航空機の翼端渦を低減するための小翼延長部

专利摘要:
本発明は、前縁および後縁を備える小翼延長部に関し、この小翼延長部は翼の外側端部に取り付け可能であり、ここでその前縁の少なくとも一部分は実質的に直線であり、その前縁の直線部分は、翼の前縁後退角よりも大きい前縁後退角を有し、その小翼延長部のローカルデプスは翼への結合のための結合領域と、小翼延長部の外側端部との間において徐々に減少する。本発明の小翼延長部により、三角翼において、渦破壊領域はその小翼の直後に位置され、この渦破壊領域の結果、翼端渦の核が破壊され、最終的に不安定となり、その結果、航空機の翼端渦は減少されることができる。本発明はさらに、本発明に係る小翼延長部を備える翼、およびそのような翼を備える航空機に関する。
公开号:JP2011506160A
申请号:JP2010536487
申请日:2008-12-08
公开日:2011-03-03
发明作者:ローラント ケルム
申请人:エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー；
IPC主号:B64C3-10

专利说明:

[0001] 本発明は、航空機の翼端渦を減少させるための小翼延長部に関する。本発明はさらにまた、航空機の翼端渦を減少させるように適合された、航空機の翼に関する。]
背景技術

[0002] 揚力を生成する翼型を備える全ての航空機は、物理法則のため、翼端渦を発生させる。翼に揚力を生成する物理的機構は、翼の上面に沿って受けるほど加速を受けない翼の下面に沿った、フライト中の気流からなる。この結果、翼の上面に比して翼の下面により大きな圧力がかかる。このため、翼周囲を流れる空気は、翼の下面と上面との間で均圧化を図ろうとする。これにより、小翼周囲に気流が生じ、その気流は小翼周囲の圧力勾配によって偏向された空気流となる。その結果、翼の上面では、小翼から離れる方向への速度成分（ｓｐｅｅｄ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ）が生じ、他方で、翼の下面では、翼幅方向において、小翼の方への速度成分が生じる。小翼周囲のこのような空気流は、層状となった空気流の結果として、空気が円形の動きをし、この結果、航空機の背後において、ウェーク状（ｗａｋｅ−ｌｉｋｅ）に伝播する渦を生成する。より大きな航空機においては、このような渦が非常に生成されるので、より小さな航空機がこれらの渦中へと飛行すると、墜落による深刻な被害を被る。一般に、これらの渦は非常に高い安定性を有するので、結果として、渦が生成された後、数分もの間、存在し得る。この過程で、渦の強さは、とりわけ航空機の大きさや重量に依存し、それらから、離陸している航空機と着陸している航空機との間の最短距離（「間隔」）が規定される。渦の強度が低いほど、遵守されるべき間隔距離は短くなる。乗客数の増加と、それに伴う航空機サイズの増加の傾向により、理論的には、航空機はますます強い翼端渦を生成し、その結果、要求される間隔距離が増加する。しかしながら、そのような間隔距離の増加や、その結果としての離着陸の頻度の低下は、目的とする乗客数の増加を妨げてしまうものであり、それゆえ、翼端渦の強さを減少させるためのオプションが創造される必要がある。]
[0003] 先端技術からは、翼端渦を減少できるデバイスおよびシステムが公知である。例えば、特許文献１では、航空機の翼の外端部に取り付けられた構成部品が、周期的な回転（ｓｗｉｖｅｌ）運動によって、翼の外側部分の領域における、空気の渦巻き作用を妨げ、その結果、翼端渦を減少させ、結果として、生じる翼端渦をも減少させる。このようなシステムは、それが動的なシステムであり、比較的手の込んだものであり、コストが大きく、かつ維持する負担が大きく、さらに、小翼における疲労破損を導き得る振動による負荷を発生させる点で不利益が付随する。]
[0004] さらなるシステムが特許文献２から公知であり、ここで、航空機の各翼に、少なくとも１つの渦生成器が配置される。この渦生成器は、干渉渦を生成し、その回転方向は、翼で生じる翼端渦の回転方向と逆であり、この翼端渦は結果として、その安定性が損なわれ、航空機の後方で衰える。これらの追加の干渉渦は、内側および外側の着陸用フラップの特定の構成においてのみ、十分な程度まで安定して生成可能でしかないという点、および、さらに、それらが増加された抗力を生成するという点において、このシステムには不利益が付随する。このことは、上述の公報において提示されるように、翼の上面に配置されたフィンが、恒久的に干渉渦を生成するために利用される場合、特にそうである。]
先行技術

[0005] ドイツ国特許第ＤＥ１０ ２００５ ０１７８２５ Ａ１号明細書
ドイツ国特許第ＤＥ １９９ ０９ １９０ Ｃ２号明細書]
発明が解決しようとする課題

[0006] 本発明の課題は、上述の不利益を低減するか、または完全に除去することである。特に、本発明の課題は、簡素なシステム、理想的には、加速された渦の衰退をサポートし、それにより、離着陸の間の航空機の後方に存在する翼端渦を著しく減少させるパッシブシステムを提案することである。]
課題を解決するための手段

[0007] 本発明は、請求項１に規定されるような、すなわち、前縁および後縁を備え、この小翼延長部は翼の外側端部に取り付け可能であり、ここでその前縁の少なくとも一部分は実質的に直線であり、その前縁の直線部分は、翼の前縁後退角よりも大きい前縁後退角を有し、その小翼延長部のローカルデプス（ｌｏｃａｌ ｄｅｐｔｈ）は翼への結合のための結合領域と、小翼延長部の外側端部との間において徐々に減少する、小翼延長部によって、本発明の課題を達成する。この小翼延長部は、三角翼と一緒に発生する渦破壊の現象といった利点を有する。三角翼との関連においては、特に、より大きな迎え角において、三角翼によって生成される翼端渦が次第に不安定となり、「破壊」されることが知られる。翼の設計に応じて、迎え角および速度、いわゆる「渦破壊（ｂｕｒｓｔ）領域」は、翼の背後の位置から、できるだけその翼の領域へと移動し、特に、翼の前縁の後退によって影響され得る。前縁の小さい後退（例えば４５°）を有する三角翼は、より大きい前縁の後退（例えば７０°）と比較した場合、渦破壊の始まりをより小さい迎え角へとシフトさせる。小翼が適切な前縁の後退を有するように変更される場合、翼端渦の衰退は良好に影響される。この構成において、小翼延長部の前縁は厳密に直線である必要はなく、一部分においてのみ直線であってよい。これにより、例えば、二重三角翼、またはストレークを有する翼、あるいは、コンコルドの翼型と類似する湾曲した翼などの場合のように、ねじれを備える等、様々な代替的な前縁の形状をもたらす。この構成において、小翼における小翼延長部の形状は、離着陸時に共通する迎え角において、渦の破壊が、前縁と後縁との間の領域において、またはさらに背後においてわずかのみ生じるように、設定される。結果として、生じた翼端渦は、破壊されつつある渦の核によって、その状態から始まり、翼端渦全体は、従来の小翼の場合よりも著しく迅速に衰退する程度に影響される。]
[0008] さらなる有利な実施形態が従属の請求項において述べられる。]
[0009] さらに、本発明の課題はまた、航空機の翼端渦を低減するように設計され、かつ上述の説明に係る翼の外側端部に取り付けられた小翼延長部を備える、航空機の翼によって達成される。]
[0010] 最後に、本発明の課題はまた、上述の基準に係る翼を備える航空機、ならびに、第１の独立請求項およびそれに関連する従属請求項に係る小翼延長部の使用によって達成される。]
[0011] 以下において、本発明は図面を参照してより詳細に説明される。図面において同一の構成部品は同様の部材符号を有する。]
図面の簡単な説明

[0012] 図１は、小翼延長部の第１の例示的な実施形態での翼部分の線図である。
図２は、小翼延長部の第２の例示的な実施形態での翼部分の線図である。
図３は、小翼延長部の第３の例示的な実施形態での翼部分の線図である。
図４は、本発明に係る小翼延長部のさらなる変形の線図である。] 図１ 図２ 図３ 図４
実施例

[0013] 図１は、本発明に係る小翼延長部の概略的な設計を示す。この図は、前縁４、後縁６、および翼の外側端部８を有する翼部分２を示す。この小翼延長部１０は、翼の外側端部８に配置され、例えば、適切な結合手段、例えばリベット打ち、溶接、ボンディング、ボルト締め、積層等により、その翼の外側端部８に結合される。このため、小翼延長部１０は結合領域１２を備える。] 図１
[0014] 本発明に係る小翼延長部１０はまた、前縁１４および後縁１６を備える。前縁１４は、翼の前縁４と比較した場合、明らかにより後退（ｓｗｅｐｔ）しており、明らかなよじれ（ｋｉｎｋ）が、小翼延長部１０と翼２との間の結合位置における前縁４および１４において生じる。図１においてφｓで示される角度は、本発明に係る小翼延長部１０の前縁後退角を示す。翼２の前縁後退角はφｖで示される。一般的には、通常の民間航空機では、その巡航速度は遷音速範囲にあり、φｖはおよそ２５〜３０°である。図１において、小翼延長部１０の前縁後退角φｓはおよそ６０°である。] 図１
[0015] 小翼延長部１０の急な後退の結果、離着陸段階の間、翼端渦の核が小翼の後方で破壊され、その結果、渦が比較的迅速に衰退して、それに従って翼端渦の発生を著しく減少させる程度に渦が不安定となるように、三角翼に内在的な渦破壊領域が配置される。]
[0016] 大きさ、特定の航空力学、およびさらなる境界条件に依存して、前縁後退角φｓは、図１に示される角度より、より小さく、またはより大きくなるように選択可能である。各々の場合において、離陸および／または着陸の間に設定されている迎え角は遵守されるべき設計点であるので、三角翼の効果はこの角度において十全な利点を示す。特に、４０°〜７５°の範囲の角度が想定可能である。] 図１
[0017] 図１の例示的な実施形態において、本発明の小翼延長部１０の後縁１６は、翼２の後縁６と平行して延在する。その結果、翼および小翼延長部を備える構成の後縁全体は一様であり、というのも、三角翼の効果に関連して、小翼延長部の後縁を特殊に設計する必要がないからである。] 図１
[0018] これとは対照的に、図２は、本発明の小翼延長部１０の例示的な実施形態を示し、ここで、小翼延長部１０の後縁１６は、翼２の後縁６と比較した場合、より大きく後退しているので、２つの後縁６および１６の遷移領域においても、ねじれが生じる。図１および図２の例示は、翼２に配置された小翼延長部１０の外側端部が頂点を備えるように、前縁１４および後縁１６が小翼延長部１０の先端１８で交わる点で共通の特徴を有する。] 図１ 図２
[0019] 図３は、本発明に係る小翼延長部１０のさらなる例示的な実施形態を示し、この小翼延長部１０において、上述の小翼延長部１０の外側端部１８は、頂点を形成せず、それに代わって、航空機の長手方向軸と実質的に平行となるように延在する端部２０を形成する。その結果、後縁１６および前縁１４は常に互いに間隔を隔てている。小翼延長部の後縁１６および翼２の後縁６が互いに平行して延在し、その後退角φｓが比較的小さい場合、小翼延長部１０は、最初の２つの例示的実施形態における場合と同じように頂点を形成するためには、航空機の断面方向に、不必要に延在しなければならない。] 図３
[0020] 三角翼の効果を増加させるために、全ての示された小翼延長部１０に対して、凸状に反らせること（ｐｏｓｉｔｉｖｅｌｙ ｗａｒｐ）がさらに提供され得る。これは、図４に概略的に示されるように、小翼延長部１０の局所形状２２の各々の迎え角が外側端部１８に向かって膨らんでいることを意味する。このように、特に、航空力学の建造に関連した、または視覚的理由のため、より大きな迎え角が必要とされる場合、翼２および小翼延長部１０との間の調和した遷移を得ることができる。同時に、反らされることで、より大きな後退角φｓを満たすことができ、その結果、特に、遷音速流において、小翼延長部１０の抵抗挙動が改善可能である。この点で、小翼延長部１０の形状２２は、丸まった形状の前縁を有する従来の翼形状形である必要はない。三角翼の効果を利用するためには、確実な方法で渦破壊領域が生じるように、先細りするように、平らな板状の形状を利用するか、またはその形状の前縁を設計することで十分である。] 図４
[0021] 本発明に係る小翼延長部１０の例示的な実施形態は本発明の限定として解釈されるべきではない。本発明は特許請求の範囲の主題によってのみ画定される。特に、本発明は、翼または小翼延長部の特定の後退角に限定されず、約４０°〜７５°の間の任意の後退角が想定可能であり、それらの後退角を、当業者は、航空力学的状況、航空機の大きさ、および航空機の速度等を考慮することによって、選択してもよい。]
[0022] さらに、「備える、含む、有する（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」は他の要素または工程を排除せず、「１つの（ａ）または（ａｎ）」は複数を排除しないことに留意されたい。さらに、上述の例示的な実施形態のうちの１つを参照して記載された特徴または工程は、上述に記載された他の例示的な実施形態の他の特徴または工程と組み合わせて用いられることができる。特許請求の範囲における参照符号は限定として解釈されるべきではない。]

权利要求:

請求項1
翼端渦を減少させるための、航空機の翼（２）のための小翼延長部（１０）であって、部分的に、実質的に直線である前縁（１４）と、前記翼（２）の結合領域（１２）に取り付け可能である後縁（１６）とを備え、前記前縁（１４）の直線部分は、前記翼（２）の前縁後退角よりも大きい前縁後退角を有し、前記小翼延長部（１０）のローカルデプスは、前記結合領域（１２）における前記翼（２）のローカルデプスに対応し、前記小翼延長部（１０）のローカルデプスは、前記翼（２）への結合のための結合領域（１２）と、前記小翼延長部（１０）の反対側の端部との間において徐々に減少する、小翼延長部（１０）。
請求項2
前記後縁（１６）は実質的に直線である、請求項１に記載の小翼延長部（１０）。
請求項3
前記後縁（１６）は、前記翼（２）の後縁（６）と実質的に平行であるように延在している、請求項１または請求項２に記載の小翼延長部（１０）。
請求項4
前記前縁（１４）および前記後縁（１６）は、前記小翼延長部（１０）の外側端部が頂点（１８）を形成するように、一点に収束する、請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）。
請求項5
前記前縁（１４）および前記後縁（１６）は、前記小翼延長部（１０）の前記外側端部において、互いに間隔を隔てている、請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）。
請求項6
前記後縁（１６）は、前記翼（２）の後縁後退角よりも大きい後縁後退角を有する、請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）。
請求項7
前記小翼延長部（１０）は、前記小翼延長部（１０）の局部の迎え角が外側に向けて増加するように、凸状の反りを有する、請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）。
請求項8
前記前縁後退角は４０°〜７５°の範囲である、請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）。
請求項9
前記前縁後退角は実質的に６０°である、請求項１から請求項８のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）。
請求項10
前記前縁後退角は実質的に７０°である、請求項１から請求項８のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）。
請求項11
断面形状（２２）が実質的に平らであるか、または、少なくとも前記前縁（１４）において先細りする、請求項１から請求項１０のいずれか一項に記載の小翼延長部。
請求項12
航空機の翼（２）であって、前記翼は、前記航空機の翼端渦を減少させるように設計され、前記翼（２）の結合領域（１２）に配置される、請求項１から請求項１１のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）を備える、翼（２）。
請求項13
請求項１２に記載の翼（２）を備える航空機。
請求項14
航空機の翼端渦を減少させるための、請求項１から請求項１１のいずれか一項に記載の小翼延長部（１０）の使用。