JP2009520623A - 航空機用の柔軟性制御表面 - Google Patents

Abstract

柔軟性制御表面（１；１１，１４）は少なくとも２つのアクチュエータ（３）を含み、該アクチュエータは制御表面（１；１１，１４）に、異なる作用点（２）で作用し、複数の該作用点は互いに巡回流れ方向（６）に対して横方向に逸れている。少なくとも２つのアクチュエータ（３）は、アクチュエータ（３）が同時に作動する時に、該作用点（２）が異なるように逸れるように設計されている。このようにして、制御表面（１；１１，１４）を特にスパン幅方向（９）に沿って、ねじれなしで弾性的に変形することが可能であり、この場合、流れ方向（６）に対して横方向に制御表面に沿って均一な移行が可能である。本発明は制御表面によって誘発される渦及び騒音を減少させることを可能にする。
【選択図】図７

Description

本発明は、航空機用の柔軟性制御表面、及びこのような制御表面の配置方法に関する。

航空機は、飛行中に航空機を制御表面の個々の配置により制御することができるようにするために、制御表面を備える。航空機の場合、このような制御表面は、特に、主翼の尾エッジ（尾を引く端部）にヒンジ（ちょうつがい）で取り付けされそして飛行任務（特に離陸及び着陸段階）の過程で変化する制約に適合させるために使用されるフラップである。それに加えて、航空機用の制御表面は補助翼、ラダー又はエレベータであることもできる。しかしながら制御表面は、最前線のスラット、いわゆるウィングレット又は機首ドループであることもできる。ヘリコプターの場合、下流の流れ中のロータブレード（回転翼羽根）にヒンジで取り付けられた制御可能なロータブレードフラップが特に制御表面として使用される。

堅い制御表面を配置する場合に困難が生じ得る。この配置は通常、電気的、油圧式又は電気油圧式アクチュエータ（作動装置）により実施される。これらのアクチュエータは、例えば、制御表面の配置を封鎖するブロッキングアクチュエータを含む。例として、油圧式アクチュエータはバイパス弁を介して有効にされ得る。ブロッキングアクチュエータの作用を小さく保つために、制御表面を、それぞれが滑りクラッチを備えた多数のアクチュエータにより逸らす（偏位させる、ズラす、deflect）ことも提案された。これは、ブロッキングアクチュエータがもはや関連する制御表面に対して積極的に作用せず、従って該制御表面はまだ機能的である他のアクチュエータにより配置される。このような装置は信頼できるように作動するが、その設計は複雑で、クラッチがあるため、比較的重く、アクチュエータの観点から非効率的である。

制御表面の配置における更なる問題は、流れ方向に不連続、例えば、制御表面とそれに隣接する本体、例えば主翼、との間のねじれ、間隙又は溝（スロット）が生じるという事実に由来する。同じように、制御表面の作動又はフラップの延長に際して、一般にスパン幅方向に互い平行に配置された隣接する制御表面の間に間隙が、そしてスパン幅方向に沿った輪郭（contour）に不連続がある。空気力学的観点から、これは空中に渦及び騒音が発生することを意味する。これらの作用は相対的運動が生じる時に悪化し、そして飛行中に、制御表面の間及び／又は制御表面とそれに隣接する本体との間に、関連する間隙及び溝が増大する。

外郭構造の湾曲、特に航空機の主翼の湾曲、を種々の飛行状態に適合させるために、特許文献１は、主翼を形成する上部外郭及び下部外郭に配置された互いに向き合うリブをアクチュエータにより出っ張らせるか又は引き込ませることを提案した。該リブに結合された該外郭をこのような方法で伸ばすか又は球状に変形することができるので、主翼はいろいろなプロフィールを有することができる。

順応性航空機主翼が特許文献２に提案され、ここでは、関節形態で互いに結合されたロッドはアクチュエータにより動かされ、主翼上の柔軟性カバーを出っ張らせるか又は伸ばすことができる。

しかしながら、主翼又は翼全体を変形するのは実施不可能である。何故なら、一方では適切な荷物搬送能力を確保しなければならず、他方では、通常主翼に配置される燃料タンクを収容しなければならないからである。

従来技術で提案された設計において、このように主翼の形状を、位置が変えられた制御表面に個々に適合させることができるが、主翼と関連する制御表面との間、並びに隣接する制御表面間の間隙及び溝が依然として残るので、大きい渦が空中に依然として生じる。

特許文献３は、フラップのプロフィールの外側に配置されたアクチュエータにより、尾エッジ（trailing edge）の領域で弾性的に曲がることができるフラップを有する主翼を提案する。この目的で、該フラップは吸引側及び加圧側上の弾性材料から成る覆いスキンを用いて製造される。このような設計は、フラップ全体が上方及び下方に弾性的に変形するのを可能にし、巡回流れ方向の隣接する本体への移行にねじれがない。この代わりに、弾性材料は連続的移行を生じ、従って渦を減少させる。これらのようなシステムを用いても、かなりの生き返った(wake)渦が依然として明白である。
ＤＥ１９７ ０９ ９１７ Ｃ１ ＤＥ １９８ ５８ ８７２ Ａ１ ＤＥ １９７ ３２ ９５３ Ｃ１

従って本発明の目的は、制御表面により引き起こされる空中の渦の生成を減少させることができる装置及び方法を提供し、このようにして、誘発された騒音及び誘発された生き返った渦を減少させることである。

この目的は、独立請求項の特徴を有する装置及び方法によって達成される。本発明の有利な改良は、これらに従属する請求項に特定されている。

本発明の柔軟性制御表面は、制御表面に、互いに片寄って且つ流れ方向、即ちスパン幅方向、に対して横方向に配置された異なる点（”作用点”）で作用し、そして少なくとも２つのアクチュエータを含み、該アクチュエータは、該アクチュエータが同時に動作する時にこれらの作用点を異なって逸らす(ズラす、偏位させる、deflect)ように設計されている。この文脈で、”柔軟性”とは、制御表面が連続形態（即ち、特に、制御表面に間隙又は溝がない）を有しながら、少なくとも制御表面の形状及び／又は表面の領域範囲が可変であることを意味する。例えば、少なくとも所々に、制御表面は正弦曲線的広がり、又はその他の波様の平らな広がりを有してもよい。作用点の異なる逸れ（deflection）は、制御表面が特にスパン幅方向に、ねじれなく弾性的に変形するのを可能にし、例えば隣接する本体（例えば主翼）への均一な移行がスパン幅方向に制御表面に沿って達成される。特に、基本的に異なる位置であるのにもかかわらず、互いに隣接する制御表面の互いに隣接する領域を逸らすことができるので、連続的な移行が間隙において生じる。これは制御表面により誘発される渦及び騒音、及び以前に存在した間隙を減少させるのを可能にする。

更に、アクチュエータが封鎖された場合、本発明の制御表面はその柔軟性のため、残りのアクチュエータによって少なくとも部分的に逸れることができる。何故なら、制御表面は封鎖されたアクチュエータの作用点においてのみ封鎖されるからである。従って、制御表面の有効性は一つのアクチュエータが封鎖された時に大部分保持され、そして従来技術の装置の場合のように完全に無効にはされない。封鎖されたアクチュエータを解放するためのクラッチは必要でないので、これに伴う質量の増加、設計の複雑さ、及び制御の複雑さは従来の装置と比べて少ない。

作用点は、制御表面が屈曲、ねじれ及び湾曲において柔軟に変形され得るように好ましくそらすことができる。これは制御表面により誘発される空気力学的効力（例えば、揚力、抗力又はピッチモーメントに関する効力）を詳細に設定するのを可能にする。特に、制御表面をスパン幅方向に、即ち巡回流れ方向に関して横方向に、屈曲させる又は反らせることができ、そして／又は制御表面の尾エッジを流れ方向に又は流れ方向に逆らって曲げることができる。言い換えると、制御表面は有利にはスパン幅方向に波形（例えば正弦波に類似した波形）の領域範囲を有する。航空機の主翼の場合、これは、航空機の離陸、巡航飛行及び着陸の間の所望の揚力配分及びスパン幅荷重配分に影響を及ぼすために使用できる。従って、アクチュエータが個々の駆動により個別にそらされることができるようにするのが特に有利である。従って、理想的な条件をあらゆる状況について設定することができる。

本発明の制御表面は典型的には、航空機の、主翼尾エッジに関節結合されたフラップであるが、ラダー、補助翼、エレベータ又は航空機上のトリミングタブであることもできる。制御表面は、勿論、最前線のスラット、いわゆるウィングレット又は機首ドループでもあり得、そして、今のところ制御表面を備えない地点であって、目的は空気力学的効果を具体的に達成するか又はそれらを制御することである上記地点に設けることができる。

フラップは離陸及び着陸の段階に必要とされる。ラダーは航空機を垂直軸の周りに旋回するために使用され、一方、主翼の尾エッジ上の補助翼は航空機が長手方向軸の周りに動くのを可能にする。エレベータは、航空機の長手方向のピッチ及びピッチ角度が変えられるように、航空機を横軸の周りに傾けるために使用される。航空機の尾部のトリミングタブは、ピッチトリミングのために使用される。従って、本発明の制御表面は、制御表面により誘発される抗力(drag)及びフロープロフィールを飛行中、航空機のいずれの位置でも設定できるようにする。原則として、そして追加して、航空機の基本制御に使用されない空気力学的制御表面もまた、勿論考慮される。

本発明によると、制御表面はロータブレードの構成要素であってもよい。ロータブレードは、例えばヘリコプターの水平に配置されたロータに使用される。ヘリコプターのロータブレードは固定翼航空機の回転主翼のように作用するので、原則として、前に述べたような同じ利点が、固定翼航空機の場合のように適用される。この場合、制御表面は、ロータブレード上の下流の流れ中で関節接合された制御可能なロータブレードフラップであってもよい。ロータブレード並びにそれに関節接合され得るフラップもまた、所望の抗力を達成しそして騒音の発生を少なくするために、垂直に配置されたロータを有する風エネルギー設備に使用することができる。

制御表面を繊維複合材料から形成するのが有利である。このような材料は一般にプラスチックマトリックスと、それに混入された補強用繊維を主成分として有する。このような材料の弾性及び強度は、材料及び／又は特定の負荷方向に対する繊維配向性を適当に選択することにより、所望するように設定することができるので、制御表面の屈曲、ねじれ又は湾曲に詳細に影響を及ぼすことができ、他方では要求される強度は確保される。

本発明はまた、上記の制御表面の作用点をそらす対応する方法に関し、該方法で複数の作用点は、少なくとも２つのアクチュエータが同時に作動する時に、アクチュエータにより異なるようにそらされる。これは、制御表面により誘発される抗力及び対応するフロープロフィールに具体的に影響を及ぼすことを可能にする。

代替の態様によると、２つの隣接する制御表面の作用点は、制御表面の互いに隣接する末端部の少なくとも一つの末端部が２つの末端部のそれぞれ他の末端部に向かって湾曲するように、アクチュエータによってそらされる。この結果、疑似の連続移行が生じることになり、従って制御表面によって減少した渦及び少ない騒音が生じる結果となる。生き返った渦が迅速に減衰するので、これはまた、該渦に対して有利な効果を有する。これは航空機が互いにより近接して進むことを可能にし、従って、より高い航空機交通密度を可能にする。疑似連続移行を同様に、例えば制御表面の側端部と、制御表面を設けた一般に堅い連結領域との間に、同じようにして生成することができる。本発明の更なる特徴及び利点は、添付図面と併せた下記の記述から明らかになるであろう。

図１は、柔軟性制御表面１の概略斜視図を示す。制御表面１は２つの作用点２を有し、その各々にアクチュエータ３が作用する。このようなアクチュエータ３は一般にモータ４及び、例えば線状又は回転式の変速機５を含む。モータは、電器モータ、圧電性セラミック（ｐｉｅｚｏ−ｃｅｒａｍｉｃｓ）、空気圧式若しくは油圧式装置等のような力及び運動発生機の形態であってもよい。アクチュエータ３は、複数のアクチュエータ３が同時に作動された時に、複数の作用点２がアクチュエータ３により異なるように逸れることができるような方法で操作され得る。このようにして制御表面１は、両作用点で又は１つだけの作用点で、例えば上方に又は下方に、弾性的に変形することができる。

図２〜４は制御表面の多くの可能な変形状態を示し、それらは互いに所望の組み合わせで使用することもできる。図２は、流れ方向６に平行な軸の回りに屈曲した制御表面１を示す。制御表面１の幾何学中心１ａは左手末端部１ｂ及び右手末端部１ｃより上に上がり、該末端部１ｂ及び１ｃは点線で示された水平線７により互いに連結することができる。

制御表面１は、作用点２を介して、ねじれ負荷が制御表面にかかるように変形することができる（図３参照）。図３に示す制御表面１の場合のねじれ軸は流れ方向６に対して横方向にある。しかしながら、所望の流れ効果（例えば、揚力、抗力、ピッチモーメント）及び／又は少しの流れ渦を達成するために有利であるなら、ねじれ軸は所望の軸上に置かれてもよい。

更に、制御表面１は、尾エッジ１ｄの中央領域１ｄが、流れ方向６に側端部１ｂ及び１ｃの前方に位置するように湾曲することができる（図４参照）。例示した態様における反対側のエッジ１ｅは尾エッジ１ｄとほぼ同じ程度に流れ方向に湾曲している。しかしながら、間隙形成を防止するために、しっかり留めることもできる。

これらのように、屈曲、ねじれ及び／又は湾曲に関する制御表面１の変形は、同時に高い強度を有する所定の軸内の比較的高度の弾性に依存し、これは、例えば、繊維複合材料から製造した制御表面により達成することができる。

図５及び６は、本発明の制御表面の更に可能な変形状態を示す。図５は空気力学的プロフィール８、例えば主翼又はロータブレード、を示し、その上に柔軟性制御表面１が下流に、即ち該プロフィールの尾エッジに、配置される。図５で、流れ方向が再び参照記号６で、そしてスパン幅方向が参照記号９で注記を付けられている。柔軟性制御表面１を変形及び／又はそらすアクチュエータは明確にするために示されていない。柔軟性制御表面１は、図２〜４と併せて記述したように、屈曲、ねじれ及び／又は湾曲において変形することができ、制御表面１は常時連続した平らな広がりを有し、即ち間隙、溝又はスリットがない。図５に示した例示的態様において、制御表面１の尾エッジ１２は連続した波形形状を有する。

図６は、空気力学プロフィール８、特に主翼又はロータブレード、に下流のその尾エッジに配置した柔軟性制御表面１の変形の更なる選択肢の部分的詳細を示す。図５におけるように、制御表面１をそらすアクチュエータは、明確にするために、図示されていない。流れ方向は再び参照番号６で、そしてスパン幅方向は参照番号９で注記を付けられている。図６に示した柔軟性制御表面１は移行領域２２の右で逸れていないが、波形形状の移行領域２２で、逸れた領域（移行領域２２の左側の領域）と合体する。

図７は、航空機２１の主翼８の斜視図を示す。多数のアクチュエータ３が主翼８のスパン幅方向９に互いに平行に配置されている。この態様において、５個のアクチュエータ３が、尾エッジ１２及び先端エッジ１３を有する第１制御表面１１に作用する。この態様において、アクチュエータは、柔軟性の第１制御表面１１が変形して、良好なスパン幅揚力分布及び負荷分布が、ねじれ、間隙又は溝のない滑らかな輪郭により、離陸、巡回飛行又は着陸のような種々の飛行状態で達成されるように、作動される。例えば、図７に示す位置にある第１制御表面１１はスパン幅方向に屈曲しそして反れている。

図７に示す配置において、尾エッジ１５及び先端エッジ１６を有する第２制御表面１４が第１制御表面１１に隣接して設けられ、スパンにわたって互いに平行に配置された５個のアクチュエータ３が同様にこの第２制御表面１４に作用する。第２制御表面１４上の作用点は、例えば、主翼８と第２制御表面１４の間の間隙１７を最小にするように逸れていてもよい。この場合、第２制御表面１４は、この目的のために、流れ方向６で湾曲する。制御表面１１及び１４は、スパン幅方向の波形形状に所望の連続した領域範囲を有してもよい。

図７及び８に示されるように、第１制御表面１１と第２制御表面１４との間にスパン幅方向に間隙１８がある。その結果誘発される抗力、渦形成及び騒音に関するこの間隙の影響をできるだけ少なく保持するために、互いに隣接して配置された２つの制御表面１１及び１４上の作用点をアクチュエータによりそらせて、制御表面１１、１４のそれぞれの互いに隣接した末端部１１ａ、１４ａの少なくとも１つの末端部１１ａ又は１４ａを２つの末端部のそれぞれ他の末端部１４ａ又は１１ａに向けて湾曲させ、これにより有効に連続した移行を生じさせることができる。図８に示した制御表面１１及び１４の場合、２つの末端部１１ａ，１４ａを実質上の直線により互いに結合して、２つの制御表面の間に連続した移行を生成することができ、その結果、空中に少ししか渦を誘発しない。このような疑似連続移行は、勿論、制御表面の１つの末端部と、例えば主翼８と一体化した、隣接した硬い連結領域との間に類似の方法で生成することができる（図７の点線サークルで記した領域を参照）。このことは、例えば図８において、制御表面１４を硬い連結領域でも置き換えられることを意味する。

図８はまた、例えば封鎖したアクチュエータの結果生じた、第１制御表面１１の望ましくない逸れ１９を示す。第１制御表面１１のこの逸れの代わりに望ましい偏位２０を点線で表す。偏位２０と偏位１９との比較は、望ましいプロフィールとの不一致があることを示す。しかしながら、第１制御表面１１が弾性的に柔軟性であるために、偏位１９は第１制御表面１１の輪郭を少ししか変化させないので、低い渦形成及び騒音に関する第１制御表面１１の有効性の大部分がまだ与えられる。

原則として、各制御表面に対するアクチュエータの数は制限されないので、制御表面の非常に細かく段階付けられた変形が、スパン幅方向だけでなく流れ方向にも可能である。

図７に示した配置において、２つの制御表面１１及び１４の代わりに、（図５又は図６に例で示されたような）単一の制御表面もまた使用することができ、該制御表面は主翼８の全スパン幅（例えば点線サークルで印した左側領域から点線サークルで印した右側領域）にわたって本質的に延びる。この場合変形は、図８に関連して記載したように、制御表面の１つの側端部から連結領域への移行部で疑似連続的に起きることができる。

前に記載したような柔軟性制御表面１、１１及び１４は、制御表面からそれぞれの硬い連結領域への移行部でのスパン幅方向及び流れ方向の両方における間隙、ねじれ又は不連続を回避させることができる。

アクチュエータを有する本発明の制御表面の概略斜視図を示す。 流れ方向に対して横方向に屈曲した制御表面の斜視図を示す。 流れ方向に対して横方向に曲がった制御表面の斜視図を示す。 流れ方向に前方に湾曲した制御表面の斜視図を示す。 本発明の制御表面を有する、特に主翼の、空気力学的プロフィールの斜視図を示す。 本発明の制御表面を有する、特に主翼の、別の空気力学的プロフィールの斜視図を示す。 ２つの本発明の制御表面を有する航空機の主翼の斜視図を示す。 本発明の逸れた２つの制御表面の正面図を示す。

符号の説明

１、１１、１４：制御表面
２：作用点
３：アクチュエータ
４：モータ
５：変速機
６：流れ方向
８：主翼
１２：尾エッジ
１８：間隙
２１：航空機
２２：移行領域

Claims (13)

1. 柔軟性制御表面（１；１１，１４）に、巡回流れ方向（６）に対して横方向に互いに片寄った複数の異なる作用点（２）で作用する少なくとも２つのアクチュエータ（３）を含む、航空機（２１）用の該柔軟性制御表面（１；１１，１４）において、少なくとも２つの該アクチュエータ（３）が、該アクチュエータ（３）が同時に作動する時に、複数の該作用点（２）を異なって逸らすように設計されていることを特徴とする、上記制御表面（１；１１，１４）。
2. 上記アクチュエータ（３）を個々に駆動することができることを特徴とする、請求項１に係る制御表面（１；１１，１４）。
3. 上記制御表面（１；１１，１４）が屈曲、ねじれ及び湾曲に関して柔軟に変形できるように複数の上記作用点（２）を逸らすことができることを特徴とする、請求項１又は２に係る制御表面（１；１１，１４）。
4. 上記制御表面（１；１１，１４）が流れ方向（６）に対して横方向に屈曲及び／又はねじれに関して柔軟に変形できるように上記作用点（２）を逸らすことができることを特徴とする、請求項３に係る制御表面（１；１１，１４）。
5. 上記制御表面（１；１１，１４）の尾エッジが流れ方向（６）に又はその逆方向に湾曲に関して柔軟に変形できるように複数の上記作用点（２）を逸らすことができることを特徴とする、請求項３又は４に係る制御表面（１；１１，１４）。
6. 上記制御表面（１；１１，１４）がフラップ、ラダー、補助翼、エレベータ又はトリミングタブであることを特徴とする、請求項１ないし５に係る制御表面（１；１１，１４）。
7. 上記制御表面（１；１１，１４）がモータブレード、特にモータブレードフラップ、の構成要素であることを特徴とする、請求項１ないし５のいずれか１項に係る制御表面（１；１１，１４）。
8. 上記制御表面（１；１１，１４）が繊維複合材料から形成されることを特徴とする、請求項１ないし７のいずれか１項に係る制御表面（１；１１，１４）。
9. 請求項１ないし８のいずれか１項に係る制御表面（１；１１，１４）を航空機に配置する方法において、少なくとも２つのアクチュエータ（３）が同時に作動する時に複数の作用点（２）が異なるように逸れることを特徴とする、上記方法。
10. 上記制御表面（１；１１，１４）が屈曲し、曲がりそして／又は湾曲するように上記作用点（２）が逸れることを特徴とする、請求項９に係る方法。
11. 上記制御表面（１；１１，１４）が流れ方向（６）に対して横方向に屈曲及び／又はねじれに関して柔軟に変形するように上記作用点（２）が逸れることを特徴とする、請求項１０に係る方法。
12. 上記制御表面（１；１１，１４）の尾エッジが流れ方向（６）に又はその逆方向に湾曲において柔軟に変形するように上記作用点（２）が逸れることを特徴とする、請求項１０又は１１に係る方法。
13. ２つの隣接する制御表面（１１，１４）の作用点（２）がアクチュエータ（３）によって、該制御表面（１１，１４）の互いに隣接する末端部（１１ａ，１４ａ）の少なくとも１つの末端部（１１ａ，１４ａ）が２つの該末端部（１１ａ，１４ａ）のそれぞれ他の末端部（１１ａ，１４ａ）に向かって湾曲するように逸らされることを特徴とする、請求項９ないし１２のいずれか１項に係る方法。

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