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技術 振動強制による失速抑制機能を持つエアフォイル

出願人 ラモートユニバーシティオーソリティフォーアプライドリサーチアンドインダストリアルデベロップメントリミテッド
発明者 イスラエルウィグナンスキーデビッドグリーンブラットアビセイフェート
出願日 1998年6月24日 (22年7ヶ月経過) 出願番号 1998-177732
公開日 1999年3月2日 (21年11ヶ月経過) 公開番号 1999-059594
状態 未査定
技術分野 飛行船・気球・飛行機
主要キーワード 鳥かん図 境界層分離 縦揺れ振動 定常運動 音響スピーカー 小包み 回転翼先端 縦揺れ運動
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図面 (20)

課題

回転翼航空機用途において、エアフォイル失速抑制を図る。

解決手段

エアフォイル上の少なくとも一ヶ所から流体を流すことによってエアフォイルの失速を抑制する方法。その位置は、エアフォイル上のどこであってもよいが、もしその位置がエアフォイル翼弦における前縁から4分の1内にあり、そして流体の流れが非ゼロ純量の流れであるなら、1を超えるストルーハル比によって表される周波数で流体の流れを変調する。

概要

背景

近年、回転翼航空機は、主に垂直離着陸及びホバリング能力があるために、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。

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」 L. W. Carr, "Progress in the analysis 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。

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調査」 C. Shih, L. M. Lourenco and A. Krothapalli, "Investigation 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。

K.L.マッククラウド3世( McCloud III )、L.P.ホール( Hall )及びJ.A.ブレディー( 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 blowingboundary layer control applied to helicopter rotor",NASATN 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(「多孔性吸引面を持つの静的な、そして動的な流れ場発達」 "Static and dynamic flow field development about a porous suction surfacewing",AIAA-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( Gilbraith )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 dynamic stall through the application of leading edge roughness", Paper No 137, 18th European Rotorcraft 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 structures 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。

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 slat onthe dynamic stall of an oscillating airfoil",AIAA Paper 83-2533, AIAA/AHS Aircraft Design System 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, September15-18, 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薄板を付加することは、構造的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 separation without dynamic stall", Experiments in Fluids, 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", AIAA 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。

概要

回転翼航空機用途において、エアフォイルの失速抑制を図る。

エアフォイル上の少なくとも一ヶ所から流体を流すことによってエアフォイルの失速を抑制する方法。その位置は、エアフォイル上のどこであってもよいが、もしその位置がエアフォイル翼弦における前縁から4分の1内にあり、そして流体の流れが非ゼロ純量の流れであるなら、1を超えるストルーハル比によって表される周波数で流体の流れを変調する。

目的

効果

実績

技術文献被引用数
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請求項1

各々の間に翼弦区画形成する前縁後縁とを持つエアフォイル失速を抑制する方法であって、(a)前記翼弦における前記前縁からおよそ4分の1以内にある、前記エアフォイル上の少なくとも一ヶ所を通して流体を流すこと、なお、前記流れが非ゼロ純量の流れである場合は、およそ1を超えるストルーハル比で表される第一の周波数で前記流れを変調し、(b)前記翼弦における前記前縁からおよそ4分の1を超える位置にある、前記エアフォイル上の少なくとも一ヶ所を通して前記流体を流すこと、の中から選択するステップからなる方法。

請求項2

前記流体がガスである請求項1に記載の方法。

請求項3

前記ガスが空気である請求項2に記載の方法。

請求項4

前記翼弦における前記前縁からおよそ4分の1以内にある前記少なくとも一ヶ所を通る前記流体の前記流れが振動性を持つ請求項1に記載の方法。

請求項5

前記翼弦における前記前縁からおよそ4分の1を超える位置にある前記少なくとも一ヶ所を通る前記流体の前記流れが定常である請求項1に記載の方法。

請求項6

前記翼弦における前記前縁からおよそ4分の1を超える位置にある前記少なくとも一ヶ所を通る前記流体の前記流れが、非ゼロ純量の流れであって、およそ1を超えるストルーハル比によって表される第二の周波数で変調させる請求項1に記載の方法。

請求項7

前記翼弦における前記前縁からおよそ4分の1を超える位置にある前記少なくとも一ヶ所からの前記流体の前記流れが振動性を持つ請求項1に記載の方法。

請求項8

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であって、前記エアフォイルの前記表面上の一ヶ所に隣接する前記媒体に振動を起こすステップからなる方法。

請求項9

前記振動が、前記少なくとも一ヶ所に位置する振動性機械的装置を用いて確立される請求項8に記載の方法。

請求項10

前記振動が、前記少なくとも一ヶ所を通して流体を流すことによって確立される請求項8に記載の方法。

請求項11

前記流体がガスである請求項10に記載の方法。

請求項12

前記ガスが空気である請求項11に記載の方法。

請求項13

媒体を介して移動するエアフォイルであって、(a)上面と、(b)下面と、なお、前記上面及び前記下面が前縁及び後縁において当接して前記上面及び前記下面の間に内部を区画形成し、前記前縁及び前記後縁がそれらの間に翼弦区画形成し、(c)(i)前記上面の、前記翼弦における前記前縁からおよそ4分の1を越える位置、

技術分野

0001

本発明は、迎え角が急速に連続的に変化する回転翼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。

背景技術

0002

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、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」 L. W. Carr, "Progress in the analysis 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調査」 C. Shih, L. M. Lourenco and A. Krothapalli, "Investigation 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 III )、L.P.ホール( Hall )及びJ.A.ブレディー( 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 blowingboundary layer control applied to helicopter rotor",NASATN 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(「多孔性吸引面を持つの静的な、そして動的な流れ場発達」 "Static and dynamic flow field development about a porous suction surfacewing",AIAA-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( Gilbraith )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 dynamic stall through the application of leading edge roughness", Paper No 137, 18th European Rotorcraft 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 structures 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 slat onthe dynamic stall of an oscillating airfoil",AIAA Paper 83-2533, AIAA/AHS Aircraft Design System 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, September15-18, 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薄板を付加することは、構造的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 separation without dynamic stall", Experiments in Fluids, 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", AIAA 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。

発明が解決しようとする課題

0007

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。

課題を解決するための手段

0008

本発明は、間に翼弦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。

発明を実施するための最良の形態

0013

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16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22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16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10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、18、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、ff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16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10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, "Oscillatory blowing, a tool to delay boundary layer separation",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

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34、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

すべての失速実験は、365mm NACA 0015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1mm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 ≦0.3x106 に制限した。すべての圧力データデジタル化し、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( R. A. 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 aerodynamics for a range of angles ofattack including stall",NASATechnical 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に発生した噴流熱線較正を、層流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. Wygnanski, "Oscillatory blowing, a tool to delay boundary 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Δα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 DSV のかなりの減弱暗示する。

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 CDp 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」 B. J. Brinkworth, An Introduction To Experimentation, Second Edition, The English Universities 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 CL (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. Wygnanski, "Delay of airfoil stall by periodic excitation", Journal of Aircraft, Vol. 33 No. 4, pp. 691-698 (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8A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 Methodsin 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11C)、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12B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13B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

0047

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2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2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5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6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9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9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(暴走可動域)のグラフによる比較である。
図9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10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10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 CM エクスカーションのグラフによる比較である。
図10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 CDp 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12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12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13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13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。

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0048

10エアフォイル
16前縁
18後縁
22翼弦
24 媒体

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