JP2010228598A - 翼胴結合部騒音低減デバイス - Google Patents

Abstract

【課題】航空機の空力性能を低下させることなく、翼前縁に発生する空力騒音を好適に低減することが出来る簡素な機構によって構成された翼胴結合部騒音低減デバイスを提供する。
【解決手段】翼１と胴体２の結合部先端に、前縁後退角が翼１より大きく且つ翼幅が全翼セミ・スパンの５〜１５％である騒音低減デバイス１００を取り付ける。なお、騒音低減デバイス１００は、騒音低減デバイス１００を取り付けた後の翼の断面が、騒音低減デバイス１００を取り付けない翼１の断面と相似となるように構成する。
【選択図】図３

Description

本発明は、航空機の空力騒音を低減する翼胴結合部騒音デバイス、特に、外郭形状が急激に変化する翼と胴体の結合部の先端から発生した渦を安定させて、航空機の空力騒音を低減させる翼胴結合部騒音低減デバイスに関するものである。

航空機により発生される騒音が空港周辺の住民に大きな被害を与えている。航空機の騒音源としては、エンジンから噴出される排気ジェット流の排気ジェット騒音が主要であるが、それ以外の主要な騒音源の一つとして、気流が機体表面を通過する際に発生する渦による空力騒音がある。空力騒音は、機体の外郭形状が急激に変化する場所において発生する。すなわち、気流の方向がその場所において大きく変化し、渦が発生し、その渦同士が干渉することによって、空気の圧力が変動し、騒音が発生する。例えば、翼と胴体の結合部、または主翼と補助翼の間のギャップ領域、或いは脚等の近傍で渦による騒音（空力騒音）が集中的に発生する。従って、高い環境性能が求められる航空機にとっては、上記排気ジェット騒音と同様にこれら空力騒音の低減が大きな問題となっている。
排気ジェット騒音を低減する技術としては、エンジンが吸入する空気の一部を迂回(バイパス)させて、高速流の周囲に強制的に低速流として導入することで、低速流を含めた排気流の平均速度を低下させるバイパスエンジンが知られている。エンジン前方部で流入する空気の一部は大口径ファンを通過した後、コアエンジンに流入せずに低速流としてエンジン後部から排出される。コアエンジンヘ流入する空気流量とバイパスして低速流として導入される空気流量の比(バイパス比)を大きくすることで、より一層のジェット騒音低減効果を得ることができることから、現在の亜音速商用航空機においては、エンジン形態の主流はバイパスエンジンであり、高バイパス比化へ向かう傾向にある。
一方、空力騒音を低減する技術としては、翼のフラップのバックエッジに翼幅方向に平行に櫛状の突起物を配設し、この突起物によって渦を発生させ、翼とフラップとの間の隙間から発生する騒音を低減する渦流発生器が知られている（例えば、特許文献１を参照。）。
その他の空力騒音を低減する技術として、可撓性平坦材料から成る分離表面７をスラットのギャップ領域側に、クランプ又は関節継手方式で両端部を固定し、アクチュエータによって荷重を負荷しながら、座屈変形させギャップ領域を流れる気流の流れを変化させて渦流を発生させることによって、気流がギャップ領域を通過する際に発生する空力騒音を低減する騒音低減システムが知られている（例えば、特許文献２を参照。）。

特開２００１−３５４１９８号公報 特表２００８−５２０４８３号公報

ところで、大きな前縁後退角を有する超音速航空機の場合は、離着陸時に翼前縁から生じた大きな剥離渦が一つの騒音源となる。翼と胴体の結合部の先端付近は形状が急激に変化し、剥離渦が形成し始め、不安定な圧力変動と渦干渉により、騒音が集中的に発生する場所である。
上述した、空力騒音を低減する技術はフラップ又はスラット等の補助翼と翼との隙間を気流が通過する際に発生する騒音を低減するものである。
従って、本発明が解決すべき課題は、
（１）航空機離着陸時に、翼と胴体の結合部の先端から発生する空力騒音を効果的に低減すること、
（２）その際、空力性能に悪影響を与えないこと、
（３）駆動機構およびその駆動源が不要である簡素な機構によって構成することであり、その目的は上記課題を解決する翼胴結合部騒音低減デバイスを提供することである。

前記目的を達成するための請求項１に記載の翼胴結合部騒音低減デバイスは、超音速航空機の翼と胴体の結合部先端に取り付けられる小さい翼デバイスであって、前記翼の前縁を部分的に前方へ延長することによって、前記結合部先端の急激な外郭形状変化を緩和し、超音速航空機の空力騒音を低減することを特徴とする。
上記翼胴結合部騒音低減デバイスでは、上記構成とすることにより、翼前縁において各翼面から生じた渦と渦が早く干渉し、下流側で生じた渦が上流側で生じた渦に早く巻き込まれ、安定した渦を形成する。これにより気流の不安定な圧力変動が抑制され、騒音が抑制される。

請求項２に記載の翼胴結合部騒音低減デバイスでは、前記翼デバイスを取り付けた後の翼の断面形状が、取り付ける前の前記翼の断面形状に相似であるように構成されていることとした。
上記翼胴結合部騒音低減デバイスでは、上記構成とすることにより、翼の空力性能を低下させずに、翼前縁から発生する空力騒音を好適に低減することが可能となる。

請求項３に記載の翼胴結合部騒音低減デバイスでは、前記翼デバイスを取り付けた後の、前記翼の機軸に沿った断面積が徐々に増加するように構成されていることとした。
上記翼胴結合部騒音低減デバイスでは、上記構成とすることにより、翼の空力性能を低下させずに、翼前縁から発生する空力騒音を好適に低減することが可能となる。

請求項４に記載の翼胴結合部騒音低減デバイスでは、前記翼デバイスの平面形状は、前縁または後縁の後退角が前記翼のそれより大きく、且つ該翼の全翼幅の１／２に相当する全翼セミ・スパンの５〜１０％の翼幅を有することとした。
上記翼胴結合部騒音低減デバイスでは、上記構成とすることにより、翼の空力性能を低下させずに、翼前縁から発生する空力騒音を好適に低減することが可能となる。また、上記翼デバイスは、その形状に特徴を有するデバイスである。従って、駆動機構及びその駆動源が不要な簡素な機構によって構成することが可能となる。

請求項５に記載の翼胴結合部騒音低減デバイスでは、前記翼デバイスの前縁形状が直線または曲線であるように構成されていることとした。
上記翼胴結合部騒音低減デバイスでは、上記構成とすることにより、翼の空力性能を低下させずに、翼前縁から発生する空力騒音を好適に低減することが可能となる。

本発明の翼胴結合部騒音低減デバイスを翼と胴体の結合部先端に取り付けることにより、以下に記す効果が期待される。
（１）翼胴結合部先端の急激な形状の変化を緩和し、これにより気流方向の変化が小さくなり、騒音が発生し難くなる。
（２）翼と胴体の結合部先端に小さい翼のデバイスを取り付け、翼の前縁を部分的に前方へ延長することにより、翼前縁の直交方向に対し胴体との距離が局所的に短くなり、胴体の効果が支配的となり、翼前縁から渦が形成してはすぐに抑制されるため、騒音が発生し難くなる。
（３）翼と胴体の結合部の先端付近で翼の前縁後退角が大きくなり、縦渦が形成する初期段階で渦を安定させて、圧力変動が発生しにくくなり、渦騒音を抑制する。
（４）翼と胴体の結合部の先端付近で翼の前縁後退角が大きくなり、翼前縁に沿って徐々に渦を形成させることによって、圧力変動が発生し難くなり、渦騒音を抑制する。
（５）翼根に取り付ける本デバイスのサイズが小さく、翼のアスペクト比が殆ど変化しないため、離着陸時において機体の空力性能に対する影響が小さくなる。
（６）翼前縁に取り付けた本デバイスは大きな前縁後退角を有するため、超音速巡航時において、元の翼より強い衝撃波が発生しなくなり、更にサイズが小さいため、空力性能に悪い影響を与えなくなる。
（７）小さい翼のデバイスを取り付け、若しくは翼の前縁を部分的に前方へ延長するだけで、非常に簡素な機構で構成されている。そのため、従来のデバイスに見られた駆動機構と駆動エネルギーが不要となり、従来のデバイスに比べて軽量と省エネルギーとなる。さらに、小さいデバイスなので、重量が殆ど増加しなくなる。
（８）本発明のもう一つの利点は、翼形状の変更が少ない、取り付けるデバイスの形状が簡単であり、特別な材料を使う必要がないため、設計・製造コストを下げることが可能となる。

本発明に係る舵面端騒音低減コンセプトは以下の通りである。
・翼と胴体の結合部先端に小さい翼のデバイスを取り付け、若しくは翼の前縁を部分的に前方へ延長して、急激な形状変化を緩和して、気流方向の変化が小さくする装置を提供する。
・翼と胴体の結合部先端に小さい翼のデバイスを取り付け、若しくは翼の前縁を部分的に前方へ延長して、機軸方向に沿う胴体の断面面積に比べて翼の断面面積の変化がより小さくなる装置を提供する。
・翼と胴体の結合部の先端付近で翼の前縁後退角を大きくする装置を提供する。
・翼と胴体の結合部の先端付近で小さい翼のデバイスを取り付け、若しくは翼の前縁を部分的に前方へ延長した部分が翼と相似する断面形状を有する装置を提供する。
以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。

図１は、大きな前縁後退角を有する航空機の翼胴モデルを示す説明図である。この航空機は翼１と胴体２から構成される。翼１と胴体２の交差線は翼胴結合部３を示す。また、翼１の翼前縁４は機体の後へ大きくスイープされて、大きな後退角５を形成している。機軸６は胴体２の軸方向の中心線とする。

図２は、翼前縁近傍における気流の速度成分を示す説明図である。なお、図２(a)は翼平面上の速度成分を示し、図２(b)は翼断面上の速度成分を示す。
図２(a)に示すように、翼平面において、一様流速度７は翼前縁に平行する翼前縁平行速度成分８と翼前縁４に垂直する翼前縁垂直速度成分９に分解される。一方、図２(b)に示すように、翼前縁垂直速度成分９は更に翼平面垂直速度成分１１と翼平面前縁垂直速度成分１２に分解される。前縁垂直翼断面における局所迎角１４は、翼前縁垂直速度成分９から反時計方向に翼中心線１３までの角度と定義される。従って、翼前縁後退角が大きいほど、翼前縁垂直速度成分９及び翼平面前縁垂直速度成分１２が小さくなり、且つ同じ迎角で翼平面垂直速度成分１１が同じであるため、前縁垂直翼断面における局所迎角１４が増加する。

図３は、翼胴結合部付近の気流の状態を示す説明図である。図３(a)は、騒音低減デバイスが無い場合の気流の状態を示し、図３(b)は、騒音低減デバイスが有る場合の気流の状態を示している。
図３(a)に示すように、翼前方から来た気流(流線１５)は機体迎角１６で翼前縁に衝突して、翼上面と翼下面に分離される。翼上面側で粘性境界層が前縁付近で剥離し、剥離渦が生じる。この前縁剥離渦が形成される初期段階で不安定な圧力変動１７によって騒音が発生すると考えられる。気流は翼前縁に衝突した後に、翼前縁垂直成分が減少するため、翼前縁より大きな角度で下流方向に行く。翼前縁後退角５が大きいほど、翼前縁平行速度成分８が大きくなり、気流方向の変化が小さい。
本発明の騒音低減デバイス１００は、翼前縁より大きな後退角を有し、且つ翼幅の小さい翼形のデバイスであり、翼胴結合部３の先端に取り付けられ、翼側の一部だけを前方に延長するものである。一例として図３(b)に示すように、本発明の騒音低減デバイス１００の前縁後退角により、騒音発生源である翼胴結合部付近で気流方向の変化が小さくなり、不安定波な圧力変動１７が発生しにくくなるため、より安定した渦が形成され、騒音の発生が好適に抑制される。

図４は、翼胴結合部付近で翼前縁剥離渦１９を形成する様子を示す説明図である。
翼前縁の各断面から粘性境界層が剥離し、一様流の外乱や胴体から流れて来た乱流により、剥離せん断層が不安定となり、多数の小さい渦が連続的に放出されて、さらに、前縁から下流側の近くで渦と渦が干渉し、騒音が発生する。
本発明の騒音低減デバイス１００の場合、大きな前縁後退角により、前縁垂直翼断面における局所迎角１４(図３(b))が大きくなる。翼前方から来た流れは前縁付近で各翼断面から生じた渦がより強くなり、前縁により近い位置となるため、渦と渦が早く干渉し、下流側で生じた渦が上流側で生じた渦に早く巻き込まれる。合併した渦がより安定になり、不安定な圧力変動が発生し難く、騒音が抑制される。

図５は、本発明の騒音低減デバイスの平面形状を示す説明図である。図５(a)は、前縁が直線である直線形の騒音低減デバイス１１０を示し、図５(b)は胴体から滑らかに前縁後退角が減少し、最後に翼の前縁に近い後退角となる曲線形の騒音低減デバイス１２０を示す。図５(c)は、胴体から滑らかに前縁後退角が増加し、途中から減少し、最後に翼の前縁に近い後退角となるＳ字形の騒音低減デバイス１３０を示す。
本発明の騒音低減デバイスのサイズは胴体と翼の形状、更には流れの条件(レイノルズ数と機体迎角)によって決定される。翼胴結合部付近で発生する騒音を低減するために、一定な大きさにする必要がある。それと同時に、翼の空力性能を低下させないように、本発明の騒音低減デバイスを取り付けた後の翼断面形状が、取り付け前の翼断面形状に相似となるようにする。本発明の騒音低減デバイスの翼幅は、一般的に、全翼の１／２に相当する全翼セミ・スパンの５％から１５％に制限される。

図６は、本発明の騒音低減デバイス１１０が取り付けられた音源計測用風洞試験モデルを示す説明図である。
この風洞試験モデルは、胴体半径が50[mm]、内翼セミ・スパンは230[mm]、全翼セミ・スパンは419[mm]ある。内翼の前縁後退角は６６度、外翼の前縁後退角は４２度である。騒音低減デバイス１１０は幅４２[mm]、前縁後退角７５度を有する直線型である。なお、風速は40m/s、機体迎角は２０度、レイノルズ数は1.24×10⁶である。

図７は、図６の風洞試験モデルを使用した音源計測試験の結果を示す説明図である。なお、騒音低減の効果を確認するために、本発明の騒音低減デバイス１１０は図上下側の翼前縁にのみ取り付けた。
図から、上側の翼胴結合部前縁付近からレベルの高い騒音が発生し、空間にも伝播している様子が見られる。一方、下側の翼胴結合部前縁付近からレベルの高い騒音は発生していない。定量的には、上側と下側の翼胴結合部前縁付近の騒音レベルの差は４dblとなった。本発明の騒音低減デバイス１１０を取り付けることによって、騒音レベルが顕著に低減していることが分かる。

図８は、本発明の騒音低減デバイスが空力性能に与える影響を示すグラフである。
翼胴結合部前縁に騒音低減デバイスの有と無の両形態で空気力を各々計測し、各形態における抵抗係数(CD)および揚力係数(CL)を算出し、横軸に抵抗係数(CD)を、縦軸に揚力係数(CL)を表したグラフにプロットし、空力性能を比較した。騒音低減デバイスを装着した形態が騒音低減デバイスを装着しないクーリン形態とほほ同等な空力性能を有することを確認できた。これにより、本発明の騒音低減デバイスを装着することによる空力性能の低下は殆どないことを確認することが出来た。

本発明の騒音低減デバイスは、航空機、特に超音速航空機の翼前縁から発生する空力騒音を低減する騒音低減装置に好適に適用され得る。

大きな前縁後退角を有する航空機の翼胴モデルを示す説明図である。 翼前縁近傍における気流の速度成分を示す説明図である。 翼胴結合部付近の気流の状態を示す説明図である。 翼胴結合部付近で翼前縁剥離渦を形成する様子を示す説明図である。 本発明の騒音低減デバイスの平面形状を示す説明図である。 本発明の騒音低減デバイスが取り付けられた音源計測用風洞試験モデルを示す説明図である。 図６の風洞試験モデルを使用した音源計測試験の結果を示す説明図である。 本発明の騒音低減デバイスが空力性能に与える影響を示すグラフである。

１ 翼
２ 胴体
３ 翼胴結合部
４ 翼前縁
５ 前縁後退角
６ 機軸
７ 一様流速度
８ 翼前縁平行速度成分
９ 翼前縁垂直速度成分
１０ 前縁垂直翼断面
１１ 翼平面垂直速度成分
１２ 翼平面前縁垂直速度成分
１３ 翼中心線
１４ 前縁垂直翼断面における局所迎角
１５ 流線
１６ 機体迎角
１７ 圧力変動
１９ 剥離渦
１００，１１０，１２０，１３０ 騒音低減デバイス

Claims (5)

1. 超音速航空機の翼と胴体の結合部先端に取り付けられる小さい翼デバイスであって、前記翼の前縁を部分的に前方へ延長することによって、前記結合部先端の急激な外郭形状変化を緩和し、超音速航空機の空力騒音を低減することを特徴とする翼胴結合部騒音低減デバイス。
2. 前記翼デバイスを取り付けた後の翼の断面形状が、取り付ける前の前記翼の断面形状に相似であるように構成されている請求項１に記載の翼胴結合部騒音低減デバイス。
3. 前記翼デバイスを取り付けた後の、前記翼の機軸に沿った断面積が徐々に増加するように構成されている請求項１又は２に記載の翼胴結合部騒音低減デバイス。
4. 前記翼デバイスの平面形状は、前縁または後縁の後退角が前記翼のそれより大きく、且つ該翼の全翼幅の１／２に相当する全翼セミ・スパンの５〜１０％の翼幅を有する請求項３に記載の翼胴結合部騒音低減デバイス。
5. 前記翼デバイスの前縁形状が直線または曲線であるように構成されている請求項１から４の何れかに記載の翼胴結合部騒音低減デバイス。