JP7015582B2 - 翼及び航空機 - Google Patents
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Description
このため設計自体が非常に難しい。
以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、摩擦抵抗を低減することができ、設計が容易で、製作も容易な翼及びそのような翼を有する航空機を提供することにある。
典型的には前記前縁近傍の上面における流体中の表面圧力は、
超音速機の場合にはn=5、亜音速機の場合にはn=7
(式1)
の関数によって表される。
典型的には前記式(1)のB2(η)は、
(式2)
で表される。
本発明の一形態に係る航空機は、後退角を有する翼であって、前縁近傍の上面における流体中の表面圧力が翼根から翼端に向かって増加するように構成されている。その一態様としての形状は前縁の無次元化された曲率半径が翼根から翼端に向かって増加するように構成された翼を有するものである。その一態様としての航空機は、前縁の無次元化された曲率半径が翼根から翼端に向かって増加するように構成された翼を有するものである。
図1及び図2は、本発明の一実施形態に係る翼を説明するための図である。図1は航空機の主翼としての翼の上面図、図2はその翼の断面図を示している。図1は2枚の主翼のうち一方を示している。図2は図1に示した翼の翼幅方向の任意の位置における縦断面図を示している。
x軸の原点は前縁11であり、x軸の+方向は前縁11から後縁12に向かう方向である。y軸の原点は、航空機100の機軸14である。y軸の+方向は機軸14から翼端15に向かう方向である。z軸の原点は翼弦線16である(図2)。z軸の+方向は翼1の上側に向かう方向である。
以下、本発明を超音速機に適用した場合の実施形態を説明する。
・圧力分布(Cp)
図3は翼1の前縁11近傍の上面における圧力分布(Cp)を示す図である。
図3に示すように、翼1は前縁11近傍の上面における流体中の表面圧力(圧力分布(Cp))が翼根17から翼端15に向かって増加するように構成されている。ここにいう前縁11近傍とは典型的には少なくとも翼弦長に対して前縁から0%~5%の範囲であり、翼1は少なくともこの範囲における流体中の表面圧力が翼根17から翼端15に向かって増加するように構成されていれば良い。図3において、横軸は無次元化された翼弦長方向(x方向)の位置であり、縦軸は圧力分布(Cp)である。
超音速機の場合にはn=5、亜音速機の場合にはn=7
(式1)
この関数において、翼幅(スパン)方向の前縁11付近の立ち上がり勾配は典型的には以下の関係式によって決めることができる。
(式2)
翼1の翼型は典型的には前縁11の有次元化された曲率半径が翼根17から翼端15に向かって減少しているが、前縁11の無次元化された曲率半径が翼根17から翼端15に向かって増加するように構成されている。
A1:前縁部の各翼幅位置での立ち上がり圧力値
A2:各翼幅位置での最小圧力レベルの平均値に近い値を設定
A3~An:Cpの分布を調整
B1:マイナス値で絶対値を大きくとる
B2:マイナス値で絶対値を翼根から翼端まで各翼幅位置で徐々に小さくする
以上によって翼1の前縁付近の重要なパラメータを決定でき、翼型を決定でき、摩擦抵抗を低減した翼1の設計を容易に行うことができる。
・作用効果
上記の翼1は前縁11近傍の上面における圧力分布(Cp)の立ち上がりの勾配が翼根から翼端に向かって系統的に緩くなるように構成され、これにより前縁11近傍の上面における圧力分布(Cp)が翼根17から翼端15に向かって増加するように構成されていることから、翼1の表面の外部流線の横流れ成分が前縁11付近で小さく、境界層遷移が前縁11近傍で容易に誘発されることはなくなる。
摩擦抵抗は境界層内の流れの状態に依存し、境界層が層流の場合は境界層が乱流の場合よりも摩擦抵抗は小さい(境界層安定理論:特許文献1の図9参照)。
航空機を例に考えると、飛行機中の機体周りの流れを層流に維持させることが摩擦抵抗の低減につながる(図2の層流境界層と乱流境界層を参照)。
そのため、翼等の機体の層流化が望ましいが、飛行条件にもよるが、機体周りの流れは層流から乱流に遷移を起こす(特許文献1の図8参照)。
層流から乱流に境界層流れが遷移を起こす空気力学的な現象には大きく2つあり、一つはT-S(Tollmien-Schichting)不安定性であり、もう一つはC-F(Cross-Flow;横流れ)不安定性である(特許文献1の図10参照)。
境界層外縁流れの方向に対して横流れ速度成分が大きいと、C-F不安定性は顕著に発達し、これに起因して境界層は層流から乱流へ遷移する。
すなわち、図11に示すように、翼1が後退角Aを有する場合には主流の前縁平行成分S1は翼断面に起因する圧力勾配の影響を受けないが、前縁直行成分S2は翼断面に起因する圧力勾配の影響を受ける。このため、外部流線(境界層上端における流線)ueが曲がる(符号S3)。この外部流線ueの曲がりにより流線に垂直な速度成分、つまり横流れ成分wが発生する。この横流れ成分wは変極点ipを有する。レイリーの定理により速度成分に変極点があると流れが不安定になる。この不安定性を横流れ不安定と称する。そして、図12に示すように、この横流れ不安定による外部流線ueにほぼ平行な縦渦状の流れvが生じ、層流から乱流へ遷移する。
本発明は音速機だけでなく亜音速機にも適用できる。
・圧力分布(Cp)
図17は亜音速機における翼1の前縁11近傍の上面における圧力分布(Cp)を示す図である。
図17に示すように、超音速機と同様に亜音速機の翼1は前縁11近傍の上面における圧力分布(Cp)が翼根17から翼端15に向かって増加するように構成されている。
・翼型
超音速機と同様に亜音速機の翼1の翼型も典型的には前縁11の有次元化された曲率半径が翼根17から翼端15に向かって減少しているが、前縁11の無次元化された曲率半径が翼根17から翼端15に向かって増加するように構成されている。
・作用効果
亜音速機の翼1は、すでに説明した超音速機と同様の作用効果を奏する。すなわち、本発明に係る亜音速機の翼1は、超音速機と同様に前縁11近傍の上面における圧力分布(Cp)が翼根17から翼端15に向かって増加するように構成されているので、横流れ成分wを減少させ、C-F不安定性に起因した層流から乱流への遷移を抑制することができ、これによりC-F不安定性に起因した摩擦抵抗を低減することができる。
以上の実施形態に係る翼1では、前縁11近傍の上面における圧力分布(Cp)が翼根17から翼端15に向かって増加するようになっているので、横流れ成分を減少させ、層流から乱流への遷移を抑制することができる。これにより横流れ不安定性に起因した摩擦抵抗を低減することができる。
11 前縁
15 翼端
17 翼根
100 航空機
A 後退角
Claims (4)
- 後退角を有する翼であって、
前縁近傍の上面における流体中の表面圧力の立ち上がりの勾配が翼根から翼端に向かって系統的に緩くなるように構成された翼。 - 請求項1に記載の翼であって、
前記前縁の、翼弦長方向及び翼幅方向を無次元化した際の曲率半径が翼根から翼端に向かって増加する傾向を有するように構成された翼。 - 請求項2に記載の翼であって、
前記前縁の、翼弦長方向及び翼幅方向を有次元化した際の曲率半径が翼根から翼端に向かって減少する傾向を有するように構成された翼。 - 請求項1~3のうちいずれか1項に記載の翼を備えた航空機。
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JP2020192981A JP2020192981A (ja) | 2020-12-03 |
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ID=73546325
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JP2020147929A Active JP7015582B2 (ja) | 2020-09-03 | 2020-09-03 | 翼及び航空機 |
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006517162A (ja) | 2002-11-07 | 2006-07-20 | エアリオン コーポレイション | 遷音速巡航用の層流翼 |
US20080265100A1 (en) | 2007-04-25 | 2008-10-30 | The Boeing Company | Laminar flow surfaces with selected roughness distributions, and associated methods |
WO2012060230A1 (ja) | 2010-11-02 | 2012-05-10 | 独立行政法人宇宙航空研究開発機構 | 超音速飛翔体用機首 |
JP2012126205A (ja) | 2010-12-14 | 2012-07-05 | Japan Aerospace Exploration Agency | 超音速航空機の実機相当レイノルズ数における自然層流翼の設計方法 |
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2020
- 2020-09-03 JP JP2020147929A patent/JP7015582B2/ja active Active
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JP2012126205A (ja) | 2010-12-14 | 2012-07-05 | Japan Aerospace Exploration Agency | 超音速航空機の実機相当レイノルズ数における自然層流翼の設計方法 |
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JP2020192981A (ja) | 2020-12-03 |
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