JP6621585B2 - フラッタ制御装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の翼端部に配置されるフラッタ制御装置に関する。

特許文献１（米国特許第７５９７２８５号明細書）には、翼端から発生する誘導抵抗を最小化する翼端付加物が開示されている。特許文献１に記載されている翼端付加物は、検出した主翼の撓みに基づいて翼端付加物の迎角を制御している。

米国特許第７５９７２８５号明細書

航空機の翼に生ずるフラッタ限界を向上させて、飛行速度領域を広げる。

以下に、（発明を実施するための形態）で使用される番号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号は、（特許請求の範囲）の記載と（発明を実施するための形態）との対応関係を明らかにするために付加されたものである。ただし、それらの番号を、（特許請求の範囲）に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置は、流体中を移動して相対風を受ける翼（１４）の翼端部に配置される前方制御翼（２２ｆ）と後方制御翼（２２ｒ）とを有する。前方制御翼（２２ｆ）の前方制御翼風圧中心（ＣＰｆ）は翼端部の前縁（ＥＬ）よりも前方に配置される。また、後方制御翼（２２ｒ）の後方制御翼風圧中心（ＣＰｒ）は翼端部の後縁（ＥＴ）よりも後方に配置される。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、前方制御翼（２２ｆ）によって生ずる揚力の方向と、後方制御翼（２２ｒ）によって生ずる揚力の方向とは、同方向である。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、前方制御翼（２２ｆ）は、翼端部の前縁（ＥＬ）よりも前方に配置される。後方制御翼（２２ｒ）は、翼端部の後縁（ＥＴ）よりも後方に配置される。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、翼（１４）は、フラッタに至る曲げ振動モードと、フラッタに至る捩じり振動モードとを有し、捩じり振動モードの振動数が翼（１４）に作用する動圧の増加に応じて増加するものとする。捩じり振動モードに起因して発生する捩じり変形が元に戻ろうとするトルクの方向と、前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）の風圧中心に発生する揚力による、ねじり振動モードの捩じれ中心回りの動圧トルクの方向とが逆になるように前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）が配置される。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、翼（１４）は、フラッタに至る曲げ振動モードと、フラッタに至る捩じり振動モードとを有し、捩じり振動モードの振動数が翼（１４）に作用する動圧の増加に応じて減少するものとする。捩じり振動モードに起因して発生する捩じり変形が元に戻ろうとするトルクの方向と、前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）の風圧中心に発生する揚力による、ねじり振動モードの捩じれ中心回りの動圧トルクの方向とが同じなるように前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）が配置される。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、上記フラッタ制御装置は、更に前方支持材（２０ｆ）と、後方支持材（２０ｒ）とを有する。前方支持材（２０ｆ）は、翼端部に配置され、前方制御翼（２２ｆ）を支持する。後方支持材（２０ｒ）は、翼端部に配置され、後方制御翼（２２ｒ）を支持する。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、上記の前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）のうちの少なくとも一方は、翼端部から翼（１４）の外側に向かって延出している。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、上記の前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）のうちの少なくとも一方は、翼端部から胴体（１２）側に向かって延出している。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）のうちの少なくとも一方の平面形状は、後退翼形状である。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）のうちの少なくとも一方の平面形状は、デルタ翼形状である。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）のうちの少なくとも一方は、複数の制御翼から構成される。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、上記の複数の制御翼は、翼（１４）のコード方向（Ｘ軸方向）及びスパン方向（Ｙ軸方向）に対して平行に配置される。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、上記の複数の制御翼は、翼（１４）のコード方向（Ｘ軸方向）に平行であり、複数の制御翼のうちの１つと翼（１４）のスパン方向とのなす角は、複数の制御翼のうちの他の１つと翼（１４）のスパン方向とのなす角と異なる角度で配置される。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、フラッタ制御装置は、更に前方直動案内部（リニアガイドＬＧ等）と、前方直動駆動部（モータＭ、ウォーム歯車ＷＧ等）とを備える。前方直動案内部（リニアガイドＬＧ等）は、前方支持材（２０ｆ）を翼端のコード方向（Ｘ軸方向）へ移動可能に案内する。前方直動駆動部（モータＭ、ウォーム歯車ＷＧ等）は、前方支持材（２０ｆ）を翼端のコード方向（Ｘ軸方向）へ駆動する。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、フラッタ制御装置は、更に後方直動案内部（リニアガイドＬＧ等）と、後方直動駆動部（モータＭ、ウォーム歯車ＷＧ等）とを備える。後方直動案内部（リニアガイドＬＧ等）は、後方支持材（２０ｒ）を翼端のコード方向（Ｘ軸方向）へ移動可能に案内する。後方直動駆動部（モータＭ、ウォーム歯車ＷＧ等）は、後方支持材（２０ｒ）を翼端のコード方向（Ｘ軸方向）へ駆動する。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、前方直動駆動部（モータＭ）及び後方直動駆動部（モータＭ）のうちの少なくとも一方は、前方制御翼（２２ｆ）及び後方制御翼（２２ｒ）のうちの少なくとも一方を、翼端部の前縁（ＥＬ）又は後縁（ＥＴ）に形成されている前方格納部（４０ｆ）及び後方格納部（４０ｒ）のうちの少なくとも一方に格納する駆動を行う。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、フラッタ制御装置は、更に前方回動案内部（ラジアルベアリングＲＢ等）と、前方回動駆動部（モータＭ、平歯車ＰＧ等）とを備える。前方回動案内部（ラジアルベアリングＲＢ）は、前方支持材（２０ｆ）を翼端のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回動可能に支持する。前方回動駆動部（モータＭ、平歯車ＰＧ等）は、前方支持材（２０ｆ）を翼端のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回動駆動する。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、フラッタ制御装置は、更に後方回動案内部（ラジアルベアリングＲＢ等）と、後方回動駆動部（モータＭ、平歯車ＰＧ等）とを備える。後方回動案内部（ラジアルベアリングＲＢ等）は、後方支持材（２０ｒ）を翼端のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回動可能に支持する。後方回動駆動部（モータＭ、平歯車ＰＧ等）は、後方支持材（２０ｒ）を翼端のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回動駆動する。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、フラッタ制御装置は、更に相対速度計（３４）と、制御装置（３０）とを備える。制御装置（３０）は、相対速度計（３４）の値に応じて、前方直動駆動部（モータＭ、ウォーム歯車ＷＧ等）及び後方直動駆動部（モータＭ、ウォーム歯車ＷＧ等）のうちの少なくとも一つの駆動制御、又は前方回動駆動部（モータＭ、平歯車ＰＧ等）及び後方回動駆動部（モータＭ、平歯車ＰＧ等）のうちの少なくとも一つの駆動制御を行う。

いくつかの実施形態に係るフラッタ制御装置において、フラッタ制御装置は、更に振動計（前方振動計３２ｆ、後方振動計３２ｒ）と、制御装置（３０）とを備える。振動計（前方振動計３２ｆ、後方振動計３２ｒ）は、翼（１４）の捩じり振動を検出する。制御装置（３０）は、振動計（前方振動計３２ｆ、後方振動計３２ｒ）の値に応じて、前方直動駆動部（モータＭ、ウォーム歯車ＷＧ等）及び後方直動駆動部（モータＭ、ウォーム歯車ＷＧ等）のうちの少なくとも一つの駆動制御、又は前方回動駆動部（モータＭ、平歯車ＰＧ等）及び後方回動駆動部（モータＭ、平歯車ＰＧ等）のうちの少なくとも一つの駆動制御を行う。

航空機の翼に生ずるフラッタ限界を向上させて、飛行速度領域を広げることができる。

図１は、前方制御翼と後方制御翼とを有するフラッタ制御装置を航空機の両翼端部に配置した実施形態を説明する平面図である。 図２は、図１に示すＡ矢視図であり、フラッタ制御装置を航空機の側面から観察した側面図である。 図３は、図１に示すＢ矢視図であり、フラッタ制御装置を航空機の正面から観察した正面図である。 図４は、横軸に動圧を、縦軸に振動数を設定した場合において、フラッタに至る翼の曲げ振動モードの振動数と、捩じり振動モードの振動数とを表した線図である。 図５は、図４に示す捩じり振動モードの振動数の改善状況を説明するフラッタ制御装置の側面図である。 図６は、横軸に動圧を、縦軸に振動数を設定した場合において、フラッタに至る翼の曲げ振動モードの振動数と、捩じり振動モードの振動数とを表した線図である。 図７は、図６に示す捩じり振動モードの振動数の改善状況を説明するフラッタ制御装置の側面図である。 図８は、前方制御翼を複葉配置した実施形態を示す翼端部分の側面図である。 図９は、図８に示した前方制御翼を説明する翼端部分の正面図である。 図１０は、図８及び図９に示した前方制御翼を説明する翼端部分の斜視図である。 図１１は、前方制御翼をＶ字翼配置した実施形態を示す翼端部分の正面図である。 図１２は、図１１に示した前方制御翼を説明する翼端部分の斜視図である。 図１３は、前方制御翼及び後方制御翼を翼端部から胴体側に向かって延出させた実施形態を説明する翼端部分の平面図である。 図１４は、フラッタ制御装置の前方制御翼を上下に複葉配置した実施形態を説明する翼端部分の正面図である。 図１５は、フラッタ制御装置の前方制御翼をＶ字翼配置した実施形態を示す正面図である。 図１６は、前方制御翼及び後方制御翼の平面形状をデルタ翼とした実施形態について説明する図である。 図１７は、前方制御翼及び後方制御翼が翼のコード方向に駆動する実施形態について説明する図である。 図１８は、前方制御翼及び後方制御翼を、独立して翼のコード方向に駆動する実施形態を説明する平面図である。 図１９は、図１８に示すＣ−Ｃ断面を説明する図であり、前方制御翼及び後方制御翼を格納した状態を説明する側面断面図である。 図２０は、前方制御翼及び後方制御翼を翼のコード軸回りに回動駆動する実施形態について説明する平面図である。 図２１は、図２０に示したフラッタ制御装置を正面から観察した正面図である。

添付図面を参照して、フラッタ制御装置を実施するための形態を、以下に説明する。

（フラッタ制御装置の取付例）
図１乃至図３を参照して、フラッタ制御装置の取付例について説明する。図１は、前方制御翼２２ｆと後方制御翼２２ｒとを有するフラッタ制御装置を航空機１０の翼１４の両翼端部に配置（固定）した実施形態を説明する平面図である。図２は、図１に示すＡ矢視図であり、フラッタ制御装置を航空機１０の側面から観察した側面図である。図３は、図１に示すＢ矢視図であり、フラッタ制御装置を航空機１０の正面から観察した正面図である。

図１に示す航空機１０は、ＦＤ方向に飛行する。航空機１０は、胴体１２と、左右一対の翼１４（主翼）と、水平尾翼１６と、垂直尾翼１８と、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを含むフラッタ制御装置とを有している。航空機１０における胴体１２の中央部付近には、翼１４（主翼）が配置されている。航空機１０における胴体１２の後部には、水平尾翼１６と、垂直尾翼１８とが配置されている。

翼１４は、飛行中に揚力を発生して航空機１０を浮上させる。翼１４の翼端部には、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを含むフラッタ制御装置が配置されている。前方制御翼２２ｆは翼面積が前方制御翼面積Ｓｆの小翼であり、前方制御翼揚力Ｌｆ（後段にて説明する図５、図７参照）を発生する。後方制御翼２２ｒは、翼面積が後方制御翼面積Ｓｒの小翼であり、後方制御翼揚力Ｌｒ（後段にて説明する図５、図７参照）を発生する。

水平尾翼１６は、航空機１０の飛行中にピッチ方向（図１に示すＹ軸回り方向。）の姿勢を安定化する。垂直尾翼１８は、航空機１０の飛行中にヨー方向（図１に示すＺ軸回り方向。）の姿勢を安定化する。

図２を参照して、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒは、翼１４と同方向に揚力を発生する迎角で翼端部の前後に配置されている。前方制御翼２２ｆの前方制御翼風圧中心ＣＰｆ（後段にて説明する図５、図７参照。）は、翼端部の前縁ＥＬよりも前方に配置されている。図２に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆは翼１４の翼端部における前縁ＥＬよりも前方（図１に示す＋Ｘ軸方向：主流方向の上流側）に取り付けられている。

後方制御翼２２ｒの後方制御翼風圧中心ＣＰｒ（後段にて説明する図５、図７参照。）は、翼端部の後縁ＥＴよりも後方に配置されている。図２に示す実施形態では、後方制御翼２２ｒは翼１４の翼端部における後縁ＥＴよりも後方（図１に示す−Ｘ軸方向：主流方向の下流側）に取り付けられている。また、図２及び図３に示す実施形態では、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒは、主流方向となるＸ軸方向（翼１４のコード方向）及びＹ軸方向（スパン方向）に対して平行（なお、平行には、略平行であることが含まれる。以下同様に、本明細書においては、「平行」には略平行であることが含まれる。）に配置されている。

図１乃至図３に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆは、翼１４の翼端部に前方支持材２０ｆを介して取り付けられている。後方制御翼２２ｒは、翼１４の翼端部に後方支持材２０ｒを介して取り付けられている。なお、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒは、前方支持材２０ｆ及び後方支持材２０ｒを介さずに直接翼１４の翼端部に配置することもできる。また、図１に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを、翼１４（主翼）の翼端部に配置した実施形態を示してあるが、垂直尾翼１８の翼端部や、水平尾翼１６の翼端部に配置することもできる。

また、図１乃至図３に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒは、翼端部から翼の外側に向かって延出した状態に配置又は固定されているが、これとは逆向きに、翼端部から胴体１２側に向かって延出した状態に配置又は固定（図１３参照）することもできる。

（翼１４の曲げ振動モードに対して捩じり振動モードが低い振動数から増加していき連成振動に至る場合）
次に、図４及び図５を参照して、翼１４の曲げ振動モードに対して捩じり振動モードが低い振動数から増加していき連成振動（共振）に至る場合について説明する。図４は、横軸に動圧ＤＰ（例えば相対風の速度に相当する。）を設定し、縦軸に振動数ｆｒｅｑを設定した場合において、フラッタに至る翼１４の曲げ振動モードの振動数ｆｂと、フラッタに至る捩じり振動モードの振動数ｆｔ０及びｆｔ１とを表した線図である。図５は、図４に示す捩じり振動モードの振動数ｆｔ１の改善状況を説明するフラッタ制御装置の側面図である。なお、図１乃至図３に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明を省略する。

図４を参照して、捩じり振動モードの振動数ｆｔ０は、フラッタ制御装置を取り付けない状態における、動圧ＤＰに対する振動数の模式的な変動（単一の捩じり振動モードである場合や、複数の捩じり振動モードを総括した場合を含む。）を表したものである。捩じり振動モードの振動数ｆｔ１は、フラッタ制御装置を取り付けた後の状態における、動圧ＤＰに対する振動数の模式的な変動（単一の捩じり振動モードである場合や、複数の捩じり振動モードを総括した場合を含む。）を表したものである。

翼１４の曲げ振動モードの振動数ｆｂは、翼１４の迎角変化が小さい振動モードであるため、図４に示すように曲げ振動モードの振動数ｆｂは、動圧ＤＰ及びフラッタ制御装置の有無に関わらず略同一の値を取る。これに対し、捩じり振動モードは、動圧ＤＰに対する翼１４の迎角変化が大きい振動モードであるため、空力変化が大きく、固有振動数及び振動モードの変化は大きい。

図４に示すように、フラッタ制御装置を取り付けない状態での捩じり振動モードの振動数ｆｔ０は、動圧ＤＰの増加に伴って曲げ振動モードの振動数ｆｂに近づくものとする。この場合、動圧ＤＰ０において曲げ振動モードと捩じり振動モードとが振動数ＦＰ０で連成してフラッタが発生することになる。そこで、フラッタ制御装置を翼１４の翼端部に取り付けることによって、動圧ＤＰに対する振動数変化を低減（捩じり振動モードの振動数ｆｔ１）して連成を遅らせ、フラッタが発生する動圧ＤＰ１を実用速度外（振動数ＦＰ１）に移動させることができる。

図４に示すように、翼１４の曲げ振動モードの振動数ｆｂに対して捩じり振動モードの振動数ｆｔ０が低い振動数から増加して連成振動（振動数ＦＰ０）に近づく場合には、翼１４の捩じり剛性Ｋｔ（Ｎ・ｍ／ｒａｄ）を低くすることができれば、動圧ＤＰに対する振動数変化を低減して連成を遅らせることができる。

次に、図５を参照して、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒによって生ずる揚力について説明する。図５を参照して、前方制御翼２２ｆに生ずる前方制御翼揚力Ｌｆの方向（上向き）は、後方制御翼２２ｒに生ずる後方制御翼揚力Ｌｒの方向（上向き）と同方向である。なお、図５において、Ｌｗは、翼１４の翼端部に生ずる揚力を示す。

次に、図５を参照して、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが発生する動圧トルクについて説明する。例えば、図５に示すように、フラッタに至る捩じり振動モードの振動数ｆｔ０の捩じれ中心ＭＲＣが翼１４の構造仮想中心ＭＣ（例えば質点）よりも後方（−Ｘ軸方向）に存在している場合には、翼１４の翼端部に前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを含むフラッタ制御装置を配置する。図５に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆの前方制御翼風圧中心ＣＰｆ及び後方制御翼２２ｒの後方制御翼風圧中心ＣＰｒの位置を捩じれ中心ＭＲＣよりも前方に配置してある。これにより、翼１４に加わった捩じり変形（捩じり角度α）が元に戻ろうとするトルクの方向（捩じり剛性Ｋｔ×捩じり角度α）に対して、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが発生する前方制御翼揚力Ｌｆ及び後方制御翼揚力Ｌｒによる動圧トルク（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）の方向が逆（符号が逆）になる。その結果、当該動圧トルクは、見かけ上捩じり剛性Ｋｔを低下させるように働く。

すると、翼１４の捩じり剛性Ｋｔが低下したのと同様な効果を生じ、動圧ＤＰに対する振動数変化が低減される。

捩じり剛性Ｋｔを低下させるメカニズムについて、数式を用いて説明する。なお、当該説明で使用する数式は、全ての要素を考慮に入れた詳細な数式ではなく、メカニズムについて説明するための簡易な数式であることが留意されるべきである。

例えば、一般的な捩じり振動運動の運動方程式は、（式１）で表される。そして、一般的な捩じり振動モードの振動数ｆｔは、（式２）で表される。一般的な捩り振動系に、図５に例示される前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを付加することは、（式１）で表される運動方程式の右辺に、（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）を付加することを概ね意味する。また、Ｌｆは捩じり角度αに概ね比例し、Ｌｒは捩じり角度αに概ね比例する。以上のことから、（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）は、（式１）におけるαの係数である捩じり剛性Ｋｔを、見かけ上低下させるように機能することが理解される。

ｆｔ：一般的な捩じり振動モードの振動数
Ｋｔ：捩じり剛性
Ｌｆ：前方制御翼２２ｆが発生する前方制御翼揚力
Ｘｆ：捩じれ中心ＭＲＣから、前方制御翼風圧中心ＣＰｆまでの距離
Ｌｒ：後方制御翼２２ｒが発生する後方制御翼揚力
Ｘｒ：捩じれ中心ＭＲＣから、後方制御翼風圧中心ＣＰｒまでの距離
Ｊ：捩じり振動系の慣性モーメント
なお、各風圧中心は、例えば、対応する各翼に働く揚力の作用点を意味する。

以上のように、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを翼端部に配置すると、翼１４における捩じり変形（捩じり角度α）が元に戻ろうとする捩じり剛性Ｋｔから、前方制御翼揚力Ｌｆ及び後方制御翼揚力Ｌｒにより生ずる動圧トルク（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）に基づく値が減算される。前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを翼端部に配置することにより、翼１４の捩じり剛性Ｋｔが低下したのと同様な効果を生じ、動圧ＤＰに対する振動数変化が低減される。

なお、図５に記載の例では、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆは、翼１４における翼端部の前縁ＥＬよりも前方に取り付けられており、後方制御翼２２ｒは翼１４における翼端部の後縁ＥＴよりも後方に取り付けられている。このため、フラッタ制御装置を付加したことに伴う、翼全体（前方制御翼２２ｆと、翼１４と、後方制御翼２２ｒとを含む翼全体）の風圧中心の変化が効果的に抑制される。

（翼１４の曲げ振動モードに対して捩じり振動モードが高い振動数から減少していき連成振動に至る場合）
次に、図６及び図７を参照して、翼１４の曲げ振動モードに対して捩じり振動モードが高い振動数から減少していき連成振動に至る場合について説明する。図６は、横軸に動圧ＤＰ（例えば相対風の速度に相当する。）を設定し、縦軸に振動数ｆｒｅｑを設定した場合において、フラッタに至る翼１４の曲げ振動モードの振動数ｆｂと、フラッタに至る捩じり振動モードの振動数ｆｔ０及びｆｔ１とを表した線図である。図７は、図６に示す捩じり振動モードの振動数ｆｔ１の改善状況を説明するフラッタ制御装置の側面図である。なお、図４乃至図５に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明を省略する。

図６に示すように、フラッタ制御装置を取り付けない状態での捩じり振動モードの振動数ｆｔ０は、動圧ＤＰの増加に伴って曲げ振動モードの振動数ｆｂに近づくものとする。この場合、動圧ＤＰ０において曲げ振動モードと捩じり振動モードとが振動数ＦＰ０で連成してフラッタが発生することになる。そこで、フラッタ制御装置を翼１４の翼端部に取り付けることによって、動圧ＤＰに対する振動数変化を低減（捩じり振動モードの振動数ｆｔ１）して連成を遅らせ、フラッタが発生する動圧ＤＰ１を実用速度外（振動数ＦＰ１）に移動させることができる。

図６に示すように、翼１４の曲げ振動モードの振動数ｆｂに対して捩じり振動モードの振動数ｆｔ０が高い振動数から減少して連成振動（振動数ＦＰ０）に近づく場合には、翼１４の捩じり剛性Ｋｔ（Ｎ・ｍ／ｒａｄ）を高くすることができれば、動圧ＤＰに対する振動数変化を低減して連成を遅らせることができる。

次に、図７を参照して、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒによって生ずる揚力について説明する。図７を参照して、前方制御翼２２ｆに生ずる前方制御翼揚力Ｌｆの方向（上向き）は、後方制御翼２２ｒに生ずる後方制御翼揚力Ｌｒの方向（上向き）と同方向である。なお、図７において、Ｌｗは、翼１４の翼端部に生ずる揚力を示す。

次に、図７を参照して、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが発生する動圧トルクについて説明する。例えば、図７に示すように、フラッタに至る捩じり振動モードの振動数ｆｔ０の捩じれ中心ＭＲＣが翼１４の構造仮想中心ＭＣ（例えば質点）よりも前方（＋Ｘ軸方向）に存在している場合には、翼１４の翼端部に前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを含むフラッタ制御装置を配置する。図７に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆの前方制御翼風圧中心ＣＰｆ及び後方制御翼２２ｒの後方制御翼風圧中心ＣＰｒの位置を捩じれ中心ＭＲＣよりも後方に配置してある。これにより、翼１４に加わった捩じり変形（捩じり角度α）が元に戻ろうとするトルクの方向（捩じり剛性Ｋｔ×捩じり角度α）と、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが発生する前方制御翼揚力Ｌｆ及び後方制御翼揚力Ｌｒによる動圧トルク（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）の方向とが同じ（符号が同一）になる。その結果、当該動圧トルクは、見かけ上、捩じり剛性Ｋｔを増加させるように作用する。

すると、翼１４の捩じり剛性Ｋｔが増加したのと同様な効果を生じ、動圧ＤＰに対する振動数変化が低減される。

捩じり剛性Ｋｔを増加させるメカニズムについて、数式を用いて説明する。なお、当該説明で使用する数式は、全ての要素を考慮に入れた詳細な数式ではなく、メカニズムについて説明するための簡易な数式であることが留意されるべきである。

例えば、一般的な捩じり振動運動の運動方程式は、（式３）で表される。そして、一般的な捩じり振動モードの振動数ｆｔは、（式４）で表される。一般的な捩り振動系に、図７に例示される前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを付加することは、（式１）で表される運動方程式の左辺に、（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）を付加することを概ね意味する。また、Ｌｆは捩じり角度αに概ね比例し、Ｌｒは捩じり角度αに概ね比例する。以上のことから、（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）は、（式１）におけるαの係数である捩じり剛性Ｋｔを、見かけ上増加させるように機能することが理解される。

ｆｔ：一般的な捩じり振動モードの振動数

Ｋｔ：捩じり剛性
Ｌｆ：前方制御翼２２ｆが発生する前方制御翼揚力
Ｘｆ：捩じれ中心ＭＲＣから、前方制御翼風圧中心ＣＰｆまでの距離
Ｌｒ：後方制御翼２２ｒが発生する後方制御翼揚力
Ｘｒ：捩じれ中心ＭＲＣから、後方制御翼風圧中心ＣＰｒまでの距離
Ｊ：捩じり振動系の慣性モーメント
なお、各風圧中心は、例えば、対応する各翼に働く揚力の作用点を意味する。

以上のように、翼１４における捩じり変形（捩じり角度α）が元に戻ろうとする捩じり剛性Ｋｔに対して、前方制御翼揚力Ｌｆ及び後方制御翼揚力Ｌｒにより生ずる動圧トルク（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）に基づく値が加算される。前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを翼端部に配置することにより、翼１４の捩じり剛性Ｋｔが増加したのと同様な効果を生じ、動圧ＤＰに対する振動数変化が低減される。

なお、図７に記載の例では、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆは、翼１４における翼端部の前縁ＥＬよりも前方に取り付けられており、後方制御翼２２ｒは翼１４における翼端部の後縁ＥＴよりも後方に取り付けられている。このため、フラッタ制御装置を付加したことに伴う、翼全体（前方制御翼２２ｆと、翼１４と、後方制御翼２２ｒとを含む翼全体）の風圧中心の変化が効果的に抑制される。

（多葉配置の実施形態）
次に前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方を２葉以上の多葉配置する実施形態について図８乃至図１２を用いて説明する。図８は、前方制御翼２２ｆを複葉配置した実施形態を示す翼端部分の側面図である。図９は、図８に示した複葉配置した前方制御翼２２ｆを説明する翼端部分の正面図である。図１０は、図８及び図９に示した前方制御翼２２ｆを説明する翼端部分の斜視図である。図１１は、前方制御翼２２ｆをＶ字翼配置した実施形態を示す翼端部分の正面図である。図１２は、図１１に示した前方制御翼２２ｆを説明する翼端部分の斜視図である。なお、図１乃至図３に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明を省略する。

図８乃至図１０を参照して、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆは、翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）及びスパン方向（Ｙ軸方向）に対して平行に、多葉取付材２４を介して上下に複葉配置される。多葉取付材２４は、前方支持材２０ｆを介して翼１４の翼端部に取り付けられている。図８乃至図１０に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆを２葉配置した実施形態を示したが、前方制御翼２２ｆを３葉以上配置することもできる。また、後方制御翼２２ｒを多葉配置することもできる。前方制御翼２２ｆ又は後方制御翼２２ｒを多葉配置する場合において、複数の前方制御翼２２ｆ同士又は複数の後方制御翼２２ｒ同士の翼面積を異なるものにすることもできる。また、複数の前方制御翼２２ｆ同士又は複数の後方制御翼２２ｒ同士の取付位置を、翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）又はスパン方向（Ｙ軸方向）にずらして取り付けることもできる。

図８乃至図１０に示すように、多葉配置した前方制御翼２２ｆと後方制御翼２２ｒとのＺ軸方向の取付位置をずらすことによって、前方制御翼２２ｆの後流と翼１４、又は前方制御翼２２ｆの後流と後方制御翼２２ｒとの干渉を減少させることができる。そして、干渉に起因する後方制御翼２２ｒの揚力の減少を抑え、フラッタ制御装置としての効きを維持することができる。また、前方制御翼２２ｆ（又は後方制御翼２２ｒ）を多葉配置することによって、前方制御翼揚力Ｌｆ（又は後方制御翼揚力Ｌｒ）を増すことができる。これにより、前方支持材２０ｆ又は後方支持材２０ｒの長さに制限がある場合等においても、効果的にフラッタ限界（フラッタが発生しない限界動圧又は限界速度）を上昇させて、飛行速度領域を広げることができる。

図１１及び図１２を参照して、フラッタ制御装置の２つの前方制御翼２２ｆは、翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に対して平行（なお、平行には、略平行であることも含まれる。）に配置される。これに加えて更に、スパン方向（Ｙ軸方向）に対してはそれぞれが異なる所定の角度を形成して配置（Ｖ字翼配置）される（複数の制御翼のうちの１つとスパン方向とのなす角は、複数の制御翼のうちの他の１つとスパン方向とのなす角と異なるように配置される。）。複数の前方制御翼２２ｆは、前方支持材２０ｆを介して翼１４の翼端部に取り付けられている。図１１及び図１２に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆを２葉配置した実施形態を示したが、前方制御翼２２ｆを３葉以上配置することもできる。また、複数の後方制御翼２２ｒを、コード方向（Ｘ軸）に対して放射状に配置（Ｖ字翼配置）することもできる。

図１１及び図１２に示すように、前方制御翼２２ｆと後方制御翼２２ｒとのコード方向（Ｙ軸方向）に対する角度をずらして多葉配置することによって、前方制御翼２２ｆの後流と翼１４、又は前方制御翼２２ｆの後流と後方制御翼２２ｒとの干渉を減少させることができる。そして、干渉に起因する後方制御翼２２ｒの揚力の減少を抑え、フラッタ制御装置としての効きを維持することができる。また、前方制御翼２２ｆ（又は後方制御翼２２ｒ）を多葉配置することによって、前方制御翼揚力Ｌｆ（又は後方制御翼揚力Ｌｒ）を増すことができる。これにより、前方支持材２０ｆ又は後方支持材２０ｒの長さに制限がある場合等においても、効果的にフラッタ限界（フラッタが発生しない限界動圧又は限界速度）を上昇させて、飛行速度領域を広げることができる。

（翼端部から胴体１２側に向かって延出する制御翼の実施形態）
図１乃至図３及び図８乃至図１２では、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが、翼端部から翼１４の外側に向かって延出している実施形態について説明した。これに対し、図１３乃至図１５では、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが、翼端部から胴体側に向かって延出している実施形態について説明する。

図１３は、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを、翼端部から胴体側に向かって延出させた実施形態を説明する翼端部分の平面図である。図１４は、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆを上下に複葉配置した実施形態を説明する翼端部分の正面図である。図１５は、フラッタ制御装置の前方制御翼２２ｆをＶ字翼配置した実施形態を示す正面図である。なお、図１乃至図３及び図８乃至図１２に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明を省略する。

図１３を参照して前方制御翼２２ｆは、前方支持材２０ｆを介して翼端部に固定されている。後方制御翼２２ｒは、後方支持材２０ｒを介して翼端部に固定されている。図１３に示すように、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを翼端部から胴体側に向かって延出させることによっても、フラッタ制御装置を付加したことに伴う翼全体の翼風圧中心の移動を抑制しながら、フラッタ限界を向上させることができる。また、フラッタ制御装置を付加したことに伴う翼幅の増加は僅かで済むので、翼幅に制限が設けられている航空機のフラッタ限界を向上させる用途に好適である。

図１４を参照して、複数の前方制御翼２２ｆ（又は後方制御翼２２ｒ）は、翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）及びスパン方向（Ｙ軸方向）に対して平行に上下に複葉配置されている。図１４に示すように、複数の前方制御翼２２ｆ（又は後方制御翼２２ｒ）を平行に複葉配置すると共に、翼端部から胴体側に向かって延出させることによっても、フラッタ制御装置を付加したことに伴う翼全体の翼風圧中心の移動や翼幅の増加を抑制しながら、フラッタ限界を向上させて、飛行速度領域を広げることができる。また、前方制御翼２２ｆ（又は後方制御翼２２ｒ）を多葉配置することによって、前方制御翼揚力Ｌｆ（又は後方制御翼揚力Ｌｒ）を増して、より効果的にフラッタ限界を向上させることができる。

図１５を参照して、複数の前方制御翼２２ｆ（又は後方制御翼２２ｒ）は、翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に対して平行に配置されると共に、スパン方向（Ｙ軸方向）に対してそれぞれが異なる所定の角度を形成して配置（Ｖ字翼配置）されている。図１５に示すように、複数の前方制御翼２２ｆ（又は後方制御翼２２ｒ）を、Ｖ字翼配置することによっても、フラッタ制御装置を付加したことに伴う翼全体の翼風圧中心の移動や翼幅の増加を抑制しながら、フラッタ限界を向上させて、飛行速度領域を広げることができる。また、前方制御翼２２ｆ（又は後方制御翼２２ｒ）を多葉配置することによって、翼１４が捩じれた場合に生ずる揚力を増して、効果的にフラッタ限界を向上させることができる。図１４及び図１５に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆを２葉配置した実施形態を示したが、前方制御翼２２ｆを３葉以上配置することもできるし、後方制御翼２２ｒを多葉配置することもできる。

（前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒの平面形状例）
図１、図１０、図１２、図１３では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒの平面形状を後退翼形状（又は前進翼形状）に形成した実施形態について説明した。これに対し図１６では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒの平面形状をデルタ翼形状とした実施形態について説明する。航空機の使用速度域や用途に応じて、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒの平面形状を、矩形翼形状、先細翼形状、後退翼形状、前進翼形状、デルタ翼形状、クリップドデルタ翼形状又はその他の形状を用いることができる。前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒに後退角を設けることによって、臨界マッハ数を上げることができる。

（前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒをコード方向に駆動させる実施形態）
図１乃至図３、図８乃至図１６では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが翼１４の翼端部に固定されている実施形態について説明した。これに対し、図１７は、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが一体となって翼１４のコード方向（図１７に示すＸ軸方向。）に駆動する実施形態について説明する平面図である。なお、図１乃至図３に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明を省略する。

図１７を参照して、翼１４のコード方向に駆動可能な前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒの実施形態について説明する。図１７に示すフラッタ制御装置は、前方制御翼２２ｆと、後方制御翼２２ｒと、前方支持材２０ｆと、後方支持材２０ｒと、リニアガイドＬＧと、モータＭと、エンコーダＥと、制御装置３０（例えばコンピュータ等の情報処理装置を用いることができる。）とを備えている。また、フラッタ制御装置に、前方振動計３２ｆ及び後方振動計３２ｒや、相対速度計３４を備えることもできる。

図１７に示す実施形態では、前方支持材２０ｆと後方支持材２０ｒとは一体に接続されている。一つの部材である前方支持材２０ｆには、前方制御翼面積Ｓｆの前方制御翼２２ｆが取り付けられている。後方支持材２０ｒには、後方制御翼面積Ｓｒの後方制御翼２２ｒが取り付けられている。

図１７を参照して、リニアガイドＬＧ（前方直動案内部、後方直動案内部）は、前方支持材２０ｆ及び後方支持材２０ｒを翼１４のコード方向（図１７に示すＸ軸方向）に移動可能に案内する。モータＭ（前方直動駆動部、後方直動駆動部）のステーターは、翼１４の翼端部に固定されている。モータＭのロータは、ウォーム歯車ＷＧ及びエンコーダＥのロータを回転させる。エンコーダＥは、モータＭのロータの回転角度（前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのコード方向（Ｘ軸方向）における位置に相当する。）を計測して制御装置３０に計測値（計測値に対応する信号）を出力する。制御装置３０は、モータＭの回転及び停止を制御する。ウォーム歯車ＷＧは、前方支持材２０ｆ及び後方支持材２０ｒの側面に形成されているウォームラックと噛合している。

フラッタ制御装置の前方振動計３２ｆ及び後方振動計３２ｒは、翼端部における翼１４の上下方向（Ｚ軸方向）の変位、速度、又は加速度を測定して、その測定結果（計測値に対応する信号）を制御装置３０に出力する振動計である。制御装置３０は、前方振動計３２ｆ及び後方振動計３２ｒが検出した結果と、前方振動計３２ｆと後方振動計３２ｒとの設置位置情報とから、翼１４の捩じり振動モードにおける捩じれ中心ＭＲＣとその振動数、及び振幅を検出することができる。制御装置３０は、前方振動計３２ｆ及び後方振動計３２ｒが検出した捩じれ中心ＭＲＣ、振動数、及びその振幅等に応じて、フラッタの発生を防止する方向に前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを駆動制御する指令を、モータＭに出力することができる。

相対速度計３４は、流体中を移動する翼１４（航空機１０）の相対風の速度を検出して、その結果（検出した相対風の速度に対応する信号）を制御装置３０に出力する。制御装置３０は、相対風の速度がフラッタの発生速度に近づいたと判断した場合には、フラッタの発生を防止する方向に前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを駆動制御する指令を、モータＭに出力することができる。

制御装置３０がモータＭのロータを回転させる指令を出力すると、モータＭは指令を受けた方向に回転する。するとウォーム歯車ＷＧがＸ軸回りに回転して、ウォームラックがＸ軸方向に移動する。そして、前方支持材２０ｆに取り付けられている前方制御翼２２ｆと、後方支持材２０ｒに取り付けられている後方制御翼２２ｒとが揃って翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に移動する。この前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒの移動量は、間接的にエンコーダＥが検出する。制御装置３０は、エンコーダＥの出力値を参照することで、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）の所定の位置に位置決め制御を行うことができる。

制御装置３０が、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に位置決め制御を行うことによって、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが発生する前方制御翼揚力Ｌｆ及び後方制御翼揚力Ｌｒのモーメントアーム長Ｘｆ、Ｘｒを変更して、動圧トルク（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）を調節することができる（図４乃至図７参照）。そして、翼１４が捩じれた場合に生ずる動圧トルクを調節して、フラッタ限界を向上させて、飛行速度領域を広げることができる。

なお、図１７に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが翼１４の翼端部から外側に向かって延出している実施形態を示してあるが、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方を翼１４の翼端部から胴体１２側に向かって延出させることもできる。また、前方直動駆動部又は後方直動駆動部として、電気動力源、油圧動力源、空圧動力源、又はその他の動力源を用いることができる。また、エンコーダＥも、光学式のエンコーダ、レゾルバ、インダクトシン、ＲＶＤＴ（Ｒｏｔａｒｙ ｖａｒｉａｂｌｅ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ ｔｒａｎｓｆｏｒｍｅｒ）、その他の検出器を用いることができる。

（前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方をコード方向に駆動させる実施形態）
図１７では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを同時に同方向に駆動する実施形態について説明した。これに対し、図１８及び図１９では、前方制御翼２２ｆと後方制御翼２２ｒとが独立して、翼１４のコード方向（図１８に示すＸ軸方向。）に駆動を行う実施形態について説明する。図１８は、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを、独立して翼のコード方向に駆動する実施形態を説明するフラッタ制御装置の平面図である。図１９は、図１８に示すＣ−Ｃ断面を説明する側面断面図であり、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを格納した状態を説明する側面断面図である。なお、図１７に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明を省略する。

図１８を参照して、前方支持材２０ｆには、前方制御翼２２ｆが取り付けられている。後方支持材２０ｒには、後方制御翼２２ｒが取り付けられている。前方支持材２０ｆは、前方直動案内部（リニアガイドＬＧ）により翼１４のコード方向（図１８に示すＸ軸方向）に移動可能に案内される。後方支持材２０ｒは、後方直動案内部（リニアガイドＬＧ）により翼１４のコード方向（図１８に示すＸ軸方向）に移動可能に案内される。

前方直動駆動部（モータＭ）は、前方制御翼２２ｆを翼１４のコード方向に駆動を行う。後方直動駆動部（モータＭ）は、後方制御翼２２ｒを翼１４のコード方向に駆動を行う。制御装置３０（例えばコンピュータ等の情報処理装置を用いることができる。）は、前方直動駆動部（モータＭ）及び後方直動駆動部（モータＭ）を独立して制御を行うことによって、前方支持材２０ｆ及び後方支持材２０ｒを独立して翼１４のコード方向（図１８に示すＸ軸方向）に制御することができる。

制御装置３０が、前方支持材２０ｆを駆動するモータＭのロータを回転させる指令を出力すると、モータＭは指令を受けた方向に回転し、ウォーム歯車ＷＧがＸ軸回りに回転して、前方支持材２０ｆのウォームラックがＸ軸方向に移動する。すると、前方支持材２０ｆに取り付けられている前方制御翼２２ｆが翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に駆動される。

同様に、制御装置３０が、後方支持材２０ｒを駆動するモータＭのロータを回転させる指令を出力すると、モータＭは指令を受けた方向に回転し、ウォーム歯車ＷＧがＸ軸回りに回転して、後方支持材２０ｒのウォームラックがＸ軸方向に移動する。すると、後方支持材２０ｒに取り付けられている後方制御翼２２ｒが翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に駆動される。

制御装置３０が、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方を、翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に対する位置決め制御を行うことによって、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが発生する前方制御翼揚力Ｌｆ及び後方制御翼揚力Ｌｒのモーメントアーム長Ｘｆ、Ｘｒを変更して、動圧トルク（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）を調節することができる（図４乃至図７参照）。そして、翼１４が捩じれた場合に生ずる動圧トルクを調節して、フラッタ限界を向上させて、飛行速度領域を広げることができる。

図１８に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが翼１４の翼端部から胴体側に向かって延出している実施形態を示してあるが、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方を翼１４の翼端部から外側に向かって延出させる構成を用いることもできる。

また、制御装置３０が、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを独立して翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に駆動する制御を行うことによって、図１９に示すように、前方制御翼２２ｆを前方格納部４０ｆに格納し、後方制御翼２２ｒを後方格納部４０ｒに格納する制御を行うことができる。図１９に示すように前方制御翼２２ｆを前方格納部４０ｆに格納し、後方制御翼２２ｒを後方格納部４０ｒに格納することによって、フラッタが発生する状況にある所望の飛行条件のときにだけ、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方を使用状態にまで延出させることができる。

（前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方をコード軸回りに回動駆動させる実施形態）
図１８及び図１９では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方を、翼１４のコード方向（Ｘ軸方向）に駆動する実施形態について説明した。これに対し、図２０及び図２１では、前方制御翼２２ｆと後方制御翼２２ｒとが、独立して翼１４のコード軸回り（図２０に示すＸ軸回り。）に回動駆動される実施形態について説明する。図２０は、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒを翼のコード軸回りに回動駆動する実施形態について説明するフラッタ制御装置の平面図である。図２１は、図２０に示したフラッタ制御装置を正面から観察した正面図である。なお、図１７及び図１８に示した部位と同一の機能を有する部位については、同一の符号を付してその説明を省略する。

図２０及び図２１を参照して、前方支持材２０ｆには、前方制御翼２２ｆが取り付けられている。後方支持材２０ｒには、後方制御翼２２ｒが取り付けられている。前方支持材２０ｆは、前方回動案内部（ラジアルベアリングＲＢ）により翼１４のコード軸回り（図２０、図２１に示すＸ軸回り）に回動可能に支持される。後方支持材２０ｒは、後方回動案内部（ラジアルベアリングＲＢ）により翼１４のコード軸回り（図２０、図２１に示すＸ軸回り）に回動可能に支持される。前方回動駆動部（モータＭ）は、前方支持材２０ｆを回動駆動することによって、前方制御翼２２ｆを翼１４のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回動駆動することができる。後方回動駆動部（モータＭ）は、後方支持材２０ｒを回動駆動することによって、後方制御翼２２ｒを翼１４のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回動駆動することができる。

図２０を参照して、モータＭ（前方回動駆動部及び後方回動駆動部）のステーターは翼１４の翼端部に固定され、モータＭのロータは平歯車ＰＧ及びエンコーダＥのロータを回転させる。エンコーダＥは、モータＭのロータの回転角度（前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのコード軸回り（Ｘ軸回り）の角度に相当する。）を計測して制御装置３０（例えばコンピュータ等の情報処理装置を用いることができる。）に計測値に対応する信号を出力する。制御装置３０は、モータＭの回転及び停止を制御する。前方回動駆動部及び後方回動駆動部（モータＭ）のロータに取り付けられている平歯車ＰＧは、前方支持材２０ｆ及び後方支持材２０ｒに取り付けられている平歯車ＰＧと、それぞれ噛合している。

制御装置３０は、前方直動駆動部（モータＭ）及び後方直動駆動部（モータＭ）を独立して制御することによって、前方支持材２０ｆ及び後方支持材２０ｒを独立して翼１４のコード軸回り（図２０、図２１に示すＸ軸回り）に回動させることができる。制御装置３０が、前方支持材２０ｆを駆動するモータＭのロータを回転させる指令を出力すると、モータＭは指令を受けた方向に回転し、モータＭの平歯車ＰＧがＸ軸回りに回転して、前方支持材２０ｆの平歯車ＰＧがＸ軸回りに回転（逆回転）する。そして、前方支持材２０ｆに取り付けられている前方制御翼２２ｆが、翼１４のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回転駆動（図２１に示す角度θ参照。）される。

同様に、制御装置３０が、後方支持材２０ｒを駆動するモータＭのロータを回転させる指令を出力すると、モータＭは指令を受けた方向に回転し、モータＭの平歯車ＰＧがＸ軸回りに回転して、後方支持材２０ｒの平歯車ＰＧがＸ軸回りに回転（逆回転）する。そして、後方支持材２０ｒに取り付けられている後方制御翼２２ｒが、翼１４のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回転駆動（図２１に示す角度θ参照。）される。

制御装置３０が、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方を翼１４のコード軸回り（Ｘ軸回り）に回動位置決めの制御を行うことによって、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒの水平面内（図２０に示すＸ−Ｙ平面）に対する投影面積を変化させることができる。そして、前方制御翼揚力Ｌｆ、後方制御翼揚力Ｌｒ（図５、図７参照）を変化させて、前方制御翼揚力Ｌｆ及び後方制御翼揚力Ｌｒに基づく動圧トルク（Ｘｆ×Ｌｆ＋Ｘｒ×Ｌｒ）を調節することができる（図４乃至図７参照）。そして、翼１４が捩じれた場合に生ずる動圧トルクを調節して、フラッタ限界を向上させて、飛行速度領域を広げることができる。

なお、図２０に示す実施形態では、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒが翼１４の翼端部から胴体側に向かって延出している実施形態を示してあるが、前方制御翼２２ｆ及び後方制御翼２２ｒのうちの少なくとも一方を、翼１４の翼端部から外側に向かって延出させた形態を用いることもできる。

（フラッタの発生とその対策）
一般に翼の構造設計では、フラッタが発生しないように設計する。しかし、仕様変更や構造解析、飛行試験の結果等によりフラッタの発生が判明した場合には、（１）飛行速度、高度や重量等の運用制限を設ける、（２）構造を改修、強化する、（３）ウエイトを付加する等の対策を行うのが一般的である。しかし、航空機について運用制限を設けることは、航空機の性能低下を伴うことになる。そして、構造の改修やウエイトの付加は、航空機の重量増加と性能低下を招くので好ましくない。一般的には、翼の振動特性を変化させるための構造改修は、大規模な改修が必要となることが多く、設計の変更や環境試験の追加など、高額な費用が発生して商品価値が低下してしまうおそれがある。

上記に説明したように、前方制御翼２２ｆと後方制御翼２２ｒとを有するフラッタ制御装置を翼１４の翼端部に付加することによってフラッタの発生を抑制する場合には、改修箇所は翼端部に限定されるので改修による重量増加も僅かで済む。従って、航空機の性能低下を抑えることができる。

また、上述した前方制御翼２２ｆの前方制御翼面積Ｓｆ及び後方制御翼２２ｒの後方制御翼面積Ｓｒと、前方制御翼揚力Ｌｆ及び後方制御翼揚力Ｌｒのモーメントアーム長Ｘｆ、Ｘｒは、フラッタの発生状況に応じて、適宜設定することができる（図４乃至図７参照）。

以上、実施の形態を参照して本発明によるフラッタ制御装置を説明したが、本発明によるフラッタ制御装置は上記実施形態に限定されない。上記実施形態に様々の変更を行うことが可能である。上記実施形態に記載された事項と上記他の実施形態に記載された事項とを組み合わせることが可能である。

１０...航空機
１２...胴体
１４...翼
１６...水平尾翼
１８...垂直尾翼
２０ｆ...前方支持材
２０ｒ...後方支持材
２２ｆ...前方制御翼
２２ｒ...後方制御翼
２４...多葉取付材
３０...制御装置
３２ｆ...前方振動計
３２ｒ...後方振動計
３４...相対速度計
４０ｆ...前方格納部
４０ｒ...後方格納部
ＣＰｆ...前方制御翼風圧中心
ＣＰｒ...後方制御翼風圧中心
ＤＰ...動圧
Ｅ...エンコーダ
ＥＬ...前縁
ＥＴ...後縁
ＬＧ...リニアガイド
Ｌｆ...前方制御翼揚力
Ｌｗ...翼揚力
Ｌｒ...後方制御翼揚力
Ｍ...モータ
ＭＲＣ...捩じれ中心
ＭＣ...構造仮想中心
ＰＧ...平歯車
Ｓｆ...前方制御翼面積
Ｓｒ...後方制御翼面積
ＷＧ...ウォーム歯車

Claims (8)

1. 流体中を移動して相対風を受ける翼の翼端部に配置される前方制御翼と、前記翼端部に配置される後方制御翼とを有するフラッタ制御装置であって、
   前記前方制御翼の風圧中心は前記翼端部の前縁よりも前方に配置され、
   前記後方制御翼の風圧中心は前記翼端部の後縁よりも後方に配置され、
   前記前方制御翼及び前記後方制御翼のうちの少なくとも一方は、複数の制御翼から構成され、
   前記複数の制御翼は、前記翼のコード方向及びスパン方向に対して平行に配置される
   フラッタ制御装置。
2. 前記複数の制御翼は、前記翼のコード方向に平行であり、前記複数の制御翼のうちの１つと前記スパン方向とのなす角は、前記複数の制御翼のうちの他の１つと前記スパン方向とのなす角と異なる
   請求項１に記載のフラッタ制御装置。
3. 流体中を移動して相対風を受ける翼の翼端部に配置される前方制御翼と、前記翼端部に配置される後方制御翼とを有するフラッタ制御装置であって、
   前記翼端部に配置され、前記前方制御翼を支持する前方支持材と、
   前記翼端部に配置され、前記後方制御翼を支持する後方支持材と、
   前記前方支持材を前記翼端のコード方向へ移動可能に案内する前方直動案内部と、
   前記前方支持材を前記翼端のコード方向へ駆動する前方直動駆動部と
   を備え、
   前記前方制御翼の風圧中心は前記翼端部の前縁よりも前方に配置され、
   前記後方制御翼の風圧中心は前記翼端部の後縁よりも後方に配置される
   フラッタ制御装置。
4. 流体中を移動して相対風を受ける翼の翼端部に配置される前方制御翼と、前記翼端部に配置される後方制御翼とを有するフラッタ制御装置であって、
   前記翼端部に配置され、前記前方制御翼を支持する前方支持材と、
   前記翼端部に配置され、前記後方制御翼を支持する後方支持材と、
   前記後方支持材を前記翼端のコード方向へ移動可能に案内する後方直動案内部と、
   前記後方支持材を前記翼端のコード方向へ駆動する後方直動駆動部と
   を備え、
   前記前方制御翼の風圧中心は前記翼端部の前縁よりも前方に配置され、
   前記後方制御翼の風圧中心は前記翼端部の後縁よりも後方に配置される
   フラッタ制御装置。
5. 前記前方直動駆動部は、前記前方制御翼を、前記翼端部の前縁に形成されている前方格納部に格納する駆動を行う
   請求項３に記載のフラッタ制御装置。
6. 前記後方直動駆動部は、前記後方制御翼を、前記翼端部の後縁に形成されている後方格納部に格納する駆動を行う
   請求項４に記載のフラッタ制御装置。
7. 流体中を移動して相対風を受ける翼の翼端部に配置される前方制御翼と、前記翼端部に配置される後方制御翼とを有するフラッタ制御装置であって、
   前記翼端部に配置され、前記前方制御翼を支持する前方支持材と、
   前記翼端部に配置され、前記後方制御翼を支持する後方支持材と、
   前記前方支持材を前記翼端のコード軸回りに回動可能に支持する前方回動案内部と、
   前記前方支持材を前記翼端のコード軸回りに回動駆動する前方回動駆動部と
   を備え、
   前記前方制御翼の風圧中心は前記翼端部の前縁よりも前方に配置され、
   前記後方制御翼の風圧中心は前記翼端部の後縁よりも後方に配置される
   フラッタ制御装置。
8. 流体中を移動して相対風を受ける翼の翼端部に配置される前方制御翼と、前記翼端部に配置される後方制御翼とを有するフラッタ制御装置であって、
   前記翼端部に配置され、前記前方制御翼を支持する前方支持材と、
   前記翼端部に配置され、前記後方制御翼を支持する後方支持材と、
   前記後方支持材を前記翼端のコード軸回りに回動可能に支持する後方回動案内部と、
   前記後方支持材を前記翼端のコード軸回りに回動駆動する後方回動駆動部と
   を備え、
   前記前方制御翼の風圧中心は前記翼端部の前縁よりも前方に配置され、
   前記後方制御翼の風圧中心は前記翼端部の後縁よりも後方に配置される
   フラッタ制御装置。

Images