吹き飛んだフラップ
ハンティングH.126の吹き飛んだフラップ

ブロウンフラップ、ブロウンウィング、またはジェットフラップは、特定の航空機の翼に装着され、低速飛行特性を向上させるために用いられる、動力付きの空力高揚力装置です。ノズルから吹き出される空気を利用して翼後縁上の気流を形成し、下向きに導くことで揚力係数を高めます。この気流を得るには様々な方法がありますが、そのほとんどはジェット排気、またはジェットエンジンのコンプレッサーから排出される高圧空気を利用し、それを後縁フラップのラインに沿って方向転換させるものです。

ブロウンフラップとは、具体的には翼内部のダクトを用いて気流を誘導するシステムを指しますが、より広義には、上面吹き出しシステムや、従来の翼下エンジンに搭載されたノズルシステムのように、フラップを通して空気を誘導するシステムを指します。ブロウンフラップは、パワードリフトと呼ばれるより広範なカテゴリーの一つであり、これには様々な境界層制御システム、プロペラの吹き出しを利用したシステム、循環制御翼も含まれます。

1960年代には、ロッキードF-104、ブラックバーン・バッカニア、そしてミコヤン・グレヴィチMiG-21の一部の派生型など、一部の陸上および空母搭載型高速ジェット機に内部吹き出しフラップが採用されました。しかし、ダクトを清潔に保ち、各種バルブシステムを正常に動作させるためのメンテナンスコストが膨大であることに加え、エンジン故障によって揚力が最も必要な状況で低下してしまうという欠点があったため、このフラップは概して人気を失いました。このコンセプトは、ターボプロップ機とターボファン機の両方において、上部吹き出しと下部吹き出しの形で再び採用されました。

機構

従来の吹き出しフラップでは、ジェットエンジンによって生成された少量の圧縮空気が圧縮段で「ブリード」され、翼後部に沿って走る流路に送られます。そこで、フラップが特定の角度に達すると、フラップのスロットを通して空気が押し出されます。高エネルギーの空気を境界層に噴射すると、翼型からの境界層の剥離が遅れ、失速迎え角と最大揚力係数が増加します。質量噴射（吹き出し）による境界層制御は、境界層内で減速されている流体粒子に追加のエネルギーを供給することで、境界層の剥離を防ぎます。したがって、翼型の壁面にほぼ接線方向に高速の空気塊を噴射すると、境界層の摩擦減速が逆転し、境界層の剥離が遅れます。[ 1 ]

イングリッシュ・エレクトリック社が提案したマッハ3の高高度偵察機P.10の模型。主翼は揚力と推進力の両方に利用される。2基のターボジェットが主翼の付け根に配置され、離陸（および着陸）と速度達成のために、主翼前縁のスロット吸気口から供給されるラムジェットの列が点火し、ミッションの主な推進力となる。

翼の最大揚力係数は、吹出し流量制御によって大幅に増加させることができる。機械式スロットの場合、自然境界層によって境界層制御圧力は自由流の全揚程に制限される。[ 2 ]エンジン気流のごく一部を吹出し（内部吹出しフラップ）すると揚力は増加する。エンジン排気からより多くのガスを使用することでフラップ（ジェットフラップ）の有効翼弦長が増加し、超循環[ 3 ]または強制循環[ 4 ]が理論上の最大流量まで発生する。[ 3 ]この限界を超えるには、直接推力を追加する必要がある。[ 4 ]

NASAでは1950年代から1960年代にかけて基本概念の開発が進められ、同様の性能を持つ簡素化されたシステムが開発されました。外吹きフラップは、エンジンが翼後部のフラップを横切るように配置します。ジェット排気の一部はフラップによって直接下方に偏向され、残りの空気はフラップのスロットを通り、コアンダ効果によって外縁に沿って移動します。同様の上面吹き出しシステムは、エンジンを翼上に配置し、コアンダ効果のみを利用して気流の方向を変えます。直接吹き出しほど効果的ではありませんが、これらの「動力揚力」システムはそれでも非常に強力であり、構築と保守がはるかに簡単です。

より最近の有望な吹き出し型流れ制御概念は、対向流流体噴射である。これは、主要な流れ領域に低エネルギーの修正を加えることで、全体的な流れに高度な制御を及ぼすことができる。この場合、空気吹き出しスリットは前縁よどみ点の位置に近い圧力側に配置され、制御空気流は表面に対して接線方向に、しかし前方向に向けられる。このような流れ制御システムの動作中、2つの異なる効果が存在する。1つは境界層強化効果で、壁領域から離れた場所で乱流レベルが増加し、よりエネルギーの高い外側の流れが壁領域に輸送されることによって発生する。それに加えて、もう1つの効果である仮想成形効果は、高迎え角で翼を空気力学的に厚くするために利用される。これらの効果は両方とも、流れの剥離を遅らせたり、なくしたりするのに役立ちます。[ 5 ]

一般的に、ブロウンフラップは翼の最大揚力係数を2～3倍向上させることができます。ボーイング747の複雑なトリプルスロットフラップシステムでは最大揚力係数は約2.45ですが、[ 6 ]外部吹出し（ボーイングYC-14の上面吹出し）では約7に、[ 6 ]内部吹出し（ハンティングH.126のジェットフラップ）では9に向上します。 [ 7 ]

歴史

吹出し翼の研究に使用されたボール・バートー・ジェットウィング。排出された気流を翼上に導くための「オーグメンター」に注目

ウィリアムズ[ 8 ]は、第二次世界大戦前に王立航空機研究所でフラップ吹出し試験がいくつか行われ、戦時中はドイツでアラドAr232、ドルニエDo24、メッサーシュミットBf109などの飛行試験を含む広範な試験が行われたと述べています。ラハマン[ 9 ]は、アラドとドルニエの航空機はエジェクター駆動の単一の空気流を使用しており、これは後縁翼幅の一部に吸い込まれ、残りの部分に吹き出されていたと述べています。エジェクターは高圧蒸気を用いた化学的駆動でした。Bf109はフラップ吹出しにエンジン駆動の送風機を使用していました。

ルビュフェとポワソン＝クイントン[ 10 ]は、フランスのONERAで行われた試験について述べている。戦後、ジェットエンジン圧縮機のブリードエジェクターを用いて、第一フラップセクションの左翼での吸引と第二フラップセクションの吹出を組み合わせた試験が行われた。飛行試験はブレゲ・ヴルチュール機で行われた[ 11 ] 。

戦後、WHペイン社によってウェストランド・エアクラフト社でもテストが行​​われ、 1950年と1951年の報告書が作成された。 [ 8 ]

アメリカでは、 1951年にジョン・アティネロが行った研究に基づき、グラマンF9Fパンサーにフラップ吹出し機構が改造されました。エンジンコンプレッサーからのブリードが用いられました。このシステムは「超循環境界層制御」（Supercirculation Boundary Layer Control、略してBLC）として知られていました。[ 12 ]

1951年から1955年にかけて、セスナ社はアラドシステムを使用してセスナ309と319のフラップ吹き出しテストを実施した。 [ 13 ]

1950年代から60年代にかけて、戦闘機は高速飛行時の抗力を低減するため、一般的に翼の小型化が進みました。一世代前の戦闘機と比較すると、翼面荷重は約4倍に増加しました。例えば、スーパーマリン・スピットファイアの翼面荷重は24 lb/ft 2 (117 kg/m 2 )、メッサーシュミットBf 109は「非常に高い」 30 lb/ft 2 (146 kg/m 2 )でした。一方、1950年代のロッキードF-104スターファイターは111 lb/ft 2 (542 kg/m 2 )でした。

翼面荷重の増加に伴う深刻な欠点の一つは、低速時に十分な揚力が得られず、飛行機が飛行を維持できないことです。巨大なフラップを用いても、この影響を大幅に相殺することはできず、結果として多くの航空機がかなり高速で着陸し、その結果として事故が発生しました。

フラップが効果的でなかった主な理由は、翼上の気流が「ある程度曲げられる」と翼のプロファイルに沿って流れが止まってしまうこと、つまり流れの剥離と呼ばれる状態になることです。フラップが全体的にどれだけの空気を偏向させることができるかには限界があります。フラップの設計を改善することで、この限界を改善する方法はあります。例えば、現代の旅客機では複雑な複数の部品で構成されるフラップが使用されています。しかし、大型のフラップは構造が複雑になりやすく、翼の外側のスペースも占有するため、戦闘機への使用には適していません。

ジェットフラップは内部吹き出し式フラップの一種で、1952年に英国ガスタービン研究所（NGTE）によって提案・特許取得され、その後NGTEと英国航空機研究所によって研究が進められました。[ 14 ] このコンセプトは、実験機ハンティングH.126で初めて実機試験されました。失速速度はわずか時速32マイル（51km/h）にまで低下し、これはほとんどの軽飛行機では達成できない数値です。ジェットフラップは、コンプレッサーブリードエアではなく、エンジン排気ガスの大部分を吹き出しに利用しました。[ 15 ]

前縁に吹き出し口が見えるバッカニア。展開したフラップが翼上のコアンダ気流の形成に貢献している。

ブロウン・フラップを採用した最初の量産機の一つは、1958年1月に就航したロッキード F-104 スターファイターであった。[ 16 ]長期にわたる開発上の問題の後、BLCS はスターファイターの小さな翼面積を補うのに非常に有効であることが証明された。ブロウン・フラップを採用したロッキード T2V シースターは1957年5月に就航したが、BLCS のメンテナンス上の問題が頻繁に発生し、早期退役に至った。[ 17 ] 1958年6月、ブロウン・フラップを採用したスーパーマリン・シミターが就航した。[ 18 ]ブロウン・フラップは、ノース・アメリカン・アビエーションA-5 ビジランテ、ヴォート F-8 クルセイダーの派生型 E(FN) および J、マクドネル・ダグラス F-4 ファントム II、ブラックバーン・バッカニアで使用された。ミコヤン・グレヴィチMiG-21とミコヤン・グレヴィチMiG-23はフラップが破損していた。ペトロフ[ 19 ]は、これらの航空機の長期運用はBLCシステムの高い信頼性を示したと述べている。就役前にキャンセルされたTSR-2は、フラップが全幅破損していた[ 20 ] 。

1970年代以降、ベトナム上空での空中戦の教訓により考え方は大きく変化した。速度のみを優先して設計された航空機ではなく、一般的な機動性と積載量がほとんどの設計においてより重要になった。その結果、より大きな揚力を得るために機体が大きく進化した。例えば、ジェネラル・ダイナミクスのF-16 ファイティング・ファルコンは翼面荷重が78.5 lb/ft 2 (383 kg/m 2 )で、進入や着陸を含む高迎え角でかなりの揚力を得るために前縁延長部を使用している。後の戦闘機の中には、可変翼を使用することで必要な低速特性を実現したものもあった。新明和US-1Aでは、外部吹き出しフラップを補完するために内部吹き出しフラップが今でも使用されている。

現在（2015年）運用されているSTOL性能を必要とする航空機の中には、外部フラップ吹出を採用しているものがあり、低速での適切な操縦性と安定性を確保するために、フラップだけでなくラダーなどの操縦翼面にも内部フラップ吹出を採用している場合もある。外部吹出のコンセプトは、 [ 15 ]「外部吹出フラップ」（ボーイングC-17グローブマスターで使用）、「上面吹出」（アントノフAn-72とアントノフAn-74で使用）、「ベクトルスリップストリーム」または「翼上吹出」[ 19 ]として知られており、アントノフAn-70と新明和US-1Aおよび新明和US-2で使用されている。

外部吹きフラップなどの動力式高揚力システムは、複雑さ、重量、コスト、既存の滑走路の長さの不足、認証規則などの理由により、民間輸送機には使用されていません[ 21 ]。

参照

参考文献

  1. ^工学部学生のための空気力学、EL Houghton & PW Carpenter、エルゼビア
  2. ^ o. Smith, AM (1975). 「高揚力空気力学」. Journal of Aircraft . 12 (6): 508. doi : 10.2514/3.59830 .
  3. ^ a b http://naca.central.cranfield.ac.uk/reports/arc/rm/3304.pdf p.1
  4. ^ a b http://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf p.22
  5. ^対向流流体注入による高レイノルズ数乱流境界層剥離の制御、BE Wake、G. Tillman、SS Ochs、JS Kearney、第3回AIAA Flow Control Conference、2006年
  6. ^ a b「輸送機の高揚力システムの設計における空力的問題」図1. ボーイング輸送機の高揚力システム開発の動向、Agard CP-365
  7. ^ http://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf p.18
  8. ^ a b「揚力増加のための後縁フラップの吹越しに関する空力データの分析」(PDF) 。 2015年10月1日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。 2015年12月4日閲覧。
  9. ^ 「1954 | 3066 | フライトアーカイブ」。
  10. ^ピエール・ルバッフェ、ポワソン＝クイントン、PH（1952年4月）。「ターボジェットから空気を排出した実物大後退翼における境界層制御の調査」（PDF）。
  11. ^ Schmitt, H. (1985年7月). 「DC Whittley著『Augmenter-Wing Conceptにおける推進力のいくつかの側面』についての議論」(PDF) .
  12. ^「アメリカ海軍の航空優勢：艦載ジェット戦闘機の開発 1943-1962」トミー・H・トーマソン、ミッドランド・パブリッシング、ヒンクレット 2007、 ISBN 978-1-58007-110-9、81ページ
  13. ^「セスナの翼を世界に：単発エンジン開発物語」ウィリアム・D・トンプソン著、1991年
  14. ^フライト・インターナショナル1963 p454
  15. ^ a b「機体と推進力の相乗的な相互作用と統合 - 1996-1997年度ラングレー航空技術委員会作成の白書」(PDF)ラングレー研究センター、バージニア州ハンプトン：NASA。1998年3月。p. 18。TM-1998-20764。2010年11月30日時点のオリジナル(PDF)からアーカイブ。
  16. ^「アメリカ陸軍と空軍の戦闘機 1916-1961」DAラッセル著、ハーレーフォード出版、レッチワース 1961年、議会図書館カードNo.61-16739（米国）132ページ
  17. ^『アメリカ軍の訓練用航空機』ERジョンソンとロイド・S・ジョーンズ、マクファーランド社出版社、ノースカロライナ州ジェファーソン
  18. ^「1912年以降のイギリス海軍航空機」オーウェン・セットフォード、パトナム社、ロンドン、1962年、318ページ
  19. ^ a b ICASアーカイブ
  20. ^「TSR2 with Hindsight」、AFCハンター空軍副元帥CBE AFC DL編、英国空軍歴史協会1998年、 ISBN 0-9519824 8 6、181ページ
  21. ^「多分野にわたる環境におけるエアバス高揚力翼の空力設計」ダニエル・レッツェ、応用科学と工学における計算手法に関する欧州会議 ECCOMAS 2004
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