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WO2019150637A1 - 航空機 - Google Patents

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WO2019150637A1
WO2019150637A1 PCT/JP2018/033326 JP2018033326W WO2019150637A1 WO 2019150637 A1 WO2019150637 A1 WO 2019150637A1 JP 2018033326 W JP2018033326 W JP 2018033326W WO 2019150637 A1 WO2019150637 A1 WO 2019150637A1
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WO
WIPO (PCT)
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main wing
engine
pylon
aircraft
wing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/JP2018/033326
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
孝明 弓取
隆之 野村
児玉　智
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority to US16/963,868 priority Critical patent/US20210039800A1/en
Priority to EP18903289.9A priority patent/EP3730407A4/en
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Ceased legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/32—Wings specially adapted for mounting power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings or cowlings associated with wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D7/00—Arrangement of military equipment, e.g. armaments, armament accessories or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft
    • B64D7/02—Arrangement of military equipment, e.g. armaments, armament accessories or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft the armaments being firearms
    • B64D7/04—Arrangement of military equipment, e.g. armaments, armament accessories or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft the armaments being firearms fixedly mounted
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft provided with a load connected to a main wing.
  • an engine as a load is connected to the main wing of an aircraft.
  • the engine is housed in the nacelle and has a coupling structure in which the nacelle and the main wing are coupled by a pylon.
  • a coupling structure between the main wing and the engine there is known a structure in which two support structures for coupling both side surfaces of the engine and the main wing above the engine are provided (for example, see Patent Document 1).
  • the brake efficiency is improved by exhausting upward when the engine reverse-injects at the time of landing of the aircraft.
  • an object of the present invention is to provide an aircraft capable of improving flutter characteristics while facilitating design changes.
  • An aircraft includes a main wing, a load attached to the main wing, and a connection structure that connects the main wing and the load, and the connection structure includes a yaw axis of the aircraft from the main wing.
  • a pylon that extends in the direction and connects the main wing and a portion directly above the load so as to support the load, and a base of the main wing from a position on the tip side of the main wing with respect to the pylon
  • a strut structure that is provided extending toward the mounted object located on the end side and that connects the main wing and the mounted object, and a truss structure is formed by the main wing, the pylon, and the post. It is characterized by.
  • the truss structure can be formed by the main wing, the pylon, and the support, the rigidity of the main wing can be increased. For this reason, since the natural frequency of the main wing can be increased, flutter characteristics can be improved. In other words, because the truss structure can increase the rigidity of the main wing, the engine can be enlarged, the wing width of the main wing can be increased, and the wing thickness can be reduced. Can be achieved.
  • the pylon can support the load alone, it can be configured in the same way as an existing aircraft, and it is only necessary to add a post to the existing aircraft. Can be made easy.
  • examples of the load include an engine or a dropped object. Further, the load may be provided not only below the main wing but above the main wing.
  • the main wing has a box beam that is a structure extending in a blade length direction that is a direction connecting the base end side and the tip end side, and the pylon and the support column are connected to the box beam. ,preferable.
  • the truss structure can be configured with the structure, so that the rigidity of the main wing can be appropriately increased.
  • the support column is connected to a front edge side of the main wing.
  • the rigidity of the main wing can be increased with respect to the leading edge side of the main wing where flutter is likely to occur.
  • the length in the direction connecting the front edge side and the rear edge side is longer than the length in the direction connecting the upper surface side and the lower surface side. Longer is preferred.
  • the support column can be formed as a plate-like support column in which the direction connecting the front edge side and the rear edge side is the width direction and the direction connecting the upper surface side and the lower surface side is the thickness direction. Since this strut can increase the natural frequency in the torsional mode, which is one of the vibration modes of the main wing, it is difficult to couple with the bending mode, which is another vibration mode of the main wing. Thus, the flutter characteristics can be improved.
  • the support column has a wing shape in a cross section cut by a plane orthogonal to the extending direction.
  • a reinforcing member as a structure provided on the mounted object and provided between the pylon and the support column.
  • the rigidity of the portion between the pylon connected to the engine and the column is low, the rigidity can be increased by the reinforcing member, so that the truss structure is made stronger. Can do.
  • FIG. 1 is an explanatory diagram schematically showing a part of an aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of the box beam of the main wing.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the subpylon.
  • FIG. 4 is an explanatory diagram showing flutter characteristics of a main wing of an aircraft according to the related art.
  • FIG. 5 is an explanatory diagram showing flutter characteristics of the main wing of the aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram showing flutter characteristics of the main wing of the aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 1 is an explanatory diagram schematically showing a part of an aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of the box beam of the main wing.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the subpylon.
  • the aircraft 1 according to the present embodiment is obtained by connecting an engine 15 as a load to the lower surface of the main wing 11.
  • the description is applied to the engine 15 as a mounted object.
  • the present invention is not particularly limited to the engine 15, and may be a dropped object that is dropped toward a target as the mounted object, for example.
  • the aircraft 1 includes a fuselage 10, a main wing 11, an engine 15, and a connection structure 20.
  • the fuselage 10 is a cylindrical part that extends in the roll axis direction (direction perpendicular to the paper surface of FIG. 1), which is a direction connecting the nose side and the tail side of the aircraft 1.
  • the main wing 11 is provided in the vicinity of the center of the fuselage 10, and is a wing that extends outward from the fuselage 10 in the pitch axis direction (left-right direction in FIG. 1) orthogonal to the roll axis direction.
  • the main wing 11 has a box beam as a main structure, and includes an upper skin 31, a lower skin 32, a front spar 33, a rear spar 34, and a plurality of stringers 35. And a plurality of ribs 36.
  • the upper skin 31 is an outer plate above the main wing 11.
  • the lower skin 32 is an outer plate below the main wing 11 and is disposed to face the upper skin 31.
  • the front spar 33 is provided between the upper skin 31 and the lower skin 32, and is disposed along the blade length direction, which is a direction connecting the base end side and the tip end side of the main wing 11, and on the front side of the main wing 11. The digit to be placed.
  • the rear spar 34 is a girder provided between the upper skin 31 and the lower skin 32 and arranged along the wing length direction of the main wing 11 and at the rear side of the main wing 11.
  • the plurality of stringers 35 are formed in a T-shaped cross section in the present embodiment, are provided on the inner side of the upper skin 31 and the lower skin 32, and are longitudinal members arranged along the blade length direction of the main wing 11. is there.
  • the stringer 35 having a T-shaped cross section is illustrated, but the cross-sectional shape of the stringer 35 is not particularly limited.
  • a Z-shaped, J-shaped, I-shaped, Y-shaped, or Hat It may be a shape.
  • the plurality of ribs 36 are aggregates arranged side by side at a predetermined interval in the blade length direction of the main wing 11.
  • a connection structure 20 described later is connected to the box beam of the main wing 11.
  • the engine 15 is, for example, a gas turbine engine, compresses air taken from the front side of the aircraft 1, mixes the compressed air and fuel, and burns them. Propulsion is generated by discharging the combustion gas to the rear side of the aircraft.
  • the engine 15 is provided below the main wing 11. Further, the engine 15 has an engine body housed in a nacelle, and a connecting structure 20 described later is connected to the nacelle of the engine 15.
  • the connecting structure 20 connects the main wing 11 and the engine 15 and increases the rigidity of the main wing 11 by a truss structure.
  • the connection structure 20 includes an engine pylon (pylon) 21, a subpylon (support) 22, and a reinforcing member 23.
  • the engine pylon 21 is a support that can support the engine 15 on the main wing 11.
  • One end of the engine pylon 21 is connected to the box beam at the center of the main wing 11, and the other end is connected to an upper portion of the nacelle of the engine 15.
  • the engine pylon 21 is provided along the yaw axis direction of the aircraft 1. That is, the engine pylon 21 extends from the lower surface of the central portion of the main wing 11 toward the lower side in the yaw axis direction, and is connected to the upper portion of the engine 15.
  • the subpylon 22 is one of the members constituting the truss structure together with the main wing 11 and the engine pylon 21.
  • One end of the subpylon 22 is connected to the box beam at the tip portion of the main wing 11, and the other end is connected to a side portion outside the nacelle of the engine 15.
  • the subpylon 22 has one end connected to the main wing 11 connected to the front edge side of the main wing 11.
  • the subpylon 22 is provided to be inclined with respect to the yaw axis direction of the aircraft 1. That is, the sub-pylon 22 is provided to extend from the position on the front end side of the main wing 11 to the side of the engine 15 located on the base end side of the main wing 11 with respect to the engine pylon 21. Inclined and connected to the side of the engine 15.
  • FIG. 3 shows a cross-sectional shape of the subpylon 22, where the left side of the plane of FIG. 3 is the front side of the aircraft 1, the right side is the rear side of the aircraft 1, and the upper side of the plane of FIG.
  • the upper side and the lower side are the lower side of the aircraft 1.
  • the subpylon 22 has a cross section taken along a plane orthogonal to the extending direction, and the length in the direction connecting the front side and the rear side of the aircraft 1 is compared with the length in the direction connecting the upper surface side and the lower surface side. It is getting longer.
  • the subpylon 22 is a plate-like member, the extending direction is the length direction, the direction connecting the front side and the rear side is the width direction, and the direction connecting the upper surface side and the lower surface side is The thickness direction.
  • the upper surface of the subpylon 22 and the lower surface of the main wing 11 are opposed to each other, and the distance between the subpylon 22 and the main wing 11 becomes narrower toward the tip side.
  • the subpylon 22 has a wing shape in the cross section shown in FIG. 3, and has a small resistance to the airflow flowing from the front side to the rear side of the aircraft 1.
  • the subpylon 22 is formed using, for example, a composite material or a highly rigid material.
  • the rigidity of the subpylon 22 may be adjusted by adjusting the anisotropy of the reinforcing fibers included in the composite material.
  • the rigidity of the truss structure can be increased because the rigidity of the subpylon 22 can be increased.
  • the reinforcing member 23 is provided in the engine 15 and has a structure provided between the engine pylon 21 and the subpylon 22.
  • the reinforcing member 23 is provided along the outer periphery of the engine 15 from the upper part of the engine 15 to the outer side part.
  • the reinforcing member 23 is one member constituting the truss structure.
  • connection structure 20 forms a truss structure with the box beam of the main wing 11, the engine pylon 21, and the subpylon 22, and connects the engine pylon 21 and the subpylon 22 to the engine 15 with a reinforcing member 23. It is reinforced by.
  • flutter may occur on the main wing 11 as the flight speed of the aircraft 1 increases. Flutter is generated by coupling torsional mode vibration generated in the main wing 11 and bending mode vibration.
  • the flutter characteristic of the main wing 11 according to the present embodiment will be described with reference to FIGS. 4 and 5.
  • FIG. 4 is an explanatory diagram illustrating flutter characteristics of the main wing of an aircraft according to the related art
  • FIG. 5 is an explanatory diagram illustrating flutter characteristics of the main wing of the aircraft according to the present embodiment.
  • FIG. 4 shows the configuration of a conventional aircraft, which has flutter characteristics obtained with the aircraft 1 without the subpylon 22.
  • FIG. 5 shows a configuration of the aircraft 1 according to the present embodiment, and has flutter characteristics obtained by the aircraft 1 having the subpylon 22.
  • the upper diagram in FIG. 4 is an explanatory diagram showing the relationship between the airspeed in the conventional main wing and the vibration damping rate in the torsional mode and the bending mode
  • 5 is an explanatory diagram showing the relationship between the airspeed, the torsional mode vibration attenuation factor, and the bending mode vibration attenuation factor in the main wing 11 of the present embodiment.
  • These figures are explanatory diagrams showing the relationship between the airspeed, the torsional mode natural frequency, and the bending mode natural frequency in the main wing 11 of the present embodiment.
  • the knot equivalent air speed (KEAS: Knot Equivalent Air Speed) is applied as the air speed. Since the airspeed does not need to be a knot, the airspeed is not limited to the knot equivalent airspeed, but may be a relative speed between the aircraft and air, and may simply be the equivalent airspeed.
  • the attenuation rate is a vibration attenuation rate, and is a value obtained by taking the natural logarithm of the ratio of adjacent amplitudes in the vibration waveform.
  • the damping rate considering the effect of structural damping by the blade itself, it was assumed that flutter occurred on the blade when the threshold value ⁇ was slightly larger than 0. 4 and 5, the horizontal axis represents the knot equivalent atmospheric velocity, and the vertical axis represents the attenuation rate. 4 and 5, the horizontal axis represents the knot equivalent atmospheric velocity, and the vertical axis represents the natural frequency.
  • the main wing 11 according to the present embodiment has a larger airspeed, that is, a flutter speed, whose attenuation rate exceeds the threshold value ⁇ than the conventional main wing, and can suppress the occurrence of flutter.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram showing flutter characteristics of the main wing of the aircraft according to the present embodiment.
  • the horizontal axis indicates the additional weight
  • the vertical axis indicates the knot equivalent airspeed increase.
  • Point P1 is the conventional aircraft, that is, the aircraft 1 without the subpylon 22, and when the thickness of the skins 31 and 32 of the main wings is increased by 20% compared to the conventional technology in order to improve flutter characteristics. The flutter characteristics and the additional weight are shown.
  • Point P2 is a point indicating flutter characteristics and additional weight of the aircraft 1 of the present embodiment.
  • the conventional point P1 has a heavier additional weight than the point P2 of the present embodiment, and the increase in the knot equivalent airspeed is small.
  • the point P2 of the present embodiment has a small additional weight and a large increase in the knot equivalent airspeed compared to the conventional point P1. That is, it is shown that the aircraft 1 of the present embodiment can reduce the additional weight and improve the flutter characteristics simply by installing the subpylon 22, rather than increasing the thickness of the skins 31 and 32 of the main wing 11. .
  • the truss structure can be formed by the main wing 11, the engine pylon 21, and the subpylon 22, the rigidity of the main wing 11 can be increased. For this reason, since the natural frequency of the main wing 11 can be increased, flutter characteristics can be improved. In other words, because the truss structure can increase the rigidity of the main wing 11, the engine 15 can be enlarged, the wing width of the main wing 11 can be increased, and the wing thickness of the main wing 11 can be reduced. Improvement or noise reduction can be achieved. Further, since the engine pylon can support the engine 15 independently, it can be configured in the same manner as an existing aircraft, and only the sub-pylon 22 needs to be added to the existing aircraft. Design changes can be made easy.
  • the truss structure can be configured by the structure, and thus the rigidity of the main wing 11 is appropriately increased. be able to.
  • the rigidity of the main wing can be increased with respect to the front edge side of the main wing 11 where flutter is likely to occur.
  • the subpylon 22 can be formed as a plate-like member facing the main wing 11. Since the sub-pylon 22 having such a shape can increase the natural frequency in the torsion mode, it is difficult for the vibration to be coupled with the bending mode, so that the flutter characteristic can be improved.
  • the cross-sectional shape of the subpylon 22 into a wing shape, it is possible to reduce the resistance of the airflow and suppress the deterioration of the aerodynamic characteristics.
  • the rigidity of the portion between the engine pylon 21 and the subpylon 22 connected to the engine 15 is low, the rigidity can be increased by the reinforcing member 23.
  • the structure can be made stronger.
  • the engine 15 is disposed on the lower side of the main wing 11, but may be disposed on the upper side.
  • the connection structure 20 has a configuration in which the main wing 11 is sandwiched and switched up and down.
  • a detachable adapter mechanism is provided at the coupling portion between the subpylon 22 and the main wing 11 and the coupling portion between the subpylon 22 and the engine 15 so that the subpylon 22 can be easily removed.
  • maintainability may be improved.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

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。

Description

航空機
　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、補強部材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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