はじめに (訳注：このページは工事中です)

一般に 航空機 の設計と調整は、 パイロットを乗せる有人機の場合は 特に、 非常に慎重に 行なわなければならない。 機体の基本設計は無理のないものでなければならないし (General way must be reasonable ??)、 耐空性能 を保障するため、機体の隅々まで 測定し、実証 しなければならない。 似非科学的な ちゃんと実証されていない新しい概念が、 途方もなく高品質だというような仮定は、 決して充分ではないし 、おそらく危険である。 全ての新しい概念は、 飛行テストが必要で、 検証テストに合格する必要がある。 (pass the labellisation tests ??) このように、相手が初心者であろうとなかろうと、 最高の安全性能 を、将来のパイロットに 提供することは義務である。 設計途上の航空機では、それが戦闘機であれ、パラグライダーであれ、 全ての技術的側面が、最高の方法で解析されなければならない。 Bionic 2 の設計的特徴について、これから述べる：

	基本設計、平面翼形、アーチ設計、ブレーク設計とアクセル設計
	翼形の設計と調整
	中央のV字型と降下操作装置の設計と調整
	翼端の設計と調整

 

基本設計

              Bionic 2 の全体設計 は、非常に単純な 「揚力線」理論 の原理に、   このプロジェクトの 一般的な設計パラメータ を考慮に入れて作られた。 この 単純な方法 は設計の最初の段階には良く適したものである。 この方法論では結果を得られるのが早く、そのおかげで 多くの異なった翼形状を試してから、 最も良いものを選ぶ ことができた。 翼形設計 の主要な目的性能特性(最良の浮き、目標とするポーラ曲線) (optimal Clift, objective polar ??) は、この段階で与えられる。

 

翼の アーチ 設計	揚力と抗力の分布

速度ポーラ曲線

               平面翼形 は翼後縁が基本的に風の流れに直交するように設計されている。 翼後縁の形状は、 抗力の発生を最小化するのに最適 にしてある。 小さな尻尾は、軸方向の安定性を出すために設計された( 中央V字型の設計 を参照)、 そして翼端の後方のデザインは、 Bionic 2 に素敵な 「鳥のような」 外観を持たせるためだ。 The little tail, designed for route stability enhancement (see the central V-shape design ), and the rearward design of the wingtips give a nice "bird like" design to the Bionic 2.

 

Bionic 2の平面翼形

 

               このシンプルな方法で、 翼幅に沿ったブレークの設計を決定 することができ、 最小／最大速度での変化と旋回での挙動について、 ブレークの効果 をテストすることができた。 旋回の挙動についての基本的な原理、 特に Vol Libre 307号の "Le Virage en parapente", に書かれている事柄、等から、 ロール(roll)とヨウ(yow)の効きの間のバランスをとる設計は 良い旋回のために最も重要 である。 This simple method allows also to design the brakes definition along span , and to test the brakes efficiency , for min-max speed variation and for turn behavior. From the basic principles of turn behavior, particularly described in Vol Libre n307 "Le Virage en parapente", well balanced design between roll and yaw effects is the key for a good turn.

最後に、 アクセルシステム もこの シンプルな方法 で設計された。 この方法論で、 それぞれの昇降舵角(elevator ??)における必要な変化を設計でき、 システムの設計が楽になった。 翼下面の牽引ポイントと、全 速度操作 領域を実現する、 アクセルバーの昇降舵角(elevator ??)における変化との、 設計に関して熟慮した点は： At the end, the speed system is also designed by this simple method . It allows to define the needed variation on each elevator, and to ease the system design. The judicious design for the suspension points under the wing, and for the speed-bar variations on elevators allows for all speed maneuver :

	翼前縁を変形しないように保つ to keep the leading edge with no deformations
	翼形をより高速にし自律安定性を持たせる to give the airfoil more speed and auto stability
	エアインテークからの充分な空気導入を確保する to keep proper airflow into the inlet

アクセル不使用、V=38 km/h	ハーフアクセル、V=45 km/h

フルアクセル、V=55 km/h

 

               より良い性能をもたらす翼形状の選択の後、 もっと 複雑で精密な計算方法 である (CMARC 空力計算 原理、 RDM 構造 原理 を使って、 設計の最適化を行なった これらの方法を使うと、より精密な計算結果を得ることができ、 より好ましい翼形状 を選ぶことができる。 最後の段階は、選んだ翼形状の 全体的な最適化調整 である。 These tools give more accurate results and allow the selection for a preferred configuration. The last step is the overall optimization of the selected configuration.

 

翼断面形の設計と最適化調整 Airfoil design and optimization

                           翼の各部分の(それは中央と翼端では異なっている) 翼断面の 最良の設計 は、 翼の基本設計から 必要とされる、翼断面の主要デザインの要請によってなされた。 (is done from main design drivers of the needed airfoil, coming from general wing design ??) Optimal design for the airfoil sections (different from center to wingtip) is done from main design drivers of the needed airfoil, coming from general wing design . この設計は、翼断面の安全性能品質を担保するための、 これらいくつかの制限の下でなされた： This design is done under some constraints in order to preserve safety qualities of the airfoil :

	フルブレーク状態で 低速 飛行する性格付 (前後軸における揚力分布に関連する) low speed flight characteristics with full brakes (lift distribution over chord)
	失速からの通常飛行への回復 、オーバーシュートを最小に (翼厚、揚力分布曲線に関連) flight recovery from stall , overshoot limitation (airfoil thickness, lift slope curve)

最適な設計は、 XFOIL理論(MITのMark Drelaによる) のおかげで得られた。 Optimized design is done thanks to the XFOIL code (Mark Drela,MIT) . この理論は 乱流境界層の効果 turbulent boudary layer effects について考慮しており、 失速後 及びその近傍での翼断面の振舞いについて計算することが可能である。 This code take in account the turbulent boudary layer effects , and allow to calculate the airfoil behavior near and after stall . XFOIL ではまた、指定された圧力または速度の分布から、 翼断面を逆算して算出することも可能である。 Inverse calculation of the airfoil, from a given pressure or speed distribution, is also possible with XFOIL . 最後に、それは 翼の回復時のオーバーシュートによる空力特性を最小化する ために、理想的な緩やかに失速する揚力曲線をもつ翼断面を、 計算するのを得意としている。 At the end, it is convenient to calculate an airfoil with an objective lift curve with progressive stall in order to limit overshoot dynamic effects in flight recovery .

 

The Bionic 2 の主翼断面は Bionic を元にして、新しい 翼のアーチ と新しい 迎角 によって最適な滑空比を出す Clift(??) 改良 された。 The Bionic 2 main airfoil is derived from the first Bionic, by optimal glide ratio Clift adaptation, due to new wing arch and new rigging angles . それは、最初の 私が設計したBionicの翼断面形 の、突出した低速性能を持つ性質と、通常飛行への回復性能 を維持しながら、設計された。 It is designed while keeping the outstanding low speed characteristics of the first Bionic airfoil I designed , and its flight recovery qualities.

 

翼断面の圧力分布	失速直前の特性

 

翼断面のポーラ曲線	前後軸に対する揚力配分分布

 

 

翼のアーチの設計と最適化調整 Wing arch design and optimization

設計不能…A no way design...

            一番最初のスケッチにあったような フラットな「鳥の翼」アーチ型 は、 力学的な安定性が全くなく 、設計に使用することができなかった。以下に より「標準的な」翼のアーチつまり正湾曲形との比較により、この問題に関する 単純な説明 を行なう： :

 

「鳥の翼」状フラットアーチ型： 力学的に不安定	正湾曲形アーチ：安定

 

  フラットな「鳥の翼」状アーチ の場合は、 揚力とラインの張力の 各部分にかかる力の合力 のトータルが、 内側向きとなる。 このような方向性が生じると、 翼が内側向きに折れ曲がる 結果となる。

  正湾曲型 の翼アーチの場合には、局所的な揚力とライン張力の合力は 外側向き となる(except locally ??)。翼は、 力学的に安定 である。 In the case of the positive-curvature wing arch, local components from lift and lining forces are in outward direction , except locally. Wing is mechanically stable .

 

Bionic 2 のアーチ型

        Bionic 2 の翼のアーチ型 の基本的な湾曲形状は、他のパラグライダーと同様の 正湾曲である。 これは翼を安定な設計にする 唯一の方法 だからである。

しかしながら、 Bionic 2 のアーチは、 ２つの重要な設計 を組み込んでいる：

	中央のV字型 と降下用ライン、その設計については次に述べる
	上方に湾曲した翼端 upward-curved wingtips 、これは次節で説明する。

これらの 特殊な設計 のため、 基本的な翼形のアーチ型 に局所的な変更が必要となった。 これらの変更の近傍における翼の力学的安定性を保障するため、 以下のような力を勘案した計算が行なわれた：

	揚力(ift forces ??)
	ラインの張力
	翼の内圧の圧力

これらの力の均衡を計算することで、 翼の力学的安定性 の状態を知ることができる。 次の例は、こういった計算を Bionic 2 の中央V字型 に対して行なった例である。

 

リブにかかる力	翼内の内圧

 

対称的な変形	局所的な変形

 

            中央のV字型 は、 翼の横方向(yaw)の安定性 を増す。 より横方向の安定性を出すため、 中央のリブの翼弦長 を後方に伸ばしている。これにより、 小さな可愛い「鳥の尻尾」 が形作られる。ちょうど、偉大な設計者であった Paul Amiell が、およそ10年前に ITV Saphir の翼尾にしたように。 Bionic 2 においては、 中央のリブは、 翼面積を減少させる ための操作装置により 引き込まれる4本のライン に接続した構造となっている。 この操作方式の主な利点は、 (翼端折りの際に生じるような)明らかな抗力の増加無しに、 降下速度と対気速度の増加 を得ることである。 中央のV字型は 真の垂直尾翼(true quill ??) のような効果を持つ。

しかしながら最初の Bionic プロトタイプでは、この操作装置の使用時は、 余りにも低速 であり、その結果滑空比の低減をもたらした。

 

Bionic 2 グライダーの 設計の刷新 によりもたらされた利点は、 新しいライン取り構造 による、この翼形での速度と滑空比の向上である。

 

中央操作ラインの効果	最適なBionic 2の荷重配分

 

 

翼端の設計と最適化調整 Wingtips design and optimization

            Bionic 2 翼端 の設計と調整は、 鳥の翼の解析 や、他の広範囲な研究も援用した、 この非常に 敏感な翼部分 の3次元 流体解析 をその基盤としている。 非平面形翼 の3次元解析は、高名な Swift グライダー の主な設計者の一人である スタンフォード大学のIlan Kroo により理論化された。 この解析方法によれば、他の翼端形態と比較して、 上向きの翼端は空気力学的効率がより優れる ことが示され、また アスペクト比を増加させた のと同様に機能することが示される。 古典的な垂直の セールプレーンのウィングレット 、そして Swiftのウィングレット は、純粋に技術的な翼端設計の最適化の最初の一歩を実証した。

 

しかしながら、翼面に直交する 垂直ウィングレット は、 最適解ではない 。 鳥の羽根 をちょっと眺めれば分かる通り、「自然界」の設計では そんな装置は付けられていないのだ。 However, the vertical winglet , perpendicular to the wing, is not an optimal solution . Basic observation of bird wings doesn't show such configuration in "natural" designs. 緩やかに上方に弧を描く翼 を持つ セールプレーン の最新の設計や、 緩やかに上方に弧を描く翼 と、 45-度のウィングレット をもつ新しい設計のSwiftは、 自然的設計の系譜 の新しい方向性を示している。 The very new designs in sailplanes , with a progressively upward-curved wing , and the new generation Swift with 45-canted winglets show a new approach in line with natural designs . Ilan Krooの提案する 「C-曲線を描く」翼 は、単純な鳥の翼の上方湾曲の遥か先を行く究極の設計だ。 (an extremal configuration far beyond the simple upward curvature of bird's wing. ??) Ilan Kroo proposal for a "C-curved" wing is an extremal configuration far beyond the simple upward curvature of bird's wing.

 

パラグライダーにおいては、 上向きの湾曲翼 は 、下の 流跡アニメーション (animated wakes ??)で見る通り、 下向きのものより、 より効率が良い On a paraglider, upward curvature is more efficient than downward, as demonstrated by the following animated wakes . パラグライダーの場合、このような湾曲を作るには、 V字型を形成するのと同じ理由で、 物理的な制約を受ける 。 In the case of paraglider, this curvature must be done under mechanical constraints, for the same reasons as the V-shape definition. 空気力学的に効率を求める事とは別に、 いかなるフライト条件下でも、 翼端は空気をはらんでいなくてはならない のだ。 In addition of the aerodynamics improvement, the wingtips must remain inflated in all flying configurations.

 

下のアニメーションは、 3通りの異なる形状の翼の7度の迎え角(AoA ??)での 気流の歪み(wake deflection ??) を表現している。 The following animations represent wake deflection for three different configurations with 7 AoA. 3通りの形状は、 同じ翼面積 、同じ翼の全体的なアーチ、同じ6の実測アスペクト比 を持つ。 The 3 configurations have same wing area , wing arch general curvature and flat aspect ratio of 6. 翼端の独特の湾曲 のせいで、Bionicの翼は より大きな投影アスペクト比 を持つ事になる。 Because of the wingtips curvature , the Bionic wings have a bigger projected aspect ratio . それぞれのアニメーションは、3秒間の起動を表す。 Each animation represents a 3 seconds trajectory.

(NASAの) CMARC理論 により、 誘引される抗力の計算 を可能になり、それによって各翼の 定量的アスペクト比 の評価が、 翼形状の 効率の評価 によって可能となった。 The CMARC code (NASA) allow the induced drag calculation thus the evaluation of an equivalent aspect ratio for each wing, allowing configurations efficiency evaluation .

 

 

l = 6	l = 6
lproj = 4.	lproj = 4.6
leq = 4.2	leq = 4.7
8.2 glide ratio	8.5 glide ratio

            

l = 6

lproj = 4.8

leq = 5.1

9 glide ratio

        古典的 なタイプの翼では、 気流の歪み(wake deflection ??) (翼端を持ち上げる方向に働く(representative of lift??))は、 翼端の湾曲の周囲に留まる 。 (stops around the wingtip curvature ??) On the classical wing, wake deflection (representative of lift) stops around the wingtip curvature. 翼端は 逆らって 翼端 渦 の生成を 増大させる 。 (increase the tip vorte x(=vortes ??) initiation ??) The wingtip counter and increase the tip vorte x initiation. その際の効率の低減により、 4.2という定量的アスペクト比 は投影アスペクト比より低い。 Due to this efficiency loss, the 4.2 equivalent aspect ratio is lower than the projected aspect ratio.

Bionic prototype の翼端においては、生じる気流の歪みと持ち上げる力は 翼端を伸展させる 。 On the Bionic prototype wingtip, wake defection and lift extends to the wingtip . 翼端渦は よりスムーズな気流 となり、 引き起こされる抗力は低減される 。 The tip vortex shows better airstream and the induced drag is lowered . 定量的アスペクト比は、投影アスペクト比よりも 僅かに良く、 このことから 翼効率が向上した 事が分かる。 The equivalent aspect ratio is slightly better than the projected aspect ratio, showing an efficiency improvement .

最後に、 Bionic 2 の翼 については、恒常的な 翼端にかかる持ち上げの力 が維持されるため、 重要な 翼端渦の減少 が見られる。 引き起こされる抗力はより低減され、 5.2の定量的 アスペクト比は投影アスペクト比よりはるかに良く、 平面的なアスペクト比になる傾向を持つ。 Finally, the Bionic 2 wing shows an important decrease of the tip vortex, while keeping continuous lift to the wingtip . Induced drag is more lowered, and the 5.2 equivalent aspect ratio if far better than the projected aspect ratio, and tend to the flat aspect ratio.

 

        翼上面と下面の気流 の 翼後縁で合流する角度 の比較は、 翼の効率 を視覚化する、もう一つの方法である。 Comparison of the trailing edge slip angle between upside and downside stream is another way to visualize wing efficiency. この合流角が 翼後縁と翼端で起こる乱流を生成している (Vol Libre nの a turbulence de sillage を参照)。 This slip angle generates trailing edge and wingtip wake turbulence (see paper in Vol Libre n, a turbulence de sillage ). 次の図では、 Bionic 2 の翼においては、 この合流角が明らかに低減して おり、抗力の発生の低減を表している： On the following figure, this slip angle is clearly reduced on the Bionic 2 wing, demonstrating an induced drag reduction :

 

angle de glissement des nappes d'coulement, comparaison

 

結論として、 Bionic 2の翼端は 常におよそ 10%の滑空比を向上させ 、元々滑空比8の翼に0.8性能を上乗せしている。

この性能向上は：

-           翼のアーチ保持のおかげで 安全性 を全く犠牲にしていない

-           同じ理由から 方向安定性 も全く損なっていない

-           V字型アーチのおかげで 旋回性 にも影響はない