JP7604011B2

JP7604011B2 - 固定翼を有する航空機の揚力増強アセンブリ

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Publication number: JP7604011B2
Application number: JP2022524124A
Authority: JP
Inventors: アール，チャクラヴァーシーエス; ナレンドラウォルビカ，オムカール; アール，ゴウドハム; ラグハヴアール，スリー; ラヴィチャンドラン，ランプラカーシュ
Original assignee: ユビフライテクノロジーズプライベートリミテッド
Priority date: 2019-07-26
Filing date: 2020-07-25
Publication date: 2024-12-23
Anticipated expiration: 2040-07-25
Also published as: US20220297829A1; KR20220038165A; JP2022545576A; ZA202202417B; WO2021019556A1; EP4003836A1; AU2020320506A1; IL290901A; CN114555465A; MA55850A1; MA55850B1; CA3149571A1; BR112022003806A2; EP4003836A4; PH12022550484A1

Description

発明の詳細な説明

〔技術分野〕
本発明は航空機に関する。特に本発明は、航空機の揚力アセンブリに関する。
〔背景〕
航空機の原動力は、航空機に作用する抗力と重力とに対抗することによって左右される。揚力は、航空機の原動力に対する重力の影響を克服する役割を果たす。前進飛行中に揚力を発生させる目的において、圧力差を生み出すように設計された固定翼により、揚力が与えられる。あるいは、回転翼航空機の場合など、回転翼が揚力を生み出すことも可能である。垂直離陸、着陸、または空中における静止中に、１組のロータを使用して揚力を生み出すことが可能である。しかし、前進飛行中はこれらのロータは揚力を提供しないので待機状態であり、死荷重になる。

ＣＮ１０３０４３２１２Ａには、固定翼および電気マルチロータによって構成される複合航空機が開示されており、当該複合航空機は、一組の電気マルチロータの電力システムと、全体コントローラとを備えている。固定翼の電力システムと、電気マルチロータの電力システムとは、構造的に互いに独立している。当該実用新案は、固定翼の制御システムと、電気マルチロータの電力システムの運転を制御するための、電気マルチロータの制御システムと、を含む。全体コントローラはさらに、固定翼の制御システムと電気マルチロータの制御システムとを、単独で作動するか、または協働するように制御するように構成される。電気マルチロータの電力システムのロータ回転面は、胴体の中心軸に平行である。ヘリコプターの離陸および飛行、固定翼航空機などの離陸および着陸、または離陸中および着陸中の２つのパワートレインの使用の両方に対して、２つの飛行モードの間で自由に切り換える能力。

揚力係数（Ｃ_Ｌ）は、持ち上がる物体によって生み出された揚力を、本体周辺の流体密度、流体速度、および関連する基準領域に関連付ける、無次元係数である。持ち上がる物体とは、フォイル（foil）、または固定翼航空機などの、完全なフォイルを有する物体（foil-bearing body）のことである。Ｃ_Ｌは、物体の形状、持ち上がる物体の気流に対する角度、レイノルズ数、およびマッハ数の関数である。本体の形状は、Ｃ_Ｌの値を決定する主要な因子である。Ｃ_Ｌは、形状、傾き、および複数の気流状態の、揚力に対する複合的な依存性のすべてをモデリングするために、空気力学者が使用する数値である。

航空機が運搬する積載量と、所望の移動速度とは、要求される揚力ならびに翼のサイズおよび構造に影響する。翼の構造の方は、航空機の使用範囲を規定する、航空機の大きさに影響する。航空機に必要な揚力を生み出すための、コンパクトなエネルギー効率の良いシステムにより、使用範囲を拡大し、エネルギー効率の向上させることが可能になるだろう。

航空機の効率的な設計のためには、揚力を発生させるために用いられる構成要素またはメカニズムから得られる揚力係数を増加させるように努めることが必要である。

航空機の利用範囲およびエネルギー効率の改善における、揚力係数を増加させることの意義を考慮すると、この目的を達成するシステムを設計するように努めることが必要である。積載量運搬能力と、航空機の耐久性および航続距離とを向上させることができる。

〔発明の目的〕
本発明の主目的は、固定翼を有する航空機の揚力係数の増大を提供することである。

第２の目的は、前進飛行中に待機状態にあるロータを、再利用することである。

〔発明の概要〕
本発明は、航空機の揚力アセンブリに関する。前記揚力アセンブリは、翼と、少なくとも１つの垂直ロータと、を備える。前記垂直ロータは、前記垂直ロータが前記翼の翼幅内に配置されるように、前記翼の下方に配置される。前記垂直ロータは、前進飛行中に作動可能である。さらに前記垂直ロータは、前縁から配置距離、離れて配置される。前記配置距離は、前記前縁と、前記垂直ロータの前記垂直軸との間の距離である。前記配置距離は、前記垂直ロータの毎分回転数、前記垂直ロータの直径、前記翼の迎角、および翼の弦の係数である。前記揚力アセンブリは、揚力を最大化するように設計されている。

揚力アセンブリは強化された揚力を生成し、これにより、小さな翼部の提供を可能にし、従って、抗力を減少させる。これにより、航空機はより遅い速度で移動できるようになり、抗力をさらに減少させるか、または同じ速度において、より多くの積載量を運搬することが可能になる。航空機の耐久性および航続距離が増大する。

本発明のこれらの目的および利点は、添付の図面と併せて以下の詳細な記載から、より明確になるだろう。

〔図面の簡単な説明〕
本発明の目的は、添付の図面に関連して、より詳細に説明される：
図１は、本主題の一実施形態における、固定翼と、作動可能な垂直ロータとが存在する場合の気流を示す。

図２は、本主題の一実施形態における、揚力アセンブリの流場内の、計算流体力学（computational fluid dynamics:ＣＦＤ）シミュレーションによって推定された圧力分布を示す。

図３は、本主題の一実施形態における、翼弦４８ｃｍおよび回転体速度６５００毎分回転数の条件下において、ロータの位置および迎角を変動させた場合の、揚力アセンブリの相乗揚力の変動の、等高線図を示す。

図４は、本主題の一実施形態における、スロットルが０から１００％に増加するにつれての、ロータの様々な配置距離における揚力の増加を示す。

図５は、本主題の一実施形態における、揚力アセンブリの底面図を示す。

図６は、本主題の一実施形態における、揚力アセンブリの正面図を示す。

〔参照番号〕
固定翼１０２
前進飛行の方向１０４
気流１０６
前縁１０８
後縁１１０
圧力側１１２
吸引側１１４
迎角１１６
弦１１７
垂直ロータ１１８
モータ１１９
ブレード１２０
垂直軸１２１
配置距離１２２
連結要素１２４
揚力アセンブリ３００
〔発明の詳細な説明〕
固定翼を有する航空機においては、前進飛行中に翼が揚力を発生させる。前進飛行中に翼の上を空気が流れると、翼の形状と方位に応じて圧力場が生み出され、当該圧力場は、翼の上端には吸引側として知られる低圧を、翼の下部には圧力側として知られる高圧を有する。揚力は、圧力場の結果として生み出される。

さらに、離陸、着陸および静止中に使用するために、垂直ロータが設けられる。しかし前進飛行中には、垂直ロータは死荷重となる。前進飛行中に垂直ロータを作動することにより提供される揚力を利用する揚力アセンブリが、本発明において開発された。ロータの存在と、それらの作動とは、流場を変化させ、従って翼周りの圧力場を変化させる。

図１は、本主題の一実施形態における固定翼と、作動可能な垂直ロータとが存在する場合の気流を示す。固定翼１０２の断面が示されている。矢印１０４は、前進飛行の方向を示す。固定翼１０２に向かう気流およびその周辺の気流は、気流を示す線１０６によって示されている。固定翼１０２は、前縁１０８とも呼称される第１の端部と、後縁１１０とも呼称される第２の端部とを有する。固定翼１０２の下方には、圧力側１１２という呼称の高圧の領域が生成され、固定翼１０２の上方には、吸引側１１４という呼称の低圧の領域が生成される。固定翼１０２の中心に沿った点線は、水平軸と、迎角１１６という呼称の角度をなす。前縁１０８と後縁１１０との間の距離は、弦１１７と呼称される。弦１１７は、記号ｃによって与えられる。垂直ロータ１１８は、固定翼１０２の下方に配置され、前進飛行中に作動される。垂直ロータ１１８の垂直軸１２１は、圧力側１１２において固定翼１０２の翼幅の周辺に配置されている。

垂直ロータ１１８が固定翼１０２の周辺に適切に配置されると、空気の流れが変更されることにより、圧力側１１２および吸引側１１４における圧力場が、揚力を増加させるように変更される。前縁１０８と垂直軸１２１との間の垂直距離は、配置距離１２２と呼称される。配置距離１２２は、変数ｙによって与えられる。配置距離１２２と弦１１７との比率であるｙ／ｃは、記号ｐで与えられる無次元変数である。垂直軸１２１が前縁１０８に位置する場合、ｐは０であり、垂直軸１２１が後縁１１０に位置する場合、ｐは１である。図２は、本主題の一実施形態における揚力アセンブリの流場の、計算流体力学（ＣＦＤ）シミュレーションによって推定された圧力分布を示す。翼とロータとの間の流場における相互作用は、実行されたＣＦＤシミュレーションに明瞭に観察される。低圧領域は、ロータに至るまで伸びて吸引側の全域に存在する。これによりシステム全体が、相乗的に垂直な上向きの力を生成する。

ロータ（複数可）の作動によって翼表面上の全体的な上向き圧力が増大し、それによって翼によって生み出される揚力が、翼およびロータ（複数可）によって個々に生み出される揚力の合計を超えて増大するように、翼幅に沿って翼の周辺に１つ以上のロータを適切に配置することによって、相乗揚力は生み出される。

揚力は、［数１］によって与えられる揚力係数Ｃ_Ｌによって数値化される。Ｃ_Ｌは、揚力アセンブリの有効性を推定する手段として用いられる。

揚力アセンブリが作り出す揚力はＬで与えられ、空気の密度はρで与えられ、空気の速度はｖで与えられ、翼部の平面面積はＳで与えられ、揚力Ｌも、揚力アセンブリの有効性を評価する尺度として役立つ。

この現象を解析するために、前縁から種々の距離に配置された静止ロータを有する揚力アセンブリの揚力を決定する実験を行った。次に、５００刻みに５００～６５００の、異なる毎分回転数において動作するロータを有する揚力アセンブリの揚力を決定する、同じ実験を行った。実験の詳細は以下の通りである：
迎角を変化させることが可能なように、翼端に支持体を用いて、固定翼を平坦な設置面の上に配置することにより、実験を行った。次いで、設置面を電気重量計量器上に配置し、発生する揚力を決定した。垂直ロータは、その軸が設置面に対して垂直になるようにスタンド上に取り付けられた。翼の前縁から一定距離に産業用ファンが配置され、一定速度において空気を吹き出すことにより装置上に流入する自由流を生み出すために用いられた。翼の弦にわたってロータの位置を変化させ、ロータの毎分回転数と翼の迎角を変化させた。所与の毎分回転数およびロータの位置に対して翼の迎角を増大させることにより、揚力係数が増大することが、観察された。所与のロータの毎分回転数および翼の迎角において、ロータをさらに下流に配置すると、揚力係数が増大した。所与のロータ位置および翼の迎角を有するロータの毎分回転数がより高くなると、揚力係数が増大した。また、ロータの毎分回転数が増加すると、ロータ位置および翼の迎角を変化させた際の揚力係数の差が増大した。気流と、翼の停止角とは、ロータの存在によりかなり変化した。産業用ファンをオフにし、ロータのみが作動されている状態で、同じパラメータセットに対する実験が繰り返された。ロータを静止させ、産業用ファンをオンにした場合に得られた結果と、ロータを作動させ、産業用ファンをオフにした場合に得られた結果とを比較した。前者は翼が個別に発生させる揚力を与えるのに対し、後者はロータが個別に発生させる揚力を与える。これらの両シナリオにおいて発生する揚力を合計し、個別に作動された２つの構成要素の、揚力係数の和を与えた。ロータと産業用ファンとの両方を作動させたときに推定された揚力係数は、前進飛行中に作動する翼およびロータの複合効果を与える。実験結果の比較により、個別に作動された２つの構成要素の揚力係数の合計と比較して、装置に対してより高い揚力係数を提供することにより、固定翼と作動しているロータとの間の相乗効果が、成功裏に示された。

この実験のために、翼からのロータの高さを固定した。迎角（エアフォイルが配置される角度）も様々である。

垂直ロータを異なるｐ値において配置した状態において、固定翼１０２と垂直ロータ１１８との組み合わせによって生み出される揚力を決定し、固定翼１０２と垂直ロータ１１８とによって個別に生み出される揚力の合計と比較した。

固定翼１０２と垂直ロータ１１８との組合せによって決定される揚力係数Ｃ_Ｌｎｅｗと、固定翼１０２と垂直ロータ１１８とによって個別に生み出される揚力の和によって決定される揚力係数Ｃ_Ｌとの比率は、相乗揚力を測定する。

図３は、本主題の実施形態における、翼弦４８ｃｍおよび毎分回転数６５００の条件下において、ロータの位置および迎角を変動させた場合の、揚力アセンブリの相乗揚力の変動の等高線図を示す。図３から、固定翼１０２と動作している垂直ロータ１１８を組み合わせたシステムによって生み出される全揚力は、固定翼１０２および垂直ロータ１１８によって個別に生み出される揚力の合計よりも大きく、相乗揚力につながることが観察できる。さらに、翼弦４８ｃｍ、ロータの毎分回転数６５００の条件下において、比率はｐの値と迎角によって変化し、最大値は約２０である。２０倍の増大により、前進飛行中に動作しているロータを備えた、適切に設計された揚力アセンブリを使用することの有効性が示されている。

したがって、航空機の揚力を改善するために、揚力アセンブリ３００は、固定翼１０２と、作動が意図された際に揚力を増大させるように配置された、少なくとも１つの垂直ロータ１１８と、を備える。

揚力アセンブリ３００は、揚力アセンブリ３００の変数が最適化されるように設計される。揚力アセンブリ３００が最大揚力を生じるｐの値は、垂直ロータ１１８の作動毎分回転数、弦１１７、および迎角１１６に左右される。したがって、弦１１７、配置距離１２２、垂直ロータ１１８の作動毎分回転数、および迎角１１６は、増大した揚力を有する揚力アセンブリを得るように最適化される。この目的のために、弦１ｍ、７０％スロットルにおける垂直ロータの作動毎分回転数、および迎角０度の所与の条件においてＣＦＤシミュレーションを実行し、ロータをｚ軸方向に０ｍの位置に固定して、ｘ方向およびｙ方向に沿った翼周辺の様々な位置に配置した。生成された揚力は、単位Ｎにおいて表１に示される。

表１：弦１ｍ、７０％スロットルにおける垂直ロータの作動毎分回転数、および迎角０度の所与の条件において、翼周辺の様々な位置にロータを配置し、ＣＦＤシミュレーションにより推定された、生成された揚力（単位はＮ）。

結果は、最大揚力を得るための、ロータの位置決めに最適な場所は、翼後側にあることを示している。ｙ＝０においてロータが翼のちょうど背後にあるときに揚力は最大となり、ｙ位置の絶対値が増すと、揚力は減少する。

ＣＦＤ研究において推定された別の重要な係数は、表２に示す抗力増加である。これらの値は、ロータが翼の流場と相互作用するために生じる抗力の減少、および究極には逆抗力、または推進力を示す。

表２：弦１ｍ、７０％スロットルにおける垂直ロータの作動毎分回転数、および迎角０度の所与の条件において、翼周辺の様々な位置にロータを配置し、ＣＦＤシミュレーションにより推定された抗力の増加。

翼（１０２）の上流、すなわち前縁（１０８）の近くに垂直ロータ（１１８）を配置することにより、抗力が最大限に低減され、抗力は推進方向に作用するように発生する。

しかし、最大揚力の位置における抗力は負であるため、与えられたパラメータセットにおける垂直ロータの最適位置は、翼後部にある。垂直ロータの最適位置を選定するために、揚力と抗力との比率を推定し、表３にまとめた。

表３：弦１ｍ、７０％スロットルにおける垂直ロータの作動毎分回転数、および迎角０度の所与の条件において、翼周辺の種々の位置にロータを配置し、ＣＦＤシミュレーションにより推定された揚力増加と効力増加との比率（Ｌ／Ｄ）。

揚力と抗力との比率は、翼後部において最大となる。従って、垂直ロータの最適な位置は、翼後部にある。

図４は、本主題の一実施形態においてスロットルが０から１００％に増加するにつれて、ロータの垂直距離が変化する場合の、揚力の増大を示す。図４は、スロットルを０から１００％に増加させると、揚力が直線的に増大することを示している。

図５は、本主題の一実施形態における揚力アセンブリ（３００）の底面図を示す。固定翼１０２は、固定翼１０２の翼幅内に垂直ロータ１１８が位置決めされた状態において観察される。垂直ロータ１１８は、前縁１０８から配置距離１２２、離れて配置される。

図６は、本主題の一実施形態における揚力アセンブリ（３００）の正面図を示す。揚力アセンブリ（３００）は、固定翼１０２を支持する機体（図示せず）を更に備える。モータ１１９は、連結要素１２４を用いて機体に取り付けられる。これにより、垂直ロータ１１８は、連結要素１２４によって機体に取り付けられる。連結要素１２４は、ポッドまたは支柱であってよい。

本発明の一実施形態においては、増大されたＣ_Ｌを提供するために、複数の垂直ロータ１１８が揚力アセンブリ３００に配置されてよい。

本発明の別の実施例においては、垂直ロータ１１８は既存の固定翼を有する航空機に取り付けられてよい。この場合、迎角１１６は固定され、揚力係数を増加させるようにｐの値を適切に選択しなければならない。ｐの決定後、垂直ロータ１１８が取り付けられる。

本発明の重要な態様は、固定翼の近傍における、１つ以上のロータの位置決めである。この位置決めは流場を変化させ、その結果、固定翼周辺の圧力場を変化させ、固定翼によって生み出される揚力の増大をもたらす。その正味の効果は、翼と動作しているロータとを組み合わせたシステムによって生み出される全揚力が、固定翼と静止したロータによって生み出されるだろう個々の揚力の合計よりも大きいことである。従って固定翼は、前進飛行中に航空機の重量のバランスを保つための全揚力を生成する必要がなく、固定翼を通常よりも小さくすることができる。翼が小さいほど、航空機が受ける抗力が小さくなり、航空機がよりコンパクトになる。

前述の記載により、当業者は現在最良の形態であると考えられるものを作成し、使用することが可能になるが、当業者は本明細書の具体的な実施形態、方法、および実施例の変形、組み合わせ、および均等物の存在を理解し、認識するだろう。したがって、本発明は、上述の実施形態、方法、および実施例によって限定されるべきではなく、特許請求される発明の範囲および趣旨に含まれる、すべての実施形態および方法によって限定されるべきである。

本主題の一実施形態における、固定翼と、作動可能な垂直ロータとが存在する場合の気流を示す。本主題の一実施形態における、揚力アセンブリの流場内の、計算流体力学（computational fluid dynamics:ＣＦＤ）シミュレーションによって推定された圧力分布を示す。本主題の一実施形態における、翼弦４８ｃｍおよび回転体速度６５００毎分回転数の条件下において、ロータの位置および迎角を変動させた場合の、揚力アセンブリの相乗揚力の変動の、等高線図を示す。本主題の一実施形態における、スロットルが０から１００％に増加するにつれての、ロータの様々な配置距離における揚力の増加を示す。本主題の一実施形態における、揚力アセンブリの底面図を示す。本主題の一実施形態における、揚力アセンブリの正面図を示す。

Claims

航空機の揚力アセンブリ（３００）であって、
前縁（１０８）を備える翼（１０２）と、
前記翼（１０２）の下方に配置された少なくとも１つの垂直ロータ（１１８）と、を備え、
前記垂直ロータ（１１８）の垂直軸（１２１）は、前記翼（１０２）の翼幅内に配置され、
前記垂直ロータ（１１８）は、前記航空機の前進飛行中に作動可能であり、
前記前縁（１０８）と、前記垂直ロータ（１１８）の前記垂直軸（１２１）との間の配置距離（１２２）は、前記垂直ロータ（１１８）の毎分回転数、前記翼の迎角（１１６）、および翼弦（１１７）の係数であり、
前記垂直ロータ（１１８）の位置または前記翼（１０２）の前記迎角（１１６）は、前記翼（１０２）と、作動している前記垂直ロータ（１１８）との組み合わせの効果が、前記翼（１０２）と、前記垂直ロータ（１１８）とが個別に作動した場合の揚力係数の合計と比較して、より高い揚力係数を提供するように設定される、揚力アセンブリ（３００）。
前記垂直ロータ（１１８）の位置決めのための最適位置は、最大揚力に対しては前記翼弦（１１７）方向の中心軸に沿った前記翼（１０２）の後側にあり、
前記揚力は、前記垂直ロータ（１１８）の位置決めが前記翼弦（１１７）方向の前記中心軸から離されるにつれて減少する、請求項１に記載の揚力アセンブリ（３００）。
前記翼（１０２）の上流、すなわち前縁（１０８）の近くに垂直ロータ（１１８）を配置することにより、抗力が最大限に低減され、
前記抗力は、推進方向に作用するように発生し、
抗力に対する揚力の比率は翼後部（１０２）において最大である、請求項１に記載の揚力アセンブリ（３００）。
前記揚力は、前記垂直ロータ（１１８）のスロットルが０％から１００％に増加する際、直線的に増大する、請求項１に記載の揚力アセンブリ（３００）。
前記揚力の増大によって、前記翼（１０２）がより小さくなることが可能になり、したがって、所与の積載量に対して被る抗力を縮小することを可能にする、請求項１に記載の揚力アセンブリ（３００）。
前記垂直ロータの最適位置における前記揚力アセンブリ（３００）の揚力係数は、前記航空機の前進飛行中に、前記垂直ロータ（１１８）が動作しているときにより高い、請求項１に記載の揚力アセンブリ（３００）。