Shock bump array

本発明は、空力学的構造の表面から突出するショックバンプのアレイを備える、該空力学的構造、およびこのような構造の運用方法に関する。

非特許文献１に記載されるように、遷音速流れが３Ｄショックバンプを通過するとき、超音速の局部的条件が衝撃下部にラムダ状波形パターンの広がった衝撃足を誘発する。

従来のこのようなショックバンプを一列のシリーズにして配置し、このシリーズは、単独の運用条件における衝撃の構造を変更するよう位置決めする。 しかし、“「設計外」運用条件に対しては、衝撃の位置は変化し、ショックバンプの効果を有効でなくする。

特許文献１（米国特許出願公開第２００６／００６０７２０号明細書）は、翼の低圧面から離れる方向に延びる衝撃を生成する衝撃制御突起を使用する。

本発明の第１態様は、空力学的構造の表面から突出するショックバンプのアレイを備える、該空力学構造を提供し、当該アレイは、一連のショックバンプよりなる第１シリーズと、第１シリーズの後方に位置する１個またはそれ以上のショックバンプとを備える。

第１シリーズの後方に配置した１個またはそれ以上のショックバンプは、単独のショックバンプ、または一連のショックバンプよりなる第２シリーズとする。 ある実施形態において、第１シリーズの後方に配置した１個またはそれ以上のショックバンプは、一連のショックバンプよりなる第２シリーズとし、第２シリーズのショックバンプは第１シリーズよりも個数が少ないものとする。

好適には、第１シリーズの後方に配置した少なくとも１個のショックバンプは、第１シリーズにおけるいかなるショックバンプに対しても、直接後方に配置しない。

ある実施形態において、第１シリーズの後方に配置した少なくとも１個のショックバンプの前端縁は、第１シリーズの隣接する少なくとも１個のバンプ後端縁寄りに配置する。

ショックバンプの第１シリーズおよび／または第１シリーズの後方に配置したショックバンプは、ライン状に配置し、各ラインはほぼ直線、または徐々に湾曲するものとする。 代案として、ショックバンプの第１シリーズおよび／または第１シリーズの後方に配置したショックバンプを、直線的でないアレイとして配置する。

単独ラインの代わりに、第１シリーズの後方に配置した１個または以上のショックバンプを設ける場合、ショックバンプの第１シリーズおよび第１シリーズの後方に配置した１個またはそれ以上のショックバンプは、互いに異なる条件で生ずる衝撃の構造を変更するよう位置決めする。

ショックバンプは、ホールデン氏らによる図８および９に記載した任意の従来形状を有するものとすることができる。 代案として、少なくとも１個のショックバンプ（好適には第２シリーズにおけるショックバンプ）は、拡開するノーズ部および収束するテール部を備え、テール部は、平面図で見て１対の互いに対向する凹状側辺を有する少なくとも一つの等高線を有する構成とする。 平面図で見た等高線の互いに対向する側辺は凸状に湾曲し、またショックバンプのテール部で各側辺が突き合わさるよう合流する、またはカスプ状ポイントとなるよう合流するものとする。

本発明の第２態様は、本発明の第１態様における空力学的構造を運用する方法を提供し、当該方法は、第１条件で運用するとき、前記空力学的構造の表面に隣接して生ずる衝撃の構造を変更するショックバンプよりなる第１シリーズを使用するステップと、第２条件で運用するとき、前記空力学的構造の表面に隣接して生ずる衝撃の構造を変更する第１シリーズの後方に配置した１個またはそれ以上のショックバンプを使用するステップと、を備える。

一般的に、第１シリーズの後方に配置した１個またはそれ以上のショックバンプのうち少なくとも１個を越える流れは、空力学的構造を第１条件で運用するとき、前記空力学的構造の表面にほぼ完全に付着する。
一般的に、第１シリーズの後方に配置した１個またはそれ以上のショックバンプのうち少なくとも１個を越える流れは、空力学的構造を第２条件で運用するときに、剥離して１対の長手方向渦を形成する。
一般的に、第２条件は、第１条件よりも高い流速および／または高い揚力係数を有する。

一般的に、各ショックバンプは、前端縁、後端縁、機内側端縁、および機外側端縁を有する。 ショックバンプは、各端縁が徐々に空力学的構造の表面に収斂する、または１つまたはそれ以上の端縁で急激な不連続性を有する凹状形状をなすものとする。

一般的に、各ショックバンプは、あまり尖鋭でない凸状端縁または尖鋭でないポイントを有する。

一般的に、第１シリーズのショックバンプの形状および位置は、空力学的構造を第１条件で運用するとき、ショックバンプの第１シリーズがない場合に空力学的構造の表面に隣接して生ずるであろう衝撃の構造を変更するような形状および配置となるようにし、第１シリーズの後方に配置した１個またはそれ以上のショックバンプの形状および位置は、空力学的構造を第２条件で運用するときに、第１シリーズの後方に配置した一個以上のショックバンプがない場合に空力学的構造の表面に隣接して生ずるであろう衝撃の構造を変更するような形状および配置とする。 このことは、衝撃制御突起がない場合には存在しない衝撃を生成する衝撃制御突起を使用する特許文献１のものとは対照的である。

空力学的構造としては、航空機翼、水平尾翼または制御平面などのエアロフォイル、ナセル、パイロンまたはフィンなどの航空機構造、タービンブレード等任意な他のタイプの空力学構造がある。

エアロフォイルの場合、ショックバンプをエアロフォイルの高圧力面上（すなわち航空機翼の場合は下面）に配置することができ、しかしより好適には表面をエアロフォイルの低圧面（すなわち航空機翼の場合は上面）に配置する。 また、第１シリーズのショックバンプは、一般的にエアロフォイルの後縁寄りに配置した頂点を有する、言い換えれば５０％バンプ弦位置よりも後方に配置する。 ショックバンプの頂点は、単独のポイントまたは平坦面とする。 平坦面の場合、平坦域の先端縁は、エアロフォイルの後縁寄りに配置する。

本発明の実施形態を、以下に添付図面につき説明する。

「設計」運航条件で運用する、本発明の第１実施形態によるショックバンプのアレイを有する航空機翼の頂面の平面図である。

「設計」運航条件にある翼における、Ａ−Ａ線上のバンプ中心を通過する縦断面図である。

「設計外」運航条件にある翼における、図１に示す航空機の翼頂面の平面図である。

「設計外」運航条件にある翼における、Ｂ−Ｂ線上のバンプ中心を通過する縦断面図である。

Ｃ−Ｃ線上のバンプ中心を通過する横断面図である。

１個のバンプにおける一連の等高線を示す平面図である。

本発明の第２実施形態によるショックバンプのアレイを有する航空機翼頂面の平面図である

「設計外」運航条件にある翼を有する、図７に示す航空機翼頂面の平面図である。

「設計外」運航条件で運用する、本発明の第３実施形態によるショックバンプのアレイを担持する航空機翼頂面の平面図である。

本発明の第４実施形態によるショックバンプのアレイを担持する航空機翼頂面の平面図である。

図１は航空機の翼における上面の平面図である。 翼は前縁１および後縁２を有し、それぞれ自由流の方向に対して後方に傾斜する。
翼の上面は、上面の表面から突出する３Ｄショックバンプのアレイを担持する。 このアレイはショックバンプ３による第１シリーズ、および第１シリーズの後方に配置したショックバンプ１０による第２シリーズを備える。

各ショックバンプ３，１０は、翼の公称表面から突出して、前端縁３ａ，１０ａ、後端縁３ｂ，１０ｂ、機内側端縁３ｃ，１０ｃ、および機外側端縁３ｄ，１０ｄで、公称表面８に収斂する。 バンプ側面の下方部分は、凹面であり、徐々に公称表面８に収斂する。 例えば、図２に示すように、バンプ前側面の下方部分９は前端縁３ａで公称表面８と徐々に収斂する。 代替案として、バンプの端縁のうち１つまたはそれ以上を、急激な不連続性を有するものとすることができる。 例えば、バンプ前側面の下方部分は点線９ａで示すような平面状にすることができる。 この場合、ショックバンプ９ａの前側面は、前端縁３ａで急激な不連続性を有して公称表面８に合致する。

図２は、自由流方向と平行であり、１個のバンプ３の中心を通過するＡ−Ａ線上の断面図である。 前後方向の断面Ａ−Ａの頂点７は、バンプ中心６から後方にオフセットする。

各バンプ３の頂点７は、バンプ弦の５０％位置より後方に配置し、一般的にはバンプ弦の６０％〜６５％の範囲に配置する。

遷音速において、通常翼の上面に直交する方向の衝撃を形成する。 図１および２は、「設計」運航条件（一般的に飛行エンベロープの巡航フェーズに関連する）をともに定義するマッハ数および揚力係数で航空機が運航する場合の衝撃位置４を示す。 この「設計」運航条件において、ショックバンプ３は、衝撃４において図２に示すようなラムダ状の波形パターンの広がった衝撃５を誘発するように配置して、ショックバンプ１０による第２シリーズを越える流れは十分に付着する。

ショックバンプ３は、図２に示すようにバンプの頂点７の少し前方で衝撃４を生じて最適に動作するとき、広がった衝撃足５は、ラムダ状の波形パターンを有し、この波形パターンは、バンプの前端縁に向かう単独の前方衝撃５ａ、および頂点７の僅か前方に位置する単独の後方衝撃５ｂを有する。 代替案として、単に１個の前方衝撃５ａを有する代わりに、広がった衝撃足は、扇状の列よりなる前方衝撃を有するラムダ状波形パターンを生ずるようにすることもできる。

ショックバンプ１０よりなる第２シリーズは、図３および４に示すような「設計外」運航条件に関連する高マッハ数または揚力係数でエアロフォイル（航空機翼）を運用するときに、翼表面に隣接して発生する衝撃１１の構造を変更するよう配置する。 揚力係数またはマッハ数が増加するとき、衝撃は図３に示す位置１１に後方に移動して、図４に示すようなラムダ状波形パターンを有する、広がった衝撃足１５を誘発するようにショックバンプを配置する。

渦発生器とは異なり、バンプは、動作しているとき（すなわち、衝撃がバンプ上で頂点直前に位置するとき）、流れがバンプ上に付着し続けるように、尖鋭な凸状端縁および尖鋭ポイントを有していないことに注意すべきである。 ３次元ショックバンプの特性は、バンプが最適に動作していないとき、すなわち衝撃がバンプ上であるがバンプ頂点の直前にないときに、バンプ後方で流れが剥れ易くなる。 この後方バンプ剥離は、１対の互いに逆向きに回転する長手方向渦１２，１３を流れ方向に沿って生成し、ＶＶＧと同様の高速打撃の確実な衝突を発生する。 これらの渦は境界層内にまたはすぐ上方に入り込む。 図１に示すような通常の運航条件で動作するとき、流れは完全に付着して、一般的なＶＶＧによる寄生抗力を防ぐ。 したがって、ショックバンプ１０は改善した飛行エンベロープおよび速度範囲をもたらす、または高速における荷重を低減する。

ショックバンプの第２シリーズは第１シリーズに対して僅かにオフセットし、したがって、第２シリーズのショックバンプ１０のいずれも、第１シリーズのいかなるショックバンプ３の中心のすぐ後方には位置しない中心を有する。

図５は１個のショックバンプ１０の中心を通過する横断面図であり、図６は平面図で見た一連の等高線（地図における等高線と同じ）、すなわち、ショックバンプが翼の上面に収斂する実線での設置面等高線、中間等高線２５、上面等高線２４を示す。 設置面等高線は、後方に拡開するノーズ部２０、およびバンプの後端縁でカスプ（尖端）状のポイント２１で合流する互いに対向する凹状側辺２２，２３を有して収斂するテール部を備える。 中間等高線２５のテール部は、１対の凹状の側辺を有し、これら側辺は等高線２５の後端縁で凸状の頂点となるよう合流する。 ショックバンプ１０は、前後方方向の中心線２６に対して側方に対称の形状である。

各個別のショックバンプ１０の詳細形状は、図示する形状から調節して、したがって「設計」運航条件においてバンプを越える流れを図１に示すように完全に付着するようにすることができる。 図３に示すようなマッハ数または揚力係数で運用するとき、衝撃足のいくつかの有益な修正が、１対の長手方向渦の形成に加えて生ずる。

ＶＶＧ機器により得られるのと同様の打撃緩和レベルを期待でき、このコンセプトは、タービンブレード、ナセル、パイロン、フィンおよび尾翼などの他の空力学的構造に応用できる。

図１の実施形態において翼の上面は、楕円形の設置面を有するショックバンプ３よりなる第１シリーズ、および第１シリーズの後方に配置するカスプ状のショックバンプ１０よりなる第２シリーズを備えるショックバンプのアレイを設ける。 しかし、本発明の別の実施形態（図示せず）において、両方のシリーズともに、ショックバンプをカスプ状にすることができる。

図７は、本発明の第２実施形態による航空機翼の上面の平面図である。 翼は、前縁１ａおよび後縁２ａを有し、それぞれ自由流方向に傾斜する。 翼の上面は、上面の表面から突出するショックバンプのアレイを担持する。 アレイは、ショックバンプ３０ａよりなる第１シリーズ、および第１シリーズの後方に配置したショックバンプ３０ｂよりなる第２シリーズを備える。

遷音速において、衝撃は翼の上面に対して直交する方向に生ずる。 図７は、「設計」運航条件で航空機を運用するときの衝撃位置４ａを示す。 この「設計」運航条件において、ショックバンプ３０ａは、図２に示すような、衝撃４ａにラムダ状波形パターンに類似した衝撃足を誘発するように位置決めし、ショックバンプ３０ａを越える流れが上面に対して十分に付着させる。

ショックバンプ３０ｂの第２シリーズは、図８に示すような「設計外」運航条件に関連するより高いマッハ数またはより高い揚力係数でエアロフォイルを運用するとき、翼表面に隣接して生ずる衝撃１１ａの構造を変更するように位置決めする。 第１実施形態におけるショックバンプと異なり、第２ショックバンプ３０ｂは第１シリーズのショックバンプ３０ａと同一形状である。

図９は、本発明による第３実施形態による航空機翼の上面の平面図である。 図９の実施形態は、図７および８に示す実施形態と同一ではあるが、この場合ショックバンプ３０ａ，３０ｂの２つのシリーズが、翼弦方向離間距離を少なくして配置した点で異なり、これにより、後方バンプ３０ｂの前端縁は、前方バンプ３０ａの後端縁寄りに位置し、したがって、２つシリーズは部分的にオーバーラップする。

図１０は、本発明による第４実施形態における航空機翼の上面の平面図である。 図１０の実施形態は、図１の実施形態と同一であるが、この場合前方のシリーズは１０個のショックバンプ３を有するのに対し、１個のショックバンプ１０のみを設ける点で異なる。 図１０は、翼幅方向に延びる衝撃４，１１を示す。 衝撃４が翼の翼幅方向部に大きな範囲にわたり広がるとともに、衝撃１１は比較的短く、後方ショックバンプ１０の個数が少なくて済む（この場合１個のみ）ことがわかる。

本発明は一つ以上の好適な実施形態につき説明したが、様々な改変または変更を、添付の特許請求の範囲で定義した本発明の範囲を逸脱することなく、加えることができる。