JP2019131071A - 航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】設計変更を容易なものとしつつ、フラッタ特性の向上を図ることができる航空機を提供する。【解決手段】主翼１１と、主翼１１に取り付けられるエンジン１５と、主翼１１とエンジン１５とを連結する連結構造体２０と、を備え、連結構造体２０は、主翼１１から航空機１のヨー軸方向に向かって延在して設けられ、エンジン１５を支持可能に主翼１１とエンジン１５の直上部とを連結するエンジンパイロン２１と、エンジンパイロン２１よりも主翼１１の先端側の位置から主翼１１の基端側に位置するエンジン１５側に向かって延在して設けられ、主翼１１とエンジン１５とを連結するサブパイロン２２と、を有し、主翼１１、エンジンパイロン２１及びサブパイロン２２でトラス構造が形成されている。【選択図】図１

Description

本発明は、主翼に連結された搭載物を備える航空機に関するものである。

一般的に、航空機の主翼には、搭載物としてのエンジンが連結されている。エンジンは、ナセルに収容され、パイロンによりナセルと主翼とを結合する結合構造となっている。このような結合構造の場合、エンジン及び主翼の振動によりフラッタが発生する。また、主翼とエンジンとの結合構造として、エンジンの両側面と、エンジン上方の主翼とを結合する２つの支持構造を設けるものが知られている（例えば、特許文献１参照）。この支持構造とすることで、航空機の着陸時におけるエンジンの逆噴射の際、上方に排気することで、ブレーキ効率の向上を図っている。

米国特許第９２２１１９５５号明細書

ところで、近年、燃費向上または騒音低減のために、エンジン直径を大きくしたり、主翼の翼幅を長くしたり、主翼の翼厚を薄くする等の要求がある。エンジン直径が増加すると、エンジンの質量が増大するため、主翼の振動の一つのモードであるねじりモードによる影響が増大し、フラッタが発生し易くなる。また、主翼の翼幅を長くしたり、主翼の翼厚を薄くしたりすると、主翼の剛性が低下することにより、主翼の固有振動数が低下し、フラッタが発生し易くなる。

そこで、本発明は、設計変更を容易なものとしつつ、フラッタ特性の向上を図ることができる航空機を提供することを課題とする。

本発明の航空機は、主翼と、前記主翼に取り付けられる搭載物と、前記主翼と前記搭載物とを連結する連結構造体と、を備え、前記連結構造体は、前記主翼から前記航空機のヨー軸方向に向かって延在して設けられ、前記搭載物を支持可能に前記主翼と前記搭載物の直上部とを連結するパイロンと、前記パイロンよりも前記主翼の先端側の位置から前記主翼の基端側に位置する前記搭載物側に向かって延在して設けられ、前記主翼と前記搭載物とを連結する支柱と、を有し、前記主翼、前記パイロン及び前記支柱でトラス構造が形成されていることを特徴とする。

この構成によれば、主翼、パイロン及び支柱によりトラス構造を形成できるため、主翼の剛性を高めることができる。このため、主翼の固有振動数を増大できることから、フラッタ特性の向上を図ることができる。換言すれば、トラス構造により主翼の剛性を高めることができる分、エンジンを大きくしたり、主翼の翼幅を長くしたり、主翼の翼厚を薄くしたりすることができ、燃費向上または騒音低減を図ることができる。また、パイロンは、単独で搭載物を支持可能となっていることから、既存の航空機と同様の構成にでき、また、既存の航空機に対して、支柱を追加するだけでよいことから、設計変更を容易なものにできる。なお、搭載物としては、エンジンまたは投下物等がある。また、搭載物は、主翼の下方だけでなく、上方に設けられてもよい。

また、前記主翼は、基端側と先端側とを結ぶ方向である翼長方向に伸びる構造体であるボックスビームを有し、前記パイロン及び前記支柱は、前記ボックスビームに連結されていることが、好ましい。

この構成によれば、構造体としてのボックスビームに、パイロン及び支柱を結合できるため、トラス構造を構造体で構成できることから、主翼の剛性を適切に高めることができる。

また、前記支柱は、前記主翼の前縁側に連結されていることが、好ましい。

この構成によれば、フラッタが発生し易い主翼の前縁側に対して、主翼の剛性を高めることかができる。

また、前記支柱は、延在する方向に直交する面で切った断面において、前縁側と後縁側とを結ぶ方向における長さが、上面側と下面側とを結ぶ方向における長さに比して長いことが、好ましい。

この構成によれば、支柱を、前縁側と後縁側とを結ぶ方向を幅方向とし、上面側と下面側とを結ぶ方向を厚さ方向とする板状の支柱として形成することができる。この支柱は、主翼の振動モードの一つであるねじりモードにおける固有振動数を増加させることができることから、主翼の振動モードの他の一つである曲げモードとの連成が発生し難くなるため、フラッタ特性の向上を図ることができる。

また、前記支柱は、延在する方向に直交する面で切った断面において、翼形状になっていることが、好ましい。

この構成によれば、支柱に対する気流の抵抗を低減することで、空力特性の低下を抑制することができる。

また、前記搭載物に設けられ、前記パイロンと前記支柱との間に設けられる構造体としての補強部材を、さらに備えることが、好ましい。

この構成によれば、エンジンに連結されるパイロンと支柱との間の部位の剛性が低い場合であっても、補強部材により剛性を高めることができるため、トラス構造をより強固なものにすることができる。

図１は、本実施形態に係る航空機の一部を模式的に表した説明図である。 図２は、主翼のボックスビームの断面図である。 図３は、サブパイロンの断面図である。 図４は、従来に係る航空機の主翼のフラッタ特性を示す説明図である。 図５は、本実施形態に係る航空機の主翼のフラッタ特性を示す説明図である。 図６は、本実施形態に係る航空機の主翼のフラッタ特性を示す説明図である。

以下に、本発明に係る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。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能であり、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせることも可能である。

［本実施形態］
図１は、本実施形態に係る航空機の一部を模式的に表した説明図である。図２は、主翼のボックスビームの断面図である。図３は、サブパイロンの断面図である。

本実施形態に係る航空機１は、主翼１１の下面に搭載物としてのエンジン１５を連結したものである。本実施形態では、搭載物としてエンジン１５に適用して説明するが、エンジン１５に特に限定されず、例えば、搭載物として目標に向かって投下される投下物等であってもよい。

図１に示すように、航空機１は、胴体１０と、主翼１１と、エンジン１５と、連結構造体２０と、を備えている。胴体１０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（図１の紙面に垂直方向）に延在して設けられる筒状の部位である。主翼１１は、胴体１０の中央部近傍に設けられ、ロール軸方向に直交するピッチ軸方向（図１の左右方向）において、胴体１０から外側に延在する翼体となっている。

図２に示すように、主翼１１は、主となる構造体としてのボックスビームを有しており、上方スキン３１と、下方スキン３２と、前方スパー３３と、後方スパー３４と、複数のストリンガー３５と、複数のリブ３６とを備えている。

上方スキン３１は、主翼１１の上方の外板である。下方スキン３２は、主翼１１の下方の外板であり、上方スキン３１に対向して配置される。前方スパー３３は、上方スキン３１と下方スキン３２との間に設けられ、主翼１１の基端側と先端側とを結ぶ方向である翼長方向に沿って配置されると共に主翼１１の前方側に配置される桁である。後方スパー３４は、上方スキン３１と下方スキン３２との間に設けられ、主翼１１の翼長方向に沿って配置されると共に主翼１１の後方側に配置される桁である。複数のストリンガー３５は、本実施形態において断面Ｔ字状に形成されており、上方スキン３１及び下方スキン３２の内側にそれぞれ設けられ、主翼１１の翼長方向に沿って配置される縦通材である。なお、本実施形態では、断面Ｔ字状のストリンガー３５を例示したが、ストリンガー３５の断面形状は特に限定されず、例えば、Ｚ字状、Ｊ字状、Ｉ字状、Ｙ字状、またはＨａｔ形状であってもよい。複数のリブ３６は、主翼１１の翼長方向に所定の間隔を空けて並べて配置される骨材である。そして、後述する連結構造体２０は、主翼１１のボックスビームに連結されている。

再び、図１を参照して、エンジン１５は、例えば、ガスタービンエンジンであり、航空機１の前方側から取り込んだ空気を圧縮し、圧縮した空気と燃料とを混合して燃焼させ、燃焼後の燃焼ガスを航空機の後方側に排出することで、推進力を発生させている。このエンジン１５は、主翼１１の下方側に設けられている。また、エンジン１５は、エンジン本体がナセルに収容されており、後述する連結構造体２０は、エンジン１５のナセルに連結されている。

連結構造体２０は、主翼１１とエンジン１５とを連結しており、トラス構造により主翼１１の剛性を高めている。連結構造体２０は、エンジンパイロン（パイロン）２１と、サブパイロン（支柱）２２と、補助部材２３と、を有している。

エンジンパイロン２１は、エンジン１５を主翼１１に支持可能な支持体である。エンジンパイロン２１は、その一端が主翼１１の中央部のボックスビームに連結され、その他端がエンジン１５のナセルの直上部に連結されている。そして、エンジンパイロン２１は、航空機１のヨー軸方向に沿って設けられている。つまり、エンジンパイロン２１は、主翼１１中央部の下面からヨー軸方向の下方側に向かって延在して設けられ、エンジン１５の直上部に連結されている。

サブパイロン２２は、主翼１１及びエンジンパイロン２１と共に、トラス構造を構成する部材の一つとなっている。サブパイロン２２は、その一端が主翼１１の先端部分のボックスビームに連結され、その他端がエンジン１５のナセルの外側の側部に連結されている。また、サブパイロン２２は、主翼１１に連結される一端が、主翼１１の前縁側に連結されている。このサブパイロン２２は、航空機１のヨー軸方向に対して傾斜して設けられている。つまり、サブパイロン２２は、エンジンパイロン２１よりも主翼１１の先端側の位置から主翼１１の基端側に位置するエンジン１５側に向かって延在して設けられることで、エンジンパイロン２１に対して傾斜して設けられており、エンジン１５の側部に連結されている。

図３は、サブパイロン２２の断面形状を示しており、図３において紙面の左側が航空機１の前方側、右側が航空機１の後方側となっており、図３において紙面の上側が航空機１の上方側、下側が航空機１の下方側となっている。サブパイロン２２は、延在する方向に直交する面で切った断面において、航空機１の前方側と後方側とを結ぶ方向における長さが、上面側と下面側とを結ぶ方向における長さに比して長くなっている。つまり、サブパイロン２２は、板状の部材となっており、延在する方向を長さ方向とし、前方側と後方側とを結ぶ方向を幅方向とし、上面側と下面側とを結ぶ方向を厚さ方向としている。そして、サブパイロン２２は、その上面と、主翼１１の翼下面とが対向して設けられ、先端側に向かうにつれて、主翼１１との間の間隔が狭くなるように設けられている。また、サブパイロン２２は、図３に示す断面において、翼形状となっており、航空機１の前方側から後方側に流れる気流に対する抵抗が小さな形状となっている。

このサブパイロン２２は、例えば、複合材または高剛性材料を用いて形成されている。複合材を適用する場合には、複合材に含まれる強化繊維の異方性を調整することで、サブパイロン２２の剛性を調整してもよい。また、高剛性材料を適用する場合には、サブパイロン２２の剛性を高いものにできるため、トラス構造の剛性を高めることができる。

補強部材２３は、エンジン１５に設けられ、エンジンパイロン２１とサブパイロン２２との間に設けられる構造体となっている。補強部材２３は、エンジン１５の外周に沿って、エンジン１５の直上部から外側の側部に亘って設けられている。補強部材２３は、トラス構造を構成する一つの部材となっている。

そして、連結構造体２０は、主翼１１のボックスビームと、エンジンパイロン２１と、サブパイロン２２とによりトラス構造を形成しており、エンジン１５へのエンジンパイロン２１及びサブパイロン２２の連結を補強部材２３により補強している。

ここで、航空機１の飛行中において、主翼１１には、航空機１の飛行速度の増加に伴い、自励振動、いわゆるフラッタが発生することがある。フラッタは、主翼１１に生じるねじりモードの振動と、曲げモードの振動とが連成することにより発生する。本実施形態に係る主翼１１のフラッタ特性について、図４及び図５を参照して説明する。

図４は、従来に係る航空機の主翼のフラッタ特性を示す説明図であり、図５は、本実施形態に係る航空機の主翼のフラッタ特性を示す説明図である。図４は、従来の航空機の構成であり、サブパイロン２２を省いた航空機１で得られるフラッタ特性となっている。一方で、図５は、本実施形態の航空機１の構成であり、サブパイロン２２を有する航空機１で得られるフラッタ特性となっている。

図４の上側の図は、従来の主翼における対気速度とねじりモードの振動減衰率および曲げモードの振動減衰率との関係を示した説明図であり、図４の下側の図は、従来の主翼における対気速度とねじりモードの固有振動数および曲げモードの固有振動数との関係を示した説明図である。また、図５の上側の図は、本実施形態の主翼１１における対気速度とねじりモードの振動減衰率および曲げモードの振動減衰率との関係を示した説明図であり、図５の下側の図は、本実施形態の主翼１１における対気速度とねじりモードの固有振動数および曲げモードの固有振動数との関係を示した説明図である。図４および図５では、対気速度として、ノット等価対気速度（KEAS:Knot Equivalent Air Speed）を適用している。なお、対気速度は、ノットである必要がないことから、ノット等価対気速度に限られず、航空機と対気との相対速度であればよいため、単に、等価対気速度としてもよい。図４および図５において、減衰率は、振動の減衰率であり、振動波形における隣り合う振幅の比の自然対数をとった値となっている。減衰率は、翼自身による構造減衰の効果分を考慮し、値０よりも若干大きな閾値αに至った時点で翼にフラッタが発生しているものとした。そして、図４及び図５の上図は、その横軸がノット等価大気速度となっており、その縦軸が減衰率となっている。また、図４及び図５の下図は、その横軸がノット等価大気速度となっており、その縦軸が固有振動数となっている。

図４の下図において、対気速度が大きくなると、ねじりモードの固有振動数は小さくなるが一方で、曲げモードの固有振動数は、対気速度が０の場合の固有振動数とほぼ同じような振動数となり、ほぼ一定となる。図５の下図では、曲げモードの固有振動数は、図４とほぼ同様であるものの、ねじりモードの固有振動数は、対気速度が速い領域において、図４に比して高くなっている。また、図４及び図５の上図に示すように、従来の主翼では、対気速度が値Ｃに至ったときに減衰率が閾値αを超える一方、本実施形態にかかる主翼１１では、対気速度が値Ｃよりも大きな値Ｄに至ったときに減衰率が閾値αを超える。このように、本実施形態に係る主翼１１は、従来の主翼よりも、減衰率が閾値αを超える対気速度、すなわちフラッタ速度の値が大きく、フラッタの発生を抑制できることが確認された。

次に、図６を参照して、本実施形態の航空機１に係る主翼１１のフラッタ特性について説明する。図６は、本実施形態に係る航空機の主翼のフラッタ特性を示す説明図である。図６は、その横軸が追加重量となっており、その縦軸がノット等価対気速度増加分となっている。点Ｐ１は、従来、すなわち、サブパイロン２２を省いた航空機１であって、且つ、フラッタ特性を向上させるために、主翼のスキン３１，３２の板厚を、従来比の２０％増加させたときの、フラッタ特性及び追加重量を示す点となっている。点Ｐ２は、本実施形態の航空機１のフラッタ特性及び追加重量を示す点となっている。

従来の点Ｐ１は、本実施形態の点Ｐ２に比して、追加重量が重く、また、ノット等価対気速度の増加分も小さいものとなっている。換言すれば、本実施形態の点Ｐ２は、従来の点Ｐ１に比して、追加重量が少なく、また、ノット等価対気速度の増加分も大きいものとなっている。つまり、本実施形態の航空機１は、サブパイロン２２を設置するだけで、主翼１１のスキン３１，３２の板厚を増加させるよりも、追加重量を少なくでき、フラッタ特性を向上できることを示している。

以上のように、実施形態１によれば、主翼１１、エンジンパイロン２１及びサブパイロン２２によりトラス構造を形成できるため、主翼１１の剛性を高めることができる。このため、主翼１１の固有振動数を増大できることから、フラッタ特性の向上を図ることができる。換言すれば、トラス構造により主翼１１の剛性を高めることができる分、エンジン１５を大きくしたり、主翼１１の翼幅を長くしたり、主翼１１の翼厚を薄くしたりすることができ、燃費向上または騒音低減を図ることができる。また、エンジンパイロンは、単独でエンジン１５を支持可能となっていることから、既存の航空機と同様の構成にでき、また、既存の航空機に対して、サブパイロン２２を追加するだけでよいことから、設計変更を容易なものにできる。

また、実施形態１によれば、構造体としての主翼１１のボックスビームに、エンジンパイロン２１及びサブパイロン２２を結合できるため、トラス構造を構造体で構成できることから、主翼１１の剛性を適切に高めることができる。

また、実施形態１によれば、サブパイロン２２を主翼１１の前縁側に連結することで、フラッタが発生し易い主翼１１の前縁側に対して、主翼の剛性を高めることができる。

また、実施形態１によれば、サブパイロン２２を主翼１１と対向する板状の部材として形成することができる。このような形状のサブパイロン２２は、ねじりモードにおける固有振動数を増加させることができることから、曲げモードとの振動の連成が発生し難くなるため、フラッタ特性の向上を図ることができる。

また、実施形態１によれば、サブパイロン２２の断面形状を翼形状とすることで、気流の抵抗を低減することができ、空力特性の低下を抑制することができる。

また、実施形態１によれば、エンジン１５に連結されるエンジンパイロン２１とサブパイロン２２との間の部位の剛性が低い場合であっても、補強部材２３により剛性を高めることができるため、トラス構造をより強固なものにすることができる。

なお、本実施形態では、エンジン１５を主翼１１の下方側に配置したが、上方側に配置してもよい。この場合、連結構造体２０は、主翼１１を挟んで、上下に入れ替えた構成となる。

また、本実施形態において、サブパイロン２２と主翼１１との結合部分、及びサブパイロン２２とエンジン１５との結合部分に、着脱自在なアダプタ機構を設け、サブパイロン２２の取外しを容易なものとすることで、メンテナンス性を高めてもよい。

１ 航空機
１０ 胴体
１１ 主翼
１５ エンジン
２０ 連結構造体
２１ エンジンパイロン
２２ サブパイロン
２３ 補強部材
３１ 上方スキン
３２ 下方スキン
３３ 前方スパー
３４ 後方スパー
３５ ストリンガー
３６ リブ

Claims (6)

1. 主翼と、
   前記主翼に取り付けられる搭載物と、
   前記主翼と前記搭載物とを連結する連結構造体と、を備え、
   前記連結構造体は、
   前記主翼から前記航空機のヨー軸方向に向かって延在して設けられ、前記搭載物を支持可能に前記主翼と前記搭載物の直上部とを連結するパイロンと、
   前記パイロンよりも前記主翼の先端側の位置から前記主翼の基端側に位置する前記搭載物側に向かって延在して設けられ、前記主翼と前記搭載物とを連結する支柱と、を有し、
   前記主翼、前記パイロン及び前記支柱でトラス構造が形成されていることを特徴とする航空機。
2. 前記主翼は、基端側と先端側とを結ぶ方向である翼長方向に伸びる構造体であるボックスビームを有し、
   前記パイロン及び前記支柱は、前記ボックスビームに連結されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 前記支柱は、前記主翼の前縁側に連結されていることを特徴とする請求項１または２に記載の航空機。
4. 前記支柱は、延在する方向に直交する面で切った断面において、前縁側と後縁側とを結ぶ方向における長さが、上面側と下面側とを結ぶ方向における長さに比して長いことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機。
5. 前記支柱は、延在する方向に直交する面で切った断面において、翼形状になっていることを特徴とする請求項４に記載の航空機。
6. 前記搭載物に設けられ、前記パイロンと前記支柱との間に設けられる構造体としての補強部材を、さらに備えることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機。

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