JP5313884B2 - 誘導される抗力を小さくする装置を備える航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の空力的抗力を小さくできる装置に関する。

航空機に関しては、さまざまな理由で（特に燃料を節約するため）、巡航飛行中の空力的抗力を小さくする努力が続けられている。

本発明は、正確には、航空機の空力的抗力を小さくすることを主な目的としている。

そこで本発明は、長手方向の胴体と、その胴体の両側に対称に接続された少なくとも２つの側方翼と、ジェットエンジンの支柱を介してそれぞれの側方翼に固定された少なくとも１つのジェットエンジンのナセルとを備える航空機に関する。

本発明によれば、特定の形状を持つ少なくとも１つの揚力発生部材がジェットエンジンの各支柱に設けられていて、斜め方向の空気流の作用によって得られる推進力を発生させている。

この揚力発生部材は、胴体と主翼が航空機の上流の長手方向の空気流と相互作用することによって生じる強い局所的空気流に曝される。この局所的空気流の方向は、航空機の上流における全体として長手方向の空気流とは揃っておらず、この空気流に対して斜め方向を向いている。この揚力発生部材で発生する揚力は、斜め方向の局所的な流れに垂直な方向を向いている。この揚力は、大半が主翼の端部の方向を向いているが、わずかな割合が航空機の前部を向いている。航空機の飛行線に射影したこのような力によって推進力が誘導される。

揚力発生部材によって抗力となる局所的な力が発生することがわかるであろう。
しかし局所的な力から航空機の抗力への寄与は、揚力発生部材の揚力を航空機の抗力の軸に射影することによって誘導される推進力によって大半が相殺される。

１つの態様によると、前記少なくとも１つの揚力発生部材は、ジェットエンジンの支柱に固定された端部から、対応する側方翼の上面に対して少なくとも３０°傾いた延伸方向に沿ってその端部から離れながら延びている。

揚力発生部材の延伸方向の傾きは必ずしも垂直（９０°）である必要はないが、水平にあまりに近くてもいけない。なぜならそのようになっていると、揚力発生部材は、長手方向を向いた上流の空気流に対して斜め方向の空気流を利用して揚力を発生させることがもはやできないからである。

１つの態様によると、前記少なくとも１つの揚力発生部材は、ジェットエンジンの支柱の稜線上、またはその稜線の近くに設けられている。
揚力発生部材をこのように配置することで、揚力発生部材は、横方向の空気流に含まれるエネルギーの一部を回収することができる。

１つの態様によると、前記少なくとも１つの揚力発生部材は、ジェットエンジンの支柱の長手方向に沿って、その支柱で側方翼に固定されている部分から翼弦線の１０％〜７０％の距離の位置に設けられている。
揚力発生部材を翼からこのような距離に配置することで、揚力発生部材は斜め方向の流れのエネルギーを回収することができる。実際、揚力発生部材が翼にあまりに近い位置にあると、揚力発生部材は、翼の前縁の流れと好ましくない相互作用をする可能性がある。

１つの態様によると、前記少なくとも１つの揚力発生部材は、濡れ面と、その揚力発生部材でジェットエンジンの支柱に固定されている端部から測定した延伸方向または高さとを持ち、その濡れ面とその高さは、表面／高さの比が１〜４である。
実際、揚力発生部材の濡れ面が非常に広いと非常に満足のゆく揚力が発生するであろうが、固有抗力が大きくなり過ぎる。
揚力発生部材の表面積を一定にして高さを高くすると、揚力発生部材によって発生する固有抗力が小さくなることに注意されたい。

したがって揚力発生部材の表面積と高さを適切な値にすることで、得られる揚力（こちらを優先させたい）と、揚力発生部材によって発生する固有抗力（できるだけ小さくしたい）をうまく妥協させることができる。
１つの態様によると、前記少なくとも１つの揚力発生部材は、航空機の空力的抗力をどれだけ小さくしたいかと、航空機の全体的なサイズとに応じて調節される濡れ面を持つ。

別の１つの態様によると、前記少なくとも１つの揚力発生部材は、ジェットエンジンの支柱に固定されている端部の反対側に自由端を持ち、その自由端は、固定された端部のある上流位置に対して下流を向いているため、長手方向に沿って下流に向かう傾斜が揚力発生部材に与えられている。

航空機の速度がマッハ０．４またはマッハ０．５の程度では、揚力発生部材の自由端を、揚力発生部材で支柱に固定された端部にほぼ鉛直な方向に配置できることに注意されたい。しかし航空機が遷音速で飛行しているときには、超音速現象を制限するため、揚力発生部材の自由端を下流に向けて傾けることが好ましい。
このようにして、遷音速領域で揚力発生部材によって発生する抗力が制限される。

１つの態様によると、前記少なくとも１つの揚力発生部材は小さな翼の形状を有する。そのため揚力発生部材が空力的な外形を獲得する。

１つの態様によると、前記少なくとも１つの揚力発生部材は、流体の流れを排出する内部通路を規定する壁面を備えていて、その通路は、一方の端部において、流体の流れの出所であるジェットエンジンの支柱の内部に通じており、その端部から離れた位置において、揚力発生部材の壁面に設けられていてその揚力発生部材の外部に向かって開いた少なくとも１つの開口部に通じている。
このような配置により、揚力発生部材を通じ、例えばジェットエンジンの支柱の内部を流れる空気を支柱の外に向かって排出することができる。

他の特徴と利点は、添付の図面を参照して行なう単なる例としての以下の説明を通じて明らかになろう。

図１に全体を参照番号１０で示してあるように、航空機１０は胴体１２を備えており、その胴体には２つの側方翼が接続されて胴体の両側に対称に配置されてる。
図１では側方翼１４の一方だけが図示されている。
ジェットエンジンのナセル１６が、ジェットエンジンの支柱１８を介して側方翼１４に固定されている。

支柱１８それ自体は、側方翼１４の下に通常の手段で固定されている。この通常の手段は図には示されていないが、これ以上説明しない。
ジェットエンジンのナセル１６とジェットエンジンの支柱１８からなる上記の構成が、図には示していない他方の側方翼にも同じように用意されている。
航空機のタイプに応じ、それぞれの側方翼にいろいろなタイプのこのような構成が可能であることがわかるであろう。

図１と図２に示してあるように、揚力発生部材２０がジェットエンジンの支柱１８の上に設けられている。
この揚力発生部材は特定の形状を持っていて、例えばサイズが小さな翼のようなものであり、あまりに大きな固有抗力が発生しないようにすることを目的としている。
図１と図２に示した例では、揚力発生部材２０は小さな翼の形状である。
この揚力発生部材の形状は、揚力発生部材が支柱１８に取り付けられている場所において、中程度の速度で飛行する航空機の翼の形状と似た効果を有する。

図３に示してあるように、航空機が巡航飛行しているとき、航空機にぶつかる空気の全体的な流れは長手方向Ｆである。この流れが航空機にぶつかると、斜め方向の局所的な流れ、すなわち長手方向ではない流れが形成され、それは、本発明のおかげで航空機の全体的な抗力を小さくするのに寄与する。
図３には、このような斜め方向の流れ（横方向流とも呼ぶ）の１つの向きを矢印２２で示してある。

この斜め方向の局所的な流れが揚力発生部材２０にぶつかると、斜め方向の局所的な流れの方向に垂直な空力的な力２４がこの揚力発生部材によって生じる。
この揚力は、航空機の合計空力的抗力の削減に寄与する推進合力を表わす重要な長手方向成分２６を有する。

斜め方向の局所的な流れが揚力発生部材２０にぶつかると、抗力となるこの揚力発生部材に固有の局所的な力（この余計な力は図には示していない）も発生するが、この局所的な力は、発生する推進力２４の長手方向の成分によって大部分が相殺される。
さらに、以下に見るように、この局所的な力は小さくすることもできる。

図１と図２に示してあるように、揚力発生部材２０は、支柱１８の稜に沿って、支柱の部分のうちで翼１４に固定された部分から離れている一方で、支柱の部分のうちでナセル１６に固定された部分からも離れた位置に、長手方向に設けられている。
より詳細には、揚力発生部材は、翼の前縁の上流に、翼の翼弦線の１０％〜７０％の距離の位置に設けられている。

実際、翼と前縁の相互作用が悪影響を及ぼさないようにするため、揚力発生部材は翼に近すぎないことが重要である。
さらに、支柱１８がナセル１６に接続されている部分のあまりに近くに揚力発生部材２０が配置されていると、十分に強い斜め方向の流れの恩恵をもはや受けられないおそれがあろう。

揚力発生部材２０は、例えばジェットエンジンの支柱上で横滑りが最大になる位置、すなわち斜め方向の局所的な流れと航空機の上流の流れ（長手方向の流れ）の差が最大になる位置にある。
より詳細には、揚力発生部材２０は、互いに反対側にある２つの端部を有する。すなわち、ジェットエンジンの支柱に固定されていて基部として機能する端部２０ａ（図２）と、この端部から離れている自由端２０ｂである。
したがって揚力発生部材は、１つの延伸方向（高さとも呼ぶ）に延びている。この延伸方向は、図４（ナセルの正面図；矢印は、胴体のある方向を示す）に示した例では、翼１４のほぼ水平な上側の面（上面）にほぼ垂直である。

しかし図１と図２に鉛直な状態を示してある揚力発生部材２０の延伸方向は、翼の上面に対してある傾斜角だけ傾けることもできる。この傾斜角は必ずしも９０°に等しい必要はないが、少なくとも３０°に等しい。
９０°とは異なる傾斜角を図５に示してある（ナセルの正面図；矢印は胴体のある方向を示す）。

実際、揚力発生部材がこのような傾斜角を持つことで、揚力発生部材に斜め方向の局所的な流れがぶつかったとき、揚力発生部材は、航空機の全体的な空力的抗力を著しく小さくするのに十分な揚力を発生させることができる。
揚力発生部材がジェットエンジンの支柱１８の稜線に固定されているときと、揚力発生部材がこの稜線の近くに設置されているときには、揚力発生部材は、このような傾斜角を採用できることにも注目する必要がある。

揚力発生部材２０の濡れ面は、航空機の空力的抗力をどれだけ小さくしたいかと、航空機の全体的なサイズとに応じて調節されることに注意されたい。
揚力発生部材があまりに大きな固有の抗力を発生させないようにするため、揚力発生部材のサイズを決めることにより、最小の面積で最大の揚力を発生させることが望まれる。

揚力発生部材を構成する外形のねじりと反りの法則は、航空機の全体的空力軸系で測定した横滑りと、この揚力発生部材に対する望ましい空力的負荷とが、揚力発生部材の前縁に沿ってどのように変化するかによって決定されることに注意されたい。
より詳細には、揚力発生部材の高さに垂直な各横断面の形状を、斜め方向の局所的な流れを考慮して規定する。

揚力発生部材のサイズは、揚力発生部材の延伸方向、すなわち高さ方向のサイズと、濡れ面のサイズを調節することによって決定されることに注意されたい。
例えば揚力発生部材の外面と高さの比が一般に１〜４（この値は航空機の全体的なサイズに依存する）だと、斜め方向の局所的な流れが揚力発生部材にぶつかるときに発生する揚力（最大にせねばならない）と、誘導される局所的固有抗力（小さくしようとする）をうまく妥協させることができる。
例えば濡れ面は４ｍ^２であり、揚力発生部材の高さは１ｍである。すると比は４になる。

さらに、揚力発生部材２０にとってできるだけ大きな揚力を得るため、高さを決めるもとになる鉛直軸に対する揚力発生部材の角度位置を調節する。
例えば揚力発生部材を構成している外形に全体として垂直な軸に対する揚力発生部材の位置を調節することで、すなわち斜め方向の局所的な流れに対する揚力発生部材の位置を調節することで、揚力発生部材の揚力面に流れが最適な状態でぶつかるようにする。
すると、空力的揚抗比、すなわち揚力と抗力の比を最大にすることができる。

揚力発生部材が存在していると、揚力発生部材の表面に形成される圧力場に応じて、すなわち航空機の周囲の流れの特徴に応じて翼の表面における空気の流れを改善できることに注意する必要がある。
揚力発生部材の後縁の下流に誘導される圧縮効果を実際に利用して主翼の造波抗力を遅らせることができる場合がある。
例えば翼で揚力発生部材の下流に位置する部分は、揚力発生部材がない場合よりも小さな速度の流れに曝される。

図１と図２の実施例に示してあるように、揚力発生部材の自由端２０ｂは必ずしも端部２０ａの鉛直上方に位置していなくてもよい。実際、自由端２０ｂは、長手方向（胴体の軸）に沿って下流のほうにずらし、ジェットエンジンの支柱１８に固定された端部２０ａのある上流位置よりも下流に位置するようにできる。
したがって揚力発生部材２０は、下流に向かって傾いている。これは、遷音速領域、すなわち局所的マッハ数が０．６を超える領域で揚力発生部材によって発生する固有局所的抗力を制限するのに特に有効である。

図６（支柱とその周辺部の部分断面図）に示してあるように、一変形例では、揚力発生部材３０は、ジェットエンジンの支柱１８の内部から来る空気の流れの通路を規定する内部通路３２を有する。
より詳細には、支柱１８の内部の流れは、例えばジェットエンジン内部の空調システムの冷たい通路から来る。
したがって揚力発生部材３０が存在することを利用して支柱から来るこの流れを排出する。
より詳細には、揚力発生部材３０は壁面を備えていて、この壁面の外面がこの揚力発生部材の外形を規定し、この壁面の内面が流体の流れを排出する内部通路を規定している。

図６に示してあるように、この通路は端部３２ａがジェットエンジンの支柱１８の内部に通じており、支柱１８の中を延びるとともに、揚力発生部材に沿ってこの揚力発生部材の自由端３０ｂの方向に向かって通路の反対側の端部３２ｂまで延びている。

通路内を循環する流れを外に排出できるようにするため、外に通じる１つまたは複数の開口部（例えば切断線Ａ−Ａによる図７の拡大図に示した開口部３４）が、揚力発生部材の壁面上の１つまたは複数の場所に設けられている。

図７には、揚力発生部材の壁面の外形３０ｃを断面図として示すとともに、端部３０ａと一体化している揚力発生部材の基部におけるこの壁面の外形を示してある。
開口部は揚力発生部材の壁面に沿って設けることが可能であることに注意されたい。これらの開口部は、規則的に配置されていても、規則的に配置されていなくてもよい。

開口部は、揚力発生部材の面のうちで斜め方向の流れを受けるのとは反対側の面（図３の上側の面）に設けられている。
あるいは開口部は、揚力発生部材の自由端３０ｂに、または自由端３０ｂの近くに設けることもできる。
通路の端部３２ｂはそれ自体が開口部を構成している。
開口部は通路の断面積は、どのような航空機であるかによって０．１〜２ｄｍ^２であることに注意されたい。
また、これら２つの可能性をまとめられることにも注意されたい。すなわち開口部は、揚力発生部材の壁面に沿って揚力発生部材の自由端に至るまで設けることができる。

航空機の胴体と翼に対する本発明の揚力発生部材の設置状態の全体的な様子を斜め方向から見た概略図である。 航空機の胴体から図１の揚力発生部材を斜めに見た拡大概略図である。 図２の揚力発生部材と、関係するいろいろな力とを上から見た拡大概略図である。 図１と図２に示した揚力発生部材の正面図である。 図４の揚力発生部材の角度方向が異なる別の一実施態様である。 別の一実施態様による揚力発生部材の流れ排出内部通路と開口部を示す概略図である。 図６のＡ−Ａで切断した断面の拡大図である。

Claims (8)

1. 長手方向の胴体と、その胴体の両側に対称に接続された少なくとも２つの側方翼と、ジェットエンジンの支柱（１８）を介してそれぞれの側方翼に固定された少なくとも１つのジェットエンジンのナセルとを備える航空機において、
   特定の形状を持つ少なくとも１つの揚力発生部材（２０；３０）が前記ジェットエンジンの各支柱に設けられていて、航空機の上流の空気流れが胴体と側方翼に作用して発生する斜め方向の空気流を揚力発生部材（２０；３０）に作用せしめて、推進力となる力を発生させており、
   前記少なくとも１つの揚力発生部材（２０；３０）が、前記ジェットエンジンの支柱（１８）に固定された端部（２０ａ；３０ａ）から、対応する側方翼の上面に対して少なくとも３０°傾いた延伸方向に沿って前記端部から離れながら延びている、
   ことを特徴とする航空機。
2. 前記少なくとも１つの揚力発生部材（２０；３０）が、前記ジェットエンジンの支柱（１８）の稜線上、またはその稜線の近くに設けられている、ことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 前記少なくとも１つの揚力発生部材（２０；３０）が、前記ジェットエンジンの支柱（１８）の長手方向に沿って、その支柱で側方翼に固定されている部分から翼弦線の１０％〜７０％の距離の位置に設けられている、ことを特徴とする請求項１または２に記載の航空機。
4. 前記少なくとも１つの揚力発生部材（２０；３０）のｍ ² 単位で表わした濡れ面の表面積と、ｍ単位で表わした前記ジェットエンジンの支柱に固定されている端部から測定した高さの比が１〜４である、ことを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の航空機。
5. 前記少なくとも１つの揚力発生部材（２０；３０）が、航空機の空力的抗力をどれだけ小さくしたいかと、航空機の全体的なサイズと、に応じて調節される濡れ面を持つ、ことを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機。
6. 前記少なくとも１つの揚力発生部材（２０；３０）が、前記ジェットエンジンの支柱に固定されている端部の反対側に自由端（２０ｂ；３０ｂ）を持ち、その自由端は、固定された前記端部（２０ａ；３０ａ）のある上流位置に対して下流を向いているため、長手方向に沿って下流に向かう傾斜が前記揚力発生部材に与えられている、ことを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載の航空機。
7. 前記少なくとも１つの揚力発生部材（２０；３０）が小さな翼の形状を有する、ことを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載の航空機。
8. 前記少なくとも１つの揚力発生部材（３０）が、流体の流れを排出する内部通路（３２）を規定する壁面を備えていて、
   その通路は、一方の端部（３２ａ）において、前記流体の流れの出所である前記ジェットエンジンの支柱（１８）の内部に通じており、その端部から離れた位置において、前記揚力発生部材の壁面に設けられていてその揚力発生部材の外部に向かって開いた少なくとも１つの開口部（３４、３２ｂ）に通じている、ことを特徴とする請求項１〜７のいずれか１項に記載の航空機。

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