(57)【要約】【課題】翼や舵の変位を要さず、単独の、あるいは、補助的な操舵を実現する。【解決手段】航空機は、機体と機体の前方から後方に向って延在する筒形状の第１本体部１４２を有し、第１本体部１４２の内部に前方から後方に向って延在する内部流路１４６が形成された翼端デバイス１４０と、第１本体部１４２に設けられ、内部流路１４６に流体を導入する第１抽気口１４４と、第１本体部１４２のうち、第１抽気口１４４よりも後方に設けられ、第１本体部１４２の内周面から外周面１４２ａまで貫通する噴気孔１５０と、第１本体部１４２の外周面１４２ａのうち、噴気孔１５０に対して、第１本体部１４２の周方向の少なくとも一方側に設けられたプラズマアクチュエータ２１０と、を備える。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
機体と
前記機体の前方から後方に向って延在する筒形状の本体部を有し、前記本体部の内部に前方から後方に向って延在する内部流路が形成された筒部材と、
前記本体部に設けられ、前記内部流路に流体を導入する導入口と、
前記本体部のうち、前記導入口よりも後方に設けられ、前記本体部の内周面から外周面まで貫通する噴気孔と、
前記本体部の外周面のうち、前記噴気孔に対して、前記本体部の周方向の少なくとも一方側に設けられたプラズマアクチュエータと、
を備える航空機。
【請求項２】
前記筒部材は、主翼のうち、前記機体の幅方向の端部に設けられた翼端デバイスである請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記筒部材は、前記機体の重心よりも後方に延在するテール部を構成する請求項１に記載の航空機。
【請求項４】
前記プラズマアクチュエータは、前記噴気孔に対して、前記本体部の周方向の両側にそれぞれ設けられる請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項５】
前記噴気孔は、前記本体部の周方向に離隔して等間隔に４つ以上設けられ、それぞれの前記噴気孔に対応する前記プラズマアクチュエータが設けられる請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項６】
前記噴気孔の内周面に設けられ、前記本体部の径方向外側に向かうほど前記噴気孔の中心から離隔する湾曲面を有し、
前記プラズマアクチュエータは、前記湾曲面に設けられる請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、航空機は、ラダーやエレベータを備えている（例えば、特許文献１）。ラダーによって航空機のヨーイングが制御され、エレベータによって航空機のピッチングが制御される。また、主翼にはエルロンが設けられ、エルロンによって航空機のローリングが制御される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特表２０１７−５０１０７２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
上記のように、航空機では、ラダー、エレベータ、エルロンなどの翼や舵がアクチュエータによって変位することで、操舵がなされている。万が一、これらの翼や舵が動かなくなると、操舵が困難となってしまう。そのため、翼や舵の可動を要さず、単独の、あるいは、補助的な操舵を実現する技術の開発が希求される。
【０００５】
本発明は、このような課題に鑑み、翼や舵の変位を要さず、単独の、あるいは、補助的な操舵を実現することが可能な航空機を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記課題を解決するために、本発明の航空機は、機体と機体の前方から後方に向って延在する筒形状の本体部を有し、本体部の内部に前方から後方に向って延在する内部流路が形成された筒部材と、本体部に設けられ、内部流路に流体を導入する導入口と、本体部のうち、導入口よりも後方に設けられ、本体部の内周面から外周面まで貫通する噴気孔と、本体部の外周面のうち、噴気孔に対して、本体部の周方向の少なくとも一方側に設けられたプラズマアクチュエータと、を備える。
【０００７】
筒部材は、主翼のうち、機体の幅方向の端部に設けられた翼端デバイスであってもよい。
【０００８】
筒部材は、機体の重心よりも後方に延在するテール部を構成してもよい。
【０００９】
プラズマアクチュエータは、噴気孔に対して、本体部の周方向の両側にそれぞれ設けられてもよい。
【００１０】
噴気孔は、本体部の周方向に離隔して等間隔に４つ以上設けられ、それぞれの噴気孔に対応するプラズマアクチュエータが設けられてもよい。
【００１１】
噴気孔の内周面に設けられ、本体部の径方向外側に向かうほど噴気孔の中心から離隔する湾曲面を有し、プラズマアクチュエータは、湾曲面に設けられてもよい。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、翼や舵の変位を要さず、単独の、あるいは、補助的な操舵を実現することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】航空機の斜視図である。
【図２】航空機の操舵機能に関する機能ブロック図である。
【図３】翼端デバイスを説明するための図である。
【図４】翼端デバイスによる操舵を説明するための図である。
【図５】テール部を説明するための図である。
【図６】テール部による操舵を説明するための図である。
【図７】主翼による操舵を説明するための図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値などは、発明の理解を容易とするための例示にすぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。
【００１５】
図１は、航空機１００の斜視図である。航空機１００は、例えば、無人機であって全翼機である。ただし、航空機１００は、有人機であってもよいし、胴体部や尾翼が設けられていてもよい。また、図１では、航空機１００の機体１１０の後方、右側、上側をそれぞれ、矢印ＡＦＴ、ＲＨ、ＵＰＲで示す。以下、機体１１０の前方、後方、右側、左側、上側、下側を、単に、前方、後方、右側、左側、上側、下側ということがある。ここで、前方は、例えば、前進中の航空機１００の進行方向である。前方は、機首側であり、後方は機尾側である。
【００１６】
図１に示すように、航空機１００の機体１１０は、主翼１２０を含んで構成される。主翼１２０は、機体１１０の幅方向（以下、単に幅方向ということがある）に延在する。主翼１２０には、吸気口１２２および排気口１２４が設けられる。吸気口１２２、排気口１２４は、主翼１２０のうち、幅方向の中心側に２つずつ設けられる。排気口１２４は、吸気口１２２よりも機体１１０の後方に位置する。吸気口１２２、排気口１２４は後述するエンジンに連通する。
【００１７】
主翼１２０のうち、幅方向の両側の端部１２６には、翼端デバイス（筒部材）１４０が設けられる。翼端デバイス１４０は、大凡円筒形状（筒形状）の第１本体部（本体部）１４２を有する。第１本体部１４２は、機体１１０の前後方向（以下、単に前後方向ということがある）に延在する。第１本体部１４２は、主翼１２０との接続部よりも後方に延在する。
【００１８】
主翼１２０のうち、幅方向の中心部１２８には、テール部（筒部材）１６０が設けられる。テール部１６０は、主翼１２０の中心部１２８から機体１１０の後方に向かって突出（延在）する。テール部１６０は、機体１１０の重心よりも後方に延在する。テール部１６０は、大凡円筒形状（筒形状）の第２本体部（本体部）１６２を有する。第２本体部１６２は、前後方向に延在する。
【００１９】
ここでは、第１本体部１４２、第２本体部１６２が前後方向に延在する場合について説明した。ただし、第１本体部１４２、第２本体部１６２は、少なくとも前方から後方に向かって延在すればよく、後述する操舵機能に支障がない範囲で、前後方向に対して傾斜してもよい。
【００２０】
図２は、航空機１００の操舵機能に関する機能ブロック図である。図２中、破線は制御信号および電力の流れを示す。図２に示すように、航空機１００は、エンジン２００、プラズマアクチュエータ２１０、飛行制御装置２２０、バッテリ２３０、および、上記の主翼１２０、翼端デバイス１４０、テール部１６０を含んで構成される。
【００２１】
主翼１２０には、例えば、２つのエンジン２００が搭載される。上記の吸気口１２２から吸気された外気（流体）は、それぞれのエンジン２００の燃焼に寄与し、排気口１２４から排出される。また、航空機１００には、抽気流路２０２が形成され、２つのエンジン２００は、抽気流路２０２に連通する。
【００２２】
エンジン２００側の圧縮機で圧縮された外気の一部は、抽気として抽気流路２０２に流出する。抽気流路２０２は、翼端デバイス１４０の第１本体部１４２（図１参照）に設けられた第１抽気口（導入口）１４４に連通する。また、抽気流路２０２は、テール部１６０の第２本体部１６２に設けられた第２抽気口（導入口）１６４に連通する。抽気は、抽気流路２０２を通じて翼端デバイス１４０およびテール部１６０に導かれる。
【００２３】
プラズマアクチュエータ２１０は、翼端デバイス１４０、テール部１６０、主翼１２０に設けられる。プラズマアクチュエータ２１０は、例えば、誘電体バリア放電（ＤＢＤ：Dielectric Barrier Discharge）を利用したアクチュエータである。
【００２４】
プラズマアクチュエータ２１０では、斜向かいに配された２つの電極の間に誘電体を挟み、電極間に高周波、高電圧の交流を印加する。流体中に露出した一方の電極側においてプラズマが発生する。プラズマの正電荷が他方の電極側に向けて加速し、正電荷が中性子に衝突する。その結果、流体において、誘電体に沿って他方の電極側に向かう流れが生じる。
【００２５】
このように、プラズマアクチュエータ２１０は、電動アクチュエータや油圧アクチュエータのような可動部によらずに、プラズマによって流体に流れを生じさせることができる。
【００２６】
飛行制御装置２２０、バッテリ２３０は、例えば、主翼１２０に搭載される。飛行制御装置２２０は、バッテリ２３０から供給される電力で動作する。飛行制御装置２２０は、各プラズマアクチュエータ２１０への上記の電圧の印加の開始、停止を制御する。プラズマアクチュエータ２１０に印加される電圧（電力）は、バッテリ２３０によって供給される。飛行制御装置２２０は、主翼１２０、翼端デバイス１４０、テール部１６０に設けられた複数のプラズマアクチュエータ２１０それぞれを独立して制御可能である。
【００２７】
図３は、翼端デバイス１４０を説明するための図である。図３（ａ）には、翼端デバイス１４０を主翼１２０側から見た図を示す。ただし、図３（ａ）では、主翼１２０は、翼端デバイス１４０との接続部（図３（ａ）中、一点鎖線）のみを示す。図３（ｂ）には、図３（ａ）のＩＩＩｂ−ＩＩＩｂ線断面を示す。
【００２８】
図３（ａ）、図３（ｂ）に示すように、第１本体部１４２の内部には、内部流路１４６が形成される。内部流路１４６は、前後方向に延在する。ただし、内部流路１４６は、第１本体部１４２と同様、少なくとも前方から後方に向かって延在すればよく、後述する操舵機能に支障がない範囲で、前後方向に対して傾斜してもよい。
【００２９】
第１本体部１４２のうち、前方の端部には、内部流路１４６の開口である前端口（導入口）１４８が形成される。航空機１００の飛行中、前端口１４８から内部流路１４６に外気が導入される。第１本体部１４２のうち、後方の端部は閉じられている。
【００３０】
翼端デバイス１４０の第１本体部１４２には、上記の第１抽気口１４４が形成される。第１抽気口１４４は、内部流路１４６に連通する。第１抽気口１４４を介して抽気が内部流路１４６に導かれる。
【００３１】
第１本体部１４２のうち、主翼１２０との接続部よりも後方には、噴気孔１５０が設けられる。噴気孔１５０は、第１本体部１４２のうち、前端口１４８よりも後方に設けられる。噴気孔１５０は、第１本体部１４２の内周面（内部流路１４６を形成する壁面）から外周面１４２ａまで貫通する。
【００３２】
図３（ａ）に示すように、噴気孔１５０は、第１本体部１４２の周方向の噴気孔１５０の幅よりも、前後方向に長く延在する。噴気孔１５０は、機体１１０の重心よりも後方に位置する。また、図３（ｂ）に示すように、噴気孔１５０は、第１本体部１４２の周方向に離隔して等間隔に４つ設けられる。ただし、噴気孔１５０は、少なくとも１つあればよく、２つ、３つ、または、５つ以上設けられてもよい。
【００３３】
噴気孔１５０の内周面のうち、第１本体部１４２の外周面１４２ａ側には、湾曲面１５０ａが形成される。湾曲面１５０ａは、例えば、外周面１４２ａから連続する。湾曲面１５０ａは、噴気孔１５０のうち、第１本体部１４２の径方向の大凡中心まで連続する。湾曲面１５０ａは、第１本体部１４２の径方向外側に向かうほど、第１本体部１４２の周方向における噴気孔１５０の中心から離隔する。したがって、湾曲面１５０ａにより、噴気孔１５０は、外周面１４２ａ側に向って広がっている。湾曲面１５０ａは、噴気孔１５０のうち、第１本体部１４２の周方向の両側にそれぞれ形成される。
【００３４】
プラズマアクチュエータ２１０は、第１本体部１４２に設けられる。プラズマアクチュエータ２１０の一部は、第１本体部１４２に埋め込まれており、プラズマアクチュエータ２１０の一部は、湾曲面１５０ａに露出する。プラズマアクチュエータ２１０は、噴気孔１５０に対して、第１本体部１４２の周方向の両側に配される。プラズマアクチュエータ２１０の一部は、噴気孔１５０に突出していてもよい。プラズマアクチュエータ２１０は、４つの噴気孔１５０に対応して８つ設けられる。
【００３５】
プラズマアクチュエータ２１０は、噴気孔１５０の中心面に対して面対称に配される。ここで、噴気孔１５０の中心面は、噴気孔１５０のうち、第１本体部１４２の周方向の幅の中心に位置し、第１本体部１４２の径方向および前後方向に延在する。ただし、プラズマアクチュエータ２１０は、噴気孔１５０の中心面に対して非対称に配されてもよい。
【００３６】
図３（ｂ）に矢印で示すように、内部流路１４６に流入した流体（外気、抽気）は、噴気孔１５０から第１本体部１４２の外部に噴出する。プラズマアクチュエータ２１０は、噴気孔１５０から噴出する流体に作用する。
【００３７】
図４は、翼端デバイス１４０による操舵を説明するための図である。以下の図では、作動中のプラズマアクチュエータ２１０を黒く塗りつぶして示し、非作動のプラズマアクチュエータ２１０を白抜きで示す。
【００３８】
図４（ａ）には、翼端デバイス１４０によって航空機１００に右ヨー方向の力が作用する場合を示す。プラズマアクチュエータ２１０が作動すると、湾曲面１５０ａに沿って、第１本体部１４２の外周面１４２ａに向かう流体の流れが生じる。その結果、噴気孔１５０から噴出する流体は、コアンダ効果によって湾曲面１５０ａに吸い寄せられ、外周面１４２ａに沿って流れる。
【００３９】
図４（ａ）中、左側の図に示すように、３つのプラズマアクチュエータ２１０を作動させ、翼端デバイス１４０に対して右側への流体の流れを生じさせる。その結果、翼端デバイス１４０の右側の流速が上昇して圧力が低下し、右ヨー方向の力が翼端デバイス１４０に作用する。２つの翼端デバイス１４０でプラズマアクチュエータ２１０を同じように作動させる。こうして、図４（ａ）中、右側の図に示すように、２つの翼端デバイス１４０によって右ヨー方向の力が機体１１０に作用する。
【００４０】
図４（ｂ）には、翼端デバイス１４０によって航空機１００に右ロール方向の力が作用する場合を示す。図４（ｂ）中、左側の図に示すように、３つのプラズマアクチュエータ２１０を作動させ、翼端デバイス１４０に対して下側への流体の流れを生じさせる。その結果、翼端デバイス１４０の下側の流速が上昇して圧力が低下し、下側に向かう力が翼端デバイス１４０に作用する。図４（ｂ）中、右側の図に示すように、機体１１０の右側の翼端デバイス１４０によって、下側に向かう力を生じさせ、機体１１０の左側の翼端デバイス１４０によって、上側に向かう力を生じさせる。こうして、２つの翼端デバイス１４０によって右ロール方向の力が機体１１０に作用する。
【００４１】
上記のように、噴気孔１５０は、機体１１０の重心よりも後方に位置する。そのため、翼端デバイス１４０によって航空機１００にピッチ方向の力を作用させることもできる。すなわち、図４（ｂ）中、右側の図において、機体１１０の両側の翼端デバイス１４０によって、下側に向かう力を生じさせれば、航空機１００にピッチ方向のプラス側の力を作用させる。機体１１０の両側の翼端デバイス１４０によって、上側に向かう力を生じさせれば、航空機１００にピッチ方向のマイナス側の力を作用させる。
【００４２】
図５は、テール部１６０を説明するための図である。図５（ａ）には、テール部１６０の一部を上側から見た図を示す。図５（ｂ）には、図５（ａ）のＶｂ−Ｖｂ線断面を示す。
【００４３】
図５（ａ）、図５（ｂ）に示すように、第２本体部１６２の内部には、内部流路１６６が形成される。内部流路１６６は、前後方向に延在する。ただし、内部流路１６６は、第２本体部１６２と同様、少なくとも前方から後方に向かって延在すればよく、後述する操舵機能に支障がない範囲で、前後方向に対して傾斜してもよい。
【００４４】
第２本体部１６２のうち、前方の端部（主翼１２０との連結部）には、上記の第２抽気口１６４（図５では不図示）が形成される。第２抽気口１６４は、内部流路１６６に連通する。第２抽気口１６４を介して抽気が内部流路１６６に導かれる。第２本体部１６２のうち、後方の端部（図５では不図示）は閉じられている。
【００４５】
第２本体部１６２には、噴気孔１７０、湾曲面１７０ａが形成される。プラズマアクチュエータ２１０は、第２本体部１６２に設けられる。噴気孔１７０、湾曲面１７０ａ、プラズマアクチュエータ２１０については、上記の噴気孔１５０、湾曲面１５０ａ、プラズマアクチュエータ２１０と実質的に同等であるため、詳細な説明は省略する。
【００４６】
図６は、テール部１６０による操舵を説明するための図である。図６（ａ）には、テール部１６０によって航空機１００に右ヨー方向の力が作用する場合を示す。図６（ａ）中、左側の図に示すように、３つのプラズマアクチュエータ２１０を作動させ、テール部１６０に対して右側への流体の流れを生じさせる。その結果、テール部１６０の右側の流速が上昇して圧力が低下し、右ヨー方向の力がテール部１６０に作用する。こうして、図６（ａ）中、右側の図に示すように、右ヨー方向の力が機体１１０に作用する。テール部１６０は、翼端デバイス１４０に比べて、ヨー方向に生じさせることが可能な力が大きい。
【００４７】
図６（ｂ）には、テール部１６０によって航空機１００にマイナスピッチ方向の力が作用する場合を示す。図６（ｂ）中、左側の図に示すように、３つのプラズマアクチュエータ２１０を作動させ、テール部１６０に対して下側への流体の流れを生じさせる。その結果、テール部１６０の下側の流速が上昇して圧力が低下し、マイナスピッチ方向の力がテール部１６０に作用する。こうして、図６（ｂ）中、右側の図に示すように、マイナスピッチ方向の力が機体１１０に作用する。
【００４８】
図６（ｃ）には、テール部１６０によって航空機１００に左ロール方向の力が作用する場合を示す。図６（ｃ）中、左側の図に示すように、４つのプラズマアクチュエータ２１０を作動させ、テール部１６０に対して、図６（ｃ）中、反時計回り方向（右ロール方向）への流体の流れを生じさせる。その結果、噴出する流体から受ける反作用の力により、左ロール方向の力がテール部１６０に作用する。こうして、図６（ｃ）中、右側の図に示すように、左ロール方向の力が機体１１０に作用する。
【００４９】
図７は、主翼１２０による操舵を説明するための図である。図７（ａ）には、主翼１２０の右側の一部を示す。図７（ｂ）には、図７（ａ）のＶＩＩｂ−ＶＩＩｂ線断面を示す。図７（ａ）、図７（ｂ）に示すように、プラズマアクチュエータ２１０は、主翼１２０のうち、前端部１２０ａの上側に埋め込まれている。プラズマアクチュエータ２１０の一部は、前端部１２０ａの表面に露出している。
【００５０】
プラズマアクチュエータ２１０が作動すると、前端部１２０ａに沿って後方に向かう流体の流れが生じる。その結果、主翼１２０から剥離するはずの流体の一部が、コアンダ効果によって前端部１２０ａに吸い寄せられ、前端部１２０ａに沿って流れる。こうして、主翼１２０の上側における流速が上昇して圧力が低下し、主翼１２０に対して上側に向かう力が作用する。
【００５１】
プラズマアクチュエータ２１０は、主翼１２０の左右それぞれの前端部１２０ａに設けられており、双方のプラズマアクチュエータ２１０が作動すると、機体１１０にピッチ方向のプラス側の力が作用する。左側のプラズマアクチュエータ２１０のみが作動すると、機体１１０に右ロール方向の力が作用する。右側のプラズマアクチュエータ２１０のみが作動すると、機体１１０に左ロール方向の力が作用する。
【００５２】
このように、航空機１００では、ラダー、エレベータ、エルロンなどの翼や舵がアクチュエータといった翼や舵の変位を要さず、プラズマアクチュエータ２１０によって操舵が可能となる。
【００５３】
以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。
【００５４】
例えば、上述した実施形態では、ラダー、エレベータ、エルロンなど、変位する翼や舵が設けられない航空機１００について説明した。しかし、航空機１００は、これらの翼や舵を備えてもよい。この場合、プラズマアクチュエータ２１０による操舵、および、変位する翼や舵による操舵の一方が補助的なものとなり、総合的な操舵性能の向上が図られる。
【００５５】
また、上述した実施形態では、主翼１２０にプラズマアクチュエータ２１０が設けられる場合について説明した。しかし、主翼１２０へのプラズマアクチュエータ２１０の設置は必須構成ではない。
【００５６】
また、上述した実施形態では、翼端デバイス１４０とテール部１６０の双方が設けられる場合について説明した。しかし、翼端デバイス１４０およびテール部１６０の少なくとも一方が設けられればよい。また、翼端デバイス１４０、テール部１６０は、筒部材の一例に過ぎない。プラズマアクチュエータ２１０による操舵が可能であれば、筒部材が、航空機１００の他の部位に設けられてもよい。
【００５７】
また、上述した実施形態では、第１本体部１４２、第２本体部１６２の周方向における噴気孔１５０、１７０の中心に対して、周方向の両側にプラズマアクチュエータ２１０が設けられる場合について説明した。この場合、噴気孔１５０、１７０の中心に対して、周方向の一方側にのみプラズマアクチュエータ２１０が設けられる場合に比して、流体の流れ方向の操作性が向上する。しかし、プラズマアクチュエータ２１０は、噴気孔１５０、１７０の中心に対して、周方向の少なくとも一方側に設けられればよい。
【００５８】
また、上述した実施形態では、噴気孔１５０、１７０は、周方向に離隔して等間隔に４つ以上設けられる場合について説明した。この場合、筒部材に対して上下左右のいずれの方向にも力を作用させることが容易となる。
【００５９】
また、上述した実施形態では、湾曲面１５０ａ、１７０ａが設けられる場合について説明した。この場合、噴気孔１５０、１７０から噴出する流体が、湾曲面１５０ａ、１７０ａに沿って流れ易い。しかし、湾曲面１５０ａ、１７０ａは必須構成ではない。
【００６０】
また、第１抽気口１４４、第２抽気口１６４の位置は、上述した例に限らず、噴気孔１５０、１７０よりも前側であればよい。第１抽気口１４４、第２抽気口１６４が複数設けられてもよい。
【００６１】
また、上述した実施形態では、噴気孔１５０は、機体１１０の重心よりも後方に位置する場合について説明した。この場合、翼端デバイス１４０によってヨー方向の力を機体１１０に作用させることができる。しかし、噴気孔１５０における前後方向の位置は、機体１１０の重心に対して重なっていてもよい。
【００６２】
また、上述した実施形態では、第１本体部１４２および第２本体部１６２は、後方から見たとき真円形状である場合について説明した。しかし、第１本体部１４２および第２本体部１６２は、後方から見たとき楕円形状であってもよい。
【００６３】
また、上述した実施形態では、第１本体部１４２および第２本体部１６２に抽気が導かれる場合について説明した。しかし、第１本体部１４２および第２本体部１６２に、エンジン２００の排気が導かれてもよい。ただし、抽気を用いた場合、排気を用いるよりも供給量が安定する。
【００６４】
また、上述した実施形態では、第１本体部１４２には、前端口１４８が設けられ、外気が導かれる場合について説明した。ただし、前端口１４８は必須の構成ではない。
【産業上の利用可能性】
【００６５】
本発明は、航空機に利用することができる。
【符号の説明】
【００６６】
１００  航空機
１１０  機体
１２０  主翼
１２６  端部
１４０  翼端デバイス（筒部材）
１４２  第１本体部（本体部）
１４２ａ、１６２ａ  外周面
１４４  第１抽気口（導入口）
１４６、１６６  内部流路
１４８  前端口（導入口）
１５０、１７０  噴気孔
１５０ａ、１７０ａ  湾曲面
１６０  テール部（筒部材）
１６２  第２本体部（本体部）
１６４  第２抽気口（導入口）
２１０  プラズマアクチュエータ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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