JP2019188953A - 翼構造体、翼構造体の制御方法及び航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】静翼との間に形成される隙間に空気を導くようにした動翼を備えた翼構造体及び航空機の重量を軽減することである。【解決手段】実施形態に係る翼構造体は、航空機用の翼構造体であって、静翼と、前記静翼との間に常時隙間が形成されるように配置される動翼と、前記隙間に形成される空気の流れを制御するための少なくとも１つのプラズマアクチュエータとを備えるものである。また、実施形態に係る航空機は、上述した翼構造体を備えたものである。また、実施形態に係る動翼の制御方法は、静翼との間に常時隙間が形成されるように動翼が配置される航空機用の翼構造体の制御方法であって、少なくとも１つのプラズマアクチュエータを用いて前記隙間に形成される空気の流れを制御するものである。【選択図】 図１

Description

本発明の実施形態は、翼構造体、翼構造体の制御方法及び航空機に関する。

航空機の主翼や尾翼等の翼周りの空気の流れを制御する構成要素として補助翼（エルロン）、方向舵（ラダー）、昇降舵（エレベータ）、フラップ、スポイラ及びフラッペロン等の動翼が知られている。航空機の姿勢は、動翼の舵角をアクチュエータの駆動によって変化させることによって制御することができる。

更に、近年、航空機の翼周りの空気の流れを制御する補助的なデバイスとして、プラズマアクチュエータ（ＰＡ：ｐｌａｓｍａ ａｃｔｕａｔｏｒ）を用いる研究がなされている（例えば特許文献１及び特許文献２参照）。航空機の翼に取付けられるプラズマアクチュエータとして実用的なのは、誘電体バリア放電（ＤＢＤ：Ｄｉｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｄｉｓｃｈａｒｇｅ）を用いて空気の流れを形成するＤＢＤ−ＰＡである。

ＤＢＤ−ＰＡは誘電体を挟んで電極を配置し、電極間に高い交流電圧を印加することによって誘電体の片面のみにプラズマを発生させるようにしたプラズマアクチュエータである。ＤＢＤ−ＰＡを用いれば、プラズマの制御によって空気の剥離を抑制し、気流を変化させることができる。このため、ＤＢＤ−ＰＡを翼に取付けることによって、補助翼やフラップ等の動翼を省略する試みもなされている。すなわち、ＤＢＤ−ＰＡは、航空機の舵面を代替する要素として期待されている。

特開２０１６−０５６８１４号公報 特開２００８−２９０７１０号公報

フラップの一形式であるスロッテッドフラップは、静翼との間に隙間が生じるように取付けられるフラップである。スロッテッドフラップの展開時には、静翼とスロッテッドフラップとの間に形成される隙間を通って翼の下面側から上面側に向かう空気の流れが形成される。この翼の下面側から上面側に向かう空気の流れによってスロッテッドフラップの上面側における空気の剥離防止効果を得ることができる。

スロッテッドフラップに代表されるように静翼との間に形成される隙間に空気を導く動翼の場合、動翼の舵角を制御するためのアクチュエータのみならず、動翼を展開するためのアクチュエータも必要となる。このため、航空機の重量が増加するという問題がある。

そこで本発明は、静翼との間に形成される隙間に空気を導くようにした動翼を備えた翼構造体及び航空機の重量を軽減することを目的とする。

本発明の実施形態に係る翼構造体は、航空機用の翼構造体であって、静翼と、前記静翼との間に常時隙間が形成されるように配置される動翼と、前記隙間に形成される空気の流れを制御するための少なくとも１つのプラズマアクチュエータとを備えるものである。

また、本発明の実施形態に係る航空機は、上述した翼構造体を備えたものである。

また、本発明の実施形態に係る翼構造体の制御方法は、静翼との間に常時隙間が形成されるように動翼が配置される航空機用の翼構造体の制御方法であって、少なくとも１つのプラズマアクチュエータを用いて前記隙間に形成される空気の流れを制御するものである。

本発明の実施形態に係る翼構造体の構成を示す横断面図。 図１に示す翼構造体の部分上面図。 図１に示すアクチュエータの別の構成例を示す図。 図１に示すプラズマアクチュエータの原理を示す図。 図１に示す動翼の舵角を負にした状態を示す翼構造体の横断面図。 図１に示す動翼の舵角を正にした状態を示す翼構造体の横断面図。 典型的なバースト波の波形を表すグラフ。

本発明の実施形態に係る翼構造体、翼構造体の制御方法及び航空機について添付図面を参照して説明する。

（構成及び機能）
図１は本発明の実施形態に係る翼構造体の構成を示す横断面図であり、図２は図１に示す翼構造体の部分上面図である。

翼構造体１は航空機２用の主翼や尾翼等の構造体である。従って、翼構造体１は航空機２に備えられる。翼構造体１は、静翼３及び動翼４を有する。動翼４は、静翼３との間に常時隙間が形成されるように配置される。動翼４の例としては、エルロン、ラダー、エレベータ、フラップ、スポイラ及びフラッペロン等が挙げられる。図１乃至３は、翼構造体１が主翼構造体であり、動翼４がフラップである場合の例を示している。動翼４の１つであるフラップは、航空機の離着陸の際に操舵される高揚力装置である。

動翼４には動翼４の舵角を制御するためのアクチュエータ５が設けられる。動翼４は従来の展開機構で展開することによって隙間を形成するスロッテッドフラップ等とは異なり、静翼３との間に常時隙間が形成されるように静翼３と連結される。従って、従来のスロッテッドフラップ等とは異なり、動翼４には動翼４の展開機構が不要である。このため、動翼４の舵角を制御するためのアクチュエータ５のみによって動翼４が機械的に制御されるように構成することができる。

図１及び図２に示す例では、動翼４の舵角を変えるための回転シャフト４Ａを回転させるモータ５Ａでアクチュエータ５が構成されている。すなわち、モータ５Ａの出力軸が動翼４の回転シャフト４Ａと連結されている。このため、モータ５Ａの回転によって動翼４の舵角を変えることができる。但し、アクチュエータ５の構成は任意であり、他の構成を有するアクチュエータ５を用いても良い。

図３は図１に示すアクチュエータ５の別の構成例を示す図である。

図３に示すようにシリンダチューブ１０に対してロッド１１が移動する動力シリンダ１２で、静翼３側に固定されたホーンアームやＬ型アーム等の第１のアーム１３Ａと、動翼４側に固定された第２のアーム１３Ｂとを連結することによってアクチュエータ５を構成することもできる。

翼構造体１には、空気の流れを制御するための構成要素として上述したようなアクチュエータ５で機械的に駆動する動翼４の他、少なくとも１つのプラズマアクチュエータ１４が設けられる。プラズマアクチュエータ１４は、動翼４と静翼３との間における隙間に形成される空気の流れを制御するための流れ制御デバイスである。

図４は図１に示すプラズマアクチュエータ１４の原理を示す図である。

プラズマアクチュエータ１４は、第１の電極２１、第２の電極２２、誘電体２３及び交流電源２４で構成される。第１の電極２１と第２の電極２２は、放電エリアが形成されるように誘電体２３を挟んで互いにシフトして配置される。第１の電極２１は、空気の流れを誘起すべき空間に露出した状態で配置される。一方、第２の電極２２は、空気の流れを誘起すべき空間に露出しないように誘電体２３で覆われる。また、第２の電極２２は、航空機２の機体に接地される。第１の電極２１と第２の電極２２との間には、交流電源２４によって交流電圧が印加される。

交流電源２４を動作させて第１の電極２１と第２の電極２２との間に交流電圧を印加すると、第１の電極２１が配置されている側の誘電体２３の表面に形成される放電エリアには電子と正イオンから成るプラズマが生じる。その結果、プラズマによって誘電体２３の表面に向かう空気の流れが誘起される。尚、第１の電極２１と第２の電極２２との間に誘電体２３を挟んで誘電体バリア放電を起こすプラズマアクチュエータ１４は、ＤＢＤ−ＰＡと呼ばれる。

プラズマアクチュエータ１４を構成する第１の電極２１及び第２の電極２２は、薄いフィルム状にすることができる。このため、動翼４の表面に貼付けるか、或いは取付位置となる表面層に埋め込んで使用することができる。

プラズマアクチュエータ１４の数及び取付位置は、動翼４と静翼３との間に形成される隙間に適切な空気の流れを形成できるように風洞試験やシミュレーションによって決定することができる。図１及び図２に示す例では、静翼３の上面側と下面側にそれぞれプラズマアクチュエータ１４が配置されている。すなわち、動翼４と静翼３との間に形成される隙間に適切な空気の流れを形成できるように、静翼３の上面側の後縁と下面側の後縁にそれぞれプラズマアクチュエータ１４が取付けられている。

このように翼構造体１には、空気の流れを制御する装置として動翼４に加えて、プラズマアクチュエータ１４が設けられる。従って、翼構造体１には、動翼４及びプラズマアクチュエータ１４を制御するための制御装置３０が設けられる。制御装置３０は電気信号として制御信号を生成及び出力する電気回路を用いて構成することができる。また、動翼４を駆動するためのアクチュエータ５が油圧式又は空気圧式である場合には、油圧信号又は空気圧信号として制御信号を生成及び出力できるように油圧信号回路又は空気圧信号回路を用いて制御装置３０を構成することができる。

動翼４の舵角はアクチュエータ５の制御量によって調整することができる。このため、制御装置３０からは動翼４の舵角を制御するためにアクチュエータ５の制御量を指示する制御信号がアクチュエータ５に出力される。一方、プラズマアクチュエータ１４は、交流電源２４から第１の電極２１と第２の電極２２との間に印加される交流電圧の有無及び交流電圧の波形によって制御することができる。このため、制御装置３０からはプラズマアクチュエータ１４の作動条件を制御するために交流電源２４から第１の電極２１と第２の電極２２との間に印加される交流電圧の有無及び交流電圧の波形を指示する制御信号が交流電源２４に出力される。

動翼４及びプラズマアクチュエータ１４は、制御装置３０による制御下において互いに連動させることができる。すなわち、制御装置３０による制御下において、動翼４の舵角に応じた好適な条件でプラズマアクチュエータ１４を作動させることができる。実用的な例として、航空機２の巡行時には翼構造体１による揚力が維持されるように図１に例示されるように動翼４の舵角がゼロとなる。

動翼４の舵角がゼロである場合には、制御装置３０による制御によって、静翼３の上面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４と、静翼３の下面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４の双方を作動させることができる。そうすると、静翼３の上面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４と、静翼３の下面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４によって、静翼３と動翼４との間における隙間への空気の流入を防止させるための空気の流れを形成することができる。すなわち、静翼３と動翼４との間における隙間への空気の流入を防止させるためのエアカーテンを形成することで、静翼３と動翼４との間に空気が流入することにより生じる空気抵抗を低減することができる。

一方、動翼４を操舵して正又は負のゼロで無い舵角を取る際においても、適切な位置に配置されたプラズマアクチュエータ１４を作動させることによって、舵面の効果を向上させることができる。

図５は図１に示す動翼の舵角を負にした状態を示す翼構造体の横断面図である。

図５に例示されるように動翼４の舵角が負である場合には、制御装置３０による制御によって、静翼３の上面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４を作動させる一方、静翼３の下面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４を作動させないようにすることができる。そうすると、静翼３の上面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４の作動によって、静翼３の上面側から隙間を通って動翼４の下面側に向かう空気の流れを形成することができる。これにより、動翼４の下面側に空気の流れによるエネルギが供給され、動翼４の下面側において空気の剥離を抑制する効果を得ることができる。

図６は図１に示す動翼の舵角を正にした状態を示す翼構造体の横断面図である。

図６に例示されるように動翼４の舵角が正である場合には、制御装置３０による制御によって、静翼３の下面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４を作動させる一方、静翼３の上面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４を作動させないようにすることができる。そうすると、静翼３の下面側に配置されたプラズマアクチュエータ１４の作動によって、静翼３の下面側から隙間を通って動翼４の上面側に向かう空気の流れを形成することができる。これにより、動翼４の上面側に空気の流れによるエネルギが供給され、動翼４の上面側において空気の剥離を抑制する効果を得ることができる。

各プラズマアクチュエータ１４の交流電源２４から第１の電極２１と第２の電極２２との間に印加される交流電圧の波形は、風洞試験やシミュレーションによって適切な空気の流れが形成されるように決定することができる。プラズマアクチュエータ１４の交流電源２４から第１の電極２１と第２の電極２２との間に印加される交流電圧の波形としては、連続波の他、バースト波とすることが効果的であることが風洞試験等によって確認されている。

図７は典型的なバースト波の波形を表すグラフである。

図７において縦軸は電圧Ｖを示し、横軸は時間ｔを示す。バースト波は、図７に示すように、振幅が変化する期間と、振幅が変化しない期間を一定のバースト周期Ｔで繰り返す波である。従って、交流電圧の波形がバースト波である場合には、振幅Ｖｍの交流電圧が連続的に印加される期間Ｔｏｎがバースト周期Ｔで断続的に繰り返されることになる。バースト周期Ｔに対する交流電圧の印加期間Ｔｏｎの比Ｔｏｎ／Ｔは、デューティ比に相当し、バースト比ＢＲと呼ばれる。

従って、プラズマアクチュエータ１４を作動させることによって目的とする空気の流れを形成するために適切なバースト周期Ｔやバースト比ＢＲ等の波形パラメータを風洞試験やシミュレーションによって事前に求め、データベース化することができる。すなわち、プラズマアクチュエータ１４を作動させることによって形成すべき空気の流れと、プラズマアクチュエータ１４の第１の電極２１と第２の電極２２との間に印加すべき交流電圧の波形との関係を表すテーブルや関数等の情報を記憶させた記憶装置を制御装置３０に備えることができる。これにより、プラズマアクチュエータ１４の第１の電極２１と第２の電極２２との間に印加される交流電圧の波形を制御装置３０によって自動制御することができる。もちろん、プラズマアクチュエータ１４のＯＮ状態とＯＦＦ状態との間における切換えを航空機２の操縦者が手動で行えるようにしてもよい。

尚、バースト周期Ｔ又はバースト周期Ｔの逆数であるバースト周波数ｆを無次元化して風洞試験又はシミュレーションを行うと、翼構造体１の形状や空気の流速が異なる場合であっても、共通の風洞試験又はシミュレーションによって適切なバースト周期Ｔ又はバースト周波数ｆを決定することが可能となる。例えば、バースト周波数ｆは図１に例示されるように定義される翼構造体１の翼弦長ｃ１又は動翼４の舵面長ｃ２と、空気の主流速度Ｕを基準として無次元化することができる。

具体的には、翼構造体１の翼弦長ｃ１と空気の主流速度Ｕで無次元化されたバースト周波数Ｆ１は式（１）で表される。
Ｆ１＝（１／Ｔ）／（Ｕ／ｃ１）＝ｆ／（Ｕ／ｃ１） （１）

一方、動翼４の舵面長ｃ２と空気の主流速度Ｕで無次元化されたバースト周波数Ｆ２は式（２）で表される。
Ｆ２＝（１／Ｔ）／（Ｕ／ｃ２）＝ｆ／（Ｕ／ｃ２） （２）

従って、動翼４と静翼３とによって構成される翼構造体１の翼弦長ｃ１又は動翼４の舵面長ｃ２で無次元化したバースト周波数Ｆ１、Ｆ２又はバースト周期のバースト波形としてプラズマアクチュエータ１４の第１の電極２１と第２の電極２２との間に印加すべき交流電圧の波形を決定することができる。これにより、翼構造体１の翼弦長ｃ１又は動翼４の舵面長ｃ２に依らず、共通の無次元化されたバースト周波数Ｆ１、Ｆ２又はバースト周期を決定することができる。また、空気の主流速度Ｕで無次元化すれば、空気の主流速度Ｕに依らず、共通の無次元化されたバースト周波数Ｆ１、Ｆ２又はバースト周期を決定することができる。

以上のような翼構造体１、翼構造体１の制御方法及び航空機２は、動翼４を静翼３との間に常時隙間が形成されるように配置し、少なくとも１つのプラズマアクチュエータ１４を用いて隙間に形成される空気の流れを制御するようにしたものである。

（効果）
このため、翼構造体１、翼構造体１の制御方法及び航空機２によれば、動翼４の重量を軽減することができる。すなわち、翼構造体１、動翼４の制御方法及び航空機２によれば、従来のスロッテッドフラップに設けられる展開機構を不要にすることができる。このため、動翼４を展開するためのアクチュエータが不要となり、舵角を制御するためのアクチュエータ５のみで動翼４を操舵することが可能となる。

しかも、プラズマアクチュエータ１４を動翼４の舵角に応じて適切に作動させることによって、動翼４を静翼３との間に隙間が常時形成されることに起因する悪影響を無くすことができるのみならず、舵角を取った際における舵の効きを向上させることが可能である。

（他の実施形態）
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。

１ 翼構造体
２ 航空機
３ 静翼
４ 動翼
４Ａ 回転シャフト
５ アクチュエータ
５Ａ モータ
１０ シリンダチューブ
１１ ロッド
１２ 動力シリンダ
１３Ａ 第１のアーム
１３Ｂ 第２のアーム
１４ プラズマアクチュエータ
２１ 第１の電極
２２ 第２の電極
２３ 誘電体
２４ 交流電源
３０ 制御装置

Claims (11)

1. 航空機用の翼構造体であって、
   静翼と、
   前記静翼との間に常時隙間が形成されるように配置される動翼と、
   前記隙間に形成される空気の流れを制御するための少なくとも１つのプラズマアクチュエータと、
   を備える翼構造体。
2. 前記プラズマアクチュエータを前記静翼の上面側と下面側にそれぞれ配置した請求項１記載の翼構造体。
3. 前記動翼の舵角に応じた条件で前記プラズマアクチュエータを作動させる制御装置を更に備える請求項１又は２記載の翼構造体。
4. 前記制御装置は、前記動翼の舵角がゼロである場合には、前記静翼の上面側に配置されたプラズマアクチュエータと、前記静翼の下面側に配置されたプラズマアクチュエータを作動させることによって、前記隙間への空気の流入を防止させるための空気の流れを形成するように構成される請求項３記載の翼構造体。
5. 前記制御装置は、前記動翼の舵角が負である場合には、前記静翼の上面側に配置されたプラズマアクチュエータを作動させる一方、前記静翼の下面側に配置されたプラズマアクチュエータを作動させないことによって、前記静翼の上面側から前記隙間を通って前記動翼の下面側に向かう空気の流れを形成するように構成される請求項３又は４記載の翼構造体。
6. 前記制御装置は、前記動翼の舵角が正である場合には、前記静翼の下面側に配置されたプラズマアクチュエータを作動させる一方、前記静翼の上面側に配置されたプラズマアクチュエータを作動させないことによって、前記静翼の下面側から前記隙間を通って前記動翼の上面側に向かう空気の流れを形成するように構成される請求項３乃至５のいずれか１項に記載の翼構造体。
7. 前記動翼の舵角を制御するためのアクチュエータのみによって前記動翼が機械的に制御されるようにした請求項１乃至６のいずれか１項に記載の翼構造体。
8. 前記翼構造体は主翼構造体であり、前記動翼はフラップである請求項１乃至７のいずれか１項に記載の翼構造体。
9. 請求項１乃至８のいずれか１項に記載の翼構造体を備えた航空機。
10. 静翼との間に常時隙間が形成されるように動翼が配置される航空機用の翼構造体の制御方法であって、
    少なくとも１つのプラズマアクチュエータを用いて前記隙間に形成される空気の流れを制御する翼構造体の制御方法。
11. 前記動翼の舵面長又は前記翼構造体の翼弦長で無次元化したバースト周波数又はバースト周期のバースト波形として前記プラズマアクチュエータの電極間に印加すべき交流電圧の波形を決定する請求項１０記載の翼構造体の制御方法。

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