JPH02164696A - 境界層制御用吸い込み装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〈産業上の利用分野〉 本発明は、例えば飛翔体等の物体周りの境界層を効率良
く層流制御することにより該飛翔体の飛行抵抗を低減さ
せ、飛行安定性を向上させる境界層制御用吸い込み装置
に関する。

〈従来の技術〉 従来、就航している飛翔体としての大型航空機（例えば
ボーイング社・Ｂ−７４７，エアバスインダストリー社
・Ａ−３００等）の主翼周りの境界層（翼の橿近傍の流
れで、速度が主流の大きさから翼表面上のゼロまで急激
に変化する薄い層）は、層流（秩序だった乱れの殆ど無
い極めて薄い流れで、粘性抵抗が小さい流れ）ではな（
、主翼が後退角を有することに起因して完全乱流（乱れ
たかなり厚い流れで、粘性抵抗が前記層流に比べて橿め
て大きい流れ）になっている。ここで、主翼に後退角を
持たせることは、主翼に直角方向の速度成分を減少させ
て、遷音速流れとして、該主翼に発生する衝撃波を抑制
する上や、後退角による上反角効果を期待する上で必要
なことである。

前述した状況は主翼周りの境界層のみならず、機体周り
の境界層についても同様である。

このように、翼及び機体周りの境界層が完全乱流である
ため、粘性抵抗が大きく（第７図及び第８図参照）、ま
た排除厚さ（境界層が存在することにより排除される流
れを厚さに換算した値）が厚いことにより航空機全体の
飛行抵抗が大きくなり、運行コストの悪化を招いている
。従って、何らかの装置を導入することにより翼及び機
体周りの境界層を層流状態に保つことができれば、主翼
だけ考えても全飛行抵抗を３０％も減少させることが可
能となる。

しかし、３次元境界層の状態が極めて複雑であることか
ら、その構造が不明であり、有効に３次元境界層を層流
状態に保つ制御装置は開発されていない。

ここで、境界層が層流から乱流に遷移する過程において
、先ず縦渦が発生し、該縦渦が成長することにより、境
界層が層流から乱流に遷移することは既知である。即ち
、第９図に示すように層流（ａ）から乱流（ｅ）に流れ
が遷移してい（過程において、レイノルズ数の増加に伴
い、（ｂ）の如く境界層４１は不安定化し、表面が流れ
と直角方向に波打ち始めて遷移を開始し、（ｃ）の如く
横流れ不安定渦４２が発生して乱流（ｅ）に遷移してい
く。

ところで、従来は、乱流遷移を遅らせるために、多孔壁
又は多溝壁を波路−面に設け、前記縦渦も含めて境界層
全体に渡り吸い込みを行って、境界層を層流に保って乱
流遷移を遅らせる方法がとられている。

即ち、第１０図〜第１３図に示すように、航空機の主翼
５１の前縁５２から該主翼表面５３に全面にわたって吸
い込み溝５４を設けている。また、主翼５１内部には、
メインダク！・５５、連通ダクト５６、第Ｉ集合ダクト
５７、第２集合ダクト５８等が夫々連通されて設けられ
ており、図示しない吸い込みポンプによって、該吸い込
み溝５４から主翼表面５３の境界層（図示せず）を吸い
込んでいる。

前記吸い込み溝５４の代わりに、第１４図に示すような
吸い込み孔５９が設けられているものもある。

〈発明が解決しようとする課題〉 しかしながら、このような従来の境界層制御装置におい
ては、乱流遷移を遅らせるために、第１３図、第１４図
に示すような多溝壁又は多孔壁を流路−面に設け、境界
層全体に渡り吸い込みを行うことにより境界層を層流に
保って、乱流遷移を遅らせているが、該吸い込みに必要
なパワーが大きく、即ち、吸い込みを行う、例えばター
ビンポンプの駆動力が大きく、航空機全体としてのエネ
ルギー効率はほとんど向上しない。また、前記多孔壁又
は多溝壁が恰もトリップワイヤー（乱れを発生させて乱
流遷移を早める装置）のような作用を奏して新たな乱れ
の原因となり、従って、有効な制御法が得られていない
。

一方、飛行安定性を確保するために、進行方向に対する
円周右同に回転運動を与え、回転しながら飛行する、例
えばロケット、弾丸、ミサイル等の回転飛翔体が存在す
る。しかし、該回転により境界層遷移が早められるため
、飛行抵抗が増大するという問題点がある。

該回転飛翔体においても、飛行安定に加えて飛行抵抗も
軽減可能な境界層制御法が確立できれば、画期的な飛翔
体が得られる。

以上説明したように実際作動中の航空機や回転飛翔体及
び一般流体機械は、３次元境界層の遷移機構が解明され
、該流れ場に適した制御装置が開発されれば、格段に優
れた性能を達成する可能性を有しており、その経済に寄
与する影響は計り知れない。本発明は、境界層を少ない
パワーで効率良く層流制御することにより、流路の粘性
抵抗を格段に減少させ、且つ飛行安定性を向上させ、高
効率化、高安定化を図ることを目的とする。

く課題を解決するための手段〉 このため、本発明は、物体の周りに形成される３次元境
界層中に発生する乱流遷移の原因となる撹乱を該撹乱の
運動を利用して前記物体内の空間に吸い込む溝を、縦渦
タイプの撹乱を誘起する横流れ不安定の発生位置から乱
流境界層の発生点まで、該！ｊ蒼渦の軸に沿９、て略縦
渦軸間隔で設ける構成とした。

〈作用〉 Ｌ記構酸によると、物体内に連通している溝が縦渦タイ
プの撹乱を誘起する横流れ不安定の発生位置から乱流境
界層の発生点まで設けられているので、境界層が層流か
ら乱流に遷移する過程において先ず発生する、撹乱とし
ての縦渦によって集められる境界層底部の遅い流れ（回
転体の場合は速い流れ）を積極的に吸い込むことになる
。

更に、乱流遷移に先立って発生する縦渦の軸が路流れに
近い軸を有することと、速度の遅い境界層底流を有する
速度分布が、撹乱としての縦渦の軸に対する直角方向の
速度分布における該軸から所定の距離だけずれた位置に
存在すること、に着目して、物体内に連通している溝を
、該縦渦の軸に沿って所定の距離だけずれた位置に設け
ることにより、撹乱としての縦渦の速度の遅い境界層底
流のみが吸い込まれる。

また、前記縦渦の軸は壁に固定して略等間隔で発生する
ことに着目し、物体内に連通している溝を略渦軸間隔で
設けた。

もって、政情は前述の速度の遅い即ち痩せて変曲点を有
する境界層底流のみを吸い込むことになる。ここで、前
記境界層底流が二次不安定を誘因するものであるので、
該境界層底流のみを吸い込むことにより、二次不安定は
誘因されず、前記溝は境界層を効率良く層流制御するこ
とのみに作用する。また、前述した速度の遅い境界層底
流を有する速度分布が存在する流れ基以外の流れ場には
、政情が存在しないので、政情は新たな乱れの発生源に
はなり難い。

また、上記構成によると、前記吸い込み溝近傍の局所的
流体粒子のみを該吸い込み溝により吸い込む構成となっ
ているため、吸い込み面積も従来と比較して３分の１〜
４分の１に減少させることができ、該粒子の吸い込みパ
ワーが小さくてよい。

つまり、３次元境界層において、層流から乱流に遷移す
る遷移領域で発生する乱流遷移の原因となる撹乱（横流
れ不安定が起きて縦渦タイプの撹乱が発生すること）を
積極的に利用（Ａｃｔ）ｖｅ　　Ｃｏｎｔ　ｒｏ　ｌ）
することにより、撹乱の渦運動により吸い込むべき境界
層底流を局所的２周期的に集めて、その箇所だけに吸い
込み溝を設け、境界層底流を吸い込み、層流制御を行う
ものである。

層流の方が物体壁表面におけるＦＩＸ擦応内応力さく（
第８図及び第９図参照）、境界層の厚みが乱流より小さ
いので、以上のように境界層を層流に維持することによ
り、流路の粘性抵抗を格段に減少させ、且つ飛行安定性
を向上させ、高効率化。

高安定化を図ることができる。

〈実施例〉 以下に、本発明の実施例を図面に基づいて説明する。

第１図は本発明に係る第１実施例を示すもので、速度Ｑ
で巡行中の大型航空機の後退角へを有する後退翼１周り
の境界層制御を示すものである。

翼１の表面には翼前縁２から第２図に示すような厚みδ
の境界層３が形成されるが、同時に各々渦輪４を有する
らせん状の流れである渦５が複数発生する。ここで、境
界層３は層流領域６ａ、遷移領域６ｂ、乱流領域６ｃに
分けられるが、層流領域６ａは前縁２の極近傍のみで、
翼ｌ全面は殆ど遷移領域６ｂか乱流領域６　ｃである。

前記渦５の渦輪４に添う速度分布の変化は各々の流れ場
に示すようになっている（７ａ＝７ｄ）。

また、はぼ渦が発生し終わったと考えられる流れ場７ｄ
における渦輪４と直角な断面であるＤ　−Ｄ線断面の流
線及び速度分布は第３図のようになっている。

第３図を説明する。

（ａ）はＤ−Ｄ線に添う主流の三次元の速度分布を表し
たもので、渦輪４方向即ちＸ軸方向の速度Ｕ、翼前縁２
方向即ちＹ軸方向の速度■を示すものである。

（ｂ）、（ｃ）はＤ−Ｄ線上の前記渦のらせん方向の微
小速度分布で、該らせん方向Ｘの速度Ｕ、前記らせん方
向Ｘと垂直な翼平面に添う方向ｙの速度分布Ｖ、翼表面
に垂直な方向の速度分布Ｗ、及び流線ｒを示すものであ
る。

（ｄ）はＤ−Ｄ線上に発生した渦の様子を表している。

第３図において、渦輪４から１７４・λ（λは渦輪の発
生波長）だけＹ軸方向にずれた位置（図において９のＺ
軸）に、速度の遅い境界層底流８を有するＸ軸方向の速
度Ｕが存在している。ここで、前記境界層底流８が二次
不安定を誘因するものであるから、この速度の遅い即ち
痩せて変曲点を有する境界層底流８を吸い込むことによ
り、二次不安定が誘因されるのを防止できる。

本発明に係る構成として、前記速度の遅い境界層底流８
を有する速度分布が存在している箇所（図において９の
Ｚ軸に相当する位置）は渦輪４に対して移動しないこと
に着目して、前記渦輪４から１／４・λだけずれた位置
にスリット幅ｔ　−０，０１〜１謹のスリット１０を設
けている。該スリッド判は図示しない翼１の内部に設け
たダクトに連通しており、前記速度の遅い境界層底流８
のみを吸い込むことになる。また、該スリット１０は縦
渦タイプの撹乱である渦を誘起する横流れ不安定の発生
位置であるところの遷移領域の開始点１１より、乱流境
界層の発生点１２まで設けられている。ここで前記１１
．１２は実験で翼１表面をトラバースして速度分布を実
際に調べることにより、確定することが可能である。

また、同じく実験（例えば可視化実験等）により、発生
する渦のピッチＰである波長λを確認することにより、
前記スリット１０を設ける間隔Ｐを決定することが可能
である。

従って、以上説明したように、本発明に係るスリット１
０を一定ビッチＰで設けることにより、スリット１０が
、境界層３が層流６ａから乱流６Ｃに遷移する遷移領域
６ｂにおいて先ず発生する撹乱としての縦渦５を積極的
に吸い込むことが可能となる。

更に、スリット１０を設ける箇所を前述のように限定し
たので、該スリット１０は撹乱としての縦渦５の速度の
遅い境界層底流８のみを吸い込む、また、全体の吸い込
み面積もスリブ）１０のみの面積であるから、従来行っ
ていた翼１全面に吸い込み用のスリットを設けることと
比較して３分の１〜４分の１に減少させることができ、
吸い込みパワーを少なくすることができる。

また、スリット１０が設けられる箇所が限定されるので
、該スリッ目Ｏが新たな撹乱の要因とは成りえず、もっ
て前記スリット１０は境界層を効率良く層流制御するこ
とのみに作用する。

従って、以上のように境界層３を層流に維持することに
より、翼表面における摩擦応力、及び境界層の厚みを小
さく保つことが可能となり、もって、大型航空機の後退
翼ｌの粘性抵抗を格段に減少させ、且つ飛行安定性を向
上させ、該大型飛行機の高効率化、高安定化を図ること
ができる。

−古本実施例において、第３図（Ｃ）に示すらせん方向
の微小速度分布より、前記渦は翼表面近傍で前記らせん
方向Ｘと垂直な翼平面に添う方向ｙの速度Ｖと翼表面に
垂直な方向の速度Ｗとの合成方向に速度を有しているの
で、第４図に示すように前記スリット１０を、該合成方
向に沿って開口してもよい。

この場合はさらに吸い込みが行い易くなる。

第５図に本発明の第２実施例を示す。

本実施例は前記第１実施例における大型航空機の機体１
３周りの境界層制御に、本発明を実施したものである。

本実施例においては、撹乱がほぼ巡行による流れ方向Ｕ
に沿って機体表面に発生する渦であることに着目して、
機上１４部分から側面中央部１５にかけて、機体１３の
前後方向に前記スリットＩＯを設ける。

本実施例においても、速度の遅い境界層底流を吸い込む
スリットを前述したように所定の箇所に設けて、吸い込
みを実施しているので、境界層を層流に維持することが
可能となり、機体表面における摩擦応力、及び境界層の
厚みを小さく保つことが可能となる。従って、大型航空
機の機体１３の粘性抵抗を格段に減少させ、且つ飛行安
定性を向上させ、前述と同様に該大型飛行機の高効率化
。

高安定化を図ることができる。

第６図に本発明の第３実施例を示す。

本実施例は、回転飛翔体である弾丸２０周りの境界層制
御に、本発明を実施したものである。

本実施例においては、回転速度Ｎで回転している弾丸表
面２１に発生する渦２２．２３は遠心力不安定型の隣同
志が反対に回転するペアー渦である。回転速度Ｎによっ
て図におけるＦ点、Ｇ点の周方向速度が異なるため、各
々異なった涙じれ角αを有する渦輪を持つ渦２２．２３
が発生するので、該捩しれ角αに沿ったスリット２４．
２５を各り設ける。

また、弾丸２０の中心には該弾丸底部２６に開口してい
る中空部２７を設けており、前記スリット２４゜２５は
該中空部２７に連通している。ここで、弾丸２０の周り
の流れによる圧力効果により、スリット２４゜２５を設
けた箇所に比べて弾丸底部２６は圧力が低いため、該ス
リブ１−２４．２５からは表面上の速度の遅い境界層底
流が自然に吸い込まれる。

よって、本実施例においても、速度の遅い境界層底流を
吸い込むスリット２４．２５を、前述したように所定の
箇所に設けて、吸い込みを実施することにより、境界層
を層流に維持することが可能となり、弾丸表面２１にお
ける摩擦応力、及び境界層の厚みを小さく保つことが可
能となる。従って、弾丸２０の粘性抵抗を格段に減少さ
せ、例えば同じ火薬力で大きな飛行速度の弾丸が飛行す
ることになり、高性能化を図ることができる。

また、本実施例においては、境界層底流が弾丸２０周り
の圧力降下により自然に吸い込まれるため、吸い込みに
必要なパワーを発生する構成は不要となるという効果も
ある。

以上説明した各実施例において、物体表面にスリットを
設けることにより、渦の発生位置がずれる（平行移動す
る）ことが考えらるが、前記渦輪に沿って僅かな凹面を
設けることにより、防止することができる。

本発明に係る他の実施例として、船体周りの流れの境界
層制御に実施しても良い、特に競技用ヨツトや、高速艇
、大型タンカー等に実施すると、粘性抵抗低減による船
の航行速度の増加や、航行燃費の改善等に有効である。

また、増速ノズルや異径管接続部、曲がり等の凹部を有
する収縮流路内において発生する遠心力による撹乱を、
前述したスリットを設けることによって速度の遅い境界
層底流を吸い込ませることにより、流路抵抗の低減が可
能となる。

〈発明の効果〉 以上説明したように、本発明によれば、物体の周りの３
次元境界層中に発生する撹乱を吸い込む溝を、縦渦タイ
プの撹乱を誘起する横流れ不安定の発生位置から乱流境
界層の発生点まで、該縦渦の軸に沿って略縦渦軸間隔で
設けたので、境界層を少ないパワーで効率良く層流制御
することが可能となり、流路の粘性抵抗を格段に減少さ
せ、且つ飛行安定性を向上させ、高効率化、高安定化を
図れるという効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係る境界層制御用吸い込み装置を翼周
りの境界層制御に応用した第１実施例を示す概略斜視図
、第２図は翼周りの境界層を示す断面図、第３図は境界
層内に発生する渦を説明する説明図、第４図は本発明に
係るスリットの略断面図、第５０図は本発明に係る境界
層制御用吸い込み装置を機体周りの境界層制御に応用し
た第２実施例を示す概略構成図、第６図は弾丸周りの境
界層制御に応用した第３実施例を示す概略構成図、第７
図は境界層の状態と抵抗との関係を示す図、第８図はな
めらかな平板の摩擦抵抗係数とレイノルズ数との関係を
示す図、第９図は３次元境界層に発生する撹乱の横断面
図、第１０図〜第１２図は従来の境界層吸い込み装置を
示す斜視図及び断面図、第１３図は従来の境界層吸い込
み装置におけるスリットタイプの吸い込み溝を示す斜視
図、第１４図は同上従来例における穴タイプの吸い込み
孔を示す斜視図である。 １・・・Ｎ　　３・・・境界層　　４・・・渦輪　　５
・・・渦６ａ・・・層流領域　　６ｂ・・・遷移領域　
　６Ｃ・・・乱流領域　　７ａ〜７ｄ・・・流れ場　　
８・・・境界層底流　　１０・・・スリット１１・・・
遷移領域の開始点１２・・・乱流境界層の発生点 特許出願人　　　　　小濱　　泰昭 笹島　富二雄 代理人　弁理士　笹　島　　冨二雄 第５図 第１３図 第１４図

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 物体の周りに形成される３次元境界層中に発生する乱流
   遷移の原因となる撹乱を該撹乱の運動を利用して前記物
   体内の空間に吸い込む溝を、縦渦タイプの撹乱を誘起す
   る横流れ不安定の発生位置から乱流境界層の発生点まで
   、該縦渦の軸に沿って略縦渦軸間隔で設けたことを特徴
   とする境界層制御用吸い込み装置。