JP7249883B2 - 航空機の主翼および航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の主翼および航空機に関する。

従来、航空機が低速となる離着陸時に大きな揚力を発生させるために、主翼の前縁側にスラット、後縁側にフラップといった舵面を展開させることが知られている。例えば、特許文献１には、フラップと、非展開時にフラップを格納する格納部としてのキャビティとを備えた航空機の主翼が開示されている。

米国特許第５０５０８２２号明細書

主翼に形成されるフラップの格納部の内部には、翼幅方向のいずれか一方の方向に沿って、らせん状の空気流が発生する。また、主翼には、フラップおよび格納部の下方に、フラップを移動させるための移動装置を覆うフェアリングが設けられている。フェアリングが設けられた位置の近傍では、フェアリングの側方を回り込こんで格納部内へと空気が流れ込んで気流変動が生じ、この気流変動が上記空気流を通じて下流側へと移動する。格納部内を移動してきた気流変動は、下流側に配置されたフェアリングの近傍において形状段差があることから圧力変動を誘起する。この圧力変動が音波として上流側へと伝達され、再び上流側のフェアリング近傍での気流変動を生じさせる。このように、格納部内でフィードバック的な自励振動が生じ、特定の周波数での圧力変動が大きくなり、騒音、機体振動の原因となる可能性がある。

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、フラップを格納する格納部の圧力変動を起因とした騒音、機体振動を抑制することを目的とする。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明の航空機の主翼は、母翼と、前記母翼の後方に設けられたフラップと、前記母翼に設けられ、前記フラップを格納する格納部と、前記格納部の下方に設けられ、前記フラップを移動させる機構を覆うフェアリングと、前記フェアリング間に位置するように前記格納部内に配置され、前記格納部内を翼幅方向に流れる空気の少なくとも一部を遮る遮蔽部材とを備える。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明の航空機は、上記航空機の主翼を備える。

本発明にかかる航空機の主翼および航空機は、フラップを格納する格納部の圧力変動を起因とした騒音、機体振動を抑制することができるという効果を奏する。

図１は、実施形態にかかる航空機の主翼の周辺を模式的に示す説明図である。 図２は、実施形態にかかる航空機の主翼の要部を模式的に示す斜視図である。 図３は、フラップの一例を示す斜視図である。 図４は、フラップの他の例を示す斜視図である。 図５は、実施形態にかかる主翼において格納部内の圧力変動を数値解析した解析結果の一例を示す説明図である。 図６は、比較例としての主翼において格納部内の圧力変動を数値解析した解析結果の一例を示す説明図である。 図７は、図５および図６と同様の数値解析結果において、格納部内の所定位置における圧力変動の周波数特性を示す説明図である。 図８は、第１の変形例にかかる遮蔽部材の一例を示す説明図である。 図９は、第２の変形例にかかる遮蔽部材の一例を示す説明図である。 図１０は、第２の変形例にかかる遮蔽部材の一例を示す説明図である。 図１１は、第２の変形例にかかる遮蔽部材の一例を示す説明図である。 図１２は、第２の変形例にかかる遮蔽部材の一例を示す説明図である。

以下に、本発明にかかる航空機の主翼および航空機の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。

図１は、実施形態にかかる航空機の主翼の周辺を模式的に示す説明図であり、図２は、実施形態にかかる航空機の主翼の要部を模式的に示す斜視図である。実施形態にかかる航空機１は、図１に示すように、胴体２、主翼１００、図示しない水平尾翼および垂直尾翼等を有する。胴体２は、航空機１の機首側と機尾側とを結ぶ方向であるロール軸方向に延在して設けられる筒状の部位である。主翼１００は、胴体２に揚力が伝達するように設けられ、ロール軸方向に直交するピッチ軸方向において、胴体２から外側に延在する翼体である。主翼１００は、図１および図２に示すように、母翼１０と、高揚力装置１１とを備えている。

（母翼）
母翼１０は、主として、主翼１００を構成する構造体である。母翼１０は、ピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、翼形状に形成されている。母翼１０の翼外面は、ロール軸方向およびピッチ軸方向に直交するヨー軸方向の上方側の翼上面と、ヨー軸方向の下方側の翼下面と、ロール軸方向の前方側の翼前面とを含んでいる。

また、本実施形態において、母翼１０には、格納部１０１が設けられている。格納部１０１は、後述するフラップ装置３０のフラップ３１を格納位置に位置づけたとき、その一部を母翼１０内に格納するための空間を形成するように、母翼１０の後方側に形成される。格納部１０１は、図１および図２に示すように、翼上面と翼下面との間に設けられ、翼幅方向（図２参照）に沿って延在する。格納部１０１は、フラップ３１が配置される全域に形成されている。また、本実施形態において、格納部１０１の内部には、遮蔽部材４０が設けられている。遮蔽部材４０の形状、配置位置などの詳細は、後述する。

（高揚力装置）
高揚力装置１１は、航空機１の低速時、例えば航空機１の離着陸時に、航空機１の失速を抑制すべく、主翼１００の揚力を増大させる装置である。高揚力装置１１は、母翼１０の前方側に設けられるスラット装置２０と、母翼１０の後方側に設けられるフラップ装置３０とを備える。

（スラット装置）
スラット装置２０は、スラット２１と、スラット２１を移動させるスラット移動機構２２とを有する。スラット２１は、主翼１００の前縁部を構成しており、母翼１０の前方側に設けられる。また、スラット２１は、ピッチ軸方向に延在して設けられている。スラット移動機構２２は、前方の展開位置（図１に示す位置）と後方の格納位置との間で、スラット２１を移動させる。展開位置は、航空機１の離着陸時（低速時）において、スラット２１を前方に展開する位置である。格納位置は、航空機１の巡航時（高速時）において、スラット２１を後方に格納する位置である。

（フラップ装置）
フラップ装置３０は、フラップ３１と、フラップ３１を移動させるフラップ移動機構３２と、フェアリング３３とを含む。

フラップ３１は、母翼１０の後方側に設けられる。フラップ３１は、主翼１００の翼幅方向において、互いに間隔を空けて複数設けられる。フラップ３１は、図１に示すように、ピッチ軸方向に直交する面で切った断面において、翼形状に形成されている。フラップ３１は、ロール軸方向の前方側の前縁３１ａと、ロール軸方向の後方側の後縁３１ｂとを含んでいる。

図３は、フラップの一例を示す斜視図である。フラップ３１は、図示するように、前縁３１ａから後縁３１ｂ側に向けて延びるスリット部３１Ｓ（第１のスリット部）を有している。スリット部３１Ｓは、フラップ３１が格納部１０１に格納された状態で、後述する遮蔽部材４０との干渉を避けるために設けられる。そのため、スリット部３１Ｓは、少なくとも遮蔽部材４０の延在方向の長さ以上の長さに形成される。

図４は、フラップの他の例を示す斜視図である。図示するように、フラップ３１は、スリット部３１Ｓの周縁に弾性部材３１Ｅが設けられても良い。弾性部材３１Ｅは、例えばゴムといった柔らかい材料で形成され、スリット部３１Ｓの全域を埋めるように設けられる。ただし、弾性部材３１Ｅは、図中に一点鎖線で示すように、スリット部３１Ｓの延在方向に延びる切り込み３１１が設けられている。切り込み３１１は、後述する遮蔽部材４０とロール軸方向から見て重なる位置に形成される。また、切り込み３１１は、遮蔽部材４０の延在方向の長さ以上の長さに形成される。それにより、図４に示すフラップ３１は、格納部１０１に格納されるとき、弾性部材３１Ｅに設けられた切り込み３１１によって遮蔽部材４０との干渉を避けることができる。

フラップ移動機構３２は、後方の展開位置（図１に示す位置）と前方の格納位置との間で、フラップ３１を移動させる。フラップ移動機構３２は、フラップ３１の一つずつに対応して、母翼１０に取り付けられている。展開位置は、航空機１の離着陸時（低速時）において、フラップ３１を後方に展開する位置である。格納位置は、航空機１の巡航時（高速時）において、フラップ３１を前方に格納する位置である。展開位置に移動したフラップ３１は、母翼１０との間に隙間を形成する。一方、格納位置に移動したフラップ３１は、母翼１０に形成された格納部１０１に収められることで、母翼１０の翼上面とフラップ３１の上面の一部とが連続する面となる。

フェアリング３３は、フラップ移動機構３２を外側から覆うことにより、フラップ移動機構３２が外気に晒されることを防ぐ部材である。フェアリング３３は、図示しない取付部を介して母翼１０に取り付けられている。

遮蔽部材４０は、例えば金属材料により形成された板状部材であり、格納部１０１の内部に設けられている。本実施形態において、遮蔽部材４０は、フラップ３１の移動方向（図１の左右方向）に沿って延在する。遮蔽部材４０は、図１および図２に示すように、格納部１０１の各面に隙間なく当接するように取り付けられている。それにより、遮蔽部材４０は、図２において一点鎖線で例示する格納部１０１内を翼幅方向に沿って流れる空気を遮る。なお、遮蔽部材４０の材料および形状は、これに限られない。遮蔽部材４０は、格納部１０１内において形状を維持し、空気流を遮ることができれば、例えば布材料といった金属材料以外の材料で形成されてもよい。また、遮蔽部材４０は、板状部材に限らず、例えば直方体といったように格納部１０１の延在方向において肉厚を持った部材であってもよい。また、遮蔽部材４０は、空気流を十分に遮ることができれば、格納部１０１との間に隙間が形成されてもよいし、格納部１０１の外側まで延在するものであってもよい。

実施形態にかかる遮蔽部材４０の配置位置について説明する。遮蔽部材４０は、複数のフェアリング３３間に位置するように、格納部１０１内に配置される（図５参照）。より詳細には、遮蔽部材４０は、翼幅方向におけるフェアリング３３間の中央部Ｃよりも格納部１０１内を流れる空気の流れ方向の下流側に設けられる（図５参照）。すなわち、フェアリング３３間の距離Ｌ１に対して、中央部Ｃから距離Ｌ２（＝１／２・Ｌ１）の範囲内に設けられる。本実施形態では、主翼１００は、後退角や上反角を有する翼である。そのため、格納部１０１を流れる空気は、航空機１の胴体２側から胴体２とは反対側に向けて流れる。なお、仮に主翼１００が前進角や下反角を有する翼である場合、格納部１０１を流れる空気は、航空機１の胴体２とは反対側から胴体２側に向けて流れることもある。

（数値解析結果）
図５は、実施形態にかかる主翼において格納部内の圧力変動を数値解析した解析結果の一例を示す説明図である。また、図６は、比較例としての主翼において格納部内の圧力変動を数値解析した解析結果の一例を示す説明図である。図６に示す比較例としての主翼２００は、実施形態にかかる主翼１００から遮蔽部材４０を取り除いたものである。主翼２００の他の構成は、主翼１００と同様であるため、説明を省略し、同じ構成要素については同じ符号を付す。図５および図６は、図１に破線で示す格納部１０１内の断面上の圧力を示している。

また、図７は、図５および図６と同様の数値解析結果において、格納部内の所定位置における圧力変動の周波数特性を示す説明図である。図７は、フェアリング３３間における中央部Ｃの位置において図２に示す点Ａの位置を対象とし、実施形態にかかる主翼１００での解析結果を実線で示し、比較例としての主翼２００での解析結果を破線で示している。

まず、図２に一点鎖線で例示するように、主翼１００、２００に形成される格納部１０１の内部には、翼幅方向に沿って、らせん状の空気流が発生する。本実施形態では、上述したように、主翼１００，２００が後退角や上反角を有するため、格納部１０１を流れる空気は、航空機１の胴体２側から胴体２とは反対側に向けて流れる。また、主翼１００、２００には、フラップ３１および格納部１０１の下方に、フラップ３１を移動させるためのフラップ移動機構３２を覆うフェアリング３３が設けられている。フェアリング３３が設けられた位置の近傍では、フェアリング３３の側方を回り込こんで格納部１０１内へと空気が流れ込んで気流変動が生じ、この気流変動が上記空気流を通じて下流側へと移動する。格納部１０１内を移動してきた気流変動は、下流側に配置されたフェアリング３３の近傍において形状段差があることから圧力変動を誘起する。この圧力変動が音波として上流側へと伝達され、再び上流側のフェアリング３３近傍での気流変動を生じさせる。このように、格納部１０１内でフィードバック的な自励振動が生じ、特定の周波数での圧力変動が大きくなり、騒音、機体振動の原因となる可能性がある。

例えば、図６において破線で囲んだ範囲に示すように、比較例の主翼２００では、格納部１０１内で圧力変動が生じていることがわかる。そして、図７に示すように、主翼２００では、圧力変動の周波数特性に複数のピークが生じていることがわかる。空気流が上流側のフェアリング３３から下流側のフェアリング３３まで移流する時間と、音波が下流側のフェアリング３３から上流側のフェアリング３３まで伝達する時間の和を周期Ｔとすると、周波数ｆ（＝１／Ｔ）と、その整数倍の周波数で圧力変動が大きくなる。一方で、実施形態にかかる主翼１００は、上述したように、格納部１０１内に配置され、格納部１０１内の空気流を遮る。その結果、図５において破線で囲んだ範囲に示すように、主翼１００では、格納部１０１内での圧力変動を抑制できていることがわかる。また、図７に示すように、圧力変動の周波数特性にピークが生じることを抑制できていることがわかる。

（作用効果）
以上説明したように、実施形態にかかる主翼１００は、母翼１０と、母翼１０の後方に設けられたフラップ３１と、母翼１０に設けられ、フラップ３１を格納する格納部１０１と、格納部１０１の下方に設けられ、フラップ３１を移動させるフラップ移動機構３２を覆うフェアリング３３と、フェアリング３３間に位置するように格納部１０１内に配置され、格納部１０１内を翼幅方向に流れる空気を遮る遮蔽部材４０と、を備える。

この構成により、格納部１０１内でフィードバック的な圧力変動が生じる前に、格納部１０１内に配置された遮蔽部材４０で変動を伴う空気流を遮ることができる。その結果、自励振動の発生を抑制し、特定の周波数での圧力変動が大きくなることを抑制することができる。したがって、実施形態によれば、フラップ３１を格納する格納部１０１の圧力変動を起因とした騒音、機体振動を抑制することが可能となる。

また、遮蔽部材４０は、翼幅方向におけるフェアリング３３間の中央部Ｃよりも格納部１０１内を流れる空気の流れ方向の下流側に設けられる。

この構成により、格納部１０１内での自励振動をより良好に抑制することができる。すなわち、フェアリング３３間の中央部Ｃよりも上流側に遮蔽部材４０を配置した場合、下流側から上流側に向かう圧力変動が遮蔽部材４０に衝突し、結果的に遮蔽部材４０を基点として自励振動が生じる可能性がある。遮蔽部材４０をフェアリング３３間の中央部Ｃよりも下流側に配置することで、下流側で生じた圧力変動が上流側に向かうことを抑制し、自励振動の発生をより良好に抑制することが可能となる。

また、フラップ３１は、格納部１０１に格納された状態で、遮蔽部材４０との干渉を避けるように一部が切り欠かれたスリット部３１Ｓ（第１のスリット部）を有する。この構成により、フラップ３１を格納部１０１に格納したときに、フラップ３１と遮蔽部材４０とが干渉することを簡易な構成により抑制することができる。

また、スリット部３１Ｓ（第１のスリット部）は、図４に示すように、周縁に弾性部材３１Ｅが設けられてもよい。この構成により、フラップ３１を格納部に格納する際、弾性部材３１Ｅによって遮蔽部材４０との接触を許容することができる。その結果、スリット部３１Ｓの隙間をできる限り小さくし、フラップ３１の面積を確保することができる。

また、遮蔽部材４０は、フラップ３１の移動方向に沿って延在する。この構成により、フラップ３１を格納部１０１に格納した状態で、フラップ３１と遮蔽部材４０とが重なり合う範囲をできる限り小さくすることができる。したがって、フラップ３１に形成するスリット部３１Ｓをできる限り小さくすることができ、フラップ３１の面積を確保することが可能となる。

また、実施形態にかかる航空機１は、主翼１００を備える。この構成により、上述したように、主翼１００が遮蔽部材４０を備えるため、フラップ３１を格納する格納部１０１の圧力変動を起因とした騒音、機体振動を抑制することが可能となる。

本実施形態では、図５に示すように、フェアリング３３間に１つの遮蔽部材４０を配置するものとしたが、遮蔽部材４０は、フェアリング３３間に複数設けられてもよい。また、図５に示すフェアリング３３間のみならず、他のフェアリング３３間や、胴体２とフェアリング３３間においても、遮蔽部材４０を設けてもよい。

（第１の変形例）
図８は、第１の変形例にかかる遮蔽部材の一例を示す説明図である。図示するように、変形例にかかる遮蔽部材４５は、一部が切り欠かれたスリット部４５Ｓ（第２のスリット部）を有する。スリット部４５Ｓは、フラップ３１が格納部１０１に格納された状態で、フラップ３１との干渉を避けるように、遮蔽部材４５のフラップ３１側を一部切り欠いた部分である。そのため、変形例にかかる遮蔽部材４５を用いる場合、フラップ３１にスリット部３１Ｓを設ける必要はない。

この構成により、フラップ３１を格納部１０１に格納したときに、フラップ３１と遮蔽部材４５とが干渉することを簡易な構成により抑制することができる。また、フラップ３１にスリット部３１Ｓを設ける必要がないため、フラップ３１の面積を確保することができる。なお、遮蔽部材４５にスリット部４５Ｓを設けることで、スリット部４５Ｓを介して格納部１０１内を空気が流れることになるものの、遮蔽部材４５のスリット部４５Ｓ以外の面で空気流の一部を遮ることで、自励振動の発生を抑制し、特定の周波数での圧力変動が大きくなることを抑制することができる。

（第２の変形例）
図９から図１２は、第２の変形例にかかる遮蔽部材の一例を示す説明図である。図９から図１２は、格納部１０１の内部を翼上面側からみた図である。以下に説明する図９から図１２に示す遮蔽部材５０、６０、７０、８０を用いる場合、フラップ３１にスリット部３１Ｓを設ける必要はない。

図９に示す遮蔽部材５０は、本体部５１と、回動部５２とを有する。本体部５１は、遮蔽部材４０と同様に、格納部１０１を塞ぐ板状部材である。回動部５２は、本体部５１に取り付けられたヒンジである。図９に示す例では、回動部５２は、本体部５１の格納部１０１の前面１０１ａ側の一端に設けられている。すなわち、回動部５２は、遮蔽部材５０の一端を形成し、格納部１０１に取り付けられる。これにより、フラップ３１を格納部１０１内に格納するときには、図９に破線で示すように、回動部５２を基点として本体部５１を回動させれば、フラップ３１と本体部５１との干渉を回避させることができる。なお、遮蔽部材５０の回動は、母翼１０内に設けられた図示しない回動用の駆動機構を介して行われればよい。駆動機構は、例えばモータ等の能動的に力を発生させる装置を含むものであってもよいし、例えばバネといった弾性体等を用いて受動的な力を発生させる機構であってもよい。

図１０に示す遮蔽部材６０は、本体部６１と、回動部６２とを有する。図１０に示す例では、回動部６２は、本体部６１の中途部分に取り付けられている。この構成によっても、フラップ３１を格納部１０１内に格納するときには、図１０に破線で示すように、回動部６２を基点として本体部６１を回動させれば、フラップ３１と本体部６１との干渉を回避させることができる。

図１１に示す遮蔽部材７０は、本体部７１と、複数の回動部７２とを有する。図１１に示す例では、回動部７２は、第１回動部７２Ａと、第２回動部７２Ｂとを含む。第１回動部７２Ａは、本体部７１の格納部１０１の前面１０１ａ側の一端に設けられている。すなわち、第１回動部７２Ａは、遮蔽部材７０の一端を形成し、格納部１０１に取り付けられる。第２回動部７２Ｂは、本体部７１の中途に設けられる。これにより、フラップ３１を格納部１０１内に格納するときには、図１１に破線で示すように、本体部７１を第２回動部７２Ｂで屈折させ、第１回動部７２Ａで回動させることで、フラップ３１と本体部７１との干渉を回避させることができる。

図１２に示す遮蔽部材８０は、本体部８１と、複数の回動部８２とを有する。遮蔽部材８０は、図１１に示す遮蔽部材７０の複数の回動部７２に対し、回動部８２が一つ多く追加されたものである。すなわち、回動部８２は、本体部８１の一端に設けられた第１回動部８２Ａと、中途に設けられた第２回動部８２Ｂおよび第３回動部８２Ｃとを含む。したがって、フラップ３１を格納部１０１内に格納するときには、図１２に破線で示すように、本体部８１を第２回動部８２Ｂおよび第３回動部８２Ｃで屈折させ、さらに、第１回動部８２Ａで回動させることで、フラップ３１と本体部８１との干渉を回避させることができる。

このように、遮蔽部材５０、６０、７０、８０は、フラップ３１が格納部１０１に格納された状態で、フラップ３１との干渉を避けるように、少なくとも一つの回動部５２、６２、７２、８２を基点として回動または屈折する。この構成により、フラップ３１を格納部１０１に格納したときに、フラップ３１と遮蔽部材５０、６０、７０、８０とが干渉することを抑制することができる。また、フラップ３１および遮蔽部材５０、６０、７０、８０の双方にスリットを設ける必要がないため、フラップ３１および遮蔽部材５０、６０、７０、８０の面積を確保することができる。

１ 航空機
２ 胴体
１０ 母翼
１１ 高揚力装置
２０ スラット装置
２１ スラット
２２ スラット移動機構
３０ フラップ装置
３１ フラップ
３１ａ 前縁
３１ｂ 後縁
３１Ｅ 弾性部材
３１Ｓ スリット部
３２ フラップ移動機構
３３ フェアリング
４０，４５，５０，６０，７０，８０ 遮蔽部材
４５Ｓ スリット部
５１，６１，７１，８１ 本体部
５２，６２，７２，８２ 回動部
７２Ａ、８２Ａ 第１回動部
７２Ｂ、８２Ｂ 第２回動部
８２Ｃ 第３回動部
１００，２００ 主翼
１０１ 格納部
１０１ａ 前面

Claims (4)

1. 母翼と、
   前記母翼の後方に設けられたフラップと、
   前記母翼に設けられ、前記フラップを格納する格納部と、
   前記格納部の下方に設けられ、前記フラップを移動させる機構を覆うフェアリングと、
   前記フェアリング間に位置するように前記格納部内に配置され、前記格納部内を翼幅方向に流れる空気の少なくとも一部を遮る遮蔽部材と
   を備え、
   前記フラップは、前記格納部に格納された状態で、前記遮蔽部材との干渉を避けるように一部が切り欠かれた第１のスリット部を有し、
   前記第１のスリット部は、周縁に弾性部材が設けられ、
   前記弾性部材は、前記第１のスリット部の全域を埋めるように配置される、航空機の主翼。
2. 前記遮蔽部材は、前記翼幅方向における前記フェアリング間の中央部よりも前記格納部内を流れる空気の流れ方向の下流側に設けられた請求項１に記載の航空機の主翼。
3. 前記遮蔽部材は、前記フラップの移動方向に沿って延在する請求項１または請求項２に記載の航空機の主翼。
4. 請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の航空機の主翼を備えた航空機。

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