(57)【要約】【課題】  本発明の課題は、低ブーム特性を実現し、かつ造波抵抗も最小化する超音速航空機の機体形状を提供することにある。【解決手段】  本発明の超音速航空機の機体形状は、ソニックブーム抑制と造波抵抗の削減の両立を可能とするために、胴体形状を鈍頭にすることなく、主翼形態として前進角を変化させ得る機構を備えた可変前進翼形態を採用した。【選択図】  図７
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
主翼形態として前進角を変更調整可能とする機構を備えたものであって、超音速航行時には主翼を前進させ、揚力等価断面積分布を変化させることによりソニックブーム抑制と造波抵抗の削減の両立を図ったことを特徴とする超音速航空機。
【請求項２】
航空機の飛行速度、高度、機体重量で変動する低ブームの理論解をデータとして蓄積しておき、航行時の飛行速度、高度情報から最適等価断面積分布に近づける前進角を算出する手段を備えたものである請求項１に記載の超音速航空機。
【請求項３】
航空機の前進角と主翼の可動式の操縦翼面の角度情報から揚力等価断面積分布を調整し、超音速時の飛行状態に最適な等価断面積分布を達成することを特徴とする請求項１に記載の超音速航空機。
【請求項４】
主翼は胴体に固定された固定部と該固定部に連接された可動部とからなり、前記主翼固定部は略三角翼の基部形態を採ると共に、前記主翼可動部は先端が後方に折曲した構造であり、該主翼可動部は前進角を可変に調整可能である請求項１乃至３のいずれかに記載の超音速航空機。
【請求項５】
超音速飛行する航空機の主翼の前進角を変化させるために、左右の主翼固定部にピボット軸を配置し、左右の主翼可動部は該軸を中心に回転可能に連接されると共に、前記主翼可動部の端部を押し引きすることのできる駆動機構を有し、その作動により主翼の前進角を変化することを特徴とする請求項１乃至４のいずれかに記載の超音速航空機。
【請求項６】
左右の主翼可動部を同時に対照的に駆動するために１式の駆動アクチュエータと左右を連動させるリンク機構を持つことを特徴とする請求項５に記載の超音速航空機。
【請求項７】
駆動機構と主翼可動部の端部間の機構中にクラッチを介在させるものであって、前記駆動装置が故障した場合に該クラッチを解除することにより主翼に発生する空気抵抗により自然に前進角を小さくし離着陸に適した前進角に設定できる機能を備えたことを特徴とする請求項５または６に記載の超音速航空機。
【請求項８】
主翼の可動式の操縦翼面には左右の連動機構が設けられ、離着陸時に左右の高揚力装置が非対称に作動しないようにし、かつ前進角が変化してもその機能が保てる機能を備えたことを特徴とする請求項５または６に記載の超音速航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、超音速航空機の機体形状に関し、詳しくは造波抵抗を減少し、かつソニックブームを抑制する機体形状に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
一般に超音速航空機は経済性と環境適合性の要件を満たすために、衝撃波に起因する造波抗力を低減し、ソニックブームを抑制することが求められる。超音速飛行をする物体の造波抵抗を削減する基本的な考え方としてまず等価軸対称物体に換算した場合の細長比を大きくすることが第１の要件となる。この等価軸対称物体は図１２に示すように航空機を飛行マッハ数で決定されるマッハ平面（法線ベクトルを機体軸に対して角度μ＝ｓｉｎ−１(１／Ｍ)傾けた平面）で、ある胴体位置を切断した場合の断面積の機体軸方向への投影面積の周平均と同じ断面積をもつ相当回転体である。細長比を大きくするには胴体を極力細く設計することや主翼の大きさを小さくすることが効果的である。
【０００３】
その次に考慮すべき造波抗力最小の形状として図１３に示すようなシアーズハーク（Sears-Haack）体と呼ばれる軸対称物体形状（非特許文献１参照）が知られており、超音速航空機の造波抗力を低減するには細長比を大きくした上でこの断面積分布をシアーズハーク体の断面積分布と等しくすればよい。そのような航空機の設計手法はエリアルール設計と呼ばれている。この図は造波抗力最小となるシアーズハーク体の断面積分布と実際の機体の断面積の比較を示す図として示してある。
【０００４】
ソニックブームの低減法は長年に亘って考えられており、最も有力な方法は機体形状を工夫することにより衝撃波の発生パターンを変化させ地上でのソニックブーム強度を低減させる手法である。通常超音速機の機体各部から発生する衝撃波は、図１４に示すように大気中を伝播してゆく過程で機首と機尾の２つの強い衝撃波に統合され、地上において２度の大きな圧力上昇を伴うＮ型の圧力波として観測される。この図は低ソニックブーム設計とエリアルール設計とのパラドックスを示している。前記のソニックブーム低減法は機体形状を修正して衝撃波の統合を抑えることにより通常のＮ型でない低ソニックブーム圧力波形を形成するものである。ジョージとシーバスは非特許文献２の中で、低ソニックブーム圧力波形を形成する航空機の断面積分布と揚力分布から求められる等価断面積分布の和を示した。ダーデンは非特許文献３によってジョージとシーバスの断面積分布を自動的に求める手法とプログラムを提供した。
しかしながら、前記エリアルール設計と低ソニックブーム設計を両立させる航空機形状は見つけられておらず、低ブーム超音速機開発における課題であった。
【非特許文献１】Sears,W.R.,"On Projectiles of Minimum Wave Drag." Quart. Appl. Math. Vol.14, 1947.
【非特許文献２】Seebass,A.R. and George,A.R.,"Design and Operation of Aircraft to Minimize Their Sonic Boom." Journal of Aircraft, Vol.11, No.9, pp.509-517, 1974
【非特許文献３】Darden,C.M.,"Sonic-Boom Minimization With Nose-Bluntness Relaxation." NASA TP-1348, 1979.
【非特許文献４】Makino,Y et al.,"Nonaxisymmetrical Fuselage Shape Modification for Drag Reduction of Low-Sonic-Boom Airplane." AIAA Journal, Vol.41, No.8, pp.1413-1420, 2003.
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の課題は、低ブーム特性を実現し、かつ造波抵抗も最小化する超音速航空機の機体形状を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の超音速航空機の機体形状は、ソニックブーム抑制と造波抵抗の削減の両立を可能とするために、胴体形状を鈍頭にすることなく、主翼形態として前進角を変化させ得る機構を備えた可変前進翼形態を採用した。
【発明の効果】
【０００７】
本発明の超音速航空機の機体形状は、主翼形態として前進角を変化させ得る機構を備えた可変前進翼形態を採用したものであるから、離着陸時や亜音速飛行時には前進角を小さくし性能の最適化を可能とし、さらに、超音速時には機軸方向に最適な揚力等価断面積分布を得るための前進角の調整を行うことにより、ソニックブーム低減に最適な前進角を設定することを可能とするものである。結果としてソニックブーム抑制と造波抵抗の削減の両立を可能とすることができた。
【０００８】
また、本発明によれば、ソニックブームの制限がほとんど無い海上飛行の場合は造波抵抗最小の前進角に設定し、巡航性能の向上に集中した前進角を設定することができる。
また、超音速時の空力中心の後退に伴うトリム抵抗の増大に対しても、主翼の前進角を大きく取ることにより空力中心を前方に移動させることによりその影響を相殺し、結果としてトリム抵抗の最小化をはかることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
本発明の基本思想は、等価断面積分布を決める要素の１つである「揚力による等価断面積」の増大は造波抵抗には直接的な影響を与えないという予測にたって、従来の体積による断面積を増大させることなく揚力による等価断面積を増加させる機体形状を案出しようという発想に基づいている。造波抵抗を大きくしてしまう機体先頭部分の鈍頭形状を採らず、可変前進翼形態を採用し超音速時には主翼を前進させることによって低ブーム特性を実現し、かつ造波抵抗最小化のための大きな細長比を確保しシアーズハーク体の断面積分布を保持することにより、結果として造波抵抗も最小化する機体形状を提供することに想到したものである。
【００１０】
本発明は、ソニックブーム抑制と造波抗力の減少を両立させ経済性と環境適合性を併せ持った超音速航空機の設計を可能とする可変前進翼形態を提供するものである。超音速航空機の経済性向上のためには機体の抗力を低減して揚抗比を上げる必要があり、等価軸対称物体の細長比を大きくし、さらにエリアルール設計により機体形状全体を設計することが造波抗力を最小化する手法として提案されている。
【００１１】
一方、航空機が超音速で飛行するときに機体各部から発生する衝撃波は大気中を伝播する間に整理統合されて地上に到達し、ソニックブームと呼ばれる圧力変動として観測される。超音速旅客機の代表であるコンコルドのソニックブームは近くの落雷に相当する程の音であると言われている。ソニックブームによる騒音問題で陸地上空での超音速飛行は制限されるため超音速旅客機実用化の課題となっている。地上におけるソニックブーム強度を低減させるには大気伝播中の衝撃波の統合を抑えてＮ型でない低ソニックブーム圧力波形として地上に到達させることが提案されている。衝撃波にはそれによる圧力上昇の大きな波ほど速く空気中を伝播する性質があるため、衝撃波の統合を抑えるためには、機首形状を鈍頭にすることにより強い衝撃波を発生させ、その後方の衝撃波を弱める必要があると言われている。
【００１２】
しかしながら、このような鈍頭機首形状は前記のエリアルール設計を満たすことができず、造波抗力の増加が避けられない。ジョージとシーバス（非特許文献２）の示した低ソニックブーム圧力波形を形成する航空機の等価断面積分布も機首が鈍頭となることを示しており、ダーデン（非特許文献３）による機首形状の鈍頭度を緩和する設計法は、ソニックブーム強度を少し増加させるものの造波抗力を低減することができるものであるが、ソニックブームと造波抗力とのトレードオフであり、そのどちらかあるいは両者の効果を悪化させてしまう。
【００１３】
ダーデンの提唱する等価断面積分布は機体をマッハ面で切った断面積分布と、揚力が発生している事による揚力等価断面積分布の２つの要素（和）から構成されている。図１はマッハ面で切った機体の様子を示すものであり、同じ胴体位置でとったマッハ面で比較すると前進翼形態の方が後退翼形態よりも、より前方位置から揚力を発生することを概念図として示したものである。図２はマッハ面で切った体積に基づく断面積と、揚力に基づく揚力等価断面積と、その和として求められる等価断面積の機軸方向の分布を示した概念図であり、低ブーム特性を実現するダーデン分布に較べて実際の超音速航空機の等価断面積分布は機体前半部で不足し、機体後半部では越えていることを示すものである。機体前半部でもある程度の断面積分布があることが低ブーム特性の上で最適とされているが、この図２に示すように揚力等価断面積はどうしても機軸の後半部に発生する。それを補って前半部での等価断面積分布を適切な大きさにするために、従来は機首部を鈍頭化し体積による断面積を増加させることが低ブーム形状の基本思想となっていた。しかし、この方法では造波抵抗の増大を招くことになり、低ブーム・低抵抗の両立は困難であった。
【００１４】
本発明では、機首部の体積を増加させるかわりに造波抵抗には直接的な影響の少ない揚力等価断面積を機軸の前方に分布させることにより等価断面積を機体前半で増大させることを可能とし、機首の鈍頭化を避け、造波抵抗と低ブームの両立を図ることが基本的な考え方である。前進翼形態はこの実現に都合の良い形態を持っていることは直感的にも予想できるが、図４は図３に示すような機軸上に頂点を持つマッハコーンで切った場合の揚力等価断面積と等価断面積の機軸方向の分布を示したものであるが、後退翼形態よりも前進翼形態の方が機体前半部での揚力依存等価断面積分布の増大が可能であることが見て取れる。図１ではマッハ面で切った機体の様子を示すが、図３ではマッハコーンで切った様子を示しており、図１で見るよりも、前進翼形態の方が後退翼形態よりも機体の前方位置から揚力を発生していることが顕著に表されている。ダーデンの線形理論では下方へのマッハ面で切った場合の揚力分布をもって等価断面積分布を求めており、この方法ではマッハコーンで切った場合より改善の傾向は緩和されてしまうが、この場合でも前進翼形態によって揚力分布を前方寄りにすることが可能である。図４から前進翼形態の方が後退翼形態よりも、よりダーデン分布に近づきうることが理解されよう。
【００１５】
ダーデンの提唱する低ブームを可能とする等価断面積分布は飛行高度、速度、機体重量により変動するものであるため、理想的にはそのときの飛行状態で最適の分布を実現することが望ましい。胴体前半部を鈍頭化する方法では基本的には１つの飛行状態における低ブーム化が可能であるが、飛行状態に応じたその都度のこの部分の形状変更は困難である。可変前進翼の場合は飛行状態に応じて最適な前進角に変動させることと、主翼前後縁に備えられる可動式操縦翼面の角度を変化させることにより、平面的な翼の面積分布に加えて翼幅方向での揚力の分布や衝撃波の強度を変化させて、等価断面積を最適値に近い値に調整することが可能である。この能力は陸地上空を超音速で飛行する場合は低ブームと低抵抗を両立させる前進角に設定し、海面上空を飛行する場合には、ソニックブームの低減はほとんど要求されないであろうことから前進角を造波抵抗減少に特化した位置に設定することにより経済性最適化を図ることが可能となる。
【００１６】
図５は水平面に直角なマッハ面で切った機体の様子を示す図であり前進翼形態が後退翼形態よりも機体の前方位置から揚力を発生していることを示す概念図である。造波抵抗を減らすには所謂エリアルールの適用を図ることが必要であるが、断面積の分布を求める際は飛行マッハに相当するマッハ平面で機体を輪切りにし機軸周りにその平面を回転しその平均値をとるが、図５に示すように平面図に垂直なマッハ面でとった場合は、機種付近からすでに主翼分がカウントされ、かつ主翼分の断面積のピーク値が小さく、その分布域も機軸方向に引き延ばされた分布となり造波抵抗削減に効果があることがわかる。図６は可変前進翼を採用した場合の断面積分布を示した概念図であり、通常の後退翼機やデルタ翼機に較べて可変前進翼形態の機体の体積に基づく断面積分布は、より断面積分布のピーク値が小さく前方側に分布が伸びていることを示している。この断面積分布の前方への移動は断面積の量としては少なく造波抵抗を増大するほどの影響は少ない。
【００１７】
以上のことから、可変前進翼を採用することにより、離着陸時には主翼の前進角を小さくして良好な離着陸性能を達成するに必要な主翼の最大揚力を大きく設計することができ、その結果、必要な主翼面積を小さく設計することが可能となることが理解されよう。しかしながら超音速飛行の段階を終え、目的地に近づいたところで着陸に備えて前進角を小さく設定しようとした場合に、その駆動機構が故障すると、そのままの前進角では着陸に必要な揚力が大幅に不足し、操縦安定性も着陸には不十分となり危険な状況に陥る可能性がある。航行安全性は航空機としての本質的な前提条件であるから、前進角の可変機構は極めて信頼性の高いものである必要がある。万が一故障が発生した場合でも、前進角が小さくなって必要な揚力が得られる機構を備えることが望ましい。そこで本発明では故障している駆動機構を解除できるクラッチ機構を備えるようにし、主翼に発生している空気抵抗により自然と前進角が小さくなる方向に主翼が押し戻される機構を提示する。なお、この安全機構は可変前進翼形態で初めて可能な機能であって、可変後退翼機の場合はクラッチ機構を採用しても、主翼は空気抵抗でさらに後退角を増す方向となってしまう。
【００１８】
また、通常の民間機の場合は離着陸に使用するフラップ(主翼の前／後縁に取り付けられた可動式の小翼)は左右が非対象に作動することがないようにメカニカルに左右を連結する機構を有することが民間機の安全要求である耐空性審査要領で定められている。可変後退翼の主翼形態は民間機では採用された例は無く、軍用機で採用された例では民間機に要求されている左右の連結機構安全基準はなくこの連結機構を採用した例はない。本発明の可変前進翼形態は軍用／民間を問わず採用例はないが、民間機への採用を前提に考案されたものであり、当然、耐空性審査要領に定められた左右連結機構の採用が義務付けられる。従来の民間機では主翼が固定されており左右のフラップを連結する機構を組み込むことは容易であったが、可変前進翼の場合は主翼が胴体に対して回転するため、その動きを阻害することなく左右のフラップを連結するフレキシブルシャフトやそれに相当する柔軟性のある連結機構が必要である。
【００１９】
超音速時には主翼の前進角を大きくすることにより主翼から発生する造波抵抗を小さくすることができ、もともと小さな主翼面積で設計できていたことと相まって超音速時の造波抵抗をさらに小さくできる。さらに超音速時の空力中心の後方への空力的な移動に伴うトリム抵抗についても、主翼自体を前進させることにより幾何学的に空力中心を前進させ、卜ータルとしての空力中心の移動を相殺し、トリム抵抗の最小化が図れる。この効果はコンコルドでは燃料を後方に移送して解決を図り、米国の可変後退翼戦闘機であるＦ１４では主翼前方に格納式の小翼を張出して超音速時のトリム抵抗の削減を図る必要があるほどの効果に相当し超音速時の全機抵抗の削減に効果がある。
【実施例】
【００２０】
図７に本発明の適用例を平面図で示す。離着陸時や亜音速飛行時には主翼の前進角を左翼側破線で示すように小さく設定し、超音速時には右翼側実践で示すように大きく設定することにより、超音速時のソニックブームを削減し、それぞれの飛行状態において最適の性能を発揮するよう考案された可変前進翼形態の基本概念を示す。左右の主翼は、内側部分の主翼固定部２と外側部分の主翼可動部３とから構成され、左右の主翼可動部３が主翼付け根付近にピボット軸４を介して胴体１または胴体から張出している主翼の固定部２に結合されており、端部を押し引きして主翼可動部３にモーメントを生じさせるアクチュエータにより駆動され、前進角を変えることができる機構を備えている。
この主翼可動部３の駆動機構は図８に部分拡大図として示してあるように、胴体１及び胴体１から張出した主翼の固定部分２を貫通して延在するキャリースルー５の左右の端部にピボット軸４を有し、左右の主翼の可動部分３の付け根においてこのピボット機構を介してキャリースルー構造に結合され、かつキャリースルー構造の前方または後方において主翼の可動部分３の翼端部とアクチュエータ６がロッドを介して連結されており、この翼端部を押し引きするアクチュエータ６の駆動により主翼の前進角を変化させる可変前進翼機構となっている。
【００２１】
図９は本発明の適用例を平面図で示したものであって、前進角を変化させ得る主翼可動部３の後縁部だけでなく前縁部にも可動式の操縦翼面３ａをもつようにした例を示したもので、前進角の変化に応じて、その操縦翼面３ａの角度を変化させることにより翼幅方向の揚力分布を調整し、低ブーム実現の理想的な等価断面積分布を得ることができるものである。可動式の操縦翼面３ａは一般的にはフラップと称され、機械式のヒンジ部、あるいは主翼と一体のフレキシブルな外板で構成される主翼の前／後縁部をアクチュエータによって、その角度を主翼に対して下げる方向に操作され主翼の揚力を増大させるのが目的である。本発明の操縦翼面３ａも基本的には同じ原理であるが、超音速時に主翼の翼幅方向の揚力分布を調整し低ブーム特性に最適な分布を得ることを目的としており、従って、必ずしもフラップを下げて揚力を増大するだけでなく、フラップを主翼より上げて揚力を減少させる部分も想定され、主翼の翼幅方向の位置によって、その前縁部と後縁部の角度を調整するための機能を果たすものでもある。
【００２２】
図１０はあらかじめその航空機が飛行する状態において適切な等価断面積分布となるように主翼の平面形状を設計したものを平面図で示したものである。この主翼は胴体１に固定された固定部２と該固定部２に連接された可動部３とからなり、前記主翼固定部２は略三角翼の基部形態を採るようにしてある。前記主翼可動部３は先端部分が後方に折曲した構造となっており、ピボット機構を介してこの主翼可動部３は前進角を可変に調整可能である。この例では主翼固定部２と主翼可動部３との滑らかな連続構造を得るために主翼可動部３の基部は前縁後縁とも円弧形状に形成され、前進翼形態では前縁が主翼固定部２内に収納され、離着陸時・亜音速時には後縁が主翼固定部２内に収納される。
【００２３】
図１１は本発明適用例の平面図であり、左右の主翼可動部３は左右対称に動くことが前提であるので、１本のアクチュエータ６と左右を連結するリンク機構７により左右の主翼の前進角を同時に駆動する配置を示す。また、一般的にフラップと呼ばれている可動式の操縦翼面３ａについても離着陸時には左右の揚力がバランスすることが求められるため、本発明では左右の対応する操縦翼面が互いに連動する機構（図示していない）を備えるようにして左右の高揚力装置が非対称に作用しないようにした。
【産業上の利用可能性】
【００２４】
唯一の実用ＳＳＴであるコンコルドが平成１５年１０月に退役し民間航空輸送機としての超音速機は存在しない。コンコルドの後継となる２５０〜３００席の本格的な次世代超音速輸送機は開発の見通しが立っていないが、その前段階として８〜１０席程度の超音速ビジネスジェット機（ＳＳＢＪ）や２０〜３０席程度の小型ＳＳＴの研究が米国のＮＡＳＡやビジネス機メーカーの間で進められており、経済性と環境適合性を両立させうる機体形状の研究が盛んである。この両立の目処が得られればＳＳＢＪあるいは小型ＳＳＴの開発が現実のものとなってくる可能性が高い。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】前進翼機体と後進翼機体をマッハ面で切った様子を示す図である。
【図２】マッハ面で切った断面積と揚力等価断面積そして等価断面積の機軸方向の分布を示す図である。
【図３】前進翼機体と後進翼機体をマッハコーンで切った様子を示す図である。
【図４】マッハコーンで切った断面積と揚力等価断面積そして等価断面積の機軸方向の分布を示す図である。
【図５】水平面に垂直なマッハ面で切った前進翼形態と通常形態の機体の様子を示す図である。
【図６】可変前進翼を採用した場合の断面積分布示した図である。
【図７】超音速時と離着陸時・亜音速時とで主翼可動部の前進翼角を変更する機構を示す図である。
【図８】図７における主翼駆動機構部の部分拡大図である。
【図９】主翼可動部の可動式操縦翼面の配置と動作を説明する図である。
【図１０】飛行時に適切な等価断面積分布となるように主翼の平面形状を設計したものを示す平面図である。
【図１１】左右の主翼可動部が左右対称に動くように、１本のアクチュエータと左右を連結するリンク機構例を示す図である。
【図１２】実際の航空機と等価対称回転体の断面積を説明する図である。
【図１３】造波抗力が最小となるシアーズハーク体の断面積分布と実際の航空機の断面積とを比較する図である。
【図１４】低ソニックブーム設計とエリアルール設計とのパラドックスを示した図である。
【符号の説明】
【００２６】
１  胴体                        ２  主翼固定部
３  主翼可動部                ３ａ  可動式操縦翼面
４  ピボット軸                  ５  キャリースルー
６  アクチュエータ              ７  リンク機構
【図１】
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【図２】
2005297825.tif 000004
【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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【図９】
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【図１０】
2005297825.tif 000012
【図１１】
2005297825.tif 000013
【図１２】
2005297825.tif 000014
【図１３】
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【図１４】
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