JP7038404B2 - 遷音速翼型、翼及び航空機 - Google Patents
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Description
遷音速旅客機において、この圧力抵抗の80%近くは、主翼により発生しているため、主翼の圧力抵抗低減は、全機抵抗の低減に大きな役割を果たす。
上記の遷音速翼型は、更に、前縁の翼弦方向の静圧の圧力係数Cpがz/c=0.035で-0.07以下となる翼型の形状を有してもよい。
上記の遷音速翼型は、更に、s/c=0.9以上から後縁位置までの範囲で上に凸な曲線でκの極大値が1以上であってもよい。
上記の遷音速翼型は、更に、s/c=-0.9以下から後縁位置までの範囲でκの分布が単調に1以上まで増加してもよい。
本発明の一形態に係る翼は、上記の遷音速翼型を有する。また、本発明の一形態に係る航空機は、このような遷音速翼型の主翼を有する。
図1は、本発明の一実施形態に係る航空機を示す概略的な斜視図である。
航空機1は、胴体2に主翼10及び尾翼3などを有する。
主翼10は、本発明に係る遷音速翼型を有する。
符号11は主翼10の二次元翼型(翼型)を示している。二次元翼型11とは、航空機1で主に揚力を発生するために取り付けられた三次元要素(三次元翼)を構成するために翼幅方向に並べられた翼弦方向の二次元要素である。
12は前縁、13は後縁を示している。前縁12及び後縁13は上記の二次元要素で翼弦方向の座標の最小値/最大値をとる位置である。
前縁12と後縁13とを結ぶ線分14より図中上側がこの主翼10の上面、図中下側が下面である。
cは翼弦長、すなわち翼型11上の任意の2点間で最大の長さである。
図中x軸、z軸の単位はそれぞれx/c、z/cとして、無次元化している。
sは前縁12を基準とし、翼型11の表面に沿った表面長である。上面側を正、下面側を負とする。
19はミッドコードであり、ミッドコート19は二次元翼型11の前縁12と後縁13との間にある中間領域である。
本明細書中において、κは翼弦長cの逆数で無次元化した曲率であり、Κは曲率κの積分値である。ここで、Κθ、Κsはそれぞれ以下のとおりである。
図3において、実線の太線Aは本実施形態に係る第1の態様の翼型11の圧力分布を示し、実線の中線Bは本実施形態に係る第2の態様の翼型11の圧力分布を示し、実線の細線Cは本実施形態に係る第3の態様の翼型11の圧力分布を示している。また、点線DはRAE2822翼型(非特許文献3参照)の圧力分布を示し、一点鎖線EはCRM翼型(非特許文献3参照)の圧力分布を示し、二点鎖線FはBaseline翼型(非特許文献9参照)の圧力分布を示す。
本実施形態に係る第1~3の態様の翼型11は、その前縁12の翼弦方向の静圧の圧力係数Cpがz/c=0.015で-0.04以下となる形状を有する。
本実施形態に係る第1~3の態様の翼型11は、更に、その前縁12の翼弦方向の静圧の圧力係数Cpがs/c=0.035で-0.07以下となる形状を有する。
これにより、本実施形態に係る第1~3の態様の翼型11は、反転領域が更に拡大し、推力が増加する効果を高めることができる。
なお、本実施形態に係る翼型11は、s/c=0.3からs/c=0.6までの範囲でκが0.05以上であることが好ましい。この領域で形状が平坦あるいは負の曲率をもつ凹んだ状態であると境界層剥離を引く起すことにより圧力抵抗が増加する可能性が高いからである。
本実施形態に係る翼型11は、図9に示すように、上面クレスト17の位置の近傍であるκがs/c=0.5で0.3未満であり、0.3未満であったκがs/c=0.8で0.45以上となるように増加する形状を有する。s/c=0.5及びs/c=0.8は衝撃波発生位置の前後である。
このような形状を有することで上面クレスト17の位置より後方の圧力が上昇し、推力が更に増加する。
なお、κがs/c=0.5で0.05以上であることが好ましい。この領域で形状が平坦あるいは負の曲率をもつ凹んだ状態であると境界層剥離を引く起すことにより圧力抵抗が増加する可能性が高いからである。また、κの増加はs/c=0.8で100以下までとした方が好ましい。曲率が大きすぎると、その下流に大きな逆圧力勾配を生じ、境界層剥離を引く起すことにより圧力抵抗が増加する可能性が高いからである。
本実施形態に係る翼型11は、図10に示すように、s/c=0.9以上から後縁位置までの範囲で上に凸な曲線でκの極大値が1以上である形状を有する。
これにより、s/c=0.3からs/c=0.6において圧力低下が維持された圧力が、衝撃波によって上昇した後に当該箇所(極大値箇所)において更に上昇するために、抵抗が低減する。
なお、κの極大値は100以下であることが好ましい。後縁での曲率が大きすぎると、その下流に大きな逆圧力勾配を生じ、境界層剥離を引く起すことにより圧力抵抗が増加する可能性が高いからである。
本実施形態に係る翼型11は、図11に示すように、よどみ点16から翼下面のクレスト位置18までの範囲でκが単調減少となり、s/c=-0.1からs/c=-0.2までの曲率の積分値であるΚsが0.1以上である形状を有する。
これにより、圧力が急激に低下するために、推力が増加する。
なお、s/c=-0.1からs/c=-0.2までの曲率の積分値であるΚsが5以下であることが好ましい。前縁形状が先鋭になりすぎると、機体の迎え角が変化した場合に、失速を引く起す可能性が高いからである。
本実施形態に係る翼型11は、図12に示すように、翼下面のクレスト位置18近傍のs/c=-0.52からs/c=-0.34までの範囲でκの平均値が0.45以下であって、かつ、s/c=-0.52でκが0.4以下である形状を有する。
であってもよい。
本実施形態に係る翼型11は、図13に示すように、s/c=-0.9以下から後縁13位置までの範囲でκの分布が単調に1以上まで増加する形状を有する。
これにより、圧力が上昇するために抵抗が低減する。
以上の実施形態に係る翼型11は、その翼型11を有する遷音速翼の圧力抵抗を、遷音速機の全機空力抵抗の10%程度低減することできる。これは、自然層流化によって低減する摩擦抵抗の10倍程度に相当する。
なお、上記の実施形態に係る翼型11は、その前縁12の翼弦方向の静圧の圧力係数Cpがz/c=0.015で-0.04以下となる形状を有するものであったが、これはCpとx/cの関係で表現すると、図16Bに示すように、x/c=0.0045でCpが負になることに相当する。なお、図16Bは図16Aに示す翼型11のCpとx/cの関係の前縁付近を拡大したグラフである。
10 :主翼
11 :翼型
12 :前縁
13 :後縁
Claims (15)
- 前縁の翼弦方向の静圧の圧力係数Cpがz/c=0.015で-0.04以下となる形状を有し、
-0.08<s/c<0.08の範囲で上に凸な曲線でκの極大値が70以上であり、
s/c=-0.1からs/c=0.02までのΚsが2.2以上であり、
s/c=0.3からs/c=0.6までの範囲でκが0.3以下である
遷音速翼型。
ここで、
z:前縁を基準とし、翼型を形成する面内で気流方向に垂直な方向の座標
(正は翼上面方向、負は翼下面方向)
c:翼弦長
S:前縁を基準とし、翼型の表面に沿った表面長
(正は翼上面方向、負は翼下面方向)
κ:翼弦長の逆数で無次元化した曲率
Κs:曲率κの積分値 - 請求項1に記載の遷音速翼型であって、
前縁の翼弦方向の静圧の圧力係数Cpがz/c=0.035で-0.07以下となる形状を有する
遷音速翼型。 - 請求項1又は2に記載の遷音速翼型であって、
κがs/c=0.5で0.3未満であり、前記0.3未満であったκがs/c=0.8で0.45以上となるように増加する
遷音速翼型。 - 請求項1から3のうちいずれか1項に記載の遷音速翼型であって、
s/c=0.9以上から後縁位置までの範囲で上に凸な曲線でκの極大値が1以上である
遷音速翼型。 - 請求項1から4のうちいずれか1項に記載の遷音速翼型であって、
よどみ点から翼下面のクレスト位置までの範囲でκが単調減少となり、
s/c=-0.1からs/c=-0.2までのΚsが0.1以上である
遷音速翼型。 - 請求項1から5のうちいずれか1項に記載の遷音速翼型であって、
s/c=-0.52からs/c=-0.34までの範囲でκの平均値が0.45以下であって、かつ、s/c=-0.52でκが0.4以下である
遷音速翼型。 - 請求項1から6のうちいずれか1項に記載の遷音速翼型であって、
s/c=-0.9以下から後縁位置までの範囲でκの分布が単調に1以上まで増加する
遷音速翼型。 - -0.08<s/c<0.08の範囲で上に凸な曲線でκの極大値が70以上であり、
s/c=-0.1からs/c=0.02までのΚsが2.2以上であり、
s/c=0.3からs/c=0.6までの範囲でκが0.3以下である
遷音速翼型。
ここで、
S:前縁を基準とし、翼型の表面に沿った表面長
(正は翼上面方向、負は翼下面方向)
c:翼弦長
κ:翼弦長の逆数で無次元化した曲率
Κs:曲率κの積分値 - 請求項8に記載の遷音速翼型であって、
κがs/c=0.5で0.3未満であり、前記0.3未満であったκがs/c=0.8で0.45以上となるように増加する
遷音速翼型。 - 請求項8又は9に記載の遷音速翼型であって、
s/c=0.9以上から後縁位置までの範囲で上に凸な曲線でκの極大値が1以上である
遷音速翼型。 - 請求項8から10のうちいずれか1項に記載の遷音速翼型であって、
よどみ点から翼下面のクレスト位置までの範囲でκが単調減少となり、
s/c=-0.1からs/c=-0.2までのΚsが0.1以上である
遷音速翼型。 - 請求項8から11のうちいずれか1項に記載の遷音速翼型であって、
s/c=-0.52からs/c=-0.34までの範囲でκの平均値が0.45以下であって、かつ、s/c=-0.52でκが0.4以下である
遷音速翼型。 - 請求項8から12のうちいずれか1項に記載の遷音速翼型であって、
s/c=-0.9以下から後縁位置までの範囲でκの分布が単調に1以上まで増加する
遷音速翼型。 - 請求項1から13のうちいずれか1項に記載の遷音速翼型を有する翼。
- 請求項14に記載の翼を主翼とする航空機。
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Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20060226283A1 (en) | 2004-12-21 | 2006-10-12 | Michael Shepshelovich | Hybrid transonic-subsonic aerofoils |
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 |
CN104691739A (zh) | 2015-03-11 | 2015-06-10 | 西北工业大学 | 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型 |
CN107284650A (zh) | 2017-06-29 | 2017-10-24 | 西北工业大学 | 一种应用于中程民机后掠机翼的自然层流超临界翼型 |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2712717A1 (de) * | 1977-03-23 | 1978-09-28 | Ver Flugtechnische Werke | Ueberkritisches tragfluegelprofil |
FR2427249A1 (fr) | 1978-05-29 | 1979-12-28 | Aerospatiale | Profil de voilure pour aeronef |
US4240597A (en) | 1978-08-28 | 1980-12-23 | Gates Learjet Corporation | Wing with improved leading edge for aircraft |
JPS56115425A (en) | 1980-02-18 | 1981-09-10 | Nippon Telegr & Teleph Corp <Ntt> | Locking device for manhole |
DE3140350A1 (de) * | 1981-10-10 | 1983-04-28 | Dornier Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Profile, insbesondere tragfluegelprofile fuer luftfahrzeuge |
EP0111785A1 (en) * | 1982-12-20 | 1984-06-27 | The Boeing Company | Natural laminar flow, low wave drag airfoil |
US4718619A (en) * | 1983-07-28 | 1988-01-12 | Ministry Of Defence | Manoeuverable supercritical wing section |
US4655412A (en) | 1984-01-16 | 1987-04-07 | The Boeing Company | Airfoil having improved lift capability |
GB9828447D0 (en) * | 1998-12-24 | 1999-02-17 | Secr Defence Brit | Wing trailing edge |
US6607164B2 (en) * | 2001-10-22 | 2003-08-19 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | Wing airfoil |
US7000870B2 (en) * | 2002-11-07 | 2006-02-21 | Aerion Corporation | Laminar flow wing for transonic cruise |
-
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Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20060226283A1 (en) | 2004-12-21 | 2006-10-12 | Michael Shepshelovich | Hybrid transonic-subsonic aerofoils |
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 |
CN104691739A (zh) | 2015-03-11 | 2015-06-10 | 西北工业大学 | 一种低阻高阻力发散马赫数的高升力层流翼型 |
CN107284650A (zh) | 2017-06-29 | 2017-10-24 | 西北工业大学 | 一种应用于中程民机后掠机翼的自然层流超临界翼型 |
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