JP5046100B2

JP5046100B2 - 短距離離着陸航空機

Info

Publication number: JP5046100B2
Application number: JP2007191772A
Authority: JP
Inventors: 宙小林; 啓西沢
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2007-07-24
Filing date: 2007-07-24
Publication date: 2012-10-10
Anticipated expiration: 2027-07-24
Also published as: JP2009023628A

Description

本発明は、短距離離着陸航空機、特に駆動輪の推進力と推進装置の推進力を併用し短距離で離陸滑走すると共に駆動輪の制動力を利用して短距離で着陸滑走することが可能な短距離離着陸航空機に関する。

日本の主要空港のほとんどは僻地あるいは沖合にあるため、空港への移動時間が大幅にかかり、国内航空交通では、結果的に鉄道や自動車や船に対する移動速度の優位性が無くなってしまうことも珍しくない。上記アクセスに不便な空港は旅客離れを誘発し、便数の減少のみならず路線の廃止にまで至る場合が近年少なくない。また、低頻度の海上交通手段しか持たない離島においては、島民の生活の足や観光客誘致の手段として航空輸送への要求が高くても、環境に与える影響が懸念されるため空港の建設は一般的に容易ではない。その一方で、首都圏への旅客需要は年々高まり、首都圏の航空便発着枠は慢性的に不足している。
このような現在の日本の航空輸送に存在する問題点を解決するには、市街地の近くや離島にも空港を新設することが理想的な解決策であるが、これらの場所に長大な滑走路用地を確保するのは建設コストや環境負荷の点からも甚だ困難であるため、短い滑走路を持つ小規模空港の建設がひとつの解決策となる。しかし、短距離で離着陸することができる航空機は、通常、エンジンのパワーを増大することと高揚力を発生するための特別な空力デバイスを主翼に装備することによりその目的を達成しているが、この手法は重量増加や空気抵抗の増加も伴うため巡航性能を犠牲にしがちであるという短所がある。さらに、短距離離着陸機としての特別な全機的開発が必要であるため、現在日常的に運航されている通常の航空機との互換性を開発・設計プロセスに持たせることも難しく、歴史的に見ても短距離離着陸機は普及してはいない。
市街地近くの空港が近隣住民に受け入れられるためには、短距離離着陸性能だけでなく、さらに離着陸時における低排出ガス及び低騒音性能も強く要求される。
しかし、現在の航空機は空港内でタキシング及び離陸滑走を行う場合にも、飛行中に用いるプロペラまたはジェットエンジン等の推進器をそのまま用いている。これらは通常、巡航速度において、最大効率が達成されるよう設計されており、タキシングや滑走時のように機速が低い場合、推進効率が低いので燃料消費量がかさむ上、騒音の原因にもなる。
これについてBoeing社から米国特許第3977631号に示すように、降着装置に電動モータを内蔵し、車輪を動力で駆動することにより、タキシングを静粛かつ高効率に行う手法が提案されている（例えば、特許文献１を参照。）。
わが国においても、降着装置の車輪を回転させるという手法は、様々な形で提案されている（例えば、特許文献２から６を参照。）。しかし、これらの特許文献に示されている機構は着陸接地時の衝撃を和らげる目的で接地直前に車輪を回転させる機構であるため、地上において機体全体を加速させるほどの出力はない。また、特許文献６の航空機の車輪は、タキシング時の推進器燃料を節約する目的で降着装置の車輪に駆動機構を持たせているが、やはり車輪に機体全体を離陸速度まで加速させるほどの駆動力を持たせるには駆動機構全体の重量が航空機には受け入れ難いほど大きくなる欠点がある。
近年は永久磁石の性能が向上し、特許文献７に示される小型高出力なインホイールモータ式電気自動車が開発されている。ここで用いられているインホイールモータは小型航空機の離陸滑走に必要な出力を備えていると同時に、インホイールであるため駆動機構の重量が小さい。これらを航空機の車輪にも適用することでわずかな重量増加でタキシングのみならず、離陸滑走時の推進力を補強できる可能性がある。

米国特許第３９７７６３１号特開平０９−０９５２９９号公報特開平０９−１５０７９６号公報特開２００４−０５８９７８号公報特開２００４−２０３２２３号公報特開平０５−１９３５７７号公報特開２００２−１８６１１９号公報

離陸滑走距離の長い航空機ほど、より長い滑走路が必要であり、空港の建設あるいは運用に伴う環境負荷は、より大きくなる。しかし、短い滑走路で済む短距離離着陸航空機を従来提案されてきたようなエンジンパワーの増加と空力デバイスの付加によって実現したとしても、上述した理由により市場で広く普及する航空機にはなり難い。
ところで、航空機の車輪にインホイールモータを内蔵させ、エンジンの推進力と車輪が発生する駆動推進力を併用することにより、離陸滑走時の推進力が補強され、短距離で離陸速度に達することが可能となる。
しかし、航空機の車輪に機体全体を加速させる駆動推進力を持たせると次のようなピッチアップの問題が生じる。つまり、航空機は自動車の場合と異なり機体の重心が高い位置にあることから、重心回りに発生するピッチアップモーメント（機首を上げようと作用するモーメント）が重力によるピッチダウンモーメントと同程度の大きさを持つ。そのため、車輪の駆動推進力が大きくなると、ピッチアップモーメントがピッチダウンモーメントより大きくなり、その結果、機体がピッチアップして機体の尾部が地面に接触するという問題が発生する。
また、機体がピッチアップを開始した場合、前脚の操舵輪が地面から離れた後は、前脚は操舵機能を全く失うことになるという問題が発生する。
そこで、本発明は、かかる従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、その目的は既存航空機の機体形状やエンジンといった設計の根幹に関わる部分を変更しなくても、わずかなデバイスの付加だけで簡単に離着陸滑走距離を短縮できる手段を備えた短距離離陸航空機を提供することにある。

前記目的を達成するために請求項１に記載の短距離離着陸航空機は、機体重心から斜め後方かつ機軸に対し対称に配置され各々１又は複数の駆動輪を備えた左右主脚と、機体重心前方に配置され１又は複数の遊動輪を備えた前脚とを有する航空機であって、前記左右主脚より機体重心後方に配置され且つ滑走手段を有し任意に対地距離を変化させることができる可動脚と、前記各駆動輪の推進力をラダーの操作量に応じて個別に変化させる推進力可変手段を備え、離陸滑走時において前記航空機の巡航時に使用される主推進装置の推進力と前記各駆動輪の推進力を併用して加速しながら離陸滑走することを特徴とする。
上記短距離離着陸航空機では、第４の脚として左右主脚より機体重心後方に可動脚を備えることにより、左右駆動輪の推進力に起因して発生するピッチアップモーメントによって機首が上がり尾部が下がる場合に、可動脚が接地して尾部の地面との接触を防止すると共に機体の滑走姿勢を安定に保つことが可能となる。また、可動脚は対地距離を変化させることができるため、機体を空気の抵抗力を受けにくい滑走姿勢に保つことにより、駆動輪の推進力を効率良く機体の加速に寄与させることが可能となる。これにより、駆動輪の推進力と、主推進装置の推進力とを併用することにより、機体を短距離で離陸速度まで加速させることが可能となる。
また、各駆動輪の推進力をラダーの操作量に応じて個別に変化させる推進力可変手段を備えることにより、前脚の操舵機能が失われても左右駆動輪の推進力の差で操舵することが可能となり、機体の方向安定性を保つことが可能となる。

請求項２に記載の短距離離着陸航空機では、前記駆動輪は電動モータによって駆動されることとした。
上記短距離離着陸航空機では、駆動輪の駆動手段として電動モータを採用することにより左右駆動輪のトルクを容易に制御することが可能となる。更に、電動モータが車輪内に収納されたインホイールモータの場合は、ロータの回転軸と車輪の回転軸が直結し、これにより動力伝達に係る機構・部品が大幅に省略され機体は軽量化されることになる。従って、駆動輪の推進力と、主推進装置の推進力とを併用することにより、機体を短距離で離陸速度までより効率良く加速させることが可能となる。また、機体の軽量化は、燃料消費率の向上の他、後述する着陸距離の短縮に対しても大きく寄与することになる。

請求項３に記載の短距離離着陸航空機では、前記推進力可変手段は着陸滑走時においては前記電動モータに制動トルクを発生させることとした。
上記短距離離着陸航空機では、電動モータに制動トルクを発生させることにより、着陸時において主推進装置のリバーススラストと、電動モータの制動トルクに比例した駆動輪の制動力とを併用することが可能となり、その結果、着陸滑走距離を短縮するようになる。

請求項４に記載の短距離離着陸航空機では、前記航空機の主推進装置を駆動する原動機は内燃機関を備えることとした。
上記短距離離着陸航空機では、原動機として内燃機関を備えた航空機の離陸滑走距離および着陸滑走距離を短縮し、更に自力でタキシングをすることができるようになる。

請求項５に記載の短距離離着陸航空機では、前記航空機の主推進装置を駆動する原動機は電動モータであることとした。
上記短距離離着陸航空機では、原動機として電動モータを備えた航空機の離陸滑走距離および着陸滑走距離を短縮し、更に自力でタキシングをすることができるようになる。

本発明の短距離離着陸航空機によれば、以下に記す効果が期待される。
（１）航空機の離着陸滑走距離が短縮されることで利用可能な滑走路の数が増え、さらに空港の規模が小規模で済むため、従来建設が難しかった市街地付近などにも空港の新設が可能となり、旅客の利便性が大幅に向上する。
（２）航空機単体で自在なタキシングが可能となることで牽引車やそのための人員コストも削減でき、タキシングの際に発生する空港騒音や過剰な燃料消費を低減することができる。

以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。

図１は、本発明に係る短距離離着陸航空機１００を示す説明図である。なお、図１の（ａ）は平面図であり、同（ｂ）は側面図である。
この短距離離着陸機１００は、胴体１のノーズ部下部に配設され操舵輪１２を有する前脚１１と、左右主翼２,３下部に配設され左右駆動輪２２,３２を有する左右主脚２１,３１との他に、第４の脚として胴体１の後部に配設され滑走手段としての遊動輪１４を有する可動脚１３を備える。なお、後述するように、左右駆動輪２２,３２にはインホイールブラシレスモータが内蔵され、これら左右駆動輪２２,３２はそのモータによって直接駆動され、機体を前方に押し出す駆動推進力を発生する。これにより、機体は左右エンジン２４,３４の推進力と、これら左右駆動輪２２,３２の推進力を併用して離陸滑走するようになり、主エンジンの推進力のみで離陸滑走する従来の航空機に比べ短距離で離陸することができるようになる。また、可動脚１３を備えることにより、左右駆動輪２２,３２の推進力に起因して発生するピッチアップモーメントによって機首が上がり尾部が下がる場合に、可動脚１３の遊動輪１４が接地して尾部の地面との接触を防止すると共に機体の滑走姿勢を安定に保ち、離陸距離の短縮に大きく寄与している。また、可動脚１３は、離陸速度に達した後は、後述の可動脚制御装置によって機体の内部に収納される。また、可動脚１３の滑走手段として遊動輪１４に代えて、そり等の非回転機構を採用することも可能である。

胴体１には重心X_Gより前方に配置された前脚１１と同後方に配置された可動脚１３が各々配設され、また前脚１１には駆動力を発生させない操舵機能を有する操舵輪１２が備わり、可動脚１３には同じく駆動力を発生させない遊動輪１４が備わる。なお、図１(b)に示されるように、遊動輪１４は、静止時において地面との間にクリアランスを有し接地していない。また、可動脚１３は、ダンピング機構、例えば脚の一部がシリンダとピストンによって構成され、且つそのシリンダの内部がオリフィスを備えた仕切り板によって２室に区切られオイルと不活性ガスが封入された機構を備える。従って、例えば不活性ガスの封入圧力を変えることにより、可動脚１３の対地距離を任意に変化させることが可能となる。

左右主翼２,３には重心X_Gより斜め後方に左右主脚２１,３１が各々備わり、また、巡航時または滑走時に推進力を発生させる左右エンジン２４,３４が各々備わる。更に、左右主脚２１,３１には離陸滑走時の駆動推進力を発生させる左右駆動輪２２,３２が各々備わる。従って、離陸滑走時には左右エンジン２４,３４の推進力に左右駆動輪２２,３２の推進力が加わり、従来よりも短い滑走距離で離陸速度に達することが可能となる。

左右駆動輪２２,３２の各車輪（ホイール）にはインホイールブラシレスモータが内蔵されている。ここで、インホイールモータを用いることにより、動力伝達機構に使用される部品を省略することができ、その結果、部品点数を大幅に削減することができると共に、モータの後述する電流制御（トルク制御）により各駆動輪のトルクを容易に制御することができるようになる。これにより、離陸滑走中にピッチアップモーメントが発生し、機首が上がり、前脚１１の操舵輪１２が地面から離れ前脚１１の操舵機能が喪失した場合であっても、可動脚１３により機体の滑走姿勢が安定に保たれ、更にはこれら左右駆動輪２２,３２のトルク制御により機体を安定に操舵することが可能となる。また、ブラシレスモータを用いることにより、後述するように各相に直流電圧を印加する或いは各相の端子を短絡させることにより、モータに制動トルクを発生させ機体に制動をかけることができ、その結果、着陸滑走距離が短縮されると共に、メンテナンスが不要となり、運用コストを軽減することができるようになる。なお、左右駆動輪２２,３２を駆動するモータとしては、各駆動輪のトルク制御の容易さだけでなく上述した部品点数の削減およびメンテナンスフリーまでを考慮するならば、インホイールタイプが望ましいが、各駆動輪のトルク制御の容易さのみを考慮するならばギヤあるいはプーリ等の動力伝達機構を介したアウトホイールタイプでも良い。

また、可動脚１３は、上述したようにダンピング機構（図示せず）を備え、シリンダ軸方向に対して伸縮することが可能である。従って、左右駆動輪２２,３２の推進力が増して機体がピッチアップを開始した場合、可動脚１３のダンピング機構が作用し機体の尾部を支持し機体の滑走姿勢を安定に保つように作用する。可動脚１３の脚長は、機体の安定性を確保するため、静止時には接地しない長さであり、従って、静止時からピッチアップ運動を始めるまでの間は機体は前脚１１（操舵輪１２）、左右主脚２１,３１（左右駆動輪２２,３２）によって支持されている。その後、左右駆動輪２２,３２の駆動推進力が増し、機体がピッチアップを開始した場合は操舵輪１２が地面から離れ、逆に可動脚１３の遊動輪１４が接地することで機体を支える。また、操舵輪１２が地面から離れた後は、前脚１１は操舵機能を失うことになるが、後述するトルク制御シーケンスに示されるように、推進力可変手段を構成するトルク制御装置によって左右駆動輪２２,３２の推進力を個別に制御することにより機体の方向安定性を保つことが可能となる。

図２は、本発明のトルク制御システム２００を示す構成説明図である。
このトルク制御システム２００は、可動脚１３を制御する可動脚制御装置１５と、推進器（左右エンジン２４,３４）の出力を調整するスロットル１６と、機体の向きを操作するラダーペダル（方向舵操作ペダル）１７と、スロットル操作量Thおよびラダーペダル操作量Ruの入力を受けて、左モータ２３および右モータ３３に給電する電流値Iml,Imrを決定するトルク制御装置１８と、トルク制御装置１８に電力を供給する電源１９と、充電回路２０とから構成されている。

可動脚制御装置１５は、可動脚１３のダンピング機構（ダンパー）の減衰力、脚長ならびに引き出し及び引き込みを制御する。すなわち、ピッチアップモーメントが強くなり、機体の尾部が地面に押しつけられそうになると、ダンパーの減衰力を強めピッチアップモーメントを吸収し、更には機体の姿勢を安定に保つように可動脚１３の脚長を適切な長さに保つように制御する。また、機体が離陸した後は、可動脚１３を機体の内部に収納し巡航時の抵抗とならないようにする。

トルク制御装置１８は、上記操作量Th,Ruの入力を受けて、図３に示すシーケンスにより左右駆動輪２２,３２を駆動するインホイールブラシレスモータである左右モータ２３,３３に電源１９から各々に与える各電流Iml,Imrを制御することで、その各電流に比例する左右駆動輪２２,３２の各トルク、さらにはこれらに比例する右駆動輪推進力Fwrおよび左駆動輪推進力Fwlを制御する。

図３は、トルク制御装置１８による左右モータ２３,３３のトルク制御シーケンスの例を示すフロー図である。
トルク制御装置１８は、左モータ２３の推進力(Fwl)に関する指令値Fwl_ref、および右モータ３３の推進力(Fwr)に関する指令値Fwr_refをスロットル１６の操作量Thおよびラダーペダル１７の操作量Ruの値を基に算出する。
そのため、先ずステップＳ１では、スロットル１６の操作量Thにより、左モータ２３の推進力(Fwl)と右モータ３３の推進力(Fwr)の和Fwl_ref＋Fwr_refを制御する。ここでは、Fwl_ref＋Fwr_ref＝At×ThとしFwl_ref＋Fwr_refを算出する。なお、Ａｔはユーザが予め設定するゲインである。

ステップＳ２では、ラダーペダル１７の操作量Ruにより、左モータ２３の推進力(Fwl)と右モータ３３の推進力(Fwr)の差Fwl_ref−Fwr_refを制御する。ここでは、Fwl_ref−Fwr_ref＝Ar×Ruとし、Fwl_ref−Fwr_refを算出する。また、機体を右に旋回させる場合にはFwlをFwrに対して増せばよく、他方、左に旋回させる場合にはFwrをFwlに対して増せばよい。つまり、機体はFwl−Fwrが正ならば右に旋回し、負ならば左に旋回する。よって、ラダーペダル操作量Ruは右旋回に対応する入力を正とし、トルク制御装置１８では、Fwl_ref−Fwr_ref＝Ar×RuからFwl_ref−Fwr_refを算出する。なお、Ａｒはユーザが予め設定するゲインである。

ステップＳ３では、ステップＳ１で得られたFwl_ref＋Fwr_refと、ステップＳ２で得られたFwl_ref−Fwr_refを基に、左右モータ２３,３３の指令値Fwl_ref,Fwr_refを個別に算出する。

ステップＳ４では、ステップＳ３で得られた左右モータ２３,３３の指令値Fwl_ref,Fwr_refに対応した左右モータ２３,３３の電流の指令値Iml,Imrを算出する。ここでは、各指令値Fwl_ref,Fwr_refに、モータの電流−トルク特性から定まる定数 C_l,C_rを各々掛けることにより各モータの各指令値に対応した電流の指令値Iml,Imrを各々求め、その指令値Iml,Imrを左右モータ２３,３３に与える。また、実際は、算出された各電流の指令値Iml,Imrは（図示しない）モータのドライバ回路に送信され、そこで各電流の指令値に応じて各モータに印加される各パルス電圧のデューティ比を調節することで各モータに供給される各電流を制御している。

このように、電源１９から左右モータ２３,３３に供給される電流をIml,Imrに制御することで左右駆動輪２２,３２のトルク、ひいては左駆動推進力Fwl,右駆動推進力Fwrを個別に制御できることになり、機体の方向安定性を保つことが可能となる。

他方、機体が着陸する際には上記左右モータ２３,３３のコイルの各相に直流電圧を印加する或いは各相の端子を短絡させることで、左右モータ２３,３３に制動トルクを発生させ機体に制動をかけることが可能となる。あるいは、大きな制動力が必要でない場合は充電回路２０により、左右モータ２３,３３に発生した回転エネルギを回生し電源１９を充電する。

さらに本発明は推進器用原動機がエンジンの場合だけでなく、図４に示すように原動機が電動モータの場合にも同様に適用することが可能である。

ここで、Cessna182（セスナ社製）の20%スケールモデルを用いて、本発明による離陸滑走距離の短縮効果の検証を行った結果を図５および図６に示す。ここでは、本発明の滑走方式(プロペラと駆動輪の併用)、「駆動輪のみ」の滑走方式、および「プロペラのみ」の滑走方式において、機体が離陸に必要な揚力を得る速度(14m/s)に達するまでの滑走距離を離陸滑走距離として比較を行った。図５に示されているように、「プロペラのみ」の場合に比べ本発明適用時の離陸滑走距離は約５７％低減されている。一方、「駆動輪のみ」の場合は「プロペラのみ」の場合に比べて約２３％の離陸滑走距離の低減に留まっており、プロペラと駆動輪を併用する本発明に対し、離陸滑走距離の低減効果は半分以下となっている。

また、各滑走方式における速度の時間変化を図６に示す。図６に示されるように、速度が14m/s（離陸速度）に近づくと、駆動輪のみの場合は本発明適用時及び「プロペラのみ」の場合に比べ、速度の増加が緩やかになっている。これは駆動輪に用いたモータが高い速度(回転数)までトルクを維持できないためで、これより高い速度域ではプロペラによって機体を加速させる方が効果的である。よって、離陸滑走においては、本発明を用いプロペラと駆動輪を併用することで離陸滑走距離を最小化することができる。

本発明の短距離離着陸機は、さまざまな形態の航空機の離着陸装置に適用可能であるが、今後需要の伸びが予想される小型航空機に好適に適用することが出来る。特に国土が小さく山がちなわが国では、この技術により現在利用数の低迷する地方空港の活性化、首都圏空港の滑走路の効率的な運用が可能となる。

本発明の短距離離着陸航空機を示す説明図である。本発明のトルク制御システムを示す構成説明図である。トルク制御装置による左右モータのトルク制御シーケンスの例を示すフロー図である。本発明の他のトルク制御システムを示す構成説明図である。本発明による離陸滑走距離の短縮効果の検証を行った結果を示すグラフである。滑走方式における速度の時間変化を示すグラフである。

符号の説明

１胴体
２左主翼
３右主翼
４左水平尾翼
５右水平尾翼
６垂直尾翼
１１前脚
１２操舵輪
１３可動脚
１４遊動輪
１５可動脚制御装置
１６スロットル
１７ラダーペダル
１８トルク制御装置
１９電源
２０充電回路
２１左主脚
２２左駆動輪
２３左モータ
３１右主脚
３２右駆動輪
３３右モータ
１００短距離離着陸機
２００，３００トルク制御システム

Claims

機体重心から斜め後方かつ機軸に対し対称に配置され各々１又は複数の駆動輪を備えた左右主脚と、機体重心前方に配置され１又は複数の遊動輪を備えた前脚とを有する航空機であって、前記左右主脚より機体重心後方に配置され且つ滑走手段を有し任意に対地距離を変化させることができる可動脚と、前記各駆動輪の推進力をラダーの操作量に応じて個別に変化させる推進力可変手段を備え、離陸滑走時において前記航空機の巡航時に使用される主推進装置の推進力と前記各駆動輪の推進力を併用して加速しながら離陸滑走することを特徴とする短距離離着陸航空機。
前記駆動輪は電動モータによって駆動される請求項１に記載の短距離離着陸航空機。
前記推進力可変手段は着陸滑走時においては前記電動モータに制動トルクを発生させる請求項１又は２に記載の短距離離着陸航空機。
前記航空機の主推進装置を駆動する原動機は内燃機関を備える請求項１から３の何れかに記載の短距離離着陸航空機。
前記航空機の主推進装置を駆動する原動機は電動モータである請求項１から３の何れかに記載の短距離離着陸航空機。