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デルタ翼は三角形の形をした翼です。ギリシャ語の大文字のデルタ(Δ) に形が似ていることからこの名前が付けられました。
デルタ翼は長い間研究されてきたが、高速亜音速および 超音速飛行に適していることが証明されたジェット機時代まで、重要な用途は見つからなかった。速度スケールの反対側では、ロガロフレキシブルウィングがハンググライダーやその他の超軽量航空機の実用的な設計であることが証明された。デルタ翼の形状は、独特の空気力学的特性と構造上の利点を備えている。追加の安定面の有無にかかわらず、長年にわたって多くの設計バリエーションが進化してきた。
一般的な特徴
構造
デルタ翼の長い翼弦と最小限の外側面積により、構造的に効率的です。同等のアスペクト比と揚力を持つ後退翼よりも、より強く、より剛性が高く、同時により軽量に製造できます。このため、製造が容易で比較的安価であり、これがMiG-21およびミラージュ航空機シリーズの成功の大きな要因です。[引用が必要]
翼根弦が長いため、特定の翼断面の構造をより深くすることができます。これにより、軽量化特性が向上し、抗力を大幅に増加させることなく、燃料やその他のアイテム用の内部容積が大きくなります。ただし、超音速設計では、実際に抗力を減らすために、代わりにより薄い翼を使用する機会がしばしばあります。
空気力学
低速飛行と渦揚力
他の翼と同様に、低速ではデルタ翼は揚力を維持するために高い迎え角を必要とします。十分に高い迎え角では、翼は流れの剥離を示し、それに伴い高い抗力が発生します。[1]
通常、この流れの剥離は、失速と呼ばれる揚力の損失につながります。しかし、急な後退角のデルタ翼の場合、空気が前縁の周りで上方に溢れ出ると、内側に流れ込み、上面に特徴的な渦パターンを生成します。この渦の下端は表面に付着したままで、気流を加速し、揚力を維持します。中間の後退角の場合、渦の形成を促進して安定させるために、格納式の「口ひげ」または固定された前縁根元延長部(LERX) が追加されることがあります。たとえばコンコルドに見られるオージーまたは「ワイングラス」の二重曲線は、この前方延長部を翼のプロファイルに組み込んでいます。
この状態では、揚力の中心は渦が覆う領域の中心に近づきます。
亜音速飛行
亜音速領域では、デルタ翼の挙動は一般的に後退翼の挙動に似ています。気流に特徴的な横方向の要素が生じます。この状態では、空気が輪郭に沿って最も急激に方向転換する翼の前縁に沿って揚力が最大化されます。特に細いデルタの場合、揚力の中心は前縁に沿って後方の半分に近づきます。
横方向の影響により、揚力も全体的に減少し、場合によっては抗力も増加する可能性があります。この影響は、前縁スロット、翼フェンス、および関連デバイスの使用によって抑制できます。
遷音速および低超音速飛行
後方スイープの角度が十分に大きい場合、遷音速から低超音速の範囲では、翼の前縁は前縁の根元によって生成される 衝撃波境界またはショックコーンの後ろに残ります。
これにより、前縁の下の空気が外側に流れ、上方に流れ、前縁の周りを回り、内側に戻って亜音速流に似た横方向の流れパターンが形成されます。揚力分布やその他の空力特性は、この横方向の流れに大きく影響されます。[2]
後方スイープ角により、翼の前縁に垂直な対気速度が低下し、翼上の気流の亜音速揚力特性を維持しながら、航空機が亜音速、遷音速、または超音速で飛行できるようになります。
この飛行モードでは、ショックコーン内で前縁を垂れ下げると揚力は増加するが、抗力はそれほど大きくならない。[3]このような円錐状の前縁垂れは、試作機の設計がエリアルーリングを含むように作り直されたのと同時に、量産型のコンベアF-102Aデルタダガーに導入された。また、コンベアの次の2機のデルタ機、F-106デルタダートとB-58ハスラーにも採用された。[4]
高速超音速ウェーブライディング
超音速では、前縁根元からの衝撃波はさらに後方に傾き、前縁の後ろの翼面に沿って位置する。横方向の流れはもはや発生せず、空力特性は大幅に変化する。[2]この飛行モードでは、ノースアメリカンXB-70ヴァルキリーで使用されているウェーブライダー設計が実用化される。ここでは、翼の下の衝撃体が衝撃波を付加し、波に伴う高圧によって抗力を増加させることなく大きな揚力が得られる。
デザインのバリエーション
デルタ翼計画のバリエーションは、基本構成に改良を加えたものである。[5]
クロップド デルタ - 先端がカットオフされています。これにより、外側の揚力を維持し、高迎え角での翼端の流れの分離 (失速) を減らすことができます。ほとんどのデルタは、少なくともある程度はクロップドされています。
では複合デルタ、ダブルデルタ、またはクランクアローでは、前縁は直線ではありません。通常、内側セクションは後退角が大きくなり、前翼を必要とせずに制御された高揚力渦を作り出します。例としては、サーブ・ドラケン戦闘機、実験的なジェネラル・ダイナミクスF-16XL、ホーカー・シドレーHSなどがあります。138 VTOLコンセプト。オジーデルタ（または英仏合同の 超音速旅客機コンコルドに使用された翼端曲線(オジーデルタ)は似ていますが、2 つのセクションと切り詰められた翼端が滑らかなオジー曲線に結合されています。
テイルドデルタ - 操縦性を向上させるために、従来の水平尾翼を備えた水平尾翼を追加します。ミコヤン・グレヴィチ MiG-21などのソビエト型で一般的です。
カナードデルタ- JAS 39 グリペン、ユーロファイター タイフーン、ダッソー ラファール などの多くの現代の戦闘機は、カナード前翼とデルタ翼 の組み合わせを使用しています。
尾翼のないデルタ
他の無尾翼航空機と同様に、無尾翼デルタ翼は高翼面荷重には適しておらず、一定の航空機重量に対して大きな翼面積を必要とします。最も効率的な翼型はピッチが不安定で、無尾翼タイプは効率の低い設計、つまりより大きな翼を使用する必要があります。使用される技術には次のものがあります。
- 本質的に安定しているが効率の低い翼型、例えばキャンバーがゼロの対称形状や、後縁付近に反射キャンバーを持つ翼型を使用すると、
- 翼の後部を軽荷重または負荷重の水平安定装置として使用する:
- 外側の前縁を下向きにねじって、主揚力中心の後ろにある翼端の入射角を減らします。これにより失速特性も改善され、他の面でも超音速巡航にメリットをもたらします。
- 重心を前方に移動し、昇降舵を調整してバランスをとるダウンフォースを作用させます。極端な場合、これにより離着陸時に機首を上げる能力が低下します。
無尾翼デルタの主な利点は、構造が単純で軽量であること、そして空気抵抗が低いことです。これらの特性により、ダッソー ミラージュ III は史上最も多く製造された超音速戦闘機の 1 つとなりました。
尾部デルタ
従来の尾翼安定装置により、主翼の揚力を最適化することができ、その結果、主翼を小型化して高荷重化することが可能となった。この構成を備えた航空機の開発は、1940年代後半にまで遡ることができる。[6]
グロスター ジャベリンのようにT字型尾翼と併用すると、他の主翼と同様にデルタ翼でも「ディープ ストール」が発生する可能性があり、失速時の迎え角が大きいため、失速した主翼の乱気流が尾翼を包み込む。これにより昇降舵が効かなくなり、飛行機は失速から回復できなくなる。[7]ジャベリンの場合、このような状況で早期に機体が失われたことを受けて、失速警報装置が開発され、ジャベリンに実装された。 [8]グロスターの設計チームは、当時としては比較的高速で効果的な操縦性を実現すると同時に、望ましい低速着陸速度で飛行しているときに適切な操縦性も必要とし、必要に迫られて尾翼付きデルタ構成を採用したと伝えられている。[9]
カナードデルタ
揚力カナードデルタは、従来の尾翼構成と比較して、マッハ数の増加に伴う揚力中心のシフトを小さくすることができます。
荷重がかかっていない、または自由に浮いているカナードは、高い迎え角から安全に回復することを可能にします。カナードの表面は、その設計に応じて、航空機の縦方向の安定性を増減させる可能性があります。[10] [11]
カナード デルタ前翼は独自の後流渦を生成します。この渦が主デルタ翼の渦と干渉すると、翼上の気流に悪影響を与え、望ましくない、さらには危険な動作を引き起こす可能性があります。密結合構成では、カナード渦が主渦と結合してその利点が強化され、さまざまな速度と迎え角で制御された気流が維持されます。これにより、操縦性が向上し、失速速度が低下しますが、前翼の存在により超音速での抗力が増大し、航空機の最高速度が低下する可能性があります。
歴史
初期の研究
ロケット用の三角形の安定翼は、1529年から1556年にかけてオーストリアの軍事技術者コンラッド・ハースによって、また17世紀にはポーランド・リトアニアの軍事技術者カジミエシュ・シェミエノヴィチによって記述されている。[12] [13] [14]しかし、真のデルタ形状の揚力翼は、1867年にJWバトラーおよびE・エドワーズによって、低アスペクト比のダーツ型ロケット推進飛行機の設計で特許を取得されるまで登場しなかった。これに続いて、バトラーおよびエドワーズによる複葉バージョンや、ロシアのニコラス・デ・テレシェフによるジェット推進バージョンなど、同様のダーツ型の様々な提案が行われた。[15] 1909年には、スペインの彫刻家リカルド・カウサラスによって、カナード型の前翼を持つ派生型が実験された。[16] [17]
同じく1909年、イギリスの航空界のパイオニアであるJW ダンは、円錐翼の開発による無尾翼安定航空機の特許を取得した。この特許には、現代のロガロ翼の特徴である、両側が後方に向かって上向きに膨らんだ、幅広の双円錐デルタが含まれていた。[18]翌年、アメリカではUG リーとWA ダラーが、明確に剛性のある翼を備えた同様の双円錐デルタ翼航空機の特許を取得した。この特許には飛行制御システムの提案も組み込まれており、滑空と動力飛行の両方がカバーされていた。[19] [20]これらの初期の設計はどれも飛行に成功したことは知られていないが、1904年には、左右に独立した三角形の翼を備えたラベッツァーニのハンググライダーが離陸し、同じ原理に基づくダンの他の無尾翼後退翼設計が飛行した。[19]
実用的なデルタ翼は、1930年代にドイツの航空設計者アレクサンダー・リピッシュが開発したもので、尾翼のない厚い片持ち翼を採用していた。彼が最初に考案したデルタ翼は、非常に緩やかな角度で翼がほぼ真っ直ぐに見え、翼端は鋭く切り詰める必要があった（下記参照）。彼の最初のデルタ翼は1931年に飛行し、その後4機が改良された。[21] [22]これらの試作機は低速では扱いにくく、広く普及することはなかった。[23] [24]
亜音速厚翼
第二次世界大戦後期、アレクサンダー・リピッシュは高速デルタに関する自身のアイデアを改良し、主翼前縁の後退角を大幅に増加させた。実験用グライダーDM -1は、提案されたP.13a高速迎撃機の空力特性をテストするために製造された。[25]戦闘終了後、DM-1は米国に代わって完成し、 NACA（米国航空諮問委員会、今日のNASAの前身）による検査のためバージニア州ラングレー飛行場に輸送された。米国では、主に抗力低減のために大幅な変更が行われ、その結果、大型の垂直安定板がより小型で従来型のものに交換され、ロッキードP-80 シューティングスターから流用した通常のコックピットキャノピーが取り付けられた。[26]
フランスの設計者ニコラ・ローラン・パヤンの作品は、リピッシュの作品と多少似ている。1930年代に彼は、カウサラスに似た、直線の前翼と急勾配の後翼を持つタンデムデルタ構成を開発した。第二次世界大戦の勃発により、Pa-22の飛行試験は中止されたが、このプロジェクトがドイツの注目を集めた後、しばらく作業は続いた。[27]戦後、パヤンは1954年に実験的な無尾翼デルタジェット機Pa.49を、1965年からは無尾翼プッシャー構成のアルバレテシリーズを飛行させた。パヤンの研究に基づいたさらなる派生型が提案されたが、結局は開発されなかった。[28] [29]
戦後、イギリスはリピッシュの研究から集められたデータを活用し、亜音速ジェット機を多数開発した。そのような航空機の1つであるアブロ707研究機は、1949年に初飛行を行った。 [30]アブロバルカン（戦略爆撃機）やグロスタージャベリン（全天候型戦闘機）などのイギリス軍用機は、生産に入った最初のデルタ装備航空機の一部であった。バルカンは古典的な無尾翼設計であったが、ジャベリンは低速での操縦性と高速での機動性を向上させ、重心範囲を広げるために水平尾翼を組み込んだ。 [ 31]グロスターはジャベリンの改良を提案し、他の変更の中でも特に、マッハ1.6までの超音速を達成するために翼の厚さを減らすことを提案した。[32]
超音速薄翼
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第二次世界大戦中にNACAで働いていたアメリカの航空力学者ロバート・T・ジョーンズは、超音速飛行のための薄いデルタ翼の理論を開発した。1945年1月に初めて発表された彼のアプローチは、厚いデルタ翼に関するリピッシュのアプローチとは対照的だった。薄いデルタ翼は1948年にコンベアXF-92で初飛行し、デルタ翼のジェット機として初めて飛行した。[33]これはすべての実用的な超音速デルタの成功した基礎となり、その構成は広く採用された。[34] [35]
1940年代後半、イギリスの航空機メーカーであるフェアリー・アビエーションがデルタ翼に興味を持ち、[36]同社の提案により、航空省仕様E.10/47に従って実験的なフェアリー・デルタ1が製造された。[37]その後の実験機であるフェアリー・デルタ2は、1956年3月10日に時速1,132マイル（1,811 km/h）またはマッハ1.73を達成し、新しい世界速度記録を樹立した。 [38] [39] [40] [41]これにより、記録は初めて時速1,000マイルを超え、以前の記録を310マイル（37％）上回りました。これほど大きな差で記録が上回ったことはかつてありませんでした。[39] [42]
元々の無尾翼型であった薄いデルタ翼は、アメリカの航空会社コンベアとフランスの航空機メーカーであるダッソー・アビエーションによって広く使用されていた。超音速のコンベアF-102デルタダガーと遷音速のダグラスF4Dスカイレイは、 1956年に就航した無尾翼デルタ翼を搭載した最初の実用ジェット戦闘機の2機であった。[43]ダッソーのデルタ翼への関心から、ダッソーミラージュシリーズ、特に大成功を収めたミラージュIIIが生まれた。ミラージュIIIは他の特性の中でも、水平飛行でマッハ2を超えた最初の西ヨーロッパの戦闘機であった。[44]
尾部デルタ構成は、純粋なデルタ平面形状よりも高迎え角ハンドリング、操縦性、重心範囲を改善するために、モスクワのTsAGI（中央航空流体力学研究所）によって採用されました。ミコヤン・グレヴィチMiG-21（「フィッシュベッド」）は、1970年代に最も広く製造された戦闘機となりました。[45]
クローズドカップルドカナード
1960年代を通じて、スウェーデンの航空機メーカーであるサーブABは、デルタ主翼のすぐ前と上にデルタ前翼を配置する、密結合カナードデルタ構成を開発した。[46] 1963年に 特許を取得し、この構成は1967年に同社のビゲン戦闘機で初めて飛行した。密結合により、翼上の気流が修正され、高迎え角で飛行する場合に最も顕著になる。古典的な尾部に取り付けられたエレベーターとは対照的に、カナードは総揚力を増加させるとともに、主翼上の気流を安定させる。これにより、より極端な操縦が可能になり、低速での操縦性が向上し、離陸滑走と着陸速度が低減される。 1960年代にはこの構成は過激だと考えられていたが、サーブの設計チームは、好ましいSTOL性能、超音速、低高度飛行中の乱気流に対する低い感受性、亜音速飛行のための効率的な揚力など、ビゲンに対する相反する性能要求を満たすには最適なアプローチであると判断した。[47] [48]
それ以来、超音速戦闘機では、クローズド・カップリング・カナードが一般的になった。注目すべき例としては、多国籍企業のユーロファイター・タイフーン、フランスのダッソー・ラファール、サーブ社のグリペン（ビゲンの後継機）、イスラエルのIAIクフィールなどがある。その人気の主な理由の1つは、機動性が非常に優れていることである。[49] [50]
超音速輸送
超音速輸送機（SST）が開発されたとき、無尾翼のオジバルデルタ翼は英仏共同開発のコンコルドとソ連のツポレフTu-144の両方に採用され、ツポレフは1968年に初飛行した。コンコルドとTu-144のプロトタイプは両方ともオジバルデルタ構成を特徴としていたが、Tu-144の量産モデルはダブルデルタ翼に変更されている点で異なっていた。[51]デルタ翼は、これらの旅客機が従来の航空機よりも低速でより高い迎え角を採用することを要求した。コンコルドの場合、揚力は翼上部全体に大きな低圧渦を形成することによって維持された。[52]通常の着陸速度は時速170マイル（274 km/h）で、亜音速旅客機よりもかなり高速であった。[53]ゼロエミッション超音速輸送機（ZEHST）など、コンコルドの後継機として提案されている複数の機体は、コンコルドの基本設計に似た構成を採用していると報告されており、デルタ翼は将来の超音速民間機の候補として有力である。[54]
ロガロフレキシブルウィング
第二次世界大戦中および戦後、フランシスとガートルード・ロガロは、格納のために折りたためるフレキシブルな翼のアイデアを考案しました。フランシスは宇宙船の回収に応用できることを知り、NASA も興味を持ちました。1961 年、ライアンは実験的な「空飛ぶジープ」または「フリープ」である XV-8 を飛行させました。この機に選ばれたフレキシブルな翼はデルタ翼で、使用中に二重円錐形に膨らみ、空気力学的安定性をもたらしました。テストは行われましたが、最終的には宇宙船の回収には使用されませんでしたが、この設計はすぐにハンググライダーや超軽量飛行機で人気を博し、ロガロ翼として知られるようになりました。
参照
参考文献
引用
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外部リンク
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- デルタ翼上の気流解析