JP4427278B2 - 航空機 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機に関し、特に、遷音速領域で飛行する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機の多様な性能のうち１つの重要な機能は、揚力制御である。揚力の制御は、機体翼部位に付属して配置されている操舵部分の角度制御に対応している。操舵部分は、フラップその他の呼び名で呼ばれている。実機の翼又は風洞試験用モデルの翼は、本体部分と本体に対して回転的に変位する可動部分とから構成されている。水平航行中の翼の上面側と下面側には、亜音速、遷音速、超音速の空気が流れる。マッハ数は、ある点の流れの速度とその点の音速の比として定義される。亜音速流れの一様流のマッハ数は、慣用的に０．３〜０．８で定義される。遷音速流れは、流れのマッハ数が１に近く、流れ場に超音速領域と亜音速領域が混在する流れとして定義され、慣用的には一様流のマッハ数が０．８〜１．３である。超音速のマッハ数は、慣用的に１．３以上として定義される。
【０００３】
翼表面の近傍領域には、薄い層流境界層又は乱流境界層が形成される。層流境界層又は乱流境界層の下流側で衝撃波が発生し、衝撃波の後方領域には流れが剥離する剥離領域が発生する現象の存在が知られている。圧力が急激に変化する剥離領域の生成は、揚力の変化を導く。翼の上面側の剥離領域の生成は揚力を負方向に変化させ、翼の下面側の剥離領域の生成は揚力を正方向に変化させる。剥離領域のこのようなダイナミックな圧力変化は、揚力制御を不安定化することが知られている。
【０００４】
再層流化現象は、流れの加速、吸い込み、吹き出し、磁場、成層、曲がり、加熱により発生する。再層流化現象の成因は、一般的には、内的作用（粘性に起因する消散）と外的作用に大別される。翼面の流れは、翼と気体（空気）との間の相対速度は、翼前縁のよどみ点では零であるが、翼面の中流域では亜音速に到達する。このような流れ場では、流れは急加速を受ける。大きい圧力勾配を与えて流れを加速させるシミュレーションでは、流れ場の乱れが減少して層流の特徴が現れる。このような再層流化現象は、多くの実験により観測されている。
【０００５】
揚力制御技術として、層流を制御する技術は後掲特許文献１で知られている。揚力制御を安定化する技術として、翼表面の流れを層流から乱流に遷移させる揚力安定化装置は一般的に周知である。このような装置は、翼前縁領域に配置されている。亜音速流れと超音速流れでは、乱流が準層流に逆遷移する現象が知られている。流れが層流から乱流に遷移し更にその乱流が再び準層流に逆遷移する現象は公知であるが、このような公知の現象が翼の後縁側で起こることは知られていない。
【０００６】
上流側の層流が中流側で乱流化し更に中流側の乱流が下流側で再度層流化する現象が遷音速領域で起こるかどうかを予測することは、非線形現象を扱う流体力学の分野では困難である。特に、気流が急膨張加速する可動部分の前縁より後流側で再層流化現象が遷音速領域で起きるかどうかを予測することは、更に困難である。
【０００７】
図１８（ａ），（ｂ）は、公知の再層流化現象の生成メカニズムを示している。再層流化現象の生成メカニズムは、後掲非特許文献１に示されるように詳しく研究されている。図１８（ａ）は、平面壁の壁面近傍の流れの境界層の外縁の流速分布を示している。気流の相対速度は、翼の前縁で零であるがより下流側でより速くなる。境界層外縁速度は中流領域で急峻に増大する。図１８（ｂ）の縦軸は、境界層の厚みを示している。加速の初期段階に対応する乱流発達領域Ｉでは、壁近傍の乱流は運動量の大きな増加をもたらす急峻な加速に反応しきれず、流体の粘性剪断応力の増大に起因して壁面の剪断応力は急増する。
【０００８】
更に加速が続く逆遷移領域ＩＩでは、乱流の散逸率が生成率を上まわって、乱流のレイノルズ応力が減衰し始める。順圧力勾配が続けば、レイノルズ応力に対応して生成率／散逸率の比が更に減少し、このような比の減少が自己発展的に繰り返される。順圧力勾配が更に長く続けば、再層流化領域ＩＩＩで、乱流の生成が止み上流側に移流される乱流は散逸されて、流れは準層流（quasi-laminar, laminarescent, laminar-like）状態に遷移する。順圧力勾配（加速）領域の終端を含む再遷移領域ＩＶでは、平均速度分布と乱流構造の干渉が再び活性化される流れは、圧力勾配がない領域の特性を取り戻す。
【０００９】
このように、ある条件のもとでは、乱流は逆遷移して再層流化（準層流化）し、更に、乱流化する。下流側の衝撃波と剥離の生成原因である再層流化現象の回避が揚力安定のために重要であることが、理論的には考えられる。非特許文献１は、数値解析と過去の実験データとの一致性によれば、再層流化の指標として加速度パラメータＫが適正であることを示している。非特許文献１は、流れ場の再層流化に関して、下記のような層流再生化の現象的知見を得ている。
（１）レイノルズ剪断応力、乱れ強さの成分、主流方向渦度の乱れの減少は、流路幅の縮小率が大きいほどに顕著である。
（２）加速度パラメータＫを乱れ強さの減少と再層流化の指標とすることは適正であり、実験で示される加速度パラメータＫの値としては、３．６×（１０のマイナス６乗）が適正である。
（３）壁面近傍では、流路幅の縮小率、流れの加速率に関わらずに、縮小区間で両方の項（主流方向の乱流応力の輸送方程式に現れる主方向レイノルズ応力の第１項と第２項）の増減はバランスして、乱れ強さは維持される。
（４）流れの加速（順圧力勾配）は、主流方向成分以外の成分に再配分されるエネルギー供給を制御する効果を有し、主流方向成分の様子に関わらずに、主流方向成分以外の乱れ強さは流路幅の全体で縮小する。
【００１０】
再層流化現象を更に詳しく研究しシミュレーションと実験との対応を明確にするためには、乱流の生成メカニズムを数値計算により確認することが重要である。そのような数学的技術は、非特許文献２で知られている。
【００１１】
遷音速領域で再層流化現象が生じることを確認する確認技術の提供が望まれる。遷音速領域で再層流化現象が存在する場合には、その再層流化現象を抑止する技術の確立が求められる。
【００１２】
【特許文献１】
特許第３０１２８６４号
【非特許文献１】
太田貴士，三谷裕，梶島岳夫，「壁面乱流の加速による再層流化に関する研究」，第１４回数値流体力学シンポジウム，中央大学理工学部（東京），２０００年１２月２１日（木）〜２３日（土）
【非特許文献２】
Ugo Piomelli, Alberto Scotti, and Elias Balaras, "Large-Eddy Simulations of Turbulent Flows, from Desktop to Supercomputer", J.M.L.M. Palma et al.(Eds.): VECPAR 2000, LNCS 1981, pp. 551-577. 2001
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、遷音速領域で再層流化現象が生じることを確認する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機を提供することにある。
本発明の他の課題は、その確認を数学的に又は実験的に実行する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機を提供することにある。
本発明の更に他の課題は、その確認を数値的に明確に実行する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機を提供することにある。
本発明の更に他の課題は、遷音速領域で再層流化現象が存在すればその再層流化現象を抑止する技術を確立する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機を提供することにある。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
その課題を解決するための手段が、下記のように表現される。その表現中に現れる技術的事項には、括弧（）つきで、番号、記号等が添記されている。その番号、記号等は、本発明の実施の複数の形態又は複数の実施例のうちの少なくとも１つの実施の形態又は複数の実施例を構成する技術的事項、特に、その実施の形態又は実施例に対応する図面に表現されている技術的事項に付せられている参照番号、参照記号等に一致している。このような参照番号、参照記号は、請求項記載の技術的事項と実施の形態又は実施例の技術的事項との対応・橋渡しを明確にしている。このような対応・橋渡しは、請求項記載の技術的事項が実施の形態又は実施例の技術的事項に限定されて解釈されることを意味しない。
【００１５】
本発明による航空機は、遷音速で飛行する機体（１５）と、機体（１５）の表面領域に生成される乱流境界層の下流側に機体（１５）に支持されて配置され乱流境界層を再励起する渦励起構造（２７）とから構成されている。遷音速で飛行する場合に、乱流は再層流化することがあることが本発明者により数値計算で確認された。再層流化しない場合に渦励起構造（２７）を付加することは、機体（１５）の抵抗を増加させることになって好ましくない。抵抗の増大を犠牲にして、再層流化を回避し衝撃波の発生を回避することにより、揚力の不安定化又は揚力の低減を回避することの利益が大きい。後述されるように、再層流化の生起と不生起の判定は、加速度パラメータを判定指標として数値化することにより容易に確認され得る。その確認は、風洞実験の精度向上と実験の効率化に有効である。
【００１６】
渦励起構造又は再励起構造（２７）は、翼（１５）の可動部分（１６）の上流側領域（Ｌ）に配置される。翼（１５）の固定部分（１５）可動部分（１６）の境界領域（Ｌ）で乱流境界層を再励起することは、再層流化を有効に抑制することができる。
【００１７】
渦励起構造（２７）は、機体（１５）の平滑な表面より下流側に形成される非平滑面を有する。流れを平滑面から非平滑面に誘導することは、渦（乱流境界層）の再励起を促進する。渦励起構造（２７）は、機体（１５，１６）の平滑な表面（２６）に対して出没し表面（２６）に対して可動的である可動体（３４，３７，３８）を形成する。水平飛行時には、平滑面（２６）から突起する抵抗体がなく、抵抗の増大を招かない。
【００１８】
渦励起構造（２７）は、翼の可動部分（１６）と、翼の固定部分（１５）と、可動部分（１６）と固定部分（１５）との相対的回転運動に連動して可動部分（１６）に対して出没する出没体（３４，３７，３８）とから形成される。このような連動性は、揚力の増大に対応して適正である渦励起を実現することができる。出没体（３７，３８）は、可動部分（１６）の上面側と下面側で出没することが好ましい。
【００１９】
本発明による航空機の再層流化確認計算機は、微分的に変化する（増加する）多変数（ｘ，ｙ、更にはｔ）を設定する変数設定器と、変数と粘性係数とで記述されるＮＳ方程式（ナビア・ストークスの方程式）を解くＮＳ方程式計算器（１）と、ＮＳ方程式から加速度パラメータを計算する加速度計算器（２）と、加速度計算器（２）により求められる加速度パラメータと設定値との大小を比較する比較器（５）と、粘性係数を変更する係数設定器（４）とから構成される。係数設定器（４）は、加速度パラメータ（Ｋ）と設定値（Ｋｓ）との大小関係に対応して粘性係数（μ）を変更し、係数設定器（４）から出力される粘性係数はＮＳ方程式に再設定される。
【００２０】
再層流化の生起と不生起の判定は、加速度パラメータを判定指標として数値化することにより容易に確認され得る。その確認は、風洞実験の精度向上と実験の効率化に有効である。加速度パラメータを判定指標とすることは、計算器の計算量を格段に削減する。
【００２１】
粘性係数はμで表される。μは、μ＝μｌ＋μｔで表される。ここで、μｌは層流分相当粘性係数を示し、μｔは乱流分相当粘性係数を示す。このように粘性係数を２つの係数に１次結合で分解することは、流体の渦粘性現象を正しく把握することができ、且つ、再層流化を確認する計算の計算量を格段に削減することができる。係数設定器（４）は、μｔを変更する。μ＝μ＋Δμにより粘性係数を変更し、ここで、Δμ＝Δμｔであるから、粘性係数の変化の計算が容易である。
【００２２】
ＮＳ方程式は、式：∂ｔｑ＋∂ｘＥ＋∂ｙＦ＝（１／Ｒｅ）（∂ｘＲ＋∂ｙＳ）で表される。ここで、ｘは流れ方向の座標を示し、ｙは流れの厚み方向の座標を示し、ｑとＥとＦとＲとＳは、それぞれに、粘性係数μと流れのｘ方向微分と流れのｙ方向微分から選択される１変数又は多変数で表されるベクトル量であり、Ｒｅは粘性係数μで表されるレイノルズ数であり、粘性係数μは式のΔμ＝Δμｔにより可変的である。この式の値を求めることにより、既述の加速度パラメータが計算され得る。
【００２３】
計算Δμ＝Δμｔは、ＮＳ方程式の解が収束するまで繰り返されることは重要である。μｔは加速度パラメータによる判定に応じて変更され流れ場が安定するまで計算される。
【００２４】
【発明の実施の形態】
図に対応して、本発明による航空機の再層流化確認計算機は、圧縮性粘性流計算器が粘性係数可変設定器とともに設けられている。その圧縮性粘性流計算器１は、図１に示されるように、ＮＳ方程式により速度・密度・粘性係数分布を計算し、速度・密度・粘性係数分布を出力する。圧縮性粘性流計算器１は、加速度計算器２に接続している。速度・密度・粘性係数分布は、加速度計算器２に入力する。加速度計算器２は、速度・密度・粘性係数分布から加速度パラメータＫを計算し、加速度パラメータ信号３を出力する。粘性係数可変設定器４は、変化値の加算又は減算により増大又は減少する乱流渦粘性μｔを設定する。粘性係数可変設定器４が出力するその乱流渦粘性μｔは、圧縮性粘性流計算器１に入力される。
【００２５】
圧縮性粘性流計算器１は、再層流化判定器５に接続している。計算により求められた加速度パラメータＫは、再層流化判定器５に入力する。再層流化判定器５には、再層流化判定値が設定されている。再層流化判定値として、設定加速度パラメータＫｓが特に用いられる。再層流化判定のために加速度パラメータＫが用いられることは、判定の確定度の高精度化の点で重要である。再層流化判定器５は、加速度パラメータＫと再層流化判定値Ｋｓとの大小関係を比較する。
Ｋ＞＝Ｋｓ 又は
Ｋ＜Ｋｓ
【００２６】
再層流化判定器５は、ＫがＫｓを大きい方向に越えるか小さい方向に越えるかを判定することにより再層流化が起きているかどうかを判定する。再層流化判定器５は、流れに再層流化が起きている場合には、再層流化信号６を出力する。再層流化信号６は、粘性係数可変設定器４に入力される。再層流化信号６を受ける粘性係数可変設定器４は、再層流化信号６の存在に対応して、乱流渦粘性μｔを変更する。
【００２７】
圧縮性粘性流計算器１には、図２に示される流れモデルが設定される。流れモデルとして、ｚ軸方向に流れ（流速）が変化しない２次元モデル、特に、平板モデルが採択されている。このような単純なモデルは、本発明の有用性を失わない。その平板モデルは、ｚｘ平面を形成する平板７で形成されている。ｚｘ平面の一方側の空間領域のｙ＝０の近傍でｚｘ平面に沿う薄い厚みの層流８がｘ軸正方向に導入される。２次元モデルである本モデルでは、ｘｙ平面上で数値解析が実行される。３次元モデルに移行することは、数学的には困難ではない。ｘがある位置で、超音速の気流は急激に膨張加速する。
【００２８】
ｘ＝ｘｊのｘ−ｙ平面の上で、速度分布が例示されている。ある値の高さ位置の点Ｐｊの速度ｖ（ｘｊ，ｙ）は、矢ｖｊで表されている。ある値の高さ位置の点Ｐｋの速度ｖ（ｘｋ，ｙ）は、矢ｖｋで表されている。収束せずにダイナミックである期間では、それらの速度は、ｖ（ｔ，ｘｊ，ｙ）で表される。あるｚｘ平面上の速度ｖが一様流の速度に近い設定値に等しいｘｙ位置点の集合は、境界層（境界層面）９として定義される。境界層の定義は、研究者又は研究課題により変更され得る。
【００２９】
圧縮性粘性流計算器１のハード上に、ｘ軸とｙ軸が設定される。そのｘ軸の上には、適正個数の離散点ｘｊ（ｊ＝１〜ｎ）が採択される。そのｙ軸の上には、他の適正個数の離散点ｙｋ（ｋ＝１〜ｍ）が採択される。時間軸ｔｉ（ｉ＝１〜ｓ）には、更に他の適正個数の離散的時系列点が採択される。ΔｘとΔｙとΔｔのそれぞれの適正値は、前掲非特許文献２で詳細に述べられている。本発明の課題の解決は、座標系の次元数が既述の通りに２で可能である。圧縮性粘性流の計算のためには、次式（１）で示される周知のナビア・ストークスの方程式（ＮＳ方程式）が用いられる。
【数１】
【００３０】
ここで、∂ｘＲはＲのｘに関する偏微分値を示し、Ｒｅはレイノルズ数を示し、ｑとＥとＦとＲとＳは、下記式（２），（３），（４），（５），（６）で表される。
【数２】
これらの式で、ρは密度を示し、ｕとｖはそれぞれにｘ方向とｙ方向の速度を示し、ｐは圧力を示し、ｅは全エネルギーを示し、ａは音速を示し、τは剪断力を示し、Ｐｒはプラントル数を示し、γは比熱比を示している。これらの式で、τｘｘ、τｘｙ、τｙｙ、Ｒ４、Ｓ４は、それぞれに下記式（７），（８），（９），（１０），（１１）で定義されている。
【数３】
【００３１】
式（７），（８）のｕｘとｖｙ（ｘ，ｙは下付き添字）は、速度ｕ，ｖのｘ，ｙに関する微分を示している。式（５），（６），（７），（８），（９），（１０），（１１）に現れる粘性係数μは、下記式（１２）で表される。
【数４】
ここで、μｌは層流分相当粘性係数を示し、μｔは乱流分相当粘性係数を示している。乱流を扱う場合に特別に導入されるμｔは、乱流渦粘性と呼ばれている。粘性係数は、このように、層流分相当粘性係数μｌと乱流分相当粘性係数μｔの１次結合で表され得る。μｌの”ｌ”はlaminarの簡易表現添字 であり、μｔの”ｔ”はturbulentの簡易表現添字である。
【００３２】
圧縮性粘性流計算器１が計算する加速度パラメータＫは、図２に示される自由流れ（境界層の縁）の速度Ｕと粘性係数μとにより次式により定義される。Ｋは、位置座標点（ｘｊ，ｙｋ，ｔ）の近傍領域の速度Ｕと近傍領域内の速度変化ｄＵ／ｄｘｊ（空間的加速度）と動粘性係数ν（ν＝μ／ρ、μ：粘性係数、ρ：密度）とで表される加速度指標であり、下記式で定義される。
Ｋ＝（ν／Ｕ２）（ｄＵ／ｄｘｊ）・・・（１３）
乱流領域より下流側の領域［ｘｊ］で判定される場合には、
Ｋ＞＝Ｋｓ：乱流・・・（１４−１）
Ｋ＜Ｋｓ：準層流（１４−２）
として判定される。加速度パラメータＫの初期値の取り方によれば、式１４−１，２の不等号の向きは逆向きにつけられ得る。
【００３３】
圧縮性粘性流計算器１は、時刻を初期化し（ｔ＝０）、ある時刻ｔｉで、２次元空間座標点（ｘｊ，ｙｋ）の全てで、膨大な数の式の集まりである式（１）で示されるＮＳ方程式を計算し、各点で、それぞれのベクトルｑ，Ｅ，Ｆ，Ｒ，Ｓを求め、これらから速度ｕ，ｖを求める。その計算の仕方とコンピュータ構成は、既述の非特許文献２で紹介されている簡易計算手法のＲＡＮＳ（レイノルズ平均ＮＳ方程式）が用いられる。再層流化の存否を確認するためには、計算技術はＲＡＮＳで十分である。
【００３４】
粘性係数可変設定器４は、再層流化信号６が存在すれば（再層流化信号６を受信すれば）、下記式により乱流渦粘性μｔを変更する。
μｔｊ＝μｔｊ−１＋Δμｔ．．．（１４）
ここで、ｊはコンピュータ上の時系列番号を示す。Δμｔは、正又は負である。粘性係数可変設定器４は、乱流渦粘性を１ステップ分のΔμｔだけ変化させる。
【００３５】
図３は、本発明による航空機の再層流化確認計算方法の実施の形態を示している。圧縮性粘性流計算器１は、ステップＳ１で圧縮性粘性流計算の実行を開始する。圧縮性粘性流計算器１は、乱流渦粘性μｔの初期値に基づいて、２次元平面の全離散点（ｘｊ，ｙｋ）のΔｑ、Ｅ、Ｆ、Ｒ、Ｓを密度ρ、速度（ｕ，ｖ）、全エネルギーｅ、粘性係数μの変数の関数式として求め、式（１）により、速度（ｕ，ｖ）、密度ρ、粘性係数μを計算により求め、ある時系列点の速度・密度・粘性係数分布を求める。圧縮性粘性流計算器１は、その速度・密度・粘性係数分布に基づいて、式（１３）により加速度パラメータＫを求める。
【００３６】
再層流化判定器５は、ステップＳ２で、再層流化判定値Ｋｓと加速度パラメータＫの大小関係を比較することにより、流れが再層流化か乱流維持（非再層流化）であるかを判定する。その判定が再層流化であれば、粘性係数可変設定器４は式（１４）により、乱流渦粘性μｔを変化させる。その新しい乱流渦粘性μｔに基づいて、圧縮性粘性流計算器１は、収束判定のためのダイナミックな計算を実行する。時間的１ステップ分のΔｔにより、ｔ＝ｔ＋Δｔに設定し、時系列点ｔ＋Δｔの速度分布を求める。この時間的ステップを繰り返して流れが収束せず、且つ、流れが再層流化を継続していれば、更に乱流渦粘性μｔを変更する。再層流化の流れが収束すれば、圧縮性粘性流計算器１はその時刻以降の計算を行わない。この場合には、本モデルはある乱流渦粘性μｔで安定的に再層流化することが判断される。収束した流れに対して加速度パラメータＫによる判定で再層流化が起きない場合には、本流れ場には再層流化現象が生じないことが判断される。
【００３７】
図１に示されるように、流れが収束する場合には、収束判定器１２は収束信号１４を出力する。速度・密度・全エネルギー分布信号１１は、収束判定器１２に入力される。収束した流れの速度分布は、速度分布（マッハ数分布）表示画面１３に表示される。
【００３８】
図４は、圧縮性粘性流計算器１に設定される翼構造と速度分布の計算結果を示している。速度域としては、遷音速域が採択されている。翼構造は、実機の翼の後方部分２０に一致している。収束信号１４は、翼本体部分（固定部分）１５と固定部分１５に対して水平軸のまわりに傾動する可動部分（フラップ）１６とから構成されている。図４は、第１乱流渦粘性μｔにより渦流が物理的に特徴づけられる流れ場の計算結果を示している。この流れ場には、可動部分１６の前縁１７から後方に傾斜して立ち上がる領域線より前方に現れる膨張扇１８と呼ばれる速度分布領域と、可動部分１６の表面に沿う乱流境界層１９とが現れている。この流れ場には、従来の研究により予測されてきた通りに、再層流化現象は現れていない。
【００３９】
図５は、圧縮性粘性流計算器１に設定される翼構造と速度分布の他の計算結果を示している。速度域としては、遷音速域が採択されている。翼構造は、図４の翼構造に同じである。図５は、第２乱流渦粘性μｔにより渦流が物理的に特徴づけられる流れ場の計算結果を示している。この流れ場には、可動部分１６の前縁１７から後方に傾斜して立ち上がる領域線より前方に現れる膨張扇１８と呼ばれる速度分布領域と、可動部分１６の表面の前方領域に沿う再層流化層２１と、可動部分１６の表面の後方領域に沿い流れが剥離する剥離領域２２とが現れている。この流れ場には、従来の研究では予測されていなかった再層流化現象が現れている。
【００４０】
可動部分１６の後縁で衝撃波２３が生成される点は、図４と図５の流れ場で同じであるが、図５の流れ場で、再層流化層２１の後端から他の衝撃波２４が後方に向かって立ち上がっている点は、図４の流れ場と様子が異なっている。図５の流れ場に現れる衝撃波２４は図４の流れ場では現れず、図５の流れ場に現れる剥離領域２２は図４の流れ場では現れない。このような新衝撃波２４の後方に現れる剥離領域２２では圧力が上昇して、翼は後縁を下げる向きのモーメントを受け、機体揚力に顕著な影響を与え、特には、揚力の低減を招く。
【００４１】
乱流渦粘性μｔを計算機の中で変更することは、実機の機体特に実機の翼の周面の形状を変更することに等価である。揚力低減を回避するためには、翼の周面の形状を変更することにより、再層流化を阻止することが望まれる。
【００４２】
図６は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の形態を示している。固定部分１５の固定周面２５と可動部分１６の可動周面２６の境界を示す境界線Ｌで、固定周面２５と可動周面２６はダイナミックに交差する。固定周面２５と可動周面２６は平行ではなく、固定周面２５と可動周面２６の間には有効傾斜角度（１８０度でない角度）が存在する。実機では、固定周面２５は可動周面２６より前方側に位置している。実施の本形態では、可動周面２６の前縁領域に形成される乱流生成器（局所的な渦励起構造）２７は、後方に向かって先鋭であり可動周面２６より上面側に突出する楔形状の複数の楔状突起２８で構成されている。複数の楔状突起２８は、前後方向に概ね直交する方向（横方向）に可動部分１６の上面側に（水平飛行中で定義される鉛直方向上側に）配列されている。隣り合う楔状突起２８の間に流れる気流は、楔状突起２８の前面で攪乱により乱流化される。
【００４３】
図７は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の他の形態を示している。実施の本形態と実施の図６の形態との相違点は、楔状突起２８の前後方向の向きと楔状突起２８’の前後方向の向きが互いに反対になっていることのみである。実施の本形態の楔状突起２８’は、その先鋭点又は先鋭線は前方側に位置づけられている。
【００４４】
図８は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、渦励起構造２７として、実施の図６の形態の楔状突起２８に替えられて円柱体２９が用いられている。円柱体２９の中心線は、可動周面２６に対して垂直に向いてつけられている。
【００４５】
図９は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態と実施の図８の形態との相違点は、円柱体２９の中心線と円柱体２９’の中心線とが互いに直交していることのみである。円柱体２９’の中心線は前後方向に向いてつけられている。
【００４６】
図１０は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、渦励起構造２７として、実施の図６〜図９の形態の乱流生成器２８，２８’，２９，２９’に替えられて、長い円柱体３１が用いられている。単一の円柱体３１は、横方向に長く延びている。円柱体３１は、円柱体２９と同様に、前方先鋭縁と後方先鋭縁を有している。前方先鋭縁と後方先鋭縁を有する点では、円柱に替えられて楕円体柱又は楕円体（長軸直交断面と短軸直交断面で断面形状が楕円）が用いられる。
【００４７】
図１１は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、可動周面２６の前縁領域に形成される乱流生成器２７は、複数の半楕円体状の穴（ディンプル）３２で構成されている。複数の穴３２は、横方向に配列されている。穴３２は、後方に向かって先鋭であり、且つ、前方に向かって先鋭である。
【００４８】
図１２は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、可動周面２６の前縁領域に形成される乱流生成器２７は、複数の薄い矩形状板３３で構成されている。複数の矩形状板３３は、横方向に配列されている。気流は隣り合う矩形状板３３の間で剥離、圧縮、膨張の作用を受けて、前方から流れ込む渦を励起する。
【００４９】
図１３は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、固定周面２５の後縁形状が凹凸波状凸体３４に形成され、可動周面２６の前縁に凹凸波状凸体３４が出没自在である凹凸波状凹体３５に形成されている。可動部分１６の舵角が零である場合には、凹凸波状凸体３４は凹凸波状凹体３５に埋没し、凹凸波状凸体３４は固定周面２５に対して突起的にならず、その渦励起効果はない。可動部分１６の舵角が零でない場合には、凹凸波状凸体３４は凹凸波状凹体３５に対して相対的に突起し、凹凸波状凸体３４に渦励起効果が生じる。水平飛行中（巡航中）に凹凸波状凹体３５に埋没する凹凸波状凸体３４は、抵抗増加原因にならない。
【００５０】
図１４は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態は、舵角変更に対応して流れ壁面の形状を変更する点で、実施の図１３の形態に同じである。実施の本形態では、渦励起体３６が可動部分１６の固定部分１５に対する回転変位に対応して可動周面２６から突出する。その突出量はその回転変位量に対応する。実施の本形態の励起用突起は、直方体状に形成されている。
【００５１】
図６〜図１４に示される渦励起用凹凸体２８，２８’，２９，２９’，３１，３２，３３，３４，３５，３６は、固定周面２５の片面又は可動周面２６の片面に配置されている。そのような渦励起用凹凸体は、図１５に示されるように、固定部分１５の両面又は可動部分１６の両面に配置されることが可能である。図１６に示される渦励起構造２７では、固定部分１５の片面の後端領域に多数の渦励起体が２列に配置され、更に、可動部分１６の同じ側の片面の前端領域に多数の渦励起体が４列に配置される。ディンプルが可動周面２６の全面に形成されることはあり得る。このように、可動翼面又は可動翼面近傍の固定翼面に平滑面と非平滑面とを流れ方向に交互に配列することにより、乱流境界層の下流側に渦を再励起する非平滑面を形成することにより、乱流境界層の下流側に再層流化を発生させないことが可能である。
【００５２】
図１７は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示している。可動部分１６は、固定部分１５に回転自在に支持されている。可動部分１６は、任意の回転角度位置で固定部分１５に対して固定され得る。渦励起構造２７は、可動部分１６に案内されて上側の可動周面２６に対して出没する上側出没体３７と可動部分１６に案内されて下側の可動周面２６に対して出没する下側出没体３８とから構成されている。上側出没体３７と下側出没体３８との間には、カム３９が介設されている。図１７（ａ）は、舵角が零である状態を示している。可動部分１６が固定部分１５に対して第１方向（時計方向）に回転すれば、同図（ｂ）に示されるように、偏心カム３９が第１方向に回転し、偏心カム３９の回転に連動して上側出没体３７が上側の可動周面２６から突出する。可動部分１６が固定部分１５に対して第２方向（反時計方向）に回転すれば、同図（ｃ）に示されるように、偏心カム３９が第２方向に回転し、偏心カム３９の回転に連動して下側出没体３８が下側の可動周面２６から突出する。可動部分１６の回転角度と偏心カム３９の回転角度とに関数関係（例示：ギアの歯数比）を与えることにより、可動部分１６の回転角度（舵角）と上下の出没体３７，３８の出没量に関数関係を与えることができる。このような関数関係は、舵角に対して適正に再層流化の程度を制御することができる。そのような制御は、既述の機械的制御に限られず電子的制御により可能である。
【００５３】
【発明の効果】
本発明による航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機は、渦の再励起により再層流化を抑制することにより、遷音速領域で揚力の不安定化を抑制し、特には、揚力の低下を有効に防止することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による航空機の再層流化確認計算機の実施の形態を示す正面図である。
【図２】図２は、座標系設定を示す断面図である。
【図３】図３は、本発明による航空機の再層流化確認計算方法の実施の形態を示すフロー図である。
【図４】図４は、流れ場を示す断面図である。
【図５】図５は、他の流れ場を示す断面図である。
【図６】図６は、本発明による航空機の実施の形態を示す斜軸投影図である。
【図７】図７は、本発明による航空機の実施の他の形態を示す斜軸投影図である。
【図８】図８は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図９】図９は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１０】図１０は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１１】図１１は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１２】図１２は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１３】図１３は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１４】図１４は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１５】図１５は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１６】図１６は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１７】図１７（ａ），（ｂ），（ｃ）は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１８】図１８（ａ），（ｂ）は、再層流化現象の存在をそれぞれに示すグラフである。
【符号の説明】
１…計算器
４…係数設定器
５…比較器
１５…機体（翼）
１６…機体（可動部分）
２６…表面
２７…渦励起構造
３４…可動体
３７…可動体（出没体）
３８…可動体（出没体）
Ｌ…固定／可動部分境界線
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機に関し、特に、遷音速領域で飛行する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機の多様な性能のうち１つの重要な機能は、揚力制御である。揚力の制御は、機体翼部位に付属して配置されている操舵部分の角度制御に対応している。操舵部分は、フラップその他の呼び名で呼ばれている。実機の翼又は風洞試験用モデルの翼は、本体部分と本体に対して回転的に変位する可動部分とから構成されている。水平航行中の翼の上面側と下面側には、亜音速、遷音速、超音速の空気が流れる。マッハ数は、ある点の流れの速度とその点の音速の比として定義される。亜音速流れの一様流のマッハ数は、慣用的に０．３〜０．８で定義される。遷音速流れは、流れのマッハ数が１に近く、流れ場に超音速領域と亜音速領域が混在する流れとして定義され、慣用的には一様流のマッハ数が０．８〜１．３である。超音速のマッハ数は、慣用的に１．３以上として定義される。
【０００３】
翼表面の近傍領域には、薄い層流境界層又は乱流境界層が形成される。層流境界層又は乱流境界層の下流側で衝撃波が発生し、衝撃波の後方領域には流れが剥離する剥離領域が発生する現象の存在が知られている。圧力が急激に変化する剥離領域の生成は、揚力の変化を導く。翼の上面側の剥離領域の生成は揚力を負方向に変化させ、翼の下面側の剥離領域の生成は揚力を正方向に変化させる。剥離領域のこのようなダイナミックな圧力変化は、揚力制御を不安定化することが知られている。
【０００４】
再層流化現象は、流れの加速、吸い込み、吹き出し、磁場、成層、曲がり、加熱により発生する。再層流化現象の成因は、一般的には、内的作用（粘性に起因する消散）と外的作用に大別される。翼面の流れは、翼と気体（空気）との間の相対速度は、翼前縁のよどみ点では零であるが、翼面の中流域では亜音速に到達する。このような流れ場では、流れは急加速を受ける。大きい圧力勾配を与えて流れを加速させるシミュレーションでは、流れ場の乱れが減少して層流の特徴が現れる。このような再層流化現象は、多くの実験により観測されている。
【０００５】
揚力制御技術として、層流を制御する技術は後掲特許文献１で知られている。揚力制御を安定化する技術として、翼表面の流れを層流から乱流に遷移させる揚力安定化装置は一般的に周知である。このような装置は、翼前縁領域に配置されている。亜音速流れと超音速流れでは、乱流が準層流に逆遷移する現象が知られている。流れが層流から乱流に遷移し更にその乱流が再び準層流に逆遷移する現象は公知であるが、このような公知の現象が翼の後縁側で起こることは知られていない。
【０００６】
上流側の層流が中流側で乱流化し更に中流側の乱流が下流側で再度層流化する現象が遷音速領域で起こるかどうかを予測することは、非線形現象を扱う流体力学の分野では困難である。特に、気流が急膨張加速する可動部分の前縁より後流側で再層流化現象が遷音速領域で起きるかどうかを予測することは、更に困難である。
【０００７】
図１８（ａ），（ｂ）は、公知の再層流化現象の生成メカニズムを示している。再層流化現象の生成メカニズムは、後掲非特許文献１に示されるように詳しく研究されている。図１８（ａ）は、平面壁の壁面近傍の流れの境界層の外縁の流速分布を示している。気流の相対速度は、翼の前縁で零であるがより下流側でより速くなる。境界層外縁速度は中流領域で急峻に増大する。図１８（ｂ）の縦軸は、境界層の厚みを示している。加速の初期段階に対応する乱流発達領域Ｉでは、壁近傍の乱流は運動量の大きな増加をもたらす急峻な加速に反応しきれず、流体の粘性剪断応力の増大に起因して壁面の剪断応力は急増する。
【０００８】
更に加速が続く逆遷移領域ＩＩでは、乱流の散逸率が生成率を上まわって、乱流のレイノルズ応力が減衰し始める。順圧力勾配が続けば、レイノルズ応力に対応して生成率／散逸率の比が更に減少し、このような比の減少が自己発展的に繰り返される。順圧力勾配が更に長く続けば、再層流化領域ＩＩＩで、乱流の生成が止み上流側に移流される乱流は散逸されて、流れは準層流（quasi-laminar, laminarescent, laminar-like）状態に遷移する。順圧力勾配（加速）領域の終端を含む再遷移領域ＩＶでは、平均速度分布と乱流構造の干渉が再び活性化される流れは、圧力勾配がない領域の特性を取り戻す。
【０００９】
このように、ある条件のもとでは、乱流は逆遷移して再層流化（準層流化）し、更に、乱流化する。下流側の衝撃波と剥離の生成原因である再層流化現象の回避が揚力安定のために重要であることが、理論的には考えられる。非特許文献１は、数値解析と過去の実験データとの一致性によれば、再層流化の指標として加速度パラメータＫが適正であることを示している。非特許文献１は、流れ場の再層流化に関して、下記のような層流再生化の現象的知見を得ている。
（１）レイノルズ剪断応力、乱れ強さの成分、主流方向渦度の乱れの減少は、流路幅の縮小率が大きいほどに顕著である。
（２）加速度パラメータＫを乱れ強さの減少と再層流化の指標とすることは適正であり、実験で示される加速度パラメータＫの値としては、３．６×（１０のマイナス６乗）が適正である。
（３）壁面近傍では、流路幅の縮小率、流れの加速率に関わらずに、縮小区間で両方の項（主流方向の乱流応力の輸送方程式に現れる主方向レイノルズ応力の第１項と第２項）の増減はバランスして、乱れ強さは維持される。
（４）流れの加速（順圧力勾配）は、主流方向成分以外の成分に再配分されるエネルギー供給を制御する効果を有し、主流方向成分の様子に関わらずに、主流方向成分以外の乱れ強さは流路幅の全体で縮小する。
【００１０】
再層流化現象を更に詳しく研究しシミュレーションと実験との対応を明確にするためには、乱流の生成メカニズムを数値計算により確認することが重要である。そのような数学的技術は、非特許文献２で知られている。
【００１１】
遷音速領域で再層流化現象が生じることを確認する確認技術の提供が望まれる。遷音速領域で再層流化現象が存在する場合には、その再層流化現象を抑止する技術の確立が求められる。
【００１２】
【特許文献１】
特許第３０１２８６４号
【非特許文献１】
太田貴士，三谷裕，梶島岳夫，「壁面乱流の加速による再層流化に関する研究」，第１４回数値流体力学シンポジウム，中央大学理工学部（東京），２０００年１２月２１日（木）〜２３日（土）
【非特許文献２】
Ugo Piomelli, Alberto Scotti, and Elias Balaras, "Large-Eddy Simulations of Turbulent Flows, from Desktop to Supercomputer", J.M.L.M. Palma et al.(Eds.): VECPAR 2000, LNCS 1981, pp. 551-577. 2001
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、遷音速領域で再層流化現象が生じることを確認する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機を提供することにある。
本発明の他の課題は、その確認を数学的に又は実験的に実行する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機を提供することにある。
本発明の更に他の課題は、その確認を数値的に明確に実行する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機を提供することにある。
本発明の更に他の課題は、遷音速領域で再層流化現象が存在すればその再層流化現象を抑止する技術を確立する航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機を提供することにある。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
その課題を解決するための手段が、下記のように表現される。その表現中に現れる技術的事項には、括弧（）つきで、番号、記号等が添記されている。その番号、記号等は、本発明の実施の複数の形態又は複数の実施例のうちの少なくとも１つの実施の形態又は複数の実施例を構成する技術的事項、特に、その実施の形態又は実施例に対応する図面に表現されている技術的事項に付せられている参照番号、参照記号等に一致している。このような参照番号、参照記号は、請求項記載の技術的事項と実施の形態又は実施例の技術的事項との対応・橋渡しを明確にしている。このような対応・橋渡しは、請求項記載の技術的事項が実施の形態又は実施例の技術的事項に限定されて解釈されることを意味しない。
【００１５】
本発明による航空機は、遷音速で飛行する機体（１５）と、機体（１５）の表面領域に生成される乱流境界層の下流側に機体（１５）に支持されて配置され乱流境界層を再励起する渦励起構造（２７）とから構成されている。遷音速で飛行する場合に、乱流は再層流化することがあることが本発明者により数値計算で確認された。再層流化しない場合に渦励起構造（２７）を付加することは、機体（１５）の抵抗を増加させることになって好ましくない。抵抗の増大を犠牲にして、再層流化を回避し衝撃波の発生を回避することにより、揚力の不安定化又は揚力の低減を回避することの利益が大きい。後述されるように、再層流化の生起と不生起の判定は、加速度パラメータを判定指標として数値化することにより容易に確認され得る。その確認は、風洞実験の精度向上と実験の効率化に有効である。
【００１６】
渦励起構造又は再励起構造（２７）は、翼（１５）の可動部分（１６）の上流側領域（Ｌ）に配置される。翼（１５）の固定部分（１５）可動部分（１６）の境界領域（Ｌ）で乱流境界層を再励起することは、再層流化を有効に抑制することができる。
【００１７】
渦励起構造（２７）は、機体（１５）の平滑な表面より下流側に形成される非平滑面を有する。流れを平滑面から非平滑面に誘導することは、渦（乱流境界層）の再励起を促進する。渦励起構造（２７）は、機体（１５，１６）の平滑な表面（２６）に対して出没し表面（２６）に対して可動的である可動体（３４，３７，３８）を形成する。水平飛行時には、平滑面（２６）から突起する抵抗体がなく、抵抗の増大を招かない。
【００１８】
渦励起構造（２７）は、翼の可動部分（１６）と、翼の固定部分（１５）と、可動部分（１６）と固定部分（１５）との相対的回転運動に連動して可動部分（１６）に対して出没する出没体（３４，３７，３８）とから形成される。このような連動性は、揚力の増大に対応して適正である渦励起を実現することができる。出没体（３７，３８）は、可動部分（１６）の上面側と下面側で出没することが好ましい。
【００１９】
本発明による航空機の再層流化確認計算機は、微分的に変化する（増加する）多変数（ｘ，ｙ、更にはｔ）を設定する変数設定器と、変数と粘性係数とで記述されるＮＳ方程式（ナビア・ストークスの方程式）を解くＮＳ方程式計算器（１）と、ＮＳ方程式から加速度パラメータを計算する加速度計算器（２）と、加速度計算器（２）により求められる加速度パラメータと設定値との大小を比較する比較器（５）と、粘性係数を変更する係数設定器（４）とから構成される。係数設定器（４）は、加速度パラメータ（Ｋ）と設定値（Ｋｓ）との大小関係に対応して粘性係数（μ）を変更し、係数設定器（４）から出力される粘性係数はＮＳ方程式に再設定される。
【００２０】
再層流化の生起と不生起の判定は、加速度パラメータを判定指標として数値化することにより容易に確認され得る。その確認は、風洞実験の精度向上と実験の効率化に有効である。加速度パラメータを判定指標とすることは、計算器の計算量を格段に削減する。
【００２１】
粘性係数はμで表される。μは、μ＝μｌ＋μｔで表される。ここで、μｌは層流分相当粘性係数を示し、μｔは乱流分相当粘性係数を示す。このように粘性係数を２つの係数に１次結合で分解することは、流体の渦粘性現象を正しく把握することができ、且つ、再層流化を確認する計算の計算量を格段に削減することができる。係数設定器（４）は、μｔを変更する。μ＝μ＋Δμにより粘性係数を変更し、ここで、Δμ＝Δμｔであるから、粘性係数の変化の計算が容易である。
【００２２】
ＮＳ方程式は、式：∂ｔｑ＋∂ｘＥ＋∂ｙＦ＝（１／Ｒｅ）（∂ｘＲ＋∂ｙＳ）で表される。ここで、ｘは流れ方向の座標を示し、ｙは流れの厚み方向の座標を示し、ｑとＥとＦとＲとＳは、それぞれに、粘性係数μと流れのｘ方向微分と流れのｙ方向微分から選択される１変数又は多変数で表されるベクトル量であり、Ｒｅは粘性係数μで表されるレイノルズ数であり、粘性係数μは式のΔμ＝Δμｔにより可変的である。この式の値を求めることにより、既述の加速度パラメータが計算され得る。
【００２３】
計算Δμ＝Δμｔは、ＮＳ方程式の解が収束するまで繰り返されることは重要である。μｔは加速度パラメータによる判定に応じて変更され流れ場が安定するまで計算される。
【００２４】
【発明の実施の形態】
図に対応して、本発明による航空機の再層流化確認計算機は、圧縮性粘性流計算器が粘性係数可変設定器とともに設けられている。その圧縮性粘性流計算器１は、図１に示されるように、ＮＳ方程式により速度・密度・粘性係数分布を計算し、速度・密度・粘性係数分布を出力する。圧縮性粘性流計算器１は、加速度計算器２に接続している。速度・密度・粘性係数分布は、加速度計算器２に入力する。加速度計算器２は、速度・密度・粘性係数分布から加速度パラメータＫを計算し、加速度パラメータ信号３を出力する。粘性係数可変設定器４は、変化値の加算又は減算により増大又は減少する乱流渦粘性μｔを設定する。粘性係数可変設定器４が出力するその乱流渦粘性μｔは、圧縮性粘性流計算器１に入力される。
【００２５】
圧縮性粘性流計算器１は、再層流化判定器５に接続している。計算により求められた加速度パラメータＫは、再層流化判定器５に入力する。再層流化判定器５には、再層流化判定値が設定されている。再層流化判定値として、設定加速度パラメータＫｓが特に用いられる。再層流化判定のために加速度パラメータＫが用いられることは、判定の確定度の高精度化の点で重要である。再層流化判定器５は、加速度パラメータＫと再層流化判定値Ｋｓとの大小関係を比較する。
Ｋ＞＝Ｋｓ 又は
Ｋ＜Ｋｓ
【００２６】
再層流化判定器５は、ＫがＫｓを大きい方向に越えるか小さい方向に越えるかを判定することにより再層流化が起きているかどうかを判定する。再層流化判定器５は、流れに再層流化が起きている場合には、再層流化信号６を出力する。再層流化信号６は、粘性係数可変設定器４に入力される。再層流化信号６を受ける粘性係数可変設定器４は、再層流化信号６の存在に対応して、乱流渦粘性μｔを変更する。
【００２７】
圧縮性粘性流計算器１には、図２に示される流れモデルが設定される。流れモデルとして、ｚ軸方向に流れ（流速）が変化しない２次元モデル、特に、平板モデルが採択されている。このような単純なモデルは、本発明の有用性を失わない。その平板モデルは、ｚｘ平面を形成する平板７で形成されている。ｚｘ平面の一方側の空間領域のｙ＝０の近傍でｚｘ平面に沿う薄い厚みの層流８がｘ軸正方向に導入される。２次元モデルである本モデルでは、ｘｙ平面上で数値解析が実行される。３次元モデルに移行することは、数学的には困難ではない。ｘがある位置で、超音速の気流は急激に膨張加速する。
【００２８】
ｘ＝ｘｊのｘ−ｙ平面の上で、速度分布が例示されている。ある値の高さ位置の点Ｐｊの速度ｖ（ｘｊ，ｙ）は、矢ｖｊで表されている。ある値の高さ位置の点Ｐｋの速度ｖ（ｘｋ，ｙ）は、矢ｖｋで表されている。収束せずにダイナミックである期間では、それらの速度は、ｖ（ｔ，ｘｊ，ｙ）で表される。あるｚｘ平面上の速度ｖが一様流の速度に近い設定値に等しいｘｙ位置点の集合は、境界層（境界層面）９として定義される。境界層の定義は、研究者又は研究課題により変更され得る。
【００２９】
圧縮性粘性流計算器１のハード上に、ｘ軸とｙ軸が設定される。そのｘ軸の上には、適正個数の離散点ｘｊ（ｊ＝１〜ｎ）が採択される。そのｙ軸の上には、他の適正個数の離散点ｙｋ（ｋ＝１〜ｍ）が採択される。時間軸ｔｉ（ｉ＝１〜ｓ）には、更に他の適正個数の離散的時系列点が採択される。ΔｘとΔｙとΔｔのそれぞれの適正値は、前掲非特許文献２で詳細に述べられている。本発明の課題の解決は、座標系の次元数が既述の通りに２で可能である。圧縮性粘性流の計算のためには、次式（１）で示される周知のナビア・ストークスの方程式（ＮＳ方程式）が用いられる。
【数１】
ここで、∂ｘＲはＲのｘに関する偏微分値を示し、Ｒｅはレイノルズ数を示し、ｑとＥとＦとＲとＳは、下記式（２），（３），（４），（５），（６）で表される。
【数２】
【数３】
式（７），（８）のｕｘとｖｙ（ｘ，ｙは下付き添字）は、速度ｕ，ｖのｘ，ｙに関する微分を示している。式（５），（６），（７），（８），（９），（１０），（１１）に現れる粘性係数μは、下記式（１２）で表される。
【数４】
【００３２】
圧縮性粘性流計算器１が計算する加速度パラメータＫは、図２に示される自由流れ（境界層の縁）の速度Ｕと粘性係数μとにより次式により定義される。Ｋは、位置座標点（ｘｊ，ｙｋ，ｔ）の近傍領域の速度Ｕと近傍領域内の速度変化ｄＵ／ｄｘｊ（空間的加速度）と動粘性係数ν（ν＝μ／ρ、μ：粘性係数、ρ：密度）とで表される加速度指標であり、下記式で定義される。
Ｋ＝（ν／Ｕ２）（ｄＵ／ｄｘｊ）・・・（１３）
乱流領域より下流側の領域［ｘｊ］で判定される場合には、
Ｋ＞＝Ｋｓ：乱流・・・（１４−１）
Ｋ＜Ｋｓ：準層流（１４−２）
として判定される。加速度パラメータＫの初期値の取り方によれば、式１４−１，２の不等号の向きは逆向きにつけられ得る。
【００３３】
圧縮性粘性流計算器１は、時刻を初期化し（ｔ＝０）、ある時刻ｔｉで、２次元空間座標点（ｘｊ，ｙｋ）の全てで、膨大な数の式の集まりである式（１）で示されるＮＳ方程式を計算し、各点で、それぞれのベクトルｑ，Ｅ，Ｆ，Ｒ，Ｓを求め、これらから速度ｕ，ｖを求める。その計算の仕方とコンピュータ構成は、既述の非特許文献２で紹介されている簡易計算手法のＲＡＮＳ（レイノルズ平均ＮＳ方程式）が用いられる。再層流化の存否を確認するためには、計算技術はＲＡＮＳで十分である。
【００３４】
粘性係数可変設定器４は、再層流化信号６が存在すれば（再層流化信号６を受信すれば）、下記式により乱流渦粘性μｔを変更する。
μｔｊ＝μｔｊ−１＋Δμｔ．．．（１４）
ここで、ｊはコンピュータ上の時系列番号を示す。Δμｔは、正又は負である。粘性係数可変設定器４は、乱流渦粘性を１ステップ分のΔμｔだけ変化させる。
【００３５】
図３は、本発明による航空機の再層流化確認計算方法の実施の形態を示している。圧縮性粘性流計算器１は、ステップＳ１で圧縮性粘性流計算の実行を開始する。圧縮性粘性流計算器１は、乱流渦粘性μｔの初期値に基づいて、２次元平面の全離散点（ｘｊ，ｙｋ）のΔｑ、Ｅ、Ｆ、Ｒ、Ｓを密度ρ、速度（ｕ，ｖ）、全エネルギーｅ、粘性係数μの変数の関数式として求め、式（１）により、速度（ｕ，ｖ）、密度ρ、粘性係数μを計算により求め、ある時系列点の速度・密度・粘性係数分布を求める。圧縮性粘性流計算器１は、その速度・密度・粘性係数分布に基づいて、式（１３）により加速度パラメータＫを求める。
【００３６】
再層流化判定器５は、ステップＳ２で、再層流化判定値Ｋｓと加速度パラメータＫの大小関係を比較することにより、流れが再層流化か乱流維持（非再層流化）であるかを判定する。その判定が再層流化であれば、粘性係数可変設定器４は式（１４）により、乱流渦粘性μｔを変化させる。その新しい乱流渦粘性μｔに基づいて、圧縮性粘性流計算器１は、収束判定のためのダイナミックな計算を実行する。時間的１ステップ分のΔｔにより、ｔ＝ｔ＋Δｔに設定し、時系列点ｔ＋Δｔの速度分布を求める。この時間的ステップを繰り返して流れが収束せず、且つ、流れが再層流化を継続していれば、更に乱流渦粘性μｔを変更する。再層流化の流れが収束すれば、圧縮性粘性流計算器１はその時刻以降の計算を行わない。この場合には、本モデルはある乱流渦粘性μｔで安定的に再層流化することが判断される。収束した流れに対して加速度パラメータＫによる判定で再層流化が起きない場合には、本流れ場には再層流化現象が生じないことが判断される。
【００３７】
図１に示されるように、流れが収束する場合には、収束判定器１２は収束信号１４を出力する。速度・密度・全エネルギー分布信号１１は、収束判定器１２に入力される。収束した流れの速度分布は、速度分布（マッハ数分布）表示画面１３に表示される。
【００３８】
図４は、圧縮性粘性流計算器１に設定される翼構造と速度分布の計算結果を示している。速度域としては、遷音速域が採択されている。翼構造は、実機の翼の後方部分２０に一致している。収束信号１４は、翼本体部分（固定部分）１５と固定部分１５に対して水平軸のまわりに傾動する可動部分（フラップ）１６とから構成されている。図４は、第１乱流渦粘性μｔにより渦流が物理的に特徴づけられる流れ場の計算結果を示している。この流れ場には、可動部分１６の前縁１７から後方に傾斜して立ち上がる領域線より前方に現れる膨張扇１８と呼ばれる速度分布領域と、可動部分１６の表面に沿う乱流境界層１９とが現れている。この流れ場には、従来の研究により予測されてきた通りに、再層流化現象は現れていない。
【００３９】
図５は、圧縮性粘性流計算器１に設定される翼構造と速度分布の他の計算結果を示している。速度域としては、遷音速域が採択されている。翼構造は、図４の翼構造に同じである。図５は、第２乱流渦粘性μｔにより渦流が物理的に特徴づけられる流れ場の計算結果を示している。この流れ場には、可動部分１６の前縁１７から後方に傾斜して立ち上がる領域線より前方に現れる膨張扇１８と呼ばれる速度分布領域と、可動部分１６の表面の前方領域に沿う再層流化層２１と、可動部分１６の表面の後方領域に沿い流れが剥離する剥離領域２２とが現れている。この流れ場には、従来の研究では予測されていなかった再層流化現象が現れている。
【００４０】
可動部分１６の後縁で衝撃波２３が生成される点は、図４と図５の流れ場で同じであるが、図５の流れ場で、再層流化層２１の後端から他の衝撃波２４が後方に向かって立ち上がっている点は、図４の流れ場と様子が異なっている。図５の流れ場に現れる衝撃波２４は図４の流れ場では現れず、図５の流れ場に現れる剥離領域２２は図４の流れ場では現れない。このような新衝撃波２４の後方に現れる剥離領域２２では圧力が上昇して、翼は後縁を下げる向きのモーメントを受け、機体揚力に顕著な影響を与え、特には、揚力の低減を招く。
【００４１】
乱流渦粘性μｔを計算機の中で変更することは、実機の機体特に実機の翼の周面の形状を変更することに等価である。揚力低減を回避するためには、翼の周面の形状を変更することにより、再層流化を阻止することが望まれる。
【００４２】
図６は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の形態を示している。固定部分１５の固定周面２５と可動部分１６の可動周面２６の境界を示す境界線Ｌで、固定周面２５と可動周面２６はダイナミックに交差する。固定周面２５と可動周面２６は平行ではなく、固定周面２５と可動周面２６の間には有効傾斜角度（１８０度でない角度）が存在する。実機では、固定周面２５は可動周面２６より前方側に位置している。実施の本形態では、可動周面２６の前縁領域に形成される乱流生成器（局所的な渦励起構造）２７は、後方に向かって先鋭であり可動周面２６より上面側に突出する楔形状の複数の楔状突起２８で構成されている。複数の楔状突起２８は、前後方向に概ね直交する方向（横方向）に可動部分１６の上面側に（水平飛行中で定義される鉛直方向上側に）配列されている。隣り合う楔状突起２８の間に流れる気流は、楔状突起２８の前面で攪乱により乱流化される。
【００４３】
図７は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の他の形態を示している。実施の本形態と実施の図６の形態との相違点は、楔状突起２８の前後方向の向きと楔状突起２８’の前後方向の向きが互いに反対になっていることのみである。実施の本形態の楔状突起２８’は、その先鋭点又は先鋭線は前方側に位置づけられている。
【００４４】
図８は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、渦励起構造２７として、実施の図６の形態の楔状突起２８に替えられて円柱体２９が用いられている。円柱体２９の中心線は、可動周面２６に対して垂直に向いてつけられている。
【００４５】
図９は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態と実施の図８の形態との相違点は、円柱体２９の中心線と円柱体２９’の中心線とが互いに直交していることのみである。円柱体２９’の中心線は前後方向に向いてつけられている。
【００４６】
図１０は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、渦励起構造２７として、実施の図６〜図９の形態の乱流生成器２８，２８’，２９，２９’に替えられて、長い円柱体３１が用いられている。単一の円柱体３１は、横方向に長く延びている。円柱体３１は、円柱体２９と同様に、前方先鋭縁と後方先鋭縁を有している。前方先鋭縁と後方先鋭縁を有する点では、円柱に替えられて楕円体柱又は楕円体（長軸直交断面と短軸直交断面で断面形状が楕円）が用いられる。
【００４７】
図１１は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、可動周面２６の前縁領域に形成される乱流生成器２７は、複数の半楕円体状の穴（ディンプル）３２で構成されている。複数の穴３２は、横方向に配列されている。穴３２は、後方に向かって先鋭であり、且つ、前方に向かって先鋭である。
【００４８】
図１２は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、可動周面２６の前縁領域に形成される乱流生成器２７は、複数の薄い矩形状板３３で構成されている。複数の矩形状板３３は、横方向に配列されている。気流は隣り合う矩形状板３３の間で剥離、圧縮、膨張の作用を受けて、前方から流れ込む渦を励起する。
【００４９】
図１３は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態では、固定周面２５の後縁形状が凹凸波状凸体３４に形成され、可動周面２６の前縁に凹凸波状凸体３４が出没自在である凹凸波状凹体３５に形成されている。可動部分１６の舵角が零である場合には、凹凸波状凸体３４は凹凸波状凹体３５に埋没し、凹凸波状凸体３４は固定周面２５に対して突起的にならず、その渦励起効果はない。可動部分１６の舵角が零でない場合には、凹凸波状凸体３４は凹凸波状凹体３５に対して相対的に突起し、凹凸波状凸体３４に渦励起効果が生じる。水平飛行中（巡航中）に凹凸波状凹体３５に埋没する凹凸波状凸体３４は、抵抗増加原因にならない。
【００５０】
図１４は、本発明による航空機の翼周面形状変更の実施の更に他の形態を示している。実施の本形態は、舵角変更に対応して流れ壁面の形状を変更する点で、実施の図１３の形態に同じである。実施の本形態では、渦励起体３６が可動部分１６の固定部分１５に対する回転変位に対応して可動周面２６から突出する。その突出量はその回転変位量に対応する。実施の本形態の励起用突起は、直方体状に形成されている。
【００５１】
図６〜図１４に示される渦励起用凹凸体２８，２８’，２９，２９’，３１，３２，３３，３４，３５，３６は、固定周面２５の片面又は可動周面２６の片面に配置されている。そのような渦励起用凹凸体は、図１５に示されるように、固定部分１５の両面又は可動部分１６の両面に配置されることが可能である。図１６に示される渦励起構造２７では、固定部分１５の片面の後端領域に多数の渦励起体が２列に配置され、更に、可動部分１６の同じ側の片面の前端領域に多数の渦励起体が４列に配置される。ディンプルが可動周面２６の全面に形成されることはあり得る。このように、可動翼面又は可動翼面近傍の固定翼面に平滑面と非平滑面とを流れ方向に交互に配列することにより、乱流境界層の下流側に渦を再励起する非平滑面を形成することにより、乱流境界層の下流側に再層流化を発生させないことが可能である。
【００５２】
図１７は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示している。可動部分１６は、固定部分１５に回転自在に支持されている。可動部分１６は、任意の回転角度位置で固定部分１５に対して固定され得る。渦励起構造２７は、可動部分１６に案内されて上側の可動周面２６に対して出没する上側出没体３７と可動部分１６に案内されて下側の可動周面２６に対して出没する下側出没体３８とから構成されている。上側出没体３７と下側出没体３８との間には、カム３９が介設されている。図１７（ａ）は、舵角が零である状態を示している。可動部分１６が固定部分１５に対して第１方向（時計方向）に回転すれば、同図（ｂ）に示されるように、偏心カム３９が第１方向に回転し、偏心カム３９の回転に連動して上側出没体３７が上側の可動周面２６から突出する。可動部分１６が固定部分１５に対して第２方向（反時計方向）に回転すれば、同図（ｃ）に示されるように、偏心カム３９が第２方向に回転し、偏心カム３９の回転に連動して下側出没体３８が下側の可動周面２６から突出する。可動部分１６の回転角度と偏心カム３９の回転角度とに関数関係（例示：ギアの歯数比）を与えることにより、可動部分１６の回転角度（舵角）と上下の出没体３７，３８の出没量に関数関係を与えることができる。このような関数関係は、舵角に対して適正に再層流化の程度を制御することができる。そのような制御は、既述の機械的制御に限られず電子的制御により可能である。
【００５３】
【発明の効果】
本発明による航空機、及び、航空機の再層流化確認計算機は、渦の再励起により再層流化を抑制することにより、遷音速領域で揚力の不安定化を抑制し、特には、揚力の低下を有効に防止することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による航空機の再層流化確認計算機の実施の形態を示す正面図である。
【図２】図２は、座標系設定を示す断面図である。
【図３】図３は、本発明による航空機の再層流化確認計算方法の実施の形態を示すフロー図である。
【図４】図４は、流れ場を示す断面図である。
【図５】図５は、他の流れ場を示す断面図である。
【図６】図６は、本発明による航空機の実施の形態を示す斜軸投影図である。
【図７】図７は、本発明による航空機の実施の他の形態を示す斜軸投影図である。
【図８】図８は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図９】図９は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１０】図１０は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１１】図１１は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１２】図１２は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１３】図１３は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１４】図１４は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１５】図１５は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１６】図１６は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１７】図１７（ａ），（ｂ），（ｃ）は、本発明による航空機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図である。
【図１８】図１８（ａ），（ｂ）は、再層流化現象の存在をそれぞれに示すグラフである。
【符号の説明】
１…計算器
４…係数設定器
５…比較器
１５…機体（翼）
１６…機体（可動部分）
２６…表面
２７…渦励起構造
３４…可動体
３７…可動体（出没体）
３８…可動体（出没体）
Ｌ…固定／可動部分境界線
Claims (2)
- 機体と、
前記機体の表面領域に生成される乱流境界層の下流側に前記機体に支持されて配置され前記乱流境界層を再励起する渦励起構造とを具備し、
前記機体は遷音速で飛行し、
前記機体の翼は、
翼本体部分と、
前記翼本体部分に回転自在に支持されたフラップと
を備え、
前記渦励起構造は、前記フラップに案内される出没体を備え
前記翼の周面は、
前記翼本体部分の固定周面と、
前記フラップの可動周面と
を備え、
前記出没体は、前記フラップの前記翼本体部分に対する回転に連動して前記可動周面から突出する
航空機。 - 前記出没体は、
第１出没体と、
第２出没体と
を備え、
前記可動周面は、
上側可動周面と、
下側可動周面と
を備え、
前記第１出没体は、前記フラップの前記翼本体部分に対する第１方向の回転に連動して前記上側可動周面から突出し、
前記第２出没体は、前記フラップの前記翼本体部分に対する前記第１方向の反対の第２方向の回転に連動して前記下側可動周面から突出する
請求項１の航空機。
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