JPH0380680B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、設計マツハ数が0.2と0.9との間にあ
り、高速度範囲で−0.1と1.5との間の揚力係数が
利用でき、低速度範囲では2.5までの揚力係数が
利用できるような開閉可能なスロツト装置を備え
た航空機の翼型に関する。

超臨界翼型は、その一部分で既に超音速流が生
じ、一方流れ自体は大きな亜音速で行なわれるこ
とによつて特徴づけられる。

翼型を特別な形状にして、超音速度を少ない損
失ですなわち弱い衝撃で、あるいは所定の場合に
は衝撃なしでも翼型後方部分において亜音速度に
遅らせた場合、従来周知の一般の翼型に対して利
点を有する。これは一定ほマツハ数において超臨
界翼型が一般の翼型よりも厚い形で用いることが
でき、その結果、同じ構造重量、推進容量あるい
は同じ翼厚の場合には大きな飛行マツハ数が得ら
れる。いずれの場合も飛行出力の顕著な向上が可
能である。

遷音速空気力学の初期において超臨界翼型が主
に経験的に開発された後で、数年後理論的な計算
方法が提案された。この計算方法によれば所定の
設計点に対する超臨界翼型が正確に設計でき、関
係する迎え角およびマツハ数範囲において計算で
きる。

かかる超臨界翼型は既に種々の実施形態で知ら
れている。周知の超臨界翼型の場合、種々の形状
に相応して設計点において翼型の上面および下面
において種々の形の圧力分布が生ずる。主に３つ
の開発方針が知られている。すなわち第１の方針
は翼弦長の非常に大きな範囲に亘つて伸びる翼型
上面の超音速領域の圧力分布をほぼ一定にするこ
と（Roof−Top−Profile）、第２の方針はノーズ
部範囲において非常に高い負圧ピークをほぼ直線
的に下げること（Peaky−Profile）、および第３
の方針は前記両方の形式の翼型の利点をひとつの
翼型にまとめることである。

第１の開発方針は西ドイツ特許出願公開第
2254888号公報で知られている。その場合翼型上
面の超音速領域は、設計によつて非常に弱くでき
かつかなり後方に位置できる圧縮衝撃によつて終
らされている。この翼型によれば非常に高い揚力
係数が得られる。しかし縦揺れモーメントが非常
に大きく、設計マツハ数を越えた場合に抗力上昇
の限界に早く達してしまうという欠点がある。衝
撃位置がかなり後方に位置するためおよびそのた
めに圧力勾配を急峻にする必要があるため、翼型
の後方範囲は強く負荷され、境界層の剥離限界が
たやすく達せられる。この翼型は非常に大きなノ
ーズ部の曲率を有しているので、低速度範囲にお
ける特性も良い。というのは翼型ノーズ部におけ
る流れの剥離傾向が低下されるからである。

第２の開発方針はたとえば西ドイツ特許出願公
開第2608414号公報ないし同第2626276号公報で知
られている。その場合ノーズ部範囲において非常
に大きな負圧ピークをもつた超音速領域は衝撃な
しに等エントロピ圧縮で終えている。この翼型の
場合、設計点において抗力は小さく、抗力上昇の
限界に対して非常に大きな隔差がある。しかし設
計点において上述の第１の開発方針の翼型の場合
ほど大きな揚力係数が得られないという欠点、お
よび飛行マツハ数およびまたは迎え角が上昇した
際に超音速域の端に大きくなつた圧縮衝撃が生
じ、これが非線形の縦揺れ特性を生ずるという欠
点がある。この翼型は、超音速領域の負圧ピーク
を発生させるため、比較的厚いノーズ部範囲を持
たねばならない。この負圧ピークは低速度範囲に
おいて相応して強められるので、この翼型の高揚
力特性は早すぎるノーズ部剥離によつて不利に影
響される。

西ドイツ特許出願公開第2712717号公報に示さ
れているような第３の開発方針によれば、上述の
欠点を除去した状態において上述の各翼型の良好
な特性の組合せが試みられている。すなわちひと
つの翼型において前記の“Roof−Top−Profile”
の高い揚力係数の特性が前記の“Peaky−
Profile”の良好な抗力特性と共に実現しようと
している。その場合設計点を中心としたある範囲
において良好な空気力学的な特性が得られる。

超臨界翼型の開発および解析に対して揚力の限
界曲線が重要である。その場合約0.7のマツハ数
の下側における最大揚力の限界曲線が重要であ
り、これは有用な翼型揚力の限界を形成する。こ
れは翼型流れの剥離によつて決定される。約0.7
のマツハ数以上では最大揚力の限界はブフエツチ
ング限界（Buffetinggrenze）に移行する。この
ことは遷音速範囲における揚力限界であり、その
場合翼型後方範囲において、衝撃を誘起しかつ一
般に不安定な境界層剥離が生ずる。この場合抗力
は、この限界においては安定した飛行が一般にで
きない程の大きさになる。翼型の空気力学的特性
はブフエツチング限界においても良好でなければ
ならない。というのはこの限界は不安定な飛行運
動の際に確実に達してしまうからである。

更に抗力上昇の限界も重要である。この限界の
下側において超音速領域が生ずるが、もう抗力上
昇は生じないように圧力増加が少ない損失で行な
われる。これに対して迎え角ないし揚力あるいは
流れマツハ数が、衝撃強さの増加のために圧力抵
抗が参照値に比べて所定の僅かな値だけ上昇する
程度に高められた場合、この限界曲線が達せられ
る。この限界曲線は安定した飛行にとつて非常に
重要であり、この限界曲線の位置は航空機の飛行
出力にとつて重要な要因である。従つて翼型を開
発する際、所定のマツハ数においてできるだけ高
い揚力係数の場合に位置する抗力上昇の限界を得
ることが試みられている。

高いマツハ数の航空機が非常に小さな揚力（第
１図における範囲Ａ）並びにできるだけ高い揚力
（第１図における範囲Ｂ）において良好な飛行特
性を有し、更に良好な飛行特性をもつ高い位置の
ブフエツチング限界を持たねばならない場合、従
来の超臨界翼型および一般の翼型は使用できな
い。というのは一般の翼型の場合、得られる揚力
が小さすぎ、周知の超臨界翼型の場合縦揺れモー
メントは大きすぎ、更にその翼型下面は超臨界流
れに対して適さず、同様にブフエツチング限界に
おけるその有用な揚力は小さすぎるからである。

本発明の目的は、周知の翼型に比べて、小さな
揚力係数において一般の翼型のようにできるだけ
高い抗力上昇のマツハ数を有し、高いマツハ数に
おいて周知の超臨界翼型のようにできるだけ高い
揚力を有し、良好な飛行特性においてブフエツチ
ング限界についてできるだけ高い揚力を有するよ
うな翼型、詳しくは第２世代の超臨界翼型を作る
ことにある。更にトリム損失を減少するために縦
揺れモーメントを減少すること、および低速度範
囲においても良好な高揚力特性が得られるように
ノーズ部範囲を形成することにある。

この目的は本発明によれば、 (a) 翼型の上面および下面においてそれに沿つて
超音速度の流れが生ずる領域では、曲率の変化
が僅かであり、 (b) この領域にそれぞれひとつの圧力増加領域が
続き、この圧力増加領域がそれぞれひとつの極
大の曲率と、翼型の上面並びに下面において小
さな間隔でその後方に位置するそれぞれ２つの
変曲点とを有し、 (c) スロツトが翼型上面の圧力増加領域の後方に
位置し、流れスロツトが開閉できることによつ
て達成される。

翼型上面に対して適用されるような同一基準に
基づいて翼型下面を設計して本発明の翼型を形成
する場合、決定的な圧力増加領域、すなわち超音
速流れが亜音速度に遅らされる領域において、翼
型の上面および下面に同一の形状特徴を有し、す
なわちみじかい間隔で続く２つの曲率変曲点をも
つた極大曲率を有している。それによつて衝撃強
さの減少および衝撃位置の安定が達せられる。超
音速領域が生ずる翼型の一部は、第１世代の超臨
界翼型の上面形状で知られているような比較的小
さな曲率によつて特徴づけられる。

良好な飛行特性においてブフエツチング限界に
おけるできるだけ高い有用な揚力についての要求
は、スロツトの開閉によつて満足され、その場合
スロツトは翼型上面の圧力増加領域の後方に位置
し、その圧力増加領域は極大曲率および２つの変
曲点によつて決められる。スロツト流れによつて
分流衝撃の後方の剥離された流れの領域は縮小さ
れ、フラツプの上側の流れは十分にぴつたりと付
着される。このことによつて振動を減少し飛行特
性を改良した状態において、有用な揚力の顕著な
向上が達せられる。

小さな縦揺れモーメントについての要求は、翼
型の後方範囲が負荷軽減され、前方範囲が強く負
荷されることによつて満足される。このために後
方範囲における曲率は減少され、前方範囲におい
ては、翼型下面の曲率が上面の曲率よりも小さい
ように変更されている。

高速度時における高い最大揚力についての要求
は、翼型の前方範囲における翼型の上面および下
面の曲率によつて満足され、それによつて良好な
ノーズ部湾曲が生ずる。

以下図面に示す実施例について詳細に説明す
る。

第１図は、第１世代の従来周知の超臨界翼型の
ブフエツチング限界（Buffetinggrenze）が一般
の翼型と異なつていることを示している。すなわ
ちたとえばこの図面は、一般の翼型（細い破線）
が揚力係数が小さく零に近い場合（範囲Ａ）、抗
力上昇が限界に達するまで、非常に高いマツハ数
を得られることを示している。しかし揚力係数が
増加する場合、この抗力上昇の限界は急速に小さ
なマツハ数に向つて減少するので、範囲Ｂは一般
の翼型では得られない。しかしこのことは従来周
知の超臨界翼型によれば可能である。この翼型の
抗力上昇の限界曲線（第１図における太い破線）
が示しているように、この翼型によれば範囲Ｂが
良好に得られる。ただし揚力係数が小さい場合に
この限界は小さなマツハ数にそらされ、ここでは
第１世代の周知の超臨界翼型は一般の翼型よりも
良くないので、範囲Ａは達せられない。

この特性はたとえば冒頭に述べた周知の翼型が
有している。この特性は、設計の際に超臨界圧力
分布については翼型上面だけが考慮され、翼型下
面が未臨界流れの際にできるだけ大きな揚力が得
られるように設計されることによつて生ずる。

このことは更に翼型の後方領域を非常に大きく
負荷すること（リアーローデイング）によつての
み可能である。第１世代の周知の超臨界翼型は従
つて高いレベルの抗力上昇限界にあるが、“リヤ
ーローデイング効果”のために大きな縦揺れモー
メントが発生される。かかる翼型が装備された航
空機は、一方ではこの縦揺れモーメントがトリム
損失を生ずるので翼型揚力を限界曲線まで完全に
利用できず、他方ではこの翼型は設計によつて第
１図における範囲でしか運転されねばならない。
揚力係数が小さい場合、この航空機の飛行出力は
一般の翼型を装備した場合よりも小さくなつてし
まう。

第１図からわかるようにブフエチング限界（実
線）は従来周知の超臨界翼型の場合、抗力上昇限
界のすぐ後方に得られる。上述したように翼型後
方範囲における流れ領域はその場合第１ａ図に基
づく基本構造をしている。その場合超音速域は圧
縮衝撃で終わり、この圧縮衝撃は翼型上面のすぐ
上で一般に分流衝撃に移行する。しかしこの衝撃
は、その後方の境界層が剥離される程度に強く、
およびそれによつて圧力跳躍が相応して大きい。
更に第１図に示されているように、周知の翼型の
ブフエツチング限界（実線）はマツハ数の増加に
つれて急速に低下するので、使用可能な揚力は急
速に零になる。航空機は不安定な飛行運動におい
て容易にブフエツチング限界に達してしまうが、
この場合できるだけ高い揚力が得られねばならな
いので、第１世代の周知の翼型はここでは採用で
きない。

第１ａ図に基づく境界層流の衝撃を誘起する剥
離は激しい振動を伴ない、良好な飛行特性につい
ての条件は満足できない。第１ｂ図において翼型
は流れスロツトを開閉することができる。上述し
たように、スロツトを開閉できることによつて、
良好な飛行特性においてブフエツチング限界にお
けるできるだけ大きな有用な揚力についての要求
が満足される。第１ｂ図に基づいてスロツトの位
置は翼型上面の圧力増加領域の後方に設けられ、
その場合この領域は極大曲率と２つの変曲点によ
つて境界づけられる。スロツトを形成するため
に、空〓を開閉する調整可能なカバー並びに相応
して調整できる高揚力フラツパが用いられる。

第２図は翼型流線形および反り中心線を示して
いる。翼型流線形は最大翼厚がたとえば西ドイツ
特許出願公開第2712717号公報の場合よりも後方
に位置している。それによつて一方ではマツハ数
が高くたとえば揚力が零の場合に良好な抗力状態
が得られ、他方では大きな構造高さが使用できる
ので後縁フラツプを重量的に良好に設置できる。
反り中心線は上述の周知の翼型に比べて、大きな
ノーズ部曲率および小さな後縁部曲率を有してい
る。

第３図は翼型の上面および下面の曲率を示して
いる。この図面から特に圧力増加領域がわかり、
これは翼型の上面および下面において同じ特徴を
有し、すなわちきわ立つた極大曲率と僅かな間隔
を隔てて続く２つの変曲点を有している。翼型下
面においてこの極大曲率は前縁から翼弦長（ｘ／
１）の34％の場所で0.6であり、翼プロフイル上
面においてこれは前縁から翼弦長（ｘ／１）の59
％の場所で同様に0.6である。翼型の下面および
上面において、翼弦長（ｘ／１）の２〜５％の間
隔を隔てて第１の変曲点が、さらに翼弦長（ｘ／
１）の10〜16％の間隔を隔てて第２の変曲点が続
いている。

曲率はこの極大値の手前で僅かに変化するの
で、翼型下面においては前縁から翼弦長（ｘ／
１）の12.5〜13％の範囲で−0.5と−0.6との間の
値となり、翼型上面においては前縁から翼弦長
（ｘ／１）の26ないし53％の範囲で−0.2と−0.4
との間の値となる。

前縁から翼弦長（ｘ／１）の22％の場所で両方
の曲率曲線は交差するので、ノーズ部下側の曲率
の絶対値はノーズ部上側の曲率の絶対値よりも小
さい。この形状は翼型下面において前縁から87.5
％の翼弦長（ｘ／１）の場所でたつた1.05の第２
の極大曲率と関連して、第１世代の周知の超臨界
翼型に比べて縦揺れモーメントの著しい減少を生
ずる。

第３図におけるノーズ部範囲の曲率曲線は、第
２図におけるノーズ部湾曲と関連して、高揚力特
性に対して良好な翼型ノーズ形状となる。

第４図ないし第６図は本発明の翼型の揚力がほ
ぼ零の場合のマツハ数列（実線）を周知の翼型
（破線）と比較して示している。この圧力分布は
第１図における範囲Ａをほぼ表わしている。

第４図は設計マツハ数（0.76）より幾分下側の
マツハ数を対象としている。本発明の翼型は衝撃
を決して持たないが、比較翼型の場合下側に非常
に大きな衝撃が存在している。従つてこの形式の
圧力分布は、範囲Ａが周知の超臨界翼型では達せ
られない原因となる。

第５図は設計マツハ数（0.78）より上のマツハ
数の場合の特性を示している。翼型下面には圧縮
衝撃が形成される。それは比較翼型の圧縮衝撃に
比べて、圧力跳躍が僅か半分の大きさであるので
小さい。

第６図に基づいて最大マツハ数（0.8）の場合、
衝撃は相応して大きく、その後の流れは普通であ
り、一方比較翼型の場合、衝撃は、流れが翼型の
後方半部において完全に剥離される程度に大き
い。

第７図および第８図は第１図に基づく範囲Ｂに
おける圧力分布の例を示し、詳しくは第７図は、
周知の超臨界翼型（実線）および比較翼型（破
線）の設計点近くにおける代表的な圧力分布を示
している。ここから特に縦揺れモーメントを減少
する貢献度の差がわかる。すなわち翼型下面が後
方範囲において負荷軽減され、前方範囲において
負荷されるように形成されることがわかる。この
処置によつて縦揺れモーメントは約30％だけ減少
される。

第８図はマツハ数を増加した場合の第１図基づ
く範囲Ｂにおける例を示している（実線はＭ＝
0.77、破線はＭ＝0.78、一点鎖線はＭ＝0.80であ
る）。衝撃の変位は僅かである。このことは第８
図に基づく上側に対しても、また第４図から第６
図に基づく下側に対しても適用される。

第３図に基づいて両方の曲率曲線が前方領域に
おいて交差することによつて良好なノーズ部形状
が得られ、このノーズ部形状は低速度領域におい
て高揚力特性に有利に作用する。一例として第９
図は最大揚力の場合の圧力分布を示している。こ
のマツハ数（0.5）の場合に達成できる揚力係数
（1.1より幾分大きい）は（スロツトなしで）非常
に高い。

第１ｂ図に基づいてスロツトを開閉可能にする
ことによつて、ブフエツチング限界における有用
な揚力の著しい向上が、振動が減少され飛行特性
が改良された状態において達成される。第１ｂ図
に基づくスロツトの形状ないしスロツト・フラツ
プの位置に応じて、第１図における一点鎖線が示
しているよりも明らかに大きな値が達せられる。

すなわち第１０図は第１ｂ図における流れ図に
相応した高速度範囲における圧力分布を示してい
る。その場合0.75のマツハ数においてなお1.3以
上の揚力係数が達せられる。その場合スロツトは
第１ｂ図に相応して衝撃をもつた圧力増加領域の
後方に位置し、フラツプ上面にある流れは十分に
接触する。高速度範囲において達成可能な最大揚
力係数は約1.5である。

低速度範囲においてかかるスロツト装置ないし
フラツプ装置は同様に良好である。その場合約
2.5の最大揚力係数が達せられる。

要約すれば第１図に基づく範囲Ａと範囲Ｂの設
計条件が矛盾していることがわかる。というのは
範囲Ａにおいては完全に対称な翼型が最適であ
り、範囲Ｂにおいては大きく湾曲した翼型が最適
だからである。ひとつの翼型ではその出力につい
てその都度の最適な翼型は勿論完全には得られな
い。

上述の特徴の形状を採用することによつて、第
１図に示されているように第２世代の両用型の超
臨界翼型を作ることができ、この翼型は最適な一
般の翼型並びに最適な超臨界翼型に非常に近づけ
られるので、関係ある迎え角ないしマツハ数領域
における衝撃強さおよび衝撃変位は翼型の上面並
びに下面においても僅かである。縦揺れモーメン
トが上述の特徴によつて約30％だけ減少されるの
で、最適な超臨界翼型に対する隔差は僅かであ
る。というのはこの超臨界翼型の場合大きなトリ
ム損失に耐えるに違いないからである。上述の翼
型は低速度特性に対しても良好である。

開閉可能なスロツト装置によつて、ブフエツチ
ング限界における上述の改善が達せられる。

【図面の簡単な説明】

第１図は従来周知の翼型形状と比較して揚力と
マツハ数との関係を示す特性曲線図、第１ａ図お
よび第１ｂ図はブフエツチング限界に関して流れ
スロツトがある場合とない場合を比較して本発明
に基づく翼型の流れ状態を示す説明図、第２図は
相対翼厚（流線形）および翼型の反り（反り中心
線）との関係を示す線図、第３図は翼型の上面お
よび下面における曲率を表す曲率曲線図、第４図
ないし第６図は高いマツハ数で揚力が零に近い状
態における本発明に基づく翼型の上面および下面
の圧力分布（実線）を周知の翼型のそれ（破線）
と比較して示す線図、第７図は高いマツハ数で高
い揚力の状態における翼型の上面および下面にお
ける圧力分布（実線）を周知の翼型のそれ（破
線）と比較して示す線図、第８図は高い揚力でマ
ツハ数が高められた状態における本発明の翼型の
圧力分布を示す線図、第９図はマツハ数Ｍ＝0.5
で最大揚力の近くにおける翼型の圧力分布を示す
線図、第１０図は第１ｂ図に基づくブフエツチン
グ限界における流れスロツトを配置した場合の圧
力分布を示す線図である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ (a) 表面の流体の流れが超音速になりうる前
   縁から翼弦長の約26％乃至53％の翼の上面の超
   音速領域では、翼の上面の曲率が−0.2乃至−
   0.4の範囲で変化し、さらに表面の流体の流れ
   が超音速になりうる前縁から翼弦長の約12.5％
   乃至34％の翼の下面の超音速領域では、翼の下
   面の曲率が−0.5乃至−0.6の範囲で変化し、 (b) 上記二つの超音速領域のそれぞれの下流に圧
   力増加領域があり、これら圧力増加領域内の、
   翼の上面の前縁から翼弦長の約57％の位置と下
   面の前縁から翼弦長の約34％の位置とに、曲率
   がＫ＝−0.6の極小値となる点を有し、さらに
   翼の上面と下面の両方の圧力増加領域内には、
   それぞれ二つの曲率曲線の変曲点があり、第１
   の変曲点は前記曲率の極小値の点から翼弦長の
   約２％乃至５％の距離を隔てた下流に位置し、
   第２の変曲点は前記曲率の極小値の点から翼弦
   長の約10％乃至16％の距離を隔てた下流に位置
   し、 (c) 巡航時は閉じられ、曲技飛行の時は開けられ
   る開閉可能なスロツト装置を有し、このスロツ
   ト装置は曲技飛行の時の翼上面の圧力増加領域
   の直後に位置している、 ことを特徴とする設計マツハ数が0.2乃至0.9であ
   り、高速域では−0.1乃至1.5の揚力係数が得ら
   れ、低速域では2.5までの揚力係数が得られるよ
   うに形成され、開閉可能なスロツト装置を備えた
   航空機の翼型。 ２ 翼の上面の曲率が翼の下面の曲率より大きく
   なるように、翼の上面と下面の曲率曲線が前縁か
   ら翼弦長の約22％の位置で交叉していることを特
   徴とする特許請求の範囲第１項に記載の航空機の
   翼型。 ３ 翼の下面の後縁に近い領域の前縁から翼弦長
   の約87％の位置に曲率が極大値1.05となる点を有
   していることを特徴とする特許請求の範囲第１項
   または第２項に記載の航空機の翼型。 ４ 前記開閉可能なスロツト装置は、すきまフラ
   ツプによつて構成され、このすきまフラツプは高
   速時及び低速時の両方において並進または回転運
   動によつて所定の作動位置に移動されることを特
   徴とする特許請求の範囲第１項乃至第３項のいず
   れかに記載の航空機の翼型。