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、低速飛行特性を改善するために特定の航空機の翼に使用されている、動力付きの空力 高揚力装置です。ノズルから吹き込まれた空気を使用して翼の後縁上の気流を形成し、流れを下向きに向けることで揚力係数を高めます。この気流を実現するにはさまざま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抽気された高圧空気を使用し、後縁フラップのラインに沿って方向を変えます。

ブロウン フラップは、具体的には、翼内の内部ダクトを使用して気流を誘導するシステムを指しますが、より広義には、フラップを通して空気を誘導する従来の翼下エンジンの上部表面吹き出しシステムやノズル システムなどの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いカテゴリの 1 つのソリューションです。パワード リフトには、さまざまな境界層制御システム、指向性プロペラ ウォッシュを使用するシステム、循環制御翼も含まれます。

内部吹き出しフラップは、1960年代にロッキード F-104、ブラックバーン バッカニア、ミコヤン・グレヴィッチ MiG-21の特定の型など、一部の陸上および空母搭載高速ジェット機で使用されていました。ダクトを清潔に保ち、さまざまなバルブ システムを適切に機能させるためのメンテナンスに多大な経費がかかることに加え、エンジン故障により、まさに最も必要な状況で揚力が減少するという欠点があったため、一般的には人気がなくなりました。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で、上部吹き出しと下部吹き出しの形で再登場しました。

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コンプレッサー段階で「ブリード」され、翼の背面に沿って走るチャネルにパイプで送られます。そこで、フラップが特定の角度に達すると、航空機の翼フラップのスロットに押し出されます。境界層に高エネルギーの空気を注入すると、翼からの境界層の分離が遅れ、失速迎え角と最大揚力係数が増加します。質量注入（吹き出し）による境界層制御は、境界層で減速されている流体の粒子に追加のエネルギーを供給することで、境界層の分離を防ぎます。したがって、翼の壁面に本質的に接する空気流に高速の空気塊を注入すると、境界層の摩擦減速が逆転し、境界層の分離が遅れます。^[1]

翼の揚力は、ブローイングフローコントロールによって大幅に増加できます。機械式スロットでは、自然境界層により境界層制御圧力が自由流の全ヘッドに制限されます。^[2]エンジンの気流のごく一部をブローイングすると（内部ブローイングフラップ）、揚力が増加します。エンジン排気からのガス量を大幅に増やすと、フラップ（ジェットフラップ）の有効弦が長くなり、超循環^[3]または強制循環^[4]が理論上の最大流量まで生成されます。^[3]この制限を超えるには、直接推力を追加する必要があります。^[4]

1950 年代から 1960 年代にかけてNASAでは基本概念の開発が続けられ、同様の性能を持つ簡素化されたシステムが生まれました。外部吹き出しフラップは、エンジンが翼後部のフラップを横切って吹き出すよう配置します。ジェット排気の一部はフラップによって直接下方に逸らされ、追加の空気はフラップのスロットを通過し、コアンダ効果により外縁に沿って進みます。同様の上面吹き出しシステムでは、エンジンを翼の上に配置し、コアンダ効果に完全に依存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。

より最近の有望なブロー型フロー制御コンセプトは、主要な流れ領域に低エネルギー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逆流流体注入である。この場合、空気ブロースリットは前縁 よどみ点位置の近くの圧力側に配置され、制御空気流は表面に対して接線方向に向けられているが、方向は前である。このようなフロー制御システムの動作中、2つの異なる効果が現れる。1つの効果である境界層強化は、壁領域から離れた乱流レベルの増加によって引き起こされ、よりエネルギーの高い外側の流れが壁領域に運ばれる。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、吹出しフラップは翼の揚力を2～3倍向上させることができる。ボーイング747の複雑な3スロットフラップシステムは揚力係数が約2.45であるのに対し、 ^{[6]外部吹出し（}ボーイングYC-14の上面吹出し）では揚力係数が約7に向上し、^{[6]内部吹出し（}ハンティングH.126のジェットフラップ）では揚力係数が9に向上する。^[7]

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き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航空機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、後縁スパンの一部を吸い込み、残りの部分を吹き出すエジェクター駆動の単一の空気流を使用していたと述べています。エジェクターは高圧蒸気を使用して化学的に駆動されていました。Bf109はフラップ吹き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＝キントン^{[10]は、フランスの}ONERAで行われたテストについて述べている。戦後、ジェットエンジンコンプレッサーのブリードエジェクターを使用して、第1フラップセクションの左で吸引し、第2フラップセクションで吹き出すという組み合わせのテストが行​​われた。飛行テストはブレゲ・ヴルチャー機で行われた。^[11]

戦後、ウェストランド・エアクラフト社でもWHペインによるテストが行​​われ、1950年と1951年の報告書が提出された。 ^[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いて、グラマンF9Fパンサーがフラップブローイング機能付きで改造された。エンジンコンプレッサーブリードが使用された。このシステムは「スーパーサーキュレーション境界層制御」または略してBLCとして知られていた。^[12]

1951年から1955年にかけて、セスナはアラドシステムを使用してセスナ309と319の航空機で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、戦闘機は高速時の抗力を減らすため、一般的に翼が小さくなる方向に進化しました。一世代前の戦闘機と比較すると、翼面荷重は約 4 倍高くなっていました。たとえば、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 )で、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 )でしたが、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。

翼面荷重が大きくなることの重大な欠点の 1 つは、低速時に飛行機を飛ばし続けるための揚力を生み出すのに十分な翼が残っていないことです。巨大なフラップでもこれを大幅に相殺することはできず、その結果、多くの飛行機がかなり高速で着陸し、その結果事故が起こりました。

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」と翼の輪郭に沿って進まなくなるため、流れの分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そらすことができるかには限界があります。これを改善する方法は、フラップの設計を改善することで可能です。たとえば、現代の旅客機では、複雑な複数パーツのフラップが使用されています。しかし、大型のフラップは複雑さが増す傾向があり、翼の外側のスペースを占有するため、戦闘機で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フラップの一種で、1952年に英国国立ガスタービン研究所（NGTE）によって提案され特許を取得し、その後NGTEと王立航空機研究所によって研究された。^[14] このコンセプトは、実験的なハンティングH.126で初めて実物大でテストされた。これにより失速速度がわずか32mph（51km/h）にまで低下したが、これはほとんどの軽飛行機では達成できない数値である。ジェットフラップは、コンプレッサーのブリードエアではなく、エンジン排気の大部分を吹き出しに使用した。^[15]

吹き出しフラップを備え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した。^[16]長期にわたる開発の問題の後、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ました。吹き出しフラップを備えたロッキードT2Vシースターは1957年5月に就航しましたが、BLCSのメンテナンスの問題が長引いたため、早期に退役しました。^[17] 1958年6月、吹き出しフラップを備えたスーパーマリンシミターが就航しました。^{[18]吹き出しフラップは}、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ました。ミコヤン・グレヴィチMiG-21とミコヤン・グレヴィチMiG-23にはフラップが吹き抜けていた。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には、全翼幅の吹き抜けフラップがあった^{[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。航空機は絶対的な速度のために設計されるのではなく、一般的な操縦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より大きな平面形へと進化した。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、前縁延長部を使用することで、進入や着陸を含むより高い迎え角でかなり大きな揚力を実現している。後の戦闘機の中には、可変翼機を使用して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、外部フラップ吹き出しを採用しているものがあり、低速での適切な制御と安定性を確保するために、場合によっては、フラップだけでなく方向舵などの操縦翼面にも内部フラップ吹き出しを採用しているものもあります。外部吹き出しのコンセプトは、^[15]「外部吹き出しフラップ」（ボーイングC-17グローブマスターで使用）、「上面吹き出し」（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「翼上吹き出し」^{[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で使用されています。

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十分性、認証規則などの理由から、Reckzeh ^[21]によって民間輸送機には使用されていません。

• 境界層
• 境界層制御
• コアンダ効果
• 循環制御翼
• 推力偏向

• [1]
• [2]
• 「吹け、吹け、BLCの風」、フライト・インターナショナル、1971年