JP2007024360A

JP2007024360A - 飛翔体

Info

Publication number: JP2007024360A
Application number: JP2005204896A
Authority: JP
Inventors: Hiroaki Kobayashi; 弘明小林; Motoyuki Hongo; 素行本郷; Tetsuya Sato; 哲也佐藤; Keiichi Okai; 敬一岡井; Shinsuke Takeuchi; 伸介竹内
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2005-07-13
Filing date: 2005-07-13
Publication date: 2007-02-01
Anticipated expiration: 2025-07-13
Also published as: JP4070215B2

Abstract

【課題】空気中を高速で飛行する飛翔体の空力安定と低空力抵抗を両立する。
【解決手段】飛翔体１００のノーズ部２０を軸４に対して複数の円板１,２,３を離散的に且つ相似拡径しながら同芯状に取り付けることによって構成する。このように構成することによって、平板間のキャビティ内の循環流と外部流との境界近傍では安定した剪断層が形成され、その近傍を流れる空気流を安定に後方に導くようになり、空気抵抗を好適に低減する。なお、軸４の先端部４ａを頂点とし、機体本体１０の前端部１０ａを底面とする円錐面を形成した場合、各円板１,２,３は母線に接するように取り付けられていることが好ましい。
【選択図】図１

Description

本発明は、飛翔体、特に空力安定と低空力抵抗という、相反した性能要求を両立した飛翔体に関するものである。

一般に、飛翔体は、機体全長と機体直径の比（Fineness Ratio)を大きくする、すなわち、機体を細長くすると共に先端部形状を尖らすことで、空気抵抗を低減することができる。しかしながら、機体を細長くすると風圧中心が機体前方へ移動し、空力不安定を招くことになる。これは、風圧中心が機体の重心より前方に位置すると、揚力が機体の姿勢変化を増幅するように作用するため、安定して飛行できなくなるからである。その原因としては、飛翔体の揚力が主に先頭の円錐部（ノーズコーン）で発生することに起因する。
ところで、空力安定性を改善する手段としては、飛翔体後部に安定翼を装備し、空力中心を後方へ下げることが広く知られている（例えば、特許文献１を参照。）。しかしながら、このような安定翼の装備は、空気抵抗の増加、搭載性の低下といったデメリットがある上に、安定翼の装着が困難な飛翔体も存在する。また、他の手段として、スピン安定を利用する手段も知られている（例えば、特許文献２を参照。）。しかしながら、飛翔体にスピンをかけることが運用上望ましくない場合が多く、近年はあまり使用されていない。上記以外に、空力安定性を改善する先行技術としては、細長いスパイクをノーズコーンの代替とする手法があり、実用化された例も存在する。スパイクは、ほとんど揚力を発生しないため、風圧中心を機体後方へ下げることができる点では有効であるが、スパイク周囲に発生する離脱衝撃波によって空気抵抗が増加するという大きな欠点が存在する。

特開平６−１０１９９９号公報特表２００１−５１６００８号公報

このように、スパイクとノーズコーンはトレードオフの関係にあり、機体の先端部で揚力が発生しないように先端形状をスパイクにすると、空気抵抗が増大し、他方、空気抵抗を低減するように先端形状をノーズコーンにすると機体の先端部で揚力が発生し空力的に不安定になるという問題点がある。
そこで、本発明が解決しようとする課題は、上記従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、空力安定性の改善と空気抵抗の低減という、相反した性能要求を両立した飛翔体を提供することにある。

前記目的を達成するための第１の発明は、軸上に複数の平板を離散的に相似拡大させながら同芯状に取り付け、前記平板間にキャビティが形成された構造体とし、該構造体を機体本体の前端部に取り付けたことにより、飛翔体の空力安定性と空気抵抗の低減とを両立させたことを特徴とする。
上記第１の発明の飛翔体では、複数の平板をこのように構成することにより、隣り合う２つの平板によって形成されるキャビティにおいて空気の循環流が形成され、その循環流と空気流によって安定した剪断層が形成され、その剪断層は圧縮面となり、あたかも固体壁面の如く空気流に作用する。その結果、その剪断層近傍の空気流は後方へ安定に流れるようになり、空気抵抗が好適に低減される。ところで、長軸物は揚力を発生させないため元々空力安定性は高い。本発明は、この長軸物である機体本体の前端部に複数の円板が離散配置され且つ円板間にキャビティが形成された構造体を取り付けたものであるため、円板を追加したことによる空力安定性の悪化が懸念されたが、後述する空力特性試験の結果、円板を追加したことによる空力安定性の変化は極僅かで有意な差は認められなかった。それ以上に、長軸物に円板を追加したことによる空気抵抗の低減の効果が顕著に確認され、上記構成により飛翔体は空力安定性の改善と空気抵抗の低減という、相反する性能要求を両立し得ることが確認された。

第２の発明では、前記平板は、前記構造体の先端を頂点とし且つ前記機体本体の前端部を底面とする錐形とした場合、その錐形の母線に接するよう前記軸上に取り付け配置されていることとした。
上記第２の発明の飛翔体では、上記各キャビティの安定した剪断層による圧縮面が滑らかに連続し、固体壁面と同様の圧縮円錐面を構成するようになり、その結果、空気流は後方により安定して流れ、空気抵抗がより好適に低減される。

第３の発明では、前記構造物は軸方向の長さを可変にする手段を具備していることとした。
上記第３の発明の飛翔体では、上記剪断層の傾き、より正確には上記剪断層によって形成される圧縮コーン面の先鋭度が変わり得ることになる。その結果、飛行中の空気抵抗特性を能動的に制御することが可能となる。

本発明の飛翔体によれば、長軸物に配設された平板間に形成されるキャビティによって、内部の循環流と外部流との境界である剪断層が安定に保持される。このため、外部流は安定して後方に流れるようになり、従来のスパイク付き飛翔体で発生した離脱衝撃波が発生しなくなり、その結果、空気抵抗が好適に低減される。また、迎角がある場合は、機体一方側の空気がキャビティを通り抜けて機体他方側へ流出するため、機体一方面と機体反対面の圧力差が軽減され、揚力をほとんど発生しない。従って、本発明の飛翔体は空力安定性の改善と空気抵抗の低減という、相反した性能要求を同時に満足することができる。

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、本発明に係る飛翔体１００を示す説明図である。
この飛翔体１００は、ペイロードおよび燃料タンク並びに推進装置等を搭載する機体本体１０と、空力安定性を改善すると共に空気抵抗を低減する手段を有する構造体としてのノーズ部２０とを具備して構成されている。

ノーズ部２０では、複数の平板、例えば第１円板１、第２円板２および第３円板３の３個の円板と軸４とから成り、これらの円板が離散的に且つ機体本体１０側に拡径しながら同芯状に軸４に取り付けられ、隣り合う２つの円板によってキャビティＣが形成されている。また、詳細は図３を参照しながら後述するが、このように軸４にキャビティＣを形成したノーズ部２０とすることにより、スパイクの元々の利点であった空力安定性を損なうことなく、即ち空力中心を前方に移動させることなく、スパイクの元々の欠点であった空気抵抗が大きいという欠点を解消することができ、ロケットを初めとする先細りの飛翔体において高い空力安定性と空気抵抗の低減という、相反した性能を両立することが可能となる。

第１円板１、第２円板２および第３円板３は、ノーズ部２０の先端である軸４の先端部４ａを頂点とし且つ機体本体１０の前端部１０ａを底面とする円錐形の母線に沿って相似拡大していることが好ましい。本飛翔体１００が空気中を飛翔する際に各キャビティＣには循環流が生じ、空気流との間に安定な剪断層が形成されることになるが、上記構成とすることにより、これらの剪断層が滑らかに連続して、剪断層による圧縮円錐面が形成され、あたかも固体の円錐面の如く空気流に作用し、その近傍を流れる空気流は安定して後方に流れるようになり、空気抵抗が好適に低減されることになる。

ノーズ部２０は、図２を参照しながら後述するが、軸方向に対する長さを可変にする軸長可変機構を備えている。これにより、前述した剪断層による圧縮円錐面の先鋭度を変えることが可能になり、その結果、飛行中の空気抵抗特性を能動的に制御することが出来るようになる。

図２は、軸４の軸長可変機構を説明する部分断面図である。
この軸４は、例えば第１ロッド４１、第２ロッド４２、第３ロッド４３および第４ロッド４４から構成される。第１ロッド４１の外径は、第２ロッド４２の内径より僅かに小さく、第１ロッド４１は、第２ロッド４２の内周面を摺動自在に移動することが出来る。また、第１ロッド４１および第２ロッド４２に対する駆動はリニアモータ等（図示せず）によって行われる。あるいは、第１ロッド４１の外周面に雄ねじが切られ、一方、第２ロッド４２の内周面にはそれに螺合する雌ねじが切られて、これらの雌雄ねじが噛み合いながらモータ等（図示せず）によって軸方向に駆動されるという構成とすることも可能である。また、以上のことは、第２ロッド４２および第３ロッド４３又は第３ロッド４３および第４ロッド４４に対しても同様に当てはまる。

軸４が上記のような構成をとることにより、第２ロッド４２に対する第１ロッド４１の相対長さＬ_１、第３ロッド４３に対する第２ロッド４２の相対長さＬ_２、第４ロッド４４に対する第３ロッド４３の相対長さＬ_３、および前端部１０ａに対する第４ロッド４４の相対長さＬ_４は、自由に変わり得ることになり、その結果、軸４の全体長さＬおよび、剪断層による圧縮円錐面の先鋭度（圧縮円錐面の半頂角θ）を変えることが可能になる。例えば、本飛翔体１００が超音速で飛行する場合は、図２（ａ）に示すように、軸４の全体長さＬを長くして、軸４の先鋭度θを小さくすることにより、空気抵抗を好適に低減する。また、同（ｂ）に示すように、軸４の先鋭度θを大きくして飛行することも可能である。あるいは、同（ｃ）に示すように、本飛翔体１００を地上において保管する場合、各ロッド４１,４２,４３,４４を収納することが可能である。

図３は、本発明に係る飛翔体１００の空気抵抗を低減する原理を示す概念図である。
本飛翔体１００が、超音速で空気中を進行する場合、各キャビティ内では循環流Ｆcが形成される。その結果、その循環流Ｆcと外部流Ｆoとの境界近傍では、安定した剪断層Ｆsが形成され剪断層による圧縮円錐面を形成するようになる。この剪断層による圧縮円錐面は、あたかも、固体壁面の如く流体に作用する。これにより、外部流Ｆoは安定して後方に流れるようになる。従来のスパイク付き飛翔体では、先端部４ａで発生した衝撃波に起因して離脱衝撃波が発生して、外部流Ｆoの後方への流れを妨げ空気抵抗を増大させていたが、本飛翔体１００のように、軸４に複数の円板を設けキャビティを形成することにより、その循環流Ｆcと外部流Ｆoとの間に安定な剪断層Ｆsが形成され、外部流Ｆoは安定して後方に流れ、空気抵抗が好適に低減されるようになる。

ところで、飛翔体１００が迎角をとる場合、図３（ｂ）に示すように、外部流Ｆoがキャビティ内を通り抜けて機体上部へ溢流Ｆwとして流出するために、風下側の流れＦdと風上側の流れＦuは流速において殆ど差異はなく、その結果、機体一方面と機体反対面の圧力差が軽減され、揚力を殆ど発生せず、空力的に安定するようになる。

図４は、本発明に係る飛翔体の空力特性試験の結果を示すグラフである。なお、図４（ａ）は、マッハ数と抵抗係数の関係を示し、同（ｂ）はマッハ数と空力中心との関係を示すグラフである。また、空力中心とは、風圧中心位置のことであり、スパイク又はノーズの先端部を基準として計測した時の距離を、１４２.３ｍｍで除して無次元化した値を百分率で表示したものである。

また、供試体としては、図５に示すように、本発明に係る飛翔体の他の実施形態である軸４に１２個の円板を取り付けた第１供試体１１０、スパイクに１個の円板のみを取り付けた第２供試体２００、スパイクのみの第３供試体３００、およびノーズコーン形状を有する第４供試体４００とした。

図４（ａ）に示すように、円板の個数を増やすにつれて、各供試体の抵抗係数は好適に減少し、空気抵抗が好適に低減している。特に、第１供試体１１０（図４上の○印）は、第３供試体３００（同□印）に比べ、抵抗係数が６０％以上低減している。これは、円板の個数を増やすことによって、円板間のキャビティに形成される循環流がより安定化するためと考えられる。また、第１供試体１１０（同○印）の抵抗係数は、上記供試体のうち抵抗係数の最も小さいノーズコーン形状を有する第４供試体４００（同●印）と比較した場合でも、極僅かに高くなっているが有意な差ではないと考えられる。また、同（ｂ）に示すように、スパイクに円板を取り付けると、空力中心は後方へ移動して空力安定性が増大する。また、円板の個数を増やすと、空力中心が若干前方へ移動するようになるが、第２供試体２００（同■印）および第３供試体３００（同□印）と比較した場合、有意な差ではないと考えられる。さらに、ノーズコーン形状を有する第４供試体４００（同●印）と比較した場合、第１供試体１１０の空力中心は平均して２５％以上後方にあり、空力安定性が改善していると言える。

上記の結果は、軸に対し複数の円板を離散的に且つ同芯状に機体本体側に拡径しながら取り付け、円板間にキャビティが形成されたノーズ部とし、そのノーズ部を機体本体の前端部に取り付けることにより、ノーズコーンと同等の空力抵抗特性をもたらすと同時に風圧中心を大幅に後方へ下げ空力安定性を改善することを示している。また、円板の個数を増やすと抵抗係数が大幅に低減されるのに対し、空力中心は殆ど移動しないことも示している。

以上、本発明に係る飛翔体によれば、空力安定と低空力抵抗という相反する性能を両立することが可能となる。

本発明の飛翔体は、空気中を高速で飛行し、全体的に先細りの又は一部分に先細り形状を有する航空機、ロケット等の飛翔体に好適に適用することが出来る。

本発明に係る飛翔体を示す説明図である。軸の軸長可変機構を説明する部分断面図である。本発明に係る飛翔体の空気抵抗を低減する原理を示す概念図である。本発明に係る飛翔体の空力特性試験の結果を示すグラフである。空力特性試験の供試体を示す説明図である。

符号の説明

１第１円板
２第２円板
３第３円板
４スパイク
１１０第１供試体
２００第２供試体
３００第３供試体
４００第４供試体
１００飛翔体

Claims

軸上に複数の平板を離散的に相似拡大させながら同芯状に取り付け、前記平板間にキャビティが形成された構造体とし、該構造体を機体本体の前端部に取り付けたことにより、飛翔体の空力安定性と空気抵抗の低減とを両立させたことを特徴とする飛翔体。
前記平板は、前記構造体の先端を頂点とし且つ前記機体本体の前端部を底面とする錐形とした場合、その錐形の母線に接するよう前記軸上に取り付け配置されている請求項１に記載の飛翔体。
前記構造物は軸方向の長さを可変にする手段を具備している請求項１又は２に記載の飛翔体。