JP5361893B2 - 対になった固定フェザーを含む翼端フェザーならびに付随するシステムおよび方法 - Google Patents

Description

本開示は、概して、対になった固定フェザーを含む翼端フェザー、ならびに、付随するシステム、およびそのようなシステムを設計し、運転する方法に関する。

民間輸送航空機に用いられる翼の形状および構成の選択には、多大な設計製造努力が払われる。翼は、航空機重量を不必要に増加させることなく、低い抗力とともに高い揚力を発生させ、かつペイロードの輸送に十分な構造を提供することを含む数限りない設計目標を達成しなければならない。これらの往々にして矛盾する設計要件を満たすために、設計者は、不要な構造を求めることなく十分な揚力を生じるように翼の幅にわたって荷重を分散させるための数多くの技術を開発してきた。例えば、平らな翼用の「理想的な」荷重分散は、概ね楕円形である。しかしながら、従来の航空機の翼は、典型的に、楕円形の翼幅荷重を得るようには設計されていない。その代わりに、翼根における構造的曲げ荷重を低減する妥協した「三角形の」翼幅荷重を有する設計となっている。そのような設計は、誘導抗力のわずかな増大と引き換えに機体重量の減少を得るものである。妥協の程度は、航空機によって大きく異なる。

遷音速民間輸送航空機用の非常に効率的な後退翼構成の開発に設計者が成功したにも関わらず、航空機製造業者は、そのような翼の効率を高めることにより、航空機の燃料消費量を低減し、かつ航空機のペイロードを増大させるよう引き続き圧力を受けている。翼性能を向上させる１つの取り組みは、翼端装置の追加であった。例えば、いくつかの既存の民間輸送航空機は、翼端から垂直または概ね上向きおよび／または下向きに垂直に延在するウィングレットを含んでいる。翼端における揚力を高める別の取り組みは、翼端フェザーを含めることである。これらのフェザーは、典型的に翼端に対していくらか移動可能であり、かつ典型的に多数の離間したフェザー要素を含んでいる。そのような設計は、いくつかの設置には適していることが判明しているが、民間輸送航空機に適した低コスト、低重量、高効率の設計を引き続き開発することが求められている。

本開示の態様は、翼および翼端フェザーに関連した方法に関する。航空機の翼を設計する１つの方法は、上面と、下面と、機尾側へ後退した翼前縁とを有する翼に幾何学形状を与えることを含む。該方法はさらに、遷音速飛行条件における翼の上面への衝撃の位置に対してフェザーが及ぼすと予測される効果に少なくとも部分的に基づいて、第１フェザーおよび第２フェザーの幾何学形状および位置を選択することを含み、第１フェザーおよび第２フェザーは、翼の機外側端部に配置されており、かつ第２フェザーは、第１フェザーの機尾側に配置されている。

特定の実施形態において、翼もしくは第１フェザーまたは両者の幾何学形状を変更して、衝撃位置を変えることができる。別の特定の実施形態において、第１フェザーの後縁を機尾側へずらすことにより、衝撃位置を機尾側へずらすことができる。さらなる実施形態において、フェザーは、特定の幾何学形状特性を有するよう選択可能である。例えば、第１フェザーおよび第２フェザーは、翼に対して固定可能である。別の実施例において、翼の機外側部分は、端部翼弦長を有する翼端を有することができ、かつ第１フェザーは、端部翼弦長の少なくとも５０％の第１翼弦長を有するよう選択可能である。また、第１フェザーは、翼の後退角以上の第１後退角だけ機尾側へ後退可能であり、かつ水平位置に対して約４５度の角度だけ上向きに傾斜させることができる。第２フェザーは、第１後退角より大きい第２後退角だけ機尾側へ後退させた第２前縁を有することができ、かつ水平位置に対して約４５度の角度だけ下向きに傾斜している。

さらなる特定の実施形態は、航空機の運転方法に関する。特定の実施形態に係るそのような方法の１つは、後退翼民間輸送航空機を遷音速のマッハ数で飛行させ、翼の上面において衝撃を形成することを含む。該方法は、翼の機外側端部において翼に対して固定された第１フェザー、および翼の機外側端部に固定され、かつ第１フェザーの機尾側に配置された第２フェザーを介して衝撃の位置を制御することをさらに含むことができる。

図１は、本開示の一実施形態にしたがって構成された翼端フェザーを有する航空機を含むシステムの部分略背面等角図である。 図２は、図１に示した航空機の一実施形態の部分略正面図である。 図３は、本開示の一実施形態にしたがって構成された航空機翼の端部領域の背面図である。 図４は、図３に示した翼の機外側部分の平面図である。 図５は、本開示の一実施形態に係る翼端フェザーを有する翼の設計プロセスを示した工程系統図である。

以下の説明は、概して、対になっており、かつ航空機に対して固定されている端部フェザーを含む航空機用翼端フェザー、ならびに、付随するシステム、およびそのようなシステムを設計し、運転する方法を含む方法に関する。よく知られており、かつ当該システムおよび方法の態様に関連することのよくある構造および／またはプロセスを説明する詳細のいくつかは、簡略のため以下の説明には記載されていない。そのうえ、以下の開示は、いくつかの代表的実施形態を記載しているが、その他のいくつかの実施形態は、本開示において説明されているものとは異なる構成および／または構成要素を有する可能性がある。例えば、他の実施形態は、追加の構成要素を有していてもよく、かつ／または図１から図５を参照して下で説明する構成要素のいくつかを削除してもよい。

図１は、特定の実施形態にしたがって構成された航空機１１０を含むシステム全体１００の部分略背面等角図である。航空機１１０は、機軸１１２に沿って伸長した胴体１１１と、胴体により支持された翼１２０とを含むことができる。翼１２０および胴体１１１は、機軸１１２のまわりを横揺れし、かつピッチ軸１１６のまわりを縦揺れし得る。航空機１１０はさらに、ピッチ方向およびヨー方向における安定性および制御のための水平安定板１１４と垂直安定板１１５とを携える尾部１１３を含むことができる。推進システム１３０は、ナセル１３２により支持されるターボファンエンジン１３１を介して航空機１１０への推進力を提供する。ナセル１３２は、図１に示されているように翼１２０により、および／または胴体１１１を含む航空機１１０の他の部分により支持されていてもよい。例示目的で図１では四発ジェット航空機が示されているが、本開示の態様は、二発構成、非ターボファンエンジンおよび／またはその他の翼形状を含む他の構成を有する航空機に適用可能である。

翼１２０の各々は、フェザーシステム１４０を含むことができる。フェザーシステム１４０は今度は、第１フェザー、例えば機首側フェザー１４１と、第２フェザー、例えば機尾側フェザー１４２とを含むことができ、両者とも翼１２０に対して固定可能である。第１フェザー１４１および第２フェザー１４２が固定して配置されていることと、各翼１２０に２枚のフェザーしか存在していないこととにより、フェザーシステム１４０の設計、設置および運転が簡略化できる。さらに、航空機性能全体を向上させるフェザーシステム１４０の態様は、図２から図４を参照して下でさらに説明する。

図２は、水平軸Ｈおよび垂直軸Ｖに対して翼１２０の各々の位置を示している、図１に示した航空機１１０の正面図である。各翼１２０は、翼１２０が胴体１１１に接続されている機内側部分１２１と、幅方向において胴体１１１から外向きに配置されている機外側部分１２２とを含む。機外側部分１２２は、翼端面１２４において水平軸Ｈから上向きに傾斜させてもよい端部１２３を含む。一般に端部１２３において携えられている第１フェザー１４１および第２フェザー１４２は、水平軸Ｈおよび／または翼端面１２４に対して特定の配置および向きを有していてもよく、これらの特徴により、航空機１１０に対してより高い性能という恩恵が与えられると考えられている。

図３は、図１および図２に示した右側翼１２０の機外側部分１２２の背面図である。図３に示したように、第１フェザー１４１は、水平軸Ｈに対して第１傾斜角Ｃ１だけ上向きに傾斜しており、第２フェザー１４２は、水平軸Ｈに対して第２傾斜角Ｃ２だけ下向きに傾斜している。傾斜角Ｃ１およびＣ２の各々は、特定の実施形態によって最大約６０度の値を有することができる。図３に示した実施形態において、第１傾斜角Ｃ１は、（第１フェザー１４１の前縁の中点まで測定した）約４５度の値を有しており、第２傾斜角Ｃ２は、（第２フェザー１４２の前縁の中点まで測定した）約２０度の値を有している。第１フェザー１４１と第２フェザー１４２との間の内抱（included）傾斜角ＩＣは、約３０度から約１２０度までの値を有することができる。図３に示した特定の実施形態において、内抱傾斜角ＩＣは、約６５度の値を有する。内抱傾斜角を３０度より大きく保つことにより、２枚のフェザー１４１および１４２が干渉する可能性を低減可能であり、かつ２枚のフェザー１４１および１４２の結合部またはその付近でチャネルフローまたはコーナーフローが生じる可能性もまた低減可能である。フェザー１４１および１４２を翼１２０に対して内向きではなく外向きに傾斜させておくことにより、チャネルフローおよび／またはその他のフローが翼１２０と干渉する可能性もまた低減できる。

特定の実施形態において、第１端部フェザー１４１と第２端部フェザー１４２との両方は、平面とすることができ、それによって、水平位置Ｈに対して固定された角度値を有する面を規定できる。他の実施形態において、端部フェザー１４１および１４２は、これら表面の空気力学的性能を向上させると考えられる他の形状を有していてもよい。例えば、第１フェザー１４１は、矢印Ｔ１により示されているように幅方向Ｓ１においてねじられていてもよい。第１フェザー１４１をねじることに加えて、またはこれの代わりに、第１フェザー１４１は、矢印Ｒ１により示されているように機外側端部へ向かって反っていてもよい。第２フェザー１４２もまた、矢印Ｓ２により示されているようにその幅に沿って変化するようにねじられていてもよく、かつ／または機外側端部へ向かって反っていてもよい。これら配列は、第１端部フェザー１４１と第２端部フェザー１４２との両方の空気力学的性能を向上させると考えられている。例えば、第１端部フェザー１４１と第２端部フェザー１４２との両方に与えられているねじれにより、ねじられていないフェザーと比較して、フェザーが失速することなくより大きな迎え角で動作することができる。

図４は、図３を参照して上に説明した右側翼１２０の平面図である。図４に示したように、翼１２０の端部１２３は、翼ピッチ軸１１６に対して翼の後退角Ｗを有する。第１フェザー１４１は、翼の後退角Ｗと少なくとも同じ量だけ後退した第１フェザー前縁１４３ａを有することができる。例えば、第１フェザー前縁１４３ａは、真上から見たときに、幅方向Ｓ１において翼の後退角Ｗを超えて徐々に増大する第１フェザー後退角Ｆ１を有することができる。第２フェザー１４２は、また翼の後退角Ｗと等しいかより大きい角度Ｆ２だけ後退した第２フェザー前縁１４３ｂを有することができる。第１フェザー１４１および第２フェザー１４２の、より詳細には第１フェザー１４１の前縁後退角が増大すると、フェザーシステム１４０の空気力学的性能が向上しうると考えられている。例えば、後退角が増大すると、フェザー前縁における圧力ピークが低くなる可能性があり、例えば、低速条件において流れの剥離および失速が生じる可能性を低減しつつ迎え角をより大きくできる。これに加えて、フェザー１４１および１４２の前縁は、比較的鈍いかもしれず、かつ機尾側への後退が増大することにより、（例えば、高速条件において）フェザーにおける衝撃の強さが小さくなる可能性がある。

第１フェザー１４１および第２フェザー１４２の各々は、フェザーだけでなくフェザーが取り付けられている翼１２０の空気力学的性能を向上させるよう選択された翼弦長を有することができる。例えば、翼端１２３は、翼端翼弦長１２６を有することができ、かつ第１フェザー１４１は、翼端翼弦長１２６の少なくとも５０％の第１フェザー翼弦長１４５ａを有することができる。したがって、第１フェザー後縁１４４ａと翼端１２３との接合部は、翼端１２３の翼弦中点１２７またはその機尾側にあってもよい。この配列により、遷音速のマッハ数における翼１２０の上面に生じる（模式的に示した）衝撃１２５の位置が制御されると考えられている。特に、翼弦中点１２７の機尾側に第１フェザー後縁１４４ａを配置することにより、衝撃１２５は、翼１２０の少なくとも幅方向の部分にわたって第１フェザー後縁１４４ａを「たどる」傾向にあると考えられている。したがって、そうでなく第１フェザー１４１が翼端翼弦長１２６の５０％未満の翼弦長１４５ａを有していたとすると位置していたであろう位置より衝撃１２５が機尾側にくると考えられる。この配列で期待される利点は、翼１２０の機外側部分１２２にわたって機尾側の位置に衝撃１２５を保持することができる点である。衝撃１２５を通過する空気の圧力が増大するので、この増大が起こる場所を機尾側方向へ移動させることにより、圧力上昇を受ける翼領域の量が低減され、これにより、衝撃１２５の存在により生成する翼揚力に対して及ぼされると考えられる影響を低減できる。

特定の実施形態において、第２フェザー１４２は、第１フェザー翼弦長１４５ａを補完する第２フェザー翼弦長１４５ｂを有することができる。例えば、第１フェザー翼弦長１４５ａおよび第２フェザー翼弦長１４５ｂを足し合わせて、翼端翼弦長１２６とすることができる。この結果、第２フェザー後縁１４４ｂを翼後縁１１８と位置合わせすることができる。他の実施形態において、第２フェザー１４２の後縁は、翼１２０の後縁１１８と一致していなくともよい。しかしながら、少なくともいくつかの実施形態において、後縁が一致していることにより、後縁領域における渦やその他の流れの擾乱の形成可能性が低くなると考えられている。

図１から図４を参照して上に説明したこれまでの実施形態の少なくともいくつかの１つの特徴は、フェザーシステムが、翼１２０の各々に取り付けられた２枚のフェザーのみを含んでいてもよい点である。この配列で期待されている利点は、フェザーをより設置しやすくすることができ、かつフェザー間の干渉の可能性を低減できる点である。この配列のさらなる利点は、前側フェザー（例えば、第１フェザー１４１）が端部における翼弦長の少なくとも５０％の翼弦長を有することがより容易に可能となる点である。上に挙げたように、この配列で期待されている利点は、翼上面の衝撃を機尾側の場所に保持し、これにより、翼の揚力全体に対する衝撃を通じた圧力増大の影響を低減できる点である。

上述の実施形態の少なくともいくつかの別の特徴は、第１フェザー１４１と第２フェザー１４２との両方が、翼１２０に対して固定されており、かつ第１フェザー１４１と第２フェザー１４２とのいずれも、可動式高揚力装置（例えば、後縁フラップ、前縁スラット、可動式サブウィングレットや他のそのような特徴）を含まないということである。この配列で期待されている利点は、フェザーシステム１４０の設置と整備との両方が簡略化できる点である。別の期待されている利点は、フェザーを、翼１２０に対して特定の向きとなるよう設計可能であり、かつ該向きを、航空機の運用エンベロープ全体にわたって固定したままとすることにより、フェザーが最適位置でない場所に配置される可能性を低減することができる点である。

本開示の特定の実施形態に係る方法は、翼１２０ならびに第１フェザー１４１および第２フェザー１４２を互いに関連して、かつできる限り反復して、その位置および場所を設計することを含む。例えば、所与の翼の幾何学形状を用いて、第１および第２フェザーの大きさ、形状および位置を反復して選択し、これにより所望の衝撃位置を提供することができる。別の実施形態において、第１および第２フェザーは、固定した幾何学形状を有することができ、かつ翼の機外側部分は、所望の衝撃位置を生じるよう調整することができる。さらなる実施形態において、第１フェザー１４１および第２フェザー１４２ならびに翼１２０の部分（例えば、機外側部分）の大きさ、形状および位置は、上面の翼衝撃の所望の場所が達成されるまで、反復して変更可能である。

図５は、特定の実施形態に係る翼システムに到達するための代表的手法を示した工程系統図である。方法５００は、翼の幾何学形状を選択または更新することを含むことができる（プロセス部分５０２）。例えば、プロセス部分５０２は、航空機のミッション要求に基づいて基本的な（baseline）翼幾何学形状を定めることを含むことができる。プロセス部分５０４において、第１翼端フェザーの幾何学形状および位置が選択または更新される。例えば、プロセス部分５０４は、基本的な第１フェザー幾何学形状および位置を定めることを含むことができる。プロセス部分５０６において、第２翼端フェザーの位置および幾何学形状が選択または更新される。

プロセス部分５０２から５０６が完了した後、第１フェザーおよび第２フェザーを有する翼を解析することができる。例えば、プロセス部分５０８は、上述の幾何学形状に基づいて翼の上面における衝撃の位置を推測することを含むことができる。プロセス部分５１０において、衝撃位置に関連する空気力学的特性を目標値と比較することができる。所望の空気力学的特性は、揚力／抗力特性、渦形成特性および／またはその他のパラメータを含むことができる。（プロセス部分５１０において判定されるように）衝撃位置が所望の空気力学的特性を生じる場合は、プロセス部分５１２において、翼および翼端フェザーの設計を完了することができる。プロセス部分５１０において所望の空気力学的特性が満たされない場合は、プロセスを、プロセス部分５０２、プロセス部分５０４またはプロセス部分５０６へと戻すことができる。例えば、翼の幾何学形状が固定されたままである場合、プロセス部分５０４およびプロセス部分５０６のそれぞれにおいて、第１フェザーおよび／または第２フェザーの幾何学形状および／または位置を更新することができる。翼の幾何学形状が可変である場合、プロセス部分５０２において変更することができる。期待される衝撃位置が所望の空気力学的特性を生じるまで、翼、第１フェザーおよび第２フェザーのあらゆる組み合わせの幾何学形状および／または位置を反復して変化させることができる。

さらなる特定の実施形態において、プロセス５００の態様は、自動化することができる。例えば、コンピュータシミュレーションを用いて、上に説明したパラメータ（例えば、フェザー翼弦長、ねじれ角、反り特性および／またはその他の特徴）の１つ以上をパラメータ的に変化させることができる。例えば、第１フェザーの翼弦長およびこれに関連した第１フェザー後縁の位置は、上面における衝撃位置に大きな影響を及ぼすと考えられる。よって、コンピュータシミュレーションは、翼弦長および後縁位置をパラメータ的に変化させること、および所望の衝撃位置を生じる翼弦長および後縁位置を自動的に選択することを含むことができる。類似の技術を用いて、翼端フェザーおよび／またはフェザーが取り付けられている翼（特に、翼の機外側部分）の他の特性および特徴を最適化可能である。

上記方法を行うのに適した解析ツールは、イリノイ州シカゴのザ・ボーイング・カンパニーから入手可能なコンピュータ援用設計幾何学形状生成ツールであるＡＧＰＳを含む。ニューヨーク州ケイトーのカーマーリサーチ社から入手可能なＴＲＡＮＡＩＲコードを用いて、フロー分析を行うことができる。カリフォルニア州パロアルトのスタンフォードビジネスソフトウェア社から入手可能なＮＰＳＯＬコードおよび／またはＴＲＡＮＡＩＲを用いて、フロー結果に基づいた幾何学形状を最適化することができる。他の実施形態において、その他の適切なツールを用いることができる。

本開示の特定の実施形態が例示目的でここに説明されているが、これら実施形態から逸脱することなくさまざまな修正を行ってもよいことが、上記から理解されるだろう。例えば、端部フェザーは、依然として翼に対して固定され、かつ／または概して上に説明した手法で翼上面の衝撃を制御する対として配列されていながらも、特定して図示されてはいない異なった形状および／または向きを有することができる。さらなる実施形態において、端部フェザーは、依然として上に説明した衝撃配置特徴を提供していながらも、それらが取り付けられている翼に対して移動可能であってもよい場合がある。特定の実施形態の前後関係において説明された上述の実施形態のある態様は、他の実施形態において組み合わせられ、または省かれてもよい。例えば、特定の実施形態は、翼の後退角より大きな角度だけ後退させられてはいないが、依然として翼端の翼弦中点を超えて延在する翼弦長を有する第１フェザーを含み、これにより、翼上面における衝撃を制御してもよい。さらに、ある実施形態に対応する利点をこれら実施形態の前後関係において説明したが、他の実施形態もまたそのような利点を示してもよく、必ずしもすべての実施形態がそのような利点を示していなくともよい。よって、本開示は、上に示されても説明されてもいない他の実施形態を含み得る。

Claims (5)

1. 後退翼（１２０）民間輸送航空機を飛行させること、および
   翼の上面において衝撃を形成すること、を含み、
   後退翼（１２０）民間輸送航空機は、第１フェザー（１４１）と、第２フェザー（１４２）と、を有しており、
   第１フェザー（１４１）が、翼（１２０）の機外側端部（１２３）において翼（１２０）に対して固定されており、
   第２フェザー（１４２）が、翼（１２０）の機外側端部（１２３）に固定され、かつ第１フェザー(１４１)の機尾側に配置されており、
   翼（１２０）の機外側端部（１２３）が、翼端翼弦を有し、
   第１フェザー（１４１）の機外側端部（１２３）上の後縁位置が、翼端翼弦の中点から機尾側方向にずらされている、航空機の運転方法。
2. 第１フェザー（１４１）が、幅の外向き方向にねじられ、かつ上向きに反っている、請求項１に記載の方法。
3. 第１フェザー（１４１）が、翼弦長の少なくとも５０％の第１翼弦長と、翼の前縁の後退より大きな量だけ後退した第１前縁と、水平位置に対して約４５度の上向き傾斜角とを有し、かつ
   第２フェザー（１４２）が、第１前縁の後退より大きな量だけ後退した第２前縁と、水平位置に対して少なくとも６５度の第１フェザーと第２フェザーとの間の内抱傾斜角とを有する、請求項１または２に記載の方法。
4. 第１フェザー（１４１）が水平位置に対して上向きに傾斜しており、かつ第２フェザー（１４２）が水平位置に対して下向きに傾斜している、請求項１から請求項３のいずれか１項に記載の方法。
5. 第２フェザー(１４２)が、翼（１２０）の後退角と等しいかまたはこれより大きい後退角だけ後退した前縁を有する、請求項１から請求項４のいずれか１項に記載の方法。

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