JP4709777B2 - 後部航跡流の制御装置および制御方法 - Google Patents

Description

本発明は、空気力学的表面の外端部分に形成される渦の問題の軽減に関し、特に、航空機、特に飛行路に沿って飛行する大型の航空機によって発生される渦の問題の軽減に関する。そのような渦は同じ飛行路を後続して飛行する（或いはそれと交差して飛行する）航空機に悪影響を及ぼす可能性がある。

現在の空港の容量は動作時間によって制御され、その動作時間は空港の周辺の雑音による公害を阻止するために昼間中にほぼ限定され、また航空機が発着する頻度によって制限されている。着陸、離陸の頻度のペースとなる項目は運動している航空機によって生成される航跡の渦の消散に必要な時間である。航跡の渦の大きさと強度は航空機の大きさと重量によって決定され、幅の広い航空機の航跡中では特に危険な状態が生じる。最悪のシナリオではこれは航空機の破壊が生じるような非常に危険なものとなる可能性がある。この問題は数十年にわたって認識されており、この問題を解決するために多くの方法が提案されている。

特許文献の検索によっては多数の特許文献が発見されており、それらには以下のようなものがある。
米国特許６，６６８，６３８号明細書（発明者Ｈｕａｎｇ）には、デルタ翼の航空機の空気力学的表面における渦の破壊を制御する技術が記載されている。高性能の戦闘機に対する、高いインシデンスと高い角速度の動作では、制御表面上を流れる空気流は前縁の渦によって影響され、それは余分の空気力学的な力を得るために利用される。渦の破壊を制御するように上部空気力学的表面上に吹付けるジェットを移動させ、また空気は翼の上部表面から吸い込まれてもよい。

米国特許６，３７８，８０７号明細書（発明者Ｔｏｍｉｏｋａ）には雪を除去するために翼の上に沿って吹付けるジェットについて記載されている。

米国特許６，２８３，４０６号明細書（発明者Ｒｅｍｉｎｇｔｏｎ他）には空中でホパリングするとき特に生じるヘリコプタにおける高速度のパルス性の、ブレードの渦の相互作用雑音の減少について記載されており、１つのブレードの渦は後続するブレードに影響する。１実施例では空気取入れ通路は各ブレードの前縁および外端に近い表面に位置され、ブレードの内部容積中に空気を導入し、空気の出口通路は後縁および外端部に配置されて空気を排出している。

米国特許５，８１３，６２５号明細書（発明者Ｈａｓｓａｎ他）には、ロータを有する航空機の雑音の減少について記載されている。加圧された空気がロータブレードに向けられ、ロータブレードの前縁の近くで端部に近い位置の上下の表面のロータブレードの実質上表面に沿って複数の穴を通って吹き出される。加圧された流体はブレードの表面に対してほぼ垂直の方向である。

米国特許５，８０６，８０７号明細書（発明者Ｈａｎｅｙ）には、渦を減衰させる翼が開示されており、翼の端部の短い距離の内部に翼の上面に位置された偏向体40が設けられており、空気通路は翼の下面の入口から翼を通って偏向体40の翼の外部の上面の出口まで延在している。

米国特許５，７５５，４０８号明細書（発明者Ｓｃｈｍｉｔ他）には、翼の表面の境界層中の渦に影響を与えるためにマイクロ機械的システムの制御下で選択的に加圧された空気を排出することによって前縁表面において渦を生成するシステムが示されている。

米国特許５，１５８，２５１号明細書（発明者Ｔａｙｌｏｒ）には、翼端の渦を減衰させるシステムが開示されており、それにおいては加圧された空気が翼の表面の上部外端部分に位置して前後方向に整列しているスロット36を通って放射される。接線方向にスロットから放射された加圧された空気は外方向下方に湾曲してコアンダ効果の発生（図４参照）を形成して、翼の平面に垂直なコアンダ表面42から下方に翼弦方向に延在する。コアンダ効果のカーテンは翼弦方向（水平）および上下方向（垂直）の２次元で可能である領域をカバーすることが示されている。

米国特許４，４７７，０４２号明細書（発明者ＧｒｉｓｗｏｌｄII）には、重い航空機で特に問題を生じる渦の軽減の問題について記載されており、重い航空機のウェークに続いている渦が航空機に悪影響を与えないように十分のスパンローディングを有している。この問題を軽減するために翼端部分が上方に傾斜した形状であり、別の実施形態では下方に傾斜した形状である（図１１参照）。また、空気は翼の外端部を通って放出され、これは図６および７を参照にしてカラム６の３７行の初めに記載されている。空気はスロット54を通って放出され、端部表面34, 38のほぼ接線方向に導かれ、それ故、表面上の空気流は匹敵する速度で放出された流体と一緒になり、渦を形成するが、それは緊密に積層されたコアに欠けている。放出された流体の効果は、空気流の速度差を軽減してそれによって渦領域内の循環を減少させることであることが記載されている。

米国特許３，９９７，１３２号明細書（発明者Ｅｒｗｉｎ）では，渦の通路に後続している航空機に影響する翼端の渦の問題を軽減することを目的としている。機体に近接して主ジェットエンジン26が取付けられ、各翼端には第２のジェットエンジン32が取付けられている。これらは環状のバイパスダクト42中に配置された案内羽根70を有している。これらの案内羽根70は翼端で発生した渦の影響を打ち消すように構成されている。

米国特許３，９８４，０７０号明細書（発明者Ｐａｔｔｅｒｓｏｎ Ｊｒ）に記載された技術も、渦中の後続航空機に影響する翼端渦の問題を軽減することを目的としている。管状部材内の引込まれ位置を有する引込み可能なプレートが設けられており、渦消散モードでは半径方向に突出した位置に引出されることができる（図２）。

米国特許３，９７４，９８６号明細書（発明者Ｊｏｈｎｓｔｏｎｅ）に記載された技術も翼端位置における渦の問題の軽減に関するものである。翼の端部の下側にジェット開口48が設けられており、高圧の空気流がこれらの開口48に流れ込んで空気通路に供給され、そこからスロット46を通って翼の上面に放出される。

米国特許３，９３６，０１３号明細書（発明者Ｙｕａｎ）に記載された技術も翼端位置における渦の問題の軽減に関するものである。翼の端部には管状部材21があり、それは翼の端部から空気流中に横方向に突出しており、オリフィス22が設けられて渦中に空気流を吹込んでいる。その図３では上方向に流れる渦の空気流が24で示されており、管状部材21から放出される下方向の流体ジェットは25で示されている。

米国特許３，８８１，６６９号明細書（発明者Ｌｅｓｓｅｎ）に記載された技術も翼端における渦の問題の軽減に関するものである。この装置は流体流を翼の後縁から尾を引いている渦のコア中に注入している。その第３欄の第１５行には、注入された空気流の軸が実質上同一直線にあり、後縁からの渦の縦軸と同軸であることが重要であると記載されている。

米国特許３，８４１，５８７号明細書（発明者Ｆｒｅｅｄ）に記載された技術は翼端の渦の問題の軽減に関するものである。各翼の端部にノズル構造体26が配置され、それは翼の外側後縁に配置され、渦のコア中に空気流を後方に向けて放出する。空気流はジェットエンジンから分岐されて加圧された空気流を提供する。これは収斂・発散（すなわちベンチュリ型）ノズルであり、それ故、ノズル中の空気は喉の部分では音速に達して、それ故速度はノズルの発散部分では最大の超音速に増加されてそこから外方に広がる。ノズルは排出通路が翼端に形成された渦に関して反対の回転方向で新しい垂直空気流を生成するように構成されている。温度の急激な変化による衝撃波を生成する超音速から亜音速への転移が存在し、渦形成領域中の空気密度が急速に増加する。渦を阻止し、或いは早期の減衰を生じる効果があることが記載されている。

米国特許３，５９６，８５４号明細書（発明者Ｈａｎｅｙ Ｊｒ）に記載された技術は主として航空機の空気力学的制御を改善するための翼端の渦の発生の影響に関する。翼端には、ハウジング10が設けられており、それは前部が閉じられ、後部には放出オリフィス12が設けられているほぼ円筒形の室11を有している。これは室内で空気流を回転させ、或いは渦を巻かせる。これは揚力を増加或いは減少させるように行なわれる。

米国特許３，０１２，７４０号明細書（発明者Ｗａｇｎｅｒ）には航空機の境界層の制御システムが記載されており、それにおいては高圧の空気はエンジンから分岐されて翼に沿って放出されて境界層の制御を改良している。

米国特許２，６５０，７８１号明細書（発明者Ｔａｙｌｏｒ）には、境界層の制御を行うシステムが示されている。それにおいては翼端に形成される渦が渦のコア内に低い圧力の区域を生成することが記載されている。翼の上面には細長いスロット20があり、これは翼の後端部の開口に導かれるダクトにより取付けられている。したがって、空気はこのスロットを通って吸引されて境界層の制御を行う手段として渦中に放出される。

米国特許３，８４５，９１８号明細書（発明者Ｗｈｉｔｅ）には“渦消散装置”が記載されており、それは翼端に取付けられて自由な空気流の方向に整列される固定された平坦なプレートを備えている。このプレートは翼端の後縁から前方に突出して渦の最大回転速度に到達するのに十分な揚力表面の吸引側から外方向に突出している。

米国特許５，１５０，８５９号明細書（発明者Ｒａｎｓｉｃｋ）に記載された装置は、タービンが翼端に配置され、翼端で後縁の渦を誘起し、その渦がプロペラ翼を駆動して翼の氷結を除去するシステム等にパワーを供給するように構成されている。

米国特許５，４９２，２９８号明細書（発明者Ｎｏｓｅｎｃｈｕｃｋ他）には、“減少された力の後縁の渦を有する揚力体”が記載されている。翼の後縁はその図７Ａに示されているように翼端付近で変化する翼弦を有するように形成されており、翼端部分102 の位置で105 で示されている後方に突出する“擾乱手段”が設けられている。

米国特許５，６３４，６１３号明細書（発明者ＭｃＣａｒｔｈｙ）には、翼の外端部分の形状を“有効な渦”を生成するように形成することによって翼の端部における渦の発生の問題を軽減する翼の構造について記載されている。例えば、翼の前縁の方向に真っ直ぐに見たその図２には、前方から後方に捩じれ66があり、それは、基部付近の正のアタック角度68から位置70における負のアタック角度に翼の実際のアタック角度を徐々に変化している。

米国特許５，９１８，８３５号明細書（発明者Ｇｅｒｈａｒｄｔ）には、航空機の翼端に設置された翼端渦装置が開示されており、この装置は、放射方向のフィンを有し、それらは翼端から生じた渦により回転されるように渦の位置に配置されている。

米国特許６，０８２，６７９号明細書（発明者Ｃｒｏｕｃｈ他）には、翼の後縁の渦を破壊するシステムが開示されており、この破壊は、後縁の渦の破壊を加速するよう翼端の後縁において制御表面を付勢することによって行なわれる。

米国特許６，３９３４，３９７号明細書（発明者Ｎｇｏ他）には、スライドする端部部材28を有する翼端部分を設けることによって渦を消散する手段が開示されている。それは主翼と整列した位置と、主翼から下方に移動した第２の位置とを有しており、それは渦を消散させるために圧力側の表面24中に突出している。

米国特許６，４２２，５１８号明細書（発明者Ｓｔｕｆｆ他）には翼端の渦を破壊する手段を有している航空機が開示されている。これは、翼の後方の機体の位置、水平の航空機の尾部端分位置、或いは翼の内側端部位置の着陸フラップのような種々の位置に加重を配置することにより行なわれる。

米国特許６，５１３，７６１号明細書（発明者Ｈｕｅｎｅｃｋｅ）には、後縁の渦に “振動”を生じさせるように反対に作用する１または複数の渦を生成することによって航空機の航跡における渦を減少させるシステムが記載されている。後縁の渦の振動は航空機の中心縦軸に垂直な方向であることが好ましい。この装置の種々の変形がその図７、８、９に示されている。その第６欄第６行には、渦発生装置9 および10がフラップの渦11B および12B の形成を妨害する反対の渦13および14を生成する位置に補助フラップが配置されることが好ましいことが記載されている。

本発明は、空気力学的表面の外端部分に形成される渦を軽減させることを目的とする。航空機、特に飛行路に沿って飛行する大型の航空機によって発生される渦は同じ飛行路を後続して飛行する航空機に悪影響を及ぼす。本発明は、このような渦を軽減させることを目的としている。

本発明の実施形態は渦消散システムおよびそれに関連した方法を含んでいる。システムがその中に設けられている翼は、前縁と後縁と、外端部分と、上部空気力学的表面と、下部空気力学的表面と、翼長軸と、前方から後方への翼弦と、翼長軸および翼弦軸と一致する整列基準平面とを備えている。翼は空気力学的揚力を生成するように動作するとき、渦が翼の外端部分に生成される特徴がある。渦は渦のコア軸と主周辺フロー領域と外周フロー領域とを有している。

渦消散装置はノズルセクションを具備し、そのノズルセクションは翼の外端部分またはそれに近接して位置し、ノズル放出部を有しており、そのノズル放出部はこの実施形態では翼の外端部分またはそれに近接して配置されており、前方から後方に延在する整列位置にある。ノズルセクションはジェット気流を渦中に放出するように構成されている。

１実施形態では、ジェット気流は翼弦軸にほぼ垂直で整列基準平面に平行な実質的な放出整列成分を有している横方向の放出方向で放出される。

加圧された空気入口セクションが設けられて、加圧された空気をノズルセクションに供給して加圧された空気がノズルセクションから放出される。

本発明の実施形態では、ノズル放出部は横方向の放出方向を往復的に移動するように駆動されるように構成され、ここに示された実施形態では、反復的に上下端部位置間で上下に往復運動される。少なくとも１つの実施形態では、ジェット気流の横方向の放出方向は直角の約３分の１以上の大きさで反復的に回動され、或いは直角の約３分の２以上の大きさで反復的に回動される。

１実施形態では、ノズル放出部は、横方向の放出方向が上下位置間のほぼ中央位置にあるときノズル放出部がジェット空気流を放出して、それによって横方向の放出方向は翼弦軸にほぼ垂直で整列基準平面にほぼ平行な実質的な整列成分を有するように構成されている。

別の実施形態では、ノズル放出部は、横方向放出方向が上下位置間のほぼ中央にあるとき、ノズル放出部がジェット空気流を放出してそれにより横方向の放出方向は下方に、整列基準平面から外の方向に傾斜した実質的な整列成分を有するように構成されている。

１動作モードでは、装置は、放出方向の往復運動の反復周波数が十分に高く、前記渦の消散は渦の強度を軽減することによって達成される。別の異なる動作モードでは、この反復周波数は２Ｈｚより大きく少なくとも５Ｈｚより大きく、１０Ｈｚまたはそれ以上にすることができる。

別の動作モードでは、渦消散装置は、横方向の放出方向の往復運動の反復周波数が十分に低く、渦の消散は、渦の消散に導かれる不安定性を加速することによって少なくとも部分的に達成される。この反復周波数は２Ｈｚより低く、約１Ｈｚまたはそれ以下にすることができる。

さらに別の実施形態では、ノズル放出部は２以上のノズル放出部を有するように構成され、それは２以上のジェット空気流部分を放出し、このジェット空気流部分は位相のずれた関係で前後に反復的に往復運動をする。

これらの実施形態を説明するために図１を参照すると、機体12と左右の翼14とを有するぬも航空機10の前部部分が概略的に示されている。各翼14は前縁16と、後縁18と、外端部分20とを有している、図１に示されているように各外端部分20から概略的に22で示されている渦が発生しており、それは急速に回転する空気流として示すことができる。

翼が渦を生成する方法を説明するために図２を参照にする。図２は前縁16と、後縁18と、外端部分20とを有している翼14の外側部分を示している。翼14は上部空気流力学的表面23と、下部空気流力学的表面24と、翼長軸26と、翼弦軸28とを有している。説明のために “整列平面”が指定されており、それはほぼ水平に整列し（航空機の水平飛行により）、翼長軸26および翼弦軸28と一致している。

さらに、図２を参照にして飛行中にどのようにして渦22が形成されるかについて説明すると、上部空気流力学的表面23と下部空気流力学的表面24との間に圧力レベルの差が存在し、その結果、翼の上からと下から流れる空気流を分離する後縁の表面を横切って翼長方向の速度成分の方向（31で示されている）の変化が生じる。この速度勾配がウェークを有する速度内容の主要な原因である。集中された渦のシートは２つの異なった反対方向に巻かれる渦エレメント22わ形成し、それは図１に概略的に示され、また図２にも示されているように翼の先端部で発生する。

天候状態に応じて、大型の重量の大きい航空機に対しては、これらの渦は非常に強力であり、比較的長い時間維持され、それは飛行路に沿って残留効果が比較的長い距離にわたって残されることになる。例えば、空港に接近中の比較的大型の輸送用航空機の後縁からのウェークは、航空機の間隔の約２０ｋｍの距離に対応する約１．５分にわたって飛行路における後続する航空機に危険を与える可能性がある。静かな大気では渦が分子による破壊および擾乱によって消散されるまで、渦は非常に長い時間にわたって維持される。しかしながら、大気の擾乱による明白な渦の破壊が行なわれるメカニズムは空気流の不安定である（しばしばｃｃ(Crow)不安定と呼ばれる。Crow,S.C.AIAA ジャーナル、第８巻、第１２号、1970年１２月参照）。この不安定の開始は環境の擾乱、風、および大気の層形成によって促進される。これらの励起の原因は渦エレメントのコアに沿って正弦波の発生をトリガーする。後続する非線形増幅処理の結果として渦エレメントの破壊が生じて、それらの破壊に導く。静かな状態では大気の乱れによる擾乱と不安定状態を確保することにより渦の寿命は短縮されるが、残念ながらこれらの不安定は通常は比較的ゆっくりと発達するため航空機の分離距離の実際の減少を可能にするフロー状態は得られない。

離陸および着陸中に高揚力装置が展開され、多数の渦エレメントからなる後方に尾を引くウェークがこれらの高揚力装置によって発生される。このような構造において、ここの渦の力学はさらに複雑になるが、大気の乱れによって生じる不安定は依然として渦の減衰の主要なメカニズムである。

大型の航空機により発生される後方の渦は航空路を飛行している航空機に対して厳しい大気の擾乱である。この状況は、離陸および着陸期間中に特に重大であり、それは飛行セグメントは比較的狭い回廊中に形成されるからである。さらに、渦22の渦巻きの空気流は低い速度では非常に強い影響力を有する。

これらの渦巻きの空気流のパターンは図３に概略的に示されておいるが、図３は渦に関連する空気流を正確に表示しようとするものではなく、むしろ、全体的なパターンを示したものである。渦の外側部分では上向きの気流32が生じ、渦の内側部分では下向きの気流34が生じる。２つの下向きの気流34の領域間を飛行する航空機36に対しては、高度の損失（着陸時）または上昇速度の損失が生じる。上向きの気流32を飛行する航空機38に対しては、航空機38に対してローリングモーメントが作用する可能性がある。２つの渦22を通って横断する40で示されたような航空機に対しては、この航空機40に作用する垂直方向の負荷の突然の変化によって航空機40に大きな空気流力学的応力が作用する可能性がある。

本発明のこれらの実施形態の種々の特徴の説明を容易にするために、翼端から発生された渦が図４で断面で概略的に示されており、渦のコア44と、このコア44を囲む主渦流領域46と、主渦流領域46を囲む外周空気流領域48とを有するものとして考えることができる。渦のコア44と、主渦流領域46と、外周空気流領域48との間には明確な境界線は存在していない。

背景技術の情報として与えられた上述の説明を参考にして、本発明の実施形態について説明する。以下の説明において、用語“翼”は空気流力学的な全ての物体体を意味しており、それらの断面または断面形状を示すものではない。また、広い概念において、それは翼、後縁フラップ、前縁フラップまたはスラット、小翼、制御翼等を含む種々の空気流力学的物体を含むことを意図している。

この実施形態の翼の渦の消散システム50をノズルセクション52と共に図６，７，８を参照にしてさらに詳細に後述する。しかしながら、図５の（ａ）乃至（ｄ）を参照にしてこの渦の消散システム50の機能の予備的な説明を最初に行うことによって、渦の消散システム50はより良好に理解されると信じられる。

図５の（ａ）には右翼14の外端部分20およびノズル整列軸54が示されている。軸54の位置において、可動カバープレートまたはパネル56があり、それはジェット流放出開口を閉じている。また、図５の（ａ）では符号58で周縁境界が示されている。図５の（ａ）にはまた横方向ジェット流放出軸60（以下横方向放出方向60と言う）が示されており、それはノズル整列軸54に実質的に垂直に整列しており、また、翼長軸26および翼弦軸28により規定された（それと一致する）前述の整列平面に実質的に平行な整列成分を有している。カバープレート56は、航空機10の巡航飛行モードではその閉鎖位置にあり、航空機が着陸または離陸および上昇するときに開かれる。

図５の（ｂ）には、横方向放出方向60とほぼ平行に、それと一致している（またはそれに近接している）方向に放出されているジェット空気流62が示されている。前に示したように、ジェット空気流62の放出は通常は離陸または着陸が行なわれるときにのみ生じる。以下さらに詳細に説明するように、前述のノズルセクション52が動作されて、図５の（ｃ）に示されているようにジェット空気流62は上方に傾斜された方向に放出され、また、図５の（ｄ）に示されているように下方に傾斜された方向に放出される。さらに、この実施形態の動作モードでは、図５の（ｃ）と（ｄ）との間の上下運動は異なった動作モードで行なわれることができて、それ故、ジェット空気流62はより高い、およびより低い周波数で上下サイクルで回転する。これらの効果は渦42の消散に影響する。これについてはさらに詳細に後述する。

図６，７，８を参照すると、ノズルセクション52がさらに詳細に示されている。図６，７，８は概略的であるが、最適の構造形態の設計を示すことを意図しているものではなく、むしろ、基本的な機能を行うコンポーネントを有する設計を示している。この設計が航空機の一部として実際に構成される状態では、各コンポーネントは軽量で、構造的に丈夫で、機能的で、ジェット空気流62の加圧、閉込めおよび放出を行うことができるような設計の目的に合致するように構成され、主翼その他の翼の形状に適切に適合するように構成されている。

図６では、ノズルセクション52の基本的な部品が示されており、それらはハウジングセクション64（以下ハウジング64と呼ぶ）と、ノズル放出セクション66とである。ここに示されているように、ハウジング64は加圧された高圧室74を規定する上下の壁68, 69と、背部壁70と、端部壁72とを有する単一の細長い容器である。このハウジング64は翼14の外端部分20内に配置され、したがって、翼14のその部分の境界内に適切に適合できるような形状である。

適当な供給源から加圧された空気流を受取る加圧された空気流の入口76が設けられている。例えば、加圧された空気流はジェットエンジンのコンプレッサ部分からまたはその他の供給源から供給されることができる。また、入口76は図では単一の入口として示されているが、多数の入口を有する多岐管またはその他の形態で配置されることができる。

ノズル放出セクション66は全体的に細長い形状を有し、それは全体的に細長い円筒形壁80の形状を有するノズル設置部材78を備えており、それはハウジング64の前部部分に形成された細長い前部開口領域82中に嵌込まれている。この前部開口領域82は２つの対向して配置されている湾曲した円筒形表面84を含み、その湾曲した表面84は円筒形の壁80の形状と一致し、湾曲した表面84は円筒形の壁80と実質的に気密のシールを形成している。

細長い円筒形壁80は両側の端部で閉じられており、１以上の後部開口86を有し、その開口86はハウジング64の高圧室74に開いており、また円筒形の壁80により規定されたノズル高圧室88に開いている。

円筒形壁80の前部部分に複数の個々のノズル部材90が位置されており、それらは集合的にノズル放出セクション66のノズル放出部分92を形成している。これらのノズル部材90は図６に示されているように横方向放出軸60において互いに整列しており、それ故、集合的に前述したジェット空気流62を形成している。したがって、加圧空気が加圧空気流入口76を通って高圧室74に導かれて、そこからノズル高圧室88に入ったとき、加圧された空気はこれらのノズル部材90を通って放出されてジェット空気流62を形成する。

円筒形壁80はハウジング64の細長い前部開口領域82を規定する円筒形に湾曲された表面84に回転可能に設置され、その回転軸は94で示されている。これはノズル部材90が水平に向けられている中央の整列位置から図７に破線で示されている位置へ上方または下方に運動することを可能にしている。この実施形態では上方の回転量は例えば直角の３分の１ （すなわち約３０度）であり、下方へも同様の回転角度であり、それにより全体の移動角度は例えば約６０度であることができる。

ノズル部材90を種々の角度位置に移動させるために、図８に92で概略的に示されているような適当な駆動機構が設けられることができる。ノズル設置部材78は軸96に連結され、その軸96はレバーアーム98に連結され、そのレバーアーム98は駆動アーム100 により駆動される。ベルトクランク、歯車駆動、或いは電気的、気体圧力、または水圧による位置規定装置等のような種々の装置がノズル設置部材78の位置を変化させるために使用できることは明らかであるが、これらの種々の設計の随意の選択は当業者にはよく知られているのでここでは説明しない。

また、ノズル部材90に加圧空気流を導くための種々の装置が存在する。例えば、加圧空気流の入口76はノズル設置部材78に直接連結されて、円筒形壁80を通って導かれることができ、或いは円筒形のノズル設置部材78の端壁に回転可能に取付けられることができる。この構造は圧力室74を有するハウジング64の現在の形状をなくすであろう。翼の外端部分20に位置しているノズル構造体を有する制約により、これらのスペース上の制約に適合する形態でハウジング64を有することはさらに好ましいことであり、ノズル部材90を通って加圧された空気流を放出する適切なパターンを与えるために十分な容積の圧力室を設けることが望ましい。

ノズル構造体52の位置に関しては、ハウジング64およびノズル設置部材78は翼14の外端部分20における固定された位置に配置されることができる。この例では、渦消散システム50が動作状態になったとき、前述のカバープレート56がジェット空気流放出開口58から離れるように移動され、そのためノズル部材90は開口58を通ってジェット空気流ｓ62を導くことが可能になり、それ故、ジェット空気流62は渦中に放出される。

カバープレートまたはパネル56は種々の方法でカバー位置から解放位置へ移動されることができる。例えば、このカバープレート56は湾曲した形態で移動可能に構成されしていてもよく、それ故、解放位置と閉鎖位置との間でスライドすることができる。

航空機の主翼のような翼では、計画図では翼の外端部分はゆるやかに前方から後方に湾曲しており、それ故、翼の外端部分の湾曲した輪郭の中間の位置では機体からさらに外方に位置している。ノズル部材90を主翼その他の翼の外端部分に比較的接近して配置するために、ノズル部材90の整列位置はゆるやかに湾曲した位置にある。それ故、図６に示された形態は主翼その他の翼の外端部分の形状に整合したカーブでこれらのノズル部材90を配置するように変更して上下に回転運動させるようにすることができる。この構造を実現するために種々の方法が選択できる。例えば、ノズル設置部材78をハウジング64の全長に延在する単一の構造として形成する代わりに、ノズル設置部材78は複数の個別のセグメントとして配置され、それらは多少異なった軸を中心として回転することができて、それによりこれらは翼端のラインの外側の湾曲した形状により一致した形状にすることができる。さの他の構造も使用可能であり、これらは当業者によく知られているから、この明細書では説明は省略する。

前述したように航空機12が巡航飛行モードであるとき、渦消散システム50は使用されないで、翼中にカバープレート56の後方に収容されている。その後、カバープレート56が解放位置に移動され、渦消散システム50は、２つの翼端の渦の減衰の促進が特に望まれるとき、一般的には離陸および着陸モードのときに使用される。

この位置で、上述の方位および方向で渦22中にジェット空気流62が注入されることによって、渦中へのジェット空気流62の入口は渦のコアが形成される位置であり、渦のコアの周囲で生じる翼の下面から横方向外側で上方に湾曲した渦流が形成される。したがって、解析によりさらにこの位置におけるジェット空気流62の注入は発生した渦中の空気流に特に影響して、それにより全体の効果として重要な位置での消散が開始され、渦の減衰が実質的に促進される。

さらに、図５の（ａ）乃至（ｄ）を参照にして説明したように、ノズル設置部材78が往復的に上下に回動してそれによりノズル部材が図５の（ｃ）に示される上方位置に移動し、その後、図５の（ｂ）に示される中間位置を通って図５の（ｄ）に示される下方位置に移動し、連続サイクルで図５の（ｃ）の位置に戻る動作モードが存在する。

本発明のこの実施形態により得られる結果は、実施形態のシュミレーション動作に対する計算流体ダイナミック手順によって解析された。動作の有効性は、最終的な接近状態を表すような８度のアタック角度でマッハ０．２５のフリーストリーム部材を有する垂直壁に取付けられた翼について評価された。この動作モードデは強力な先端部分の渦を有するコヒーレントなウェークを生じた。上述した本発明のこの実施形態が使用されたとき、フローは渦が顕著に拡散されるように影響された。

ノズル90がノズル整列軸94の上下にそれぞれ３０度の角度で、１０．７Ｈｚの周波数 （１サイクル0.093 秒）で上下に往復運動をする場合における、渦に対する影響は、図９Ａおよび図９Ｂの（ａ）乃至（ｄ）に示されるように翼端のストリーキングトレースによって表されている。図９Ａの（ａ）と、図９Ｂの（ａ）および（ｂ）とは渦中へのジェット空気流62の注入が行なわれない場合を示しており、図９Ａの（ｂ）と、図９Ｂの（ｃ）および（ｄ）とは１０．７Ｈｚで上下６度の運動による渦中へジェット空気流62が注入された渦を表している。これらの“スナップショット”は、ジェットの循環的な運動によって与えられる間欠的な混合が端部領域における気流を乱して、強度を減少させ交差平面においてそれを拡散させることによって尾を引く渦の発生を変化させることを示している。

垂直のアクチビティを追跡することのできるいくつかの方法がある。ファーフィールド(far field) ウェーク構造は図１０Ａ、図１０Ｂ、図１０Ｃに示されており、翼端の渦は全体的な圧力損失、交差流、および速度の空気流方向の成分によって追跡されている。渦のコアは各空気流特性の同じ表面によって表され、渦の強度が運動するジェットによって顕著に減少されていることを明瞭に示している。

１０．７Ｈｚの周波数の渦のコアに沿った発生した空気流の診断方法が図１１Ａ、図１１Ｂ、図１１Ｃに示されている。ジェット付勢の瞬間から0.093 秒の時間間隔のシーケンスにおける空気流特性が上方のグラフで渦のコアに沿って示されている。また、下方のグラフでは、ｘ＝２８５０における渦のコアを通過する垂直線に沿った特性が示されている。乱されていない渦は太い実線の曲線で示されている。その他の曲線は信号伝搬の下流方向（正のｘ方向）で進行する時間間隔における渦についての制御メカニズムの影響を表している。擾乱波の前端は時間シーケンスの最後のスナップショットに対応し、それは破線の曲線で示されている。この破線はジェット供給の開始から0.558 秒における渦の状態を示している。この結果は、アクチブシステムが全体の圧力損失と、交差流速度（速度の接線成分により表される）と、渦の流れ方向の成分とにより測定された渦の強度の減少に非常に有効であることを示している。

ノズル部材90の上下の往復サイクルはまた、約１Ｈｚのような（すなわち、１秒よりも小さい上下運動の１サイクル）低い周波数で有効に使用されることができる。この効果は乱されない渦と比較することによって解析され、この比較は１．０７Ｈｚの周波数で本発明の渦消散装置を動作させる場合と比較された。１．０７Ｈｚにおける動作の結果は図１２Ａ乃至１２Ｃに示されており、それは振動するジェット空気流62が下流方向に伝搬する渦に沿って周期的に擾乱を導入することを示している。この連続的な励起は不安定を生じて個々の渦セグメントを破壊する。

図１３Ａ乃至１３Ｃは、ジェットの供給の開始から種々の時間インターバルにおける渦のフィラメントに沿った擾乱波を示している。周期的に、全体の圧力損失は０．５％より低く減少され、それはもとの渦の強度中の約８５％の減少に相当する。最大の接線速度は周期的にもとの乱されない渦の約５０％に減少する。同様に、最大の渦は約２／３に減少される。実際問題として、アクチブ制御を使用することによって実現された交差流中の実質的な減少を検討すると、後続する航空機は上下動する飛行を経験するが、危険なロール運動にさらされることはないであろう。

図１４の（ａ）乃至（ｅ）を参照すると、これは図５の（ｂ）、（ｃ）、（ｄ）に示されているのと類似した順次の状態を示しているが、いくつかの相違点がある。この例ではジェットノズル部材90は前部セクションと後部セクションとに分割され、それら前部セクションおよび後部セクションはそれぞれジェットノズル部材90の他方のセクションとは異なったパターンで上下に動かすことができる。

図１４の（ａ）には、前部セットのジェット空気流部分62a と後部セットのジェット空気流部分62b が示されている。これらは両方とも図１４の（ａ）では同じ位置で示されている。図１４の（ｂ）に示されるように、前部セットのジェット空気流部分62a は下方に約３０度移動し、後部セットのジェット空気流部分62b は上方に約３０度移動している。その後、図１４の（ｃ）では、２つのセクションのジェット空気流部分62a と62b は指向方向が反転して水平位置の方向に移動して、図１４の（ｃ）に示されている水平位置を通過してさらに反対方向に回動する。図１４の（ｄ）に示されるように、前部セットのジェット空気流部分62a が上方に約３０度移動し、後部セットのジェット空気流部分62b は下方に約３０度移動する。その後、図１４の（ｅ）に示されるように、２つのセクションのジェット空気流部分62a と62b は反対方向に移動して同時に水平位置を通過するが反対方向に移動する。
したがって、このジェット空気流は鋏パターンと呼ばれる形態で振動する。

また、ジェット空気流の角度振動は図５に示されるものから角度的にシフトされることができる。翼の基準平面に平行な、水平の中間位置の代わりに、中性位置は上方または下方に約３０度傾斜される。したがって、上方位置に向かって上方に移動するとき、ジェット空気流は水平であり、下方位置に回転するときジェット空気流は下方に傾斜して水平から６０度の角度で外方下方に傾斜する。この動作モードにおいて全く満足すべき結果が得られた。

本発明の少なくともいくつかの実施形態においては、ノズル放出部セクションは翼の外端部分、またはそれに近い位置に、ほぼ前方から後方に延在して整列した位置で配置される。ジェット空気流が放出される領域の長さは、例えば翼の外端部分の翼弦の長さの１／３にすることが可能であり、翼弦の長さの約１／４から１／２の広い範囲が可能である。しかしながら、本発明のさらに広い技術的範囲内で、これは例えば翼弦の長さの６０％、７０％、８０％、９０％、１００％に増加されることができ、或いは３５％、３０％、２５％、２０％、或いは１５％に減少させることも可能であると考えられる。

ノズル部材90から放出されるときのジェット空気流62の速度は、例えば約マッハ０．６２である。しかしながら、他の種々の要因に応じて、これはマッハ０．７、０．８、０．９、或いはそれよりさらに大きくすることも可能である。また、これは例えばマッハ０．６、０．５、０．４、０．３、或いはそれよりさらに低くすることも可能である。

また、往復運動を行うジェット空気流は、さらに広い技術的範囲内において、異なった角度の指向方向で、異なった角度方向範囲で往復運動を行い、および、または渦を形成する空気流の別の位置に指向されることができる。

ノズルセクション50の渦消散部分52の１構成において、整列位置に沿って複数のノズル部材が配置されてもよい。各ノズルは、例えば、簡単な変換ノズルであってもよく、或いは、もしもさらに高い速度が要求されるならば、収斂または発散ノズルであってもよい。ノズルの断面は円形でもその他の適当な形状でもよい。ノズルの断面形状はノズルの長手方向に沿って変化されてもよい（例えば、円形の断面からノズル出口の楕円形断面に変化されることができる）。ノズルと付勢システムの下流の分配ダクトは、当業者によく知られている技術を使用して圧力損失を最小にするように設計されなければならない。しかしながら、これらの実施形態のさらに広い技術的範囲内において、翼の幅の長さよりもさらに大きい長さを有する連続スロットまたは複数のスロットの形態のもっと長いノズル放出部分にすることもできる。

提案された１実施形態では、システムは600,000 ポンドの航空機に対して設計された。ある１つの設計では、計算された設計パラメータは次のとおりである。ノズルセクションの全体の翼弦方向の長さは４３インチであり、１３個の均等な間隔の円形の放出オリフィスを有しており、その各オリフィスは３．２インチの直径を有している。放出されるジェット空気流の速度は、マッハ０．６２である。

600,000 ポンドの航空機に対して、マッハ０．６２である放出速度を有する別の設計では、ノズル放出セクションの全長は３５インチであり、３．９インチの内側直径を有する９個のノズル部材が設けられた。

さらに、第３の設計では、同じ航空機重量とジェット放出マッハ速度の装置において、ノズル放出セクションの全長は３７インチであり、３．７インチの内側直径を有する１０個のノズル部材が設けられた。

特許請求の範囲に記載されている本発明の広い技術的範囲において、種々の変更が考えられることができる。

翼の端部の位置において渦を生成する航空機を示す概略的斜視図。 渦の形成を生じるフローパターンを示している翼の一部の斜視図。 発生された渦のフローパターンとそれが他の航空機に及ぼす影響を示している概略的斜視図。 典型的な渦の断面図。 本発明の第１の実施形態のジェット空気流のパターンの順次の状態を示す概略斜視図。 本発明の１実施形態のノズルセクションを示す概略的斜視図。 図６の線７−７に沿った断面図。 図６のノズルセクションの側面図。 渦消散装置の動作されない状態における翼端から生成される渦と、ジェット空気流の方向の往復運動の周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の動作による渦の状態を示す説明図。 渦消散装置の動作のない状態における翼端から生成される渦と、ジェット空気流の方向の往復運動の周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の動作による渦の状態を示す説明図。 動作周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の動作前と動作後の渦を示している同じ表面を示す説明図。 動作周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の動作前と動作後の渦を示している同じ表面を示す説明図。 動作周波数が１０．７Ｈｚである渦消散装置の動作前と動作後の渦を示している同じ表面を示す説明図。 動作周波数が１０．７Ｈｚである渦の発生および消散を示しているグラフ図。 動作周波数が１０．７Ｈｚである渦の発生および消散を示しているグラフ図。 動作周波数が１０．７Ｈｚである渦の発生および消散を示しているグラフ図。 動作周波数が１．０７Ｈｚであることを除いて図１０Ａ乃至図１０Ｃと同じである同じ表面を示しているグラフ図。 動作周波数が１．０７Ｈｚであることを除いて図１０Ａ乃至図１０Ｃと同じである同じ表面を示しているグラフ図。 動作周波数が１．０７Ｈｚであることを除いて図１０Ａ乃至図１０Ｃと同じである同じ表面を示しているグラフ図。 １．０７Ｈｚの周波数で動作する装置による図１１Ａ乃至図１１Ｃと類似したグラフ図。 １．０７Ｈｚの周波数で動作する装置による図１１Ａ乃至図１１Ｃと類似したグラフ図。 １．０７Ｈｚの周波数で動作する装置による図１１Ａ乃至図１１Ｃと類似したグラフ図。 ジェット空気流が位相のずれた関係で往復運動する２つのジェット空気流セクションを有する本発明の別の実施形態を示している図５に類似する順次の状態の説明図。

Claims (35)

1. ａ）前縁と、後縁と、外端部分と、上部空気力学的表面と、下部空気力学的表面と、翼長軸と、前方から後方への翼弦軸と、翼長軸および翼弦軸と一致する整列基準平面とを備えている翼と、
   ｂ）渦消散装置と、
   を具備し、
   前記翼は、空気力学的揚力を生成するように動作するとき、渦が翼の前記外端部分において生成され、その渦は渦のコア軸と、主周辺フロー領域と、外周フロー領域とを有しており、
   前記渦消散装置は、
   ｉ）前記翼の前記外端部分に設けられ、前記外端部分に前方から後方に延在する整列位置で配置されている、ノズル放出部分を有しており、前記翼弦軸に垂直で、前記整列基準平面に平行な放出整列成分を有する、横方向の放出方向にジェット空気流を放出するように構成されているノズルセクションと、
   ii）前記ノズル放出部分は、上部端部位置と下部端部位置との間で、上方および下方にジェット空気流の横方向の放出方向を、周期的に変化させるように駆動されるように構成されている、
   航空機の翼の渦消散システム。
2. 前記ノズル放出部分は、直角の３分の１以上の角度で、上部位置と下部位置との間で、ジェット空気流の横方向の放出方向を回動可能に移動させるように構成されている請求項１記載のシステム。
3. 前記ノズル放出部分は、直角の３分の２以上の角度で、上部位置と下部位置との間で、ジェット空気流の横方向の放出方向を回動可能に移動させるように構成されている請求項１記載のシステム。
4. 前記ノズル放出部分は、前記横方向の放出方向が、前記上部位置と下部位置との間の中央の位置にあるとき、前記ノズル放出部分が前記ジェット空気流を放出して、それにより前記横方向の放出方向が、翼弦軸に垂直で整列基準平面に平行な整列成分を有している請求項１記載のシステム。
5. 前記ノズル放出部分は、前記横方向の放出方向が、前記上部位置と下部位置との間の中央の位置にあるとき、前記ノズル放出部分が、前記ジェット空気流を放出して、それにより前記横方向の放出方向が、整列基準平面から外方向下方に傾斜した整列成分を有している請求項１記載のシステム。
6. 前記渦消散装置は、前記渦の消散が、渦の強度を軽減させることによって達成されるような、前記横方向放出方向の往復運動の繰返し周波数の高さを有するように構成されている請求項１記載のシステム。
7. 前記渦消散装置は、前記渦の消散が、渦の消散を生じるように不安定性を加速させることによって、少なくとも部分的に達成されるような、前記横方向放出方向の往復運動の繰返し周波数が低くなるように構成されている請求項１記載のシステム。
8. 前記繰返し周波数が２ヘルツより大きい請求項６記載のシステム。
9. 前記繰返し周波数が５ヘルツ以上である請求項８記載のシステム。
10. 前記繰返し周波数が２ヘルツ以下である請求項７記載のシステム。
11. 前記繰返し周波数が１ヘルツ以下である請求項１０記載のシステム。
12. 前記ジェット空気流は少なくとも２つの空気流部分を含み、それらは互いに位相のずれた状態で、周期的に移動される請求項１記載のシステム。
13. 前縁と、後縁と、外端部分と、上部空気力学的表面と、下部空気力学的表面と、翼長軸と、前方から後方への翼弦軸と、翼長軸および翼弦軸と一致する整列基準平面とを備え、空気力学的揚力を生成するように動作する翼によって生成される渦を消散させる方法において、
    ａ）翼の前記外端部分の、前方から後方に延在する整列位置にノズル放出部分を有するノズルセクションを、前記翼の外端部分に配置し、
    ｂ）前記翼弦軸に垂直で、整列基準平面に平行な放出整列成分を有する、横方向の放出方向でジェット空気流を放出し、
    ｃ）前記ノズル放出部分は、上部端部位置と下部端部位置との間で上方および下方に、ジェット空気流の横方向放出方向を周期的に移動する
    ステップを有している渦の消散方法。
14. 前記ノズル放出部分は、直角の３分の１以上の角度で、上部位置と下部位置との間で、ジェット空気流の横方向の放出方向を回動可能に移動させるように動作される請求項１３記載の方法。
15. 前記ノズル放出部分は、直角の３分の２以上の角度で、上部位置と下部位置との間で、ジェット空気流の横方向の放出方向を回動可能に移動させるように動作される請求項１３記載の方法。
16. 前記ノズル放出部分は、前記横方向の放出方向が、前記上部位置と下部位置との間の中央の位置にあるとき、前記ノズル放出部分がジェット空気流を放出して、それにより前記横方向の放出方向が、翼弦軸に垂直で整列基準平面に平行な整列成分を有するように動作される請求項１３記載の方法。
17. 前記ノズル放出部分は、前記横方向の放出方向が、前記上部位置と下部位置との間の中央の位置にあるとき、前記ノズル放出部分がジェット空気流を放出して、それにより前記横方向の放出方向が、整列基準平面から外方向下方に傾斜した整列成分を有するように動作される請求項１３記載の方法。
18. 前記渦消散装置は、前記渦の消散が、渦の強度を軽減させることによって、少なくとも部分的に達成されるように、前記横方向の放出方向の往復運動が高い繰返し周波数で動作される請求項１３記載の方法。
19. 前記渦消散装置は、前記渦の消散が渦の消散を生じるように、不安定性を加速させることによって少なくとも部分的に達成されるように、前記横方向放出方向の往復運動が低い繰返し周波数で動作される請求項１３記載の方法。
20. 前記繰返し周波数が２ヘルツより大きい請求項１８記載の方法。
21. 前記繰返し周波数が５ヘルツ以上である請求項２０記載の方法。
22. 前記繰返し周波数が２ヘルツ以下である請求項１９記載の方法。
23. 前記繰返し周波数が１ヘルツ以下である請求項２２記載の方法。
24. 前記空気流は少なくとも２つの空気流部分を含み、それらは互いに位相のずれた状態で周期的に移動される請求項１３記載の方法。
25. ａ）前縁と、後縁と、外端部分と、上部空気力学的表面と、下部空気力学的表面と、翼長軸と、前方から後方への翼弦軸と、翼長軸および翼弦軸と一致する整列基準平面とを備えている翼であって、その翼が空気力学的揚力を生成するように動作されるときに、渦が前記翼の外端部分において生成される翼と、
    ｂ）前記翼の外端部分において生成される渦を消散させる渦消散装置とを具備し、
    この渦消散装置は、
    ｉ）前記翼の前記外端部分に配置され、細長いノズル放出部分を、前記翼の前記外端部分に設けられている、ノズルセクションを具備し、
    ii）前記ノズル放出部分は、ジェット空気流の放出方向を、第１および第２の端部位置間で変化させるように、周期的な往復運動で駆動されるように構成されている航空機の翼の渦消散システム。
26. 前記ノズル放出部分は、直角の３分の１以上の角度で第１の位置と第２の位置との間で、ジェット空気流の横方向の放出方向を回動可能に移動させるように構成されている請求項２５記載のシステム。
27. 前記ノズル放出部分は、直角の３分の２以上の角度で第１の位置と第２の位置との間で、ジェット空気流の横方向の放出方向を回動可能に移動させるように構成されている請求項２５記載のシステム。
28. 前記渦消散装置は、前記渦の消散が、渦の強度を軽減させることによって少なくとも部分的に達成されるように、前記放出方向の往復運動の繰返し周波数が高くなるように構成されている請求項２５記載のシステム。
29. 前記渦消散装置は、前記渦の消散が渦の消散を生じるように、不安定性を加速させることによって少なくとも部分的に達成されるように、前記放出方向の往復運動の繰返し周波数が低くなるように構成されている請求項２５記載のシステム。
30. 前記繰返し周波数が２ヘルツより大きい請求項２８記載のシステム。
31. 前記繰返し周波数が５ヘルツ以上である請求項３０記載のシステム。
32. 前記繰返し周波数が２ヘルツ以下である請求項２９記載のシステム。
33. 前記繰返し周波数が１ヘルツ以下である請求項３２記載のシステム。
34. 前記ノズル放出部分は、直角の３分の２以上の角度で、上部位置と下部位置との間でジェット空気流の横方向の放出方向を回動可能に移動させるように構成されている請求項２５記載のシステム。
35. 前縁と、後縁と、外端部分と、上部空気力学的表面と、下部空気力学的表面と、翼長軸と、前方から後方への翼弦軸と、翼長軸および翼弦軸と一致する整列基準平面とを備え、空気力学的揚力を生成するように動作する翼によって生成される、渦を消散させる方法において、
    ａ）翼の前記外端部分にノズル放出部分を有するノズルセクションを配置し、
    ｂ）前記渦中の放出方向において、前記ノズル放出部分からジェット空気流を放出し、
    ｃ）ジェット空気流が、渦中に移動するように前記放出方向を周期的に往復運動させるステップを有している渦の消散方法。

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