(57)【要約】【課題】本発明の課題は、偵察機に好適なように推進効率が高く、騒音が低く、レーダ反射面積が小さい航空機用のプロペラを提供し、かつ翼型の最小圧力位置を後半に置き広い層流領域を確保し、さらに剥離を防ぐ航空機用の翼型を提供することにある。【解決手段】直径数センチのプロペラを主翼の後縁に密に並べ主翼の伴流の中でプロペラを回すとともに電動機で極めて高い回転数で稼動させる構成を採用し、また翼型の最小圧力位置を後半に置くことで広い層流領域を確保し、さらに翼後縁の近くでの剥離を翼後半の圧力回復を緩やかにするとともプロペラ前面の負圧を利用することにより防ぐようにした。【選択図】　　　図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
主翼翼弦長よりはるかに直径の小さいプロペラを主翼の後縁に密に並べて配置し、主翼の伴流の中で該プロペラを回すことにより、推進効率の向上、ステルス性の向上をはかることを特徴とする航空機のプロペラ。
【請求項２】
電動機を備え、主翼翼弦長よりはるかに直径の小さいプロペラを該電動機で極めて高い回転数で回すことにより、プロペラ機の騒音を低減させたことを特徴とする請求項１に記載の航空機のプロペラ。
【請求項３】
プロペラの直径をレーダの電波波長以下とする請求項１または２に記載の航空機のプロペラ。
【請求項４】
最小圧力位置を通常より後方に持つとともに、翼型に設けられた後縁付近の急激な圧力回復領域での流れの剥離を翼の後縁に多数配した小直径プロペラの前面の負圧を利用して防ぐことを特徴とする航空機の層流翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、通常の層流翼よりも広い層流領域を得ることができる航空機の主翼およびそこに取り付けられた小径プロペラに関し、特に無人偵察機に適した主翼およびそこに取り付けられた小径プロペラに関する。
【０００２】
【従来の技術】
１９５０年代の合衆国空軍の爆撃機Ｂ−３６は６発の推進式プロペラを主翼の後縁に装備していた。これは牽引式プロペラ後流が主翼に当たることによる層流翼の性能の低下を避けることを目的としたものであった。また、ＮＡＳＡが開発した高々度無人機Ｃｅｎｔｕｒｉｏｎは１４発の直径２ｍの牽引式プロペラを、全幅６１．８ｍの主翼の前縁に分散して装備している。この装備方法は翼に加わる重量の分散を目的としたものである。
以下、航空機主翼の前面からの位置に対応した翼上面の圧力係数値を図１を用いて説明する。図のグラフにおいて縦軸は翼上面の圧力係数、横軸は前縁からの距離である。この圧力係数は一様流速をＶ、翼表面での流速をｖとしたとき次式で表される。
１−（ｖ／Ｖ）２‥‥‥‥（１）
グライダー、亜音速機の翼型としては図中実線で示したような自然層流翼（翼型ＩＩ）が広く用いられている。破線で示す古典的な翼型（翼型Ｉ）はグラフ中破線で示すように前縁近傍に最少圧力位置がある。しかし自然層流翼では実線で示すように区間Ａ−Ｂで圧力が下がり続け、最小圧力位置が後方にある。これによって層流領域が拡大され、抵抗が低減されている。層流領域後の区間Ｂ−Ｃでは緩やかに圧力が上昇する。この区間で剥離しやすい層流境界層を剥離しにくい乱流境界層に遷移させる。これにより流れが区間Ｃ−Ｄの急な圧力上昇に対して剥離せずに付着して流れるのである。
【０００３】
一方、各国の研究機関で自然層流翼より高い性能が期待できる境界層制御翼が研究されている。境界層制御翼では翼の表面に微細な穴を開け、速度の落ちた境界層を吸い込むことで剥離を防ぎ、層流領域の拡大を図っている。以下、図２を用いて境界層制御翼について前面からの位置に対応した翼上面の圧力係数値を説明する。１９４０年代にＧｒｉｆｆｉｔｈが翼の極めて後方に最小圧力位置を置いた翼型（翼型ＩＩＩ）を提案した。この翼は区間Ａ−Ｂに緩やかに圧力が減少する広い順勾配を持ちこの区間で流れを層流に保つことで抵抗を低減している。しかし続く区間Ｂ−Ｃの極めて急激な圧力上昇で流れが剥離してしまう。この圧力上昇での流れの剥離を防ぐために区間Ｂ−Ｃに隙間をもうけ、流速の下がった境界層を吸い込み通路を介して吸気管に吸い込む構成を採ることによって剥離を防ぐようにしている。
【０００４】
一方、潜水艦などでは図３に示すような船尾プロペラが採用されている。プロペラの効率ηは前進速度をＶ、プロペラ回転面への流入速度をＶ’、プロペラ後面での流速増加量をｖ、とすると次式で表される。
η＝Ｖ／（Ｖ’＋ｖ）‥‥‥‥（２）
通常のプロペラではＶとＶ’が等しいが、船尾プロペラでは図３に示したように船体との摩擦で速度の低下した伴流がプロペラに流入するため、Ｖ’はＶよりも小さくなる。したがって（２）式より、プロペラ効率は向上する。よく設計された船尾プロペラではプロペラ単体で回したときよりも効率が２割ほど向上する。この内、船体伴流の中でプロペラを回すことによって向上するプロペラ効率は４割であり、プロペラ前面の負圧によって船体が後方に引かれることによって低下するプロペラ効率は２割である。また欧州宇宙開発機構などでは船尾プロペラを飛行船に使用する構想を示している。
【０００５】
ところで、各国で開発が進められている無人偵察機には長い航続距離と滞空時間とが要求される。そこで無人偵察機では低速での推進効率が高いプロペラを採用する例が多い。プロペラの推進効率を上げるためにはプロペラの直径を大きくすることが最も効果的であるが、プロペラ機では航空機の脚の長さより大きな径のプロペラは取りつけられない。脚を長くするとそれだけ機体の重量が増すことになり不利である。更にプロペラが大きいということはその分レーダ反射面積を大きくするためステルス化が難しいという偵察機としては重大な問題がある。また、プロペラ機のプロペラは騒音が大きく、その点でもステルス性を要する偵察機には不具合である。そこで無人偵察機には推進効率の点で劣るが、ステルス化が容易なジェットエンジンが採用されることが多い現状にある。
図４を参酌しながら翼型と翼上面の圧力係数の関係について説明する。図中点線で示した層流翼（翼型ＩＩ）は層流領域（区間Ａ−Ｂ）が広いほど抵抗が小さくなる。この層流領域は実線で示した翼型ＩＶの様に最小圧力位置をＥまで後方に持ってくることで広くすることができる。しかし最少圧力位置以後（区間Ｆ−Ｄ）の圧力上昇が急激になり、この部分で流れが剥離しやすくなる。この現象は破線で示した翼型Ｖの様に最小圧力位置（Ｇ）での圧力をあまり下げすぎないようにすることで防ぐことができる。しかしこうした場合、前縁付近の圧力が低くなり前縁が鋭くなるが、前縁が鋭くなると失速が早まるため航空機の翼としては好ましくない。一方、境界層制御翼やＧｒｉｆｆｉｔｈ（翼型ＩＩＩ）では設けられた微細な穴や隙間が虫などの異物で塞がれてしまう状況が生じ短期間しか使用できない。また境界層の吸い込みのために推進のため以外の動力が必要となる問題がある。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、上記の問題を解決するものであって、偵察機に好適なように推進効率が高く、騒音が低く、レーダ反射面積が小さいプロペラをもち、かつ翼型の最小圧力位置を後半に置き広い層流領域を確保し、さらに剥離を防ぐ翼型を提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
直径数センチのプロペラを主翼の後縁に密に並べ主翼の伴流の中でプロペラを回すとともに電動機で極めて高い回転数で稼動させる構成を採用し、また翼型の最小圧力位置を後半に置くことで広い層流領域を確保し、さらに翼後半の圧力回復を緩やかにするとともに翼後縁の近くでの剥離をプロペラ前面の負圧を利用することにより防ぐようにした。
【０００８】
【発明の実施の形態】
本発明は、長い航続距離と滞空時間とが要求される無人偵察機には低速での推進効率が高いプロペラ機が有利であることに鑑み、それを採用すると共にそのプロペラ機が持つ不具合を改善することで、無人偵察機として好適な航空機を提供するものである。すなわち、プロペラが大きなレーダ反射面積を持っているためステルス化が難しいという問題に対しては主翼翼弦長よりはるかに直径の小さいプロペラを採用するものであり、プロペラ直径を一般的なレーダで用いられるＣバンド、Ｘバンドの波長（Ｃで６ｃｍ、Ｘで３．３ｃｍ）よりも小さくすることで電波との干渉を少なくし、レーダに捕捉され難い形態とした。また、プロペラの騒音が大きいという問題に対しては前記したように直径の小さいプロペラを採用すると共に原動機として電動機を採用して高速回転させるものであり、プロペラ回転数を高くすることで、発生する騒音の周波数を高くした。これにより、周波数の高い音は空気吸収による空中伝播時の減衰が高いため、遠距離での観測されるプロペラ騒音を低減できる。その上、音源となるプロペラを多数配置することにより互いの音波が干渉によりキャンセルされる現象によっても音量は減衰する。更に、翼型の最小圧力位置を後半に置き広い層流領域を確保し、さらに翼後半の圧力回復を緩やかにするとともに翼後縁の近くでプロペラ前面の回転に伴う負圧を利用して剥離を防ぐようにした。本発明は通常の層流翼よりも翼型の最小圧力位置を後半に置くことによって広い層流領域を得て機体の空気抵抗を小さくするしたものであるが、通常は最小圧力位置より後方全体が急激な圧力上昇区域となり、剥離領域は広域に及ぶことになるので、本発明では最小圧力位置に続く圧力上昇を緩やかにし、意図的に急激な圧力上昇を後縁に集中させるようにした。これにより、プロペラ前面の負圧領域と圧力上昇領域を重ねることを可能にし、この後縁付近の急激な圧力回復領域での流れの剥離をプロペラ前面の回転に伴う負圧を利用して剥離を防ぐようにした。また、低速な主翼伴流の中でプロペラを回す船尾プロペラと同様な原理で機体表面の流れの遅い気流の中に小直径プロペラを配置することによりプロペラ効率を高めることに想到したものである。この主翼とプロペラの構成を採ることにより、低騒音でレーダーにも捉えられ難いといった性能を備え、かつ空気抵抗が低い性能が加えられたことでプロペラ機のもつ低速での推進効率が高いという効果を更に向上させ、長い航続距離と滞空時間と隠密飛行の要求を十分に満たした無人偵察機を提供することを可能にした。
【０００９】
【実施例１】
以下、本発明の実施例を図５を用いて具体的に説明する。機体に対し長い寸法に設計された無人偵察機の主翼５はその後縁に小さな径のプロペラ１およびこれを駆動する電動機２を分散して多数装備する。このプロペラ１と電動機２の配置形態は図中部分拡大図で示されているように主翼５の後縁位置に隣接するプロペラが互いに干渉しないように適当間隔で配設される。胴体６の中央内部にはガソリンエンジン３と発電機４が装備される。図中７は空気取り入れ口であり、８はカメラや各種センサ等の観察機材、そして９は尾翼である。
図６に示すように、電動機２を回すための電力はガソリンエンジン３によって発電機４を稼動させることで得るようにし、このガソリンエンジン３と発電機４および、大気に放出する排気の音を消す容量の大きな大型のマフラーは遮音壁内に密閉形態で収納されることにより、遮音効果を持たせるようにした。この遮音壁には前記電動機２に給電するための出力電力のケーブルが貫通し、図示していないエンジン用の給／排気路が取りつけられる。
【００１０】
この実施例の性能を以下に計算する。機体諸元は機体重量６０ｋｇ、翼幅８ｍ、主翼面積３．２ｍ２であり、巡航滑空比２０として計算する。因みに通常の旅客機の巡航滑空比（滑空状態で１ｍ降下する時に前方へ進む距離の比）は１５乃至１８であり、グライダーでは２０乃至４０といった値である。巡航時の揚力係数を０．６とすると海面高度での巡航速度は２２．４ｍ／ｓとなる。また必要推力Ｔは巡航滑空比と重量より２９．４Ｎとなる。プロペラ直径を０．０２ｍとすると翼幅との関係から最大４００個のプロペラを装備できるが、この実施例では３００個装備したとするとプロペラの総面積Ｓは０．０９４ｍ２となる。プロペラ後流の速度増分は次式より４．７ｍ／ｓとなる。
Ｔ＝２ρＳ（Ｖ＋ｖ）ｖ‥‥‥‥（３）
ここでＴは推力（Ｎ）、ρは空気密度（ｋｇ／ｍ３）、Ｓはプロペラ総面積（ｍ２）である。よって理論上プロペラ効率は式（１）より８３％を期待することができる。しかし、実際にはこの８割程度となるためプロペラ効率は６０％となる。したがって必要パワーは推力×前進速度÷プロペラ効率より６６０Ｗとなる。経路角１０度で上昇する際の必要推力Ｔ（Ｎ）は水平飛行時の抵抗＋重量×重力加速度×ＣＯＳ（１０°）より１３０Ｎとなる。このときのプロペラ後流の速度増分は式（３）より１５．１ｍ／ｓとなる。よって最大プロペラ効率は６０％を期待することができる。実際にはこの８割程度となるためプロペラ効率は５０％となる。また必要パワーは推力×前進速度÷プロペラ効率より３０００Ｗとなる。また、地上静止時に０．１Ｇの加速をするためには５８．８Ｎの推力が必要である。このとき９５０Ｗを要する。以上の計算の中で最もパワーを要するのが巡航速度での経路角１０度での上昇であった。よって最大必要パワーは約３０００Ｗとなりモータ一基の最大出力は１０Ｗとなる。
【００１１】
プロペラの先端回転速度を２００ｍ／ｓとすると７５％半径での回転速度は約１５０ｍ／ｓとなる。したがって動圧は９３Ｐａとなり、揚力係数を０．２、発生推力を０．１Ｎとすると２枚ブレードの場合のプロペラ幅は０．００１７５ｍとなる。またこの時のレイノルズ数は１８０００となる。このレイノルズ数での翼型の最大揚力係数は１．０程度を見込め、最良揚抗比は１０程度となる。進行率Ｊは巡航時に０．３５となる。この進行率であれば固定ピッチで静止状態から巡航速度まで十分な性能を発揮することができる。また流れの遅い境界層に埋没してプロペラが回転することにより船尾プロペラと同様の原理で効率が上がる。プロペラの先端回転速度が２００ｍ／ｓであるから回転数は３２００Ｈｚとなる。したがってプロペラブレード枚数を２枚とすると発生する音の基本周波数は６４００Ｈｚとなる。音の伝播にともなう減衰は周波数が高くなるほど大きくなるため通常のプロペラより大きな減衰が期待できる。またプロペラ騒音は干渉によってうち消される現象を伴うため、一個のプロペラの騒音をプロペラ個数倍した音量よりも小さくなる。
【００１２】
以下、図７を用いて説明する。主翼に用いる翼型は図に破線で示す（翼型ＩＶ）とし、最小圧力位置Ｂを通常の層流翼（翼型ＩＩ）よりも後退させる。このままでは区間Ｃ−Ｄでの圧力上昇が急激になってしまい剥離をおこしてしまう。そこで図に実線で示した（翼型ＶＩ）の様に変形させることにより、区間Ｃ−Ｅでの圧力上昇を緩やかにし区間Ｅ−Ｄでの圧力上昇を急激にする。この（翼型ＶＩ）は通常の層流翼（翼型ＩＩ）よりも広い層流領域を持っているため摩擦抵抗が減少する。また区間Ｃ−Ｅでの圧力上昇が緩やかであるためこの区間で流れの剥離を生じない。
しかし、更に後の区間Ｅ−Ｄでの圧力上昇が極めて急となるため図８Ａに示すようにこの領域で流れが剥離してしまうことが懸念されるが、その点について、図８Ｂを参照しながら説明する。ここで（翼型ＶＩ）の後縁にプロペラ１を装備するとプロペラ１前面に回転によって生じる負圧が（翼型ＶＩ）の後縁の圧力分布に影響を及ぼし、区間Ｅ−Ｄの圧力上昇は緩やかになる。これによって（翼型ＶＩ）は広い層流領域を確保しつつ後縁での剥離を抑えることができる。
【００１３】
【発明の効果】
本発明の航空機のプロペラは、主翼翼弦長よりはるかに直径の小さいプロペラを主翼の後縁に密に並べて配置し、主翼の伴流の中で該プロペラを回すものであるから、推進効率が向上され、反射面積の小さいことによりステルス性の向上をはかることができた。直径の小さいプロペラを多数配置するものであるから、航空機の脚を低くすることができ軽量化にも有利となった。また、電動機を備え、主翼翼弦長よりはるかに直径の小さいプロペラを該電動機で極めて高い回転数で回すようにしたことにより、発生音を伝搬に伴う減衰率が高い高周波としてプロペラ機の騒音を低減させた。更に、プロペラの直径をレーダの電波波長以下とすることにより、電波との干渉を少なくすることができ、原理的にレーダに捉え難くすることができた。
また、本発明の航空機の層流翼は、最小圧力位置を通常のものより後方に持つとともに、それによって生じる後縁付近の急激な圧力回復領域での流れの剥離を翼の後縁に多数配した小直径プロペラの前面の回転に伴う負圧を利用して防ぐようにしたので、広い層流領域を確保しつつ後縁での剥離を抑えることができた。これによって、航空機の空気抵抗を低く抑えると共に、流れの遅い境界層の中でプロペラを駆動させることによって推進効率を高くすることができた。
【図面の簡単な説明】
【図１】古典的な翼型と通常の層流翼の圧力係数を示す説明図である。
【図２】Ｇｒｉｆｆｉｔｈ翼の圧力係数を示す説明図である。
【図３】船尾プロペラの説明図である。
【図４】通常の層流翼、層流領域を拡大した翼型、層流翼を拡大しかつ圧力上昇を緩やかにした翼型の圧力係数の説明図である。
【図５】本発明を適用した無人偵察機の説明図である。
【図６】無人偵察機の電源の説明図である。
【図７】層流領域を拡大した翼型と層流領域を拡大しかつ後縁近傍に急激な圧力上昇領域がある翼型の圧力係数の説明図である。
【図８】Ａは層流領域を拡大しかつ後縁近傍に急激な圧力上昇領域がある翼型のまわりの流れの説明図であり、Ｂは層流領域を拡大しかっ後縁近傍に急激な圧力上昇領域がある翼型の後方にプロペラを配置したときの流れの説明図である。
【符号の説明】
１　プロペラ
２　電動機
３　ガソリンエンジン
４　発電機
５　主翼
６　胴体
７　空気取り入れ口
８　観測機材
９　尾翼
【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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【図８】
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