(57)【要約】【課題】  圧力抵抗低減と摩擦抵抗低減の両方を自在に行うこと、そのための気流制御を実質的にペナルティレスで行うこと。【解決手段】気流制御装置４は、機体表面上の境界層の状態を検知するセンサ５と、機体表面に配置され、高圧の気体によって動作し、境界層に運動量を与えることによって剥離を制御する剥離防止デバイス７と、機体表面に配置され、高圧の気体を一様に吹き出すことによって乱流摩擦抵抗を低減する吹き出すデバイス８と、センサ５による検知結果に応じて、高圧の気体を剥離防止デバイス７に供給するか、吹き出しデバイス８に供給するかを切り替えるコントロールシステム９とを有する。【選択図】図３
2019142385.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
機体表面上の境界層の状態を検知するセンサと、
前記機体表面に配置され、高圧の気体によって動作し、境界層に運動量を与えることによって剥離を制御する剥離防止デバイスと、
前記機体表面に配置され、前記高圧の気体を一様に吹き出すことによって乱流摩擦抵抗を低減する吹き出しデバイスと、
前記センサによる検知結果に応じて、前記高圧の気体を前記剥離防止デバイスに供給するか、前記吹き出しデバイスに供給するかを切り替えるコントロールシステムと
を具備する気流制御装置。
【請求項２】
請求項１に記載の気流制御装置であって、
前記高圧の気体を前記機体表面より吸い込む吸い込みデバイス
を更に具備する気流制御装置。
【請求項３】
請求項２に記載の気流制御装置であって、
前記吸い込みデバイスは、前記機体表面上の気体の高圧領域に位置するように配置され、
前記剥離防止デバイスは、前記機体表面上の気体の加速領域に位置するように、又は前記機体表面上の気体の減速開始領域に位置するように配置され、
前記吹き出しデバイスは、前記機体表面上の気体の低圧かつ境界層が発達する領域に位置するように配置されている
気流制御装置。
【請求項４】
請求項３に記載の気流制御装置であって、
前記コントロールシステムは、電磁弁と、前記センサによる検知結果を入力し、前記検知結果に応じて前記電磁弁の切り替えをコントロールするコントローラとを有し、
前記吸い込みデバイスと前記電磁弁の入力側とを接続する第１の高圧気体流路と、
前記電磁弁の第１の出力側と前記剥離防止デバイスとを接続する第２の高圧気体流路と、
前記電磁弁の第２の出力側と前記吹き出しデバイスとを接続する第３の高圧気体流路と
を更に具備する気流制御装置。
【請求項５】
請求項４に記載の気流制御装置であって、
前記センサは、剥離しそうであるか否か及び層流か乱流かを検知可能であり、
前記コントローラは、前記センサが剥離しそうであることを検知したとき、前記剥離防止デバイスに前記高圧の気体を送るように前記電磁弁を切り替え、前記センサが乱流を検知したとき、前記吹き出しデバイスに前記高圧の気体を送るように前記電磁弁を切り替える
気流制御装置。
【請求項６】
請求項１から５のうちいずれか１項に記載の気流制御装置を備える航空機。
【請求項７】
機体表面上の境界層の状態を検知し、
前記検知結果に応じて、高圧の気体に由来する運動量を境界層に与えることによって前記機体表面の剥離を制御するか、前記高圧の気体を一様に吹き出すことによって乱流摩擦抵抗を低減するかを切り替える
気流制御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の機体表面上の境界層の気流制御装置及び気流制御方法、並びにそのような気流制御装置を備える航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機には一般的に、揚力依存抵抗、造波抵抗、有害抵抗が働き、このうち有害抵抗が干渉抵抗と形状抵抗に、更に形状抵抗は摩擦抵抗及び圧力抵抗に分類される、とされる。ただし、この分類は航空機全体を遠方から観察した場合の分類であり、機体の極近傍から観測した場合、航空機に航空機周りの流れが及ぼす力は、圧力と速度の場を通してのみである。従って、この意味から、航空機に働く抗力は、圧力抵抗と摩擦抵抗の二つに分類することができる。この圧力抵抗を、結果として生じる働きにより揚力依存抵抗、造波抵抗、干渉抵抗及びそれ以外の圧力抵抗に分類し、特別な役割を持たない圧力抵抗をのみを改めて「圧力抵抗」と呼称したのが文頭の分類である（非特許文献１参照）。
【０００３】
このうち圧力抵抗は、機体まわりの空気が剥れ、後方に渦を作り圧力が低下することによって機体を後方に引っ張ろうとする力で、物体の形状にのみ依存して変化する形状抵抗の一種である。機体まわりの流れが剥がれにくくすることができれば、圧力抵抗は小さくなる。一般的に、機体の気流に対する迎え角を大きくすると、機体まわりの空気が剥がれやすくなる。航空機にとって、このように機体まわり、特に主翼まわりの流れが大きく剥がれることは致命的である。なぜなら、大きく流れが剥がれる現象は、圧力抵抗が爆発的に増大するだけでなく揚力も低下するため、墜落に通じる失速と呼ばれる現象だからである。これを避けるためには、流れが剥がれにくいよう、vortex generator（特許文献１参照）と呼ばれるデバイスを機体表面上に配置し、境界層（後述）を強制的に乱流へ遷移させる方法がとられることが多い。機体表面に沿って、ジェットを吹出すことにより、表面付近の運動量を増加させる方法をとることもある（非特許文献２、非特許文献３参照）。流れが機体まわりから剥がれると、剥がれた位置より後流では、剥がれを補うために表面近傍に弱い逆流が生じる。この表面近傍の、境界層と呼ばれる領域の流れが順方向に大きな運動量を持っていれば、逆流は生じず流れも剥がれないからである。
【０００４】
一方、摩擦抵抗は、機体表面上に発達する境界層と呼ばれる領域において、粘性の影響により機体表面の流れを流れにくくする力で、境界層が層流と呼ばれる状態では小さく、乱流状態と呼ばれる状態では大きい。従って、境界層が層流状態から乱流状態へ遷移する過程を遅らせることができれば、摩擦抵抗は小さくなる。自然層流翼設計（特許文献２、特許文献３、非特許文献４、非特許文献５などを参照）を行い遷移しにくい形状を獲得するのが最もロバストな方法であるが、DRE（非特許文献６）やDBDプラズマアクチュエータ（非特許文献７）、一様吸い込み（非特許文献８）などのデバイスを用いる層流制御（いわゆる境界層制御）もある。遷移を遅らせる以外にも、境界層が乱流状態を維持したままでも、何らかの制御を加えることで摩擦抵抗の低減が可能なことが知られている。乱流境界層の摩擦抵抗を低減する技術としてよく知られているのは、リブレット（非特許文献９）や一様吹き出し（非特許文献１０、非特許文献１１）などの乱流制御技術である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第２７４０５９６号公報
【特許文献２】特許第５７４７３４３号号公報
【特許文献３】特開２０１７−２２２１８８号公報
【非特許文献】
【０００６】
【非特許文献１】山崎渉，松島紀佐，中橋和博，"CFDでの抵抗要素分解手法の検証"，ながれ， 24，(2005)， pp. 525-533.
【非特許文献２】D. C. McCormick，"Boundary Layer Separation Control with Directed Synthetic Jets"，（2000），AIAA Paper 2000-0519.
【非特許文献３】Jesse Little，Keisuke Takashima, Munetake Nishihara, Igor Adamovich and Mo Samimy，"Separation Control with Nanosecond-Pulse-Driven Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuators"，AIAA JOURNAL，50，(2012)，pp. 350-365.
【非特許文献４】Hiroaki Ishikawa, Yoshine Ueda, Naoko Tokugawa , Michelle N. Lynde,  Richard L. Campbell   and Meelan M. Choudhari，"Natural Laminar Flow Wing Design for a Low-Boom Supersonic Aircraft"，（2017），AIAA Paper 2017-1860．
【非特許文献５】牛山 剣吾,石川 敬掲,徳川 直子,小池 寿宜，"小型超音速旅客機の自然層流翼設計"，（2016），JAXA-RR-16-001．
【非特許文献６】Andrew Carpenter, William S. Saric, and Helen L. Reed ，"Laminar Flow Control on a Swept Wing with Distributed Roughness"，（2008），AIAA Paper 2008-7335．
【非特許文献７】郭東潤, 上田良稲, 野口正芳，"プラズマアクチュエータによる大きな後退角を持つ翼の境界層制御"，日本航空宇宙学会論文集，63，(2015)，pp. 233-240.
【非特許文献８】Ronald D. Joslin，"Overview of Laminar Flow Control"，（1998），NASA/TP-1998-208705．
【非特許文献９】M. J. Walsh，"Turbulent Boundary Layer Drag Reduction Using Riblets",（1998），AIAA Paper 82-0169．
【非特許文献１０】Kametani, K., Fukagata, K., "Direct numerical simulation of spatially developing turbulent boundary layers with uniform blowing or suction," J. Fluid Mech., 681, (2011), pp. 154-172.
【非特許文献１１】Noguchi, D., Fukagata, K., Tokugawa, N., "Friction drag reduction of a spatially developing boundary layer using a combined uniform suction and blowing," J. Fluid Sci. Technol. 11, JFST0004  (2016).
【非特許文献１２】Y. Ito, K. Yamamoto, K. Kusunose, S. Koike, K. Nakakita, M. Murayama and K. Tanaka, "Effect of Vortex Generators on Transonic Swept Wings", Journal of Aircraft. 53, (2016), pp.1890-1904.
【非特許文献１３】K. Eto, Y. Kondo, K. Fukagata and N. Tokugawa, "Wind-Tunnel Experiment of ａ Friction Drag Reduction on a Clark-Y Airfoil Using Uniform Blowing", Proceedings of 9th JSME-KSME Thermal and Fluids Engineering Conference, (2017), TFEC9-1345.
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
ところで、上記した二つの抵抗、すなわち圧力抵抗と摩擦抵抗を同時に低減するのは困難である。なぜなら、失速（剥離）抑制、すなわち圧力抵抗を低減するためには境界層は乱流状態であるべきであるし、摩擦抵抗を低減するためには境界層は乱流ではなく層流であるべきだからである。
【０００８】
以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、圧力抵抗低減と摩擦抵抗低減の両方を自在に行うことができる気流制御装置、航空機及び気流制御方法を提供することにある。
【０００９】
本発明の更なる目的は、そのための気流制御を実質的にペナルティレスで行うこと、つまりエネルギーをほぼ必要とせずに気流制御を行うことができる気流制御装置、航空機及び気流制御方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上記目的を達成するため、本発明の一形態に係る気流制御装置は、機体表面上の境界層の状態を検知するセンサと、前記機体表面に配置され、高圧の気体によって動作し、境界層に運動量を与えることによって剥離を制御する剥離防止デバイスと、前記機体表面に配置され、前記高圧の気体を一様に吹き出すことによって乱流摩擦抵抗を低減する吹き出しデバイスと、前記センサによる検知結果に応じて、前記高圧の気体を前記剥離防止デバイスに供給するか、前記吹き出しデバイスに供給するかを切り替えるコントロールシステムとを具備する。
【００１１】
本発明では、境界層の状態に応じて剥離防止デバイスの動作か、吹き出しデバイスによる高圧の気体の吹き出しかを切り替えているので、圧力抵抗低減と摩擦抵抗低減の両方を自在に行うことができる。
また、剥離防止デバイス及び吹き出しデバイスは高圧の気体で駆動するように構成されており、航空機では高圧の気体を特別に発生させる必要がないので、気流制御を実質的にペナルティレスで行うこと、つまりエネルギーをほぼ必要とせずに気流制御を行うことができる。
【００１２】
本発明の一形態に係る気流制御装置は、前記高圧の気体を前記機体表面より吸い込む吸い込みデバイスを更に具備してもよい。これにより、より簡単な構成で上記の駆動に必要な高圧の気体を得ることができる。
【００１３】
本発明の一形態に係る気流制御装置では、前記吸い込みデバイスは、前記機体表面上の気体の高圧領域に位置するように配置され、前記剥離防止デバイスは、前記機体表面上の気体の加速領域に位置するように、又は前記機体表面上の気体の減速開始領域に位置するように配置され、前記吹き出しデバイスは、前記機体表面上の気体の低圧かつ境界層が発達する領域に位置するように配置されていてもよい。これにより、吸い込み側では気流の乱れを生じることなく、かつ、圧力抵抗低減と摩擦抵抗低減の両方を自在に効果的に行うことができる。
【００１４】
本発明の一形態に係る気流制御装置は、前記コントロールシステムは、電磁弁と、前記センサによる検知結果を入力し、前記検知結果に応じて前記電磁弁の切り替えをコントロールするコントローラとを有し、前記吸い込みデバイスと前記電磁弁の入力側とを接続する第１の高圧気体流路と、前記電磁弁の第１の出力側と前記剥離防止デバイスとを接続する第２の高圧気体流路と、前記電磁弁の第２の出力側と前記吹き出しデバイスとを接続する第３の高圧気体流路とを更に具備してもよい。これにより、制御装置を簡単な構成で実現できる。
【００１５】
本発明の一形態に係る気流制御装置では、前記センサは、剥離しそうであるか否か及び層流か乱流かを検知可能であり、前記コントローラは、前記センサが剥離しそうであることを検知したとき、前記剥離防止デバイスに前記高圧の気体を送るように前記電磁弁を切り替え、前記センサが乱流を検知したとき、前記吹き出しデバイスに前記高圧の気体を送るように前記電磁弁を切り替えてもよい。これにより、センサを簡単な構成とでき、かつ、圧力抵抗低減と摩擦抵抗低減の両方を自在に効果的に行うことができる。
【００１６】
本発明の一形態に係る航空機は、上記構成の気流制御装置を備える。
本発明の一形態に係る気流制御方法は、機体表面上の境界層の状態を検知し、前記検知結果に応じて、高圧の気体に由来する運動量を境界層に与えることによって前記機体表面の剥離を制御するか、前記高圧の気体を一様に吹き出すことによって乱流摩擦抵抗を低減するかを切り替える。
【発明の効果】
【００１７】
本発明により、圧力抵抗低減と摩擦抵抗低減の両方を自在に行うことができ、またそのための気流制御を実質的にペナルティレスで行うこと、つまりエネルギーをほぼ必要とせずに気流制御を行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】本発明の一実施形態に係る航空機を示す概略的な斜視図である。
【図２】航空機の翼の各部を説明するための図であり、翼の縦断面の表面だけを示している。
【図３】本発明の一実施形態に係る航空機の翼の概略的な縦断面図である。
【図４Ａ】図３に示した吸い込みデバイスの立体図である。
【図４Ｂ】図３に示した吸い込みデバイスの側面図である。
【図５Ａ】図３に示した剥離防止デバイスの側面図である。
【図５Ｂ】他の形態に係る剥離防止デバイスの側面図である。
【図６Ａ】図３に示した吹き出しデバイスの立体図である。
【図６Ｂ】図３に示した吹き出しデバイスの側面図である。
【図７Ａ】本発明の一実施形態に係る剥離防止プロセスを説明するための図である。
【図７Ｂ】本発明の一実施形態に係る剥離防止プロセスを説明するための図である。
【図７Ｃ】本発明の一実施形態に係る剥離防止プロセスを説明するための図である。
【図７Ｄ】本発明の一実施形態に係る剥離防止プロセスを説明するための図である。
【図７Ｅ】本発明の一実施形態に係る剥離防止プロセスを説明するための図である。
【図７Ｆ】本発明の一実施形態に係る剥離防止プロセスを説明するための図である。
【図８Ａ】本発明の一実施形態に係る乱流摩擦抵抗低減プロセスを説明するための図である。
【図８Ｂ】本発明の一実施形態に係る乱流摩擦抵抗低減プロセスを説明するための図である。
【図８Ｃ】本発明の一実施形態に係る乱流摩擦抵抗低減プロセスを説明するための図である。
【図８Ｄ】本発明の一実施形態に係る乱流摩擦抵抗低減プロセスを説明するための図である。
【図８Ｅ】本発明の一実施形態に係る乱流摩擦抵抗低減プロセスを説明するための図である。
【図８Ｆ】本発明の一実施形態に係る乱流摩擦抵抗低減プロセスを説明するための図である。
【図９】本発明の一実施形態に係る制御例を説明するタイミングチャートである。
【図１０】本発明に係る剥離防止の効果を確認するために行った実験結果を示すグラフである。
【図１１】本発明に係る乱流摩擦抵抗低減の効果を確認するために行った実験結果を示すグラフである。
【図１２】本発明に係る乱流摩擦抵抗低減の効果を確認するために参考として行った実験結果を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。
図１は、本発明の一実施形態に係る航空機を示す概略的な斜視図である。
航空機１は、胴体２に翼３などを有する。
図２は、航空機１の翼３の各部を説明するための図であり、翼３の縦断面の表面だけを示している。図３は、本発明の一実施形態に係る航空機１の翼３の概略的な縦断面図である。
【００２０】
図２において、符号１１は前縁、１２は後縁を示している。前縁１１と後縁１２とを結ぶ線分が翼弦線１３であり、これより上側がこの翼３の上面１４、下側が下面１５である。翼弦線１３の長さが翼弦長１６であり、また気流の方向に対して翼弦線１３がなす角度が迎角１７である。符号１８はよどみ点、１９は上面クレスト、２０は下面クレストである。よどみ点１８は気流のおかれた二次元要素の表面で流速がゼロとなる位置であり、粘性のある実際の流れにおいては前縁１１の近傍に位置する。クレストとは、翼３上でｚ座標が最大或いは最小となる位置であり、最大位置を上面クレスト１９、最小位置を下面クレスト２０と呼ぶ。
【００２１】
図３に示すように、航空機１は、気流制御装置４を有する。
気流制御装置４は、センサ５と、吸い込みデバイス６と、剥離防止デバイス７と、吹き出しデバイス８と、コントロールシステム９とを有し、これらは主として翼３に配置される。
【００２２】
センサ５は、航空機１の翼３表面上の境界層の状態、典型的には剥離しそうであるか否か、つまり剥がれそうなのか、あるいは剥がれる心配がないのか、及び層流か乱流かを検知する。センサ５は、典型的には、翼３の上面１４にロバストに配置される。センサ５は、例えば、機体の表面形状を変え付加抵抗とならない、ホットフィルムセンサー、プレストン管、スタントン管、フローティングエレメント等、あるいは既存失速警報装置がそれにあたる。機体形状（例えば翼型）、すなわち圧力勾配、及び大きさ、また剥離防止デバイス７、もしくは吹き出しデバイス８の位置に依って、センサ５は１つだけでなく２つ以上設置してもよい。
【００２３】
吸い込みデバイス６は、高圧の気体を翼３表面より境界層を一様に吸い込む。吸い込みデバイス６は、典型的には、機体表面上の高圧部、翼３であれば前縁１１から下面１５にかけての領域、例えば翼３のよどみ点１８ではなくよどみ点１８の近くに配置される。このような位置に吸い込みデバイス６を配置することにより、機体表面上の高圧部の境界層遷移が遅延し、下面１５の摩擦抵抗低減が期待される。つまり、吸い込みデバイス６とは、剥離防止デバイス７及び吹き出しデバイス８を駆動する高圧の気体を捕捉することを目的とすると共に、境界層を吸込むことによりその発達を抑制し境界層遷移を遅延させ摩擦抵抗を低減するものである。
【００２４】
剥離防止デバイス７は、機体表面に配置され、吸い込みデバイス６により吸い込まれた高圧の気体によって動作によって動作し、境界層に運動量を与えることによって剥離を制御する。すなわち、剥離防止デバイス７とは、境界層流れの剥離を防止することを目的として、壁面近くの運動量を増加させるデバイスであり、典型的には、機体表面上の気体の加速領域あるいは減速開始位置、翼３であれば上面１４上に配置される。
【００２５】
吹き出しデバイス８は、機体表面の乱流が通過する領域に配置され、吸い込みデバイス６により吸い込まれた高圧の気体を一様に吹き出すことによって乱流摩擦抵抗を低減する。すなわち、吹き出しデバイス８とは、機体表面上に発達する乱流境界層の摩擦抵抗を低減することを目的とするデバイスであり、典型的には、機体表面上の低圧かつ境界層が発達した部分、翼３であれば上面１４の後縁１２近傍の領域に位置するように配置される。
【００２６】
コントロールシステム９は、センサ５による検知結果に応じて、吸い込みデバイス６により吸い込まれた高圧の気体を剥離防止デバイス７に供給するか、吹き出しデバイス８に供給するかを切り替える。コントロールシステム９は、典型的には、電磁弁９１と、センサ５による検知結果を入力し、検知結果に応じて電磁弁９１の切り替えをコントロールするコントローラ９２とを有する。
【００２７】
電磁弁９１は、制御流体の整流を行うことを目的とし、典型的には、翼３内に配置される。なお、吸い込みデバイス６、剥離防止デバイス７及び吹き出しデバイス８のいずれか１つ以上のデバイスが１つ以上設置されている場合、電磁弁９１も２つ以上設置すればよい。
【００２８】
コントローラ９２は、翼３内であってもよく、また胴体２内などに配置されてもよい。コントローラ９２は、例えば航空機１の他のコントロールシステムによって併用してもよい。
【００２９】
吸い込みデバイス６と電磁弁９１の入力側９１ａとは、第１の高圧気体流路である配管９３を介して接続されている。電磁弁９１の第１の出力側９１ｂと剥離防止デバイス７とは、第２の高圧気体流路である配管９４を介して接続されている。電磁弁９１の第２の出力側９１ｃと吹き出しデバイス８とは、第３の高圧気体流路である配管９５を介して接続されている。配管９３、９４、９５は圧力損失を最小限に低減させるため、可能な限り太くすると共に、曲がりや径の変化を最小限にすることが好ましい。また、吸い込みデバイス６、剥離防止デバイス７及び吹き出しデバイス８のいずれか１つ以上のデバイスが１つ以上設置されている場合、電磁弁９１も２つ以上設置されることから、配管をチャンバの位置や種類によって、最適な接続方法を選定し接続すればよい。
【００３０】
コントローラ９２は、センサ５が剥離しそうであることを検知したとき、剥離防止デバイス７に高圧の気体を送るように電磁弁９１を切り替え、センサ５が乱流を検知したとき、吹き出しデバイス８に高圧の気体を送るように電磁弁９１を切り替える。
【００３１】
〈吸い込みデバイス６の具体例〉
図４Ａは吸い込みデバイス６の立体図であり、図４Ｂはその吸い込みデバイス６の側面図である。
吸い込みデバイス６は、例えば機体表面側１０１に多孔壁６１を有し、機体内側に電磁弁９１へ続く配管９３を有する以外は密閉されたチャンバ６２を有する。吸い込みデバイス６は、機体表面側１０１の高圧の気体の流れを取り込み、電磁弁９１を介して剥離防止デバイス７又は吹き出しデバイス８へ高圧の気体を供給する役割を果たす。
【００３２】
なお、機体形状（例えば翼型）、すなわち圧力勾配、及び大きさに依って、吸い込みチャンバは１つだけでなく２つ以上設置してもよい。
また、多孔壁６１は、流れをできる限り乱さないよう孔径を小さくすることが好ましい。また、圧力損失を最小限にするため、少なくとも孔近傍の壁厚をできるだけ薄くすることが好ましい。
【００３３】
〈剥離防止デバイス７の具体例〉
図５Ａは剥離防止デバイス７の側面図である。
剥離防止デバイス７は、例えば図５Ａに示す接線方向吹き出しデバイスを用いることができる。この剥離防止デバイス７は、配管９４が接続された密閉チャンバ７１を有する。密閉チャンバ７１は、翼３内部から機体表面側１０１に対して接線方向に高圧の気体の流れを吹き出す吹き出し口７２を有する。
【００３４】
図５Ｂは剥離防止デバイス７の他の形態を示す側面図である。
図５Ｂに示すように、剥離防止デバイス７は、vortex generator状突起型デバイスを用いることもできる。この剥離防止デバイス７は、配管９４が接続された密閉チャンバ７３を有する。密閉チャンバ７３の先端は多孔壁７４が設けられ、その多孔壁７４には機体表面側１０１に突起可能で十分強い強度と復元力を有する弾性体膜７５が取り付けられている。配管９４から密閉チャンバ７３に高圧の気体が供給されると、弾性体膜７５が機体表面側１０１から突出する。この弾性体膜７５による突起が境界層中に突出することにより境界層を強制的に乱流に遷移させて壁面近傍の低運動量流と壁面から離れた高運動量流を混合させる。
【００３５】
なお、機体形状（例えば翼型）、すなわち圧力勾配、及び大きさに依って、剥離防止デバイス７は１つだけでなく２つ以上設置してもよい。
【００３６】
〈吹き出しデバイス８の具体例〉
図６Ａは吹き出しデバイス８の立体図であり、図６Ｂはその吹き出しデバイス８の側面図である。
吹き出しデバイス８は、例えば機体表面側１０１に多孔壁８１を有し、翼３内部に機体表面部及び電磁弁９１から続く配管９５以外は密閉されたチャンバ８２を有する。
【００３７】
吹き出しデバイス８は、電磁弁９１を介して流入する吸い込みデバイス６からの高圧の気体の流れをチャンバ８２の外側の低圧な流れに向かって一様に、かつ機体表面側１０１に対して法線方向に吹出す役割を果たす。
【００３８】
なお、吹き出しデバイス８は、機体形状（例えば翼型）、すなわち圧力勾配、及び大きさに依って、１つだけでなく２つ以上設置してもよい。
また、多孔壁８１については、多孔壁６１と同様に、流れをできる限り乱さないよう孔径を小さくすることが好ましい。また、圧力損失を最小限にするため、少なくとも孔近傍の壁厚をできるだけ薄くすることが好ましい。
【００３９】
〈コントロールシステム９の具体例〉
図７Ａ〜Ｆは剥離防止プロセスを説明するための図であり、図８Ａ〜Ｆは乱流摩擦抵抗低減プロセスを説明するための図である。図９は制御例を説明するタイミングチャートである。
コントローラ９２は周期的にセンサ５からの検知信号を受けている（図９（ａ））。
【００４０】
コントローラ９２はセンサ５からの検知信号が第１のレベルＬ１を超えた場合には（例えば図９（ａ）（i））、境界層が剥離している、あるいは剥離の危険性があるとみなす。図７Ａは境界層が剥離している、あるいは剥離の危険性がある状態を示している（図７Ａ（i）で示す領域）。
【００４１】
この場合には、コントローラ９２は、電磁弁９１に対して剥離防止デバイス７を動作させる制御信号を送る（図９（ｂ）（ii）及び図７Ｂ（ii））。
【００４２】
これにより、電磁弁９１を介して剥離防止デバイス７に高圧の気体が送られ（図７Ｃ（iii））、剥離防止デバイス７は動作する（図９（ｃ）（iii）及び図７Ｄ（iv））。
【００４３】
剥離防止デバイス７が動作することで、境界層は乱流となり、剥離が抑えられる（図７Ｅ（v））。
【００４４】
図７Ｆは剥離防止デバイス７の停止後に再び境界層が剥離している、あるいは剥離の危険性がある状態を示しており、以下、上記と同様の動作がされる。
【００４５】
一方、コントローラ９２はセンサ５からの検知信号が第２のレベルＬ２を超えた場合には（例えば図９（ａ）（iv））、境界層に乱流が発生しているとみなす。図８Ａは境界層に乱流が発生し、摩擦抵抗が大きい状態を示している（図８Ａ（i）で示す領域）。
【００４６】
この場合には、コントローラ９２は、電磁弁９１に対して吹き出しデバイス８を動作させる制御信号を送る（図９（ｄ）（v）及び図８Ｂ（ii））。
【００４７】
これにより、電磁弁９１を介して吹き出しデバイス８に高圧の気体が送られ（図８Ｃ（iii））、吹き出しデバイス８は動作する（図９（ｅ）（vi）及び図８Ｄ（iv））。
【００４８】
吹き出しデバイス８が動作することで、境界層の乱流は減る（図８Ｅ（v））。
【００４９】
図８Ｆは吹き出しデバイス８の停止後に再び境界層に乱流が発生している状態を示しており、以下、上記と同様の動作がされる。
【００５０】
なお、境界層の状態を検知するセンサ５が、境界層が剥離している、あるいは剥離の危険性がある場合のみを検知し、剥離の危険性を検知した場合は、高圧の気体を剥離防止デバイス７に流して剥離防止デバイス７を動作させ、それ以外の場合には常に吹き出しデバイス８に高圧の気体を流して動作させるようにしてもよい。これにより構成及び制御を簡略化できる。
【００５１】
このように航空機の機体表面に上に発達する境界層の剥離制御、層流−乱流境界層遷移を遅延させる層流制御、及び乱流境界層の摩擦抵抗を低減させる乱流制御を組み合わせることにより、境界層の状態を検知するセンサ５の駆動及びそれに基づく制御信号の発信、電磁弁９１の開閉に必要な動力を必要とするが、それ以外にそれらを行うための新たな動力、すなわちペナルティを不要とするペナルティレス制御が可能となる。
【００５２】
また、本発明を用いた摩擦抵抗低減効果は、吹き出し速度及び吹き出し領域の面積により全抵抗への寄与は異なる。局所的には、吹き出しデバイス８より巡航速度の１％に対応する速度で一様に高圧の気体を吹き出すことにより、吹き出し領域における摩擦抵抗を７５％程度低減できる（非特許文献１０参照）。一方、剥離防止効果を最大揚力係数として比較すると、剥離防止デバイス７の有無で、最大０．１２程度増加すると期待される（非特許文献１２参照）。
【００５３】
〈実験結果〉
後退角を持たない翼弦長４００ｍｍ、翼幅５４８ｍｍのＣｌａｒｋ−Ｙ翼を風洞内に設置し、剥離防止及び摩擦抵抗低減効果を検証した。
なお、吸い込みデバイス及び吹き出しデバイスは、それぞれ−０．０７２≦Ｘ／Ｃ≦０．０７２、及び０．５８≦Ｘ／Ｃ≦０．８２の−７０ｍｍ≦Ｙ≦７０ｍｍに内蔵した。
【００５４】
また、vortex generator状突起型の剥離防止デバイスを、Ｘ／Ｃ＝０．６、−２０ｍｍ≦Ｙ≦２０ｍｍの表面に設置した。ここで、Ｘは前縁からの翼弦線に沿った距離、Ｃは翼弦長を示す。
【００５５】
吸い込みデバイス及び吹き出しデバイス、それぞれを動作させた場合の境界層分布の変化を図１０及び図１１に示す。
【００５６】
図１０は、翼を一様流速Ｕ∞=２４ｍ／ｓ（翼弦長を基準とするレイノルズ数０．６４×１０６）中に迎角１１．４°となるように設置し、剥離防止デバイスを動作させた場合のＸ／Ｃ＝０．９における境界層分布の変化を示している。
図１０に示すとおり、剥離防止デバイスが非動作時には剥離型であった境界層分布が、剥離防止デバイスの動作により壁面近くの流速が増加し乱流型の分布に近づいていることがわかる。従って、この結果から、本試作剥離防止デバイスにより、剥離が防止されることがわかる。更に、剥離防止デバイスを装着していないクリーン状態では、大きく剥離していることがわかる。この結果は、本試作剥離防止デバイスは、非動作時にも翼表面に粗度を生じさせ、クリーン状態に比べ剥離が防止されていることがわかる。従って、剥離防止デバイスを改良し、非動作時にはクリーン状態と同等な滑面を実現できれば、剥離防止デバイスによる制御効果はより大きなものとなり、最も大きい効果が獲得できれば最大揚力係数が剥離防止デバイスの駆動で、０．１２程度増加すると期待される。
【００５７】
一方、図１１は、翼を一様流速Ｕ∞=６０ｍ／ｓ（翼弦長を基準とするレイノルズ数１．５４×１０６）中に迎角０°となるように設置し、剥離防止デバイスを動作させた場合のＸ／Ｃ＝０．８における境界層分布の変化を示している。ここでＸは前縁からの翼弦線に沿った距離、Ｃは翼弦長を示す。吹き出し速度Ｕｂｌｏｗは、一様流の０．０４％程度（Ｕｂｌｏｗ／Ｕ∞=０．０４×１０−２）である。図から明らかなように、吹き出しによる制御を行った場合（図中wbと表記）は、制御を行ってない場合（図中nbと表記）に比べ、平均速度分布（ｕ（￣が付く）／Ｕ∞）及び速度変動分布（ｕ'／Ｕ∞）が上方にシフトしており、壁面における摩擦が低減していることがわかる。
【００５８】
参考として、同じ試験条件（一様流速Ｕ∞＝６０ｍ／ｓ、翼弦長を基準とするレイノルズ数１．５４×１０６、迎角６°）であるが、吸い込みチャンバからではなく、コンプレッサーを用いてペナルティありの制御を行った場合のＸ／Ｃ＝０．７５における速度分布の変化を図１２に示す（K. Eto、 Y. Kondo、 K. Fukagata and N. Tokugawa、 "Wind-Tunnel Experiment of a Friction Drag Reduction on a Clark-Y Airfoil Using Uniform Blowing"、 Proceedings of 9th JSME-KSME Thermal and Fluids Engineering Conference、 (2017)、 TFEC9-1345.参照）。コンプレッサーを用いているために吹き出し速度を一様流の０．１５％（Ｕｂｌｏｗ／Ｕ∞=０．１５×１０−２）と大きく取れており、それに応じて制御効果（速度分布のシフト量）が大きい。またこの場合、壁指標でのフィッティングによる定量評価から、その位置における局所的な摩擦抵抗が２６％程度低減された効果確認された。図１１に示す試作制御装置では吹き出し速度がコンプレッサーを用いた場合（図１２）よりも少ないため制御効果も小さいが、翼型、吸い込み／吹き出しの位置、配管の取り回し等を最適化することで、コンプレッサーを用いた場合に近い制御効果が獲得可能である。一様流速の１％（Ｕｂｌｏｗ／Ｕ∞=１．０×１０−２）に対応する速度で一様に吹き出せれば、吹き出し領域における摩擦抵抗を７５％程度低減できると期待される。
【００５９】
〈その他〉
本発明の最良の形態は、航空機機体表面、特に主翼及び尾翼への適用である。更には、現在運航している大型旅客機である、遷音速機の主翼及び尾翼への適用が最適である。そして、本発明の狙いである失速（剥離）抑制、すなわち圧力抵抗低減と、摩擦抵抗低減の両方を行うことができ、かつ制御に必要な動力を必要としない航空機機体表面上境界層のペナルティレス制御は、国内に限らず、海外の航空関係の研究所・大学における大きな研究テーマであるだけでなく、航空機メーカ、エアラインに対する産業上の利用価値は極めて高い。
【００６０】
本発明は、上記の実施形態には限定されず、その技術思想の範囲内で様々な変形及び応用が可能である。そのような変形及び応用の範囲も本発明の技術的範囲に属する。
【００６１】
例えば、本発明は、航空機の翼以外の他の機体表面にも適用できる。勿論、航空機が無人機であっても本発明を適用できる。
【００６２】
また、上記の実施形態では、高圧の気体を吸い込みデバイスから得ていたが、高圧の気体は航空機の例えばジェットエンジン側より得てもよい。
【符号の説明】
【００６３】
１          ：航空機
４          ：気流制御装置
５          ：センサ
６          ：吸い込みデバイス
７          ：剥離防止デバイス
８          ：吹き出しデバイス
９          ：コントロールシステム
９１        ：電磁弁
９１ａ      ：入力側
９１ｂ      ：第１の出力側
９１ｃ      ：第２の出力側
９２        ：コントローラ
９３        ：配管
９４        ：配管
９５        ：配管
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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【図７Ｃ】
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【図７Ｄ】
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【図７Ｅ】
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【図７Ｆ】
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【図８Ａ】
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【図８Ｂ】
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【図８Ｃ】
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【図８Ｄ】
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【図８Ｅ】
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【図８Ｆ】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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