JPH05509274A - 超音速機の衝撃波エネルギ回収装置 - 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】 超音速機の衝撃波エネルギ回収装置 発明の背景 １９８４年１１月２０に付与された私の特許第４４８３４９７号は、飛行速度よ りも高速の平板状のジェットを、リフティング翼の下側で開耳から離隔する後方 に射出するように構成されたマニフォールドを開示する。励振されたジェット流 体は、航空機の推進装置により供給され、ターボジェット／ターボファン、平板 状のラムジェットまたは、航空機を推進するための要求と矛盾しないその他のエ ンジンから排気または抽気された空気である。

翼下側と上記ジェットとの間のギャップは、超音速において流れの速度を低下さ せて圧力を増加させる平板状のノズルを構成する。

ジェットの土塊界面は、負の（反時計回りの方向の）渦動を発生し、そしてその 長さはジェット／ギャップ速度比により決定される。

ジェットの下境界面は、正の（時計回りの方向の）渦動を発生し、その長さは、 ジェット／自由流れの速度比により決定される。ギャップ流れの速度は、自由流 れの速度よりも低いので、ジェットの土塊界面の渦はより強固で、そしてその超 過する強度により、リフティング翼により発達した正の循環に対して、要求され る負の循環反作用を提供する。

翼下側のジェットにより提供される、循環反作用システムの効率は、シェツト残 余のエネルギ、つまり並進速度として現れるエネルギを回転への変換、すなわち 並進運動量を角運動量に変換することを促進することにより最大とすることか可 能である。この変換されたジェットは、次いて、翼下側の圧縮波のエネルギを回 収する、より効果的な反射境界を提供する。機首の圧縮エネルギは、また、再び ジェットとの関連により可能となる、機首リングを採用する反射により回収され る。反射に基づく該エネルギ回収の改善が、本発明の主題である。

発明の簡単な要約 本発明は、リフティング翼と機首により発生する超音速圧縮波のエネルギを、適 切に傾斜した構造面に反射させて推力、従って有効仕事を提供して回収すること 略述する。

本発明は、平板状のジェットの上面と翼下側のギャップ流れとの混合を選択的に 促進し、好ましくは翼弦内の負の角運動量または循環反作用を最大とする手段を 、翼のために提供する。これらの手段は、ジェットの土塊界面に形成された渦に 共振を誘導し、以て混合プロセスと渦の成長を加速する、限定されることのない 音響的、電気的、機械的、レーザーそして幾何学的システムを具備している。

ジェットの残余の利用可能な並進エネルギを完全に利用する上記促進は、エンジ ンから要求されるジェット流体の質量と速度の両方を最小化し、以て、推進装置 に対しする最も少ない要求において、必要な負の反作用循環を供給する。更に、 低減されたジェット質量流量は、翼下側のマニフォールド自体の大きさと、重量 と、抗力とを最小化する。

混合により促進された土塊界百の渦の成長は、また、翼弦内の循環反作用を提供 し、そしてそこでは、大きな渦の成長速度により更に好ましい非対称な境界条件 が現れ、この境界条件により、翼下側の圧縮波の後上方への反射か増加して、上 方に反った翼後側の圧力が最大となり、揚力と推力とが提供される。この混合は 、同時に大きな空気塊に運動量を拡大し、以てジェットの増大の形態として作用 し、そしてそこでは、真の後側がジェットの増大シュラウドとして作用する。

最後に、上記促進された混合により増加した回転運動量は、下側の流れの膨張と して、この上側の渦動の後方速度を誘導し、下方への屈折によるジェット／渦動 の下側の流れに与えられる圧縮に関連する前方速度摂動を相殺する。実際上、翼 の後方に形成され排出される上記ジェット／渦動は、外部の流れに対して実質的 に零の速度を有しており、従って、如何なる波も形成されない。

本発明は、円錐状の軸対称機首衝撃波を遮断すると共に、適切に傾斜した機体の 肩部へ後方内側に反射し、その圧縮エネルギを推力と有効仕事に回収する、機種 リングを機体に対して提供する。

これらの考えによりソニックブームとなる地上への衝撃波の形成と伝播とが除去 される。

図面の簡単な説明 上述しそして容易に明らかとなる本発明の特徴は、以下の更に詳細な説明と添付 図により、より理解し易くなる。同図において、図１ａ、１ｂは、亜音速翼およ び超音速翼により発生する渦のパターンを、これら２つの飛行状態における循環 反作用要件を対比して示した略示図である。

図２は、例示する超音速真により発生して流れ場を示しており、相互作用により 発生した衝撃波と膨張波と渦層を図示している。

図３ａ、３ｂは、図２の例示的な翼に対して計算された後流特性を表す図であり 、衝撃波／膨張波系により流れに与えられた速度欠陥を示しており、図３Ｃは、 後流の湯度作用による乱流を、翼が単位距離前進したとき発達する正の翼循環と 比較する図である。

図４ａは、現在の衝撃波を発生する超音速系と、本発明の衝撃波を発生しない新 しい系の略示図であり、１ｌｉＪ４ｂは、これらの系を数学的に定義するクロッ ：の理論を示している。

図５は、本発明の翼／ジェットシステムの略示図であり、真と翼下側のジェット マニフォールドと、上境界面と上境界面とを有する後続の後方ジェットとを示し ており、上境界面の渦動が流れの混合と後流の反射とにより促進されている。

図６は、教科書に示される古典的な渦層により提供される境界条件を、本発明の 実在流体剪断層と比較する図である。

図７３．７ｂは、従来の対称ジェットからの超音速波の反射を、音響励振機の使 用による実在流体の作用ににより提供される非対称ジェットと比較する図である 。

図８は、反射された超音速波の、反射面の傾斜に対する依存性を示すチャートで ある。

図９は、本発明の促進された混合に対する増加した圧縮波の反射の計算を示すチ ャートである。

図１０は、堅固な壁に隣接する渦の変形と圧縮とを示すチャートと、上記壁を如 何に虚像渦により表すかを示す図である。

図１１は、変形した円形ノズルを、直線的超音速ノズルの変換により如何に表す かを示す略示図である。

図１２は、変形した渦の上部領域および下部領域の速度分布と圧力分布とを示す チャートである。

ＩＪＩ３は、翼下側の超音速圧縮波の反射を３つの項の和として示す数学的表現 であり、操作パラメータの関数としれ上記３項の大きさを表すグラフと共に図示 する。

図１４ａ、ｂｌｃＳｄ、ｅは、境界面の渦動に共振を誘導して、流れの混合促進 および渦の成長を活性化する、図５の線１４−１４により示される翼下側の発生 器の部分のための、複数の電気機械式の励振器の略示図である。

図１５ａ、ｂ、ｃ、ｄ、ｅ、ｆ、ｇ、ｈは、超音速圧縮波のメカニズムの略示図 であり、如何にして渦が圧力信号により励振され、回転し、一対化し、そして合 体して成長を促進するかを示す図である。図１５ａは、また、射出される渦の周 波数を測定し、このデータを励起周波数を制御するために伝達レシーバ−を示し ている。

図１６ａ、１６ｂは、従来の散逸衝撃波発生系の負の後流を、本発明の等エント ロピの衝撃波を発生しない系の性の後流との比較を示す図である。

図１７ａは、本発明のＸ／ジェットシステムの後下側の流れ場の略示図であって 、ソニックブームを伴わずに揚力を発生する、回転しない下方の運動量をジェッ トの下側に供給し、下側の凹形のジェットの波系と相互作用する、前進ウォッシ ュ（圧縮）を相殺する局所上ＨｆｊＪ列により誘導される前進つオツシュを示し ている。図１７ｂは、図１７ａの略示に対する地上圧のグラフである。

図１８ａは、超音速真の下方の運動量の機能を亜音速渦動に変換する、本発明の 衝撃波を発生しないメカニズムを表すチャートである。［Ｊ１８ｂは、ｍ　ｌ　 ８　ａに対する地上圧のグラフである。ｆｇ　Ｉ　８　ｃは、反作用系の数学的 変換を示す図である。

図１９は、本発明の促進装置を育する翼下側のジェットを組み込んだ航空機の側 面図であり、機体の造波抵抗を最小にする、前方波の拘束装置と後方ジェットの 混合装置が図示されている。

図１９ａ、１９ｂは、各々図１９ａ、１９ｂの矢視線１９Ａ、１９Ｂに沿う断面 図である。

図２０は、機首衝撃波反射リングと、設計条件から外れた場合のための衝撃波制 御機首スパイクと、機体の全周に延設されたエネルギ回収／推力肩部と、前記反 射リングから後方に放出されるジェットフラップとを有する軸対称な機体の略示 図である。

図２１は、企業用ジェット機サイズの航空機の斜視図であり、大きなスパンの、 本発明による翼圧縮エネルギ回収のための翼下側のジェットを育する緩やかな可 動翼と共に、前方機体リングと、機首エネルギ回収システムとを示す図である。

図２１　ａ、２１ｂは、各々図２１の矢視線２１Ａ、２１Ｂに沿う断面図である 。図２１ｃは、図２１の実施例の正面図である。

図２２．２２ａ、２２ｃは、図２１と同じ特徴を示す輸送機サイズの航空機の、 断面図、正面図、正面斜視図である。

図２３ａは、引き込まれた機首スパイクの、円錐衝撃波を示す図である。

図２３ｂは、伸長した機首スパイクの、円錐衝撃波を示す図である。

図２３ｃは、設計条件から外れた場合に、前方機首リングによる円錐状の機首衝 撃波の遮断を制御するための、伸長可能な機首スパイクの使用を示すチャートで ある。

図２４．２４ａ、２４ｂ、２４ｃは、輸送機サイズの航空機の斜視図、断面図、 正面図であり、内側に傾斜する圧縮波の焦点に配置されたエンジンを育するバラ ツル翼を示しており、排気が上記圧縮波を後方、機体の上方に反った翼の後ろ側 に反射して推力に回収する。

好ましい実施例の詳細な説明 以下のパラグラフでは、全ての図面に渡って同一のまたは同様の品目には同様の 参照番号で指示する。

角運動量を満足させるために、リフティング真により流れに強制される基本的な 循環反作用条件を、亜音速および超音速の場合について図１の渦パターンの略示 図に示す。音速による圧力伝播に拘束されることから、図示さ表される異なる反 作用が結果される。

亜音速において、先ず、翼２０が水平方向の流れを下方に曲げて正の循環十ｒ１ を介して揚力を発達させる。そのとき、角運動量の保存により、同じ大きさで反 対符号の所謂出発渦−２Ｏｒとして示される反作用循環−ｒｌが要求され、そし てこれら２つのスパン方向の循環は、翼端渦２２により連結され、閉鎖渦層が生 成される。

その後、翼２０が前進するとき、該翼はそれ自体の前進ウォッシュを発生させる 圧力場により先行され、そして翼が圧力場を下方に曲げて揚力を発生する。二次 元翼に対して、翼の前進上昇流と翼の後退下降流は対称であり、そして正味の下 降ウォッシュは零となり、前進上昇流から後退下降流への並進運動量の変化によ り揚力が発生する。

それによる圧力場は、境界渦十Ｆ１として翼と共に移動するために、更に循環は 発達することはなく、また更に反作用渦もまた要求されない。渦層または渦矩形 環は、その後、翼が位！２０ｂおよび２０ｃに前進すると単に伸長し、そしては るか後方の場に最初の出発渦−ｒｌが残される。

超音速において、揚力渦十Ｆ１により発生した圧力場は、翼２３に先行できず、 そして、従って翼は連続的に流れを水平から下方に曲げ、真が前進するにつれ新 たな正の循環十ｒ２、＋ｒ３を発生する。そのとき、角運動量の保存から持続す る負の循環反作用−ｒ２、−ｒ３が要求される。従って、正の翼上昇温２３は、 負の循環−ｒの反作用を受け、正の翼上昇温２４は負の反作用循環−２４ｒを受 け、正の翼上昇渦２５−負の反作用循環−２５ｒを受け、以下同様である。再び スパン方向の揚力と反作用渦は、翼端の渦により連結され、そして一連の渦矩形 環、亜音速の場合とは異なり単に最初の渦矩形環が伸長するのではなく、前進の 各単位距離に対して１つの新たな矩形環が発生する。翼の前進と、その循環の発 達と、温度作用は、全て滑らかで、連続していることは言うまでもなく、そして 単位前進パターンは単に説明上のものである。

図２において、正の揚力循環＋ｒｗを発達させる平板翼２６か図示されており、 該翼は翼の上部および下部から各々衝撃波２７１．２７ｕを発生している。翼の 下面および上面から各々射出される膨張ファン２８１．２８ｕが、また図示され ている。

翼の下側において、下膨張ファン２８１の要素２８１　（１）、２８１　（２） 　、２８１　（３）と、下衝撃波２７１との交差点から、各々渦層２９１（１） 、２９２（２）、２９１（３）が発生し、そしてその持続する渦層は、全て負の 向き（反時計回りの方向）の回転を有している。

翼の上側において、上膨張ファン２８ｕの要素２８ｕ（１）、２８ｕ　（２）　 、２８ｕ　（３）と、下衝撃波２７ｕとの交差点から、各々同様に渦層２９ｕ　 （１）、２９ｕ　（２）、２９ｕ　（３）が発生し、然しなから、それらの回転 方向は正の向き（時計回りの方向）である。

翼の後縁３１の後方の下側流れと上側流れとの間の後流は、下側流れの方が高速 であるために、更に負の渦層３３を発生する。

図２の衝撃波／膨張波システムの伴流特性を図３に示す。衝撃波２７１．２７ｕ は、膨張ファン２８１．２８ｕと交差するまでは、一様な強度を育する衝撃波で あり、流れの運動エネルギは熱に散逸される。すなわち、一様な速度欠陥３４１ ．３４ｕと温度上昇３５１．３５ｕとが生しる。膨張ファンが衝撃波と交差する とき、速度欠陥は漸進的に減少して速度が変化し、その積分は反作用循環となる 。

Ｘ２６の下側において、衝撃波２７１が膨張ファン２８１と交差反作用システム を図５に示す。図５は、平坦な上面３９ｕと緩やかに湾曲した下面３９ｕとを有 する翼３９であって、上面と下面において、前部３９ｆと後部３９ｂは凸形の中 央部３９ｃにより連結され、超音速ノズルの上部を形成する翼の側断面を表して いる。マニフォールド４０が翼の下側に搭載されており、該マニフォールドは、 後方に高速の平板状のジェット３６を噴射し、それによりジェットの下境界面と 土塊界面に、各々渦層３７】、３７ｕを発生する。渦成長装置（ｖｏｒｔｅｘ　 ｇｒｏｗｔｈ　ｐｒｏｖｉｓｉｏｎ　）　４１がマニフォールド４０の上面に組 み込まれており、選択的にジェット３６の上ジｘ７ト境界渦３７ｕがギャップ流 れ４２との混合が促進され、図示するように、大きな上側渦層３７ｕが供給され る。

高速の平板状のジェット３６は、排気またはエンジン抽気等の推進システムによ り供給される励起された流体が含まれている。この流体は、翼の前縁を通じてエ ンジンからスパン方向に供給され、熱的に氷結を防止し、かつ／または翼下側の マニフォールド４０の前部高圧部供給される。

上部境界渦層３７ｕの成長促進が、本発明の重大な特徴と成っている。第１に、 この渦層は、翼弦長における渦層の発生により強度か増加し、翼弦において低速 の翼下側のギャップ流れが、より高い速度の差を提供する。ギャップ流れ４２の 低減された速度がこのメカニズムの駆動力となっており、そしてそれは翼弦長に おいてのみ利用される。翼の後方で、ジェットは画境界面において自由流れと境 を接しており、渦強度は両側で同じである。すなわち、上側の循環反作用強度の 増加は消失する。第２に、ギャップ流れとの混合促進により、残余のジェットの 並進エネルギの大部分が、回転エネルギに変換される。これら２つの装置により 、利用できる残余のジェットエネルギか更に効果的に利用されると共に、他の方 法で生じるよりも多くの必要な負の循環反作用が発生する。

この促進された渦構造の利点は幾つかの方面で現れる。第１に、翼下側の流れに 対して改善された境界条件を与える。拡大する上部渦層３７ｕは、下方に凸の前 部翼下部３９ｆにより発生した圧縮波４３のより大きな部分を、後部上方に反射 して真後方の圧力を高めて、その上方反射による推力成分を提供する、効果的な 気体シールドとして作用する。他の観点からは、ギャップ流れ４２が渦の成長に より小さな断面経路に増加し、翼後縁３１に持続する高い圧力を発生する。第２ に、促進された混合により、残余のジェットエネルギが空気の大きな質量に広が り、翼下側のジェットの推進効率を増加するジェット増大に対して、ジェット増 大シュラウドとして作用する上方に反射する翼の後側３９ｂが提供される。第３ に、真下側のジェット／渦動が真の後方に長く伸長し、より長い効果的な翼弦を 提供し、揚力効率が改善される。

古典的な境界上に、改善された反射を有する、射出状に広がる上部境界３７ｂを 提供して、渦が成長することにより波の反射４４が増加する。自由面または渦層 からの波の反射は、通常、古典的な境界条件により表され、この境界条件は、図 ６の上側部分に示すように、面の両側で同じ圧力５００１同じ流れの方向５１Ｃ と、無限小の厚さを育していると仮定される。然しなから、促進された混合と共 に、渦は、図６の下側部分に示すように、流れの方向に急速に有限の大きさに成 長して、渦変形による横断方向の圧力勾配５０ｒｆと、２つの側に流れ方向に広 がる流れ５１ｒｆを発生させる。これら実在流体の境界条件は、反射と、従って 翼の圧縮エネルギの回収とを増加させ、大きな渦の増加する負の循環反作用と両 立する。

図７に示す翼下側のジェットは、これら２つの境界条件に対して、非対称ジェッ トからの大きな正味反射を示す例示的な波のパターンを含んでいる。

ケース１−古典的な境界条件一対称ジエツトケース２−実在流体の境界条件−非 対称ジェット飛行速度の約２倍の合理的なジェット速度のケース１に対する一例 が示される。翼の前部下面３９ｆにより発生した圧縮波４３は、翼下側のジェッ ）・３６の上面３’７ｕと遭遇する。波の１／３は、古典的な対称ジェット３６ ｃから圧縮波４４ｃｒとして、上方に反射され、２／３は、より高いマツハ数の ために傾斜を小さくして、圧縮波４４ｃｔとしてジェット内に下方に伝達される 。翼下側のジェット３６の下面３７１と遭遇したとき、波のただ１１５のみが膨 張波４４ｃｒｅ（破線で示す）として反射され、上記ジェット３６の下面３７】 は、該下面を横断する速度差が小さいために弱い境界面となっている。この波は 上方に伝達され、そして再び強い土塊界面３７ｕと遭遇し、前と同じように１／ ３が反射され、そして２／３が伝達される。最終的に上方に伝達さあれる波は膨 張波であって、その前駆現象による強度または約１／ｌＯの強度を育しており、 そしてそれは、最初の１／３の圧縮反射から低下している。

ケース２も同様のメカニズムである。然しなから、非対称ジェットの実在流体の 境界条件は、飛行速度の２倍の速度を有する同じ例において、最初の２／３の反 射と、それに続く上方に伝達される１／４５の、略無視可能な膨張とを提供する 。従って実在流体は、２つの方式でゲインする。第１に大きな最初の反射と、第 ２にそれに続く小さな膨張である。

混合層の成長と実在流体の境界の傾斜により、流れが射出状に拡大するメカニズ ムを図８に示す。角度μで入射するマツハ波５４と角度βで入射する弱い圧縮波 ５６か図示される。流れＵが、弱い圧縮波を通過するとき角度θｌで屈曲する。

射出される反射波の角度を反射面に入射に対する傾斜により図示する。流れＵと 同じ角度ｅ１で傾斜した面に対しては、全く反射されずに「吸収」され、或いは マツハ波βｌとして反射されることもある。面が０２で示されるように傾斜して いない場合に、弱い圧縮波は、入射角βと同じ角度β２を以て反射される。図示 するように角度ｅ３を以て上方に傾斜し、実在流体の流れ方向に拡大する非対称 ジェットか供給される面は、増加した角度β３を以て反射し、流れを対応する角 度ｅ３で、かつ圧力を比例して増圧して上方に曲げ、或いは屈折させる。この圧 力増分は、翼下側の渦フラップをより大きな範囲に屈折させて、流れの下側に与 えられる下方の運動量を増加させる。

渦が拡大することによる、この圧力増分を図９のチャートに示す。

上記チャートは、２つの流れの動圧比λに対する反射係数Ｒとしてプロットされ ている。該プロットにおいて、実在流体境界条件５１ｒｆを拡大する流れのみが 考慮されており、パラメータには、渦の拡大角θの真の前部下面３９ｆの下方角 度σに対する比である。プロットは、比にの単位値および動圧比λ１．８５に対 して示しており、そして比には下面の傾斜に等しい渦の拡大角に対応しており、 反射はこれらのファクタの１つにより、古典的な境界に対する値を超過する。

実在流体の剪断層３６「ｆが渦の変形による圧力勾配を持続させる可能性により 、図１Ｏに示すように反射は増加する。一般的な教科書から抜粋した図１０にお いて、渦８０は堅固な壁面８２の近傍に示されており、該渦は壁面に隣接する倒 でより広い範囲で変形している。この大きな変形は、遠心力が増加する圧縮領域 において、回転する流れの曲率半径８４を低減し、前記遠心力は大きな圧力勾配 により均衡される。図１０は、また、堅固な壁面８２が、流れ場の計算を容易に するために、虚像渦により置換可能であることを示している。

変形した渦８０における圧力勾配のメカニズムを図１１に図示する。図１１は、 従来の超音速ノズルのアナロジ−を示している。この図において線型の超音速ノ ズル８２が示されており、流れは喉部○−Ａにおいて圧縮され、速度低下に対応 して圧力が増加する。該ノズル８２が、その中心Ｏにおいて周囲が取り巻かれて 、図示するように円形ノズル８０となった場合、変換により、上記変形した円形 ノズル８０が表される。

渦変形の効果を図１２に示す。上側のスケッチに、速度９０と圧力９２の変化の プロットと共に、変形した渦８０を示す。中央のプロットは、渦８０の上部８０ ｕと下部８０１の速度分布を示している。下側のプロットは、上記２つの領域８ ０ｕ、８０］における圧力分布を同様に示したものである。

実在流体境界条件により与えられる更に２つの反射ファクター、つまり渦の広が りと渦の変形を、流れのポテンシャルをこれら新しい境界条件に置換し、結果さ れる反射について解くことに基づく数学的表現を誘導することにより量的に試験 する。

こうした誘導により、図１３に示す一般反射係数Ｒが得られ、該一般反射係数Ｒ は、実在流体の剪断層からの反射を形状と流れ変数の関数として表しており、こ の反射が３項の和として表現される。

すなわち、 従来の１０２−理想化された無限小の厚さを有する層の効果圧力勾配置０４−変 形した実在流体の渦の効果増大１０６−渦の成長により射出状に拡大する面の効 果従来のく古典的な）項１０２に加えて、２つの新しい項、つまりｒ圧力勾配置 ０４Ｊとｒ増大１０６Ｊは、各々実在流体の境界条件、つまり圧力５０ｒｆと流 れの方向５１ｒｆを表している。この方程式のの傾斜した平面に現れる。水平成 分は、圧力を後方に輸送して長い効果的な翼弦を提供する。

ファクタは以下のように定義されるニ シンポル　ファクタ λ　動圧比 α　全拡大角 σ　翼下側の下がり角 δ　鉛直方向の渦圧力勾配 Ｐｏｏ−Ｐｇａｐ β　（Ｍｌ　−１）　Ｉ／２ Ｍｏｏ　自由流れのマツハ数 ε　渦変形２％ Ｐ　ｔ　ａ　ｏ　翼下側のギャップの圧力ｐｏｏ　自由流れの圧力 ρ　空気の密度 拡大または渦の成長項１０６は、角度α、σおよび動圧比λのみに依存している 。真下側の下がり角σは負であり、従って、拡大する寄与は正である。圧力にお けるその増加は、図８において前に示したように、上方に傾斜する境界による流 れの屈折により先ず達成される。

圧力勾配項１０４は、第１に翼下側のギャップ流れＭｌ、、と外部の自由流れＭ ■との間の圧力差δに依存しており、そしてそれは、図１２において前に示した ように、渦の変形を導く剪断層の横断する鉛直方向の圧力勾配Ｐ　ＯＯ−Ｐ　ｌ ｌａｍである。この圧力勾配は、内部の渦構造により維持され、そしてそれは、 圧力勾配により変形した局内の遠心力を均衡させる。正確なモデルにおいて前記 勾配は、鉛直成分および水平成分を以て、流れ方向または翼下側の渦フラップ層 に選択的に局所的な薄利を形成して渦を与えるノズルの上向面１４８を図示して いる。

図１３の下側のプロットは、反射係数Ｒの、その３つの項への依存性を示してい る。従来（古典的）項１０２は、一般的な教科書に示されており、そして緩和さ れた反射のみを提供する。圧力勾配項１０４と拡大項１０６は、本発明により提 供される実在流体の境界条件に寄与する。これらは、本発明の衝撃波を発生しな い超音速システムにより達成される性能における主要なゲインを表す、示された パラメータの合理的な値に対して、従来の項１０２よりも非常に大きく寄与して いる。

本発明の促進装置は、ジェット境界上の渦形成の自由振動数に関係する所定の振 動数で、圧力パルスを流れに与えることに基づいている。励振された振動数は、 上記自由振動数と同じか、或いはそれと調和するある振動数である。励振装置は 、音響的、電気的、機械的、幾何学的、レーザー或いは他の発振手段、例えば境 界渦に共振を誘導して、渦を融合し、一対とし、そして流れ方向に急速に成長さ せる不安定な内部構造を提供するような方法により、流れに圧力摂動を射出する 手段である。図１４は、この励振パルスを与えるための可能な電気機械式のメカ ニズムを示している。

図１４Ａは、マニフォールド喉部１４２の上部壁に取着され、プランジャからマ ニフオールド内の流れに圧力パルスを射出するパルス機構１４０を図示しており ：図１４Ｃは、内部に取着され、可撓性の薄膜１４４にパルスを与える同様のプ ランジャ１４０を有している。図１４Ｂは、同様に、然しなからパルスを後方に 射出するように配置されたパルス機構１４０を示している。図１４Ｄは、パルス をマニフォールド上側のギャップ流れ４２に射出する励振機構１４０を図示して いる。図１４Ｅは、段状に形成され、上面の剪断ジェット流れの土塊界面３７ｕ を励振する音響励振機構を、また、マニフォールド内の同様の配置に、主として 平板状のノズル４０の上部に具備することもできる。

マニフォールド４０の上部壁に形成された切欠き部１４６が、ま２つの循環反作 用システムーー衝撃波を発生するシステムと、促進された衝撃波を発生しないシ ステムーーを図１６において比較する。図１６の衝撃波を発生するシステムは、 負の後流３４ｎを有しており、図１６Ｂの衝撃波を発生しないシステムは、正の 後流３４ｐを有している。衝撃波を発生するシステムは、正と負の両方の反対向 きの循環反作用を発生させ、正の翼循環＋ｒＷを均衡させるための正味の負の循 環反作用を発生させるために必要な数回のエネルギ散逸を含む。このエネルギの 排出は、波抵抗の値において流れから引き込まれるために、特に性能上厳しい。

他方、衝撃波を発生しないシステムは、速度の輪郭に負の傾斜を有しているにも 拘わらず正の後流３４ｐを有しており、そしてその内側は、要求される負の循環 反作用−ｒｒである。更に、平坦な翼上面３９ｕを採用することにより有害な反 作用を発生させる揚力の発生が除去される。該システムは、それにより、ジェッ トの底部の境界による小さな正の反作用＋ｒｂは別として、翼下側のギャップ流 れに要求される、負の循環反作用−ｒｌのみを発生させるために、最小のエネル ギを利用する。更に、この正の後流により供給される負の循環反作用は、性能上 有害な効果をもたらさずに、推進システムから残ったエネルギにより発生する。

本発明の改善されて衝撃波を発生しないシステムは、残余の並進のジェットエネ ルギを完全に翼弦内から回転に変換させる促進装置を適用することに向けられる 。こうした完全に負の循環反作用の装置は、上述のパラグラフにおいて示したよ うに、完全に負の圧縮エネルギを翼の後方で増加した圧力に回収する。

ジェット／渦動組体は、図１４に示すように翼のはるか後方に伸長し、翼下側の 圧力により下方に、然しなら其の後縁から延びるマツハウェッジ内で屈折する。

その後、この組体は、後方の自由流れにより漸次的に水平に向かって後方に屈折 し、それにより下方の運動量を増加した空気に拡大する非常に長い効果的な翼弦 を提供して揚力効率を改善する。

翼下側のリフト圧を受ける前方領域において、渦組体の下方の屈折により、図１ ７に示すように、この組体が翼のマツハウェッジ内にある限り、前方の摂動速度 （圧縮）１５２を有する圧縮波１５０が発生する。これらの圧縮波は、通常、地 上まで到達する強い衝撃波と合体し、そしてソニックブームを発生する。然しな から、負のジェット渦循環反作用により完全に均衡する正の翼循環を以て、更に 衝撃波により発生するような負の循環は、流れの中には発生しない。従って、こ の組体よりも下の流れには、衝撃波は更に発生できない。

この矛盾に対する解答を、支配的な土塊界の渦３７ｕの低減した後方速度（膨張 ）１５４は、圧縮波１５０と組み合わされた前方の摂動速度１５０を相殺し、揚 力を提供する回転しない下方の運動量を発生し、そして圧縮波が衝撃波と合体す ることが阻止される。

従って、地上に到達してソニックブームを発生する衝撃波は存在しない。航空機 の重量は、真のはるか後方に延びる長く、滑らかで、低圧の足跡１５６として地 上に現れる。

図１８は、翼後方下側の領域におけるジェット／渦フラップ組体メカニズムの他 の観点を示している。この図に示すように、渦フラップ組体３７ｕは、推力を提 供する速度増分を以て翼から後方に排出され、然しながら、図示するように実質 的な混合の後、それは、残った穏やかな速度のみを育している。従って、排出さ れた後、フラップは本質的に水平動作を有していない。つまり、それは翼が通過 する際、単に下降する。万か−、それか翼に付着すると仮定すると、それは外側 の流れに対して高い速度を育している。然しながら、それは翼に取着しせず、そ してそれが排出される外側の空気に対してほぼ零の速度を育している。従って、 フラップは波を発生しない。

従って、ある意味で上記メカニズムは超音速翼を、零の有効マツハ数１６０を有 する亜音速渦動に変換する。渦フラップ３７ｕは、真下側の圧力により下方に屈 折し、次いで、外方の流体を下方に押し下げる。従って、下方の並進運動量が下 側の空気に与えられて、揚力が提供され、しかし回転運動量と相互作用する波は 発生しない。

再びこのモデルは、下方の運動量を非常に長い翼弦１６２に拡大し、そしてそれ は、次いで航空機の重量に対応する圧力を、ソニックブームを伴わずに地上の非 常に長い足跡１５６に拡大する。

翼エネルギ回収システムのまとめは、従って、本発明はこれらメカニズムを、上 方に反射する翼の後側の圧力を増加して、航空機の効率に寄与する推力と有効仕 事を発生する協働方式で提供することを示している； 翼下側の圧縮波の反射 波の圧縮を有効仕事に回収し、この回収されたエネルギは、翼の後側の圧力とし て現れる。

ジェットの増大 ジェットの並進運動量を増加した空気に拡大する。

この混合は並進運動量を回転形に変換する。

低減された混合流れ速度は、翼後例の圧力を増大する。

ジェットフラップ 翼下側ギャップの増加した圧力か剪断層を下方に傾斜させ、剪断層渦を圧縮、変 形し、 変形した渦の内部構造は圧力勾配を青し、この勾配は、鉛直成分と水平成分とを 有し、揚力運動量を長い前動翼弦に拡大し、 翼の後側に増加した圧力が発生する。

機体の波抗力もまた、本発明の反射原理を適用することにより軽減される。図１ ９は、機首上部に搭載されたカウルまたはジェットマニフオールド】７０を育す るジェット機を示しており、上記カウルまたはジェットマニフォールドは、上方 に向いた機首の波を後側下方に反射して圧力と推力の増加を、機体上面のバンブ 領域１７２の後側に提供し、以て、捨てられていた機首の波動エネルギを有効仕 事に回収する。

上方に反った機体の後部下側は、通常低圧の領域であり、従って抗力が大きい。

本発明は、補助ジェットマニフォールド１７４をこの面の前方に配置してジェッ トを後方に射出し、そして本明細書中に開示した励振装置を採用して、該ジェッ トの上側境界面の渦成長を促進し、高圧および機体後方、下側の推力を提供する 。

図１９のカウルは、機体の全周に渡って延設してもよく、そして図２０に示すよ うにマニフォールドリング１８０を具備してジェットフラップ１８２を射出して もよい。この図は、機体の全周に肩部１８６を有する円形機体１８４を図示して おり、軸対称の円錐形の機首衝撃波１８８を、前方推力Ｔおよび有効仕事に回収 する。伸長可能な前方衝撃波制御スパイク１９２が図示されており、該スパイク は、設計条件から外れた場合に、衝撃波１８８をマニフォールドリング１８０に 配置して反射回収する。

図２１に、上記機首衝撃波反射リング１８０と、機首スパイク１９２と、内側に 傾斜したエネルギ回収肩部１８６とを有し、機体後部にエンジン１９４ｔを搭載 した企業用サイズの航空機を図示している。この図は、また、本発明において略 述した翼衝撃波のエネルギ回収を示しており、エネルギ回収は、小さく前進、後 退する大きなスパンの翼１９６を可能とし、離陸、着陸特性が改善され、そして 超音速および亜音において抗力が小さくなる。機首衝撃波リング１８０は、離陸 、着陸のためにリング下部１８０１が上方に曲げられるように、複数のストラッ ト１９８に取り付けられている。

図２２は、本発明の同じ原理の輸送機のサイズの航空機への適用を示している。

この場合エンジン１９４Ｗは翼の下側に搭載されている。

図２３に、円錐形の機首衝撃波制御スパイクの操作を示す。同図は、従来の機体 の広い輸送機に対して、機体肩部鵜で圧縮エネルギを回収するために必要なリン グの直径を示す、マツハ数表が表示されている。この波角／リング直径ジオメト リ−を図２３（ａ）に示す。従って、図２３（ｂ）に示すように、伸長可能な機 首スパイクヲ配置して、マツハ２．４からマツハ１．８までの飛行領域に渡って 、直径１２．５ｍ（４０，９ｆｅｅｔ）のリングに円錐状の機首波を配置し、以 てエントロピ損失が小さい低マツハ数のための大きなリングを排除している。

図５に示すように、翼の断面３９は、自由流れと平行に操作されるとき、超音速 において揚力を発生しない平坦な上面３９ｕを育している。然しなから、該翼は 、図２１．２２に示すように前縁フラップ２００と後縁フラップ２０２とを有し ており、そしてそれらは、低亜音速、特に離陸、着陸に際して伸長して前期上面 に揚力を発生する。真下側のジェット３６は、また、離陸の間、伸長した後縁フ ラップ２０２に吹きつけることにより揚力を増加するように成っている。更に、 この推進ジェットの散乱により離陸に際してノイズが低減される。

本出願により開示されたスパン方向の翼下側のジェットは、連続的または間欠的 とすることかできる。図２１．２２に示す航空機は、はぼ翼の全スパンを横断し て連続的にジェットを封圧する、連続的なスパン方向のマニフォールドをディス プレーしている。

代替的に、翼下側のジェットを間欠的、すなわち、離散的な断片の形で供給し、 そして圧縮波をこの離散的なジェットの断片に集中するように形成された翼と関 連させてもよい。図２４は、輸送機のサイズの航空機を図示しており、該航空機 は、機体の両側にスパン方向に渡って凹形に形成され、翼の前方下面２１２ｆに より発生した翼圧縮波２１６を、翼の内側に、翼下側のエンジン２１８およびそ れらの排気の流れ２２０に傾斜させる翼２１２を有している。排気流れ２２０は 、そのとき、翼下側の圧縮波２１６を上方に傾斜した翼の後側に後方反射して、 それらのエンジンを有効仕事に回収する離散的なジェットの断片として作用する 。

全排気をその大きなエネルギと共に上記反射機能に使用することは、本適用にお いて概説したように、混合境界面の必要性を排除し、然しなから必要な場合には 、上述のように同様の促進装置を排気ケーシングの上面に同様の適用する。

特表千５−５０９２７４　（１１） ８　専４−ｇ（５可 要約書

Claims (37)

【特許請求の範囲】
1. １．翼と、圧縮波エネルギ制御装置とを有する航空機において、ジェットを射出 するノズルを具備し、 前記ノズルは、前記翼の下側に、同翼から離隔して配置されており、 そして、前記ノズルから射出されたジェットの上境界面の流体混合成長を選択的 に増加させ、非対称の剪断層を提供するための促進手段を具備する航空機。
2. ２．翼と、圧縮波エネルギ回収装置とを有する航空機において、ノズルを具備し 、該ノズルは、前記翼の下側に、同翼から離隔して配置されており、 そして、前記ノズルから、上境界面の増加する混合成長のために非対称のジェッ トを射出する手段を具備する航空機。
3. ３．翼と、ジェットを射出するノズルとを有する航空機において、前記ノズルは 、前記翼の下側に、同翼から離隔して配置されており、 前記ノズルは、その一部として、同ノズルから射出されたジェットの上境界面に 選択的に渦を発生させて、非対称剪断層を提供する段付きに形成された上部内壁 を具備している航空機。
4. ４．前記非対称ジェットの大きな上境界層は、正の（時計回りの方向の）揚力循 環に対する角運動両反作用を提供する、負の（反時計回りの方向の）渦を含む、 請求項２に記載の航空機の改良。
5. ５．前記ノズルの後方に、前記上境界面の混合により発生する絵図の周波数を検 知するセンサーが配置され、そして、前記センサーに応答して前記促進手段を制 御する手段を具備する請求項４に記載の航空機の改良。
6. ６．航空機において、 圧縮波エネルギ制御装置を具備し、 前記圧縮波エネルギ制御装置は翼を具備し、前記翼は、上面と下面とを有してお り、前記上面は、平坦で零の揚力を発生し、従って、超音速において有害な循環 反作用を発生せず、前記下面は、その前部および後部において下に凹形に緩やか に湾曲しており、そして凸形の中央部により接合されて超音速ノズルの上部を形 成し、 そして、前記翼の下側に、同翼から離隔して配置されたノズルを具備し、該ノズ ルはジェットを射出する航空機。
7. ７．前記翼は、伸長可能な前縁と後縁フラップを有し、離陸や着陸の低速の亜音 速飛行のために、前記上面の側に揚力を発生させる請求項６に記載の航空機の改 良。
8. ８．翼と、ノズルと、機体とを有する航空機において、圧縮波エネルギ制御装置 を具備し、 前記圧縮波エネルギ制御装置は、 前記機体に導入された機首と、尾部と、前記機体の機首の少なくとも１部の周囲 に取り付けられ、前記機首からの衝撃波を遮断すると共に、後方、前記機体の少 なくとも１部の内側に傾斜した肩部に反射して、圧力を推進力と有効仕事に回収 する機首リングとを具備する航空機。
9. ９．前記機首リングはノズルを具備し、前記ノズルは、励振されたジェットを後 方、内側にに射出して、反射された衝撃波の圧力を含むジェットフラップを供給 する請求項８に記載の航空機の改良。
10. １０．前記機体は、設計条件から外れた場合に、同機体により発生した機首衝撃 波のパターンを制御する、伸長可能な機首スパイクを具備している請求項８に記 載の航空機の改良。
11. １１．前記機首リングは、前記機首スパイクを伸長を制御するセンサーを具備し ている請求項１０に記載の航空機の改良。
12. １２．翼と、ジェットを射出するノズルとを有する航空機において、前記ノズル に配置され、同ノズルから射出されたジェットの境界面の渦の自然周波数と同じ 、或いはこれと調和する周波数の圧力パルスを射出して、挟まれたギャップ流れ との混合によるそれらの成長を加速し、全翼弦における翼揚力循環に対する完全 な反作用を提供する促進手段を具備する改良。
13. １３．前記翼は、促進された混合と、増加した流体へのジェット運動量の増大と により、推進効率を改善するジェット増大シュラウドとして機能する上方に反射 した後側を具備する請求項１２に記載の航空機の改良。
14. １４．前記ノズルは平板ジェットを射出し、促進手段が平板ジェットノズルの上 部壁に配置されている請求項１２に記載の航空機の改良。
15. １５．ノズルにより誘導され、促進された渦の成長は、前記翼とマニフォールド との間の流れ経路を拘束し、ギャップ流れの圧力を増加させる請求項１２に記載 の航空機の改良。
16. １６．更に、前記ノズルから下流に配置され、前記ヘッド境界面の渦の自由振動 数を検知するレシーバーと、該レシーバーに応答して励振パルスの射出を制御す るための手段とを具備する請求項１２に記載の航空機の改良。
17. １７．前記翼の上面は略平坦と成っている請求項１２に記載の航空機の改良。
18. １８．下方の運動量を大きな流体塊に拡大してエネルギ損失を最小化する、増加 した効果的翼弦を具備する翼の後縁から、ジェット／渦組体が、はるか後方に延 びている請求項１２に記載の航空機の改良。
19. １９．翼下側のジェット／渦組体の、促進された負の循環反作用は、正の翼循環 をほぼ均衡し、更に負の循環が発生することを排除し、衝撃波を流れ場の下側に ？？、以てソニックブームの発生を排除する請求項１２に記載の航空機の改良。
20. ２０．翼と、ノズルとを有する航空機において、波エネルギ制御装置を具備し、 該制御装置は、機首圧縮波を圧力と推進力に回収する、内側に反った機体表面か ら外方に取り付けられたカウルを具備する機首波を有する機体前方の装置を具備 する航空機。
21. ２１．翼と、ノズルとを有する航空機において、波エネルギ制御装置を具備し、 該制御装置は、機体後部の下側に取り付けられ、超音速ジェットを射出し、渦の 成長を増加し、上方に反った機体後部に正の圧力を発達させる促進装置を有する ジェットマニフォールドを具備する航空機。
22. ２２．翼と、機体と、前記翼の下側に搭載された複数のエンジンとを有する航空 機において、 圧縮波エネルギ制御装置を具備し、 前記制御装置は、前記翼の上面と下面と、前記機体の両側の翼のスパン方向に凹 形とを具備し、前記翼下面からの圧縮波を前記エンジンからの排気に集中して、 前記圧縮波を前記翼の上方に反った後側に反射させる航空機。
23. ２３．前記翼の上面は流れ方向に平坦である請求項２２に記載の航空機の改良。
24. ２４．航空機の翼であって、 空気の流れを下方に屈折させるために前縁から下方に傾斜した下面と、 上方に傾斜した後側下面とを具備し、エネルギを回収するために該後側下面に対 して圧縮波を反射させ、前記翼は、更に、圧縮波を反射させるジェットを射出す るノズルを具備し、 前記ノズルは、また、亜音速において後縁フラップに吹きつけて離陸の際揚力を 増加する航空機の翼において、全ての推進ジェットを拡大することにり地上のノ イズを低減した翼。
25. ２５．超音速飛行において翼の上側の空気の流れに障害を発生させないために、 実質的に全翼弦に対して平坦な上面を有する航空機のための翼。
26. ２６．超音速飛行において翼の上側の空気の流れに障害を発生させないために、 実質的に全翼弦に対して平坦な上面と、翼の前縁から下方に傾斜して空気の流れ を下方に屈折させる下面と、 上方に傾斜した後側下面とを具備し、エネルギを回収するために前記下面に対し て圧縮波を反射させる航空機のための翼。
27. ２７．超音速飛行において翼の上側の空気の流れに障害を発生させないために、 実質的に全翼弦に対して平坦な上面と、翼の前縁から下方に傾斜して空気の流れ を下方に屈折させる下面と、 上方に傾斜した後側下面であって、該下面に対して圧縮波を反射させてエネルギ を回収する後側下面と、超音速において前記翼の前部の下面により発生した圧縮 波を、前記翼の後部の下面に向けて上方に反射するための、翼下側の手段とを具 備する、実質的に全翼弦に対して平坦な上面を有する航空機のための翼。
28. ２８．超音速飛行において翼の上側の空気の流れに障害を発生させないために、 実質的に全翼弦に対して平坦な上面と、翼の前縁から下方に傾斜して空気の流れ を下方に屈折させる下面と、 上方に傾斜した後側下面であって、該下面に対して圧縮波を反射させてエネルギ を回収する後側下面と、前記翼の下側に取着、支持され、超音速において前記翼 の前部の下方に傾斜した下面により発生した圧縮波を、前記翼の後部の下面に向 けて上方に反射させるための手段とを具備する、実質的に全翼弦に対して平坦な 上面を有する航空機のための翼。
29. ２９．前記翼の前縁および後縁から中央部分に向けて下方に凸形の形状を有する 請求項２５から２８の何れか１項に記載の翼。
30. ３０．翼の上側直近の空気の流れを、ほぼ障害することなく、かつ揚力を発生し ないように通過させることと、翼下側直近の流れを、翼の前部から下方の屈折さ せて揚力と圧縮波とを発生させることと、 該圧縮波を前記翼の前部から前記翼の後部に向けて上方に反射させて、揚力と前 進力の形でエネルギを回収することとを含んで成る超音速で航空機のための翼を 飛行させるための方法。
31. ３１．翼の上側直近の空気の流れを、ほぼ障害することなく、かつ揚力を発生し ないように通過させることと、翼下側直近の流れを、翼の前部から下方の屈折さ せて揚力と圧縮波とを発生させることと、 翼下側に略平板伏のジェットを射出して、圧縮波を遮断すると共に、反射して翼 の後下部の正の圧力を増加して、圧縮エネルギを揚力と前進力の形で有効仕事に 回収することとを含んで成る超音速で航空機のための翼を飛行させるための方法 。
32. ３２．翼下側直近の流れを、翼の前部から下方の屈折させて揚力と圧縮波とを発 生させることと、 上方に傾斜した上面を有する略平板状の非対称ガスジェットを翼下側に形成して 、圧縮波を遮断すると共に、翼の後下部に反射して圧縮エネルギを揚力と前進力 の形で有効仕事に回収することとを含んで成る超音速で航空機のための翼を飛行 させるための方法。
33. ３３．翼下側直近の流れを、翼の前部から下方の屈折させて揚力と圧縮波とを発 生させることと、 ほぼ翼循環と反対に回転する渦列から成る上方に傾斜した上部領域を有する略平 板伏の非対称ガスジェットを翼下側に形成して、圧縮波を遮断すると共に、翼の 後下部に反射して圧縮エネルギを有効仕事に回収することと、 ジェット渦の上方への拡大速度を増加して、ギャップ流れの上方屈折と、翼後下 面の圧力を増加するために、ジェット渦のエネルギを拡大することとを含んで成 る超音速で航空機のための翼を飛行させるための方法。
34. ３４．翼下側直近の流れを、翼の前部から下方の屈折させて揚力と圧縮波とを発 生させることと、 該圧縮波を前記翼の前部から前記翼の後部に向けて上方に反射させて、揚力と前 進力の形でエネルギを回収することとを含んで成る超音速で航空機のための翼を 飛行させるための方法。
35. ３５．翼の上側直近の空気の流れを、ほぼ障害することなく、かつ揚力を発生し ないように通過させることとを含んで成る超音速で航空機のための翼を飛行させ るための方法。
36. ３６．翼循環に対して反対に回転する非対称渦列を形成するために励起された推 進流体の少なくとも一部を利用することを含み、前記渦は、の下側に配置されて 翼下側の圧力により加圧されると共に、鉛直成分と水平成分とを維持して翼下側 の圧力を保持し、そして、この圧力を翼後縁の後方の渦列に輸送して、より長い 有効翼弦を提供する超音速で航空機の翼を飛行させる方法。
37. ３７．翼下側直近の流体または空気を上方に屈折させて、翼の傾科した後側上方 の圧力を増加して揚力と推進力とを供給するために、励起された推進流体の少な くとも一部を利用することを含む超音速で航空機の翼を飛行させる方法。