JP6989321B2

JP6989321B2 - 飛翔体

Info

Publication number: JP6989321B2
Application number: JP2017164379A
Authority: JP
Inventors: 太充姫野; 敬暁及能
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2017-08-29
Filing date: 2017-08-29
Publication date: 2022-01-05
Anticipated expiration: 2037-08-29
Also published as: JP2019039654A; US20190063888A1; US11203408B2

Description

本発明は、飛翔体の操舵翼の構造に関する。

飛翔体は、空中を飛んで移動する物体であって、特に高高度を飛ぶ人工物と定義される。飛翔体には、例えば特許文献１に示すように、操舵翼が装備されている。操舵翼は、飛翔中の飛翔体の姿勢角を制御信号により操舵して、飛翔体を目標へ誘導する。制御信号は、地上で生成して飛翔体に向けて送信することができるし、機体内で検出された検出信号に基づいて生成することもできる。

特開平１０−２５３３００号公報特開２００４−１４２７３７号公報

操舵翼は従来、鍛造品のブロックから削り出しで作製されていた。また操舵翼には、曲げ剛性とねじり剛性の両立が求められる。なお、図２において、曲げモーメントＭは操舵翼２０の厚さ方向ｔに生じ、ねじりモーメントＴは操舵翼２０の操舵軸２８の周りに生ずる。
削り出しの操舵翼は中実であることから、どうしても重量が重くなるため、飛翔体の飛行性能に与える影響が小さくない。また、削り出しはそもそも材料及び加工コストが高い。

操舵されることのない一般的な翼は、翼の内面にリブを設けることで剛性が確保されている（例えば、特許文献２）。ところが、一般的な翼のリブ構造は曲げ剛性を主体に設計されているのが実情である。

以上より、本発明は、削り出しによる中実な操舵翼に比べて軽量であるのに加えて、作用する流体力により表面がへこむのを防ぐことのできる操舵翼を提供することを目的とする。

本発明は、飛翔体の姿勢制御を担う操舵翼であって、内部空間を覆う外皮と、内部空間に設けられ、外皮を支持するラティス構造と、を備えることを特徴とする。

本発明におけるラティス構造は、機械的強度を、翼長方向ｈ及び翼幅方向ｗの一方又は双方で変化させることができる。
この中で、本発明におけるラティス構造は、翼長方向ｈの根元部分における機械的強度を、翼長方向ｈの他の領域よりも大きくすることが好ましい。
また、本発明におけるラティス構造は、翼幅方向ｗの前縁及び後縁における機械的強度を、翼幅方向ｗの他の領域よりも大きくすることが好ましい。

本発明のラティス構造において、翼長方向ｈ及び翼幅方向ｗの一方又は双方で機械的強度を変化させるには、ラティス構造を構成する複数の単位ラティスのラティス径及びピッチの一方又は双方を変化させればよい。
本発明のラティス構造において、その一部に中空部分を備えることができるし、その一部に中実部分を備えることもできる。

本発明は、飛翔体の本体と、この本体に取り付けられる操舵翼と、を備える飛翔体を提供するが、この操舵翼として以上で説明した操舵翼を適用することができる。

本発明の操舵翼によれば、外皮と、外皮を支持するラティス構造と、を備えているので、中実な操舵翼に比べて軽量化を図りつつ曲げ剛性及びねじり剛性を確保できるのに加えて、外皮が凹むのを防止できる。

本発明の実施形態に係る飛翔体を示し、（ａ）は側面図、（ｂ）は正面図である。本発明の実施形態に係る飛翔体の操舵翼を示し、（ａ）は平面図、（ｂ）は側面図、（ｃ）は正面図である。本発明の実施形態に係る飛翔体の操舵翼を示し、（ａ）は正断面図、（ｂ）は（ａ）の部分拡大斜視図である。本発明の他の実施形態に係る飛翔体の操舵翼を示し、（ａ）は正断面図、（ｂ）は（ａ）の部分拡大斜視図、（ｃ）は（ｂ）とは異なる部位の部分拡大斜視図である。本発明の他の実施形態に係る飛翔体の操舵翼の正断面図である。本発明の他の実施形態に係る飛翔体の正断面図である。本実施形態の操舵翼を構成する種々の単位ラティスの構造を示す斜視図である。

以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について説明する。
図１及び図２に示す本実施形態の飛翔体１は、本体１０と、本体１０の後端部に設けられる操舵翼２０と、を備える。操舵翼２０は、飛翔体１の姿勢制御を担う。図示を省略するが、本体１０の内部には飛翔体１に推進力を与えるエンジンと、操舵翼２０の操舵軸２８を軸心まわりに回転させるアクチュエータと、を備えている。

飛翔体１が飛翔している間には、図２に示すように、操舵翼２０は曲げモーメントＭとねじりモーメントＴが生じる。そこで、曲げ剛性とねじり剛性を兼ね備え、加えて、軽量化を達成するために、本実施形態の操舵翼２０は図３に示すように、ラティス構造（lattice structures）を有する。ここで、ラティス構造とは、立体的な格子が連続的に繰り返される構造のことをいう。

操舵翼２０は、図３に示すように、外皮２１と、外皮２１の内側に設けられるラティス構造２３と、を備える。
外皮２１は、操舵翼２０の内部空間を覆う外郭をなし、ラティス構造２３と一体的に形成される。外皮２１は、鉄系の金属材料、非鉄形の金属材料から構成される。鉄系の金属材料としては、構造用鋼、ステンレス鋼などを用いることができ、また、非鉄形の金属材料としてはチタン合金、アルミニウム合金などを用いることができる。ラティス構造２３も同様である。

ラティス構造２３は、外皮２１により取り囲まれる操舵翼２０の内部の全域に亘って、複数の単位ラティス２５が積層されることで設けられる。つまり、単位ラティス２５はラティス構造２３の構成要素である。
本実施形態の単位ラティス２５は、図３（ｂ）に示すように、直方体状の格子からなり、格子を構成する各辺に対応してラティス要素２５Ａ〜ラティス要素２５Ｌを備えている。ラティス要素２５Ａ〜ラティス要素２５Ｌの横断面の形状は任意であり、三角形、矩形などの多角形としてもよいし、円形としてもよい。
ラティス構造２３において隣接するラティス要素同士は、ラティス要素２５Ａ〜ラティス要素２５Ｌを共有することがある。

ここで示す単位ラティス２５の構造はあくまで一例であり、本発明は他の構造の単位ラティス、例えば図７（ａ），（ｂ），（ｃ），（ｄ）に示す単位ラティスを適用することができる。

外皮２１及びラティス構造２３を含めて、操舵翼２０はレーザ焼結法により製造される。
レーザ焼結法はＳＬＳ（Selective Laser Sintering）とも称され、金属粉末を使った３Ｄ（３次元）プリンタにより製造できる。
レーザ焼結法（ＳＬＳ）は、設計データに従って金属粉末を積層しながらレーザビームを照射して焼結する。これにより、焼結後に１００％に近い値の相対密度を得ることができるので、当該金属材料が本来有している特性を得ることができる。レーザ焼結法は、炭酸ガスレーザを用いる。

操舵翼２０を製造するには、レーザ焼結法に限るものではない。例えば、直接金属レーザ焼結法（Direct Metal Laser Sintering：ＤＭＬＳ）、レーザ溶融法（Selective Laser Melting：ＳＬＭ）、電子ビーム溶解法（Electron Beam Melting：ＥＢＭ）、レーザ直接積層法（Laser Engineered Net Shaping：ＬＥＮＳ）、液体金属ジェットプリント法（Liquid Metal Jet Printing：ＬＭＪＰ）などの３Ｄプリント技術によりラティス構造２３を得ることができる。

単位ラティス２５の寸法は、要求される曲げ剛性及びねじり剛性に応じて、また、単位ラティス２５の構造に応じて適宜設定されるが、一例として、図３に示す単位ラティス２５の場合には、ラティス要素２５Ａ〜ラティス要素２５Ｌの横断面の寸法（ラティス径）が０．５〜５ｍｍ、ラティス要素２５Ａ〜ラティス要素２５Ｌの長さ（ピッチ）が１〜２０ｍｍといった値を採用し得る。なお、横断面の寸法は、多角形の場合には一辺の長さ、円形の場合には直径を意味する。

飛行中に曲げモーメントＭとねじりモーメントＴが操舵翼２０に生じる。しかし、操舵翼２０は、ラティス構造２３を備えるので、中実な操舵翼に比べると、軽量でありながら曲げモーメントＭとねじりモーメントＴに耐えうる剛性を備えることができる。

また、操舵翼２０は飛翔体１の飛行中に風圧を外皮２１が受ける。操舵翼２０が外皮２１のみからなると、風圧により凹む恐れがある。外皮２１の肉厚を大きくすれば凹みを抑えることができるが、これでは操舵翼２０の軽量化に反する。これに対して、操舵翼２０はラティス構造２３が操舵翼２０の内側から外皮２１を支持しているので、風圧により外皮２１が凹むのを防ぐことができる。しかも、外皮２１を支持する方が外皮２１の肉厚を大きくするのに比べて重量の増加を抑えながら外皮２１が凹むのを防ぐことができる。

図３に示したラティス構造２３は操舵翼２０の全域においてサイズ（ラティス径、ピッチ）が等しいことを前提にしているが、操舵翼２０の部位に応じてサイズを変更して機械的強度を変化できる。特に、３Ｄプリンタにより造形される操舵翼２０は設計の自由度が高いため、部位に応じてサイズを容易に変化させることができる。

例えば、操舵翼２０の翼長方向ｈにおいて最も高い曲げ剛性が求められる根元２０Ａは、ラティス径を大きくする、又は、ピッチを小さくすることができる。図４（ａ），（ｃ）は、根元２０Ａのラティス径を大きくする例を示している。一方で、根元２０Ａを除く部分は根元２０Ａに比べて求められる曲げ剛性は低くてもよいので、根元２０Ａに比べてラティス径を小さくする、又は、ピッチを大きくすることができる。操舵翼２０は根元２０Ａから先端２０Ｂに近づくほど生じる曲げモーメントＭが小さくなるので、根元２０Ａから先端２０Ｂに向けてラティス径を小さくする、又は、ピッチを大きくすることもできる。
３Ｄプリンタを用いれば、このようなラティス構造２３も容易に造形できる。図４（ａ），（ｂ），（ｃ）は、根元２０Ａに比べてラティス径を小さくする例を示している。

以上では曲げモーメントＭの観点から単位ラティス２５のサイズを調整することに言及したが、ねじりモーメントＴの観点から単位ラティス２５のサイズを調整することも効果的である。つまり、操舵翼２０においてねじりモーメントＴの大きくなる翼幅方向ｗの前縁２０Ｃ及び後縁２０Ｄ（破線で囲まれる領域）は、図５に示すように、操舵翼２０の前縁２０Ｃと後縁２０Ｄに挟まれる翼幅方向ｗの領域に比べてラティス径を大きくする、又は、ピッチを小さくすることで、ねじり剛性を大きくすることが好ましい。

以上、本発明の好ましい実施形態を説明したが、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更したりすることが可能である。
例えば、以上で説明した操舵翼２０は外皮２１で囲まれる領域の全域にわたってラティス構造２３を設ける例を説明したが、本発明はこれに限らない。

例えば、操舵翼２０の先端２０Ｂの近傍は曲げモーメントＭが小さいことから、図６（ａ）に示すように、単位ラティス２５の存在しない中空部分Ｐとすることができる。ただし、中空部分Ｐを設けるとすれば、ねじりモーメントＴの大きい前縁２０Ｃと後縁２０Ｄから離れた中央部分にすることが好ましい。

逆に、本発明は操舵翼２０の内部に中実な部分を設けることもできる。操舵翼２０であれば、図６（ｂ）に示すように、曲げモーメントＭの最も大きい根元２０Ａを中実部分Ｓとし、それ以外の領域はラティス構造２３にできる。この操舵翼２０は、特に根元２０Ａに生じる曲げモーメントＭが大きな場合に有効である。

以上の通りであり、本発明の操舵翼２０は、外皮２１で覆われる領域の全部がラティス構造２３からなる形態と、当該領域の一部に中空な部分を含む形態と、当該領域の一部に中実な部分を含む形態と、がある。操舵翼２０において、中空な部分及び中実な部分の一方又は双方を含む比率は、操舵翼２０に要求される曲げ剛性、ねじり剛性に応じて設定されるべきであるが、ラティス構造２３による効果を明確に得るためには、中空な部分及び中実な部分は、操舵翼２０の１０体積％以下程度とすることが好ましい。

１飛翔体
１０本体
２０操舵翼
２０Ａ根元
２０Ｂ先端
２０Ｃ前縁
２０Ｄ後縁
２１外皮
２３ラティス構造
２５単位ラティス
２８操舵軸

Claims

飛翔体の本体と、
前記飛翔体の飛行方向に沿うように前記本体の後端部に取り付けられ、前記飛翔体の制御を担う操舵翼と、を備え、
前記操舵翼は、
操舵軸により前記本体に対して回転可能に設けられ、
内部空間を覆う外皮と、
前記内部空間に設けられ、前記外皮を支持するラティス構造と、
を備えることを特徴とする飛翔体。
前記ラティス構造は、
機械的強度が、翼長方向ｈ及び翼幅方向ｗの一方又は双方で変化する、
請求項１に記載の飛翔体。
前記ラティス構造は、
前記翼長方向ｈの根元部分における前記機械的強度が、前記翼長方向ｈの他の領域よりも大きい、
請求項２に記載の飛翔体。
前記ラティス構造は、
前記翼幅方向ｗの前縁及び後縁における前記機械的強度が、前記翼幅方向ｗの他の領域よりも大きい、
請求項２又は請求項３に記載の飛翔体。
前記ラティス構造を構成する複数の単位ラティスのラティス径及びピッチの一方又は双方が変化することにより、
前記機械的強度が前記翼長方向ｈ及び前記翼幅方向ｗの一方又は双方で変化する、
請求項２〜請求項４のいずれか一項に記載の飛翔体。
前記ラティス構造は、その一部に中空部分を備える、
請求項１〜請求項５のいずれか一項に記載の飛翔体。
前記ラティス構造は、その一部に中実部分を備える、
請求項１〜請求項６のいずれか一項に記載の飛翔体。