JP5126609B2 - 翼端装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機に関し、詳しくは、航空機で使用するための翼端装置（wing tip device）に関する。

航空機において、ウィングレットやフェンスのような翼端装置を使用することは、よく知られている。このような装置は、航空機の空力性能を改善すること、特に、抗力を低減し、揚力を増大することを目的とするものである。

しかし、揚力の増大は、翼根の曲げモーメントの大幅な増大をもたらす。そして、翼に印加されることが予想される最大曲げモーメントは、翼の強度に対する要件を決定づける要因となり、翼の強度は、翼の重量を決定づける要因となる。したがって、従来の航空機設計において、翼端装置を追加することにより得られる空力性能上の利点は、翼荷重の増大に対処するために必要な航空機の構造質量の増大によって相殺される傾向にあった。

本発明は、翼の曲げモーメントを過大に増大させることなく、翼端装置に関連する空力性能の少なくともいくつかの改善による利点を得ることが可能な航空機を提供することを目的とする。

本発明は、翼を含む航空機であって、前記翼は、翼端と翼端領域に取付けられた翼端装置とを含んでおり、前記翼端装置は、全体として下方に延び、１８０度を超える傾斜角で傾斜して飛行の間に揚力を発生するように配置された領域を有する航空機を提供するものである。

ここで、本明細書に記載された方向／寸法は、特に指定しない限り、燃料を完全に積載し、水平飛行で巡航する航空機に関連させて言うものとする。傾斜角は、垂直方向を基準として測定され、正の傾斜角は、前方から左翼を見た場合、垂直上向き方向から時計回りに測定される。負の傾斜角は、前方から左翼を見た場合、垂直上向き方向から反時計回りに測定される。又、本明細書において、「揚力」は、その揚力が発生している面の法線方向の力を言う。したがって、本発明において、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、９０度を超える傾斜角方向の力（すなわち、下向きの成分を有する力）が発生するように配置されている（本明細書では、このような力も「揚力」と言う）。

本発明は、翼、特に翼根に印加される曲げモーメントを過大に増大させることなく、翼端装置によって可能となる抗力の低減による利点を得ることが可能な航空機を提供するものである。好ましくは、使用の間の翼内、特に翼根における曲げモーメントは、実際には、翼端装置の存在により低減される。本発明は、定常飛行の間、及び、例えば２．５ｇが発生する高揚力運航の間の両方において有利なものである。本発明は、好ましくは、上向きの翼端装置を有する航空機と比較して有利なものである。又、本発明は、例えば、Ｋｕｃｈｅｍａｎｎ翼端を有する航空機又は翼端装置を有さない航空機と比較して、有利なものである。

翼端装置は、翼端自体に取付けられる必要はなく、例えば、翼端の領域内の、翼端から離れた位置に取付けられるものであってもよい。翼端装置が配置される領域は、翼の先端側の、翼面積の１０％に相当する領域であってもよい。翼端装置は、翼端の領域に取付けられる後付けの装置であってもよく、あるいは、翼構造と一体の部分をなすものであってもよい。翼端装置は、翼の形状に滑らかに溶け込むように形成（blend）されていてもよい。

１８０度を超える傾斜角は、１８０度を超える正の角度を意味する。例えば、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、例えば、１８５度の傾斜角、又は、２００度の傾斜角で傾斜するものであってもよい。有利には、この領域の傾斜角には上限が存在し、２７０度未満の傾斜角で傾斜することが好ましい。更に好ましくは、この領域は、２１０度未満の傾斜角で傾斜するものである。

有利には、翼端装置の大部分が、全体として下向きに延びる部分として形成されるものである。好ましくは、翼端装置の下向きに延びる部分と残りの部分とは、開接合をなす。ここで、接合が開接合（open junction）と見なされるのは、当該技術分野で周知のように、接合の一方側の部分から他方側の部分への角度変化が９０度を超える場合である。開接合は、発生する粘性抗力が低いため、特に有利であると考えられる。

本発明の第１の態様は、特に、正の上反角を備えた翼を有する航空機にとって有利なものである。有利には、翼は正の上反角を有する。

翼端装置の形状は、好ましくは、翼端装置が、基端及び先端を含み、更に、局所翼弦長の５０％の全ての点を通過して基端から先端に延びる仮想線を含むものと見なすことによって定義される。これによって、翼端装置の構成要素を、仮想線の、その構成要素を通過する部分に従って画定することができる。例えば、翼端装置の、仮想線の０％と３０％の間の構成要素は、翼端装置の基端と仮想線に沿った路長の３０％の位置で交差する翼弦長方向の線との間の部分を意味する。

翼端装置の基端の位置は、それが自明ではない場合、翼形状が、仮に翼端装置がなかった場合の形状から変化している部分を特定することにより識別される。

好ましくは、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、基端の近傍には配置されないものである。より好ましくは、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、翼端装置の、仮想線の０％と１０％の間の部分には配置されない。更に好ましくは、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、翼端装置の、仮想線の０％と３０％の間の部分には配置されない。

１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、少なくともその一部が、仮想線の５０％と１００％の間の部分に配置されるものであってもよい。好ましくは、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、少なくともその一部が、仮想線の７０％と１００％の間の部分に配置される。より好ましくは、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、先端の近傍に配置される。

全体として下向きに延びる翼端装置は、上向きに延びる対応する翼端装置よりも、その使用の間に、翼端渦の渦中心が機体からより離れる傾向を有する点で、巻き上がり（roll-up）特性が改善されると考えられる。

翼端装置の基端における翼弦長は、翼の翼端における翼弦長と等しいことが好ましい。翼端装置の翼弦長は、好ましくは、基端と先端との間で減少する。有利には、翼端装置は、比較的小さい平均翼弦長を有し、これによって、飛行の間に発生する摩擦抗力が比較的低くなるものである。

好ましくは、翼端装置は、基端から航空機の翼幅の３％と１５％の間の距離だけ翼幅方向に延び、より好ましくは、航空機の翼幅の５％と１０％の間の距離だけ翼幅方向に延びるものである。

有利には、翼端装置は、基端から航空機の翼幅の３％と１５％の間の距離だけ垂直方向に延びる。より好ましくは、翼端装置は、基端から航空機の翼幅の５％と１０％の間の距離だけ垂直方向に延びるものである。有利には、翼端装置の基端からの垂直方向の長さは、航空機の地上操縦要件に適合する。

有利には、翼端装置は、犠牲構成要素（sacrificial component）である。すなわち、翼端装置は、例えば、地上走行の間に外部構造物と衝突した場合のように、特定の値を超える荷重が印加された場合には、翼から外れるように構成されていることが好ましい。

翼端装置は、滑らかに変化する形状を有している必要はない。翼端装置は、複数の個別の要素を含み、少なくとも１つの要素が、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域に配置されるものであってもよい。有利には、少なくとも１つの要素によって、１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域が形成されるものである。

有利には、翼端装置の前縁は、後退型である。好ましくは、翼端装置の後退角(sweep)は、翼の後退角と等しい。従来の航空機は、翼荷重が増大すると、翼の空力弾性変形により翼端の捻じれ(twist)が減少する特性を有する。本発明に従う航空機は、その翼が従来と同様の空力弾性的な振る舞いを示すものであり、したがって、翼荷重が増大すると（下向きに延びる）翼端装置の実効的な後退角は増大し、剛体翼と比較して、揚力曲線の傾きが減少する。これによって、翼が空力弾性的に変形すると、翼端装置によって発生する荷重が減少し、高荷重運航の間の翼端装置上の最大荷重が低減される。これは、次のような多くの理由によって有利なものである。例えば、高荷重運航の間の外部翼構造上の荷重を許容範囲内に維持することができる。又、高荷重運航の間に翼端装置の傾斜角が１８０度未満になることによって生じる可能性のある不利益が低減する。

本発明に係る航空機の空力弾性的な振る舞いには、次のような他の利点も存在する。好ましくは、翼及び／又は翼端装置は、その使用の間に、航空機が地上に静止しているときと比較して翼幅が増大するように変形し、これによって、航空機にかかる誘導抗力が低減する。

本発明は、比較的大型の航空機に対する適用性の高いものである。航空機は、好ましくは、乗客数が５０人を超えるように、より好ましくは、１００人を超えるように設計された航空機と同等のものである。

本発明の別の態様によれば、翼端装置を含む翼であって、この翼及び翼端装置が、本発明に係る航空機の翼に従って構成された翼が提供される。

本発明の更に別の態様によれば、本発明に係る航空機の翼端装置に従って構成された翼端装置が提供される。

本発明の更に別の態様によれば、翼端装置を含む部品キットであって、航空機を、本発明に係る航空機に改造するために適した部品キットが提供される。

本発明の更に別の態様によれば、以下に記載された任意の実施形態に実質的に従って構成された翼端装置、翼、及び／又は航空機が提供される。

以下に、添付された模式的な図面を参照し、例示のみを目的として、本発明の様々な実施形態を説明する。図１は、本発明に第１実施形態における航空機１の半分を示す正面図である。この航空機は、胴体３と、７度の正の上反角を有する翼５と、翼５の翼端部分に配置された翼端装置７とを含む。この航空機は、巡航速度における水平飛行の状態で図示されている。

図２ａ〜図２ｄに示すように、翼端装置７は、基端９と先端１１を含む。翼端装置７は、その基端９において翼５に結合される。翼端装置の基端は、翼５の翼端と連続した形状を有しており、この位置における翼５の翼弦長と翼端装置７の翼弦長は等しい。このように、翼端装置７は、翼５の形状に滑らかに溶け込むように形成されている。

第１実施形態は、前に使用されていた翼端装置を翼端装置７と置き換えることにより、航空機を改造したものである。翼端装置７と翼５との連結部（図示は省略する）は、例えば、滑走路上を地上走行している間に翼端装置が構造物に衝突した場合のように、翼端装置が十分な力で外部の物体に衝突した場合には、翼端装置が削ぎ取られるようになっている。このように、当該技術分野において周知のように、翼端装置７は、犠牲構成要素である。

ここで、翼端装置の形状を定義するにあたって、翼弦長の５０％の位置の全ての点を通過して基端９から先端１１に延びる仮想線１３を考える。そして、仮想線１３の百分率値によって翼端装置を構成要素に区切って言う場合には、翼端装置を、基端を０％、先端を１００％とする仮想線１３の百分率値の、特定の値に該当する部分と交差する翼弦長方向の線によって区切るものとする。

翼端装置は、複数の個別の要素７ａ、７ｂ、７ｃ、７ｄを含む。第１要素７ａは、基端９と仮想線の１２％との間に、翼５とほぼ揃えられて配置されている。第２、第３、及び第４要素７ｂ、７ｃ、７ｄは、全体として下方に伸びている。第２要素７ｂは、仮想線の１２％と３５％の間に配置され、１００度の傾斜角で傾斜している。更に、翼端装置７に沿って仮想線の３５％と８０％との間に第３要素７ｃが配置されており、この第３要素は、１７０度の傾斜角で傾斜している。第４要素７ｄは、１８５度の傾斜角で傾斜しており、仮想線の８０％と翼端装置７の先端との間に配置されている。

翼端装置７は、基端から翼幅方向にＤ１で示す距離だけ延びており、これは、航空機の翼幅の５％に等しい。又、翼端装置７は、垂直方向にＤ２で示す距離だけ延びており、これは、翼幅の７％に等しい。この翼端装置の形状は、その適用を意図する航空機の地上操縦規則に適合するものである。

翼端装置７は翼形断面を有しており、これによって、飛行の間に揚力が発生する。第４要素７ｄは、１８０度を超える傾斜角で傾斜しているため、９０度を超える傾斜角（この場合、９５度）の揚力１５が発生する。

上方を向いた既知の翼端装置と同様に、翼端装置７によれば、飛行の間に発生する翼端渦を機体から遠ざけ、それによって、誘導抗力を低減することが可能となる。加えて、この翼端装置は、例えば、翼端上の２次元流を増大させることによって、翼端部分で発生する揚力を増大させる特性を有する。既知の翼端装置は、その装置によって揚力の増大が生じる結果として、機体に対して、翼根の強化を要することによる構造質量上の不利益をもたらす場合がある。しかし、本発明に従って、航空機の翼端装置７を使用すれば、そのような構造上の不利益は生じない。翼端装置７、特に、第４要素７ｄは、翼端装置によって発生する揚力が、翼によって発生する揚力による翼５、特に翼根５’の曲げモーメントを低減する作用を有するように配置されている。

図３は、Ｋｕｃｈｅｍａｎｎ翼端と比較したときの、翼に沿った曲げモーメントの変化を示すグラフである。このグラフには、フェンス、ウィングレット、及び、本発明に従う翼端装置（「チップ・テール」と表示されている）のデータが示されている。グラフから、本発明に従う航空機の翼曲げモーメントの増大は、上方に延びるウィングレット又はフェンスを備えた航空機と比較して、著しく少ないことが分かる。本発明によれば、翼端装置の存在により発生する追加揚力によって追加される翼曲げモーメントは、翼端装置の下方に延びる部分で発生する揚力による曲げモーメントの低減によって、ほぼ相殺される。したがって、翼端装置７を使用する場合でも、翼根の構造質量を大きく増大させる必要はない。

又、下方に延びる翼端装置を設けることにより、翼端渦の巻き上がり(roll-up)が機体から離れる方向に移動する傾向を示し、これによって、翼端渦の隔離が改善され、ひいては、誘導抗力が低減されるものと考えられる。加えて、翼端装置７は、飛行の間に荷重がかかると翼幅が広がるように空力弾性的に変形し、それによって、翼端渦が更に機体から離れる方向に移動するように配置されている。

図４ａ及び図４ｂに示すように、翼端装置７の前縁は、３５度の後退角で後退している。第１実施形態において、この後退角は、翼５の後退角と同一である。図４ａは、巡航条件下の翼端装置を示しており、大きな矢印１７によって気流が示されている。翼端装置は、高翼荷重において失速条件を下回る状態を維持するように設計される。

図４ｂは、高翼荷重条件下の翼端装置を示す図であり、大きな矢印１７によって気流が示され、翼端装置の巡航位置は影付き部分で示されている。図４ｂに示すように、翼端装置の後退角は、翼の空力弾性変形によって、荷重の増大に伴って実効的に増大する。したがって、翼端装置によって発生する揚力は、荷重の増大に伴って減少する。

標準的な翼端装置設計規則に従って、巡航時には、本発明に係る翼端装置に対して比較的軽い荷重が印加される。しかし、上述したように、本発明に係る翼端装置において、高翼荷重運航の間にかかる荷重は、翼の空力変形によって低減するため、巡航時の荷重を、標準的な翼端装置よりもある程度高くなるように設計することができる。これによって、翼上の荷重分布が理想的な楕円形に近いものとなり、又、翼端渦の渦中心が更に機体から遠ざかるように移動することにより、巡航時の抗力が低減する。これが下方に延びる翼端装置に固有の特徴であることは、当業者であれば理解されるであろう。

翼端装置の翼弦長は、仮想線１３に沿って徐々に減少する。翼弦長が比較的小さいことによって、翼端装置７により発生する摩擦抗力が低減する。

図５ａ〜図５ｄは、本発明の他の実施形態における４例の翼端装置を示す図である。図５ａに示す翼端装置２０７は、長さの等しい２つの要素２０７ａ、２０７ｂのみを含む。第１要素２０７ａは、１４０度の傾斜角で傾斜しており、第２要素２０７ｂは、１９０度の傾斜角で傾斜している。

図５ｂに示す翼端装置３０７は、個別の要素から構成されるのではなく、滑らかに湾曲している。先端３１１と仮想線（図示は省略する）の８５％との間の領域は、１８５度を超える傾斜角で傾斜している。

図５ｃに示す翼端装置４０７は、２つの要素４０７ａ、４０７ｂを含む。第１要素４０７ａは、第２要素４０７ｂよりも大幅に短い。第１要素４０７ａは、１００度の傾斜角で傾斜しており、第２要素４０７ｂは、１９０度の傾斜角で傾斜している。

図５ｄに示す翼端装置５０７は、２つの要素５０７ａ、５０７ｂを含む。第１要素５０７ａは、第２要素５０７ｂよりも大幅に長い。第１要素５０７ａは、１６０度の傾斜角で傾斜しており、第２要素５０７ｂは、２００度の傾斜角で傾斜している。

上述した全ての実施形態において、翼端装置の基端に近い部分には、１８０度を越える傾斜角で傾斜する領域は含まれていない。したがって、翼と翼端装置との間の接合は、開接合である。開接合は、飛行の間に発生する粘性抗力が特に低いため、特に有利なものである。

以上、本発明を特定の実施形態と関連させて説明してきたが、本発明が、本明細書で詳細に説明していない多くの異なる変形例と関連付けられることは、当業者にとって明白である。上述した説明において、既知の、自明な、又は予測可能な均等物を有する構成要素について言及された箇所には、それらの均等物が個別に説明されたものとして含まれるものである。本発明の真の範囲は、請求項を参照することにより判別され、任意の上記均等物を含むものとして解されるべきである。又、好ましい、有利、便利等々として記述された本発明の構成要素又は特徴は、独立請求項の範囲を限定するものではない。

図１は、本発明の第１実施形態に従う航空機の一部を示す正面図である。 図２ａ〜２ｄは、第１実施形態に従う航空機の翼端装置を示す図である。 図３は、Ｋｕｃｈｅｍａｎｎ翼端を備える翼と比較したときの、様々な翼端装置を備えた翼に沿った曲げモーメントの変化を示すグラフである。 図４ａ及び４ｂは、２つの飛行状態の間の第１実施形態における翼端装置を示す図である。 図５ａ〜５ｄは、他の実施形態に従う翼端装置を示す図である。

Claims (14)

1. 翼を含む航空機であって、前記翼は、翼端と該翼端の領域内に取付けられた翼端装置とを含んでおり、前記翼端装置は、全体として下方に延び、１８０度を超える傾斜角で傾斜して飛行の間に揚力を発生するように配置された領域を有するとともに、基端及び先端を含んでおり、前記翼端装置の、前記基端の近傍の部分は、前記１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域を含まないことを特徴とする航空機。
2. 前記翼は、正の上反角を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 前記１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、２７０度未満の傾斜角で傾斜していることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機。
4. 前記翼端装置は、局所翼弦長の５０％の全ての点を通過して前記基端から前記先端まで延びる仮想線を含んでおり、前記翼端装置の、前記基端と前記仮想線の３０％との間の部分は、前記１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域を含まないことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の記載の航空機。
5. 前記翼端装置は、局所翼弦長の５０％の全ての点を通過して前記基端から前記先端まで延びる仮想線を含んでおり、前記１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域の少なくとも一部は、前記仮想線の５０％と前記先端との間に配置されることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機。
6. 前記１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域は、前記先端の近傍に配置されることを特徴とする請求項５に記載の航空機。
7. 前記翼端装置は、前記基端から前記航空機の翼幅の３％と１５％の間の距離だけ翼幅方向に延びることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機。
8. 前記翼端装置は、前記基端から前記航空機の翼幅の３％と１５％の間の距離だけ垂直方向に延びることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機。
9. 前記翼端装置は、複数の個別の要素を含み、少なくとも１つの要素が、前記１８０度を超える傾斜角で傾斜した領域に配置されることを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の航空機。
10. 前記翼端装置の前縁は後退型であることを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の航空機。
11. 前記翼及び／又は前記翼端装置は、その使用の間に、前記航空機が静止しているときと比較して翼幅が増大するように変形することを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の航空機。
12. 翼端装置を含む翼であって、前記翼及び前記翼端装置は、請求項１から１１のいずれか１項に記載の航空機の翼に従って構成されていることを特徴する翼。
13. 請求項１から１１のいずれか１項に記載の航空機の翼端装置に従って構成されていることを特徴とする翼端装置。
14. 翼端装置を含む部品キットであって、航空機を、請求項１から１１のいずれか１項に記載の航空機に改造するために適していることを特徴とする部品キット。

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