JPH01500742A - 遷音速翼の設計手順 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 遷音速翼の設計手順 技術分野 本発明は飛行機の翼の設計手順に関する。特に、本発明は、遷音速で操作される 高性能な翼を設計する手順に関する。遷音速は、飛行速度が飛行機の回りの気流 膨張（及び加速）が超音速気流領域となり、従って衝撃波を潜在的に有する混合 （亜−超音速）気流設計問題となる音速以下の飛行速度範囲制度を参照している 。

背景技術 代表的に、性能の要求が定義されると、通常の寸法研究が基本翼形状（後退角、 先細、厚さ及び縦横比）を決定するために導入されている。その後、二次元翼形 状の設計が設計者の経験に従って、翼の風洞実験を繰り返し、或はコンピュータ による数値及び解析技術を使用して開発されている。その後、この二次元設計が 三次元翼形状の基本として使用される。

二次元翼断面から開発された三次元翼が風洞実験或は検査飛行で実施されること が殆ど常である。性能の特性は、二次元断面特性を基礎とする元の予想性能に一 致するとは限らない。何故特定の設計が性能の要求を満たさないのかの説明に種 々の理由が主張されるが、このような説明は、通常、翼が良好な性能のために変 形できることに関して情報を形成することに助成的でない。これの代わりに、満 足した設計になるまで設計を繰り返し実験的に変化させ、風洞実験を繰り返し形 成することが必要である。このような試行錯誤の接近法が極端に高価で、常に許 容できる性能の翼を製造するとは限らず、従来の翼設計法の有用性に関する重要 な論争点を投げ掛けている。三次元分析或は計算機による技術は、抵抗レベルを 予想することが出来ないが、翼の性能を見積もる要求を自然に発展させて、翼の 設計用の実現に妥協している。

発明の開示 本発明によれば、翼は、第１に性能の要求を定義する従来の段階を使用し、翼の 寸法を導入する要求を使用して設計される。

本発明によれば、次の段階が真上の衝撃波の寅際の位置に関して翼の航空力学的 後退角Ａを決定することである。この段階は、次の段階で、翼形断面毎に、二次 元マツハ数Ｍｌ−ｏが三次元マツハ数Ｍ、−０に航空力学的後退角の余弦値ｃｏ ｓΔを乗算することによってめられ、二次元揚力係数Ｃｔｚ−０が航空力学的後 退角の余弦値の２乗ｃｏｓ２Ａで計算されている。

従って、二次元翼形の形状は、二次元マツハ数及び二次元揚力係数要求を基礎と して決定される。その後、三次元における翼の形状は、翼の翼弦線に沿った一連 の位置で、翼の局所後退線と直交する斜行翼弦線の湾曲構造に沿って翼における 翼形を配置して定義される。

本発明によれば、上記の方法が翼の根元から翼端までのスパンに沿って複数の位 置の各々毎に形成されてもよい。

勿論、本発明は、二次元気流模擬（シュミレーション）技術によって結果の三次 元翼の性能を評価することも包含している。

設計の評価及び改良の段階は、要望した予言性能特性が達成されるまで繰り返し 形成してもよい。

図面の簡単な説明 本発明を容易に効率良く実行するためには、添付図面を参照して説明される。

第１図はｘ−Ｙ面における翼形の二次元断面図、第２図は従来の設計分析に使用 された無限、セン断非先細翼の部分の概念図、第３図は従来の有限先細翼の概念 図、第４図は本発明による湾曲した翼形を持つ有限先細翼の概念図、第５Ａ図〜 第５Ｆ図は本発明による第５Ｇ図の翼形のための一連のマツハ数毎の後退先細理 論と結合された二次元翼形解析を用いた圧力分布相関を示す図、第６図は単純後 退理論を使用した比較値と比較するための第５Ａ図〜第５Ｆ図で得られた状態を 示した表、第７図は本発明による後退先細理論の使用で達成された改良された予 想抵抗を示す図である。

発明を実施するための最良の形態 ジェット飛行機は、音速より遅い速度で運行できるが、翼に亙る空気の流れが潜 在的に超音速領域を含むことが公知である。

遷音速における飛行速度は衝撃波を翼上に存在させる。この衝撃波は、速度が増 加すると抵抗度を増加させ、従って飛行機の性能に制限を生じさせている。それ 故、翼を設計するときには、深刻な衝撃波を示す鋭い大きな圧力変化より少なく て徐々に圧力変化する弦状の圧力外形を有することが好ましい。

従来の翼設計は、翼後退角毎に単純な調整を有する二次元気流効果のみを考慮し ていた。このような従来の手順によれば、翼が第１図のＸ−Ｙ面における１組の 共有座標によって定義された等高線を追従する翼形１０を基本に設計される。し かし、翼は三次元空間による等高線で定義されなければならない。遷音速領域で 使用された翼が先細（テーパ）及び後退角（スィーブ）を持たなければならない 。翼弦長先細は翼重量を減少させるために構造的理由から使用されている。後退 角は、衝撃波を通過する気流速度を減少させることによって造波抗力を減少させ ている。

二次元翼形設計においては、衝撃波が可能な限り弱くなるように断面圧力外形を 等高線化する企てがなされた。断面厚さ、揚力及びマツハ数は、この理想的企て にいかに近付くかの限界を定義している。しかし、この範囲式は、幾らかの強度 の衝撃波が発生される速度で飛行機が飛んだならば、最大範囲が得られるであろ うことを通常示している。

設計された二次元特性は、後退及び先細が導入された時に通常消失する。これは 、圧力外形が設計時より異なり、抵抗が予想値より通常高い時に、翼の性能を低 くさせる。

第２図は、翼に亙る気流速度Ｍ−に直交する方向に関して後退角Ａで配置された 無限後退翼パネル１１の部分を概念的に示している。単純後退理論によれば、速 度が２成分に分解される。

第１成分は翼パネルに平行な成分であり、翼の性能に評価できる効果を期待でき ないので示さない。最も興味のある成分は翼パネル１１の前縁１２（及び前縁１ ２に平行な後縁１４）に直交する気流速度の垂直成分Ｍ、である。このＭＷのみ が翼パネル１１の圧力域の性質を決定する。

従って、単純後退理論は、設計者によって、ＭＮに平行な方向の直線で翼から導 かれた翼形を解析し、翼をＭ−ｃｏｓＡの速度°で解析し、圧力域を決定し、圧 力域をｃｊｓ”Ａで割算して、翼パネル１１の圧力域を定義することを許容する 。この単純後退理論は、設計者によって二次元に機能することができるが、後退 角を経由して三次元環境に結果を変換できない。

例えば、後退線に直交する翼形を抽出し、単純後退理論で与えられた二次元状態 を解析し、流れ方向に戻る結果の圧力を変換することによって、次の式が成立す る。

Ｃｐｓ−ｏ＝　Ｃｐｘ−ｏ　ｃｏｓ”Ａ　（１）但し、Ｃｐが圧力係数であり、 八が後退角である。

しかし、単純後退理論においては、翼パネル１１における衝撃波の位置、後退角 が常に同じであると仮定し、それが幾何学的特徴に連結している。従って、単純 後退理論の概念は、翼の後退角が前縁及び後縁間で変化する有限先細翼に展開し なければならない。

第３図は、有限先細翼１６において、前縁１８で後退角Ａ１から後縁２０で後退 角Ａ、までの後退角変化を概念的に示している。真上の衝撃波の後退が翼の位置 に依存している。飛行機がマツハ数の増加に対して翼迎え角を増加させるように 操縦されると、衝撃波が発達して、翼上で後ろに移動し、後退角を減少させ、抵 抗を増加させている。

従来の設計手順は、通常、翼１６の１／４翼弦線のスパン方向母線２２の位置が 二次元／三次元変換用の後退角を決定する仮定にたって呼ばれていた。この幾何 学的或は平坦後退角の手引きが翼の航空力学を考慮に入れず、翼が風洞或は飛行 検査された時に、初期設計基準から性能に偏差を育している。

従来の翼設計及び本発明による翼設計は、翼の性能要求を定義する初期段階から 開始している。

一度、翼の性能要求が最適に定義されると、従来の翼設計及び本発明による翼設 計における次の段階が翼の寸法決定である。

翼領域、負荷、後退角、先細、翼の厚さの基本パラメータ及び定義性能に必要な アスペクト比が決定される。このような決定後、従来の翼設計における次の段階 が定義パラメータを基本として二次元翼形の形状を決定することである。分析或 は数値解析手順によって特定の圧力特性を達成するためには、二次元翼形の詳細 等高線に対する多くの手引きが存在する。これらの手引きが当業者にとって公知 である。通常の議論は、Ａ、Ｂ、ノ蔦イネス氏のＴｈｅ　Ａｅｒｏｎｘｕｔｉｃ ｉｌ　Ｊｏｕｒｎａｌの８３巻８１９号１９７９年３月の’Ｃｏｍｐｕｔｅｒ− Ａｉｄｅｄ　Ｄｅｓｉｇｎ：　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ”で形成されている。

本発明の第１の意図によれば、二次元設計が実施される条件が定義される。ある 翼の揚力要求にとって、翼形毎に揚力要求及び翼形用の設計マツハ数を決定する ことが必要である。本発明によれば、翼は、翼の効果的後退が真上での衝撃波の 位置に束縛されることの発見を基礎として設計される。この位置は、翼が意図と した使用に最も有利なものとして「計画的に組込」める。これは、翼が使用中に 実際経験できない状態で、理想翼形の形状を設計する従来技術の困難性をなくし ている。

従って、本発明によれば、真上での衝撃波の実際の所望位置による翼の実際の航 空力学的後退角が選択或は定義できる。

この航空力学的後退角が決定された後、二次元における累月の速度或はマツハ数 は、次の式のように、三次元速度に航空力学的後退角の余弦値を乗算してめられ る。

Ｍ　２−Ｄ−Ｍ　Ｓ−ＯｃｏｓＡ　ｓｈｓｃｋｗａｖ＊　（２）翼形の揚力係数 は、三次元揚力係数を航空力学的後退角の余弦値の２乗値で割算して次のように められる。

ＣＬｚ−ｏ　−ＣＬ３−Ｄ／　ｅｏｓ”Ａ　＊　ｈａ　ａｋｗａｗｅ　（３）従 って、二次元翼形は、当業者にとって公知なように、所望の圧力域（衝撃波の位 置）から開始した試行錯誤、計算器による設計（ＣＡＤ）或は反復設計手順を用 いて設計される。

例えば、ホトグラフ設計法による経験は、超臨界翼形が次の経験則を満足して設 計されることを暗示している。

Ｍ、、＋ＣＬ／１０　＋　ｔ／ｃ　−０、９５（４）標準回答は、通常、航空力 学的影響係数行列式が展開され、反転され、次の式による翼平均表面用の境界状 態を示すカラム・ペクタによって乗算されることが要求される。

但し、ｐ、＝翼パネル圧力差、 Ａｗｗ−航空力学的影響係数行列式、 （ｄｚ／ｄｘ）　ｃ−翼形／翼矢高傾斜角、α−迎え角。

反転モードにおいてはプログラムの走行が変形してもよむ１゜従って、影響係数 行列式が反転前に所望のス／くン方向及び弦長方向負荷分布によって乗算される 。

（（ｄｘ／ｄｘ）ｃ−σ）−［Ａｗｗ］　ＸＰｗ　（６）要求負荷は、全翼スパ ンを交差する後退角用に尺度化された翼形の弦長方向負荷である。亜音速状態は ／＜ネル法予想値が造波効果で不当に妥協しないことを確保するために選択され る。

本発明による第２の意図は、三次元翼が所望の二次元圧力域を維持し、従って所 望の揚力及び最小の抵抗を発生するように、いかに三次元翼が設計後の二次元翼 形を基本にして形成されることに関する。

第４図は、二次元翼形が三次元翼１６に配置される方法を機動速度は気流が下流 に流れるにつれて増加する。更に、有効気流成分が翼を直線で切断した時に得ら れない表面形状に作用する。任意の翼における等価二次元翼形は、翼弦に沿う数 々の位置で、局所後退線に直交する翼弦線を構成すること１こよって発生される 。有効翼形状を構成する式は、湾曲弦Ｃ８−０及び気流方向弦長の比率を使用し て得ることができる。

及び Ｙ　２−Ｄ　−Ｙ　ｍｔｒｅａｍｗｉｓ＊（Ｃ！−Ｄ／　Ｃｓｔ　＋＊ａ＋ｍｗ ｉ　ｗｅ）　（８）但し、ｘ−ｘ−ｙ面における点の横軸、Ｙ−Ｘ−Ｙ面におけ る点の縦軸、 Ｃ−翼断面の弦長さ、 Δ１０．−スパン方向母線の局所後退角、ＡＢ＝前縁での後退角、及び ＡＴｔ−後縁での後退角。

従って、第４図の翼１６の三次元形状は、前縁１８及び翼１６の弦に沿う一連の 位置で翼１６のスパン方向母線２８Ｂ、２８Ｃ及び２８Ｄである局所後退線に直 交する斜行翼弦線を構成した湾曲線２４に沿って翼における翼形を配置すること によって定義される。

通常、必要な撚り配分は翼立体図に含まれることも要求される。後退翼は、根元 が通常正の角度を持っているが、翼端が根元に対して負の角度を持っている。

翼形状が翼における翼形を配置して定義された後、気流方向の切断が当業者にと って公知な方法で設計形状から実施されて、翼の揚力用に翼外形を決定する。し かし、設計翼形が湾曲線２４に沿って発見されるので、衝撃波が好ましい位置で 現れ、三次元翼の翼形断面性能が二次元翼形の性能に非常に近接する。

これは、設計翼形が１個の特定のスノくン方向母線例えばｌ／４弦長のスパン方 向母線に直交して翼に通常配置される従来の設計手順に対比して輪郭がはっきり している。

設計翼形は、通常翼の根元から翼の翼端まで変化することが理解される。例えば 、根元の翼形が１２％の゛オーダの厚さを有し、翼端の翼形゛が８％のオーダの 厚さを有してもよい。この場合、上記の略述設計手順は、実際種々の翼形が種々 の場所で存在するので、翼スパンに沿う種々の場所で繰り返される。従って、翼 形状が翼スパンに沿って変化しなければならなし１更に複雑な翼室体形にとって 、本発明の設計手順が翼スノくンｌ；沿って種々の点毎に繰り返されることが理 解される。

第５Ａ図〜第５Ｆ図は、前述したように本発明による設計手順を有効とする相関 研究を示している。有効二次元翼形１よ、４０°の前縁後退角及び第７式及び第 ８式を使用しｆ二Ｍ＝０．６８９でＣＬ＝１．７の等価２−Ｄ状態用に設計され たλ＝　Ｃ＋　＋　ｐ／　Ｃｒ　＠　＠　ｒの翼先細比率を有する第５Ｇ図に示 された平板状の経験的翼３０から抽出される。第１表は、気流方向の翼弦３２に 沿って実施された第５Ａ図〜第５Ｆ図の６個の場合毎の翼衝撃波の後退角及び弦 位置を形成している。これら後退角は、第１式で変換するために使用された実際 の航空力学的後退角、有効直交に対する解放気流マンノ１数（Ｍ−０，９０）或 は二次元マツハ数である。各場合において、掃引毎に基準化された翼形揚力係数 は翼の揚力係数と適合することが要求された。衝撃波が存在しない時（Ｍ−０， ７０）には１／４弦後退角が使用される。

第５Ａ図〜第５Ｆ図に示すように、経験的三次元翼の圧力領域及び例えば本発明 による後退先細理論と結谷した二次元コーン・ガラベディアン解析間の合意が良 好である。

本発明の第３の意図によれば、設計された三次元翼の性能評価を改良することが 可能である。気流の模擬技術を含む従来の設計評価手順を使用して、二次元抵抗 が全体の翼抵抗を予想するために他の翼抵抗成分に単純に追加される揚力を持つ 固定数である。本発明によれば、衝撃波が非常に深刻な状態で発達した時に、翼 を後ろに移動させて、有効後退角を低下させ、抵抗を増加させることが認識され る。従って、翼は、現実に立体的後退角を持っていないが、翼の状態を操縦速度 の強さで変化させる航空力学的後退角を持っている。翼外形抵抗ＣＤ、が次のよ うに計算できる。

Ｃｏｐ−ＣＣａｘ−ｏ　Ｃａｔｓ−ｏ）ｃｏｓ３Ａｓｈａａｈｗａｖｅ　（９） 全体の抵抗Ｃ０が次の式から得られる。

Ｃｏ−Ｃｏｓ＋Ｃｏ＋＋Ｃｏｐ　（１０）但し、Ｃｄ！−Ｄ−二次元抵抗係数、 　−Ｃ□、−Ｄ−二次元摩擦抵抗係数、 ＣＤ＊＝外形ゼロ−揚力抵抗、及び Ｃ０，＝揚力誘導抵抗。

第７図は、本発明による後退先細理論を実行することによって経験的翼に達成し た抵抗予想改良を示している。所定の揚力係数にとって、風洞実験で発見された 実際の抵抗は、単純後退理論が翼形外形抵抗レベルを形成する時に予想されたも のより高い。しかし、本発明による後退先細理論が翼形外形抵抗レベルを形成す る時には、理論及び実験間の一致が貴重である。

本発明による設計手順がたとえ使用された後でも、計算されＩ；三次元翼性能が 、予想性能に要望されたものより近付かなくても、衝撃波位置（有効後退角）、 圧力域及び抵抗の最適合同物を発見するために１つ以上の企てが要求されてもよ い。このような出来事時には設計が変更できる。もし、バウア・ガラベディアン ・コーン・ジャムソン（ＢＧＫＪ）コードＣ或は前述のハイネスによる論文で設 定された他のコード）のような解析技術は、所望の結果が得られなかったことを 示したならば、例えば衝撃波の位置或は設計速度或は翼形状が変更できる。従っ て、実際の試作機が構築されて、風洞実験で検査される前に、選択された設計に たどり着く数々の反復設計ができる。

本発明の設計手順は、二次元設計性能が三次元質に得られることを確保するため に広い範囲の飛行機の翼に使用してもよい。

現在奉仕中及び将来用に計画され、超音速輸送及び超音速範囲の戦闘機を除いた 殆どの全飛行機は、離陸及び着陸を除いた殆どの全飛行時間中遷音速で操作でき る。従って、本発明は、定期便及び重役用ジェットのような輸送機用の翼の設計 、及び画業者が公知な方法で設計要求を単に変更して遷音速領域で操作する非常 に操縦し易い戦闘機に応用してもよい。

ＦＩＧ、　［ ２ズ尤解祈用のＷＥ　有苅マツへ枚 ＦＩＧ、７ ｏｏＯａ：Ａ実験 把　坑　係　数　、　Ｃ０ 国際調査報告

Claims (7)

【特許請求の範囲】
1. １．前記翼の性能要求を定義し、この性能要求を使用して通常の翼の寸法を導入 し、 前記翼上の衝撃波の実際の位置に関して該翼の航空力学的後退角を決定し、 翼形断面毎の二次元マッハ数が三次元マッハ数に前記航空力学的後退角の余弦値 を乗算して求められ、二次元揚力係数が三次元揚力係数を前記航空力学的後退角 の余弦値の２乗値で割り算して求められ、二次元翼形の形状が前記二次元マッハ 数及び前記二次元揚力係数要求を基礎として決定され、 三次元における翼の断面形状が翼の翼弦線に沿った一連の位置で、翼の局所後退 線と直交する斜行翼弦線の湾曲構造に沿って翼における翼形を配置して定義され ることを特徴とする遷音速飛行翼の設計方法。
2. ２．前記航空力学的後退角が衝撃波の実際の位置によって決定される請求の範囲 第１項記載の方法。
3. ３．前記翼は、根元からの距離の関数として翼用の撚りを計算し、この計算され た擦りに従って三次元における翼の形状を変更させる段階を備えた請求の範囲第 １項或は第２項記載の方法。
4. ４．前記方法が前記翼の根元から翼端までの複数の位置の各々毎に形成される請 求の範囲第１項から第３項までのいずれかに記載の方法。
5. ５．二次元気流模擬技術によって、三次元における翼の性能を評価して、予想性 能結果を生成し、この予想性能結果に従って前記翼を改良する請求の範囲第１項 から第４項までのいずれかに記載の方法。
6. ６．前記評価及び改良段階が繰り返される請求の範囲第５項記載の方法。
7. ７．前記性能を評価する段階は、次の関係に従って、ＣＤｐ＝（Ｃｄ２−Ｄ−Ｃ ｄｆ２−Ｄ）ｃｏｓ３Λｓｈｏｃｋｗａｖｅ全体の抵抗ＣＤが次の式から得られ る。 ＣＤ＝ＣＤａ＋ＣＤｉ＋ＣＤｐ 但し、Ｃｄ２−Ｄ＝二次元抵抗係数、 Ｃｄｆ２−Ｄ＝二次元摩擦抵抗係数、 ＣＤ０＝外形ゼロ−揚力抵抗、及び ＣＤｉ＝揚力誘導抵抗、 外形抵抗を評価する段階を含む請求の範囲第５項或は第６項記載の方法。８．前 記翼における翼形を配置する段階は、次の関係に従って、（Ｃｓｔｒｅａｍｗｉ ｓｅ／Ｃ２−Ｄ）＝（Ｘ／Ｃ）［（１／ｃｏｓΛｌｅｃ（１＋ｔａｎΛｌｅｃ・ ｔａｎΛＬＥ））］＋（１−（Ｘ／Ｃ））［（１／ｃｏｓΛｌｅｃ（１＋ｔａｎ Λｌｅｃ・ｔａｎΛＴＥ））］及び Ｙ２−Ｄ＝Ｙｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ（Ｃ２−Ｄ／Ｃｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ）但し 、Ｘ＝Ｘ−Ｙ面における点の横軸、Ｙ＝Ｘ−Ｙ面における点の縦軸、 Ｃ＝翼断面の弦長さ、 Λｌｅｃ＝スパン方向母線の局所後退角、ΛＬＥ＝前縁での後退角、及び ΛＴＥ＝後縁での後退角。 形成される請求の範囲第１項から第７項までのいずれかに記載の方法。