冲击波抑制装置以及航空器的制作方法

本公开涉及一种冲击波抑制装置以及航空器。

背景技术：

以往，对于在空气动力学构造的表面产生的冲击，已知有用于诱发形成为拉姆达(lambda)波形图案的冲击足的冲击凸块(shockbump)(例如，参照专利文献1)。冲击凸块设为从作为空气动力学构造的表面的翼的表面突出。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：日本特表2011-513116号公报

技术实现要素：

发明要解决的问题

专利文献1的冲击凸块通过诱发形成为拉姆达波形图案的冲击足来抑制由冲击波的产生而导致的翼面上的阻力增大(阻力系数cd的增大)。但是，由冲击凸块实现的阻力减小在规定的升力系数cl的范围内发挥效果。就是说，在规定的升力系数cl的范围外，冲击凸块会成为翼面上的阻力增大的主要原因。

因此，本公开的目的在于提供一种能适当地减小翼面上的阻力的冲击波抑制装置和航空器。

技术方案

本公开的冲击波抑制装置抑制在翼的翼面上产生的冲击波，所述冲击波抑制装置具备：凸块罩，仿形设于所述翼面，并且能以从所述翼面向外侧突出的方式变形；以及变换部，使所述凸块罩在仿形于所述翼面的稳定状态和从所述翼面向外侧突出的变形状态之间变换。

本公开的航空器具备：机身；翼主体，设于所述机身；以及上述的冲击波抑制装置，设于所述翼主体的翼面。

有益效果

根据本公开，能适当地减小翼面上的阻力。

附图说明

图1是具备实施方式1的冲击波抑制装置的航空器的示意图。

图2是实施方式1的冲击波抑制装置的立体图。

图3是示意性地表示实施方式1的冲击波抑制装置的一个例子的剖视图。

图4是示意性地表示实施方式1的冲击波抑制装置的一个例子的剖视图。

图5是示意性地表示实施方式1的冲击波抑制装置的一个例子的剖视图。

图6是表示实施方式1的冲击波抑制装置的状态的转变的说明图。

图7是与实施方式1的冲击波抑制装置的控制相关的时序曲线图。

图8是示意性地表示实施方式2的冲击波抑制装置的一个例子的剖视图。

图9是示意性地表示实施方式3的冲击波抑制装置的一个例子的剖视图。

具体实施方式

以下，基于附图对本公开的实施方式进行详细说明。需要说明的是，本发明并不受本实施方式的限定。此外，在下述实施方式的构成要素中，包含本领域技术人员能够置换且容易置换的要素、或者实质上相同的要素。而且，以下记载的构成要素可以适当地进行组合，此外，在存在多个实施方式的情况下，也可以组合各实施方式。

[实施方式1]

实施方式1的冲击波抑制装置10例如设于航空器1的主翼3，设于主翼3的翼面、特别是成为低压侧的上翼面。首先，参照图1对航空器1进行说明。

(航空器)

图1是具备实施方式1的冲击波抑制装置的航空器的示意图。航空器1具备：机身2、主翼3、未图示的水平尾翼和垂直尾翼、燃气涡轮发动机5以及冲击波抑制装置10。

机身2设为沿连结机头和机尾的横滚轴方向延伸。机身2形成为以横滚轴为中心的圆筒形状。主翼3是在与横滚轴方向正交的俯仰轴方向上，在机身2的横滚轴方向的中央向两外侧突出设置的翼。水平尾翼和垂直尾翼设于机身2的机尾侧。燃气涡轮发动机5设于主翼3的下表面侧。在燃气涡轮发动机5中，被抽出的加热流体成为冲击波抑制装置10的热源，详细情况将在后文叙述。需要说明的是，作为加热流体，可以是在设于燃气涡轮发动机5的压缩机中压缩的压缩空气，也可以是从设于燃气涡轮发动机5的涡轮排出的废气。

(冲击波抑制装置)

接着，参照图1至图6，对冲击波抑制装置10进行说明。图2是实施方式1的冲击波抑制装置的立体图。图3至图5是示意性地表示实施方式1的冲击波抑制装置的一个例子的剖视图。图6是表示实施方式1的冲击波抑制装置的状态的转变的说明图。

如图2所示，冲击波抑制装置10设于主翼3的成为低压侧的上翼面3a。此外，冲击波抑制装置10在连结主翼3的基端和顶端的翼长方向上，隔开规定的间隔地排列设置有多个。

如图3所示，冲击波抑制装置10具有：凸块罩(bumpcover)13，仿形设于上翼面3a；以及变换部14，使凸块罩13的状态变换。此外，冲击波抑制装置10具有温度压力传感器15和控制部16。

凸块罩13是使用弹性合金的板材。弹性合金是以1％以上的弹性形变量变形，而不伴随相变的金属，包括超弹性合金。凸块罩13遍及主翼3的前缘侧到后缘侧地设置。在此，通过主翼3的流体的流通方向的上游侧为前缘侧，下游侧为后缘侧。连结前缘侧和后缘侧的方向为翼宽方向。凸块罩13为能够在翼宽方向的长度的10％～60％的范围弹性变形的板。

如图6所示，在变形前的状态即稳定状态下，凸块罩13为仿形于上翼面3a的形状。另一方面，在变形后的状态即变形状态下，凸块罩13为向上翼面3a的外侧突出的形状。具体而言，凸块罩13的变形状态下的形状为从前缘侧到后缘侧成为连续面的弯曲形状。在此，凸块罩13在变形状态下发生弹性变形，因此具有恢复至稳定状态的恢复力。

此外，如图6所示，凸块罩13的前缘侧固定于上翼面3a，后缘侧经由滑动机构部17连接于上翼面3a。滑动机构部17例如是以翼宽方向为移动方向延伸设置的线性滑动件。滑动机构部17使凸块罩13的后缘侧追随凸块罩13的变形而移动，由此允许凸块罩13的变形。

此外，在凸块罩13的翼长方向的两侧，设有对变形状态的凸块罩13和上翼面3a之间进行封闭的封闭构件20。封闭构件20是追随凸块罩13的变形的构件即可，例如是橡胶密封件、橡胶片、形状记忆膜、可变形的金属屏蔽件(metalshield)等。

如图3至图5所示，变换部14使凸块罩13在稳定状态和变形状态之间变换。变换部14具有：上推构件18，使凸块罩13变形；以及热源19，加热上推构件18。

上推构件18为包括通过加热而变形的形状记忆材料的构成。作为形状记忆材料，例如为形状记忆合金或形状记忆聚合物等。通过对上推构件18进行加热，该上推构件18以使凸块罩13成为变形状态的方式朝向上翼面3a的外侧变形。另一方面，通过对上推构件18进行冷却，该上推构件18转变至允许凸块罩13的稳定状态的变形前的形状。

热源19对上推构件18进行加热，如上所述，使用从燃气涡轮发动机5抽出的加热流体。具体而言，如图1所示，热源19包括：抽气管线21，连接于燃气涡轮发动机5；以及开闭阀22，设于抽气管线21。在抽气管线21中，从燃气涡轮发动机5抽出的加热流体流通。开闭阀22在开阀状态下，允许加热流体从抽气管线21向上推构件18的流通，由此对上推构件18进行加热。另一方面，开闭阀22在闭阀状态下，限制加热流体从抽气管线21向上推构件18的流通，由此停止对上推构件18的加热。需要说明的是，热源19并不特别限定于上述，例如也可以应用加热器等加热设备。

在此，参照图3至图5，对上推构件18的一个例子进行说明。图3所示的上推构件18a通过由热源19加热而变形的变形后的形状为线圈形状。此外，上推构件18a相对于凸块罩13为非接合状态。

图4所示的上推构件18b通过由热源19加热而变形的变形后的形状为涡旋形状。上推构件18b例如通过卷绕形状记忆合金的板状构件而形成为涡旋形状。与上推构件18a同样地，上推构件18b相对于凸块罩13为非接合状态。

图5所示的上推构件18c通过由热源19加热而变形的变形后的形状为仿形于突出的凸块罩13的内侧的面的形状。上推构件18c为接合于凸块罩13内侧的面的板形状。

如图1所示，温度压力传感器15是检测在抽气管线21流通的加热流体的温度和压力的传感器。温度压力传感器15可以是温度传感器和压力传感器呈一体的传感器，也可以是呈分体的传感器。温度压力传感器15连接于控制部16，向控制部16输出与温度和压力相关的信息。

控制部16包括例如中央处理器(cpu：centralprocessingunit)等集成电路。控制部16连接于变换部14和温度压力传感器15。此外，控制部16获取与航空器1相关的信息，作为与航空器1相关的信息，例如是，基于航空器1的燃料的余量的机体重量、航空器1的航行速度(马赫(mach)数)、航空器1的迎角、航空器1的机体高度。

控制部16基于与航空器1相关的信息计算出升力系数(cl)。此外，控制部16基于计算出的升力系数和温度压力传感器15的检测结果来进行变换部14的控制。需要说明的是，控制部16在执行变换部14的控制时，对预先设定的升力系数的设定范围进行设定。该设定范围预先通过解析或实验等求出，成为产生冲击波的升力系数的范围。并且，控制部16基于预先设定的升力系数的设定范围和计算出的升力系数cl来进行变换部14的控制。

若计算出的升力系数cl在预先设定的升力系数的设定范围内，则控制部16控制变换部14，使凸块罩13以从上翼面3a向外侧突出的方式变形，另一方面，若在设定范围外，则控制变换部14，使凸块罩13仿形于上翼面3a。就是说，若计算出的升力系数在预先设定的升力系数的设定范围内，则控制部16使开闭阀22开阀，由此通过加热流体加热上推构件18而使其变形，由此使凸块罩13成为变形状态。此时，控制部16基于由温度压力传感器15检测出的温度，以达到上推构件18变形所需要的热量的方式计算出加热流体的供给量，以成为达到计算出的供给量的开度的方式控制开闭阀22。

另一方面，若计算出的升力系数在预先设定的升力系数的设定范围外，则控制部16使开闭阀22闭阀，由此停止由加热流体进行的对上推构件18的加热，使上推构件18转变至变形前的状态，并且通过凸块罩13的恢复力，使凸块罩13转变至稳定状态。

接着，参照图7，对由控制部16进行的变换部14的控制进行说明。图7是与实施方式1的冲击波抑制装置的控制相关的时序曲线图。航空器1从出发的机场起飞，从起飞后至达到规定的巡航高度(toc：topofclimb)之前，在规定的期间t1中，进行起飞上升飞行动作。之后，航空器1在规定的期间t2中，进行以规定的巡航高度巡航的巡航动作。当达到规定的巡航高度(tod：topofdescent)时，航空器1在规定的期间t3中，进行着陆下降动作，在到达的机场着陆。

控制部16在进行巡航动作的期间t2执行变换部14的控制。如上所述，若计算出的升力系数在设定范围内，则控制部16使凸块罩13成为变换状态，若在设定范围外，则使凸块罩13成为稳定状态。需要说明的是，变换部14的控制并不特别限定于上述的控制。也可以在进行巡航动作的期间t2中，使凸块罩13始终成为变形状态，在期间t1和期间t3中，使凸块罩13成为稳定状态。此外，在实施方式1中，自动进行变换部14的控制，但也可以是手动进行。

[实施方式2]

接着，参照图8对实施方式2的冲击波抑制装置30进行说明。需要说明的是，在实施方式2中，为了避免重复记载，对与实施方式1不同的部分进行说明，对与实施方式1相同的构成部分标注相同的附图标记进行说明。图8是示意性地表示实施方式2的冲击波抑制装置的一个例子的剖视图。

如图8所示，对于实施方式2的冲击波抑制装置30而言，变换部14构成为与实施方式1不同的构成。具体而言，变换部14具有抵接构件31、上推构件32以及热源19。

抵接构件31设为抵接于凸块罩13的内侧的面。在抵接构件31中，与凸块罩13对置的上表面成为从前缘侧朝向后缘侧向凸块罩13侧凸起的弯曲形状，使凸块罩13变形为变形状态的形状。抵接构件31例如使用钛合金、不锈钢或铝合金等形成。

与实施方式1的上推构件18同样地，上推构件32为包括通过加热而变形的形状记忆材料的构成。通过对上推构件32进行加热，该上推构件32以将抵接构件31朝向凸块罩13上推的方式变形，以使凸块罩13成为变形状态。上推构件32通过上推抵接构件31，使凸块罩13以仿形于抵接构件31的上表面的方式变形。另一方面，通过对上推构件32进行冷却，该上推构件32以使抵接构件31从凸块罩13退避的方式转变至变形前的形状，以允许凸块罩13向稳定状态恢复。

[实施方式3]

接着，参照图9，对实施方式3的冲击波抑制装置40进行说明。需要说明的是，在实施方式3中，为了避免重复记载，对与实施方式1和2不同的部分进行说明，对与实施方式1相同的构成部分标注相同的附图标记进行说明。图9是示意性地表示实施方式3的冲击波抑制装置的一个例子的剖视图。

如图9所示，对于实施方式3的冲击波抑制装置40而言，变换部14构成为与实施方式1不同的构成。具体而言，变换部14具有加压室41和加压源42。

加压室41设为与凸块罩13的内侧相接。就是说，凸块罩13构成加压室41的一部分。在加压室41经由配管连接有加压源42。作为加压源42是从燃气涡轮发动机5抽出的加压流体。就是说，加压源42与实施方式1的热源19相同，是将抽气管线21连接于加压室41，经由抽气管线21供给至加压室41的加压流体。

冲击波抑制装置40使开闭阀22开阀，使加压流体流入加压室41的内部，由此对加压室41的内部进行加压。当加压室41的内部的压力增大时，通过压力使凸块罩13从稳定状态变形至变形状态。另一方面，冲击波抑制装置40使开闭阀22闭阀，使加压流体从未图示的加压室41的开放口流出，由此，当使加压室41的内部的压力减小时，通过凸块罩13的恢复力使该凸块罩13从变形状态转变至稳定状态。

需要说明的是，在凸块罩13变形时，凸块罩13的后缘侧通过滑动机构部17而滑动移动，但是也可以对滑动机构部17附加密封功能，以使加压流体不会经由滑动机构部17从加压室41泄露。

如上所述，例如，像以下这样掌握实施方式1至3所记载的冲击波抑制装置10、30、40以及航空器1。

第一方案的冲击波抑制装置10、30、40是抑制在翼的翼面(上翼面3a)上产生的冲击波的冲击波抑制装置10、30、40，具备：凸块罩13，仿形设于所述翼面，并且能以从所述翼面向外侧突出的方式变形；以及变换部14，使所述凸块罩13在仿形于所述翼面的稳定状态和从所述翼面向外侧突出的变形状态之间变换。

根据该构成，能通过变换部14使凸块罩13在稳定状态和变形状态之间转变。因此，在不产生冲击波的情况下，通过将凸块罩13设为稳定状态，能减小对翼的阻力(阻力系数cd)。另一方面，在产生冲击波的情况下，通过将凸块罩13设为变形状态，能抑制由在翼面产生的冲击波而导致的阻力增大。

作为第二方案，所述凸块罩在所述变形状态下的形状为从在所述翼面上流通的流体的流通方向的上游侧到下游侧成为连续面的弯曲形状。

根据该构成，能使凸块罩13形成为适于冲击波的抑制的形状。

作为第三方案，所述凸块罩13是使用弹性合金的板材。

根据该构成，能够使用弹性合金来形成凸块罩13，因此，即使在由在翼面上流通的流体而导致的阻力较大的情况下，也能使凸块罩13从稳定状态适当地转变为变形状态。此外，通过凸块罩13的恢复力，能使凸块罩13从变形状态转变至稳定状态，因此，能形成为简单的结构。

作为第四方案，所述凸块罩的在所述翼面上流通的流体的流通方向的上游侧的部位相对于所述翼面固定，下游侧的部位相对于所述翼面滑动自如地连接。

根据该构成，凸块罩13的下游侧的部位能形成为滑动自如，因此，能适当地允许凸块罩13的变形。

作为第五方案，所述变换部14具有：上推构件18，包括通过加热而使所述凸块罩13变形的形状记忆材料；以及热源19，加热所述上推构件18。

根据该构成，能通过将上推构件18通过热源19加热的简单的结构，使凸块罩13从稳定状态变形至变形状态。

作为第六方案，所述上推构件18通过由所述热源19加热而变形的变形后的形状为线圈形状。

根据该构成，能使上推构件18膨胀从而使凸块罩13适当地变形。

作为第七方案，所述上推构件18通过由所述热源加热而变形的变形后的形状为涡旋形状。

根据该构成，能使上推构件18膨胀从而使凸块罩13适当地变形。

作为第八方案，所述上推构件18通过由所述热源19加热而变形的变形后的形状为仿形于突出的所述凸块罩13的内侧的面的形状。

根据该构成，能通过使上推构件18变形从而使凸块罩13适当地变形。

作为第九方案，所述变换部14具有：抵接构件31，抵接于所述凸块罩13的内侧；上推构件32，包括通过加热而以使所述抵接构件31向所述凸块罩13移动的方式变形的形状记忆合金；以及热源19，加热所述上推构件32。

根据该构成，由热源19对上推构件32进行加热，由此能使凸块罩13以仿形于抵接构件31的方式高精度地变形。

作为第十方案，所述热源19是从设于航空器1的发动机(燃气涡轮发动机5)抽出的加热流体。

根据该构成，能利用从发动机抽出的加热流体，因此不需设置新的热源，能谋求结构的简化。

作为第十一方案，所述变换部14具有：加压室41，设为与所述凸块罩13相接；以及加压源42，通过对所述加压室41的内部进行加压，使所述凸块罩13变形。

根据该构成，由加压源42对加压室41的内部进行加压，由此能通过简单的结构使凸块罩13变形。

作为第十二方案，所述加压源42是从设于航空器1的发动机(燃气涡轮发动机5)抽出的加压流体。

根据该构成，能利用从发动机抽出的加压流体，因此不需设置新的加压源，能谋求结构的简化。

作为第十三方案，所述各冲击波抑制装置还具备控制所述变换部14的控制部16，所述控制部16基于与航空器1相关的信息计算出升力系数，计算出的所述升力系数若在预先设定的所述升力系数的设定范围内，则控制所述变换部14，使所述凸块罩13以从所述翼面向外侧突出的方式变形，另一方面，若在所述设定范围外，则控制所述变换部14，使所述凸块罩13仿形于所述翼面。

根据该构成，若在升力系数的设定范围内，则使凸块罩13成为变形状态，能谋求抑制由冲击波导致的对翼的阻力增大，若在升力系数的设定范围外，则使凸块罩13成为稳定状态，能减小对翼的阻力。

第十四方案的航空器1具备：机身2；翼主体(主翼3)，设于所述机身2；以及上述的冲击波抑制装置10、30、40，设于所述翼主体的翼面。

根据该构成，能适当地减小翼面上的阻力，因此能成为谋求燃料效率的提高的航空器1。

符号说明

1航空器

2机身

3主翼

3a上翼面

5燃气涡轮发动机

10、30、40冲击波抑制装置

13凸块罩

14变换部

15温度压力传感器

16控制部

17滑动机构部

18、32上推构件

19热源

20封闭构件

21抽气管线

22开闭阀

31抵接构件

41加压室

42加压源