JP5129232B2 - 前部領域において側方気流チャネルを形成しているエンジン取付パイロンを具備した航空機の翼配置 - Google Patents

Description

本発明は全体的に航空機の翼配置の分野に関するものであり、その翼配置は翼と、この同一の翼の下に懸架された少なくとも１つの航空機エンジン取り付け支柱とを具備しているタイプのものである。

周知のとおり、取り付け支柱は（英語の"Engine Mounting Structure"から）“ＥＭＳ”とも称され、複数のエンジン取り付け部品を具備した組み付けシステムを利用して、航空機の翼の下にエンジンを懸架することを可能にしている。実際、その支柱はジェットエンジンのようなエンジンと航空機の翼との間の界面に接続を形成するように設けられており、この航空機の構造に、関連したジェットエンジンで発生した力を移送することを可能にしており、且つジェットエンジンと航空機との間の燃料、電気、油圧および空気システムの経路を形成することを可能にしている。

近年の航空機のジェットエンジンにおいて、騒音および汚染公害の減少の目的のために模索されている高い希釈率は、エンジンゾーンのために極めて高い空間要求を得ることを導いており、それは不可避的な希釈率の増加はエンジン直径の増大の原因となり、より具体的にはエンジンのブロアケースの直径の増大の原因となるためである。

したがって、安全の観点から許容できるように自然に固定される地上高を伴って、翼とエンジンのための取り付け支柱を収容することを提供しているジェットエンジンとの間の残された空間は、さらに制限されている。

ジェットエンジンにおけるこの発展は、翼により近接してエンジンを置くようにすることの重要性を有しており、これによって取り付け支柱の寸法も減少させている。しかしながら、エンジンと翼とのこの近接した形態は“クローズカップリング”形態とも称されており、空力的効果に弊害を引き起こし、結果的にエンジン積荷室、取り付け支柱、および航空機の翼が接近することになる。

効果的に、最初に実行されたテストは、取り付け支柱の前部ゾーンの上の、逸れた横方向の気流を検出することが可能であり、すなわち、空力的連続性を獲得するために、翼前部のリーディングエッジから突出し且つ積荷室の頂部に対して押し付けられたたこの支柱の空力ゾーンの前部である。この逸れた横方向の気流は、大まかに翼の近位端に向かって向けられた支柱の側面部の前端部から発生しており、翼の底部に到達するまでこの同一の側面部に沿って維持される代わりに、取り付け支柱のピークラインの上を通ることに先立つことによって特徴付けられている。したがって、逸れた気流は翼の延異端に向かって向けられた支柱の側部に到達する。

さらに、それに加えてこの逸れた横方向の気流は、結果的に翼の近位端に向かって向けられた支柱の側面部から、遠位端に向かって向けられた、対向した側面部へ移動していく。積荷室の後縁において乱流の剥離の有害な現象を検出することもあり、取り付け支柱によって懸架されたエンジンを包む問題となる。この乱れた剥離は空気の流れのゾーン内に配置された点周りの渦巻きによって特徴付けられており、これによって、境界層が層流でないために、エネルギー損失および空力的な抗力を引き起こす。

これら２つの剥離現象は、積荷室の後縁が翼の圧縮領域内に配置されているという事実によって主に説明される。したがって、気流はこの丸まった翼の圧縮ゾーンを通過しようとし、上述の逸れた横方向の移動に変化する。この点において、この現象は非常に強力であり、翼の圧縮が最大となるソーンにおいて乱粒の剥離が発生する問題となるということを記しておく。したがって、この乱流の剥離は積荷室の境界層において部分的な増加を発生し、そのことは積荷室の粘性圧縮抗力の有害な増大となり、航空機の全体的な損失を引き起こす。

したがって、本発明の目的は、先行技術の実施形態において遭遇する上述の欠点を改善するための翼配置を提案することである。

このことを実行するために、本発明は遠位端と近位端とを備えた翼と、該翼の下に懸架された航空機のエンジンを取り付けるため、且つ該翼のリーディングエッジに対して前方に突出して配置された前部ゾーンを具備するための、少なくとも１つの支柱と、を具備した航空機の翼配置である。本発明によれば、前記取り付け支柱の前部ゾーンは側方気流チャネルを画定し、その一方で前記翼の前記近位端に向かって突出している、側方突出部を具備している。それに加えて、その側方突出部は前端部と同様に前記翼の前記リーディングエッジに接している後端部を備え、前記側方突出部は突出長さを超えて前記翼の前記近位端に向かって突出し、該突出長さは前記突出部の前記前端部から前記後端部に向かうにつれて増加していく。

したがって、本発明は、側方突出部を追加することによって、従来技術が遭遇していた側方への気流の逸れの問題を解決することに着手しており、例えば、前部ゾーンに沿って延在しているリップ形状をとることが可能であり、これによって、第１の側面部として参照された翼の近位端に向かって向けられた側面部に沿った気流チャネル形状に寄与している。したがって、第１の側面部の前端部から流れてくる気流が横移動して逸れるということをもはや主題とはしない。それは、気流は側方突出部によってこの同一の第１の側面部に沿って誘導され、気流が取り付け支柱のピークラインの方向において迂回することを防止しているからである。

次に、側方突出部によって誘導された気流は、問題となるチャネルの形状によって加速され、翼の下面とエンジン積荷室との間の航空機の翼の下の有利な方向において放出する。この理由のために、積荷室のリーディングエッジにおける乱流の剥離現象は大幅に最小化され、または全体的に消滅さえする。このことは、積荷室の粘性圧縮抗力を減少させる結果となり、これによって航空機の全体的な機能が改善される。

それに加えて、設備はこれによって翼の近位端に向かって突出したこの側方突出部を形成し、翼のリーディングエッジに接触した後端部を備えている。したがって、その突出部は次に取り付け支柱に沿って、取り付け支柱の前部に向かって延在しており、好適にほぼ直線状で、翼の近位端に向かって突出している。

特に、側方突出部は前端部と同様に、翼のリーディングエッジに接触した後端部を備え、翼の近位端に向かって突出し、その前端部から後端部行くにつれて突出長さが増加している。このことは翼のリーディングエッジに接近する気流チャネルを画定することを有利に且つ徐々に精錬しており、これによって滑らかな前部側方突出端を備えることを可能にしており、この突出部の起点において取り付け支柱の前部ゾーンの空力的連続性を提供している。

選択的に、側方突出部はその前端部から後端部まで、丸められた形状の側方自由端を備えている。このことは、本発明に特有の側方突出部の存在に起因している空力的なかく乱を制限しており、取り付け支柱の全ての前部ゾーン周りに非常に小さくかく乱された気流を連続的に提供している。

好適に、取り付け支柱は、これによって翼の近位端に向かって向けられた第１の側面部を備え、この第１の側面部は側方突出部の画定において少なくとも部分的に寄与した凹形状部を備えている。これは、側方突出部の形状が凹形状部を備えた第１の側面部の生成を改良しており、支柱の外面が平坦又は凸状である先行技術の実施形態とは異なっているためである。この点に関して、第１の側面部の凹形状部は全体が好適に突出部に沿って延在し、取り付け支柱の全部ゾーンの下すなわち突出部に対して後部に向かって翼の下に延在することも可能であり、特に、それは第１側面部の空力的連続性の理由からである。

側方突出部は取り付け支柱の前部ゾーンの頂面と結合するようにも形成されており、本発明の範囲から逸脱しない。

上述の記載から明確なように、側方突出部は取り付け支柱の前部ゾーンの頂部に設けられており、航空機の翼の下で気流を側方気流チャネル内に導いている。これを実行するために、突出部は第１の側面部の凹形状の頂部によって、および翼の近位端に向かって向けられた側頂部の側部によって、効果的に結合するように形成されることが可能である。

側方突出部を利用して最も満足できる可能な空気の流れの誘導を得るために、翼配置は上述のように形成され、取り付け支柱の前部ゾーンの長さのすくなくとも６０％を超える長さが与えられ、その前端点を通過する支柱の長手軸に沿って考慮されている。より一般的には、しかしまだ優先的ではないが、設備はリーディングエッジから突出した前部ゾーンの、選択的にリーディングエッジからの長さの５０％を超えて１００％までの範囲で側方突出部を形成している。

最終的に、翼配置は例えば２つのエンジン取り付け支柱を具備し、それぞれの支柱は前部ゾーンに側方突出部を備え、同一の翼の近位端に向かって必然的に突出している。それにもかかわらず、本発明は選択的に２つのエンジンを搭載した航空機に適用される。

本発明の別の目的は、上述の少なくとも１つの翼配置を具備した航空機である。

本発明の他の利点および特徴は、以下の限定的でない詳細な記載から明確になるだろう。

この記載は添付の図面に関して与えられるだろう。

最初に図１を参照すると、本発明の好適な実施形態による航空機の翼配置１が見られ、この配置１は全体的に翼２を具備し、翼２は航空機の機体に固定的に取り付けられることを意図された近位端２ａと、その近位端に対向した自由端とを備え、自由端は遠位端２ｂとして参照されている。

さらに、翼の配列１は、翼２の下に固定的に懸架された少なくとも１つのエンジン取り付け支柱４を具備しており、好適に１つの支柱４は図１に示されたジェットエンジンのようなエンジン６を支持している。明示すると、このジェットエンジンが本発明の目的である翼の配列１に属しているか否かは、無関係であると考えてよい。

以下の記載を通して、慣例により、取り付け支柱の長手方向は航空機の長手方向および航空機のエンジンの長手方向とも同じであり、Ｘとして参照されている。さらに、取り付け支柱に関して横向きであり、且つ航空機の長手方向および航空機のエンジンの長手方向にも横向きの方向はＹとして参照されており、最後に、垂直又は高さ方向はＺとして参照されている。これら３方向Ｘ，ＹおよびＺは互いに直交している。

さらに、“前”および“後”は、ジェットエンジンによって負荷された推進力にしたがって航空機が進行する方向に関して考慮されている。この方向は矢印７によって図式的に示されている。

ここで、ジェットエンジン６を具備した配置１のアセンブリを図式的に示した図２を参照すると、エンジンは取り付け支柱４と翼２とに関連しており、支柱４は、通常は一次構造としても参照されている剛体構造、エンジンのための担持取り付け手段（これらの取り付け手段は複数のエンジン取り付け部品を備えている）、およびエンジンによって発生された推進力を援助する装置を具備しているということを定められているべきである。さらに、ジェットエンジン６は図２に見られているように積荷室によって取り囲まれており、取り付け支柱４は別のシリーズの取り付け部品（図示略）を具備しており、その部品は剛体構造に取り付けられて、航空機の翼の下でこの支柱の緩衝を提供している。

Ｘ方向に平行なジェットエンジン６の長手軸５を示しているこの図２において、支柱４は全体的に空力的形状を備えており、それは二次構造の存在に起因するものであり、その二次構造は一次剛体構造に付加されて且つシステムの分離および維持している一方で空力的フェアリングを支持している。明示すると、支柱４のこれらの二次構造（参照符号略）、前部空力的構造、後部空力的フェアリング、フィレットとしても参照された前部及び後部空力的構造を接続しているフェアリング、および“シールド” または“後部パイロンフェアリング”としても参照された下側後部空力的フェアリングの間で、本質的な機能は防火障壁の形状であり、エンジンディスチャージと取り付け支柱との間の空力的連続性の形状である。

本発明の背景においては、主に前部ゾーン８として参照された取り付け支柱４に関係しており、前部ゾーンは図２において破線によって画定されており、特に翼２のリーディングエッジ１０から前方への突出部を備え、翼２はこの前部ゾーン８と繋がっている。前部ゾーン８は、前述の前部空力的構造によって基本的に形成されており、空力的な連続性を獲得するために、積荷室の先端部に対して圧縮されている。

ここで図３および４を参照すると、取り付け支柱４の前部ゾーン８をより精密に示しているが、本発明の特殊性の１つが存在していることが示されており、この前部ゾーン８は側方気流チャネル１４を画定している側方突出部１２を具備し、チャネル１４は翼２の近位端（図示略）に向かって突出している。

側方突出部１２は前部ゾーン８の先端部を提供しており、それを画定しているチャネル１４はこの同じ突出部１２の下に大まかに配置されている。突出部１２はリーディングエッジ１０に接触した後端１２ａを備えている。このように、突出部１２によって形成された気流チャネル１４は、翼２の底部に向ったこのチャネル１４に容易に気流を沿わせることが可能であるということが理解される。その様子は図３により明確に図示されている。

前部ゾーン８に沿って延在しているこの側方突出部１２を製作するために、例えば、Ｘ方向に平行なほぼ直線状の、またはわずかに湾曲した線（図示略）に沿って、設備が第１の側面部１６のために形成される。側面部１６は凹形状部分を備えた翼の近位端に向かって向けられ、この側方突出部の形成において、少なくとも部分的に寄与している。その様子は図３および４に明確に現れている。この点について、第１の側面部１６の凹形状部分は図２において画定された前部ゾーン８を越えて後方に向かって、したがって翼２の底面の下に、本発明の範囲から逸脱することなく延在することが可能であることを記しておく。

したがって、突出部１２は翼の近位端の方向において突出しているリップに取り入れられることが可能で、且つリーディングエッジ１０から前部ゾーン８に沿って延在しているこの突出部１２の存在に関する特異性は、第１の側面部１６の前端から流れてくる気流が側方移動して逸れることを主題としていないことである。それは、気流が側方突出部１２によってこの同一の側面部１６に沿って徐々に導かれ、気流が取り付け支柱のピークラインに向かって迂回することを防止しており、このために気流をチャネル１４に強制的に沿わせているためである。

以下に詳細に記載しているように、突出部１２はゾーン８の前端部とともに空力的連続性を維持している、非常に小さな前端部を起点としており、これによってリーディングエッジ１０に接している後端部１２ａに接近するにつれて、徐々に拡大されている。言い換えると、側方突出部１２は、リーディングエッジ１０に接近するにつれて、翼の近位端の方向において、長さが徐々に長くなっている。したがって、これら２つの前部と後部との間で、後部に向かうにつれてサイズが増大する突出部１２は側方の自由端を備えており、すなわち、その自由端は翼の近位端に向かって向けられて、良好な空力的流れに好適な丸められた形状を備えて、突出部の側方端を構成している。

配置１の部分的な計画図を示した図５をより詳細に参照すると、側方突出部１２は長さ“ｌ”を超えて延在し、好適に取り付け支柱の前部ゾーンの長さ“Ｌ”の少なくとも６０％に相当している。これら２つの長さはＸ方向に好適に平行且つ前部ゾーン８の前端点２２を通っている、支柱の長手軸２０に沿って考慮されており、この軸２０は計画図内のジェットエンジンの長手軸５に、通常は統合されている。これまでに示しているように、突出部１２は点２２に関する後部において与えられた前端部１２ｂを起点としており、一方で、後端部１２ａは翼のリーディングエッジ１０に固定されるようになっている。明示すると、直面する空力的な要求に従うと、上述のパーセンテージは５０％〜１００％の範囲に拡大されてもよい。

引き続き図５を参照すると、上述のように、突出部１２はゾーン８の第１の側面部１６と頂部範囲２４との間のゾーン８の頂部内に配置されており、翼の近位端に向かって突出して、前端部１２ｂから後端部１２ａへ行くにつれて突出長さが増大している。

このことは、後方に向かっていくにつれて拡大している突出部によって示されてもよく、特に、図６ａから６ｃを参照してより詳細に説明されている。

突出部１２を含んでいない前端部内の前部ゾーン８は慣例的なデザインの外面の側方セクションを備え、すなわち、２つの側面部１６，２６は基部においてほぼ平坦で且つその頂部において凸状になっており、それらは凸状のおよび／または平坦な形状を伴った頂面部２４を利用して結合されていることが図６ａに見られている。

次に、突出部１２の前端部１２ｂに接近すると、側方セクション内に見られているゾーン８は外面を備えており、その外面の頂部は突出部１２を形成している丸められた突起を備え、この突起は翼の近位端に向かってほぼ側方に向けられていることがわかる。図６ｂから明確なように、突起は、少なくとも部分的に凹状となった第１の側面部１６の頂部、および突出して翼の近位端に向かって向けられた頂面部２４の側方部と結合するように向けられている。

したがって、突出部１２は相対的に小さい突出長さ“Ｌｓ”だけ突出しており、側面部１６の直線的な起点部を通過し、且つ横断面において見られる突起の側方端点を通過する２本の平行な直線の間で、Ｙ方向において考慮されている。突起の湾曲形状は、突起の側方の自由端のためにデザインされた丸められた形状を明確に示しており、これまでに議論されたものであるということを記しておく。

最終的に、突出部１２の後端部１２ａに接近すると、側方セクション内に見られるゾーン８は外面を備えており、その外面の頂部は突出部１２を形成している丸められた突起を備え、この突起も翼の近位端に向かってほぼ側方に向けられていることがわかる。ここでも、図６ｃから明確なように、突起は、少なくとも部分的に凹状となった第１の側面部１６の頂部、および突出して翼の近位端に向かって向けられた頂面部２４の側方部と結合するように向けられている。それに対して、突出部１２はここでは相対的に大きい突出長さ“Ｌｓ”を超えて突出しており、側面部１６の直線的な起点部を通過し、且つ横断面において見られる突起の側方端点を通過する２本の平行な直線の間で、Ｙ方向において考慮されている。

当然にこれら２つの領域の間で、側方突出部１２を形成している突起は、徐々に増大する突出長さを有している。

最後に、設備は、第２の側面部２６として参照されている取り付け支柱４の他の側面部のために好適に形成され、先行技術および当業者に周知な技術において見られるものと同一の形状およびデザインを備えている。

当然に、多様な改変が、限定的でない実施冷を利用して単に記載された本発明による翼配置に対して、当業者によって施されることが可能である。本発明は２基のエンジンを搭載した航空機の取り付け支柱に関連して記載されているが、４基のエンジンを搭載している内部取り付け支柱に対して、類似した方法を適用することも可能であり、４基のエンジンを搭載している外部取り付け支柱に対しても可能であるということを、特に記しておく。

本発明の好適な実記形態による航空機の翼配置の計画図を示している。 図１の線ＩＩ−ＩＩに沿った断面を概略的に示した図である。 図１に示された翼配置の前面の一部分を示した図である。 図１に示された翼配置の一部分の斜視図を示している。 図１に示された翼配置の詳細な部分の計画図を示している。 図５の線ＶＩａ−ＶＩａに沿った断面を示した図である。 図５の線ＶＩｂ−ＶＩｂに沿った断面を示した図である。 図５の線ＶＩｃ−ＶＩｃに沿った断面を示した図である。

符号の説明

１ 翼配置
２ 翼
４ 取り付け支柱
６ エンジン
８ 前部ゾーン
１０ リーディングエッジ
１２ 側方突出部
１４ 側方気流チャネル
１６，２６ 側面部
２４ 頂面部

Claims (7)

1. 遠位端（２ｂ）と近位端（２ａ）とを備えた翼（２）と、
   該翼の下に懸架された航空機のエンジンを取り付けるため、且つ該翼のリーディングエッジ（１０）に対して前方に向かって突出して配置された前部ゾーン（８）を具備するための、少なくとも１つの支柱（４）と、
   を具備した航空機の翼配置において、
   前記取り付け支柱の前部ゾーン（８）は、側方気流チャネル（１４）を画定し、その一方で前記翼の前記近位端（２ａ）に向かって突出している、側方突出部（１２）を具備し、
   該側方突出部（１２）は前端部（１２ｂ）と同様に前記翼の前記リーディングエッジ（１０）に接している後端部（１２ａ）を備え、前記側方突出部（１２）は突出長さ（Ｌｓ）だけ前記翼の前記近位端（２ａ）に向かって突出し、該突出長さは前記突出部の前記前端部（１２ｂ）から前記後端部（１２ａ）に向かうにつれて増加していくことを特徴とする航空機の翼配置。
2. 前記側方突出部（１２）は、前記前端部（１２ｂ）から前記後端部（１２ａ）にかけて、丸められた形状の側方の自由端を備えていることを特徴とする、請求項１に記載の航空機の翼配置。
3. 前記取り付け支柱（４）は前記翼の前記近位端（２ａ）に向かって向けられた第１の側面部（１６）を備え、該第１の側面部（１６）は前記側方突出部（１２）の形成について少なくとも部分的に関与した凹形状部分を備えていることを特徴とする、請求項１または２に記載の航空機の翼配置。
4. 前記側方突出部（１２）は前記取り付け支柱の前部ゾーンの頂部に設けられており、前記翼の下で気流を前記側方気流チャネル（１４）内に導いていることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機の翼配置。
5. 計画図において、前記側方突出部（１２）は前記取り付け支柱の前記前部ゾーン（８）の長さの６０％を超えて存在し、前記前部ゾーンの前端点（２２）を通って前記取り付け支柱の長手軸（２０）に沿うように考慮されていることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一項に記載の航空機の翼配置。
6. ２つの航空機エンジン取り付け支柱（４）を具備し、それぞれの該支柱は前部ゾーン（８）に前記側方突出部（１２）を備えていることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の航空機の翼配置。
7. 少なくとも１つの、請求項１〜６のいずれか一項に記載の航空機の翼配置を具備した航空機。

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