JP5344917B2 - 空気力学的流れのためのシステムおよび関連する方法 - Google Patents

Description

発明の背景
１） 発明の分野
この発明は、空気力学的流れのためのシステム、およびより特定的には、航空機の翼の上の境界層流を制御することができるシステムに関する。

２） 関連技術の説明
現在の航空機については数多くの問題が存在し、この発明はこれらの問題を解決することに向けられる。
航空機設計者の設計目的の１つは、さまざまな飛行条件に対する高い空気力学性能を確保することにある。輸送機の主要な設計目的は、高揚力能力が重要な要件となる離着陸中の性能である。離着陸が特に困難なのは、空気力学性能の主な決定要素である粘性効果に流れが支配されるからであり、効率的な高揚力システムの開発には粘性流の特性を変える能力が不可欠である。

粘性流構造を変えるための技術は、効率を向上させる潜在的な力が極めて高いので、非常に望ましい。粘性流を操作するためのさまざまな流体アクチュエータが広範囲な用途のために開発されてきた。これらのアクチュエータは、翼面上のさまざまな点において流体の振動排出および受容をもたらす。これらの装置の大きな長所は、ゼロ純質量流のパルス（Zero-Net-Mass-Flow pulsation）（「ＺＮＭＦ」）を使用し、すなわち流体源を必要としないことである。ＺＮＭＦの利点は２つある。エンジンからの高圧コンテナまたはブリードエアが回避されること（ブリードは推進効率を減じる）と、複雑な配管を必要とせずに流れ制御システムが組込まれ得ることである。

振動強制力を用いる流れ制御システムは、電気駆動の流体工学を使用するか、または燃焼動力装置を使用することができる。電気アクチュエータは、動くダイヤフラムまたはピストンを用いてオリフィスを通して噴出／吸込を生じる一方、燃焼アクチュエータは出口を通してパルス噴流を放出する。一般に、いくつかの種類の電気アクチュエータがある。電磁気式（またはスピーカに使用されるような音声コイル）、電気機械式（ピストン駆動）、圧電式（これにより、金属化ダイヤフラムが電気パルスにさらされると屈曲する）である。

たとえば、グレーザー（Ｇｌｅｚｅｒ）らへの米国特許番号第５，９８８，５２２号は、流体流の方向を修正するための合成噴流アクチュエータを開示する。このアクチュエータは内部チャンバを有するハウジングを含み、ハウジング内の機構が内部チャンバ内の容積を周期的に変えるために利用され、その結果、一連の流体渦が生じてオリフィスから外部環境へと噴射される。この機構は、電気的バイアスまたは圧電素子によって作動される、ピストンまたはダイヤフラムを含むことができる。この機構は作動流体を用い、そこでは流れシステムへの純質量噴射なしにシステムに線形運動量が転送されるよう、アクチュエータが配置されている。さらに、合成噴流がオリフィスから伝播するようにダイヤフラムを振動させるため、制御システムが利用される。

振動流体アクチュエータは、さまざまな流れの問題についてかなり有効であることが証明されている。しかしながら、飛行用の新規な航空機についてこの技術が実現される前に、不安定な励起に関連するいくつかの欠点が解決されなければならない。たとえば、振動アクチュエータはいまだ開発段階にあり、その実用性および頑強性については現実の作動環境の調査が必要である。さらに、パルス励起は、構造的一体性に有害であり構造的疲労について重大な示唆を有する、著しい振幅を伴う不安定な力およびモーメントを結果とし
て生じる。これは、拡張可能なリンク機構および軌道システムを用いるスラット要素およびフラップ要素が配置された多要素の翼システムにとって、特に重大な問題である。不安定な力およびモーメント励起による境界層制御の質もまた、振動アクチュエータでは制限される。さらに、電気的に駆動されるアクチュエータの物理的制限（ダイヤフラムの変位、オリフィスの大きさ、およびチャンバの大きさ）により、最大噴流速度および、そのために、エネルギ出力についても制限がある。燃焼アクチュエータはより高い噴流速度を生成するが、オリフィスが小さいため、そのエネルギ出力も制限される。燃焼動力アクチュエータには空気源が必要ではないが、これらの装置は燃焼性物質を用い、これが機体内に貯蔵所、供給管路および防火壁を必要とする。さらに、燃焼ベースのシステムには潜在的に危険要素があるので、航空機作業者および一般公衆が市場で受け入れることについては、大きな障害がある。

したがって、航空機の翼の上の境界層流を制御するためのシステムを与えることが有利である。さらに、航空機の翼の空気力学性能を向上させるシステムを与えることが有利である。さらに、離着陸中の航空機の性能を向上させるために航空機の翼に容易に使用されるシステムを与えることが有利である。

発明の概略
この発明の実施例は、航空機の翼の上の境界層を制御するためのシステムを与えることにより、上記の問題に対応し、他の解決策を達成する。このシステムは、互いに流体連通するポートを通る流体流を調整する、流体手段を使用する。そのため、ポートおよび流体装置は多要素の航空機の翼のさまざまな位置に配置され、翼の上の境界層流を連続的に制御して、粘性効果を減じる。計算上の流体力学の結果として、複数のリンクしたポートを連続的に調整することにより、より循環が大きく粘性効果が減じられた、より能率化された流れを結果として生じることが示されている。空気力学上の改善により、より高い揚力係数Ｃ_Lおよび減じられた抗力係数Ｃ_Dが生成される。この流れ作動により、非粘性レベルに近く、かつそれより高い揚力レベルが達成可能である。

この発明の１つの実施例では、航空機の翼の上の境界層流を制御するためのシステムが与えられる。システムは少なくとも１つの翼要素、および、翼要素に規定され、かつ互いに流体連通する複数のポートを含む。このポートは、翼要素の上面および／または下面に規定され得る。さらに、少なくとも１つのポートは翼要素の後部部分に規定されてもよい。このシステムは、翼要素の流体の境界層流を制御するため、連続的に少なくとも１つのポートを通して流体を受容して少なくとも１つの他のポートから流体を排出するよう動作可能な、少なくとも１つの流体装置（たとえば電気動力ポンプ）をも含む。

この発明のさまざまな局面では、流体装置は、ポートを通る流体流を調整するためにゼロ純質量流を使用する。流体装置は、作動されたポートの各々を通って流体が同時に流れるよう複数のポートを作動させ、かつ複数のポートを自動でまたは手動で作動させるよう、動作可能であり得る。翼要素は、主翼要素に相互連結されたスラットおよびフラップを含んでもよい。流体装置は、スラット、主翼要素、および／またはフラップに関連する複数のポートを作動させ得る。

この発明の実施例は、さらに航空機の翼の上の流体の境界層流を制御する方法を与える。この方法は、少なくとも１つの翼要素を含む航空機の翼の上の流体流を開始することと、翼要素の上の流体の境界層流を制御するために、各翼要素に規定された複数のポートを通して流体を受容し、放出することにより、航空機の翼の上の流体流を連続的に調整することとを含む。流体流を開始することは、翼要素の上の流れのオンセットが開始されるよ
うに航空機の離陸または着陸を始めることを含む。

この方法の局面では、調整するステップは、互いに流体連通する複数のポートに関連する流体装置を作動させることを含む。調整するステップはさらに、複数のポートを同時に調整し、かつ／または、翼要素の上面に規定された１対のポートを通して流体を受容し、放出することを含む。同様に、調整するステップは、翼要素の下面に規定されたポートを通して流体を放出し、翼要素の上面に規定されたポートを通して流体を受容することを含むことができる。さらに、調整するステップは、上面に規定されたポートを通して流体を受容し、翼要素の下面に規定されたポートを通して流体を放出することを含んでもよい。調整するステップは、スラット、主翼要素、およびフラップなどの複数の翼要素に規定された複数のポートを通して流体を受容し放出することを含んでもよい。

このように一般用語でこの発明を記載してきたが、ここで必ずしも縮尺どおりには描かれない添付の図面が参照される。

発明の詳細な説明
ここでこの発明は添付図面を参照してより完全に下記に記載され、図面にはこの発明のすべてとは限らないがいくつかの実施例が示される。実際、この発明はさまざまな形態で具体化されてもよく、ここに述べられた実施例に限定して解釈されるべきではない。むしろ、適用可能な法定事項をこの開示が満たすように、これらの実施例が与えられている。同じ番号は一貫して同じ要素を指す。

ここで図面、特に図１を参照して、多要素の航空機の翼１０の上の境界層流を制御するためのシステムが示される。航空機の翼１０は一般に複数の翼要素１２、１４および１６を含む。翼要素１２、１４および１６の各々は、そこに規定された複数のポートを含む。翼要素１２、１４および１６の各々の上の境界層流を制御するため、ポートを出入りする流体流を調整するために、流体手段１８が利用される。一般に、流体装置は、航空機の翼１０の性能を向上させるために、離着陸中にポートを通る流体流を制御するよう選択的に動作可能である。そのため、航空機の翼１０の空気力学的特性、特に揚力は、さまざまな迎え角で、かつさまざまな飛行条件下で向上され得る。

多要素の航空機の翼１０、または翼型は、典型的には複数の翼要素、すなわち、スラット１２、主翼要素１４、フラップ１６を含む。さらに、スラット１２、主翼要素１４およびフラップ１６の各々は、多要素翼１０の表面に沿った境界層の制御のために、１つ以上のポートを含む。しかしながら、本願明細書では多要素の航空機の翼に言及されるが、この発明の付加的な実施例では、所望であれば、単一の翼要素を含む航空機の翼が使用されてもよいことが理解される。さらに、空気力学性能を向上させるために、いかなる数の揚力面の上の複数のポートおよび流体装置によっても流れが調整され得ることが理解される。たとえば、ポートは、尾翼、舵、胴体、ヘリコプターの羽根、または他の空気力学体に規定されてもよい。

図１は多要素の航空機の翼を示し、翼は、１対のポートｓ１およびｓ２を含むスラット１２と、１対のポートｍ２およびｍ３を含む主翼要素１４と、１対のポートｆｌおよびｆ２を含むフラップ１６とを含む。ポートの各々は、スラット１２、主翼要素１４およびフラップ１６のそれぞれの上面に規定される。しかしながら、図２に示されるように、航空機の翼の上のさまざまな位置において、航空機の翼１０の上面および下面の両方にポート
を規定してもよい。このように、ポートｓ３−ｓ４、ｍ４−ｍ５およびｆ６は、それぞれの翼要素の下面に規定される。ポートは、流体がポートを通して受容されたり放出されたりし得るように、それぞれのスラット１２、主翼要素１４、またはフラップ１６に延在するよう概して規定される。さらに、それぞれのスラット１２、主翼要素１４、およびフラップ１６に規定された対のポートは、１つのポートがそのポートに入る流体流を容易にする一方で第２のポートがそのポートから出る流れを容易にすることができるように、相互連結され、互いに流体連通する。しかしながら、互いに流体連通するさまざまな数のポートがあってもよい。たとえば、図２を参照して、フラップ１６の下面に規定された１つのポートｆ６は、フラップの上面に規定された１対のポートｆ１−ｆ２と流体連通していてもよい。典型的には、ポートｓ１−ｓ２およびｍ２−ｍ３はスラット１２および主翼要素１４のそれぞれの後部部分に規定されるが、ポートは、所望の空気力学的特性を達成するために、さまざまな翼要素に規定し、またスラット、主翼要素、フラップ１６のさまざまな位置に規定することができる。たとえば、ポートは、主翼要素１４の前縁に隣接するよう、またはスラット１２、主翼要素、フラップ１６のうち１つ以上において、規定されてもよい。さらに、多要素の航空機の翼１０の断面図が示されるが、ポートが翼に沿ってさまざまな翼幅の構成で規定されてもよいことが理解される（たとえば、位置合わせされたり、互い違いであったり、位置合わせされてなかったり、などである）。

図３および図４は、クルーガースラット（Kruger slat）２２が使用される、この発明のさらなる局面を示す。図３は、クルーガースラット２２がポートｓ１およびｓ２を含み、主翼要素２４はポートｍｌおよびｍ２を含み、フラップ２６はポートｆｌ、ｆ２、ｆ３およびｆ４を含むことを示す。図３に示されるポートの各々は、多要素の航空機の翼２０の上面に規定される。図４は、航空機の翼２０の上面および下面の両方にポートが規定されてもよいことを例示する。そのため、クルーガースラット２２は、スラットの上面に規定されるｓｌ−ｓ２を含む一方、ポートｓ３−ｓ４はスラットの下面に規定される。同様に、主翼要素２４は上部のｍｌ−ｍ４および下部のｍ５−ｍ８ポートを含む一方で、フラップ２６は上部のｆｌ−ｆ５および下部のｆ６−ｆ１０ポートを含む。このように、所望の空気力学的特性を達成するために、航空機の翼および航空機の翼に規定されたリンクしたポートのさまざまな構成があり得る。

ポートを出入りする流体流を調整するために複数の流体装置１８が使用される。流体装置１８は、ポートを通る流体流を調整するために典型的にはゼロ純質量流（すなわち、外部流体源を必要としない）を使用し、１つ以上のポートを作動させるためにさまざまな種類の機構を用いることができる。典型的には、電気動力ポンプが用いられて、多要素の航空機の翼の上の境界層流に影響するよう、互いに流体連通する少なくとも１対のポートを通して連続的に流体を受容し（すなわち吸込み）放出（すなわち噴出）する。しかしながら、所望であれば、ポートを通る流体を受容し放出するための一定した流れ装置が用いられてもよい。さらに、いくつかのポートが同時に作動されてもよい。

さらに、流体装置１８は、より高い揚力レベルを達成するために、航空機の翼の上の流体流の共働的な制御を達成するよう、スラット、主翼要素、および／またはフラップに関連するポートを作動させることができる。図３および図４は、流体装置１８が翼要素の各々において１対のポートと関連していることを示す。しかしながら、流体装置１８は、航空機の翼の空気力学性能における利得の増大を実現するために、いかなるポートの数も選択的に作動させてもよい。一般にポートは、高揚力が望まれる航空機の離着陸中に作動される。さらに、それぞれのポートを通る流体流は、離着陸中は典型的に連続的であるが（すなわち流体は一定して受容および噴出される）、所望であれば、振動流体流を達成するために、離着陸中に選択的にポートを調整することができる。流体は、流体流の一般的な方向にそれぞれのポートを通して一般に放出されるが、流体は、それぞれのスラット、主翼要素またはフラップに隣接もしくは直交するようなさまざまな方向、または流体流の方
向とは反対の方向に放出されることができる。さらに、流体は、翼の空気力学性能に影響するために、航空機の翼の下面に受容されて翼の上面に放出されても、翼の上面もしくは下面に受容され放出されても、または翼の上面に受容されて翼の下面に放出されてもよい。さらに、流体装置は、ポートが自動的に作動するように、フィードバックシステムに関連して動作してもよい。たとえば、航空機の翼の上のセンサは翼の上を流れる流体を示すさまざまな空気力学的特性に関する情報を与えることができ、その結果、空気力学性能を向上させるために、その情報に基いて特定のポートが作動されてもよい。しかしながら流体装置は、所望の時に、または離着陸時など予め定められた飛行条件においてポートを作動させるように、手動で動作されてもよい。

図５Ａは、スラット３２、主翼要素３４およびフラップ３６の各々に規定されたポートを含む多要素の航空機の翼３０を示す。スラット３２はポートｓｌ−ｓ２を含み、主翼要素３４はポートｍｌ−ｍ３を含み、フラップ３６はポートｆｌ−ｆ５を含む。図５Ｂ−図５Ｄは、多要素の航空機の翼３０のさまざまな空気力学的特性を示すグラフを与える。離陸条件をシミュレートする目的のため、スラット２２は延伸され、フラップはδ＝２４°で偏向されている。

図５Ｂは、非粘性流、多要素の航空機の基準翼（すなわちいずれのポートも作動されない）の上の粘性流、ならびに、スラット３２、主翼要素３４およびフラップ３６に関連するさまざまなポートが作動された多要素の航空機の翼の上の粘性流について、迎え角αに対してプロットされた揚力係数Ｃ_Lを示す。下記の取り決めは、作動パターンを特定するために用いられる。番号はポート番号を表示し、マイナス（「ｍ」）およびプラス（「ｐ」）はそれぞれ受容と放出を表示する。たとえば、ｓ（ｌｍ２ｐ）、ｍ（２ｍ３ｐ）およびｆ（２ｍ３ｐ）は、スラット３２、主翼要素３４およびフラップ３６の各々の上面のアクチュエータを説明し、ここで、ｆ（２ｍ３ｐ）は、ポート２に吸込を有し、ポート３に噴出を有するフラップアクチュエータを指定する。

図５Ｂに示されるように、スラット３２、主翼要素３４、および／またはフラップ３６においてポートを作動させることにより、いずれのポートも作動されない多要素の航空機の基準翼よりも高いＣ_Lが約９°の迎え角の上に与えられる。さらに、ポートｓ（ｌｍ２ｐ）、ｍ（２ｍ３ｐ）およびｆ（２ｍ３ｐ）を作動させることは、Ｃ_LMax（〜６．０）において最大増加を与え、結果として約２２°の迎え角まで非粘性揚力よりも高くなる。ポートｍ（２ｍ３ｐ）およびｆ（２ｍ３ｐ）を作動させることは、結果として約１２°の迎え角まで非粘性レベルと一致する揚力となる。図５Ｃ（ドラッグポーラ）はさらに、スラット３２、主翼要素３４、および／またはフラップ３６におけるポートを作動させることが、概して、所与の揚力レベルについて基準翼との比較においてより低い抗力を結果として生じることを示す。したがって、多要素の航空機の翼３０のポートを作動させることは、抗力係数（Ｃ_Ｄ）のほぼ全範囲について航空機の基準翼との比較において増大したＣ_Ｌを結果として生じる。上述のように、Ｃ_Lmax、すなわちＣ_Lの到達可能な最大値を増加させることは失速速度を減少させ、それによってより短い離着陸距離が容易になる。さらに、ペイロード能力が増大され得る。

図５Ｂおよび図５Ｃに例示されたシミュレーションは、空気力学性能が作動モードによって著しく影響され得ることを示す。特に図５Ｂに示される揚力曲線の線形部分において、スラット３２、主翼要素３４、またはフラップ３６の各々に関連するポートの別個の作動によっても、結果として空気力学性能の適度な改善が生じる。しかしながら、スラット３２、主翼要素３４およびフラップ３６の各々における作動パターンを組合せることは、非粘性レベルに達するかまたは超過するのに非常に有効である。一般に、非粘性レベルを越えた揚力レベルの達成は、流体装置によって与えられる純運動量増加に依存して得ることができる。

図６Ａ−図６Ｃは、多要素の航空機の翼の上面で生じる受容および放出によって得られる揚力（すなわちＣ_L）を示し（「ＵＴＵ」は上面から上面へ、を示す）、多要素の航空機の翼の下面での受容および上面での放出（「ＬＴＵ」は下面から上面へ、を示す）を示す。ＵＴＵ構成は３つのポートｓ（ｌｍ２ｐ）、ｍ（２ｍ３ｐ）およびｆ（２ｍ３ｐ）を作動させることを含む一方、ＬＴＵ構成は６つの上部および下部ポートの組を作動させることを含み、ここで噴出ポートは、ｓ（ｌｐ２ｐ）、ｍ（２ｐ３ｐ）およびｆ（２ｐ３ｐ）によって示される。ＬＴＵ構成の作動中、流体装置は、翼の下面に配置された吸込ポートを通して空気を受容し、翼の上面のそれぞれの排出ポートを通して空気を放出する。さらに、図６Ａ−図６Ｃは、作動されたポートのない航空機の基準翼、非粘性流、および振動作動（すなわち個々のポートを作動させる）と同じグラフ上にＵＴＵ構成およびＬＴＵ構成をプロットする。図６Ａは離陸構成（フラップ角δ＝１３°）に対応し、図６Ｂは別の離陸構成（δ＝２４°）に対応し、図６Ｃは着陸構成（δ＝４０°）に対応する。

図６Ａ−図６Ｃは、一定の流体流に関連してＵＴＵ構成およびＬＴＵ構成を用いることが、振動流れ制御（「ＯＦＣ」）および基準構成との比較において、増大したＣ_Lを結果として生じることを示す。ＵＴＵ構成およびＬＴＵ構成の両方はさらに、δ＝１３°について約２４°未満の迎え角、およびδ＝２４°について約２２°未満の迎え角について、非粘性レベルより高い揚力を生成する。さらに、ＯＦＣ構成は、ＬＴＵ構成のＣ_Lmaxに比較して、基準翼よりもＣ_Lmaxの約５０−６０％を達成した。さらに、ＬＴＵ構成はＵＴＵ構成よりもわずかに性能が良かった。上面から下面への負（すなわち高圧領域から低圧領域へ）の圧力差分に起因して電力需要が減じられるので、ＬＴＵ構成を利用することが望ましい。シミュレーションは、非粘性揚力レベルが達成可能であるのみならず、予め定められたポートが作動され、流体流がそこを通って一定である場合、そのレベルをさらに超越することができることを示す。

図７Ａおよび図７Ｂは、図６Ｃの基準の場合と流れ制御の場合について多要素の航空機の翼の全圧領域を示し、ＵＴＵのｓ（ｌｍ２ｐ）、ｍ（２ｍ３ｐ）およびｆ（２ｍ３ｐ）に従って作動が与えられる。画像では、４０°のフラップ偏向および１６°の迎え角の流れ領域を示す。基準の場合、約３．９１のＣ_Lを結果として生じる一方で、作動では６．１４を生じる。図７Ａは、流れ制御なしでは流れが効率的ではないこと、すなわち、個々の翼要素に関連する粘性層および伴流が全圧損失を伴い、かなり大きいことを示す。対照的に図７Ｂは、作動によって、結果として多要素の航空機の翼３０の上に全圧損失が減じられてより流れが能率化されたより狭い粘性層を生じることを示す。その結果、より大きな回転角が航空機の翼の伴流に規定され、それが揚力を増し、流れ反転が、なくならないとすれば、減じられる。さらに、図８Ｂは、航空機の翼に関連するポートを作動させることによってより能率化された速度構成要素をも示す。図８Ｂに示されるスラット伴流は図８Ａに示される伴流よりも狭く、速度欠陥は減じられている。フラップ３６の伴流における流れ反転も、なくならないとすれば、著しく減じられる一方で、上面において吸込レベルがより高いことによって示されるように、揚力も増加している。スラット３２の伴流が能率化された結果、主翼要素３４およびフラップ３６の上の流れの質は向上し、流れ反転はもはや生じない。

図９Ａは、この発明の別の実施例による多要素の航空機の翼４０を示す。多要素の航空機の翼４０は、クルーガースラット４２、主翼要素４４、および５０°で偏向したフラップ４６を含む。フラップ４６は、迎え角が小さい場合さえほとんどのフラップの上で流れが分離される着陸状態を表すよう、５０°偏向している。さらに、スラット４２はポートｓ１−ｓ２を含み、主翼要素４４はポートｍｌ−ｍ５を含み、フラップ４６はポートｆｌ−ｆ５を含む。以前のように、図９Ｂでは、ポートｍ（４ｍ５ｐ）およびｆ（ｌｍ２ｐ）、ｓ（ｌｍ２ｐ）およびｆ（ｌｍ２ｐ）、またはｓ（ｌｍ２ｐ）、ｍ（４ｍ５ｐ）および
ｆ（ｌｍ２ｐ）を選択的に作動させることが、基準構成（すなわちいずれのポートも作動されない）および振動作動ＯＦＣの両方に比較して、結果としてＣ_Lを増大させることを示す。一般に、多要素の航空機の翼３０の翼要素の各々におけるポートを作動させることは、約２４°未満の迎え角で非粘性レベルを超過し、航空機の基準翼よりも著しく高いＣ_Lmax（〜７．３）を達成する。さらに、図９Ｂは、ポートを通る一定の流体流が結果として振動流体流（Ｃ_Lmax〜６．２）よりも大きいＣ_Lとなることを示す。さらに、図９Ｃ−図９Ｄは、個々にポートを作動すること、振動流体流を利用すること、および作動のない基準翼に対し、同じポートの組合せが作動される場合の、所与の揚力係数についての減じられた抗力および増大したＬ／Ｄを示す。さらに、多要素の航空機の翼４０のポートを作動させることにより、結果として所与の抗力係数（Ｃ_D）に比較して増大したＣ_Lが生じる。

図１０は、クルーガースラットおよび５０°偏向したフラップを使用する多要素の航空機の翼について作動されるポートのさまざまな構成についてのＣ_L対迎え角のグラフ図を示す。示されるように、スラット、主翼要素、およびフラップの各々における複数のポート（ｓ（ｌｍ２ｍ）、ｍ（２ｐ３ｐ４ｐ５ｐ）およびｆ（ｌｐ２ｐ３ｐ４ｐ５ｐ））を作動させ、主翼要素およびフラップにＬＴＵ構成を用い、スラットに上面から下面への（「ＵＴＬ」）構成を用いると、結果として最高のＣ_Lmax（〜８．７）を生じ、少なくとも約３２°までの迎え角について非粘性レベルを超える性能を示す。さらに、スラット、主翼要素およびフラップの各々において１対のポートを作動させ、ＬＴＵ構成および／またはＵＴＵ構成の一方を用いると、結果として線形の揚力範囲全体にわたって非粘性レベルを超えるＣ_Lを生じる。ＵＴＵ構成およびＬＴＵ構成の性能は、より小さい迎え角（すなわち約１２°未満）では類似しているが、ＬＴＵ構成は、より大きい迎え角においては揚力について緩やかな低下を示す。この揚力の低下は、スラットがポートの作動によって悪影響を及ぼされ、その後縁伴流が主要素およびフラップにおける全体的な流れの質に有害であることを示す。スラットにおける流れ作動を反転すること、すなわち、スラットの上面で流体を受容しスラットの下面で流体を放出することは、結果として揚力の劇的な向上（Ｃ_Lmax〜８．０）を生じる。図１０はさらに、特に線形の揚力範囲で、ポートを通して連続的に流体を受容し放出することほどＯＦＣがここでも揚力の増加に対して有効ではないことを示す。

図１１Ａは、基準構成（Ｃ_L＝４．４２）について多要素の航空機の翼の上の全圧領域の図を示す。図１１Ｂでは、ポートｓ（ｌｍ２ｍ）、ｍ（２ｐ３ｐ４ｐ５ｐ）、およびｆ（ｌｐ２ｐ３ｐ４ｐ５ｐ）の各々が作動され（Ｃ_L＝８．４４を生じる）、その結果、スラット４２がＵＴＬ作動を利用する一方で、主翼要素４４およびフラップ４６がＬＴＵ構成を利用する。図１１Ａと図１１Ｂとを比較することによっても、特に主翼要素４４およびフラップ４６の後部部分の近辺において、多要素の航空機の基準翼と比較してより能率化された航空機の翼４０に関連する流れが示される。フラップ４６の伴流において流れ反転がなくなっている。このように、航空機の翼４０の翼要素の各々の複数のポートを作動させることは、スラット４２、主翼要素４４およびフラップ４６の粘性性の上面層および伴流に良い影響を及ぼす。回転角が大きいフラップ領域において流れが能率化され、結果として主翼要素４４およびフラップ４６におけるより強い循環とより高い揚力とを生じる。

図１２Ａ−図１２Ｃは、図１１Ｂに示された多要素の航空機の翼４０の上の流れの構造のさらなる詳細を示す。特に、図１２Ｂおよび図１２Ｃではさらに、スラット４２、主翼要素４４、およびフラップ４６の、それぞれのポートｓ（ｌｍ２ｍ）、ｍ（２ｐ３ｐ４ｐ５ｐ）、およびｆ（ｌｐ２ｐ３ｐ４ｐ５ｐ）を通る流体の受容および放出を表わす速度ベクトルを示す。

この発明の実施例はいくつかの利点を与える。特に、多要素の航空機の翼は、翼の上に流れる境界層を制御するための流体装置およびポートを含む。ポートを重要な場所、たとえば、航空機の翼の上の圧力の増大した場所、流れの分離する場所、または再循環の場所などに配置し、かつ所定の時間に特定のポートを作動させることにより、広範囲の迎え角において揚力を含む翼の空気力学性能を向上させることができる。多要素の航空機の翼のポートを作動させることは、通常はフラップと関連する流れ効果を結果として生じ得るが、それは抗力が減じられ、失速特性が向上している。さらに、多要素の航空機の翼への使用は粘性効果を緩和し、翼の上の重要な領域で境界層剥離が生じるのを減じることができ、その結果、流体流が非粘性レベルを超えることができる。ポートおよび流体装置は多要素の航空機への積載を管理するのに用いられてもよい。さらに、流体装置は、外部の流体源または複雑な配管を必要としないように、ゼロ純質量流を採用してもよい。

さらに、翼の積載管理が利用されて、さまざまな低速飛行条件での誘導抗力を最小限にすることができる。たとえば、離陸および上昇時において、システムは、誘導抗力を減じるためにほぼ楕円の翼幅荷重分布（span load distribution）を生成するよう設計され得る。より低い誘導抗力は結果としてエンジン出力の必要性を減じるので、エンジンが離陸時のノイズの主要な源であるからノイズが減じられる。さらに、誘導抗力がより低いと、ツインエンジンクラスの航空機用のエンジンサイズがより小さくなる。他方、接近および着陸中は、航空機のよりよい制御のために望ましい、より高い抗力のために、三角形の荷重分布を生成するようシステムを利用することができる。

当業者は、多くの修正およびここに述べられた発明の他の実施例に想到し、それはこの発明が前述の説明および関連する図面に示された教示の利益を有し、関連するであろう。したがって、この発明は開示された具体的な実施例に限定されず、かつその修正および他の実施例は添付された請求項の範囲内に含まれるよう意図されることが理解される。具体的な用語が本願明細書に使用されたが、これらは限定の目的のためではなく、一般的、記述的な意味でのみ用いられる。

この発明の１つの実施例による多要素の航空機の翼の断面図である。 この発明の別の実施例による多要素の航空機の翼の断面図である。 この発明の別の実施例による多要素の航空機の翼の断面図である。 この発明の別の実施例による多要素の航空機の翼の断面図である。 この発明の別の実施例による多要素の航空機の翼の断面図である。 図５Ａに示される多要素の航空機の翼のさまざまな空気力学的特性を示すグラフの図である。 図５Ａに示される多要素の航空機の翼のさまざまな空気力学的特性を示すグラフの図である。 この発明の１つの実施例による、多要素の航空機の翼の離着陸のためのさまざまなフラップ偏位についての揚力係数対迎え角を示すグラフの図である。 この発明の１つの実施例による、多要素の航空機の翼の離着陸のためのさまざまなフラップ偏位についての揚力係数対迎え角を示すグラフの図である。 この発明の１つの実施例による、多要素の航空機の翼の離着陸のためのさまざまなフラップ偏位についての揚力係数対迎え角を示すグラフの図である。 流れ作動のない多要素の航空機の基準翼の上の全圧領域を示す図である。 この発明の１つの実施例による多要素の航空機の翼の上の全圧領域を示す図である。 多要素の航空機の基準翼の上の流れの速度領域を示す図である。 この発明の１つの実施例による多要素の航空機の翼の上の流れの速度領域を示す図である。 この発明の別の実施例による多要素の航空機の翼の断面図である。 図９Ａに示される多要素の航空機の翼のさまざまな空気力学的特性を示すグラフの図である。 図９Ａに示される多要素の航空機の翼のさまざまな空気力学的特性を示すグラフの図である。 図９Ａに示される多要素の航空機の翼のさまざまな空気力学的特性を示すグラフの図である。 この発明の１つの実施例による多要素の航空機の翼のさまざまな流れ作動モードについての揚力係数対迎え角を示すグラフの図である。 多要素の航空機の基準翼の上の全圧領域を示す図である。 この発明の別の実施例による、多要素の航空機の翼の上の全圧領域を示す図である。 図１１Ａ−図１１Ｂに示される全圧領域を示す付加的な図である。

Claims (14)

1. 非対称な翼を持つ航空機の翼の上の境界層流を制御するためのシステムであって、
   主翼要素と、主翼要素に相互連結するスラットあるいはフラップの、少なくとも２つから構成される翼要素と、
   翼要素に規定された、少なくとも２対の、互いに流体連通する流体の受容ポートと放出ポートと、
   連続的かつ同時に、少なくとも２つの受容ポートから流体を受容し、少なくとも２つの放出ポートから流体を放出するよう動作可能な、少なくとも１つの流体手段とを含み、
   流体は、航空機の翼の下面から受容され、上面から放出されることが可能であり、又は、航空機の翼の上面から受容され、航空機の翼の下面から放出されることが可能である、システム。
2. 少なくとも１つの流体手段は、電気動力ポンプを含む、請求項１に記載のシステム。
3. ポートを通る流体流を調整するために、少なくとも１つの流体手段はゼロ純質量流を使用する、請求項１に記載のシステム。
4. 少なくとも１つの流体手段は、複数のポートを自動でまたは手動で作動させるよう動作可能である、請求項１に記載のシステム。
5. 少なくとも１つの流体手段は、スラット、主翼要素、またはフラップの少なくとも１つに関連する複数のポートを作動させる、請求項１に記載のシステム。
6. 少なくとも１つのポートは翼要素の上面に規定される、請求項１に記載のシステム。
7. 少なくとも１つのポートは翼要素の下面に規定される、請求項１に記載のシステム。
8. 翼要素の上面に規定された少なくとも１つのポートは、翼要素の下面に規定された少なくとも１つのポートと流体連通する、請求項１に記載のシステム。
9. 少なくとも１つのポートは翼要素の後部部分に規定される、請求項１に記載のシステム。
10. 非対称な翼を持つ航空機の翼の上の流体の境界層流を制御する方法であって、
    主翼要素と、主翼要素に相互連結するスラットあるいはフラップの、少なくとも２つから構成される翼要素を含む、航空機の翼の上の流体流を開始するステップと、
    少なくとも２対の、互いに流体連通する流体の受容ポートと放出ポートを通して、少なくとも１つの流体手段により流体を受容し放出することにより、航空機の翼の上の流体流を連続的かつ同時に調整するステップとを含み、
    翼要素の上の流体の境界層流を制御するために、複数のポートが各翼要素に規定され、流体は、航空機の翼の下面から受容され、上面から放出されることが可能であり、又は、航空機の翼の上面から受容され、航空機の翼の下面から放出されることが可能である、方法。
11. 開始するステップは、航空機の離陸または着陸を開始するステップを含む、請求項１０に記載の方法。
12. 調整するステップは、互いに流体連通する複数のポートに関連する、流体手段を作動させるステップを含む、請求項１０に記載の方法。
13. 調整するステップは、複数のポートを同時に調整するステップを含む、請求項１０に記載の方法。
14. 調整するステップは、複数の翼要素に規定された複数のポートを通して流体を受容し放出するステップを含む、請求項１０に記載の方法。