The assembly of aircraft wing

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、前縁高揚力装置を備えた航空機翼の組立体、特に上翼面及下翼面の少なくともひとつにおいて、
乱流境界層の翼弦方向への広がりを減少させる組立体組合手段に関するものである。 更に本発明は上記のような翼組立体を有する航空機、その様な組立体に使用する高揚力装置及び、前縁高揚力装置を備えた翼に関する抗力を減少させる方法に及ぶ。

本明細書中で、前方に、後ろ方向に、上方、下方、翼弦方向に、翼幅方向に、等で表されるものは水平直線飛行時における航空機の方向指示に関するものである。

背景技術 航空機の抗力と特に航空機の表面や外被上の空気の流れによる抗力を、可能な限り減少させるため、航空機設計者や空気力学者たちは多くの努力や出費を払ってきた。 代表的な方法には、表面上の流れの特性を改良するための特別な繊維や顕微鏡で見られるように微小な構造を施すことによって表面を非常に滑らかにすることがある。 別の技術は、強制合成層流と呼ばれる境界層を制御する方法を用いるものである。 この工程で、層流境界層は乱流境界層が生じるのを遅らせられるよう、できる限り長く加湿された表面上に保持される。 その始まりを遅らせることによって境界層は層流領域により長く維持され、抗力の減少を導くとしても、層流から乱流境界層への移行を完全に防ぐので、通常実用的ではない。 その工程は強制合成層流として知られており、その主要な目的は加湿された表面上に完全に薄層の流れを保持することよりも（その可能性を除外するわけではないが）、乱流が生じるのを遅らせることにある。

このような形式の境界層制御を達成するために、境界層はその表面にある直径がほぼミクロン単位の複数の孔によって表面に負の圧力を加えることにより表面に付着するようにされている。 これによって境界層の発達が押さえられ、層流／乱流への移行が生じるのを遅らせられる。

強制合成層流に対する航空機翼の設計における主要な問題点の一つは、翼表面の孔を通して空気を吸込むのに必要な吸気部材を設けるため、翼の固定前縁に多数の導管を備える必要があることである。 導管領域は、通常翼の前側桁が占める空間に侵入しなければならない。 そのような導管を収容するため前側桁を後ろ方向に動かすことは、翼の重量の増加に非常に大きな影響を与える。 更に、前縁スラットを有する翼については、慣例的にスラット用の伸張／収納、及び誘導機械装置が占めているその領域は、それら多数の導管によってふさがれる。 従ってこれまでの上方表面に強制合成流の生じる翼に対する前縁スラットの設計は主翼の固定前縁もしくはＤノーズの下側前端部にヒンジを備え、且つＤノーズの下側部分を前方及び下方に蝶番式に可動するようにするクルーガー・フラップに逆戻りしていた。 しかしクルーガー・フラップは空気力学的な見地からしてスラットほど有効ではない。

従って高揚力装置と強制合成層流に対する備えを利用するが、主翼部分の構造上の設計を含まず、しかも上記のような重量面の欠点のない翼の組立体が必要である。

発明の開示 従って、本発明の目的の一つは、主翼部分及び通常主翼部分と組み合わされる収納位置と、その前方の配置された位置との間で可動な前縁高揚力部分とを備えて、前記高揚力部分の露出した上表面の実質的な部分が通気可能かまたは孔があって、前記前縁部分に関する通気路と流体連結し、それによって飛行時において少なくとも上翼面及び下翼面の一つにかかる乱流境界層の翼弦方向の広がりを減少できるように、吸気路に吸気を行うことである。

本発明の別の特徴は、航空機に前述のような翼の組立体を組込むことである。

本発明の更なる特徴は、収納位置と配置位置との間で動く主翼部分を利用した前縁高揚力装置を備え且つ、その高揚力装置の上方表面の実質的な部分が通気可能であるか孔があり、上記の高揚力装置の吸気路と流体連結し、それにより飛行時に、負の圧力差を引き起こすよう吸気を行い、上翼面と下翼面の少なくとも一つにおける乱流境界層の翼弦方向の広がりを少なくとも減少させることである。

本発明のまた更に別の特徴は、前縁高揚力装置を有する航空機翼にかかる抗力を減少させる装置を備えており、その装置は高揚力装置の露出した上面の実質的な部分が通気可能であるか孔のある表面を備え、上翼面と下翼面の少なくとも一つにおける乱流境界層が少なくとも翼弦方向に広がるのを減少させるために上記表面を通して吸気する。

上記に説明されたとおり、本発明は上記の、あるいは下記に示される発明の特徴のどのような組み合わせをも含む。

本発明は種々の方法で応用でき、単なる一例としてその実施例と異なる変形例を添付図面を参照して詳しく説明する。

図面の簡単な説明 第１図は本発明による翼組立体の前側部分であり、前縁スラットを収納した状態の、翼方向に沿った断面図である。

第２図は、翼付根領域の吸引式入れ子構造を示しており、第１図と同様の図である。

第３図は、第１図、第２図の組立体を結合した航空機における左翼の胴体中心寄り前側部分の平面図である。

第４図は前縁スラットの後縁部分と本体部分との間の接合部を示した詳細図である。

第５図は後縁部分の拡大図である。

第６図は第５図の線VI−VI上の後縁部分上からの前方視図である。

発明を実施するための最良の形態 図面に関して、第１図に示された前縁スラット12が主翼部分10と通常滑らかに組合わされる位置と、翼の効果的な表面領域とチャンバを増大するため前後に伸張され、それにより揚力が生じる配置との間を動くために、
翼組立体は比較的固定された主翼部分10と、通常14で示された曲線軌道伸張／収納機構によって主翼部分10に被せられた比較的動かせる前縁スラット12を含んでいる。
第１図から、主翼のＤノーズ部分16が比較的小さな横断面を有し、この領域のある部分を伸張／収納機構が占めていることがわかる。

この装置で、吸気を主翼部分10よりも前縁スラット12
を通して行うことにより境界層制御が有効になる。 従って以下に説明される単数または複数の入れ子を除いて、
境界層制御のために必要とされる導管と設備は、他の装置では固定前縁に孔と吸気部を備えることで補われるが、主として前縁スラット12に配置され得る。

前縁スラット12は通常凸状の両面前方吸引部13と通常凹状の後方表面20から成っている。 二重壁構造は外表面の一連の吸気チャンバ28の内部の輪郭を画定するため、
通常翼幅方向に延びるウェブ26によって、内部で接合された外表面22と内表面24を有している。 内表面22は後方表面20と共に、空気吸気導管30を画定している。 第４図で更に詳細に表されるように、外表面には下方部分34とは別に（必要に応じてその部分も孔できるが、第１図参照）その実質的部分に孔32が施されている。 各チャンバ
28は一連のオリフィスまたは空気移送ポート36を介して、吸気導管と流体連結している。 空気移送ポート36の大きさは翼の翼弦方向に必要な圧力差が生じる翼形を選択できる。 チャンバ28を更に分割するためのふさわしいウェブを備えることによって、翼幅方向にかかる圧力を調節することも可能になる。

再び図面、とりわけ第４図において、前縁スラット12
の後縁40は、主翼部分とその接合部が機械的に隣接するようにされており、それによってスラットの後方表面20
と主翼表面の前方部分の間に画定された空間と連結する一連の通路または溝42を備え、第５図、第６図に見られるように主翼部分の表面と共に一連の吸気ポートを形成し得る。 スラットはスラット12と主翼部分10間の間隙を密封するためにシールストリップ44を備えており、スラットの後方表面20はスラット12とシールストリップ44の上方にある主翼部分10との間の空間で吸気を行う空気移送ポート36を備えている。 この装置によりスラットの後縁と主翼部分との間の接合部41上で吸気が生じ、中間面で生じ得る乱流の可能性を減少させている。

スラット12を収納しての通常の巡航時、露出した前縁表面とスラット12の上表面にわたって必要な圧力翼形を備えるため吸気導管30と、スラット12の後縁40と主翼部分10間の接合部41の隣で吸気され、層流から乱流への移行の開始を遅らせる。

吸気は種々の方法で応用でき、その一例は第２図、第３図に示されている。 ここで、スラット12の内奥部にある吸気導管30は、スラット12の円弧状の動きと同心になるよう湾曲し且つ、航空機の翼付根部分内部に配置されて相対的に固定された部分48を保持し、更に吸気ポンプ
50と接合されている吸引式入れ子46と、吸引式入れ子46
の末端部でスライドするように配置され且つ、吸気導管
30と流体的に連結している相対的に可動な部分52を有している。 ホース接続と、それにふさわしいシールにより外部隣接スラット12で吸気が行われる、一つかそれ以上のスラット12に作用する、間隔をあけて配置された吸引式入れ子に供給する翼のＤノーズ16に沿って共通の吸気導管が、翼幅方向に延びる。 この場合、引き込みテレスコープは回転翼支持塔54に配置し得る。 択一的にスラットが収納される時、吸気が巡航時にだけ不可欠なので、
入れ子は必要でない場合もある。 この場合、入れ子は収納状態で吸気源と密封連結されるドッキング装置に取替えてもよく、その装置はスラットが配列されているとき分離し、ゆえに入れ子式装置より軽量で単純な装置を提供している。

図示されたスラットの設計により、孔は従来技術のように翼弦方向に裏側まで備える必要がないことは明らかである。 従って主翼部分10の固定前縁に可能であれば数個あるいは孔を更に加えず、スラットに孔を備えるのが適切である。

図示された実施例は更に多くの利点を有している。 スラット12の幾何学的配置により、主翼部分に大きな構造上の修正を加えずにスラット上に固定主翼部分のＤノーズの後方部まで孔を施すことが可能になっている。 スラット12は主翼部分の固定前縁を保護し、前縁のいかなる損傷に対して（例えば鳥の群れの衝突などによるものなど）、修理がより困難な固定前縁よりもスラットによって耐えられる傾向がある。 孔があけられた表面は通常ステンレス鋼またはチタン製で、以前の固定前縁の強制合成層流に関する提案では、そのような部材と混合部材や他の部材とを組込むことは、それぞれの物質の異なった構成上の特徴のため問題が多いのに対し、本発明のスラットは孔があけられた表面と同じ材料かまたは適合性のある材料で製造される。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭62−160995（ＪＰ，Ａ) 米国特許3917193（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl. ⁷ ，ＤＢ名) B64C 21/06 F15D 1/12