％の範囲に設定することで、前記最大翼厚部から翼弦長の９０％近傍の 位置にわたる中央輪郭部になだらかな圧力勾配を形成して乱流境界層を安定させ、望ましくない剥離の発生を抑制して揚力の増加および抗力の低減を達成することができる。また翼上面部における翼弦長の９５％近傍の位置から後縁部にわたって負の曲率半径を有する（あるいは直線よりなる）後方輪郭部を設け、そこに前記中央輪郭部における圧力勾配よりも急な圧力勾配を生じさせるので、この後方輪郭部で気流の流速を急激に低下させて積極的に乱流境界層の剥離を促進することができる。その結果、層流翼型の後縁部近傍の揚力を低減して頭下げピッチングモーメントを低減することができる。
【００３５】
上記特性を有する層流翼型を用いた主翼構造体において、前縁構造体と翼中央構造体との結合部を翼弦長の概ね２０％の位置に配置したので、前記結合部の隙間や段差による抗力の増加を最小限に抑えることができ、もって燃料消費量の節減に寄与することができる。しかも最大翼厚が翼弦長の１５％以上であるため、翼内燃料タンクの容量を充分に増加させて必要な航続距離を確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本実施例の層流翼型を示す図
【図２】 図１の２部拡大図
【図３】 本実施例の層流翼型の理論的設計圧力分布を示す図
【図４】 揚力係数Ｃｌに対するピッチングモーメント係数Ｃｍの特性の実験値および理論値を示すグラフ
【図５】 主翼の前縁構造体および翼中央構造体の結合部の分解断面図
【図６】 主翼の前縁構造体および翼中央構造体の結合部の拡大断面図
【図７】 翼上面の段差の大きさおよびその位置に対する抗力係数変化量ΔＣｄの関係を示すグラフ
【符号の説明】
１１ 前縁構造体
１２ 翼中央構造体
１６ ピアノヒンジ
１８ ピアノヒンジ
２６ ピアノヒンジ
２８ ピアノヒンジ
Ｃ 翼弦長
Ｃｆ 前方輪郭部
Ｃｃ 中央輪郭部
Ｃｒ 後方輪郭部
Ｌ 距離
Ｅｌ 前縁部
Ｅｔ 後縁部
Ｓｕ 翼上面部
Ｓｌ 翼下面部
Δｔ 翼厚差
【発明の属する技術分野】
本発明は、少なくとも前縁構造体と翼中央構造体とを結合してなる、特定の層流翼型を有する飛行機の主翼構造体に関する。
【０００２】
【従来の技術】
飛行機の主翼の表面の境界層は前縁側では層流境界層であるが、後縁側に移行するに伴って層流境界層から乱流境界層に変化する。主翼の表面の摩擦抵抗は層流境界層の方が乱流境界層よりも小さいため、主翼の抗力を低減するためには、層流境界層から乱流境界層に変化する遷移点を後縁側に移動させて層流境界層の領域をできるだけ長くすることが望ましい。
【０００３】
１９４０年代初期にＮＡＣＡが開発した「６シリーズ」の層流翼型は、従来の翼型に比べて抗力の低減が可能であったが、前縁近傍の翼表面がラフな場合に最大揚力が大幅に低減する傾向があり、これが離着陸時に重要な障害となる問題があった。
【０００４】
その後、ＮＡＳＡは１９７７年および１９８３年にそれぞれＮＬＦ（１）−０２１５ＦおよびＮＬＦ（１）−０４１４Ｆを開発した。これらの層流翼型は抗力の低減を可能にしたが、大きな頭下げピッチングモーメントを発生する問題があり、しかもこれらの層流翼型は低速領域を対象としているために亜音速領域で早期に抗力発散現象が発生する問題があった。
【０００５】
１９８４年にＮＡＳＡが高亜音速領域用として開発したＨＳＮＬＦ（１）−０２１３は抗力発散現象が発生し難く、また頭下げピッチングモーメントも小さいが、低レイノルズ数領域での最大揚力が小さく、しかも翼厚が１３％程度しかないために翼内燃料タンクの容量が不充分になり、航続距離を確保することが難しいという問題があった。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで飛行機の主翼構造体は、予め別個に組み立てられた少なくとも前縁構造体と翼中央構造体とを結合して構成されており、その結合部に発生する若干の隙間や段差によって抗力が増加することが避けられなかった。層流翼型は抗力の低減を主要な目的の一つとしているため、前記結合部の隙間や段差に起因する抗力の増加を最小限に抑えることが望まれる。
【０００７】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、少なくとも前縁構造体と翼中央構造体とを結合してなる特定の層流翼型を有する飛行機の主翼構造体において、前縁構造体と翼中央構造体との結合部の隙間や段差による抗力の増加を最小限に抑えることを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、少なくとも前縁構造体と翼中央構造体とを結合した飛行機の主翼構造体であって、その翼型が翼上面部、翼下面部、前縁部および後縁部からなり、最大翼厚が翼弦長の１５％以上である層流翼型であり、翼上面部が、前縁部から翼弦長の３０％〜５０％の範囲にある最大翼厚部にわたって設けられた正の曲率半径を有する前方輪郭部と、最大翼厚部から、最大翼厚部との翼厚差を最大翼厚部からの翼弦方向の距離で除した値が０．１２以下である翼弦長の９０％近傍の位置にわたって設けられた正の曲率半径により、前記最大翼厚部から翼弦長の９０％近傍の位置にわたってなだらかな圧力勾配を形成して境界層の剥離を抑制する中央輪郭部と、
翼弦長の９５％近傍の位置から後縁部にわたって設けられた負の曲率半径あるいは直線により、前記翼弦長の９５％近傍の位置から後縁部にわたって前記中央輪郭部における圧力勾配よりも急な圧力勾配を生じさせて境界層の微小な剥離を誘発し、もって空力中心まわりの頭下げピッチングモーメントを低減する後方輪郭部とを備えたものにおいて、前縁構造体および翼中央構造体の結合部を翼弦長の概ね２０％の位置に配置したことを特徴とする飛行機の主翼構造体が提案される。
【０００９】
上記構成によれば、飛行機の主翼構造体の層流翼型の翼上面部の前方輪郭部の後端の最大翼厚部を、従来の層流翼型よりも前縁部寄りである翼弦長の３０％〜５０％の範囲に設定することで、前記最大翼厚部から翼弦長の９０％近傍の位置にわたる中央輪郭部になだらかな圧力勾配を形成して乱流境界層を安定させ、望ましくない剥離の発生を抑制して揚力の増加および抗力の低減を達成することができる。また翼上面部における翼弦長の９５％近傍の位置から後縁部にわたって負の曲率半径を有する（あるいは直線よりなる）後方輪郭部を設け、そこに前記中央輪郭部における圧力勾配よりも急な圧力勾配を生じさせるので、この後方輪郭部で気流の流速を急激に低下させて積極的に乱流境界層の剥離を促進することができる。その結果、層流翼型の後縁部近傍の揚力を低減して頭下げピッチングモーメントを低減することができる。
【００１０】
上記特性を有する層流翼型を用いた主翼構造体において、前縁構造体と翼中央構造体との結合部を翼弦長の概ね２０％の位置に配置したので、前記結合部の隙間や段差による抗力の増加を最小限に抑えることができ、もって燃料消費量の節減に寄与することができる。しかも最大翼厚が翼弦長の１５％以上であるため、翼内燃料タンクの容量を充分に増加させて必要な航続距離を確保することができる。
【００１１】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前縁構造体と翼中央構造体とをピアノヒンジで結合したことを特徴とする飛行機の主翼構造体が提案される。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１３】
図１〜図７は本発明の一実施例を示すもので、図１は本実施例の層流翼型を示す図、図２は図１の２部拡大図、図３は本実施例の層流翼型の理論的設計圧力分布を示す図、図４は揚力係数Ｃｌに対するピッチングモーメント係数Ｃｍの特性の実験値および理論値を示すグラフ、図５は主翼の前縁構造体および翼中央構造体の結合部の分解断面図、図６は主翼の前縁構造体および翼中央構造体の結合部の拡大断面図、図７は翼上面の段差の大きさおよびその位置に対する抗力係数変化量ΔＣｄの関係を示すグラフである。
【００１４】
図１に示すように、本実施例の層流翼型の輪郭は翼上面部Ｓｕ、翼下面部Ｓｌ、前縁部Ｅｌおよび後縁部Ｅｔから構成されている。コードラインから測った翼上面部Ｓｕ側の最大翼厚位置Ｔｕは、本実施例において翼弦長Ｃの３８％位置にあって層流境界層領域を形成し、最大翼厚位置Ｔｕの近傍には層流境界層領域から乱流境界層領域へ移行する遷移点ＴＰｕが存在し、その遷移点ＴＰｕは翼弦長Ｃの４２％位置付近にある。またコードラインから測った翼下面部Ｓｌ側の最大翼厚位置Ｔｌは、本実施例において翼弦長Ｃの４９％位置にあって層流境界層領域を形成し、最大翼厚位置Ｔｌの近傍には層流境界層領域から乱流境界層領域へ移行する遷移点ＴＰｌが存在し、その遷移点ＴＰｌは翼弦長Ｃの６３％位置付近にある。
【００１５】
尚、遷移点ＴＰｕ，ＴＰｌの位置を「付近」と定めた理由は、レイノルズ数、マッハ数、飛行姿勢等の飛行条件によって遷移点ＴＰｕ，ＴＰｌの位置が変化してしまうからである。
【００１６】
従来の層流翼型、例えばＮＡＣＡ「６シリーズ」の層流翼型では、翼上面部Ｓｕおよび翼下面部Ｓｌの層流境界層領域の長さを同一とするのが一般的であり、遷移点の位置は翼弦長Ｃの５０％程度であった。それに対して、本実施例の層流翼型では翼上面部Ｓｕの最大翼厚位置Ｔｕを翼弦長Ｃの３８％位置まで前進、即ち、最大翼厚位置Ｔｕと関連性のある遷移点ＴＰｕの位置を翼弦長Ｃの４２％位置付近まで前進させることで失速特性を改善し、翼上面部Ｓｕでの遷移点ＴＰｕの位置の前進に伴う抗力の増加を、翼下面部Ｓｌの最大翼厚位置Ｔｌを翼弦長Ｃの４９％位置まで後退、即ち、最大翼厚位置Ｔｌと関連性のある遷移点ＴＰｌの位置を翼弦長Ｃの６３％位置付近まで後退させたことによる抗力の低減で補っている。
【００１７】
翼上面部Ｓｕにおいて、前縁Ｅｌから最大翼厚位置Ｔｕまでの領域は本発明の前方輪郭部Ｃｆを構成しており、この前方輪郭部Ｃｆが層流境界層を形成している。尚、前方輪郭部Ｃｆは正の曲率半径を有しており、外側に凸に湾曲している。
【００１８】
翼上面部Ｓｕにおいて、最大翼厚位置Ｔｕから翼弦長Ｃの９０％近傍までの領域は本発明の中央輪郭部Ｃｃを構成しており、この中央輪郭部Ｃｃにて層流境界層から遷移された乱流境界層が発達していく。尚、中央輪郭部Ｃｃは正の曲率半径を有しており、外側に凸に湾曲している。但し、中央輪郭部Ｃｃは、その前部（３８％位置、最大翼厚位置Ｔｕ相当）との翼厚差Δｔを、最大翼厚位置Ｔｕ（３８％位置、中央輪郭部Ｃｃの前部相当）から中央輪郭部Ｃｃの後部（９０％位置）までの翼弦方向の距離Ｌで除した値（翼厚差Δｔ／距離Ｌ）が０．１２以下に設定している。つまり中央輪郭部Ｃｃは前部から後部に向かってなだらかに傾斜している。
【００１９】
その結果、図３を参照すると明らかなように、翼上面部Ｓｕの中央輪郭部Ｃｃにおける圧力勾配が負圧から正圧に向かってなだらかに回復するようになり、その部分の乱流境界層を安定させて剥離の発生を防止することで、揚力の低減や抗力の増加を防止することができる。仮に、最大翼厚位置Ｔｕが本実施例の層流翼型よりも後方にあり、その結果として中央輪郭部Ｃｃにおける圧力勾配が急になると乱流境界層が不安定になり、中央輪郭部Ｃｃの任意の位置で不用意に剥離が発生して揚力の低減や抗力の増加を招く虞があり、特に剥離点が前縁部Ｅｌ側に近いほど揚力の低減や抗力の増加が顕著になる。
【００２０】
本実施例の層流翼型の後縁部Ｅｔの近傍を拡大した図２から明らかなように、翼上面部Ｓｕにおける翼弦長Ｃの９５％位置から後縁部Ｅｔにわたって設けられた後方輪郭部Ｃｒは、その曲率半径が負であって外側に凹に湾曲している。図３を参照すると明らかなように、負の曲率半径を有する後方輪郭部Ｃｒにおいて気流の流速が急激に低下することで、その部分の圧力勾配が強くなって負圧から正圧への急激な圧力回復が発生している。これにより、後方輪郭部Ｃｒの近傍において乱流境界層の剥離が促進されて後縁部Ｅｔ近傍の揚力が低減するため、空力中心ＡＣまわりの頭下げピッチングモーメントが低減する。翼弦長Ｃの２５％位置にある空力中心ＡＣから後縁部Ｅｔまでのモーメントアームは長いため、後縁部Ｅｔ近傍の揚力が僅かに低減するだけでも、頭下げピッチングモーメントを大幅に低減することができる。
【００２１】
このようにして頭下げピッチングモーメントが低減すると、ピッチ軸まわりの釣り合いを保つために水平尾翼が発生する負の揚力を低減することができる。これにより、水平尾翼の負の揚力によって飛行機全体の揚力が低減したり、水平尾翼の抗力が増加して飛行機全体の抗力が増加したりするのを防止できるだけでなく、水平尾翼の面積を増加させたり、重心位置から水平尾翼までのモーメントアームを増加させたりする必要がなくなって重量の増加や抗力の増加を回避することができる。しかも後方輪郭部Ｃｒにおいて発生する剥離は微小なものであるため、剥離に伴う揚力の低減や抗力の増加は問題とならない。
【００２２】
図４は頭下げピッチングモーメントの低減効果を説明するものである。同図における○は実機を用いた実験値（マッハ数：０．６２〜０．６４、レイノルズ数：１１．５〜１６．７×１０6 ）であり、□は遷音速風洞を用いた実験値（マッハ数：０．６４、レイノルズ数：８×１０6 ）であり、△は同じ遷音速風洞を用いた実験値（マッハ数：０．７、レイノルズ数：８×１０6 ）であり、実線および破線は、衝撃波や抗力発散を考慮した高速領域での翼型の解析手法の一つである、オイラー法とｅn 法とを組み合わせた手法（以降ＭＳＥＳ）を用いた理論値であり、実線は後方輪郭部Ｃｒの近傍における乱流境界層の剥離を考慮した場合であり、破線は考慮しない場合である。
【００２３】
同図から明らかなように、飛行実験および風洞実験の結果は乱流境界層の剥離を考慮したＭＳＥＳの理論値（実線参照）と良く一致しており、乱流境界層の剥離を考慮しないＭＳＥＳの理論値（破線参照）に対して頭下げピッチングモーメントが大幅に低減していることが理解される。
【００２４】
尚、本実施例の層流翼型の最大翼厚（翼上面部Ｓｕおよび翼下面部Ｓｌ間の翼厚）は翼弦長Ｃの１５％であり、翼内燃料タンクの容量を充分に増加させて必要な航続距離を確保することができる。
【００２５】
図５および図６に示すように、本実施例の層流翼型を採用した飛行機の主翼は、別個に組み立てられた前縁構造体１１および翼中央構造体１２を備える。前縁構造体１１は、断面チャンネル状の前縁スパー１３と、前縁スパー１３の前面に結合された複数のリブ１４…と、前縁スパー１３およびリブ１４…を覆うスキン１５とを備える。翼中央構造体１２に臨む前縁スパー１３の後上部にスキン１５およびピアノヒンジ１６…がリベット１７…で共締めされ、また翼中央構造体１２に臨む前縁スパー１３の後下部にスキン１５およびピアノヒンジ１８…がリベット１９…で共締めされる。
【００２６】
翼中央構造体１２は、断面チャンネル状のフロントスパー２０と、フロントスパー２０の後面に結合された複数のリブ２１…と、フロントスパー２０およびリブ２１…を覆うアッパースキン２２およびロアスキン２３とを備える。アッパースキン２２およびロアスキン２３はフロントスパー２０にリベット２４…，２５…で締結される。また前縁構造体１１に臨むフロントスパー２０の前上部にピアノヒンジ２６…がリベット２７…で締結され、また前縁構造体１１に臨むフロントスパー２０の前下部にピアノヒンジ２８…がリベット２９…で締結される。
【００２７】
そして翼中央構造体１２の前面に前縁構造体１１の後面を突き合わせ、対応する前縁構造体１１側のピアノヒンジ１６…，１８…と、翼中央構造体１２側のピアノヒンジ２６…，２８…とにピン３０…を挿通することで、翼中央構造体１２および前縁構造体１１が一体に結合される。このとき、製造上の誤差により前縁構造体１１のスキン１５の後端と、翼中央構造体１２アッパースキン２２およびロアスキン２３の前端との間に若干の隙間αや段差βが発生することが避けられない。
【００２８】
図７のグラフは、本実施例の層流翼型の上面に段差を設けた場合の抗力係数変化量ΔＣｄを示すものである。具体的には、実機の主翼上面における翼弦長Ｃの１０％位置または２０％位置に、高さの異なる段差を設けて飛行試験を行い、段差を設けない場合と比較して抗力係数変化量ΔＣｄを算出した。例えば、段差が０．１９ｍｍのとき、レイノルズ数が１３×１０6 未満の領域において、翼弦長Ｃの１０％位置に段差を設けた場合の抗力係数変化量ΔＣｄは約３０カウントであるのに対し、翼弦長Ｃの２０％位置に段差を設けた場合の抗力係数変化量ΔＣｄはその１０分の１の約３カウントであり、段差の影響が劇的に低減していることが分かる。レイノルズ数が１３．５×１０6 になると効果は多少薄れるものの、翼弦長Ｃの２０％位置に段差を設けた場合の抗力係数変化量ΔＣｄは、翼弦長Ｃの１０％位置に段差を設けた場合の３０カウントから７カウントへと大幅に低減している。
【００２９】
このように、本実施例の層流翼型を採用した場合には、翼弦長Ｃの２０％位置に段差を配置すると抗力の増加が最小限に抑えられるため、隙間αや段差βが発生することが避けられない前縁構造体１１と翼中央構造体１２との結合部を翼弦長Ｃの２０％位置に配置することで、前記隙間αや段差βに起因する抗力の増加を最小限に抑えることができる。
【００３０】
以上、本発明の実施例を詳述したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００３１】
例えば、実施例では後方輪郭部Ｃｒが負の曲率半径を有しているが、それが直線であっても良い。
【００３２】
また実施例では翼上面部Ｓｕにおける最大翼厚位置Ｔｕを翼弦長Ｃの３８％位置に設定しているが、それを翼弦長Ｃの３０％位置から５０％位置の間に設定することができる。
【００３３】
更には、既に実在する本発明に含まれない翼型であっても、その翼表面に肉盛りや肉削りを施して本発明に含まれる翼型に改修すれば、同様の効果が期待できる。
【００３４】
【発明の効果】
以上のように請求項１に記載された発明によれば、飛行機の主翼構造体の層流翼型の翼上面部の前方輪郭部の後端の最大翼厚部を、従来の層流翼型よりも前縁部寄りである翼弦長の３０％〜５０％の範囲に設定することで、前記最大翼厚部から翼弦長の９０％近傍の 位置にわたる中央輪郭部になだらかな圧力勾配を形成して乱流境界層を安定させ、望ましくない剥離の発生を抑制して揚力の増加および抗力の低減を達成することができる。また翼上面部における翼弦長の９５％近傍の位置から後縁部にわたって負の曲率半径を有する（あるいは直線よりなる）後方輪郭部を設け、そこに前記中央輪郭部における圧力勾配よりも急な圧力勾配を生じさせるので、この後方輪郭部で気流の流速を急激に低下させて積極的に乱流境界層の剥離を促進することができる。その結果、層流翼型の後縁部近傍の揚力を低減して頭下げピッチングモーメントを低減することができる。
【００３５】
上記特性を有する層流翼型を用いた主翼構造体において、前縁構造体と翼中央構造体との結合部を翼弦長の概ね２０％の位置に配置したので、前記結合部の隙間や段差による抗力の増加を最小限に抑えることができ、もって燃料消費量の節減に寄与することができる。しかも最大翼厚が翼弦長の１５％以上であるため、翼内燃料タンクの容量を充分に増加させて必要な航続距離を確保することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本実施例の層流翼型を示す図
【図２】 図１の２部拡大図
【図３】 本実施例の層流翼型の理論的設計圧力分布を示す図
【図４】 揚力係数Ｃｌに対するピッチングモーメント係数Ｃｍの特性の実験値および理論値を示すグラフ
【図５】 主翼の前縁構造体および翼中央構造体の結合部の分解断面図
【図６】 主翼の前縁構造体および翼中央構造体の結合部の拡大断面図
【図７】 翼上面の段差の大きさおよびその位置に対する抗力係数変化量ΔＣｄの関係を示すグラフ
【符号の説明】
１１ 前縁構造体
１２ 翼中央構造体
１６ ピアノヒンジ
１８ ピアノヒンジ
２６ ピアノヒンジ
２８ ピアノヒンジ
Ｃ 翼弦長
Ｃｆ 前方輪郭部
Ｃｃ 中央輪郭部
Ｃｒ 後方輪郭部
Ｌ 距離
Ｅｌ 前縁部
Ｅｔ 後縁部
Ｓｕ 翼上面部
Ｓｌ 翼下面部
Δｔ 翼厚差
Claims (2)
- 少なくとも前縁構造体（１１）と翼中央構造体（１２）とを結合した飛行機の主翼構造体であって、その翼型が翼上面部（Ｓｕ）、翼下面部（Ｓｌ）、前縁部（Ｅｌ）および後縁部（Ｅｔ）からなり、最大翼厚が翼弦長（Ｃ）の１５％以上である層流翼型であり、
翼上面部（Ｓｕ）が、
前縁部（Ｅｌ）から翼弦長（Ｃ）の３０％〜５０％の範囲にある最大翼厚部（Ｔｕ）にわたって設けられた正の曲率半径を有する前方輪郭部（Ｃｆ）と、
最大翼厚部（Ｔｕ）から、最大翼厚部（Ｔｕ）との翼厚差（Δｔ）を最大翼厚部（Ｔｕ）からの翼弦方向の距離（Ｌ）で除した値が０．１２以下である翼弦長（Ｃ）の９０％近傍の位置にわたって設けられた正の曲率半径により、前記最大翼厚部（Ｔｕ）から翼弦長（Ｃ）の９０％近傍の位置にわたってなだらかな圧力勾配を形成して境界層の剥離を抑制する中央輪郭部（Ｃｃ）と、
翼弦長（Ｃ）の９５％近傍の位置から後縁部（Ｅｔ）にわたって設けられた負の曲率半径あるいは直線により、前記翼弦長（Ｃ）の９５％近傍の位置から後縁部（Ｅｔ）にわたって前記中央輪郭部（Ｃｃ）における圧力勾配よりも急な圧力勾配を生じさせて境界層の微小な剥離を誘発し、もって空力中心（ＡＣ）まわりの頭下げピッチングモーメントを低減する後方輪郭部（Ｃｒ）とを備えたものにおいて、
前縁構造体（１１）および翼中央構造体（１２）の結合部を翼弦長（Ｃ）の概ね２０％の位置に配置したことを特徴とする飛行機の主翼構造体。 - 前縁構造体（１１）と翼中央構造体（１２）とをピアノヒンジ（１６，１８，２６，２８）で結合したことを特徴とする、請求項１に記載の飛行機の主翼構造体。
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