JP6199920B2

JP6199920B2 - 翼、翼を構成する方法及び翼の形状を変化させる方法

Info

Publication number: JP6199920B2
Application number: JP2015042477A
Authority: JP
Inventors: エヌ．ガンジーウメッシュ; ダブリュ．ロウロバート
Original assignee: トヨタモーターエンジニアリングアンドマニュファクチャリングノースアメリカ，インコーポレイティド
Priority date: 2014-03-05
Filing date: 2015-03-04
Publication date: 2017-09-20
Anticipated expiration: 2035-03-04
Also published as: US20150251747A1; US9457887B2; JP2015168429A

Description

本発明は、翼、翼を構成する方法及び翼の形状を変化させる方法に関する。

翼、安定板、及び旅客機若しくは超小型無人機などの航空機の他の空気力学的機能は、従来、航空機の想定作動条件の特定の揚力及び抗力特性を有する固定形状によって構成されている。航空機の速度及び高度、航空機の操縦、並びに天候及び他の環境要因は、空気力学的効率及び空気力学的機能の全体的性能に非常に影響を与える場合がある。

また、航空機の通常の飛行には、種々の気流条件も含まれ得る。例えば、航空機の多くは、１以上の種類の環境又は速度変化により作動する。これらの航空機は、最新の作動条件を提供する最適な揚力及び抗力特性を達成するために、翼の形状又は他の空気力学的機能の変化から利益を得ることができる。

飛行条件の変更時に揚力及び抗力特性を改善するのに用いられている既存の翼構造には、望ましくない重量ペナルティを更に負う、制限された形状変化機能しか含まれ得ない。これらの構造によって可能な翼形状のわずかな変化は、種々の作動環境を通して航空機の性能を最適化するのに十分ではない。

翼の形状を構成又は構築する及び変化させる装置及び方法が開示される。翼には、剛性構造化前縁部(rigidly structured leading edge portion)と、弾性中央部と、変形梁(morphing beam)を含んだ後縁部と、が含まれ得る。変形梁は、２つの位置、すなわち、翼の翼弦長（chord length of the wing）を最小化する第１の位置と翼の翼弦長を最大化する第２の位置との間を移動するように構成することができる。下記の翼の構造及び構築方法によって、大きな重量又は信頼性のペナルティを負うことなく、翼弦を大幅に変化させることができる。

開示されている実施形態の一態様は翼である。翼には、前縁部と、中央部と、変形梁を備えた後縁部と、が含まれる。

開示されている実施形態の別の態様は、翼を構成する方法である。当該方法には、剛性構造から翼の前縁部を形成することと、弾性構造から翼の中央部の外面を形成することと、が含まれる。当該方法には、変形梁から翼の後縁部を形成することが更に含まれる。

開示されている実施形態の別の態様は、翼の形状を変化させる方法である。当該方法には、変形梁を備えた後縁部を翼の弾性中央部に連結することが含まれる。変形梁には、スマートマテリアル(smart material)で形成された第１の部分と、弾性材料で形成された第２の部分と、が含まれる。当該方法には、変形梁の第１の部分におけるスマートマテリアルを駆動して（actuating）、翼の弾性中央部及び変形梁の弾性材料の形状を変化させることが更に含まれる。

添付図面を参照して本明細書の説明をするが、複数の図面全体において、同一の参照符号は、同一の部分について言及している。

図１Ａは、第１の位置における後縁変形梁を含む翼の上面図である。図１Ｂは、図１Ａの翼を通した翼弦方向の断面図である。図２Ａは、第２の位置における後縁変形梁を備えた翼の上面図である。図２Ｂは、図２Ａの翼を通した翼弦方向の断面図である。図３は、図１Ａの翼を通した翼幅方向の断面図であり、翼の変形機能を示す、図２Ａの翼を通した翼幅方向における断面図の点線表示を含む。

下記の装置及び方法の例は、軽量、効率的でかつ信頼性のあるモーフィング翼（morphing wing）の設計を可能にすることを意図する。翼の形状変化機能によって、翼の全体的な空気力学的効率を向上させることができるので、軽量で、信頼性のあるモーフィング翼は、特に航空産業において、非常に関心が高い。通常の飛行は、種々の気流条件、例えば、離着陸時に低速で、及び巡航条件時に高速で作動する航空機を必要とする。これらの種々の条件に最適な翼の構造が異なるので、固定翼又はわずかに変更可能な空気力学的機能を備えたものの使用において、同じ翼によってそれぞれの気流条件で実行するために妥協をする必要がある。可変モーフィング翼の使用は、その妥協の必要性を低減させ、これにより、全体的な空気力学的効率を向上させることができる。

図１Ａは、第１の位置における後縁変形梁１０２を含む翼１００の上面図である。翼１００には、異なる構造の複数の部分が含まれている。前縁部１０４、すなわち、航空機の前方に最も近い翼１００の部分には、航空機の作動時に翼１００が受ける大きな値の揚力、ダウンフォース(down force)及び抗力に対処するのに十分な強度及び剛性を翼に付与する、十分な剛性構造の構造が含まれ得る。さらに、前縁部１０４には、外面であって、概して滑らかで、翼１００の他の部分における気流を最適化するように形成された外面が含まれ得る。翼１００の前縁部１０４を形成するのに用いられる材料の例としては、金属、複合材料、又は他の概して高強度の材料を挙げることができる。

また、翼１００には、中央部１０６であって、前縁部１０４の長さに沿って延び、気流が前縁部１０４と中央部１０６との間をスムーズに十分移動可能なように前縁部１０４に固定された中央部１０６も含まれ得る。中央部１０６は、弾性の膨張可能な構造又は構造体から形成することができ、また、中央部１０６には、形成された外面又は膜、例えば、エラストマー膜、又は剛性スライディングスケール(sliding, rigid scale)の構造が含まれ得る。また、中央部１０６には、弾性材料を形成するのに用いられる他の構造も可能である。中央部１０６を構築するのに用いられる弾性構造は、翼１００の翼弦が飛行条件に応じて変化できるように、中央部１０６が膨張及び収縮可能ないずれかの構造を含むものとする。

また、翼１００の中央部１０６の外面は、内部空洞を画定し得る。内部空洞には、任意の形式の膨張可能かつ折り畳み可能な構造、又は、図１Ａに示されている第１の位置と以下に説明する他の位置の双方における翼１００の中央部１０６に構造的支持を付与するのに十分な形式が含まれ得る。例えば、中央部１０６の内部空洞には、１以上の構造リブ(structural rib)、膨張時にリブを形成する櫛形構造、又は強度を付与するアコーディオン若しくはばね型構造を形成するように、伸縮トラス(telescoping truss)が含まれ、膨張位置及び折畳み位置の両方において支持することができる。または、中央部１０６の内部空洞は、例えば、中央部１０６の外面がエラストマー膜である場合、翼１００に構造を設けるように、高圧空気を用いて硬化させることができる。前縁部１０４を備えた翼１００の数、及び中央部１０６を備えた翼１００の数は、中央部１０６に要求される構造、強度及び膨張性の程度によって大きく変化させることができる。図１Ａの例において、前縁部１０４は、航空機の結合部において翼１００の３分の２超、及び翼先端部において翼１００の２分の１を含む。

また、翼１００には、後縁部１０８であって、中央部１０６の長さに沿って延び（extending along the length of the central portion）、気流が中央部１０６と後縁部１０８との間をスムーズに十分移動可能なように中央部１０６に固定された後縁部１０８も含まれ得る。さらに、翼１００の後縁部１０８には、異なる構造の複数の部分、すなわち、中央部１０６の長さに沿って延びる変形梁１０２、及び変形梁１０２の長さに沿って延びる制御面部１１０も含まれ得る。後縁部１０８の制御面部１１０は、例えば、フラップ又はエルロンなどの１以上の公知の空気力学的機能から形成され、概して固定された翼構造の標準航空機において公知のものと同様の付加的な変形機能を翼１００に付与するように構成することができる。

変形梁１０２は、翼１００の最小翼弦長に相当する又は対応する（corresponding）第１の位置を保持するように構成することができる。変形梁１０２の第１の位置は、図１Ａに示されている。短い又は最小の翼弦長の使用によって、安定した飛行動作、航空機が高い動圧及び航空機の重量に概して等しい揚力を受ける飛行の巡航型条件の最適化が可能になる。図１Ａに示すように、変形梁１０２は、スマートマテリアルから形成された第１の部分１１２と、弾性材料から形成された第２の部分１１４より構成され得る。変形梁１０２のこの例示的な構造は、第１の部分１１２にスマートマテリアルを用い、相当の屈曲を誘導するために、弾性材料の単一側面における変形梁１０２の撓みを増幅するように構成されたユニモルフ(uni-morph)として一般に知られている。

本開示に関連して、「スマートマテリアル」という用語は、熱、電圧、磁場などの付加によって膨張又は収縮させることができるいずれかの材料を指し得る。スマートマテリアルの一部の例としては、圧電複合材料、電気活性高分子、形状記憶合金及びカーボンナノチューブ複合材料が挙げられる。スマートマテリアルの使用によって、大きな重量又は信頼性のペナルティを負うことなく、翼弦長を大幅に変化させることができる翼の構造が可能になる。さらに、翼幅方向に配向された、すなわち、翼１００の根元から先端へ延びる方向に概して配向された第１の部分１１２にスマートマテリアルを有することによって、翼弦の方向に配向されたスマートマテリアルの駆動による構造よりもはるかに大きい駆動度が可能になる。

スマートマテリアルから形成された変形梁１０２の単一の第１の部分１１２により図１Ａの例が示されているが、変形梁１０２に、第３の部分（図示せず。）であって、第１の部分１１２とは反対側の第２の部分１１４における弾性材料の長さを拡張する（extends）スマートマテリアルから形成された第３の部分を含めることも可能である。変形梁１０２のこの代替的構造は、バイモルフ(bi-morph)として一般に知られており、また、弾性材料の反対側のスマートマテリアルの２つの別個の部分を用いることによって、変形梁１０２の変形（deflection）を更に増幅させることができる。第１の部分におけるスマートマテリアルの使用、及び、第２の部分１１４の弾性材料との組合せにおける選択的な第３の部分におけるスマートマテリアルの使用は、第２の部分１１４の弾性材料の前端面及び後端面における膨張及び収縮の制限された量のみで、顕著な曲げ量を生じさせ得る。また、図２Ａ及び２Ｂに関して更に説明されているように、翼１００の後縁部１０８における屈曲によって、翼の中央部１０６の膨張又は収縮も生じる。

図１Ｂは、図１Ａの翼１００を通した翼弦方向の断面図である。翼弦方向は、翼１００の前縁から後縁に概して延びる方向を示す。断面図では、前縁部１０４、中央部１０６及び後縁部１０８が更に詳細に示されている。具体的には、中央部１０６内に空洞１１６が示され、膨張可能かつ折り畳み可能な構造１１８、１２０も示され、これらは空洞１１６内に配置されている。図１Ａに関して上述したように、構造１１８、１２０は、多くの形態を採ることができ、例えば、１以上の構造リブ、膨張時にリブを形成する櫛形構造、又は強度を付与するアコーディオン若しくはばね型構造（図示せず。）を採ることができ、膨張位置及び折畳み位置の両方において翼１００に支持することができる。膨張可能かつ折り畳み可能な構造１１８、１２０は、中央部１０６の外面が形成されているか、又は、例えば、当該外面がエラストマー膜である場合、翼１００の前縁部１０４と後縁部１０８との間に延びるように用いることができる。中央部１０６の外面が、スライディングスケール(sliding scale)などの剛性材料から代替的に形成されている場合、膨張可能かつ折り畳み可能な構造１１８、１２０は、空洞１１６内に必要ではない場合がある。

図２Ａは、第２の位置における後縁部１０８及び変形梁１０２を備えた図１Ａの翼の上面図である。第２の位置は、翼１００の最大翼弦長に対応させる（correspond）ことができる。航空機が着陸する際に、変形梁１０２の所定の第２の位置を示した、翼１００の大きな全面積を用いることができる。すなわち、航空機が減速し、非常に低い動圧において重量に等しい揚力を受ける場合、翼１００の大きな面積が最適である。第２の位置には、図１Ａ及び１Ｂに示され記載されている第１の部分と比較して、翼１００の前縁部１０４と後縁部１０８間の距離の増加によって翼１００の非常に膨張した中央部１０６が含まれている。

変形梁１０２の第１の部分１１２のスマートマテリアルが、第２の位置に変形梁１０２を配置するように駆動されると、翼１００の第２の部分１１４の弾性材料は膨張し、外面は、前縁部１０４と後縁部１０８との間に延びる。変形梁１０２は、キャンバ方向（camber-wise direction）に、すなわち、翼１００の上部から下部に概して延びる方向に、翼１００が受ける高い値の揚力及びダウンフォースに耐える程度に高い曲げ剛性を有するように、そして同時に、第１の位置と第２の位置との間の移動を可能にする程度に翼１００の翼弦方向に低い曲げ剛性を有するように、構成することができる。これらの曲げ剛性特性は、例えば異方性材料では一般的である。

図２Ｂは、図２Ａの翼を通した翼弦方向の断面図である。図２Ｂは、図１Ｂと同様であるが、翼１００の後縁部１０８が第１の位置ではなく、第２の位置にあるという相違がある。中央部１０６内の空洞１１６は膨張し、膨張可能かつ折り畳み可能な構造１１８、１２０は、空洞１１６内に十分に延びた位置により示されている。ここで、これらの構造１１８、１２０は、リブ又はトラスの形態で、翼１００の中央部１０６に強度及び支持を付与する位置にある。この例において、中央部１０６の外面は、エラストマー材料から形成されており、これによって、変形梁１０２が第１の位置から第２の位置に移動すると、中央部１０６が伸びることができる。図２Ｂには示されていないが、変形梁１０２の第２の位置は、変形梁１０２が、翼１００の概して水平な面から変形されて第１の位置から翼１００のキャンバを変化させるような位置にすることができる。

図３は、図１Ａの翼１００を通した翼幅方向（span-wise direction）の断面図であり、翼１００の変形機能を示す、図２Ａの翼１００を通した翼幅方向における断面図の点線表示を含む。これらの断面図において、前縁部１０４内の構造支持体は、トラスの形態で示されているが、前縁部１０４に強度を付与する他の構造的特徴も可能である。また、中央部１０６内の空洞１１６も、実線の断面図と一致する第１の位置と、点線の断面図と一致する第２の位置の双方において変形梁１０２とともに示されている。空洞１１６は、変形梁１０２の第１の位置と第２の位置との間で翼１００の翼弦方向に沿ってサイズが増加する。

変形梁１０２が第１の位置から第２の位置に移動すると、第２の位置における翼１００の点線表示と、第１の位置における翼１００の実線表示の比較により示されているように、翼先端部が前方に変形する又は撓むことも可能である。変形梁１０２の第１の部分１１２におけるスマートマテリアルの駆動は、翼１００の翼弦長が増加し、かつ翼１００の全体的形状又は面積が変化するような駆動であり得る。すなわち、変形梁１０２の第１の部分１１２におけるスマートマテリアルの駆動によって、翼の中央部１０６における弾性材料の形状、変形梁１０２の第２の部分１１４における弾性材料の形状、及び前縁部の形状を変化させることができる。

変形梁１０２の第１の部分１１２のスマートマテリアルは、２つの安定位置、最小翼弦長の第１の位置と、最大翼弦長の第２の位置を保持するように構成することができる。または、変形梁１０２の第１の部分１１２のスマートマテリアルは、第１の位置と第２の位置との間の複数の中間位置を保持するように構成することができ、これによって、翼１００の更なる翼弦長及び全体的な形状が可能になる。また、上述したように、スマートマテリアルから形成された変形梁１０２の任意の第３の部分を用いることもでき、これによって、変形梁１０２を付加的に屈曲することができる。

本明細書の例及び特許請求の範囲は、航空機の翼について言及しているが、変形機能は、風車の羽根、又はモータとともに用いられるロータ若しくはプロペラなどの翼形状が組み込まれる、いずれかの装置に適用することができる。したがって、「翼」という用語の使用は、航空及び航空機に関連するように限定することを意味しない。

前述の説明は、現在最も実用的な実施形態であると考えられるものについて言及している。ただし、本開示がこれらの実施形態に限定されず、逆に、法律の下で許可されているようなすべての変形例及び均等な構造を包含するようにその範囲を最も広く解釈する必要がある、添付の特許請求の範囲の趣旨及び範囲内に含まれる種々の変形例及び均等な構成に及ぶものとすることを理解する必要がある。

１００翼
１０２後縁変形梁
１０４前縁部
１０６中央部
１０８後縁部
１１０制御面部
１１２第１の部分
１１４第２の部分
１１６空洞
１１８膨脹可能且つ折り畳み可能な構造

Claims

翼であって、
前縁部と、
当該翼の根元から当該翼の先端まで当該翼の翼幅方向に延びる変形梁を備えた後縁部であって、前記変形梁が、該変形梁に含まれるスマートマテリアルの駆動によって当該翼の翼弦方向における屈曲を介して第１の安定位置から第２の安定位置まで翼幅方向の曲率が変化し、該後縁部の残部が該変形梁の翼幅方向の曲率に適合するように構成されている、後縁部と、
前記変形梁と前記前縁部との間に取り付けられた中央部であって、前記変形梁の翼幅方向の曲率の変化に適応するように当該翼の翼弦方向に該中央部の形状を変化させることによって当該翼の底面面積及び上面面積を変化させるように構成された中央部と、を具備する翼。
前記前縁部が剛性構造を備え、前記中央部が、該中央部の外面を形成する弾性構造を備え、前記弾性構造がエラストマー膜又はスライディングスケール構造の少なくとも一方を備える、請求項１に記載の翼。
前記中央部が、空洞を形成し、且つ、該空洞内に配置された膨張可能且つ折り畳み可能な構造を含む、請求項１に記載の翼。
前記変形梁の第１の安定位置が当該翼の最小翼弦長に相当し、前記変形梁の第２の安定位置が当該翼の最大翼弦長に相当する、請求項１に記載の翼。
前記変形梁が、前記スマートマテリアルで形成された第１の部分と、弾性材料で形成された第２の部分と、追加のスマートマテリアルで形成された第３の部分とを具備する、請求項１に記載の翼。
前記第２の部分が前記第１の部分におけるスマートマテリアルの駆動によって前記第１の安定位置から前記第２の安定位置まで当該翼の翼弦方向に屈曲させられる、請求項５に記載の翼。
前記第２の部分が前記第１の部分と前記第３の部分との間に挟まれ、前記第２の部分が、前記第１の部分におけるスマートマテリアル及び前記第３の部分におけるスマートマテリアルのいずれか一方の駆動によって前記第１の安定位置から前記第２の安定位置まで当該翼の翼弦方向に屈曲させられる、請求項５に記載の翼。
前記前縁部が前記変形梁におけるスマートマテリアルの駆動に応答して当該翼の先端において該前縁部の形状を変化させるように構成される、請求項１に記載の翼。
前記後縁部が、当該翼の翼幅方向に延在する制御面部を更に具備し、該制御面部が、前記変形梁の翼幅方向の曲率に適合するように構成される、請求項１に記載の翼。
前記制御面部が前記変形梁の後方に配設される、請求項９に記載の翼。
翼の後縁部の翼幅方向の曲率を変化させる方法であって、
前記翼の根元から該翼の先端まで該翼の翼幅方向に延びる変形梁を含む後縁部であって、前記変形梁が、該変形梁に含まれるスマートマテリアルの駆動によって前記翼の翼弦方向における屈曲を介して第１の安定位置から第２の安定位置まで翼幅方向の曲率が変化し、該後縁部の残部が該変形梁の翼幅方向の曲率に適合するように構成されている、後縁部と、
前記変形梁に固定された弾性の中央部であって、前記変形梁の翼幅方向の曲率の変化に適応するように前記翼の翼弦方向に形状を変化させるように構成された弾性の中央部と
を有する翼において、
前記変形梁が前記第１の安定位置にある状態で、前記第１の安定位置から前記第２の安定位置まで前記翼の翼弦方向に前記変形梁を屈曲させることによって、前記後縁部の残部が前記変形梁の翼幅方向の曲率に適合した状態で該変形梁の翼幅方向の曲率を変化させ、前記変形梁の翼幅方向の曲率の変化に適応するように前記翼の弾性の中央部の形状を変化させ、且つ前記翼の底面面積及び上面面積を変化させるために前記変形梁におけるスマートマテリアルを駆動するステップを含む、方法。
前記変形梁が、前記スマートマテリアルで形成された第１の部分と、弾性材料で形成された第２の部分と、追加のスマートマテリアルで形成された第３の部分とを具備し、前記第２の部分が前記第１の部分と前記第３の部分との間に挟まれ、
前記変形梁におけるスマートマテリアルを駆動するステップが、前記第１の部分におけるスマートマテリアル及び前記第２の部分におけるスマートマテリアルを駆動して前記第１の安定位置から前記第２の安定位置まで前記翼の翼弦方向に前記変形梁を屈曲させることを更に含む、請求項１１に記載の方法。
前記翼の弾性の中央部がエラストマー膜又はスライディングスケール構造の少なくとも一方を含み、
前記変形梁におけるスマートマテリアルを駆動するステップが、前記第１の安定位置から前記第２の安定位置まで前記翼の翼弦方向に前記変形梁を屈曲させることによって、前記変形梁の翼幅方向の曲率の変化に適応するように前記翼の弾性の中央部のエラストマー膜又はスライディングスケール構造の少なくとも一方の形状を変化させるために前記変形梁におけるスマートマテリアルを駆動することを更に含む、請求項１１に記載の方法。
前記翼の弾性の中央部が、空洞を形成し、且つ、該空洞内に配置された膨張可能且つ折り畳み可能な構造を含み、
前記変形梁におけるスマートマテリアルを駆動するステップが、前記第１の安定位置から前記第２の安定位置まで前記翼の翼弦方向に前記変形梁を屈曲させることによって、前記変形梁の翼幅方向の曲率の変化に適応するように前記膨張可能且つ折り畳み可能な構造の形状を変化させるために前記変形梁におけるスマートマテリアルを駆動することを更に含む、請求項１１に記載の方法。