【発明の詳細な説明】 【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。 【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。 【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」 LW 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, LM 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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【００２４】Ｒ． Ａ． ピジアリ（ RA 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。 【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）。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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」 BJ 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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【図面の簡単な説明】 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【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。 【符号の説明】 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 |
