JPH1159594A - 振動強制による失速抑制機能を持つエアフォイル - Google Patents
振動強制による失速抑制機能を持つエアフォイルInfo
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- JPH1159594A JPH1159594A JP10177732A JP17773298A JPH1159594A JP H1159594 A JPH1159594 A JP H1159594A JP 10177732 A JP10177732 A JP 10177732A JP 17773298 A JP17773298 A JP 17773298A JP H1159594 A JPH1159594 A JP H1159594A
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 回転翼航空機用途において、エアフォイルの
失速抑制を図る。 【解決手段】 エアフォイル上の少なくとも一ヶ所から
流体を流すことによってエアフォイルの失速を抑制する
方法。その位置は、エアフォイル上のどこであってもよ
いが、もしその位置がエアフォイル翼弦における前縁か
ら４分の１内にあり、そして流体の流れが非ゼロ純量の
流れであるなら、１を超えるストルーハル比によって表
される周波数で流体の流れを変調する。
失速抑制を図る。 【解決手段】 エアフォイル上の少なくとも一ヶ所から
流体を流すことによってエアフォイルの失速を抑制する
方法。その位置は、エアフォイル上のどこであってもよ
いが、もしその位置がエアフォイル翼弦における前縁か
ら４分の１内にあり、そして流体の流れが非ゼロ純量の
流れであるなら、１を超えるストルーハル比によって表
される周波数で流体の流れを変調する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、迎え角が急速に連
続的に変化する回転翼型航空機等に用いるエアフォイル
に関し、特に、失速を抑制するようにデザインされたエ
アフォイルに関する。
続的に変化する回転翼型航空機等に用いるエアフォイル
に関し、特に、失速を抑制するようにデザインされたエ
アフォイルに関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、回転翼型航空機は、主に垂直離着
陸及びホバリング能力があるために、軍事的な用途に
も、また民事的な用途にも広く用いられるようになっ
た。しかし、これらの能力には、比較的に最大飛行速度
（通常１５０ノット）が低い、操作性に限界がある、回
転翼機構に生じる大きな振動負荷のために維持費が高く
つく、等の深刻な限界が伴っている。これらの限界は、
失速と言う現象に端を発している。失速は、古くからあ
る問題で、流体の遷移、乱流、分離、再合流等のすべて
が、不安定で圧縮可能な三次元環境に拘束される高度に
複雑な現象であり、ヘリコプター回転翼を設計する者に
は大きな問題となっている。このデザイン問題の根源に
は、失速が生じる際の、流体の流れの基本的な仕組みが
完全に理解されていないということがある。このため、
回転翼負荷の予測に深刻な限界があり、回転翼デザイン
の足かせとなっている。
陸及びホバリング能力があるために、軍事的な用途に
も、また民事的な用途にも広く用いられるようになっ
た。しかし、これらの能力には、比較的に最大飛行速度
（通常１５０ノット）が低い、操作性に限界がある、回
転翼機構に生じる大きな振動負荷のために維持費が高く
つく、等の深刻な限界が伴っている。これらの限界は、
失速と言う現象に端を発している。失速は、古くからあ
る問題で、流体の遷移、乱流、分離、再合流等のすべて
が、不安定で圧縮可能な三次元環境に拘束される高度に
複雑な現象であり、ヘリコプター回転翼を設計する者に
は大きな問題となっている。このデザイン問題の根源に
は、失速が生じる際の、流体の流れの基本的な仕組みが
完全に理解されていないということがある。このため、
回転翼負荷の予測に深刻な限界があり、回転翼デザイン
の足かせとなっている。
【０００３】エアフォイルの失速の主な原因は、前縁の
近くで始まり、拡大し、エアフォイルに沿って下流に移
動する強い渦流にある。このいわゆる失速、すなわち前
縁渦（ DSV ）は、突然の揚力損失と、抵抗及び縦揺れ
モーメントの急激な増加とを引き起こす（「失速の分析
及び予測の進歩」 L. W. Carr, "Progress in the anal
ysis and prediction of dynamic stall", Journal of
Aircraft, Vol. 25 No. 1, pp. 6-17 (1988) を参照
）。回転翼設計者は、この望ましくない現象を避ける
ために、失速抑制のほとんどすべての研究を、前縁渦を
抑制する、あるいは排除することに向けている。通常、
エアフォイルの形状変更を行う（例えば、前縁スラッ
ト）、あるいは境界層制御（ BLC ）を用いる（例え
ば、流体を吹き込む、あるいは吸引する）、これらは、
特に渦が生じる前縁領域に応用される。これらの DSV
を抑える試みは、未だ、多くの研究における種々の実験
的な構成に限定されており、軍の、あるいは民間の航空
機産業では行われていない。
近くで始まり、拡大し、エアフォイルに沿って下流に移
動する強い渦流にある。このいわゆる失速、すなわち前
縁渦（ DSV ）は、突然の揚力損失と、抵抗及び縦揺れ
モーメントの急激な増加とを引き起こす（「失速の分析
及び予測の進歩」 L. W. Carr, "Progress in the anal
ysis and prediction of dynamic stall", Journal of
Aircraft, Vol. 25 No. 1, pp. 6-17 (1988) を参照
）。回転翼設計者は、この望ましくない現象を避ける
ために、失速抑制のほとんどすべての研究を、前縁渦を
抑制する、あるいは排除することに向けている。通常、
エアフォイルの形状変更を行う（例えば、前縁スラッ
ト）、あるいは境界層制御（ BLC ）を用いる（例え
ば、流体を吹き込む、あるいは吸引する）、これらは、
特に渦が生じる前縁領域に応用される。これらの DSV
を抑える試みは、未だ、多くの研究における種々の実験
的な構成に限定されており、軍の、あるいは民間の航空
機産業では行われていない。
【０００４】失速渦の影響を排除あるいは緩和しようと
努めるなら、初めに失速渦の発生あるいは発端を研究す
べきことは当然であり、今日まで例外なく、渦を抑制す
るすべての試みは、その発生の研究に集中している。な
ぜなら、「・・・前縁から去った後にこの活動的な構造
を操るのに有効な手段を考案することは難しい・・・」
（「縦揺れエアフォイルの前縁及び後縁の調査」 C. S
hih, L. M. Lourenco and A. Krothapalli, "Invest
igation of flow at the leading and trailing edges
of a pitching-up airfoil", AIAA Journal, Vol. 33,
No. 8, pp.1369-1376 (1995) を参照）からである。
次に種々の失速抑制技術を簡単に振り返る。
努めるなら、初めに失速渦の発生あるいは発端を研究す
べきことは当然であり、今日まで例外なく、渦を抑制す
るすべての試みは、その発生の研究に集中している。な
ぜなら、「・・・前縁から去った後にこの活動的な構造
を操るのに有効な手段を考案することは難しい・・・」
（「縦揺れエアフォイルの前縁及び後縁の調査」 C. S
hih, L. M. Lourenco and A. Krothapalli, "Invest
igation of flow at the leading and trailing edges
of a pitching-up airfoil", AIAA Journal, Vol. 33,
No. 8, pp.1369-1376 (1995) を参照）からである。
次に種々の失速抑制技術を簡単に振り返る。
【０００５】Ｋ．Ｌ．マッククラウド３世（ McCloud I
II ）、Ｌ．Ｐ．ホール（ Hall ）及びＪ．Ａ．ブレイ
ディー（ Brady ）氏らは、ヘリコプター回転翼の境界
層制御（ BLC ）を最初に試みた人々である（「ヘリコ
プター回転翼に対する吹出し境界層制御の全面的な風洞
実験」 "Full-scale wind tunnel tests of blowingbou
ndary layer control applied to helicopter rotor",
NASA TN D-335I, 1960 を参照）。ブローイングを前縁
ノズルから行って実物大の回転翼に対して実験を行い、
後退羽根の失速に遅れを観察した。また、 BLC を後退
羽根にだけ適用する周期的なブローイングを提案した。
水トンネルの研究において、マカリスター（ McAlister
）氏（ Carr, 1988 を参照）は、前縁渦が運動量係数
Cμ＝６％に対してかなり緩和され、 Cμ＝４５％にお
いて抑制されることを、流れを視覚化することによって
確かめた。Ｇ．Ａ．アディングトン（ Addington ）、
Ｓ．Ｊ．シュレック（ Schreck ）及びＭ．Ｗ．ルトゲ
ス（ Luttges ）氏らは、ランプ形の運動状態にあるエ
アフォイルの失速を抑制する試みで上面前縁に吸引を適
用した（「多孔性の吸引面を持つ翼の静的な、そして動
的な流れ場の発達」 "Static and dynamic flow field
development about a porous suction surfacewing", A
IAA-92-2628-CP, 1992 を参照）。失速がピッチ率α+
＜ ０.０５に対して抑制された。遷移域の影響を数量化
する試みにおいて、グリーン及びギルブライス（ Gilbr
aith ）氏らは、ランプ形縦揺れ運動にあるエアフォイ
ルの失速に対する、前縁緩和板の影響を研究した（「前
縁の摩擦による失速の研究」 "An investigation of dy
namic stall through the application of leading edg
e roughness", Paper No 137, 18th European Rotorcra
ft Forum, Avignon, France 1992 を参照）。上面圧力
分布に対する重要な影響が観察されたが、空力的な影響
の量的な改善については報告されていない。振動性の縦
揺れにあるエアフォイルの上面に「空気パルス」を０.
２ｃでスロットから送出する研究が、Ｍ．Ｗ．ルトゲ
ス、Ｍ．Ｃ．ロビンソン及びＤ．Ａ．ケネディーらによ
って行われた（「エアフォイル上の不安定な分離流構成
の制御」 "Control of unsteady separated flow struc
tures on airfoils", AIAA-85-0531, AIAA Shear Flow
Control Conference, 1985 ）。流れの視覚化による研
究から、強制ストルーハル数(Strouhal number) F+ が
０.２５を超えるときに「エアフォイル表面における密
着流の増強」が観察された。さらに、これらの条件の下
では、空気パルスによって「渦形成の進行」が生じた。
II ）、Ｌ．Ｐ．ホール（ Hall ）及びＪ．Ａ．ブレイ
ディー（ Brady ）氏らは、ヘリコプター回転翼の境界
層制御（ BLC ）を最初に試みた人々である（「ヘリコ
プター回転翼に対する吹出し境界層制御の全面的な風洞
実験」 "Full-scale wind tunnel tests of blowingbou
ndary layer control applied to helicopter rotor",
NASA TN D-335I, 1960 を参照）。ブローイングを前縁
ノズルから行って実物大の回転翼に対して実験を行い、
後退羽根の失速に遅れを観察した。また、 BLC を後退
羽根にだけ適用する周期的なブローイングを提案した。
水トンネルの研究において、マカリスター（ McAlister
）氏（ Carr, 1988 を参照）は、前縁渦が運動量係数
Cμ＝６％に対してかなり緩和され、 Cμ＝４５％にお
いて抑制されることを、流れを視覚化することによって
確かめた。Ｇ．Ａ．アディングトン（ Addington ）、
Ｓ．Ｊ．シュレック（ Schreck ）及びＭ．Ｗ．ルトゲ
ス（ Luttges ）氏らは、ランプ形の運動状態にあるエ
アフォイルの失速を抑制する試みで上面前縁に吸引を適
用した（「多孔性の吸引面を持つ翼の静的な、そして動
的な流れ場の発達」 "Static and dynamic flow field
development about a porous suction surfacewing", A
IAA-92-2628-CP, 1992 を参照）。失速がピッチ率α+
＜ ０.０５に対して抑制された。遷移域の影響を数量化
する試みにおいて、グリーン及びギルブライス（ Gilbr
aith ）氏らは、ランプ形縦揺れ運動にあるエアフォイ
ルの失速に対する、前縁緩和板の影響を研究した（「前
縁の摩擦による失速の研究」 "An investigation of dy
namic stall through the application of leading edg
e roughness", Paper No 137, 18th European Rotorcra
ft Forum, Avignon, France 1992 を参照）。上面圧力
分布に対する重要な影響が観察されたが、空力的な影響
の量的な改善については報告されていない。振動性の縦
揺れにあるエアフォイルの上面に「空気パルス」を０.
２ｃでスロットから送出する研究が、Ｍ．Ｗ．ルトゲ
ス、Ｍ．Ｃ．ロビンソン及びＤ．Ａ．ケネディーらによ
って行われた（「エアフォイル上の不安定な分離流構成
の制御」 "Control of unsteady separated flow struc
tures on airfoils", AIAA-85-0531, AIAA Shear Flow
Control Conference, 1985 ）。流れの視覚化による研
究から、強制ストルーハル数(Strouhal number) F+ が
０.２５を超えるときに「エアフォイル表面における密
着流の増強」が観察された。さらに、これらの条件の下
では、空気パルスによって「渦形成の進行」が生じた。
【０００６】Ｌ．Ｗ．カー（ Carr ）及びＫ．Ｗ．マカ
リスター（「振動するエアフォイルの失速に対する前縁
スラットの影響」 "The effect of a leading-edge sla
t onthe dynamic stall of an oscillating airfoil",
AIAA Paper 83-2533, AIAA/AHS Aircraft Design Syste
m and Operations Meeting, 1983 を参照）氏らは、失
速環境における、前縁スラットを持つエアフォイルを研
究した最初の人々で、揚力及び縦揺れモーメント特性へ
の DSV 特有の影響が除去されることを確認した。Ｃ．
タン（ Tung ）、Ｋ．Ｗ．マカリスター及びＣ．Ｍ．ワ
ン（ Wang ）（「多要素エアフォイルの失速の研究」 "
dynamics stall study of a multi-element airfoil",
18th European Rotorcraft Forum, Avignon, France, S
eptember15-18, 1992 を参照）氏らは、水トンネルの実
験を行い、失速抑圧装置としての前縁スラットの有効性
を確認した。しかし、通常飛行を行う回転翼の構成に細
長い薄板を付加することは、構造的な完全性を損なう危
険があるということが指摘されている。Ｐ．フレイムス
（ Freymuth ）、Ｓ．ジャクソン及びＷ．バンク（「失
速がない動的な分離に向けて」 "Toward dynamic separ
ation without dynamic stall", Experiments in Fluid
s, Vol. 7, pp. 187-196 (1989) を参照）氏らは、回転
円筒ノーズを持つ、縦に揺れる楔形エアフォイルを、流
れを視覚化することによって研究し、前縁渦がない分離
剪断層を確認した。Ｙ．Ｈ．ユー（Yu ）、Ｓ．リー（
Lee ）、Ｋ．Ｗ．マカリスター、Ｃ．タン及びＣ．ワン
グ（「高度回転翼航空機の失速抑制」 "Dynamic stall
control for advanced rotorcraft lo application", A
IAA Journal, Vol. 33 No. 2, pp. 289-295(1995)を参
照）氏らは、折り曲げ前縁の概念を研究し、流れが、渦
を生じないで「・・・前縁の周りを容易に通過できる・
・・」と、報告している。折り曲げがないものと比較し
た場合、揚力ヒステリシスが減少し、抵抗係数 CD 及び
大きな負のモーメント係数 CM における特有な増加がお
よそ４０％減少する、と主張している。また、「前縁の
可変折り曲げ」の概念も提案されている。
リスター（「振動するエアフォイルの失速に対する前縁
スラットの影響」 "The effect of a leading-edge sla
t onthe dynamic stall of an oscillating airfoil",
AIAA Paper 83-2533, AIAA/AHS Aircraft Design Syste
m and Operations Meeting, 1983 を参照）氏らは、失
速環境における、前縁スラットを持つエアフォイルを研
究した最初の人々で、揚力及び縦揺れモーメント特性へ
の DSV 特有の影響が除去されることを確認した。Ｃ．
タン（ Tung ）、Ｋ．Ｗ．マカリスター及びＣ．Ｍ．ワ
ン（ Wang ）（「多要素エアフォイルの失速の研究」 "
dynamics stall study of a multi-element airfoil",
18th European Rotorcraft Forum, Avignon, France, S
eptember15-18, 1992 を参照）氏らは、水トンネルの実
験を行い、失速抑圧装置としての前縁スラットの有効性
を確認した。しかし、通常飛行を行う回転翼の構成に細
長い薄板を付加することは、構造的な完全性を損なう危
険があるということが指摘されている。Ｐ．フレイムス
（ Freymuth ）、Ｓ．ジャクソン及びＷ．バンク（「失
速がない動的な分離に向けて」 "Toward dynamic separ
ation without dynamic stall", Experiments in Fluid
s, Vol. 7, pp. 187-196 (1989) を参照）氏らは、回転
円筒ノーズを持つ、縦に揺れる楔形エアフォイルを、流
れを視覚化することによって研究し、前縁渦がない分離
剪断層を確認した。Ｙ．Ｈ．ユー（Yu ）、Ｓ．リー（
Lee ）、Ｋ．Ｗ．マカリスター、Ｃ．タン及びＣ．ワン
グ（「高度回転翼航空機の失速抑制」 "Dynamic stall
control for advanced rotorcraft lo application", A
IAA Journal, Vol. 33 No. 2, pp. 289-295(1995)を参
照）氏らは、折り曲げ前縁の概念を研究し、流れが、渦
を生じないで「・・・前縁の周りを容易に通過できる・
・・」と、報告している。折り曲げがないものと比較し
た場合、揚力ヒステリシスが減少し、抵抗係数 CD 及び
大きな負のモーメント係数 CM における特有な増加がお
よそ４０％減少する、と主張している。また、「前縁の
可変折り曲げ」の概念も提案されている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】しかし、これまでに試
された失速抑制方法のすべては、満足できるものではな
い。このため、周知の方法よりも、特に、回転翼航空機
用途において、エアフォイルの失速抑制のより適当な方
法が求められており、そのような方法を達成することは
非常に有利である。
された失速抑制方法のすべては、満足できるものではな
い。このため、周知の方法よりも、特に、回転翼航空機
用途において、エアフォイルの失速抑制のより適当な方
法が求められており、そのような方法を達成することは
非常に有利である。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は、間に翼弦を区
画形成する前縁と後縁とを持つエアフォイルの失速を抑
制するための方法を提供する。この方法は、次の内容か
らなるステップを含む。（ａ）翼弦における前縁からお
よそ４分の１内の、エアフォイル上の少なくとも一ヶ所
を通って流体を流し、もしこの流れが非ゼロ純量の流れ
であるなら、この流れを、およそ１を超えるストルーハ
ル比によって表される第一の周波数で変調する。（ｂ）
翼弦における前縁からおよそ４分の１を超える、エアフ
ォイル上の少なくとも一ヶ所を通してこの流体を流す。
画形成する前縁と後縁とを持つエアフォイルの失速を抑
制するための方法を提供する。この方法は、次の内容か
らなるステップを含む。（ａ）翼弦における前縁からお
よそ４分の１内の、エアフォイル上の少なくとも一ヶ所
を通って流体を流し、もしこの流れが非ゼロ純量の流れ
であるなら、この流れを、およそ１を超えるストルーハ
ル比によって表される第一の周波数で変調する。（ｂ）
翼弦における前縁からおよそ４分の１を超える、エアフ
ォイル上の少なくとも一ヶ所を通してこの流体を流す。
【０００９】また、本発明は、表面を持ち、媒体を介し
て移動するエアフォイルの失速を抑制する方法を提供す
る。この方法は、エアフォイルの表面上位置に隣接する
媒体中に振動を起こすステップを含む。
て移動するエアフォイルの失速を抑制する方法を提供す
る。この方法は、エアフォイルの表面上位置に隣接する
媒体中に振動を起こすステップを含む。
【００１０】さらに、本発明は、次のものを含む、媒体
を介して移動するためのエアフォイルを提供する。
（ａ）上面。（ｂ）下面。なお、上面及び下面は、前縁
及び後縁において接し、それらの間に内部を区画形成
し、前縁及び後縁は、それらの間に翼弦を区画形成す
る。（ｃ）次の中から選択する位置に少なくとも一つの
孔。（ｉ）翼弦における前縁からおよそ４分の１を超え
る上面の位置、（ｉｉ）翼弦における前縁からおよそ４
分の１を超える下面の位置、（ｉｉｉ）後縁に沿う位
置。（ｄ）上記少なくとも一つの孔を介して媒体と内部
との間で流体を流すメカニズム。
を介して移動するためのエアフォイルを提供する。
（ａ）上面。（ｂ）下面。なお、上面及び下面は、前縁
及び後縁において接し、それらの間に内部を区画形成
し、前縁及び後縁は、それらの間に翼弦を区画形成す
る。（ｃ）次の中から選択する位置に少なくとも一つの
孔。（ｉ）翼弦における前縁からおよそ４分の１を超え
る上面の位置、（ｉｉ）翼弦における前縁からおよそ４
分の１を超える下面の位置、（ｉｉｉ）後縁に沿う位
置。（ｄ）上記少なくとも一つの孔を介して媒体と内部
との間で流体を流すメカニズム。
【００１１】本発明は、次のものを含む、媒体を介して
移動するためのエアフォイルを提供する。（ａ）上面。
（ｂ）下面。なお、上面及び下面は、前縁及び後縁にお
いて接し、それらの間に内部を区画形成し、前縁及び後
縁は、それらの間に翼弦を区画形成し、上面及び下面の
各々は、ある形状を持つ。（ｃ）次の少なくとも一ヶ所
に隣接する媒体部分を振動させるメカニズム。（ｉ）上
面の位置、（ｉｉ）下面の位置、（ｉｉｉ）前縁に沿う
位置及び（ｉｖ）後縁に沿う位置。
移動するためのエアフォイルを提供する。（ａ）上面。
（ｂ）下面。なお、上面及び下面は、前縁及び後縁にお
いて接し、それらの間に内部を区画形成し、前縁及び後
縁は、それらの間に翼弦を区画形成し、上面及び下面の
各々は、ある形状を持つ。（ｃ）次の少なくとも一ヶ所
に隣接する媒体部分を振動させるメカニズム。（ｉ）上
面の位置、（ｉｉ）下面の位置、（ｉｉｉ）前縁に沿う
位置及び（ｉｖ）後縁に沿う位置。
【００１２】本発明の主要な用途は、空中を飛行する回
転翼航空機であるが、本発明の範囲は、例えば、水等の
他の流体媒体を介して移動するエアフォイルも含む。
転翼航空機であるが、本発明の範囲は、例えば、水等の
他の流体媒体を介して移動するエアフォイルも含む。
【００１３】
【発明の実施の形態】図１は、前縁１６と後縁１８とに
おいて接する上面１２と下面１４と、それらの間に区画
形成された内部容積２０とを含むエアフォイル１０の断
面形状を示す。前縁１６と後縁１８との間がエアフォイ
ル１０の翼弦２２である。エアフォイル１０は、前縁１
６を先頭に後縁１８を背後にして、流動媒体２４を介し
て移動する。ここでは、エアフォイル１０を単一表面を
持つものとして説明するが、この表面は、上面１２、下
面１４、前縁１６及び後縁１８を含むものである。上記
の定義は、既知であり、本発明の範囲を定めるためにこ
こに列挙している。
おいて接する上面１２と下面１４と、それらの間に区画
形成された内部容積２０とを含むエアフォイル１０の断
面形状を示す。前縁１６と後縁１８との間がエアフォイ
ル１０の翼弦２２である。エアフォイル１０は、前縁１
６を先頭に後縁１８を背後にして、流動媒体２４を介し
て移動する。ここでは、エアフォイル１０を単一表面を
持つものとして説明するが、この表面は、上面１２、下
面１４、前縁１６及び後縁１８を含むものである。上記
の定義は、既知であり、本発明の範囲を定めるためにこ
こに列挙している。
【００１４】驚くべきことに、媒体２４がエアフォイル
１０を通過するときに、エアフォイル１０の表面の数個
所、例えば、前縁１６、後縁１８、翼弦２２における前
縁１６から４分の１内の上面１２の位置２６、 翼弦２
２における前縁１６から４分の１を越える上面１２の位
置２８、翼弦２２における前縁１６から４分の１内にあ
る底面１４の位置３０、そして翼弦２２における前縁１
６から４分の１を越える底面１４の位置３２において、
媒体２４に振動を強制することによってエアフォイル１
０の失速を抑制できることが発見された。この強制振動
は、位置１６、１８、２６、２８、３０あるいは３２に
おける表面１２及び１４の形状を、振動が得られるよう
に機械的に変えることによって、あるいは位置１６、１
８、２６、２８、３０あるいは３２において内部２０か
ら媒体２４へ流体を流すことによって発生させるもので
ある。この流体は、媒体２４を構成するものと同じ流体
であっても、あるいはそれとは異なる流体であってもよ
い。もし振動を励起するために用いる流体が媒体２４を
構成する流体と同じものであるなら、流体の流れは、内
部２０から媒体２４へ、そして媒体２４から内部２０へ
の両方向であってもよく、また、この流れは、純量ゼロ
の流れであっても、あるいはそうでなくともよい。さら
に、上面１４あるいは下面１６の、翼弦２２における前
縁１６から４分の１を越える位置、位置２８と３２等に
おいて、そして後縁１８それ自体に沿う位置において、
内部２０から媒体２４の中へ、あるいは媒体２４から内
部２０の中へ流体を一定に流すことによって、エアフォ
イル１０の失速に対する同様な抑制が得られることが発
見された。本発明が基礎を置く実験結果を下記に示す。
１０を通過するときに、エアフォイル１０の表面の数個
所、例えば、前縁１６、後縁１８、翼弦２２における前
縁１６から４分の１内の上面１２の位置２６、 翼弦２
２における前縁１６から４分の１を越える上面１２の位
置２８、翼弦２２における前縁１６から４分の１内にあ
る底面１４の位置３０、そして翼弦２２における前縁１
６から４分の１を越える底面１４の位置３２において、
媒体２４に振動を強制することによってエアフォイル１
０の失速を抑制できることが発見された。この強制振動
は、位置１６、１８、２６、２８、３０あるいは３２に
おける表面１２及び１４の形状を、振動が得られるよう
に機械的に変えることによって、あるいは位置１６、１
８、２６、２８、３０あるいは３２において内部２０か
ら媒体２４へ流体を流すことによって発生させるもので
ある。この流体は、媒体２４を構成するものと同じ流体
であっても、あるいはそれとは異なる流体であってもよ
い。もし振動を励起するために用いる流体が媒体２４を
構成する流体と同じものであるなら、流体の流れは、内
部２０から媒体２４へ、そして媒体２４から内部２０へ
の両方向であってもよく、また、この流れは、純量ゼロ
の流れであっても、あるいはそうでなくともよい。さら
に、上面１４あるいは下面１６の、翼弦２２における前
縁１６から４分の１を越える位置、位置２８と３２等に
おいて、そして後縁１８それ自体に沿う位置において、
内部２０から媒体２４の中へ、あるいは媒体２４から内
部２０の中へ流体を一定に流すことによって、エアフォ
イル１０の失速に対する同様な抑制が得られることが発
見された。本発明が基礎を置く実験結果を下記に示す。
【００１５】本発明による振動強制の周波数は、二つの
無次元数、ｋ＝πｆｏｃ ／Ｕ∞と定義されるエアフォ
イル振動ストルーハル数ｋと、強制ストルーハル数、 F
+ ＝ｆｆｃ’／ Ｕ∞との比によって定義される。この
場合、ｆｏはエアフォイル振動の周波数であり、ｆｆは
強制振動の周波数であり、ｃは翼弦２２の長さであり、
ｃ’は振動強制の位置から後縁１８までの距離であり、
Ｕ∞は媒体２４の自由流速である。本発明によれば、非
ゼロ純量の流れによって振動強制を達成する場合は、ｆ
ｆを、 F+ のｋへの比がおよそ１を超えるように選択す
る。この比を「ストルーハル比」と呼ぶ。この非ゼロ純
量の流れによる振動強制は、断続的であってもよいし、
準連続的であってもよいが、どちらの場合でも、ストル
ーハル比がおよそ１を超えるような周波数ｆｆで、流体
の勢いを周波数あるいは振幅において変調する。
無次元数、ｋ＝πｆｏｃ ／Ｕ∞と定義されるエアフォ
イル振動ストルーハル数ｋと、強制ストルーハル数、 F
+ ＝ｆｆｃ’／ Ｕ∞との比によって定義される。この
場合、ｆｏはエアフォイル振動の周波数であり、ｆｆは
強制振動の周波数であり、ｃは翼弦２２の長さであり、
ｃ’は振動強制の位置から後縁１８までの距離であり、
Ｕ∞は媒体２４の自由流速である。本発明によれば、非
ゼロ純量の流れによって振動強制を達成する場合は、ｆ
ｆを、 F+ のｋへの比がおよそ１を超えるように選択す
る。この比を「ストルーハル比」と呼ぶ。この非ゼロ純
量の流れによる振動強制は、断続的であってもよいし、
準連続的であってもよいが、どちらの場合でも、ストル
ーハル比がおよそ１を超えるような周波数ｆｆで、流体
の勢いを周波数あるいは振幅において変調する。
【００１６】本発明による、前縁１６から遠く離れた振
動強制あるいは一定の流体の流れによる失速の抑制は、
直観的なものではない。 DSV が前縁１６の近くで発生
するため、前縁１６の近くにおいて振動強制あるいは定
常流体放出（ブローイング）を行うことによって、失速
が最も良く抑制可能であると考えられていた。しかし、
下記の実験結果は、そうではないということを示してい
る。ここでは、前縁１６から「遠い」位置とは、前縁１
６から翼弦２２のおよそ４分の１よりも遠い位置である
と定義する。
動強制あるいは一定の流体の流れによる失速の抑制は、
直観的なものではない。 DSV が前縁１６の近くで発生
するため、前縁１６の近くにおいて振動強制あるいは定
常流体放出（ブローイング）を行うことによって、失速
が最も良く抑制可能であると考えられていた。しかし、
下記の実験結果は、そうではないということを示してい
る。ここでは、前縁１６から「遠い」位置とは、前縁１
６から翼弦２２のおよそ４分の１よりも遠い位置である
と定義する。
【００１７】定常ブローイング及び振動強制は、共に、
静的な失速の範囲で、すなわち、およそ１０-3 以下の
エアフォイル振動ストルーハル数ｋで、エアフォイル１
０の迎え角がゆっくりと変化する航空力学的な条件下で
大規模に研究されている。これらの研究では、純量がゼ
ロあるいはゼロでない流れによる振動強制は、静的な失
速を遅らせて揚力を向上することににおいて、伝統的な
定常ブローイングよりも遥かに有効であると、確証的に
示されている（例えば、「振動性ブローイング、境界層
分離を遅らせるための手段」 A. Seifert, T. Bachar,
D. Koss, M. Shepshelovich and I. Wygnanski, "Oscil
latory blowing, a tool to delay boundary layer sep
aration", AIAA Journal, Vol. 33 p. 2052 (1994) を
参照）。現在、理論的に十分な解決がなく、また、これ
らの流れの計算シミュレーションもできていないが、実
験による観察結果によれば、強制による不安定さから、
高運動量の流体の「小包み」を周期的に表面に移送する
約二次元の大きな渦が生じ、再循環領域であった所へ影
響を与える。この不規則な流れの平均速度に応じて、よ
り高い圧力勾配に耐えることが可能な、よく混合された
厚い境界層が生じるようだ。同様に、本発明によれば、
振動強制の方が定常ブローイングよりも好ましい。
静的な失速の範囲で、すなわち、およそ１０-3 以下の
エアフォイル振動ストルーハル数ｋで、エアフォイル１
０の迎え角がゆっくりと変化する航空力学的な条件下で
大規模に研究されている。これらの研究では、純量がゼ
ロあるいはゼロでない流れによる振動強制は、静的な失
速を遅らせて揚力を向上することににおいて、伝統的な
定常ブローイングよりも遥かに有効であると、確証的に
示されている（例えば、「振動性ブローイング、境界層
分離を遅らせるための手段」 A. Seifert, T. Bachar,
D. Koss, M. Shepshelovich and I. Wygnanski, "Oscil
latory blowing, a tool to delay boundary layer sep
aration", AIAA Journal, Vol. 33 p. 2052 (1994) を
参照）。現在、理論的に十分な解決がなく、また、これ
らの流れの計算シミュレーションもできていないが、実
験による観察結果によれば、強制による不安定さから、
高運動量の流体の「小包み」を周期的に表面に移送する
約二次元の大きな渦が生じ、再循環領域であった所へ影
響を与える。この不規則な流れの平均速度に応じて、よ
り高い圧力勾配に耐えることが可能な、よく混合された
厚い境界層が生じるようだ。同様に、本発明によれば、
振動強制の方が定常ブローイングよりも好ましい。
【００１８】
【実施例】本発明は、これまで周知のものよりも優れた
方法で失速が抑制されるエアフォイルに関する。特に、
本発明は、回転翼型航空機に揚力の増加を提供すること
ができる。本発明によるエアフォイルの原理及び作動に
ついては、図面及びその説明文から理解することができ
る。
方法で失速が抑制されるエアフォイルに関する。特に、
本発明は、回転翼型航空機に揚力の増加を提供すること
ができる。本発明によるエアフォイルの原理及び作動に
ついては、図面及びその説明文から理解することができ
る。
【００１９】さて、図面を参照する。図２Ａから２Ｆ
に、媒体２４に振動を誘発するための種々のメカニズム
を示す。図２Ａから２Ｃのメカニズムは流体の流れに基
づくもので、図２Ｃから２Ｆのメカニズムは機械的なも
のである。
に、媒体２４に振動を誘発するための種々のメカニズム
を示す。図２Ａから２Ｃのメカニズムは流体の流れに基
づくもので、図２Ｃから２Ｆのメカニズムは機械的なも
のである。
【００２０】図２Ａは、実施例として、スピーカー３
４、バリヤー３６、及び表面１２及び１４によって囲ま
れたキャビティ内で音響スピーカーが音波を発生するエ
アフォイル１０を概略的に示す部分断面図である。この
音波は、上面１２の位置２８における孔３３を介して媒
体２４へ伝播する。図２Ｂは、エアフォイル１０の同様
な実施例を示す概略的な部分断面図であり、スピーカー
３４の代わりに、バリヤー３６’及び３８及び表面１２
及び１４によって囲まれたキャビティ内で音波を発生す
るために圧電素子４０が用いられている。図２Ａ及び図
２Ｂの実施例の両方は、純量ゼロの流れを特徴としてい
る。図 ２Ｃは、実施例として、非ゼロ純量の流れを特
徴とするエアフォイル１０を概略的に示す部分断面図で
ある。この実施例においては、ポンプ４２がダクト４４
を介して孔３３から流体を定常流として排出する、ある
いは定期的に噴出する。ポンプ４２によって排出される
流体は、エアフォイル１０が取り付けられた機体の他の
個所の取り入れ口（図示せず）を介して供給される媒体
２４と同じ流体であってもよいし、あるいはタンク（図
示せず）から供給される異なる流体であってもよい。例
えば、もし媒体２４が空気であるなら、ポンプ４２によ
って排出される流体は、空気であっても、あるいはヘリ
ウムまたは二酸化炭素等の他のガスであってもよい。
４、バリヤー３６、及び表面１２及び１４によって囲ま
れたキャビティ内で音響スピーカーが音波を発生するエ
アフォイル１０を概略的に示す部分断面図である。この
音波は、上面１２の位置２８における孔３３を介して媒
体２４へ伝播する。図２Ｂは、エアフォイル１０の同様
な実施例を示す概略的な部分断面図であり、スピーカー
３４の代わりに、バリヤー３６’及び３８及び表面１２
及び１４によって囲まれたキャビティ内で音波を発生す
るために圧電素子４０が用いられている。図２Ａ及び図
２Ｂの実施例の両方は、純量ゼロの流れを特徴としてい
る。図 ２Ｃは、実施例として、非ゼロ純量の流れを特
徴とするエアフォイル１０を概略的に示す部分断面図で
ある。この実施例においては、ポンプ４２がダクト４４
を介して孔３３から流体を定常流として排出する、ある
いは定期的に噴出する。ポンプ４２によって排出される
流体は、エアフォイル１０が取り付けられた機体の他の
個所の取り入れ口（図示せず）を介して供給される媒体
２４と同じ流体であってもよいし、あるいはタンク（図
示せず）から供給される異なる流体であってもよい。例
えば、もし媒体２４が空気であるなら、ポンプ４２によ
って排出される流体は、空気であっても、あるいはヘリ
ウムまたは二酸化炭素等の他のガスであってもよい。
【００２１】図２Ｄは、実施例として、上面１２の位置
２８にヒンジ４７を介してプレート４６が取り付けたエ
アフォイル１０を概略的に示す部分断面図である。プレ
ート４６は、プレート４６を引くバネ５０に対抗してプ
レート４６を押す回転カム４８によって上下に振動す
る。この振動プレート４６のメカニズムは自明であり、
例えば、圧電駆動装置あるいは電磁駆動装置等の、他の
同等なメカニズムを用いることもできる。図２Ｅは、実
施例として、永久磁石を含むロッド５２が、孔３３を介
して突出し、ソレノイド５４内を流れるＡＣ電流によっ
て孔３３内を上下に振動されるエアフォイル１０を概略
的に示す部分断面図である。図２Ｄ及び図２Ｅの両実施
例は能動的である。図２Ｆは、実施例として、媒体２４
に振動を誘発するメカニズムが受動的であるエアフォイ
ル１０を概略的に示す断面図である。この実施例では、
孔３３内に風車５６が旋回可能に取り付けられている。
風車５６を通過する媒体２４の流れが風車５６を回転
し、媒体２４に生じる反動力によって媒体２４に振動が
発生する。同様に、能動的な実施例として、風車５６を
モーターによって回転することも可能である。
２８にヒンジ４７を介してプレート４６が取り付けたエ
アフォイル１０を概略的に示す部分断面図である。プレ
ート４６は、プレート４６を引くバネ５０に対抗してプ
レート４６を押す回転カム４８によって上下に振動す
る。この振動プレート４６のメカニズムは自明であり、
例えば、圧電駆動装置あるいは電磁駆動装置等の、他の
同等なメカニズムを用いることもできる。図２Ｅは、実
施例として、永久磁石を含むロッド５２が、孔３３を介
して突出し、ソレノイド５４内を流れるＡＣ電流によっ
て孔３３内を上下に振動されるエアフォイル１０を概略
的に示す部分断面図である。図２Ｄ及び図２Ｅの両実施
例は能動的である。図２Ｆは、実施例として、媒体２４
に振動を誘発するメカニズムが受動的であるエアフォイ
ル１０を概略的に示す断面図である。この実施例では、
孔３３内に風車５６が旋回可能に取り付けられている。
風車５６を通過する媒体２４の流れが風車５６を回転
し、媒体２４に生じる反動力によって媒体２４に振動が
発生する。同様に、能動的な実施例として、風車５６を
モーターによって回転することも可能である。
【００２２】
【実験】すべての失速実験は、３６５ｍｍ NACA ００１
５エアフォイル（概略的な断面形状を図３に示す）を用
いて行った。エアフォイル１０’に、３６の圧力タップ
（図示せず）を備え、翼弦の７５％の位置に軸６２を配
置してフラップ６０を組み込んだ。フラップ角（δf ）
は、−１０°から３０°の範囲で偏向可能であった。エ
アフォイル１０’の本体は本質的に中空で、内部２０が
プレナムチェンバとして機能した。強制及びブローイン
グのために、二つのスロットを独立させて、前縁に１ｍ
ｍのスロット６４を、そしてフラップの肩に１.５ｍｍ
のスロット６６を用いた（決して同時には用いない）。
使用しないスロットは、内部的に、あるいはエアフォイ
ル表面上にテープを用いて閉じた。
５エアフォイル（概略的な断面形状を図３に示す）を用
いて行った。エアフォイル１０’に、３６の圧力タップ
（図示せず）を備え、翼弦の７５％の位置に軸６２を配
置してフラップ６０を組み込んだ。フラップ角（δf ）
は、−１０°から３０°の範囲で偏向可能であった。エ
アフォイル１０’の本体は本質的に中空で、内部２０が
プレナムチェンバとして機能した。強制及びブローイン
グのために、二つのスロットを独立させて、前縁に１ｍ
ｍのスロット６４を、そしてフラップの肩に１.５ｍｍ
のスロット６６を用いた（決して同時には用いない）。
使用しないスロットは、内部的に、あるいはエアフォイ
ル表面上にテープを用いて閉じた。
【００２３】すべての動圧測定は、 PS ４０００マルチ
チャネルアレイ圧力変換器（ AA Lab Systems ）を用い
て行った。各圧力タップと圧力変換器との間を繋ぐ管の
有限長に起因する振幅減衰及び位相ずれに対して、圧力
変換器を較正した。圧力変換器の１０００ Hz の最大周
波数は、予期していた最大強制周波数の二倍以上であ
り、ナイキスト基準を満たすものであった。各変換器
は、±１００ｍｍ H2O の最大振幅を持ち、このこと
が、本構成に対する実験を、レイノルズ数 Re ≦０.３
ｘ１０6 に制限した。すべての圧力データをデジタル化
し、メモリ・アクセスを介して直接的にパーソナルコン
ピュータに移送することで、リアル・タイムの表示及び
入力を可能にした。
チャネルアレイ圧力変換器（ AA Lab Systems ）を用い
て行った。各圧力タップと圧力変換器との間を繋ぐ管の
有限長に起因する振幅減衰及び位相ずれに対して、圧力
変換器を較正した。圧力変換器の１０００ Hz の最大周
波数は、予期していた最大強制周波数の二倍以上であ
り、ナイキスト基準を満たすものであった。各変換器
は、±１００ｍｍ H2O の最大振幅を持ち、このこと
が、本構成に対する実験を、レイノルズ数 Re ≦０.３
ｘ１０6 に制限した。すべての圧力データをデジタル化
し、メモリ・アクセスを介して直接的にパーソナルコン
ピュータに移送することで、リアル・タイムの表示及び
入力を可能にした。
【００２４】Ｒ．Ａ．ピジアリ（ R. A. Piziali ）氏
によって開発されたピッチ・ドライブ・システム（「失
速を含む広範囲の迎え角に対する２Ｄ及び３Ｄ振動翼航
空力学」 "2-D and 3-D oscillating wing aerodynamic
s for a range of angles ofattack including stall",
NASA Technical Memorandum 4632 (1994) を参照）を
用いて、第二高調波において１％以下の歪みで、１／４
翼弦位置の周りに正弦縦揺れ運動を発生させた。この運
動は、クランク・メカニズムによるもので、このメカニ
ズムは、（振動振幅を設定する調整可能なオフセットが
設けられた）はずみ車及びクランクピンを駆動する可変
速ＤＣモーターからなり、１／４翼弦位置にある軸に取
り付けられたシャフトに、連結ロッドとピッチ・アーム
とが取り付けられている。システムの３９°レンジを妨
げないで、振動中に同時強制入力が可能なよう注意をは
らった。振動振幅は、クランク・ピンのオフセットによ
り最大±５°に調節可能であった。瞬間入射角を確かめ
るためにエンコーダ・シグナルをシャフトに取り付け、
その信号を圧力データと共に、 DMA を介してＰＣへ転
送した。
によって開発されたピッチ・ドライブ・システム（「失
速を含む広範囲の迎え角に対する２Ｄ及び３Ｄ振動翼航
空力学」 "2-D and 3-D oscillating wing aerodynamic
s for a range of angles ofattack including stall",
NASA Technical Memorandum 4632 (1994) を参照）を
用いて、第二高調波において１％以下の歪みで、１／４
翼弦位置の周りに正弦縦揺れ運動を発生させた。この運
動は、クランク・メカニズムによるもので、このメカニ
ズムは、（振動振幅を設定する調整可能なオフセットが
設けられた）はずみ車及びクランクピンを駆動する可変
速ＤＣモーターからなり、１／４翼弦位置にある軸に取
り付けられたシャフトに、連結ロッドとピッチ・アーム
とが取り付けられている。システムの３９°レンジを妨
げないで、振動中に同時強制入力が可能なよう注意をは
らった。振動振幅は、クランク・ピンのオフセットによ
り最大±５°に調節可能であった。瞬間入射角を確かめ
るためにエンコーダ・シグナルをシャフトに取り付け、
その信号を圧力データと共に、 DMA を介してＰＣへ転
送した。
【００２５】エアフォイルのプレナムチェンバ２０に接
続した回転バルブ及び小さな遠心送風機（ブロワ）を用
いて強制を加えた。このバルブは「Ｔ」タイプに構成さ
れ、プレナム２０がブロワの排出口あるいは注入口へと
開放するため、純量ゼロの流れを持つ振動性ブローイン
グ吸引作用を生じる。振動の主要な周波数及び振幅は各
々バルブ及びブロワの回転速度によって決まるため、各
回転速度を、各々独立させてコンピュータによって制御
し、モニターした。スロット出口６４及び６６に発生し
た噴流の熱線較正を、層流のコア領域内における、エア
フォイル１０のスパンに沿った複数の位置において行っ
た。この較正を、運動量係数 Cμ＝ (2h/c )(URMS/U∞)
2 を決定するために用いた。この場合、ｈはスロット出
口６４あるいは６６の幅であり、 URMS はスロット出口
６４あるいは６６における速度変動である。システムの
特性及び精度の詳細については、（「振動性ブローイン
グ、境界層分離を遅らせるための手段」 A. Seifert,
T. Bachar, T. Koss, M. Shepshelovich and I. Wygnan
ski, "Oscillatory blowing, a tool to delay boundar
y layer separation", AIAA Journal, Vol. 31 No. 11,
pp. 2052-2060 (1993) を参照）。
続した回転バルブ及び小さな遠心送風機（ブロワ）を用
いて強制を加えた。このバルブは「Ｔ」タイプに構成さ
れ、プレナム２０がブロワの排出口あるいは注入口へと
開放するため、純量ゼロの流れを持つ振動性ブローイン
グ吸引作用を生じる。振動の主要な周波数及び振幅は各
々バルブ及びブロワの回転速度によって決まるため、各
回転速度を、各々独立させてコンピュータによって制御
し、モニターした。スロット出口６４及び６６に発生し
た噴流の熱線較正を、層流のコア領域内における、エア
フォイル１０のスパンに沿った複数の位置において行っ
た。この較正を、運動量係数 Cμ＝ (2h/c )(URMS/U∞)
2 を決定するために用いた。この場合、ｈはスロット出
口６４あるいは６６の幅であり、 URMS はスロット出口
６４あるいは６６における速度変動である。システムの
特性及び精度の詳細については、（「振動性ブローイン
グ、境界層分離を遅らせるための手段」 A. Seifert,
T. Bachar, T. Koss, M. Shepshelovich and I. Wygnan
ski, "Oscillatory blowing, a tool to delay boundar
y layer separation", AIAA Journal, Vol. 31 No. 11,
pp. 2052-2060 (1993) を参照）。
【００２６】（ｉ）上記の構成で得られた初期の動的デ
ータは、比較的に少量の運動量強制入力、 Cμで、必須
の空力的な数量に対する劇的な効果が得られることを示
した。従って、次の手法で詳細に変数を調べた。
ータは、比較的に少量の運動量強制入力、 Cμで、必須
の空力的な数量に対する劇的な効果が得られることを示
した。従って、次の手法で詳細に変数を調べた。
【００２７】（ａ）図４を参照する。特定のレイノルズ
数においてエアフォイル１０’の静的失速角（αs ）を
決定した。
数においてエアフォイル１０’の静的失速角（αs ）を
決定した。
【００２８】（ｂ）平均エアフォイル振動角をαs −５
°に設定し、典型的なエアフォイル振動ストルーハル数
に対応する周波数ｋ及び ±５°の入射角エクスカーシ
ョン（システム最大）において振動した。
°に設定し、典型的なエアフォイル振動ストルーハル数
に対応する周波数ｋ及び ±５°の入射角エクスカーシ
ョン（システム最大）において振動した。
【００２９】（ｃ）失速前のモーメント係数のエクスカ
ーション、すなわち、 EPS ＝ CM（最大） − CM （最
小）を記録し、任意に小さな許容値εをエクスカーショ
ンに加え、最大許容エクスカーション、EA ＝（１＋
ε） EPS を定義した。
ーション、すなわち、 EPS ＝ CM（最大） − CM （最
小）を記録し、任意に小さな許容値εをエクスカーショ
ンに加え、最大許容エクスカーション、EA ＝（１＋
ε） EPS を定義した。
【００３０】（ｄ）同じエクスカーション（±５°）を
持つ平均入射角を失速後のモードへと増加した。
持つ平均入射角を失速後のモードへと増加した。
【００３１】（ｅ）異なる周波数及び振幅において強制
を、また定常ブローイングを行うことによって、同時に
条件Ｅ≦ EA を維持しながら、特定の周期に対して可能
な限りの最大揚力係数 CL （最大）の達成を試みた。エ
アフォイル振動周期内における強制振幅、すなわち Cμ
を変える試みはなかった。
を、また定常ブローイングを行うことによって、同時に
条件Ｅ≦ EA を維持しながら、特定の周期に対して可能
な限りの最大揚力係数 CL （最大）の達成を試みた。エ
アフォイル振動周期内における強制振幅、すなわち Cμ
を変える試みはなかった。
【００３２】この方法を表す図４には、強制あるいはブ
ローイングなしで、平均入射角を６°増加することの効
果が示されている。明らかに、より高い CL （最大）が
達成できたが、モーメント・エクスカーションは容認で
きないほど大きい。上記の方法は、許容可能な範囲にモ
ーメント・エクスカーションを抑えながら、同時に、CL
（最大）を維持あるいは増加することを目的としてい
る。
ローイングなしで、平均入射角を６°増加することの効
果が示されている。明らかに、より高い CL （最大）が
達成できたが、モーメント・エクスカーションは容認で
きないほど大きい。上記の方法は、許容可能な範囲にモ
ーメント・エクスカーションを抑えながら、同時に、CL
（最大）を維持あるいは増加することを目的としてい
る。
【００３３】ここに示すすべてのデータに対して、ε＝
０.２を選択した。この選択は任意であり、これよりも
小さな、あるいは僅かに大きな値の選択によって、この
研究の全体的な結論に影響が現れるものではない。
０.２を選択した。この選択は任意であり、これよりも
小さな、あるいは僅かに大きな値の選択によって、この
研究の全体的な結論に影響が現れるものではない。
【００３４】この研究に関しては、（Ｏ（１０4）の可
能な組合せをもたらす）多数のパラメータが存在するの
で、より重要度が低い変数の排除が必要であった。しか
し、データの一貫性を保つために、この研究の本質から
除いたデータについても無作為にチェックを行ってい
る。パラメータ排除に用いたルールは、通常の回転翼先
端の動的な条件に可能な限り類似する数量を一定に維持
するためのものであった。次に、強制、ブローイング、
異なる形状等の効果を調べた。従って、 Re 、ｋ及びΔ
αの値を、 Re 〜１０6 、ｋ〜０.１、Δα〜±５°に
制限するよう試みた。この研究において、 Re を除い
て、これらの値は達成された。レイノルズ数は、先に説
明した圧力変換器によって、最大０.３ｘ１０6に制限さ
れた。したがって、パラメータは、強制ストルーハル数
F+ （〜０.６から３.０まで）、 RMSあるいは定常運動
量係数 Cμ（〜０.０１％から３％）、フラップ偏向角
δf （−１０°から２０°）、平均入射角α（５°から
１８°）であり、そして前縁あるいは後縁における強制
あるいはブローイングの可能性があった。したがって、
可能な組合せ数はＯ（１０4）からＯ（１０3）まで減少
した。
能な組合せをもたらす）多数のパラメータが存在するの
で、より重要度が低い変数の排除が必要であった。しか
し、データの一貫性を保つために、この研究の本質から
除いたデータについても無作為にチェックを行ってい
る。パラメータ排除に用いたルールは、通常の回転翼先
端の動的な条件に可能な限り類似する数量を一定に維持
するためのものであった。次に、強制、ブローイング、
異なる形状等の効果を調べた。従って、 Re 、ｋ及びΔ
αの値を、 Re 〜１０6 、ｋ〜０.１、Δα〜±５°に
制限するよう試みた。この研究において、 Re を除い
て、これらの値は達成された。レイノルズ数は、先に説
明した圧力変換器によって、最大０.３ｘ１０6に制限さ
れた。したがって、パラメータは、強制ストルーハル数
F+ （〜０.６から３.０まで）、 RMSあるいは定常運動
量係数 Cμ（〜０.０１％から３％）、フラップ偏向角
δf （−１０°から２０°）、平均入射角α（５°から
１８°）であり、そして前縁あるいは後縁における強制
あるいはブローイングの可能性があった。したがって、
可能な組合せ数はＯ（１０4）からＯ（１０3）まで減少
した。
【００３５】図５Ａから５C を参照して、縦揺れ振動に
あるエアフォイルの前縁定常ブローイング及び振動強制
の効果を考察する。これらの図は、δf ＝ ０°におけ
る翼弦長及び入射角（α＝１３＋５sinωt ）の関数と
して、エアフォイル１０’の上面１２の瞬間的な（相平
均ではない）圧力分布を表わす。図５Ａは基本的な圧力
分布（すなわち、ブローイングあるいは強制がない）を
表し、図５Ｂ及び５Ｃは、各々、定常ブローイング及び
振動強制の場合の圧力分布を表わす。基本的なケースに
おいては、前縁渦がおよそ１８°において発生し、 DSV
は、エアフォイル１０’に沿って移動しながら衰え
る。このことは、１８°から８°の間のダウン・ストロ
ーク中の、暗色が付いた、ほぼ一定な圧力から分かる。
アップ・ストロークになると、圧力は回復し始める。予
期に反して、小さな定常運動量入力は、エアフォイル性
能に悲惨な影響を与える以外の何ものでもなかった。こ
の場合、エアフォイル１０’が１８°に到達する前に、
流れは前縁から完全に分離し、全表面１２からの大きな
分離層となり、ダウン・ストローク中、その状態が続
く。エアフォイル１０’が８°から上方に縦揺れを始め
ると、圧力は回復し始める。上記に対照的に、 F+ ＝
０.６の強制及び同一の Cμでは、有意義な渦形成は全
くない。このことは、１８°を越える前縁圧から明らか
である。前縁圧は、エアフォイルの揺れが落ち着くとき
に、ゆっくりと減少し始める。同時に、基本的なケース
に見られる分離領域は明らかに減少する。このことは D
SV のかなりの減弱を暗示する。
あるエアフォイルの前縁定常ブローイング及び振動強制
の効果を考察する。これらの図は、δf ＝ ０°におけ
る翼弦長及び入射角（α＝１３＋５sinωt ）の関数と
して、エアフォイル１０’の上面１２の瞬間的な（相平
均ではない）圧力分布を表わす。図５Ａは基本的な圧力
分布（すなわち、ブローイングあるいは強制がない）を
表し、図５Ｂ及び５Ｃは、各々、定常ブローイング及び
振動強制の場合の圧力分布を表わす。基本的なケースに
おいては、前縁渦がおよそ１８°において発生し、 DSV
は、エアフォイル１０’に沿って移動しながら衰え
る。このことは、１８°から８°の間のダウン・ストロ
ーク中の、暗色が付いた、ほぼ一定な圧力から分かる。
アップ・ストロークになると、圧力は回復し始める。予
期に反して、小さな定常運動量入力は、エアフォイル性
能に悲惨な影響を与える以外の何ものでもなかった。こ
の場合、エアフォイル１０’が１８°に到達する前に、
流れは前縁から完全に分離し、全表面１２からの大きな
分離層となり、ダウン・ストローク中、その状態が続
く。エアフォイル１０’が８°から上方に縦揺れを始め
ると、圧力は回復し始める。上記に対照的に、 F+ ＝
０.６の強制及び同一の Cμでは、有意義な渦形成は全
くない。このことは、１８°を越える前縁圧から明らか
である。前縁圧は、エアフォイルの揺れが落ち着くとき
に、ゆっくりと減少し始める。同時に、基本的なケース
に見られる分離領域は明らかに減少する。このことは D
SV のかなりの減弱を暗示する。
【００３６】図６Ａから６Ｄは、図５Ａから５C に同様
なシナリオを示すが、次の違いがある。フラップ６０を
２０°に偏向し、ブローイング及び強制をフラップの肩
から行い、平均入射角を１０°に減し、 F+ ＝１.４及
び Cμ＝０.０５％に設定した。この時点で、周期全体
を通じてフラップ角を不変に保持したことに気付くこと
が重要である。これは、フラップ型ヘリコプター回転翼
の使用を促進しないことを意図したためであった。ここ
では、むしろ、動的問題として、アフト負荷の影響をシ
ミュレートする手段としてフラップ型構成を用いた。図
６A に表された基本的なケースは、非フラップの場合
よりも３°低い平均入射角でさえも、アフト負荷が失速
特性に与える劇的な影響をはっきりと示している。ここ
では、前縁１６から劇的な様相で失速が起こり、ダウン
・ストローク中、エアフォイル１０’を覆う本質的に一
定な圧力領域が存在する。図 ６B に示すように、小さ
な運動量入力を行う定常ブローイングの圧力分布に対す
る影響は、ほとんど無視できる程度である。しかし、 F
+ ＝１.４における同じ運動量入力は、図 ６Ｃに明らか
なように、圧力の劇的な変化を示す。第一に、エアフォ
イル１０’が上昇するとき、高い吸引ピークから分かる
ように、最大揚力が明らかに増加する。第二に、前縁失
速の消極的な徴候は、前縁１６の近くの、緩やかに減少
する圧力分布から明らかなように、完全に消滅する。失
速を抑える以前の試みから見れば、フラップの肩への強
制によって前縁失速が除去されるという事実は驚異的な
結果である。後縁領域における分離抑圧作用が、エアフ
ォイル１０’の周りの循環を良くし、前縁領域における
分離を間接的に抑制すると思われる。フラップに関連し
てよく知られた BLC 方法である定常ブローイングが、
なぜここで重要な効果を示さないのかが疑問である。こ
の答えは、先の運動量入力の１０倍の入力による定常ブ
ローイングの影響を示す図 ６Ｄを考慮することで得ら
れる。図 ６Ｄは、強制に相当する結果を達成するため
には、「１桁異なる大きさの」定常運動量入力がさらに
必要であることを示している。
なシナリオを示すが、次の違いがある。フラップ６０を
２０°に偏向し、ブローイング及び強制をフラップの肩
から行い、平均入射角を１０°に減し、 F+ ＝１.４及
び Cμ＝０.０５％に設定した。この時点で、周期全体
を通じてフラップ角を不変に保持したことに気付くこと
が重要である。これは、フラップ型ヘリコプター回転翼
の使用を促進しないことを意図したためであった。ここ
では、むしろ、動的問題として、アフト負荷の影響をシ
ミュレートする手段としてフラップ型構成を用いた。図
６A に表された基本的なケースは、非フラップの場合
よりも３°低い平均入射角でさえも、アフト負荷が失速
特性に与える劇的な影響をはっきりと示している。ここ
では、前縁１６から劇的な様相で失速が起こり、ダウン
・ストローク中、エアフォイル１０’を覆う本質的に一
定な圧力領域が存在する。図 ６B に示すように、小さ
な運動量入力を行う定常ブローイングの圧力分布に対す
る影響は、ほとんど無視できる程度である。しかし、 F
+ ＝１.４における同じ運動量入力は、図 ６Ｃに明らか
なように、圧力の劇的な変化を示す。第一に、エアフォ
イル１０’が上昇するとき、高い吸引ピークから分かる
ように、最大揚力が明らかに増加する。第二に、前縁失
速の消極的な徴候は、前縁１６の近くの、緩やかに減少
する圧力分布から明らかなように、完全に消滅する。失
速を抑える以前の試みから見れば、フラップの肩への強
制によって前縁失速が除去されるという事実は驚異的な
結果である。後縁領域における分離抑圧作用が、エアフ
ォイル１０’の周りの循環を良くし、前縁領域における
分離を間接的に抑制すると思われる。フラップに関連し
てよく知られた BLC 方法である定常ブローイングが、
なぜここで重要な効果を示さないのかが疑問である。こ
の答えは、先の運動量入力の１０倍の入力による定常ブ
ローイングの影響を示す図 ６Ｄを考慮することで得ら
れる。図 ６Ｄは、強制に相当する結果を達成するため
には、「１桁異なる大きさの」定常運動量入力がさらに
必要であることを示している。
【００３７】−１０°、０°及び１０°のフラップ角に
対しても同様な結果が得られる。しかし、２０°のフラ
ップ偏向の場合に、最も大きな揚力値が得られた。さら
に、この構成に対する定常ブローイングの完全なデータ
・セットが記録されたため、詳細な比較が可能である。
０°の場合のフラップ強制を下記に示す。
対しても同様な結果が得られる。しかし、２０°のフラ
ップ偏向の場合に、最も大きな揚力値が得られた。さら
に、この構成に対する定常ブローイングの完全なデータ
・セットが記録されたため、詳細な比較が可能である。
０°の場合のフラップ強制を下記に示す。
【００３８】上記の、前縁からのブローイング及び強制
の質的な説明を、揚力 CL 、モーメント CM 及び形状抗
力 CDp に対する不可欠な空気力学係数として量的な次
元をとり、これらの量を、基本的な静的なケースと共
に、各々、図７Ａから７Ｃにプロットする。ここでは、
実線がアップ・ストロークを示し、破線がダウン・スト
ロークを示す。図 ７A には、最大入射角において失速
が起こる、古典的な揚力ヒステリシスがはっきりと見ら
れる。さらに、境界層へのブローイングの悲惨な影響が
明白である。ここでは、周期を通して、大なり小なり本
質的に流れが上面から切り離される。これとは対照的
に、同じ Cμでの強制は、 CL （最大）の僅かな増加を
見せるが、ほぼ同一のアップ・ストロークを維持し、揚
力ヒステリシスを壊滅させ（周期の大部分に対するこの
現象を反転さえする）、αに対しほとんど直線的な応答
を提供する。この影響は、図７Ｂに、モーメント係数に
対するヒステリシス・ループとして劇的に現れている。
ここでは、基本的なケースに対するエクスカーション
が、許容限界 EA の外にあることが明らかである。さら
に、図 ７B は、それを証明する。ブローイングに対し
ては、実際、モーメント・ストールが、リフト・ストー
ルより以前のおよそ１６°において始まり、落下するた
め、許容限界の３倍以上のエクスカーションをもたら
す。さらに、期待通りに、特有の負のモーメントが効率
的に制限されるため、許容可能なエクスカーションにな
る。図７Ｃの曲線は、期待通り、ブローイングが極度に
有害な影響を与えることを示しており、ドラグ・ストー
ルはおよそ１５°で始まる。この周波数における強制
は、形状抗力に対して比較的に小さな影響を持つだけな
ので、全体的な増加は無視できる程度である。強制及び
ブローイングに起因する有効な運動量によって誘発され
た推進力を、形状抗力の計算に考慮していないことに気
付くことが重要である。この影響は、全体的な抗力を測
ることによってのみ埋め合わせができるものである。
の質的な説明を、揚力 CL 、モーメント CM 及び形状抗
力 CDp に対する不可欠な空気力学係数として量的な次
元をとり、これらの量を、基本的な静的なケースと共
に、各々、図７Ａから７Ｃにプロットする。ここでは、
実線がアップ・ストロークを示し、破線がダウン・スト
ロークを示す。図 ７A には、最大入射角において失速
が起こる、古典的な揚力ヒステリシスがはっきりと見ら
れる。さらに、境界層へのブローイングの悲惨な影響が
明白である。ここでは、周期を通して、大なり小なり本
質的に流れが上面から切り離される。これとは対照的
に、同じ Cμでの強制は、 CL （最大）の僅かな増加を
見せるが、ほぼ同一のアップ・ストロークを維持し、揚
力ヒステリシスを壊滅させ（周期の大部分に対するこの
現象を反転さえする）、αに対しほとんど直線的な応答
を提供する。この影響は、図７Ｂに、モーメント係数に
対するヒステリシス・ループとして劇的に現れている。
ここでは、基本的なケースに対するエクスカーション
が、許容限界 EA の外にあることが明らかである。さら
に、図 ７B は、それを証明する。ブローイングに対し
ては、実際、モーメント・ストールが、リフト・ストー
ルより以前のおよそ１６°において始まり、落下するた
め、許容限界の３倍以上のエクスカーションをもたら
す。さらに、期待通りに、特有の負のモーメントが効率
的に制限されるため、許容可能なエクスカーションにな
る。図７Ｃの曲線は、期待通り、ブローイングが極度に
有害な影響を与えることを示しており、ドラグ・ストー
ルはおよそ１５°で始まる。この周波数における強制
は、形状抗力に対して比較的に小さな影響を持つだけな
ので、全体的な増加は無視できる程度である。強制及び
ブローイングに起因する有効な運動量によって誘発され
た推進力を、形状抗力の計算に考慮していないことに気
付くことが重要である。この影響は、全体的な抗力を測
ることによってのみ埋め合わせができるものである。
【００３９】先に論じたフラップの肩へのブローイング
及び強制を行うフラップ型のケースに対する不可欠な空
気力学係数を図８Ａから８Ｃに示す。この場合の第一の
顕著な特徴は、フラップ偏向の直接的な結果として CL
−α勾配が上方に位置を変えたことである。第二に、図
６Ａから６Ｄに示した表面圧に応じて、定常ブローイン
グによって、すべての三つの係数に比較的に小さな影響
が現れる。大規模な分離が観察された前縁の場合とは対
照的に、低い運動量係数でのブローイングは、全体的な
性能に対して僅かに有益な影響があり、 CL における大
きなエクスカーション、そして幾分減少した CM 及び C
Dp エクスカーションをもたらす。しかし、図８Ｂに示
す許容エクスカーション範囲（ EA ）から、ブローイン
グによってモーメント・エクスカーションを抑えること
が不可能であることが明らかである。これとは対照的
に、この場合も、強制によって、エクスカーションを許
容可能な限度内に抑制することが可能である。さらに、
二つの点が明らかである。第一に、 CL （最大）がおよ
そ１０％増加し、第二に、形状抗力ヒステリシスがかな
り修正され、ダウン・ストローク CDp がアップ・スト
ロークのものよりも少ない。これらの二つの特徴は、運
動量入力が半分であっても、前縁強制よりもフラップ強
制の方に重要な利点が現れることを示すものである。
及び強制を行うフラップ型のケースに対する不可欠な空
気力学係数を図８Ａから８Ｃに示す。この場合の第一の
顕著な特徴は、フラップ偏向の直接的な結果として CL
−α勾配が上方に位置を変えたことである。第二に、図
６Ａから６Ｄに示した表面圧に応じて、定常ブローイン
グによって、すべての三つの係数に比較的に小さな影響
が現れる。大規模な分離が観察された前縁の場合とは対
照的に、低い運動量係数でのブローイングは、全体的な
性能に対して僅かに有益な影響があり、 CL における大
きなエクスカーション、そして幾分減少した CM 及び C
Dp エクスカーションをもたらす。しかし、図８Ｂに示
す許容エクスカーション範囲（ EA ）から、ブローイン
グによってモーメント・エクスカーションを抑えること
が不可能であることが明らかである。これとは対照的
に、この場合も、強制によって、エクスカーションを許
容可能な限度内に抑制することが可能である。さらに、
二つの点が明らかである。第一に、 CL （最大）がおよ
そ１０％増加し、第二に、形状抗力ヒステリシスがかな
り修正され、ダウン・ストローク CDp がアップ・スト
ロークのものよりも少ない。これらの二つの特徴は、運
動量入力が半分であっても、前縁強制よりもフラップ強
制の方に重要な利点が現れることを示すものである。
【００４０】ここでは、 CL （最大）、モーメント・エ
クスカーション［ CM （最大） −CM （最小） ］、そ
して時間平均値 CDp だけが重要な量であると主張して
いるのではなく、この変数の研究の主な目的によれば、
これらの量は、全体的なエアフォイル性能を示す最も良
い指標となるものである。失速が三次元の現象であるこ
とは、ピジアリ氏や他の人たちの研究から明らかであ
り、この三次元の影響は、二次元のブローイングあるい
は強制を行った場合にかなり減少したが、強制のない失
速後のケースにおける、特にダウン・ストローク中の、
ヒステリシス・ループにおける僅かな違いから観察され
た。したがって、９９％の信頼限界に基づく、前述の集
団平均化された量において２％以下の誤差を許容する本
実験の統計的デザインは、通常、基本的なケースに対し
ては２５ループ（宙返り）を、そしてブローイングある
いは強制がある場合には５ループを必要とした（「実験
法への序論」 B. J. Brinkworth, An Introduction To
Experimentation, Second Edition, The English Unive
rsities Press, Ltd., 1973 を参照）。
クスカーション［ CM （最大） −CM （最小） ］、そ
して時間平均値 CDp だけが重要な量であると主張して
いるのではなく、この変数の研究の主な目的によれば、
これらの量は、全体的なエアフォイル性能を示す最も良
い指標となるものである。失速が三次元の現象であるこ
とは、ピジアリ氏や他の人たちの研究から明らかであ
り、この三次元の影響は、二次元のブローイングあるい
は強制を行った場合にかなり減少したが、強制のない失
速後のケースにおける、特にダウン・ストローク中の、
ヒステリシス・ループにおける僅かな違いから観察され
た。したがって、９９％の信頼限界に基づく、前述の集
団平均化された量において２％以下の誤差を許容する本
実験の統計的デザインは、通常、基本的なケースに対し
ては２５ループ（宙返り）を、そしてブローイングある
いは強制がある場合には５ループを必要とした（「実験
法への序論」 B. J. Brinkworth, An Introduction To
Experimentation, Second Edition, The English Unive
rsities Press, Ltd., 1973 を参照）。
【００４１】図９Ａから９Ｃには、前縁ブローイング及
び強制について先の段落で言及した量が含まれている。
ここで、各データ・ポイントは、 F+ 及び Cμ（あるい
はブローイングの場合は単に Cμ）に依存する、特定の
集団平均化された量を示す。図９Ａから９Ｃは、本質的
に、特定のエアフォイル構成に対する、データの鳥かん
図を提供するものであり、ブローイング及び強制の影響
を明確に評価することを可能にするものである。図５Ａ
から５Ｃ及び図７Ａから７Ｃに提示されたデータが、こ
こでは、各々、第三、第二の「ブローイング」及び「 F
+ ＝０.６」のデータ・ポイントによって表されてい
る。ここで、次のことが重要である。図９Ａにおける C
L （最大）データ・ポイントは、それに関連するモーメ
ント・エクスカーションが図９Ｂの点線以下に落ちる場
合にのみ、有効であると考えられる。図９Ａ及び９Ｂ
は、先のデータを分かりやすくしたものであり、 Cμ＜
２％における定常ブローイングに対する、エアフォイル
から生じる揚力は、強制のないケースよりも決して有意
義な程に大きくはなく、時々それよりも小さくなること
が分かる。さらに、モーメント・エクスカーションが許
容限界内にないため、いずれのポイントも効力があると
は思えない。揚力及びモーメント・データの両方に現れ
る振動について、繰り返し精度を調べた。さらに、これ
と同じ傾向は、フラップ偏向による前縁ブローイングに
も現れていることを確認した。これは、この範囲におけ
る Cμへの、不安定ではあるが繰り返される依存性を表
すものである。ブローイング率を約 Cμ＞３％に増やす
と、定常ブローイングによって CL（最大）及び平均値
形状抗力（図９Ｃを参照）が劇的に改善し、同時に、モ
ーメント・エクスカーションが抑制される。この観察結
果は、マカリスター氏の流動視覚化データに質的に類似
している（ Carr, 1988 を参照）。残りのデータ・ポイ
ントは、種々の F+ 及び Cμに対する強制結果を表わ
す。 CL （最大）データが、常に、非強制及びブローイ
ングによるデータ以上であることが一目瞭然である。さ
らに、対応する最大揚力増加分に対して、モーメント・
エクスカーションの許容値を得ることが重要であり、点
線以下の各モーメント・エクスカーションのデータ・ポ
イントを有効であると考える。モーメント・エクスカー
ションのデータをより注意深く考察するなら、従来の考
えを覆すような現象が明らかになる。ここでは、 Cμの
最適条件あるいは最適範囲も、共鳴振動数も明らかであ
り、このことは、特に、 F+ が低い場合に局所的な最小
最大によって示される表面圧力のリアル・タイムによる
視覚的表示から、これらの決定的な Cμにおいて、表面
の流れが共鳴するということが明らかになった。これ
は、恐らく、静的な強制実験の場合とほとんど同じよう
に、エアフォイル表面上に大規模な移動層が発生するた
めであると思われる（「周期的な刺激によるエアフォイ
ルの失速の遅れ」A. Seifert, A. Darabi and I. Wygna
nski, "Delay of airfoil stall by periodic excitati
on", Journal of Aircraft, Vol. 33 No. 4, pp. 691-6
98 (1996)を参照）。しかし、この研究では、強制によ
って生じる大規模な渦の振幅及び位相速度を測ることは
しなかった。この現象は、動的なケース及び静的なケー
スの直接的なリンクを提供するかもしれないので、将来
的にはこの現象を考察すべきである（例えば、１９９６
年のサイファート（ Seifert ）氏らの文献を参照）。
低い F+ においてモーメント・エクスカーションが理不
尽に大きくなった高い Cμにおいては、高周波数におけ
る強制のデータは許容可能な範囲内にあった。したがっ
て、ここで調べた Cμの範囲に対して、許容可能なエク
スカーションを維持可能な単一周波数は存在しない。形
状抗力のグラフ（図９Ｃ）は、あらゆる周波数における
強制の方が、任意の Cμでのブローイングよりもはるか
に優れているが、運動量入力が増加すると形状抗力が僅
かに増加することを示している。この抗力増加の影響
は、 F+ が増加すると幾分減弱するようである。もう一
度言うが、ここでは、運動量入力の有効な推進力は明ら
かにされなかった。
び強制について先の段落で言及した量が含まれている。
ここで、各データ・ポイントは、 F+ 及び Cμ（あるい
はブローイングの場合は単に Cμ）に依存する、特定の
集団平均化された量を示す。図９Ａから９Ｃは、本質的
に、特定のエアフォイル構成に対する、データの鳥かん
図を提供するものであり、ブローイング及び強制の影響
を明確に評価することを可能にするものである。図５Ａ
から５Ｃ及び図７Ａから７Ｃに提示されたデータが、こ
こでは、各々、第三、第二の「ブローイング」及び「 F
+ ＝０.６」のデータ・ポイントによって表されてい
る。ここで、次のことが重要である。図９Ａにおける C
L （最大）データ・ポイントは、それに関連するモーメ
ント・エクスカーションが図９Ｂの点線以下に落ちる場
合にのみ、有効であると考えられる。図９Ａ及び９Ｂ
は、先のデータを分かりやすくしたものであり、 Cμ＜
２％における定常ブローイングに対する、エアフォイル
から生じる揚力は、強制のないケースよりも決して有意
義な程に大きくはなく、時々それよりも小さくなること
が分かる。さらに、モーメント・エクスカーションが許
容限界内にないため、いずれのポイントも効力があると
は思えない。揚力及びモーメント・データの両方に現れ
る振動について、繰り返し精度を調べた。さらに、これ
と同じ傾向は、フラップ偏向による前縁ブローイングに
も現れていることを確認した。これは、この範囲におけ
る Cμへの、不安定ではあるが繰り返される依存性を表
すものである。ブローイング率を約 Cμ＞３％に増やす
と、定常ブローイングによって CL（最大）及び平均値
形状抗力（図９Ｃを参照）が劇的に改善し、同時に、モ
ーメント・エクスカーションが抑制される。この観察結
果は、マカリスター氏の流動視覚化データに質的に類似
している（ Carr, 1988 を参照）。残りのデータ・ポイ
ントは、種々の F+ 及び Cμに対する強制結果を表わ
す。 CL （最大）データが、常に、非強制及びブローイ
ングによるデータ以上であることが一目瞭然である。さ
らに、対応する最大揚力増加分に対して、モーメント・
エクスカーションの許容値を得ることが重要であり、点
線以下の各モーメント・エクスカーションのデータ・ポ
イントを有効であると考える。モーメント・エクスカー
ションのデータをより注意深く考察するなら、従来の考
えを覆すような現象が明らかになる。ここでは、 Cμの
最適条件あるいは最適範囲も、共鳴振動数も明らかであ
り、このことは、特に、 F+ が低い場合に局所的な最小
最大によって示される表面圧力のリアル・タイムによる
視覚的表示から、これらの決定的な Cμにおいて、表面
の流れが共鳴するということが明らかになった。これ
は、恐らく、静的な強制実験の場合とほとんど同じよう
に、エアフォイル表面上に大規模な移動層が発生するた
めであると思われる（「周期的な刺激によるエアフォイ
ルの失速の遅れ」A. Seifert, A. Darabi and I. Wygna
nski, "Delay of airfoil stall by periodic excitati
on", Journal of Aircraft, Vol. 33 No. 4, pp. 691-6
98 (1996)を参照）。しかし、この研究では、強制によ
って生じる大規模な渦の振幅及び位相速度を測ることは
しなかった。この現象は、動的なケース及び静的なケー
スの直接的なリンクを提供するかもしれないので、将来
的にはこの現象を考察すべきである（例えば、１９９６
年のサイファート（ Seifert ）氏らの文献を参照）。
低い F+ においてモーメント・エクスカーションが理不
尽に大きくなった高い Cμにおいては、高周波数におけ
る強制のデータは許容可能な範囲内にあった。したがっ
て、ここで調べた Cμの範囲に対して、許容可能なエク
スカーションを維持可能な単一周波数は存在しない。形
状抗力のグラフ（図９Ｃ）は、あらゆる周波数における
強制の方が、任意の Cμでのブローイングよりもはるか
に優れているが、運動量入力が増加すると形状抗力が僅
かに増加することを示している。この抗力増加の影響
は、 F+ が増加すると幾分減弱するようである。もう一
度言うが、ここでは、運動量入力の有効な推進力は明ら
かにされなかった。
【００４２】図１０Ａから１０Ｃは、図６Ａから６Ｄ及
び図８Ａから８Ｃに表されたフラップ偏向がある場合の
データを、図９Ａから９Ｃのように表すものである。揚
力が全体的にかなり増加していることが、図１０Ａから
明らかである。ここでは、 CL （最大）増加分を、フラ
ップ偏向がないケースに比較している。強制あるいはブ
ローイングなしでフラップを２０°偏向するだけで、お
よそ４４％最大揚力が増加するが、モーメント・エクス
カーションが容認できないほど大きくなることに注意が
すべきである。フラップからのブローイングを始める
と、小さな Cμにおける最大値は僅かに減少するが、そ
の後、さらに運動量入力が加えられると単調に増加す
る。定常ブローイングに対応するモーメント・エクスカ
ーションは、Cμの増加にともない次第に減少し、約０.
３％ ＜ Cμ＜２.０％に対して許容値を達成する。平均
形状抗力も Cμ〜０.３％においてかなり減少し始め
る。フラップの肩への定常ブローイングにおいては、前
縁強制に対して図９Ａから９Ｃにおいて結論づけたもの
と同様な結論が得られるが、ブローイング率が高ければ
失速抑制につながるとは必ずしも言えない。グラフ上の
残りのデータ・ポイントは、異なる周波数における強制
に関するものである。各々第二及び第一の「ブローイン
グ」及び「 F+ ＝１.４」のデータ・ポイントは、図８
Ａから８Ｃのヒステリシス・ループから抽出したもので
ある。図１０Ａ及び１０Ｂに、好ましい現象が見られ
る。すなわち、非常に小さな Cμにおいて、５０％を超
える CL （最大）が達成可能であると同時に、モーメン
ト・エクスカーションが抑えられる。これに加え、形状
抗力は、強制がない値の２分の１以下に下がる。モーメ
ント・エクスカーションが維持される Cμの最小値を見
い出すことはしなかったが、ニシュリ（ Nishri ）氏及
びウイグナンスキ（ Wygnanski ）氏の詳細な調査
（「流れの分離とその抑制」 "On flow separation and
its control", in Computational Methods in Applied
Science, John Wiley & Sons Ltd., 1996 を参照）が
示すところによれば、 Cμを、恐らく少なくとも１桁の
レベルでさらに減少させることが可能である。ニシュリ
氏及びウイグナンスキ氏は、フラップ構成が双安定性で
あることを示したので、少なくとも静的な条件下では、
分離したフラップ流を付着させて、さらに１桁規模で運
動量入力を減少できる可能性は低い。
び図８Ａから８Ｃに表されたフラップ偏向がある場合の
データを、図９Ａから９Ｃのように表すものである。揚
力が全体的にかなり増加していることが、図１０Ａから
明らかである。ここでは、 CL （最大）増加分を、フラ
ップ偏向がないケースに比較している。強制あるいはブ
ローイングなしでフラップを２０°偏向するだけで、お
よそ４４％最大揚力が増加するが、モーメント・エクス
カーションが容認できないほど大きくなることに注意が
すべきである。フラップからのブローイングを始める
と、小さな Cμにおける最大値は僅かに減少するが、そ
の後、さらに運動量入力が加えられると単調に増加す
る。定常ブローイングに対応するモーメント・エクスカ
ーションは、Cμの増加にともない次第に減少し、約０.
３％ ＜ Cμ＜２.０％に対して許容値を達成する。平均
形状抗力も Cμ〜０.３％においてかなり減少し始め
る。フラップの肩への定常ブローイングにおいては、前
縁強制に対して図９Ａから９Ｃにおいて結論づけたもの
と同様な結論が得られるが、ブローイング率が高ければ
失速抑制につながるとは必ずしも言えない。グラフ上の
残りのデータ・ポイントは、異なる周波数における強制
に関するものである。各々第二及び第一の「ブローイン
グ」及び「 F+ ＝１.４」のデータ・ポイントは、図８
Ａから８Ｃのヒステリシス・ループから抽出したもので
ある。図１０Ａ及び１０Ｂに、好ましい現象が見られ
る。すなわち、非常に小さな Cμにおいて、５０％を超
える CL （最大）が達成可能であると同時に、モーメン
ト・エクスカーションが抑えられる。これに加え、形状
抗力は、強制がない値の２分の１以下に下がる。モーメ
ント・エクスカーションが維持される Cμの最小値を見
い出すことはしなかったが、ニシュリ（ Nishri ）氏及
びウイグナンスキ（ Wygnanski ）氏の詳細な調査
（「流れの分離とその抑制」 "On flow separation and
its control", in Computational Methods in Applied
Science, John Wiley & Sons Ltd., 1996 を参照）が
示すところによれば、 Cμを、恐らく少なくとも１桁の
レベルでさらに減少させることが可能である。ニシュリ
氏及びウイグナンスキ氏は、フラップ構成が双安定性で
あることを示したので、少なくとも静的な条件下では、
分離したフラップ流を付着させて、さらに１桁規模で運
動量入力を減少できる可能性は低い。
【００４３】未だに解決されていない疑問は、フラップ
の肩への強制及び前縁強制がδf ＝０°（すなわち、対
称なエアフォイル）に対してどのように作用するかであ
る。直感的には、そして失速抑制のすべての試みから
は、前縁領域からの抑制が最良の結果をもたらすように
思えるが、図１１Ａから１１Ｃに示す結果は、全くこれ
とは正反対である。ここでは、空気力学係数は、高 Cμ
−低 F+ のシナリオでプロットされている。ほとんどす
べての Cμと F+ との組合せに対する基本的な傾向は同
じであるので、この具体的なケースを任意に選択した
（次の段落参照）。図１１Ａは、前縁強制が CL （最
大）を増加し、フラップの肩への強制が、さらに CL
（最大）を増加して、ヒステリシスが本質的に排除され
ることを示している。さらに、前縁強制のケースではそ
うではないが、フラップ強制では、究極的に回転翼航空
機の性能を決定する CL エクスカーションが、基本的な
ケースよりも大きい。図 １１Ｂは、両強制方法による
モーメント・エクスカーションの抑制が可能であるが、
フラップ強制の方がより大きなエクスカーション抑制を
提供することを示している。先のデータの傾向と調和し
て、形状抗力ヒステリシスは、逆になっており（ 図１
１Ｃ）、強制で達成されるよりもかなり低い平均値を生
じている。
の肩への強制及び前縁強制がδf ＝０°（すなわち、対
称なエアフォイル）に対してどのように作用するかであ
る。直感的には、そして失速抑制のすべての試みから
は、前縁領域からの抑制が最良の結果をもたらすように
思えるが、図１１Ａから１１Ｃに示す結果は、全くこれ
とは正反対である。ここでは、空気力学係数は、高 Cμ
−低 F+ のシナリオでプロットされている。ほとんどす
べての Cμと F+ との組合せに対する基本的な傾向は同
じであるので、この具体的なケースを任意に選択した
（次の段落参照）。図１１Ａは、前縁強制が CL （最
大）を増加し、フラップの肩への強制が、さらに CL
（最大）を増加して、ヒステリシスが本質的に排除され
ることを示している。さらに、前縁強制のケースではそ
うではないが、フラップ強制では、究極的に回転翼航空
機の性能を決定する CL エクスカーションが、基本的な
ケースよりも大きい。図 １１Ｂは、両強制方法による
モーメント・エクスカーションの抑制が可能であるが、
フラップ強制の方がより大きなエクスカーション抑制を
提供することを示している。先のデータの傾向と調和し
て、形状抗力ヒステリシスは、逆になっており（ 図１
１Ｃ）、強制で達成されるよりもかなり低い平均値を生
じている。
【００４４】δf ＝ ０°のケースに対する全体的な比
較を図１２Ａ及び１２Ｂに示す。前縁及びフラップの肩
に対する、 F+ 及び CμスペクトルにおけるΔCL （最
大）と平均値 CDp との比較であり、許容可能なモーメ
ント・エクスカーション範囲内にあるデータだけがプロ
ットされている。図１２Ａから、次のことが明らかであ
る。対称なエアフォイルを用いるという事実にも拘ら
ず、概して、フラップの肩への強制が、揚力を増加する
のにはより有効である。この観察結果は、失速処理に関
する従来の考えの多くを確かに否定するものである。さ
らに、前縁強制は、モーメント・エクスカーションの減
少が周波数及び運動量 RMS 入力に比較的に強く依存す
るという点において、一貫性がないものである。このこ
とは、図１２Ａ及び１２Ｂに示された孤立データ・ポイ
ントの数から明らかである。さらに、前縁強制は、低い
Cμにおいて全く効果的がなく、運動量入力に対して揚
力が常に増加するわけではないが、周波数に依存して局
所的な最大値を生じる。他方、フラップ強制の場合は、
揚力及びモーメント・エクスカーションにおける変分
は、考察した全 Cμ範囲に渡って本質的に有効で、 Cμ
に対し単調である。平均形状抗力の比較を含む図１２Ｂ
は、フラップ強制が、前縁強制よりも効率的に形状抗力
を減らしたことを示している。さらに、 Cμにおける増
加が、前縁強制に対する平均 CDp を増加する傾向にあ
るが、フラップ強制に対する Cμに関しては、この量は
僅かに減少する。この比較を考察すると、 CDp は、エ
アフォイル形状、特に前縁領域の形状に非常に敏感であ
ることに気づく。だから、後縁強制のために前縁スロッ
ト６４を（テープで）閉じると、基本形状抗力はほぼ２
倍になった。それにも拘らず、フラップの肩への強制で
は、比較的に低い平均形状抗力が得られる。
較を図１２Ａ及び１２Ｂに示す。前縁及びフラップの肩
に対する、 F+ 及び CμスペクトルにおけるΔCL （最
大）と平均値 CDp との比較であり、許容可能なモーメ
ント・エクスカーション範囲内にあるデータだけがプロ
ットされている。図１２Ａから、次のことが明らかであ
る。対称なエアフォイルを用いるという事実にも拘ら
ず、概して、フラップの肩への強制が、揚力を増加する
のにはより有効である。この観察結果は、失速処理に関
する従来の考えの多くを確かに否定するものである。さ
らに、前縁強制は、モーメント・エクスカーションの減
少が周波数及び運動量 RMS 入力に比較的に強く依存す
るという点において、一貫性がないものである。このこ
とは、図１２Ａ及び１２Ｂに示された孤立データ・ポイ
ントの数から明らかである。さらに、前縁強制は、低い
Cμにおいて全く効果的がなく、運動量入力に対して揚
力が常に増加するわけではないが、周波数に依存して局
所的な最大値を生じる。他方、フラップ強制の場合は、
揚力及びモーメント・エクスカーションにおける変分
は、考察した全 Cμ範囲に渡って本質的に有効で、 Cμ
に対し単調である。平均形状抗力の比較を含む図１２Ｂ
は、フラップ強制が、前縁強制よりも効率的に形状抗力
を減らしたことを示している。さらに、 Cμにおける増
加が、前縁強制に対する平均 CDp を増加する傾向にあ
るが、フラップ強制に対する Cμに関しては、この量は
僅かに減少する。この比較を考察すると、 CDp は、エ
アフォイル形状、特に前縁領域の形状に非常に敏感であ
ることに気づく。だから、後縁強制のために前縁スロッ
ト６４を（テープで）閉じると、基本形状抗力はほぼ２
倍になった。それにも拘らず、フラップの肩への強制で
は、比較的に低い平均形状抗力が得られる。
【００４５】図１３Ａ及び１３Ｂは、図１２Ａ及び１２
Ｂと同様な比較を示すものであるが、両ケースのフラッ
プ偏向角を２０°にしたものである。図１３Ａ及び１３
Ｂは、先の図面からの観察結果のすべてを本質的に確証
するもので、すなわち、最大揚力が増加する、フラップ
偏向のケースに対する平均形状抗力の減少が極めて大き
い等、すべての影響が本質的に増大されているのが例外
である。先に述べたように、このフラップ構成は、単に
アフト負荷構成をシミュレートするもので、回転翼航空
機への使用を必ずしも促進しようとするものではなく、
単に、アフト負荷と強制との強力な組合せ効果を示すも
のである。
Ｂと同様な比較を示すものであるが、両ケースのフラッ
プ偏向角を２０°にしたものである。図１３Ａ及び１３
Ｂは、先の図面からの観察結果のすべてを本質的に確証
するもので、すなわち、最大揚力が増加する、フラップ
偏向のケースに対する平均形状抗力の減少が極めて大き
い等、すべての影響が本質的に増大されているのが例外
である。先に述べたように、このフラップ構成は、単に
アフト負荷構成をシミュレートするもので、回転翼航空
機への使用を必ずしも促進しようとするものではなく、
単に、アフト負荷と強制との強力な組合せ効果を示すも
のである。
【００４６】本発明は、限られた数の実施例に関して説
明されたが、本発明について多くの変形、改良及び他の
適用が行なわれ得ることは明らかである。
明されたが、本発明について多くの変形、改良及び他の
適用が行なわれ得ることは明らかである。
【図１】一般的なエアフォイルの断面形状を示す。
【図２Ａ】音響スピーカーが備えられたエアフォイルの
概略的な部分断面図である。
概略的な部分断面図である。
【図２Ｂ】音波を発生する圧電素子が備えられたエアフ
ォイルの概略的な部分断面図である。
ォイルの概略的な部分断面図である。
【図２Ｃ】後縁の近くの孔から流体を放出するポンプが
備えられたエアフォイルの概略的な部分断面図である。
備えられたエアフォイルの概略的な部分断面図である。
【図２Ｄ】可動板が上面に備えられたエアフォイルの概
略的な部分断面図である。
略的な部分断面図である。
【図２Ｅ】振動ロッドが備えられたエアフォイルの概略
的な部分断面図である。
的な部分断面図である。
【図２Ｆ】風車が備えられたエアフォイルの概略的な部
分断面図である。
分断面図である。
【図３】ここに報告する実験で用いられたエアフォイル
の概略的な断面形状である。
の概略的な断面形状である。
【図４Ａ】静的モード及び二つの異なる動的モードにお
ける、図３のエアフォイルの、迎え角に対する CL のグ
ラフである。
ける、図３のエアフォイルの、迎え角に対する CL のグ
ラフである。
【図４Ｂ】静的モード及び二つの異なる動的モードにお
ける、図３のエアフォイルの迎え角に対する CM のグラ
フである。
ける、図３のエアフォイルの迎え角に対する CM のグラ
フである。
【図５Ａ】図３のエアフォイルの上面の圧力プロット
を、角周波数ｗの振動周期において、翼弦長と時間ｔと
の関数として示すものであり、このときの迎え角の角度
は１３ ＋ ５sinωt である。
を、角周波数ｗの振動周期において、翼弦長と時間ｔと
の関数として示すものであり、このときの迎え角の角度
は１３ ＋ ５sinωt である。
【図５Ｂ】エアフォイルの前縁に定常ブローイングを行
った場合の、図５Ａに同様なプロットである。
った場合の、図５Ａに同様なプロットである。
【図５Ｃ】エアフォイルの前縁に振動強制を行った場合
の、図５Ａに同様なプロットである。
の、図５Ａに同様なプロットである。
【図６Ａ】図３のエアフォイルの上面の圧力プロット
を、角周波数ｗの振動周期において、翼弦長と時間ｔと
の関数として示すものであり、このときの迎え角の角度
は１０ ＋ ５sinωt である。
を、角周波数ｗの振動周期において、翼弦長と時間ｔと
の関数として示すものであり、このときの迎え角の角度
は１０ ＋ ５sinωt である。
【図６Ｂ】エアフォイルのフラップの肩に定常ブローイ
ングを行った場合の、図６Ａに同様なプロットである。
ングを行った場合の、図６Ａに同様なプロットである。
【図６Ｃ】エアフォイルのフラップの肩に振動強制を行
った場合の、図６Ａに同様なプロットである。
った場合の、図６Ａに同様なプロットである。
【図６Ｄ】Cμを一桁増やした場合の、図６Ａに同様な
プロットである。
プロットである。
【図７Ａ】ブローイングも強制もない場合、前縁に定常
ブローイングを行った場合、そして前縁に振動強制を行
った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３の
エアフォイルの、迎え角に対する CL のグラフである。
ブローイングを行った場合、そして前縁に振動強制を行
った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３の
エアフォイルの、迎え角に対する CL のグラフである。
【図７Ｂ】ブローイングも強制もない場合、前縁に定常
ブローイングを行った場合、そして前縁に振動強制を行
った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３の
エアフォイルの、迎え角に対する CM のグラフである。
ブローイングを行った場合、そして前縁に振動強制を行
った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３の
エアフォイルの、迎え角に対する CM のグラフである。
【図７Ｃ】ブローイングも強制もない場合、前縁に定常
ブローイングを行った場合、そして前縁に振動強制を行
った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３の
エアフォイルの、迎え角に対する CDp のグラフであ
る。
ブローイングを行った場合、そして前縁に振動強制を行
った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３の
エアフォイルの、迎え角に対する CDp のグラフであ
る。
【図８Ａ】ブローイングも強制もない場合、フラップの
肩に定常ブローイングを行った場合、そしてフラップの
肩に振動強制を行った場合の、静的モード及び動的モー
ドにおける図３のエアフォイルの、迎え角に対する CL
のグラフである。
肩に定常ブローイングを行った場合、そしてフラップの
肩に振動強制を行った場合の、静的モード及び動的モー
ドにおける図３のエアフォイルの、迎え角に対する CL
のグラフである。
【図８Ｂ】ブローイングも強制もない場合、フラップの
肩に定常ブローイングを行った場合、そしてフラップの
肩に振動強制を行った場合の、静的モード及び動的モー
ドにおける図３のエアフォイルの、迎え角に対する CM
のグラフである。
肩に定常ブローイングを行った場合、そしてフラップの
肩に振動強制を行った場合の、静的モード及び動的モー
ドにおける図３のエアフォイルの、迎え角に対する CM
のグラフである。
【図８Ｃ】ブローイングも強制もない場合、フラップの
肩に定常ブローイングを行った場合、そしてフラップの
肩に振動強制を行った場合の、静的モード及び動的モー
ドにおける図３のエアフォイルの、迎え角に対する CDp
のグラフである。
肩に定常ブローイングを行った場合、そしてフラップの
肩に振動強制を行った場合の、静的モード及び動的モー
ドにおける図３のエアフォイルの、迎え角に対する CDp
のグラフである。
【図９Ａ】図３のエアフォイルの前縁への定常ブローイ
ング及び振動強制における、 Cμに対する最大ΔCL の
グラフによる比較である。
ング及び振動強制における、 Cμに対する最大ΔCL の
グラフによる比較である。
【図９Ｂ】図３のエアフォイルの前縁への定常ブローイ
ング及び振動強制における、 Cμに対する CM エクスカ
ーション（暴走的可動域）のグラフによる比較である。
ング及び振動強制における、 Cμに対する CM エクスカ
ーション（暴走的可動域）のグラフによる比較である。
【図９Ｃ】図３のエアフォイルの前縁への定常ブローイ
ング及び振動強制における、 Cμに対する CDp 平均値
のグラフによる比較である。
ング及び振動強制における、 Cμに対する CDp 平均値
のグラフによる比較である。
【図１０Ａ】図３のエアフォイルのフラップの肩への定
常ブローイング及び振動強制における、 Cμに対する最
大ΔCL のグラフによる比較である。
常ブローイング及び振動強制における、 Cμに対する最
大ΔCL のグラフによる比較である。
【図１０Ｂ】図３のエアフォイルのフラップの肩への定
常ブローイング及び振動強制における、 Cμに対する C
M エクスカーションのグラフによる比較である。
常ブローイング及び振動強制における、 Cμに対する C
M エクスカーションのグラフによる比較である。
【図１０Ｃ】図３のエアフォイルのフラップの肩への定
常ブローイング及び振動強制における、 Cμに対する C
Dp 平均値のグラフによる比較である。
常ブローイング及び振動強制における、 Cμに対する C
Dp 平均値のグラフによる比較である。
【図１１Ａ】ブローイングも強制もない場合、前縁に振
動強制を行った場合、そしてフラップの肩に振動強制を
行った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３
のエアフォイルの、迎え角に対する CL のグラフであ
る。
動強制を行った場合、そしてフラップの肩に振動強制を
行った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３
のエアフォイルの、迎え角に対する CL のグラフであ
る。
【図１１Ｂ】ブローイングも強制もない場合、前縁に振
動強制を行った場合、そしてフラップの肩に振動強制を
行った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３
のエアフォイルの、迎え角に対する CM のグラフであ
る。
動強制を行った場合、そしてフラップの肩に振動強制を
行った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３
のエアフォイルの、迎え角に対する CM のグラフであ
る。
【図１１Ｃ】ブローイングも強制もない場合、前縁に振
動強制を行った場合、そしてフラップの肩に振動強制を
行った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３
のエアフォイルの、迎え角に対する CDp のグラフであ
る。
動強制を行った場合、そしてフラップの肩に振動強制を
行った場合の、静的モード及び動的モードにおける図３
のエアフォイルの、迎え角に対する CDp のグラフであ
る。
【図１２Ａ】図３のエアフォイルにおいて、フラップ角
が０°の場合の、前縁への、そしてフラップの肩への振
動強制における、 Cμに対する最大ΔCL のグラフによ
る比較である。
が０°の場合の、前縁への、そしてフラップの肩への振
動強制における、 Cμに対する最大ΔCL のグラフによ
る比較である。
【図１２Ｂ】図３のエアフォイルにおいて、フラップ角
が０°の場合の、前縁への、そしてフラップの肩への振
動強制における、 Cμに対する CDp 平均値のグラフに
よる比較である。
が０°の場合の、前縁への、そしてフラップの肩への振
動強制における、 Cμに対する CDp 平均値のグラフに
よる比較である。
【図１３Ａ】図３のエアフォイルにおいて、フラップ角
が２０°の場合の、前縁への、そしてフラップの肩への
振動強制における、 Cμに対する最大ΔCL のグラフに
よる比較である。
が２０°の場合の、前縁への、そしてフラップの肩への
振動強制における、 Cμに対する最大ΔCL のグラフに
よる比較である。
【図１３Ｂ】図３のエアフォイルにおいて、フラップ角
が２０°の場合の、前縁への、そしてフラップの肩への
振動強制における、 Cμに対する CDp 平均値のグラフ
による比較である。
が２０°の場合の、前縁への、そしてフラップの肩への
振動強制における、 Cμに対する CDp 平均値のグラフ
による比較である。
１０ エアフォイル １６ 前縁 １８ 後縁 ２２ 翼弦 ２４ 媒体
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デビッド グリーンブラット イスラエル国、ラアナナ、ハグダッドハイ ブリストリート８ (72)発明者 アビ セイフェート イスラエル国、テルアビブ、カシャニスト リート７／６
Claims (25)
- 【請求項１】 各々の間に翼弦を区画形成する前縁と後
縁とを持つエアフォイルの失速を抑制する方法であっ
て、 （ａ）前記翼弦における前記前縁からおよそ４分の１以
内にある、前記エアフォイル上の少なくとも一ヶ所を通
して流体を流すこと、なお、前記流れが非ゼロ純量の流
れである場合は、およそ１を超えるストルーハル比で表
される第一の周波数で前記流れを変調し、 （ｂ）前記翼弦における前記前縁からおよそ４分の１を
超える位置にある、前記エアフォイル上の少なくとも一
ヶ所を通して前記流体を流すこと、の中から選択するス
テップからなる方法。 - 【請求項２】 前記流体がガスである請求項１に記載の
方法。 - 【請求項３】 前記ガスが空気である請求項２に記載の
方法。 - 【請求項４】 前記翼弦における前記前縁からおよそ４
分の１以内にある前記少なくとも一ヶ所を通る前記流体
の前記流れが振動性を持つ請求項１に記載の方法。 - 【請求項５】 前記翼弦における前記前縁からおよそ４
分の１を超える位置にある前記少なくとも一ヶ所を通る
前記流体の前記流れが定常である請求項１に記載の方
法。 - 【請求項６】 前記翼弦における前記前縁からおよそ４
分の１を超える位置にある前記少なくとも一ヶ所を通る
前記流体の前記流れが、非ゼロ純量の流れであって、お
よそ１を超えるストルーハル比によって表される第二の
周波数で変調させる請求項１に記載の方法。 - 【請求項７】 前記翼弦における前記前縁からおよそ４
分の１を超える位置にある前記少なくとも一ヶ所からの
前記流体の前記流れが振動性を持つ請求項１に記載の方
法。 - 【請求項８】 表面を持ち媒体を介して移動するエアフ
ォイルの失速を抑制する方法であって、前記エアフォイ
ルの前記表面上の一ヶ所に隣接する前記媒体に振動を起
こすステップからなる方法。 - 【請求項９】 前記振動が、前記少なくとも一ヶ所に位
置する振動性機械的装置を用いて確立される請求項８に
記載の方法。 - 【請求項１０】 前記振動が、前記少なくとも一ヶ所を
通して流体を流すことによって確立される請求項８に記
載の方法。 - 【請求項１１】 前記流体がガスである請求項１０に記
載の方法。 - 【請求項１２】 前記ガスが空気である請求項１１に記
載の方法。 - 【請求項１３】 媒体を介して移動するエアフォイルで
あって、 （ａ）上面と、 （ｂ）下面と、なお、前記上面及び前記下面が前縁及び
後縁において当接して前記上面及び前記下面の間に内部
を区画形成し、前記前縁及び前記後縁がそれらの間に翼
弦区画形成し、 （ｃ）(i)前記上面の、前記翼弦における前記前縁から
およそ４分の１を越える位置、 (ii)前記下面の、前記翼弦における前記前縁からおよそ
４分の１を越える位置及び (iii)前記後縁に沿う位置からなるグループから選択さ
れる位置にある少なくとも一つの孔と、 （ｄ）前記少なくとも一つの孔を介して前記媒体と前記
内部との間で流体を流すメカニズムとからなるエアフォ
イル。 - 【請求項１４】 前記メカニズムが前記流体の振動性の
流れを起こす請求項１３に記載のエアフォイル。 - 【請求項１５】 前記メカニズムが音響スピーカーを含
む請求項１４に記載のエアフォイル。 - 【請求項１６】 前記メカニズムが圧電素子を含む請求
項１４に記載のエアフォイル。 - 【請求項１７】 前記流体がガスである請求項１３に記
載のエアフォイル。 - 【請求項１８】 前記ガスが空気である請求項１３に記
載のエアフォイル。 - 【請求項１９】 媒体を介して移動するエアフォイルで
あって、 （ａ）上面と、 （ｂ）下面と、なお、前記上面及び前記下面が前縁及び
後縁において当接して前記上面及び前記下面の間に内部
を区画形成し、前記前縁及び前記後縁がそれらの間に翼
弦を区画形成し、前記上面及び前記下面が各々特定の形
状を持ち、 （ｃ）(i)前記上面における位置、 (ii)前記下面における位置、 (iii)前記前縁に沿う位置及び (iv)前記後縁に沿う位置からなるグループから選択され
る少なくとも一ヶ所に隣接する、前記媒体の一部分を振
動するメカニズムとからなるエアフォイル。 - 【請求項２０】 前記媒体の前記一部分を振動するメカ
ニズムが、前記上面における位置及び前記下面における
位置からなるグループから選択される前記少なくとも一
ヶ所の各々に、前記形状を振動するメカニズムを含む請
求項１９に記載のエアフォイル。 - 【請求項２１】 前記媒体の前記一部分を振動する前記
メカニズムが、 (i)前記少なくとも一ヶ所の各々に孔及び (ii)前記少なくとも一つの孔を介して流体を流すメカニ
ズムを含む請求項１９に記載のエアフォイル。 - 【請求項２２】 前記少なくとも一つの孔を介して前記
流体を流す前記メカニズムが音響スピーカーを含む請求
項２１に記載のエアフォイル。 - 【請求項２３】 前記少なくとも一つの孔を介して前記
流体を流す前記メカニズムが圧電素子を含む請求項２１
に記載のエアフォイル。 - 【請求項２４】 前記流体がガスである請求項２１に記
載のエアフォイル。 - 【請求項２５】 前記ガスが空気である請求項２１に記
載のエアフォイル。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| IL121164 | 1997-06-26 | ||
| IL12116497A IL121164A (en) | 1997-06-26 | 1997-06-26 | Airfoil with dynamic stall control by oscillatory forcing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1159594A true JPH1159594A (ja) | 1999-03-02 |
Family
ID=11070307
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10177732A Pending JPH1159594A (ja) | 1997-06-26 | 1998-06-24 | 振動強制による失速抑制機能を持つエアフォイル |
Country Status (4)
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|---|---|
| US (1) | US6267331B1 (ja) |
| EP (1) | EP0887257A3 (ja) |
| JP (1) | JPH1159594A (ja) |
| IL (1) | IL121164A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008049998A (ja) * | 2006-08-25 | 2008-03-06 | Boeing Co:The | 航空機システム、およびエーロフォイルシステムを作動させるための方法 |
| WO2009018482A1 (en) * | 2007-08-01 | 2009-02-05 | Sinhatech | Deturbilator fuel economy enhancement for trucks |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6390418B1 (en) * | 1999-02-25 | 2002-05-21 | United Technologies Corporation | Tangentially directed acoustic jet controlling boundary layer |
| US6109566A (en) * | 1999-02-25 | 2000-08-29 | United Technologies Corporation | Vibration-driven acoustic jet controlling boundary layer separation |
| CA2300714A1 (en) * | 2000-03-10 | 2001-09-10 | James C. Hayes | Vertical wings on fluid vehicule with stabilizing torque system of jets to utilize fluid energy for forward motion, that is, sailing in fluid like air or water |
| FR2821605B1 (fr) * | 2001-03-01 | 2003-05-30 | Eads Airbus Sa | Procede et dispositif pour accelerer la destruction d'au moins deux vortex dans le sillage d'un mobile, en particulier d'un avion |
| US6793177B2 (en) * | 2002-11-04 | 2004-09-21 | The Bonutti 2003 Trust-A | Active drag and thrust modulation system and method |
| FR2853622B1 (fr) * | 2003-04-14 | 2005-05-27 | Eurocopter France | Volet rotatif et element sustentateur, en particulier pale d'helicoptere, muni d'un tel volet rotatif |
| US20060102801A1 (en) * | 2004-11-01 | 2006-05-18 | The Boeing Company | High-lift distributed active flow control system and method |
| US7354247B2 (en) * | 2005-10-27 | 2008-04-08 | General Electric Company | Blade for a rotor of a wind energy turbine |
| US7748958B2 (en) * | 2006-12-13 | 2010-07-06 | The Boeing Company | Vortex generators on rotor blades to delay an onset of large oscillatory pitching moments and increase maximum lift |
| US9541106B1 (en) * | 2007-01-03 | 2017-01-10 | Orbitel Research Inc. | Plasma optimized aerostructures for efficient flow control |
| IS2635B (is) * | 2007-11-20 | 2010-06-15 | Hampidjan Hf | Endurbættur toghleri |
| US8276851B2 (en) * | 2007-05-10 | 2012-10-02 | California Institute Of Technology | Control of aerodynamic forces by variable wetted surface morphology |
| ITTO20070468A1 (it) * | 2007-06-29 | 2008-12-30 | Alenia Aeronautica Spa | Metodo per incrementare la portanza di superfici aerodinamiche e per ridurre la resistenza all'avanzamento |
| WO2009016224A1 (en) * | 2007-07-31 | 2009-02-05 | Hampidjan, Hf | High stability, high efficiency trawl door and methods |
| NL2000819C2 (nl) * | 2007-08-17 | 2009-02-18 | Stichting Energie | Windturbine en rotorblad. |
| US8052388B2 (en) * | 2007-11-29 | 2011-11-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine systems involving mechanically alterable vane throat areas |
| DE102008022504B4 (de) * | 2008-05-07 | 2012-11-29 | Airbus Operations Gmbh | Schaltbarer Vortexgenerator und damit gebildetes Array sowie Verwendungen derselben |
| DE102008061838A1 (de) * | 2008-12-15 | 2010-06-17 | Repower Systems Ag | Rotorblatt einer Windenergieanlage mit einem Turbulator |
| US8876064B2 (en) | 2009-12-21 | 2014-11-04 | Ramot At Tel-Aviv University Ltd. | Oscillatory vorticity generator and applications thereof |
| US9279412B2 (en) * | 2010-02-16 | 2016-03-08 | Technion Research And Development Foundation Ltd. | Flow control on a vertical axis wind turbine (VAWT) |
| DE102010026162A1 (de) * | 2010-07-06 | 2012-01-12 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeug mit Tragflügeln und einem System zur Minimierung des Einflusses von instationären Anströmzuständen |
| WO2013066690A1 (en) * | 2011-11-02 | 2013-05-10 | Murtech, Inc. | Systems and methods for performance improvement of aerodynamic and hydrodynamic surfaces |
| KR101589596B1 (ko) * | 2013-02-01 | 2016-02-12 | 가부시끼가이샤 도시바 | 소용돌이 발생 장치 및 소용돌이 발생 방법 |
| US9464532B2 (en) | 2013-03-05 | 2016-10-11 | Bell Helicopter Textron Inc. | System and method for reducing rotor blade noise |
| JP6128568B2 (ja) * | 2015-03-26 | 2017-05-17 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 航空機のインテーク構造 |
| CN104760683B (zh) * | 2015-05-04 | 2016-04-27 | 厦门大学 | 利用零质量射流减小机翼激波阻力的方法 |
| US10318903B2 (en) | 2016-05-06 | 2019-06-11 | General Electric Company | Constrained cash computing system to optimally schedule aircraft repair capacity with closed loop dynamic physical state and asset utilization attainment control |
| CN112849389B (zh) * | 2021-01-27 | 2022-11-25 | 北京理工大学 | 一种基于机翼前缘动态下垂的动态失速控制方法 |
| CN112810800B (zh) * | 2021-01-27 | 2023-06-16 | 北京理工大学 | 一种基于机翼表面局部振动的层流分离控制方法 |
| US11866156B1 (en) | 2021-11-21 | 2024-01-09 | Wei Liu | Apparatus for vortex generation to improve aerodynamics |
| US11794887B1 (en) * | 2022-04-06 | 2023-10-24 | Lockheed Martin Corporation | Removable trailing edge assembly and system for rotor blade trailing edge actuation |
| CN114763196B (zh) * | 2022-05-17 | 2024-06-07 | 吉林大学 | 一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法 |
| CN114684353B (zh) * | 2022-06-02 | 2022-10-14 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种脉冲射流激励器、机翼和飞行器 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3774867A (en) * | 1972-06-27 | 1973-11-27 | Us Air Force | Acoustic wing stall delaying device |
| US4169567A (en) * | 1974-12-13 | 1979-10-02 | Tamura Raymond M | Helicopter lifting and propelling apparatus |
| DE3320481A1 (de) | 1983-06-07 | 1984-12-13 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln | Verfahren und vorrichtung zur beeinflussung der stroemung an aerodynamischen profilen |
| GB2188397B (en) * | 1984-09-13 | 1988-12-29 | Rolls Royce | A low drag surface construction |
| US4802642A (en) * | 1986-10-14 | 1989-02-07 | The Boeing Company | Control of laminar flow in fluids by means of acoustic energy |
| DE3738366A1 (de) * | 1987-11-12 | 1989-05-24 | Deutsche Forsch Luft Raumfahrt | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines laminar-turbulenten grenzschichtuebergangs bei umstroemten koerpern |
| US5209438A (en) * | 1988-06-20 | 1993-05-11 | Israel Wygnanski | Method and apparatus for delaying the separation of flow from a solid surface |
| US5359663A (en) * | 1993-09-02 | 1994-10-25 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and system for suppressing noise induced in a fluid medium by a body moving therethrough |
| US5901928A (en) * | 1996-06-14 | 1999-05-11 | Aptek, Inc. | Active turbulence control technique for drag reduction |
| US5938404A (en) * | 1997-06-05 | 1999-08-17 | Mcdonnell Douglas Helicopter Company | Oscillating air jets on aerodynamic surfaces |
-
1997
- 1997-06-26 IL IL12116497A patent/IL121164A/en not_active IP Right Cessation
-
1998
- 1998-06-05 US US09/092,271 patent/US6267331B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-06-23 EP EP98304902A patent/EP0887257A3/en not_active Withdrawn
- 1998-06-24 JP JP10177732A patent/JPH1159594A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008049998A (ja) * | 2006-08-25 | 2008-03-06 | Boeing Co:The | 航空機システム、およびエーロフォイルシステムを作動させるための方法 |
| WO2009018482A1 (en) * | 2007-08-01 | 2009-02-05 | Sinhatech | Deturbilator fuel economy enhancement for trucks |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20010020666A1 (en) | 2001-09-13 |
| IL121164A (en) | 2002-03-10 |
| IL121164A0 (en) | 1998-02-08 |
| EP0887257A2 (en) | 1998-12-30 |
| US6267331B1 (en) | 2001-07-31 |
| EP0887257A3 (en) | 2000-01-19 |
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