WO2021075069A1

WO2021075069A1 - 気流制御システム及び航空機

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Publication number: WO2021075069A1
Application number: PCT/JP2020/005281
Authority: WO
Inventors: 雄貴森崎
Original assignee: 三菱重工業株式会社
Priority date: 2019-10-16
Filing date: 2020-02-12
Publication date: 2021-04-22
Also published as: EP4029777A4; CN114555463A; EP4029777A1; JP7330848B2; US20240109647A1; JP2021062829A

Abstract

航空機の上面に流れる気流を制御する気流制御システムであって、航空機の上面の前方側に設けられ、気流を吹き出す吹出口と、吹出口よりも前方側に設けられ、外気を吸い込む吸込口と、吹出口の後方側に設けられ、前方側から吸気すると共に後方側に排気するファンと、吸込口から吹出口に至る流路に設けられ、吸込口から吸い込んだ外気を昇圧して吹出口に圧送するコンプレッサと、を備える。

Description

気流制御システム及び航空機

　本開示は、気流制御システム及び航空機に関するものである。

　従来、気流制御システムとして、機体の主翼の前方側に設けた吹出口から気流を噴射し、噴射した気流を主翼の上面に沿わせて流通させ、機体の主翼の後方側に設けた吸込口から気流を吸い込み、吸い込んだ気流を吹出口へ向けて流通させて、気流を循環させることで、揚力特性の向上を図るコーフロージェットシステム（co-flow　jet　system）が知られている（例えば、特許文献１参照）。このシステムでは、機体の内部にコンプレッサを設け、このコンプレッサにより吸込口から吸い込んだ気流を吹出口へ向けて圧送している。

米国特許出願公開第２０１１／０２１０２１１号明細書

　しかしながら、特許文献１では、機体の内部にコンプレッサを設けると共に、コンプレッサと吸込口とをつなぐ配管と、及びコンプレッサと吹出口とつなぐ配管とをそれぞれ設ける必要がある。このとき、吹出口と吸込口と間の距離が長いほど、配管経路が長くなることから、気流が配管を流通することによる圧損が大きくなってしまう。このため、配管経路の増長に伴う重量増、および圧損に抗して気流を圧送するコンプレッサの吐出容量の増大に伴う重量増となることから、航空機の燃費悪化を招いてしまう。

　そこで、本開示は、重量増加を抑制しつつ、揚力特性の向上を図ることができる気流制御システム及び航空機を提供することを課題とする。

　本開示の気流制御システムは、航空機の上面に流れる気流を制御する気流制御システムであって、前記航空機の上面の前方側に設けられ、前記気流を吹き出す吹出口と、前記吹出口よりも前方側に設けられ、外気を吸い込む吸込口と、前記吹出口の後方側に設けられ、前方側から吸気すると共に後方側に排気するファンと、前記吸込口から前記吹出口に至る流路に設けられ、前記吸込口から吸い込んだ前記外気を昇圧して前記吹出口に圧送するコンプレッサと、を備える。

　本開示の航空機は、上記の気流制御システムと、前記気流制御システムを搭載した航空機本体と、を備える。

　本開示によれば、重量増加を抑制しつつ、揚力特性の向上を図ることができる。

図１は、実施形態１に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図２は、実施形態２に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図３は、実施形態３に係る気流制御システムを備えた航空機の胴体を模式的に表した断面図である。図４は、実施形態４に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図５は、実施形態５に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図６は、実施形態６に係る気流制御システムを備えた航空機の胴体を模式的に表した断面図である。図７は、実施形態７に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図８は、実施形態８に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図９は、実施形態９に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図１０は、実施形態１０に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図１１は、実施形態１１に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図１２は、実施形態１１に係る気流制御システムを備えた航空機のエンジンを模式的に表した図である。図１３は、実施形態１１に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　以下に、本発明に係る実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能であり、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせることも可能である。

［実施形態１］
　実施形態１に係る航空機１は、機体の上面に沿って気流を流通させることで、揚力特性の向上を図る気流制御システム１０を備えたものとなっている。図１は、実施形態１に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　航空機１は、航空機本体５と、気流制御システム１０とを備えている。航空機本体５は、ロール方向に延在して形成される胴体６と、胴体６からピッチ方向（幅方向）に延在して設けられる主翼７と、を含んでいる。気流制御システム１０は、主翼７、または胴体６及び主翼７に設けられている。なお、実施形態１では、気流制御システム１０を主翼７に設ける場合について説明する。

　図１に示すように、主翼７は、前縁側と後縁側とを結ぶ翼幅方向（ロール方向）の中央に、ボックスビームと呼ばれる構造体８が設けられている。なお、前縁側とは、航空機１のロール方向における前方側であり、後縁側とは、航空機１のロール方向における後方側である。

　気流制御システム１０は、吸込口１１と、吹出口１２と、コンプレッサ１３と、ファン１４と、を備えている。

　吸込口１１は、主翼７の前縁側に設けられており、構造体８よりも前縁側に位置している。吸込口１１は、複数の吸込孔２１を有する多孔構造となっている。複数の吸込孔２１は、主翼７の前縁側において上面側から下面側に亘って設けられている。複数の吸込孔２１は、主翼７の前縁側の表面に形成される境界層を吸い込むことが可能となっている。

　吹出口１２は、主翼７の前縁側の上面に設けられており、吸込口１１の後縁側に設けられると共に、構造体８よりも前縁側に位置している。吹出口１２は、吹き出される気流が主翼７の上面に沿って流れるように形成されている。吹出口１２は、例えば、主翼７の前縁側に形成される段差部２５に形成されている。段差部２５は、主翼７の上面２５ａと、主翼７の上面２５ａに対して主翼７の内側に位置する内面２５ｂと、前縁側の上面２５ａと後縁側の内面２５ｂとの間の側面２５ｃとによって階段状に形成されている。そして、吹出口１２は、側面２５ｃに形成されている。また、吹出口１２は、主翼７のピッチ方向に亘って設けられている。

　コンプレッサ１３は、その吸気側が、吸込口１１に接続される吸気側配管２６に接続され、その排気側が、吹出口１２に接続される排気側配管２７に接続されている。コンプレッサ１３は、吸込口１１から吸い込んだ外気を取り込み、取り込んだ外気を昇圧し、昇圧した外気を吹出口１２へ向けて圧送する。そして、圧送された外気は、吹出口１２から吹き出されて気流となる。

　ファン１４は、主翼７の後縁側の上面に設けられており、吹出口１２の後縁側に設けられると共に、構造体８よりも後縁側に位置している。ファン１４は、例えば、プロペラファンである。また、ファン１４は、主翼７と、主翼７の上面に対向して設けられるカウル３０との間に設けられている。カウル３０は、ピッチ方向に直交する面で切った断面において、翼形状となっており、主翼７の上面との間に気流が流通するファン流路３１を形成している。

　この気流制御システム１０は、吸込口１１から外気を吸い込む。このとき、吸込口１１は、主翼７の前縁側において主翼７の上面及び下面に形成される境界層を吸い込む。そして、気流制御システム１０は、吸い込んだ外気を、吸気側配管２６を介してコンプレッサ１３に導入する。気流制御システム１０は、コンプレッサ１３により外気を昇圧し、昇圧した外気を、排気側配管２７を介して吹出口１２から気流として吹き出す。吹き出された気流は、主翼７の上面に沿って前縁側から後縁側に向かって流通することで、主翼７の揚力特性の向上が図られる。つまり、気流は、流れ方向の上流側が前縁側となり、流れ方向の下流側が後縁側となる。このとき、気流は、主翼７の構造体８に亘って流通すると共に、少なくとも一部がファン流路３１に流入する。気流制御システム１０は、ファン流路３１に流入した気流を、ファン１４において吸気する。気流制御システム１０は、吸気した気流を、ファン１４によりファン流路３１の排気側となる下流側から外部に排出する。

　以上のように、実施形態１によれば、吸込口１１及び吹出口１２が主翼７の前縁側に形成されていることから、吸込口１１と吹出口１２との間の流路、すなわち、吸気側配管２６及び排気側配管２７の長さを短くすることができる。このため、配管における流路抵抗を小さくすることができ、配管における圧損の増大を抑制することができる。これにより、コンプレッサ１３の吐出容量の増大を抑制することができる。以上により、配管の重量増加及びコンプレッサ１３の重量増加を抑制できることから、航空機１の燃費悪化を抑制することができ、また、主翼７の上面に沿って気流が流通することから、揚力特性の向上を図ることができる。

　また、実施形態１によれば、吸込口１１を、複数の吸込孔２１からなる多孔構造とし、複数の吸込孔２１を、主翼７の上面側から下面側に亘って設けることができる。このため、主翼７の前縁側に形成される境界層を、複数の吸込孔２１により吸い込むことができるため、主翼７への空力抵抗を低減することができる。

［実施形態２］
　次に、図２を参照して、実施形態２に係る気流制御システム５０について説明する。なお、実施形態２では、重複した記載を避けるべく、実施形態１と異なる部分について説明し、実施形態１と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図２は、実施形態２に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　実施形態２の気流制御システム５０は、実施形態１の多孔構造となる吸込口１１に代えて、図２に示す吸込口５１としている。図２の吸込口５１は、主翼７の前縁側に形成される開口形状（吸込開口）となっている。ここで、主翼７のピッチ方向に直交する面で切った断面において、吸込口５１が設けられない場合、主翼７の前縁側に気流が吹き当ったときの、主翼７の上面側と下面側とに気流が分岐する点を仮想澱点Ｐとする。このとき、実施形態２の吸込口５１は、仮想澱点Ｐに設けられている。つまり、吸込口５１は、仮想澱点を含む領域が開口部分となるように形成されている。この吸込口５１は、主翼７のピッチ方向に延在して形成されている。また、吸込口５１は、コンプレッサ１３の吸気側に連通して形成されていることから、実施形態１の吸気側配管２６を省いた構成となっている。

　この気流制御システム５０は、吸込口５１から外気を吸い込む。このとき、吸込口５１は、主翼７の前縁側における仮想澱点Ｐに設けられることから、主翼７の前縁側に発生する澱点を形成することなく、主翼７の前縁側に吹き当たる外気を取り込むことができる。

　なお、仮想澱点Ｐは、航空機１の飛行中における澱点であってもよいし、航空機１の離着陸時における澱点であってもよく、特に限定されない。

　以上のように、実施形態２によれば、主翼７の前縁側に澱点を発生させることがないため、主翼７に吹き当たる外気の抵抗を低減することができる。

［実施形態３］
　次に、図３を参照して、実施形態３に係る気流制御システム６０について説明する。なお、実施形態３でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１及び２と異なる部分について説明し、実施形態１及び２と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図３は、実施形態３に係る気流制御システムを備えた航空機の胴体を模式的に表した断面図である。

　実施形態３の気流制御システム６０は、実施形態１の主翼７に代えて、航空機本体５の胴体６に適用したものとなっている。

　実施形態３の気流制御システム６０は、吸込口６１と、吹出口６２と、コンプレッサ６３と、ファン６４と、を備えている。吸込口６１は、実施形態１と同様に多孔構造となっており、胴体６の前方側となる機首側に設けられ、主翼７よりも前方側に設けられている。また、吹出口６２は、胴体６の前方側となる機首側に設けられており、吸込口６１よりも後方側に設けられ、主翼７よりも前方側に設けられている。吹出口６２は、実施形態１と同様に段差部に形成されている。コンプレッサ６３は、実施形態１と同様に、吸気側が吸気側配管２６に接続され、排気側が排気側配管２７に接続されている。ファン６４は、実施形態１と同様にプロペラファンであり、胴体６の後方側となる機尾側に設けられ、主翼７よりも後方側に設けられる。なお、実施形態３の気流制御システム６０は、実施形態１の気流制御システム１０を航空機本体５の胴体６に適用した構成となっているため、その他の構成については、実施形態１とほぼ同様となっている。

　この気流制御システム６０は、吸込口６１から外気を吸い込む。このとき、吸込口６１は、胴体６の前方側において胴体６の上面及び下面に形成される境界層を吸い込む。そして、気流制御システム６０は、吸い込んだ外気を、吸気側配管２６を介してコンプレッサ６３に導入する。気流制御システム６０は、コンプレッサ６３により外気を昇圧し、昇圧した外気を、排気側配管２７を介して吹出口６２から気流として吹き出す。吹き出された気流は、胴体６の上面に沿って前縁側から後縁側に向かって流通することで、胴体６の揚力特性の向上が図られる。つまり、気流は、流れ方向の上流側が前縁側となり、流れ方向の下流側が後縁側となる。胴体６の上面に沿って流通した気流は、少なくとも一部がファン流路３１に流入する。気流制御システム６０は、ファン流路３１に流入した気流を、ファン６４において吸気する。気流制御システム６０は、吸気した気流を、ファン６４によりファン流路３１の排気側となる下流側から外部に排出する。

　以上のように、実施形態３によれば、気流制御システム６０を胴体６に適用する場合であっても、配管の重量増加及びコンプレッサ１３の重量増加を抑制できることから、航空機１の燃費悪化を抑制することができ、また、胴体６の上面に沿って気流が流通することから、揚力特性の向上を図ることができる。

　なお、実施形態３の気流制御システム６０は、実施形態１の気流制御システム１０と組み合わせてよいし、実施形態２の気流制御システム５０と組み合わせてよい。

［実施形態４］
　次に、図４を参照して、実施形態４に係る気流制御システム７０について説明する。なお、実施形態４でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１から３と異なる部分について説明し、実施形態１から３と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図４は、実施形態４に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　実施形態４の気流制御システム７０は、実施形態１のプロペラファンとなるファン１４に代えて、図４に示すファン７１としている。図４のファン７１は、クロスフローファンである。ファン７１は、主翼７の後縁側の上面に設けられており、吹出口１２の後縁側に設けられると共に、構造体８よりも後縁側に位置している。ファン７１は、主翼７のピッチ方向に延在して設けられており、主翼７の前縁側から気流を取り込むと共に、主翼７の後縁側へ向けて気流を排出する。また、ファン７１は、主翼７の内側に設けられると共に、ファン７１を覆うカバー７２が設けられている。カバー７２は、主翼７に対向して設けられ、主翼７との間に気流が流通するファン流路７３を形成している。また、カバー７２は、開閉可能となっている。カバー７２は、ファン７１の使用時において、主翼７の外側に展開することで、ファン流路７３を形成する。一方で、カバー７２は、ファン７１の不使用時において、主翼７の内側に収容されることで、ファン流路７３を閉塞する。このとき、カバー７２の外面は、カバー７２の収容時において、主翼７の外面に倣った形状となっている。

　以上のように、実施形態４によれば、ファン７１をクロスフローファンとし、カバー７２を設けることができる。このため、ファン７１の使用状況に応じて、カバー７２を開閉することができることから、ファン７１の用途に応じた形態に変更することができる。

［実施形態５］
　次に、図５を参照して、実施形態５に係る気流制御システム８０について説明する。なお、実施形態５でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１から４と異なる部分について説明し、実施形態１から４と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図５は、実施形態５に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　実施形態５の気流制御システム８０は、実施形態２の気流制御システム５０のファン１４に代えて、実施形態４のファン７１を適用したものである。このため、実施形態５の気流制御システム８０は、実施形態２の気流制御システム５０と、実施形態４のファン７１とを組み合わせた構成と同様であることから、説明を省略する。

　以上のように、実施形態５によれば、実施形態２の気流制御システム５０に、実施形態４のファン７１を適用する場合であっても、ファン７１の使用状況に応じて、カバー７２を開閉することができることから、ファン７１の用途に応じた形態に変更することができる。

［実施形態６］
　次に、図６を参照して、実施形態６に係る気流制御システム９０について説明する。なお、実施形態６でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１から５と異なる部分について説明し、実施形態１から５と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図６は、実施形態６に係る気流制御システムを備えた航空機の胴体を模式的に表した断面図である。

　実施形態６の気流制御システム９０は、実施形態３の気流制御システム６０のファン６４に代えて、実施形態４のファン７１を適用したものである。このため、実施形態６の気流制御システム９０は、実施形態３の気流制御システム６０と、実施形態４のファン７１とを組み合わせた構成と同様であることから、説明を省略する。

　以上のように、実施形態６によれば、実施形態３の気流制御システム６０に、実施形態４のファン７１を適用する場合であっても、ファン７１の使用状況に応じて、カバー７２を開閉することができることから、ファン７１の用途に応じた形態に変更することができる。

［実施形態７］
　次に、図７を参照して、実施形態７に係る気流制御システム１００について説明する。なお、実施形態７でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１から６と異なる部分について説明し、実施形態１から６と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図７は、実施形態７に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　実施形態７の気流制御システム１００は、実施形態１の気流制御システム１０のファン１４に代えて、主翼７の下面に設けたファン１０１と、主翼７の下面と上面とを連通するバイパスダクト１０２と、をさらに備えたものとなっている。

　ファン１０１は、主翼７の後縁側の下面に設けられており、構造体８よりも後縁側に位置している。ファン１０１は、例えば、プロペラファンである。また、ファン１０１は、主翼７と、主翼７の下面に対向して設けられるカウル１０３との間に設けられている。カウル１０３は、ピッチ方向に直交する面で切った断面において、翼形状となっており、主翼７の下面との間に気流が流通するファン流路１０４を形成している。

　バイパスダクト１０２は、ファン１０１の後縁側に設けられる取込口１０６と、吹出口１２の後縁側に設けられる吐出口１０７と、を接続する流路となっている。取込口１０６は、ファン１０１から排出される気流を取り込んでいる。吐出口１０７は、主翼７の後縁側の上面に設けられており、構造体８よりも後縁側に位置している。吐出口１０７は、主翼７の前縁側から後縁側に気流を吹き出すように形成されている。バイパスダクト１０２は、取込口１０６から取り込んだ気流を吐出口１０７へ向けて案内している。また、取込口１０６及び吐出口１０７は、開閉可能となっており、ファン１０１の使用時において、取込口１０６及び吐出口１０７を開放する一方で、ファン１０１の不使用時において、取込口１０６及び吐出口１０７を閉塞する。このため、取込口１０６及び吐出口１０７は、ファン１０１の使用状況に応じて開閉することが可能となっている。

　この気流制御システム１００は、ファン流路１０４に流入した外気を、ファン１０１において吸気する。気流制御システム１００は、吸気した外気を、ファン１０１によりファン流路１０４の排気側となる下流側から外部に排出する。気流制御システム１００はファン流路１０４から排出された外気を、取込口１０６から取り込む。気流制御システム１０は、取り込んだ外気を、バイパスダクト１０２を介して吐出口１０７から気流として吹き出す。気流制御システム１００は、吹出口１２から吹き出された気流と、吐出口１０７から吹き出された気流を合流させる。これにより、気流制御システム１００は、エジェクタ効果によって、吹出口１２から吹き出された気流を、吐出口１０７から吹き出された気流により引き込んで、主翼７の後縁から外部に向かって排気する。

　以上のように、実施形態７によれば、主翼７の上面にファン１０１を設けることがないため、主翼７の上面における空力干渉を少なくすることができ、主翼７の空力性能の低下を抑制することができる。

　なお、実施形態７では、ファン１０１の後縁側における主翼７の下面に段差部を形成し、この段差部に取込口１０６を形成してもよい。

［実施形態８］
　次に、図８を参照して、実施形態８に係る気流制御システム１１０について説明する。なお、実施形態８でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１から７と異なる部分について説明し、実施形態１から７と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図８は、実施形態８に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　実施形態８の気流制御システム１１０は、実施形態２の気流制御システム５０のファン１４に代えて、実施形態７のファン１０１及びバイパスダクト１０２を適用したものである。このため、実施形態８の気流制御システム１１０は、実施形態２の気流制御システム５０と、実施形態７のファン１０１及びバイパスダクト１０２とを組み合わせた構成と同様であることから、説明を省略する。

　以上のように、実施形態８によれば、実施形態２の気流制御システム５０に、実施形態７のファン１０１及びバイパスダクト１０２を適用する場合であっても、主翼７の上面にファン１０１を設けることがないため、主翼７の上面における空力干渉を少なくすることができ、主翼７の空力性能の低下を抑制することができる。

［実施形態９］
　次に、図９を参照して、実施形態９に係る気流制御システム１２０について説明する。なお、実施形態９でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１から８と異なる部分について説明し、実施形態１から８と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図９は、実施形態９に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　実施形態９の気流制御システム１２０は、実施形態７の気流制御システム１００のファン１０１に代えて、実施形態４のファン７１を適用したものである。このため、実施形態９の気流制御システム１２０は、実施形態７の気流制御システム１００と、実施形態４のファン７１とを組み合わせた構成と同様であることから、説明を省略する。

　以上のように、実施形態９によれば、実施形態７の気流制御システム１００に、実施形態４のファン７１を適用する場合であっても、主翼７の上面にファン７１を設けることがないため、主翼７の上面における空力干渉を少なくすることができ、主翼７の空力性能の低下を抑制することができる。

［実施形態１０］
　次に、図１０を参照して、実施形態１０に係る気流制御システム１３０について説明する。なお、実施形態１０でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１から９と異なる部分について説明し、実施形態１から９と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図１０は、実施形態１０に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　実施形態１０の気流制御システム１３０は、実施形態８の気流制御システム１１０のファン１０１に代えて、実施形態４のファン７１を適用したものである。このため、実施形態１０の気流制御システム１３０は、実施形態８の気流制御システム１１０と、実施形態４のファン７１とを組み合わせた構成と同様であることから、説明を省略する。

　以上のように、実施形態１０によれば、実施形態８の気流制御システム１１０に、実施形態４のファン７１を適用する場合であっても、主翼７の上面にファン７１を設けることがないため、主翼７の上面における空力干渉を少なくすることができ、主翼７の空力性能の低下を抑制することができる。

［実施形態１１］
　次に、図１１から図１３を参照して、実施形態１１に係る気流制御システム１４０について説明する。なお、実施形態１１でも、重複した記載を避けるべく、実施形態１から１０と異なる部分について説明し、実施形態１から１０と同様の構成である部分については、同じ符号を付して説明する。図１１は、実施形態１１に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。図１２は、実施形態１１に係る気流制御システムを備えた航空機のエンジンを模式的に表した図である。図１３は、実施形態１１に係る気流制御システムを備えた航空機の主翼を模式的に表した断面図である。

　実施形態１１の気流制御システム１４０は、航空機１に設けられる既存のジェットエンジン１４１を用いたシステムとなっている。

　航空機１は、推力を発生させるジェットエンジン１４１を有している。なお、ジェットエンジン１４１としては、ターボファンエンジンであってもよいし、ターボシャフトエンジンであってもよく、特に限定されない。図１２に示すように、ジェットエンジン１４１は、吸気口１４２と、圧縮部１４１ａと、燃焼部１４１ｂと、排気部１４１ｃとを含んで構成されている。吸気口１４２は、ジェットエンジン１４１の前方側に形成されており、外気を取り込んでいる。つまり、吸気口１４２は、外気を吸い込む吸込口として機能している。圧縮部１４１ａは、吸気口１４２から取り込んだ外気を昇圧し、昇圧した圧縮空気を燃焼部１４１ｂへ圧送している。燃焼部１４１ｂは、圧縮空気と燃焼とを混合して燃焼させ、燃焼した燃焼ガスを排気部１４１ｃへ排出する。排気部１４１ｃは、燃焼部１４１ｂからの燃焼ガスを排気ガスとして排出することで、推力を発生させる。ここで、排気部１４１ｃから排出される排気ガスの一部は抽気され、気流制御システム１４０に用いられる。つまり、ジェットエンジン１４１は、外気を昇圧して圧送するコンプレッサとして機能している。

　図１３に示すように、実施形態１１の気流制御システム１４０は、ジェットエンジン１４１と、チャンバ１４３と、吹出口１２と、ファン７１と、を備えている。なお、吹出口１２は、実施形態１と同様の構成となっており、また、ファン７１は、実施形態４と同様の構成となっているため、説明を省略する。

　チャンバ１４３は、主翼７に設けられ、ピッチ方向に延在して設けられている。チャンバ１４３は、上記したジェットエンジン１４１から抽気された排気ガスが、抽気配管１４４を介して流入する。チャンバ１４３は、流入した排気ガスの温度を均一化する。そして、チャンバ１４３は、温度が均一化された排気ガスを、排気側配管２７を介して吹出口１２へ供給する。

　この気流制御システム１４０は、ジェットエンジン１４１の吸気口１４２から外気を吸い込む。気流制御システム１４０は、ジェットエンジン１４１から排気される排気ガスの一部を抽気し、抽気配管１４４を介してチャンバ１４３に導入する。気流制御システム１４０は、チャンバ１４３に流入した排気ガスを、排気側配管２７を介して吹出口１２から気流として吹き出す。吹き出された気流は、主翼７の上面に沿って前縁側から後縁側に向かって流通することで、主翼７の揚力特性の向上が図られる。気流制御システム１４０は、ファン流路７３に流入した気流を、ファン７１において吸気する。気流制御システム１４０は、吸気した気流を、ファン７１によりファン流路７３の排気側となる下流側から外部に排出する。

　以上のように、実施形態１１によれば、既存のジェットエンジン１４１を用いることができるため、コンプレッサを省いた構成とすることができることから、システムの簡素化を図ることができる。

　各実施形態に記載の気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０及び航空機１は、例えば、以下のように把握される。

　第１の態様に係る気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０は、航空機１の上面に流れる気流を制御する気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０であって、前記航空機１の上面の前方側に設けられ、前記気流を吹き出す吹出口１２，６２と、前記吹出口１２，６２よりも前方側に設けられ、外気を吸い込む吸込口１１，６１，１４２と、前記吹出口１２，６２の後方側に設けられ、前方側から吸気すると共に後方側に排気するファン１４，６４，７１，１０１と、前記吸込口１１，６１，１４２から前記吹出口１２，６２に至る流路に設けられ、前記吸込口１１，６１，１４２から吸い込んだ前記外気を昇圧して前記吹出口１２，６２圧送するコンプレッサ１３，６３，１４１と、を備える。

　この構成によれば、吸込口１１，６１，１４２と吹出口１２，６２との間の流路配管（吸気側配管２６及び排気側配管２７）を短くすることができる。このため、流路抵抗を小さくすることができ、配管における圧損の増大を抑制することができる。これにより、コンプレッサ１３，６３，１４１の吐出容量の増大を抑制することができる。以上により、配管の重量増加及びコンプレッサ１３，６３，１４１の重量増加を抑制できることから、航空機１の燃費悪化を抑制することができ、また、航空機１の上面に沿って気流が流通することから、揚力特性の向上を図ることができる。

　第２の態様として、前記吸込口１１は、複数の吸込孔２１を有する多孔構造となっており、複数の前記吸込孔２１は、前記航空機１の前方側において上面側から下面側に亘って設けられる。

　この構成によれば、航空機１の前方側に形成される境界層を、複数の吸込孔２１により吸い込むことができるため、航空機１への空力抵抗を低減することができる。

　第３の態様として、前記吸込口６１は、前記航空機１の前方側に設けられる吸込開口であり、前記吸込開口が設けられない場合における、前記航空機１の前方側での上面側及び下面側に前記気流が分岐する点を仮想澱点Ｐとすると、前記吸込開口は、前記仮想澱点Ｐに設けられる。

　この構成によれば、航空機１の前方側に澱点を発生させることがないため、航空機１への空力抵抗を低減することができる。

　第４の態様として、前記ファン１４，６４は、プロペラファンである。

　この構成によれば、汎用的なファンを用いることができる。

　第５の態様として、前記ファン７１は、クロスフローファンである。

　この構成によれば、ファン７１をクロスフローファンとし、カバー７２を設けることができる。このため、ファン７１の使用状況に応じて、カバー７２を開閉することができることから、ファン７１の用途に応じた形態に変更することができる。

　第６の態様として、前記ファン１０１は、前記航空機１の下面側に設けられており、前記航空機１の下面に設けられ、前記ファン１０１の後方側に設けられる取込口１０６と、前記航空機１の上面に設けられ、前記吹出口１２，６２の後方側に設けられる吐出口１０７と、前記取込口１０６と前記吐出口１０７とを接続する流路であるバイパスダクト１０２と、をさらに備える。

　この構成によれば、航空機１の上面にファン１０１を設けることがないため、航空機１の上面における空力干渉を少なくすることができ、航空機１の空力性能の低下を抑制することができる。

　第７の態様として、前記航空機１は、推力を発生させるジェットエンジン１４１を有し、前記吸込口は、前記ジェットエンジン１４１に設けられる吸気口１４２であり、前記コンプレッサは、前記ジェットエンジン１４１であり、前記吹出口１２，６２は、前記ジェットエンジン１４１から抽気された排気の一部を、前記気流として吹き出す。

　この構成によれば、既存のジェットエンジン１４１を用いることができるため、コンプレッサを省いた構成とすることができることから、システムの簡素化を図ることができる。

　第８の態様に係る航空機１は、上記の気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０と、前記気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０を搭載した航空機本体５と、を備える。

　この構成によれば、航空機本体５に、気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０を搭載することができるため、航空機本体５の重量増加を抑制しつつ、航空機本体５の揚力特性の向上を図ることができる。

　第９の態様として、前記航空機本体５は、胴体６と、前記胴体６に設けられる主翼７と、を有し、前記気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０は、前記主翼７に設けられる。

　この構成によれば、主翼７に気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０を搭載することができるため、主翼７の重量増加を抑制しつつ、主翼７の揚力特性の向上を図ることができる。

　第１０の態様として、前記航空機本体５は、胴体６と、前記胴体６に設けられる主翼７と、を有し、前記気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０は、前記胴体６に設けられる。

　この構成によれば、胴体６に気流制御システム１０，５０，６０，７０，８０，９０，１００，１１０，１２０，１３０，１４０を搭載することができるため、胴体６の重量増加を抑制しつつ、胴体６の揚力特性の向上を図ることができる。

　１　航空機
　５　航空機本体
　６　胴体
　７　主翼
　８　構造体
　１０　気流制御システム
　１１　吸込口
　１２　吹出口
　１３　コンプレッサ
　１４　ファン
　２１　吸込孔
　２５　段差部
　２６　吸気側配管
　２７　排気側配管
　３０　カウル
　３１　ファン流路
　５０　気流制御システム（実施形態２）
　５１　吸込口
　Ｐ　仮想澱点
　６０　気流制御システム（実施形態３）
　６１　吸込口
　６２　吹出口
　６３　コンプレッサ
　６４　ファン
　７０　気流制御システム（実施形態４）
　７１　ファン
　７２　カバー
　７３　ファン流路
　８０　気流制御システム（実施形態５）
　９０　気流制御システム（実施形態６）
　１００　気流制御システム（実施形態７）
　１０１　ファン
　１０２　バイパスダクト
　１０３　カウル
　１０４　ファン流路
　１０６　取込口
　１０７　吐出口
　１１０　気流制御システム（実施形態８）
　１２０　気流制御システム（実施形態９）
　１３０　気流制御システム（実施形態１０）
　１４０　気流制御システム（実施形態１１）
　１４１　ジェットエンジン
　１４２　吸気口
　１４３　チャンバ
　１４４　抽気配管

Claims

　航空機の上面に流れる気流を制御する気流制御システムであって、
　前記航空機の上面の前方側に設けられ、前記気流を吹き出す吹出口と、
　前記吹出口よりも前方側に設けられ、外気を吸い込む吸込口と、
　前記吹出口の後方側に設けられ、前方側から吸気すると共に後方側に排気するファンと、
　前記吸込口から前記吹出口に至る流路に設けられ、前記吸込口から吸い込んだ前記外気を昇圧して前記吹出口に圧送するコンプレッサと、を備える気流制御システム。
　前記吸込口は、複数の吸込孔を有する多孔構造となっており、
　複数の前記吸込孔は、前記航空機の前方側において上面側から下面側に亘って設けられる請求項１に記載の気流制御システム。
　前記吸込口は、前記航空機の前方側に設けられる吸込開口であり、
　前記吸込開口が設けられない場合における、前記航空機の前方側での上面側及び下面側に前記気流が分岐する点を仮想澱点とすると、
　前記吸込開口は、前記仮想澱点に設けられる請求項１に記載の気流制御システム。
　前記ファンは、プロペラファンである請求項１から３のいずれか１項に記載の気流制御システム。
　前記ファンは、クロスフローファンである請求項１から３のいずれか１項に記載の気流制御システム。
　前記ファンは、前記航空機の下面側に設けられており、
　前記航空機の下面に設けられ、前記ファンの後方側に設けられる取込口と、
　前記航空機の上面に設けられ、前記吹出口の後方側に設けられる吐出口と、
　前記取込口と前記吐出口とを接続する流路であるバイパスダクトと、をさらに備える請求項１から５のいずれか１項に記載の気流制御システム。
　前記航空機は、推力を発生させるジェットエンジンを有し、
　前記吸込口は、前記ジェットエンジンに設けられる吸気口であり、
　前記コンプレッサは、前記ジェットエンジンであり、
　前記吹出口は、前記ジェットエンジンから抽気された排気の一部を、前記気流として吹き出す請求項１に記載の気流制御システム。
　請求項１から７のいずれか１項に記載の気流制御システムと、
　前記気流制御システムを搭載した航空機本体と、を備える航空機。
　前記航空機本体は、胴体と、前記胴体に設けられる主翼と、を有し、
　前記気流制御システムは、前記主翼に設けられる請求項８に記載の航空機。
　前記航空機本体は、胴体と、前記胴体に設けられる主翼と、を有し、
　前記気流制御システムは、前記胴体に設けられる請求項８に記載の航空機。