Aerodynamic structure having a non-regular intervals of shock bump

本発明は、空力学的構造の表面から突出する一連のショックバンプのシリーズを備える、該空力学的構造に関し、さらに、このような構造の運用方法に関する。

非特許文献１（Holden, HA and Babinsky, H. (2003) Shock/boundary layer interaction control using 3D devices In: 41 ^st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, January 6-9, 2003, Reno, Nevada, USA, Paper no. AIAA 2003-447）に記載されているように、遷音速流が３−Ｄショックバンプ上を通過すると、超音波の局部条件が、衝撃下部にラムダ波形パターンの広がった衝撃足を誘発する。

従来、このようなバンプのシリーズは、不等間隔で構造にわたり分布させる。

特許文献１（米国特許出願公開第２００６／００６０７２０号明細書）では、衝撃制御突起を使用して、翼部下面から離れる方向に延びる衝撃を発生する。

本発明の第１態様は、空力学的構造の表面から突出する一連のショックバンプのシリーズを備える、該空力学的構造を提供し、この空力学的構造は、隣接するバンプ間の間隔が不均一となるように、ショックバンプを空力学的構造にわたり分布させることを特徴とする。

一般に、各ショックバンプは、前端縁、後端縁、機内側端縁、機外側端縁を有する。 これらショックバンプは、その端縁で徐々に空力学的構造の表面に収斂させる、または、バンプ端縁のうち１つまたは複数の端縁で、急激な不連続性を有する凹状部を設けることができる。

一般に、各ショックバンプは、ほぼ尖鋭な凸状端縁または尖鋭なポイントを有さないようにする。

一般に、ショックバンプの形状および位置は、構造が遷音速で移動すると、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形成されるであろう衝撃の構造を変更するような、形状および位置とする。 このことは、衝撃制御突起を使用し、該衝撃制御突起がない場合には存在しない衝撃を発生させることを記載する特許文献１とは対照的である。

本発明の第２態様は、本発明の第１態様による空力学的構造の運用方法を提供し、この方法は、遷音速で構造を移動させるステップと、一連のショックバンプのシリーズに隣接する衝撃を生ずるステップと、ショックバンプにより衝撃の構造を変更するステップと、を備える。

ショックバンプは、隣接するバンプ中心間および／または隣接するバンプ端縁間の間隔が不均一となるように分布させることができる。

空力学的構造としては、航空機翼、水平尾翼または操縦翼面等のエアロフォイル、ナセル、パイロン、安定板（フィン）等の航空機構造、またはタービンブレード等、他のタイプの空力学的構造がある。

エアロフォイルの場合、ショックバンプは、エアロフォイルの高圧面（すなわち、航空機翼の場合では下面）上に配置することができるが、ショックバンプを設ける表面は、エアロフォイルの低圧力面（すなわち、航空機翼の場合では上面）とするのがより好ましい。 また、各ショックバンプは、一般に、エアロフォイルの後縁寄りに配置する頂点を有し、換言すれば、頂点は、バンプ弦の５０％位置よりも後方に配置する。 各バンプ頂点は、単独ポイントとする、または平坦面とすることができる。 平坦面とする場合、この平坦域の前端縁は、エアロフォイルの後縁寄りに配置する。

本発明の種々の好適な態様を、従属請求項で説明する。

本発明の実施形態を、以下添付図面につき、説明する。

本発明の第１実施形態による一連のショックバンプのシリーズを有する航空機翼の頂面における平面図である。

１個のショックバンプの中心を通過するＡ−Ａ線上の断面図である。

本発明の第２実施形態による一連のショックバンプのシリーズを有する航空機翼の頂面における平面図である。

本発明の第３実施形態による一連のショックバンプのシリーズを有する航空機翼の頂面における平面図である。

本発明の第４実施形態による一連のショックバンプのシリーズを有する航空機翼の頂面における平面図である。

図１は、航空機の翼の上面における平面図である。 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。

一連のショックバンプの設置面積は、図１に参照符号３で示す。 図２は、１個のショックバンプの中心を、自由流方向に平行なＡ−Ａ線上の縦断面図である。

各ショックバンプは、翼の公称表面から突出し、前端縁３ａ、後端縁３ｂ、機内側端縁３ｃ、および機外側端縁３ｄで公称表面８に収斂する。 バンプ側面の下方部分は凹面状とし、公称表面８に徐々に収斂する。 例えば、図２では、バンプ前面の下方部分９は、前端縁３ａで徐々に公称表面８に収斂する。 代案としては、バンプ端縁のうち１つまたは複数の端縁で、急激な不連続性を有する凹状部を設けることができる。 例えば、バンプの前面の下方部分は、破線９ａで示すように平面とすることができる。 この場合、ショックバンプの前面９ａは、前端縁３ａで急激な不連続性を有して、公称表面８に合流する。

前後方向の断面Ａ−Ａの頂点７は、バンプ中心６を後方にオフセットする。 各ショックバンプ３の頂点７は、バンプ弦の５０％位置より後方に配置し、一般に、バンプ弦の６０〜６５％の範囲における位置に配置する。

遷音速では、掃引する衝撃４が翼の上面に対して直交するよう生じ、図２に示すラムダ状波形パターンの衝撃足５を誘発することによって、衝撃の構造を変更するような位置にショックバンプ３を配置する。 図２に示すように、衝撃４がショックバンプ３の頂点直前にある最適条件でショックバンプ３が運用されるとき、衝撃足５は、バンプ前端縁寄りの単独前方衝撃５ａ、および頂点の僅か直前に位置する単独の後方衝撃５ｂを備えるラムダ状波形パターンを有する。 案としては、単独の前方衝撃５ａのみを有する代わりに、衝撃足は、扇形の一連の前方衝撃を備えるラムダ状波形パターンを有するようにすることもできる。 渦発生器（ボルテックス・ジェネレータ）とは異なり、ショックバンプは、尖鋭な凸状端縁または尖鋭なポイントを持たないので、バンプが最適条件で運用されるとき（すなわち、衝撃がバンプにおける頂点の直前に位置するようになるとき）、流れは、バンプ上に付着したままになることに注目されたい。

図１に示すように、ショックバンプ３の中心は、自由流の方向に対して傾斜し、衝撃４の僅かに後方に位置するラインに沿って、翼にわたり分布させる。

ショックバンプ３は、隣接するバンプの中心間に不均一な間隔を有する。 すなわち、機内側バンプ対の中心間距離ｄ１は、機外側バンプ対の中心間距離ｄ２よりも大きい。 各ショックバンプは、同一の寸法および形状を有しているので、隣接するバンプ端縁間の間隔も不均一となる。

図３は、より長い一連のショックバンプ３よりなるシリーズを示し、これらショックバンプ３も、隣接するバンプ中心間に不均一な間隔の距離ｄ１〜ｄ６を有するよう、翼にわたり分布させる。 距離ｄ１〜ｄ６は、以下の関係、すなわち、
ｄ１＞ｄ２＞ｄ３＞ｄ４＜ｄ５＜ｄ６
を満たす。

すなわち、バンプ中心間の間隔は、バンプシリーズにおける中間位置で最小（ｄ４）となる。 各ショックバンプは、同一の寸法および形を有しているので、隣接するバンプ端縁間の距離に関しても、同一の間隔関係が存在する。

図４は、一連のショックバンプ３ａ〜３ｃのシリーズを示し、これらショックバンプ３ａ〜３ｃは、隣接するバンプ中心間の間隔が均一になるよう翼にわたり分布させる。 しかし、これらショックバンプは、自由流の方向に直交する方向に異なる幅を有しているので、隣接するバンプ端縁間の最短距離ｓ１〜ｓ５は、以下の関係、すなわち、
ｓ１＞ｓ２＞ｓ３＞ｓ４＜ｓ５
を満たす。

すなわち、バンプ端縁間の間隔は、バンプシリーズの中間位置で最短（ｓ４）となる。

図５は、一連のショックバンプ３ａ〜３ｃよりなるシリーズを示し、これらショックバンプ３ａ〜３ｃは、隣接するバンプ中心間の間隔が不均一となるよう翼にわたり分布させ、さらに、自由流の方向に対して直交する方向に異なる幅ｗ１〜ｗ３を有するよう、翼にわたり分布させる。 バンプ間の間隔は、ショックバンプ３ｃ間で最短となり、幅は、以下の関係、すなわち、
ｗ１＜ｗ２＜ｗ３
を満たす。

衝撃４の強さは、荷重分布および表面ジオメトリ（形状）にしたがって、翼のスパン（全長）にわたり変動する。 個別のショックバンプのそれぞれに対して、結果として生じる流れの摂動は、自由流の方向に対して側方に、多少直交する方向に、かつバンプの周りに対称的に、ラムダ状衝撃足の形態で拡散するであろう。

ショックバンプの正確な表面ジオメトリは、最小数の衝撃波を有する角度付き表面から、同様の結果をもたらす無数の波を有する（図２に示すような）滑らかに推移する表面まで、多岐にわたり変化させることができる。 マッハ数は実体値に近似するので、バンプによって生じる摂動は、側方（横方向）に広がる。 ショックバンプによって誘発される波形パターンの側方減衰は緩慢となり、そのため、減衰効果は、翼幅方向から離れる種々のバンプ高さ位置で感知されることができる。 これら摂動がどのように後続バンプの性能に影響を与えるかを確認することができ、そのため、最適間隔およびジオメトリ（形状）を規定することができる。

ショックバンプ間の不均一な幅および／または中心間の間隔は、翼幅方向（スパン）にわたる衝撃強度の関数として、最小個数のバンプで最大造波抗力軽減をもたらし、所定の造波抗力軽減に対する翼重量ペナルティの最小化をもたらすよう編成する。 改修荷重分布を変更することによっても、より一層抗力低減をもたらすよう、規定することができる。

例えば、図３〜５の実施形態では、翼幅（スパン）方向に沿う距離の約７０％位置でバンプ間隔が最小となるように、バンプの寸法およびバンプ間の間隔を選択することができる。 この位置は、一般に、最大マッハ数および最大局部揚力係数の位置であり、したがって、より高密度なショックバンプを、翼付根部分または翼端部分よりもこの領域に設けると、より一層有利となることができる。

本発明は、１つまたはそれ以上の好適な実施形態につき説明したが、添付の特許請求の範囲に記載する本発明の範囲から逸脱することなく、種々の改変または変更を施すことができることは理解できるであろう。