JP4882089B2 - エアフォイル渦流を低減させるためのシステム及び方法 - Google Patents

Description

本出願は、２００５年４月１８日に提出した独国特許出願第１０ ２００５ ０１７ ８２５．１号及び２００５年４月１８日に提出した米国特許仮出願第６０／６７２，４４４号の出願日の利益を請求し、その開示内容をここに参照として援用する。

本発明は、エアフォイル渦流を低減させるためのシステム及び方法に関し、特に、航空機の翼に生じるエアフォイル渦流、つまり航空機の後方乱気流に対して大きな寄与をもつ渦流を低減させるためのシステム及び方法に関する。

後方乱気流は、飛行に必要な揚力が生じる際に発生する。揚力を発生させる翼において、その下面での圧力は、上面での圧力を超える。従って、翼の端部において、空気は下面から上面へと流れ、その結果、強い渦流、即ち、所謂「エアフォイル渦流」が発生する。更に、翼の後縁部では、上面の流れによってもたらされる流体層と、下面の流れによってもたらされる流体層が、互いに異なる方向で通り過ぎることにより、自由せん断層が発生し、これは翼幅方向において各エアフォイル渦流に繋がる。この自由せん断層は各エアフォイル渦流とともに丸まって、２つの別個の渦流となり、これらは、小さな水平方向の渦巻き状となって反対方向に回転し、航空機のサイズにも依るが、その中心にて時速３６０ｋｍもの最高速度に達することがある。

後方乱気流については、その減衰前に下流で翼幅の数百倍にも相当することが判明している。このことは、大型航空機の場合に、このような後方乱気流が数分の寿命をもち、３０ｋｍに及ぶ長さをもつ場合があることを意味する。

これは、後方乱気流内に進入する小型飛行機にとって、特に深刻な結果をもたらすことになり、例えば空気力学的な力についての重大な局所的変動によって、その間、安定な飛行状況が損なわれることになる。

このため、航空機は、特に離着陸時において、後方乱気流に相当する距離を互いに保つことが望ましい。翼によって生じるエアフォイル渦流（この渦流は、連続するローリング作用によって生じる。）は、後続の航空機を危険に曝し、そして、離陸や着陸の頻度を決定する上での制限要因である。

特に、本発明の目的は、連続するローリング作用によって生じるエアフォイル渦流を低減させて、航空機における後方乱気流の減衰時間を短くするためのシステム及びこれに対応する方法を生み出すことにある。

この目的は、独立請求項に提示したように達成される。なお、本発明の他の典型的な実施形態は、従属請求項に記載される。

本発明によるシステムは、コンポーネント（構成部品）を航空機の翼の先端部に備え、該コンポーネントは、外翼の領域における空気のローリング作用を妨げるために、飛行方向に対して基本的には直交する方向に延びる軸に関して周期的にヒンジ連結で回動できる。このような空気のローリング作用は、翼に当たる気流によって引き起こされ、翼の上面と翼の下面との間の、結果的な圧力差によるものである。

本発明によるシステムは、既設のコンポーネントに統合でき、独立した解決策もまた考えられる。あるいは、本発明によるシステムは、既設のコンポーネントと組み合わせることができる。実施形態についての以下の説明及び同封図面では、これらのコンポーネントを「ウィングレット」又は「ウィングチップフェンス」と称する。今日、これらの空気力学的に有効なコンポーネントは、翼の先端部に一体化されており、殆どの大型民間航空機の一部を構成している。

本発明の別の典型的な実施形態によると、ヒンジ連結で周期的に回動されるコンポーネントは翼の上面に位置し、固定要素と、ヒンジ連結で回動される第１及び第２の翼要素と、を備える。ヒンジ連結で回動される第１及び第２の翼要素は、例えば、固定要素の下流において並んで配置され、互いに相対的に展開できる。本発明の改良例によると、特に、ヒンジ連結で回動される翼要素は、展開状態において、飛行方向に対して基本的には直交する方向に延びる軸に関して、ヒンジ連結により周期的に往復することができ、その際、翼要素についての互いの相対位置が一定とされるか、あるいは代替例によると、互いの相対位置がヒンジでの回動中に変化する。

本発明による別の実施形態によると、コンポーネントは、翼の上面にある可動の第１の翼要素と、翼の下面にある可動の第２の翼要素を備える。第１の翼要素及び第２の翼要素は、好ましくは、外翼の領域において互いに対向する。

前段落に記載した本発明の両実施形態によると、複数の翼要素は、第１位置、つまり翼要素が飛行方向に対して基本的に平行に延びる位置へと制御され、そして第２位置、つまり第１の翼要素が飛行方向に対して第１の所定の偏向角をもって外側（機体から離れる方向）に折れ曲がり、かつ第２の翼要素が飛行方向に対して第２の所定の偏向角をもって内側（機体に向かう方向）に折れ曲がる位置へと制御される。こうして、航空機の抵抗係数が（構成に応じて）予め決まった値だけ増加する（が、揚力は殆ど一定のままである）。推進力の再調整を要することなく、こうして急峻な降下、つまり急降下（グライドパス）が開始される。

外翼の領域における空気のローリング作用への制御された妨害については、第２位置において、翼要素が外側の端位置と内側の端位置との間で、所定の速度でもって周期的に往復運動する。この速度は、例えば一定とするか、あるいは速度を変化させることができる。

ヒンジによる周期的な回動中、翼要素の第１及び第２の偏向角については、翼の抵抗係数が一定に維持される値とされ、その結果、乗客の快適性にマイナス効果を与えることがなく、その理由は推進力の変化が全く起きないからである。

本発明によると、例えば、着陸状況において、第１及び第２の翼要素は、第１位置、つまり、翼要素がともに折り畳まれて第１及び第２の偏向角がゼロとされる位置から、第２位置、つまり、第１の翼要素が飛行方向に延びる軸に対して第１の所定の偏向角をもって外側に折れ曲がり、かつ第２の翼要素が第１の翼要素が飛行方向に延びる軸に対して第２の所定の角度をもって内側に折れ曲がる位置へと制御できる。続いて、第２ステップでは、このように折れ曲がった翼要素が、飛行方向に対して基本的には直交する方向の軸に関して、第１の端位置と第２の端位置との間で、（飛行方向において）周期的に往復運動し、その際、ヒンジによる回動中に、第１及び第２の偏向角は、翼の抵抗係数を一定に維持するように制御される。こうして、エアフォイル渦流が妨げられ、よって航空機の後方乱気流が低減される。

本発明によると、航空機の所謂ディスターバンス時間（ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅ ｔｉｍｅ）、つまり、飛跡による後方乱気流の発生時間と減衰時間によって決まる時間を短縮することができる。航空機の「ディスターバンス時間」という用語は、後続の航空機についての安全な離陸又は着陸が許容されるまでの、航空機の離陸と着陸の間の最小待ち時間を意味する。後方乱気流の強さ、範囲や長さに応じて、減衰時間は様々であり、これに従って、航空機については、ディスターバンスクラス（階級）に類別される。

本発明によると、離着陸用の滑走路を追加することなく、空港の容量を増加させることができ、これは本発明によるシステム及び方法を用いて、航空機同士のディスターバンス時間を低減することにより実現できる。

以下に、本発明の典型的な実施形態について、同封図面を参照して説明する。以下、同じ構成要素については、各図面において同一の参照符号を用いる。

図１は、第１実施形態によるシステム１を、概略的に示す部分的な斜視図である。

システム１はコンポーネント２を備え、これは航空機（図示しない）の翼３の最外縁部に配置される。

図１に示すように、本発明の第１実施形態によると、コンポーネント２は、翼の下面５から翼の上面４へと流れる気流（ローリング作用）を妨げるために、翼の上面４に配置される。

第１実施形態によるコンポーネント２は、固定要素６、第１の翼要素７、及び第２の翼要素８を備える。図１では、第２の翼要素８が、第１の翼要素７の裏側にあり、該翼要素７によって覆われている。

第１の翼要素７及び第２の翼要素８は、固定要素６の下流に配置され、飛行方向に対して基本的には直交するように延びる軸に関して、ヒンジ連結で固定要素６に取り付けられている。図１では、ヒンジ軸を破線で示している。固定要素６及び翼要素７，８は、好ましくは飛行方向に延び、これに従って空気力学的に設計される。

図２ａは、図２による第１状態でのシステム１を示す平面図である。

この第１状態では、第１の翼要素７及び第２の翼要素８がともに折り畳まれており、各要素の内面が互いに向き合い、好ましくは互いに軽く接触している。翼要素７，８の第１状態は、例えば、通常の飛行中の状態とされる。この状態はホームポジション（定位置）とも称され、抵抗係数及び揚力係数は基本的に、航空機に特有の定数値である。

図２ａに示すように、固定要素６及び折り畳んだ翼要素７，８は基本的に、飛行方向Ａに沿って延び、よって空気力学的ユニットを形成する。

図２ｂは、翼要素７，８の第２状態を示す。この第２状態は、例えば、着陸態勢の初期に採られる。この第２状態を想定して翼要素７，８を制御するために、例えば、航空機の中央制御システムを使用できる。

図２ｂに示すように、第１の翼要素７は、外側、つまり機体（図示しない）から離れる方向に、角度δ_ｕをもって偏向される。第２の翼要素８は、内側、つまり機体（図示しない）に向けて、角度δ_０をもって偏向される。これらの角度δ_ｕ，δ_０は、飛行方向の軸Ａに対して相対的である。この第２状態では、抵抗係数が増加するのに対し、揚力係数は同じままである。翼要素７，８の偏向角δ_ｕ及びδ_０の結果、翼の飛跡に一定の変化が生じる。

偏向角δ_ｕ及びδ_０の大きさは航空機に特有であり、例えば、風洞実験によって決められる最適値をもつ。

図２ｃは、翼要素７，８の第３状態を示し、図２ｂに示す中間位置から、翼要素７，８は、互いの相対的な位置関係を保ったままで、外側の端位置へと外向きにヒンジで動く。図２ｃによると、ヒンジ過程における外側の端位置へは、第２の翼要素８が基本的に、飛行方向の軸Ａに対して平行に延びるときに達する。翼要素７，８の、この外側の端位置への回動は、所定の回動速度で行われる。この回動の制御については、例えば、中央航空機制御システムによるものとされる。

外側の端位置では、図２ｃに示すように回動方向が変化し、図２ｄに示すように翼要素７，８が内側の端位置へと回動する。この時点で、回動方向が再び変化して、新たなサイクルが始まる。

上記した動作順序において、端位置から端位置まで、翼要素７，８の偏向角δ_ｕ，δ_０は、抵抗係数が一定のままとなるように制御することが好ましい。このような翼要素７，８の周期的な動作順序の結果、外翼の領域における空気の連続的なローリング作用が妨げられ、発生する後方乱気流の低減がもたらされる。

図３は、本発明によるシステム１の第２実施形態として、所謂ウィングチップ（翼端）フェンスの構成を示す。

本実施形態によると、本発明に係るシステム１は、第１の翼要素９と第２の翼要素１０を備え、これらの要素は、航空機（図示しない）の翼３における外側の先端部に配置される。特に、第１の翼要素９が翼の上面４に配置されるのに対して、第２の翼要素１０は翼の下面５に配置される。ヒンジポイントＢでは、翼要素９，１０が、図３ａ乃至３ｄに示す飛行方向に対して、基本的に直交する方向にてヒンジで結合されている。

図３ａ乃至３ｄは、図３に示すシステム１の上面４からみた平面図である。図３ａに示すように、第１実施形態の状況と同様、第１状態では翼要素９，１０がホームポジションにあり、翼要素９，１０は飛行方向の軸Ａに対して内側にも外側にも偏向していない。図３ａでは、平面図に翼要素９のみを示すが、翼要素１０は下側に位置し、図面上では隠されている。

図３ｂは偏向角δ_ｕ，δ_０をもって偏向した翼要素９，１０を示しており、第１実施形態の状況と同様である。

図３ｃは、第３状態、つまり翼要素９，１０が互いの相対的な位置を保ったままでヒンジ連結により外側に回動した状態を示しており、第１実施形態の状況と同様である。

図３ｄは、第４状態の翼要素９，１０を示し、それらの要素はヒンジ連結で内側に回動される。図３ａ乃至３ｄに示す第１乃至第４の空気力学的な過程は、第１実施形態による第１乃至第４の過程に対応するものであり、従って再度説明しない。

本発明についてその好ましい実施形態を参照して説明してきたが、当業者は本発明の保護範囲から離れることなく本技術分野で変更を加えられることは言うまでもない。

例えば、２つ以上の翼要素を用いることができ、互いの相対的な所定位置を保ちつつ、これらの翼要素を、飛行方向の軸に関して異なる速度で、周期的にヒンジにより回動させることができる。好ましい実施形態において、第３状態及び第４状態は、翼要素の相対的な位置を維持しながら行われるものとして部分的に説明したが、翼要素同士の相対的位置を、周期的な回動中に変化させることも当然に可能である。この周期的な回動中において実際上一定とされる抵抗係数については、航空機の乗客が如何なる加速力や減速力をも知覚することのない程度に要求される条件である。

なお、「備える」という語は、その他の要素又はステップを排除せず、また、「１つの」は、複数を排除しないことを指摘しておく。更に指摘すべきことは、前記実施形態の１つを参照して述べた特徴又はステップが、他の前述の実施形態の異なる特徴又はステップと組み合わせて使用できることである。請求項における参照符号は、限定の意味に解すべきでない。

本発明の第１実施形態によるシステムを用いた航空機について概略的に示す部分的な斜視図である。 本発明の第１実施形態によるシステムについて各種状態を概略的に示す平面図である。 本発明の第１実施形態によるシステムについて各種状態を概略的に示す平面図である。 本発明の第１実施形態によるシステムについて各種状態を概略的に示す平面図である。 本発明の第１実施形態によるシステムについて各種状態を概略的に示す平面図である。 本発明の第２実施形態によるシステムを用いた翼について概略的に示す部分的な斜視図である。 本発明の第２実施形態によるシステムについて各種状態を概略的に示す平面図である。 本発明の第２実施形態によるシステムについて各種状態を概略的に示す平面図である。 本発明の第２実施形態によるシステムについて各種状態を概略的に示す平面図である。 本発明の第２実施形態によるシステムについて各種状態を概略的に示す平面図である。

符号の説明

１ システム
２ コンポーネント
３ エアフォイル又は翼
４ 翼の上面
５ 翼の下面
６ 固定要素
７ 第１の翼要素
８ 第２の翼要素
９ 第１の翼要素
１０ 第２の翼要素
Ａ 飛行方向の軸
Ｂ ヒンジポイント

Claims (7)

1. 航空機の後方乱気流を低減させるシステムであって、
   航空機の翼（３）の先端部に取り付け可能なコンポーネント（６，７，８，９，１０）を備え、
   前記システムは、外翼の領域における空気のローリング作用を妨げるために、前記翼の抵抗係数が一定に維持されるように、飛行方向（Ａ）において前記コンポーネントをヒンジ連結で周期的に回動するよう構成される、システム。
2. 前記コンポーネントは、翼（４）の上面に位置するとともに、固定要素（６）と、第１及び第２のヒンジ連結された翼要素（７，８）とを備え、前記翼要素は、前記固定要素（６）の下流において左右に並んで配置され、飛行方向（Ａ）において互いに展開可能である、請求項１に記載のシステム。
3. 前記コンポーネントは、翼の上面（４）における可動の第１の翼要素（９）と、翼の下面における可動の第２の翼要素（１０）と、を備え、前記第２の翼要素は、基本的に第１翼要素（９）とは反対側にある、請求項１に記載のシステム。
4. 前記翼要素（７，８，９，１０）は、第１位置において、飛行方向に対して基本的に平行となるように延び、第２位置において、第１の翼要素（７，９）が飛行方向の軸（Ａ）に対して、第１の所定の偏向角（δｕ）をもって外側に折れ曲がり、前記第２の翼要素（８，１０）が飛行方向の軸（Ａ）に対して、第２の所定の偏向角（δｏ）をもって内側に折れ曲がる、請求項２又は３に記載のシステム。
5. 外翼の領域における空気のローリング作用を妨げるために、第２位置において、前記翼要素（７，８；９，１０）は、外側の端位置と内側の端位置との間で、所定の速度をもってヒンジ連結により周期的に往復する、請求項４に記載のシステム。
6. 周期的なヒンジ動作中に、第１及び第２の偏向角（δｕ，δｏ）は、翼（３）の抵抗係数を一定に維持する値とされる、請求項５に記載のシステム。
7. 請求項１〜６のいずれか１項に記載のシステムを用いて、航空機の後方乱気流を低減させる方法であって、
   第１及び第２の翼要素（７，８；９，１０）を、第１位置、つまり前記翼要素が飛行方向に延びる軸（Ａ）に対して基本的には平行に延びる位置から、第２位置、つまり第１の翼要素（７；９）が飛行方向に延びる軸（Ａ）に対して第１の所定の偏向角（δｕ）をもって外側に折れ曲がり、かつ第２の翼要素（８；１０）が飛行方向に延びる軸（Ａ）に対して第２の所定の偏向角（δｏ）をもって内側に折れ曲がる位置へと制御するステップと、
   前記第２位置において、第１の端位置と第２の端位置の間で前記翼要素（７，８；９，１０）をヒンジ連結で周期的に回動させるステップであって、ヒンジ連結での回動中に、翼（３）の抵抗係数が一定に維持されるように第１及び第２の偏向角（δｕ，δｏ）が制御される、ステップと、
   を含む、方法。

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