JP3180115B2 - STOL aircraft - Google Patents
STOL aircraftInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 (本願発明の利用分野) 短い滑走距離で離着陸できる航空機(以下STOL機とい
う)に関する. (従来技術) 従来の短距離離着陸方法の主たるものは下記の3方式
がある。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION (Field of Application of the Invention) The present invention relates to an aircraft capable of taking off and landing with a short gliding distance (hereinafter referred to as a STOL aircraft). (Prior Art) There are three main types of conventional short-distance takeoff and landing methods described below.
(1)第5図に示すEXTRENAL BLOWING FLOP(以下EBF
方式という)方式。(1) EXTRENAL BLOWING FLOP (hereinafter EBF) shown in Fig. 5
Method).
第5図および第6図はUSA YC−15型機を示し15.ジエ
ットエンジンの排気流8.を主翼後縁の17.フラップに吹
付ける事により高い揚力係数6.0を得ている。FIGS. 5 and 6 show a USA YC-15 type aircraft, which achieves a high lift coefficient of 6.0 by blowing 15. The jet engine exhaust flow 8. to the 17. flaps at the trailing edge of the main wing.
(2)第7図に示す後流偏向又はテイルシッタ方式は2
1.プロペラの後流を主翼後縁のフラップ22.により強く
下へ曲げ高い揚力係数を得る。(2) The wake deflection or tail sitter method shown in FIG.
1. The wake of the propeller is bent downward strongly by the flap 22 at the trailing edge of the wing to obtain a high lift coefficient.
第7図および第8図にこの方式により、高い揚力係数
5.7 6.5を得た日本PS−1型機を示す。FIGS. 7 and 8 show a high lift coefficient by this method.
5.7 The Japanese PS-1 machine that obtained 6.5 is shown.
(3)第9図にUPPER SURFACE BLOWING(以下USB方式
という)を示す. この方式は25.主翼の上面に接して26.タボファンエンジ
ンの27.排気ダクトを設ける。(3) Fig. 9 shows UPPER SURFACE BLOWING (hereinafter referred to as USB system). In this method, 25. An exhaust duct is installed on the upper surface of the main wing.
26.エンジンの28.排気流は25.主翼上面に沿って吹出
され主翼後縁の29.フラップおよび30.フラップの上面に
も沿って流れ高い揚力を生ずる. 第9図にこの方式により揚力係数6.0を得たUSA YC−
14型機を示す. (解決しようとする問題点) しかし従来のSTOL機は上記の3方式共に高揚力装置を
設けた為に通常の滑走距離を必要とする航空機(以下CT
OL機という)に比較し飛行速度およびペイロード性能が
劣る 従って従来のSTOL機は実用になり難つた 即ち第7図に示す(2)テイルシッタ方式は次に示す
如く高速飛行に適しない。26. The engine's 28. Exhaust flow is blown down along the upper surface of the wing and also flows along the upper surface of the 29. flap and 30. flap at the trailing edge of the wing, producing high lift. Fig. 9 shows that the USA YC-
This shows a 14-inch machine. (Problems to be solved) However, the conventional STOL aircraft require an ordinary gliding distance because of the high lift device provided in all three systems (hereinafter referred to as CT).
The flight speed and payload performance are inferior to those of the OL aircraft. Therefore, the conventional STOL aircraft is hardly practical. That is, the tail sitter system shown in FIG. 7 is not suitable for high-speed flight as shown below.
即ち(2)ティルシッタ方式は第8図の如くプロペラ
21.により加速されたプロペラ後流が主翼24.の前縁に衝
突する. フロペラ後流の速度はプロペラ直後に於いて飛行速度
のおよそ1.8倍である。That is, (2) the propeller is used as shown in FIG.
The wake of the propeller accelerated by 21. hits the leading edge of the wing 24. The speed behind the propeller is approximately 1.8 times the flight speed immediately after the propeller.
従ってプロペラ21。を主翼24.の前縁から前方へ離隔
して装備しても主翼前縁には飛行速度よりも0.15マッハ
程度高速であるプロペラ後流が衝突する。Therefore propeller 21. Even if the wing is equipped with the wing separated from the leading edge of the wing forward, the wake of the propeller collides with the leading edge of the wing, which is about 0.15 Mach faster than the flight speed.
この事は飛行速度を主翼が衝撃波を生ずる直前(およ
そ0.8マッハ)の高速で飛行する各種航空機に適しな
い. 即ち航空機は経済的な飛行速度の上限を主翼が生ずる
衝撃波によって制限される. 第13図に飛行速度Mに対し空気抗力係数CDの増加を示
す. 各翼厚比共に0.80〜0.85マッハに於てCDの急な増加が
知られる。This is not suitable for various aircraft flying at high speed just before the wing generates a shock wave (approximately 0.8 Mach). In other words, the aircraft is limited in its economical flight speed by the shock waves generated by the wings. To flying speed M in FIG. 13 shows an increase in air drag coefficient C D. Steep increase in C D At a respective thickness-to-chord ratio are both from 0.80 to 0.85 Mach is known.
従ってこのティルシッタ方式は飛行速度を0.65〜0.70
に制限される。Therefore, this Tilshitta system has a flight speed of 0.65-0.70
Is limited to
次に(3)USB方式は第9図の如く28.エンジンの排気
噴流は一度上向きに約8度曲がり更に下方へ8度曲げら
れた後主翼25.の上面に沿って吹き出される。Next, (3) in the USB system, as shown in FIG. 9, the exhaust jet of the engine is once bent upward by about 8 degrees and then downward by 8 degrees, and then blown out along the upper surface of the main wing 25.
従って31.コアエンジンの32.噴流ノズルも約8度上方
へ曲げる特殊仕様を要する. 更にダクトの曲がりによるエネルギ損失を伴う. 加えて27.ダクト出口から28.排気噴流を噴出する際2
5.主翼の上面との摩擦抵抗によりエンジンの推力の損失
がある。Therefore, 31. The core engine 32. The jet nozzle also needs special specifications to bend upward by about 8 degrees. In addition, there is energy loss due to the bending of the duct. In addition, 27. When the exhaust jet is ejected from the duct outlet 2
5. There is a loss of engine thrust due to frictional resistance with the upper surface of the wing.
この様にテイルシッタ方式およびUSB方式共に改良の
余地が見出せない. そこで本発明は第5図に示すEBF方式に下記の改良を
加えペイロドを約2.3倍に又飛行速度も0.80〜0.85マッ
ハとCTOL機に劣らないSTOL機を得る。Thus, there is no room for improvement in both the tailsitter method and the USB method. Therefore, the present invention obtains a STOL aircraft which is about 2.3 times the payload and has a flight speed of 0.80 to 0.85 Mach which is not inferior to CTOL aircraft by adding the following improvements to the EBF system shown in FIG.
もちろんCTOL機に本発明の構成を用いる事により50%
以上のペイロードの増加を得ることができる。Of course 50% by using the configuration of the present invention for CTOL machine
The above increase in payload can be obtained.
第1図〜第4図に基づき本発明を説明する。 The present invention will be described with reference to FIGS.
第1図は本発明によるSTOL航空機の全体を示す斜視図
である。FIG. 1 is a perspective view showing an entire STOL aircraft according to the present invention.
第2図および第3図は第1図本発明STOL航空機の1.主
翼と2.スラット6.フラプ.および4.フロップファンエン
ジンの5.ファンの構成を示す. 最近ターボフロップエンジンに後退角付のプロペラを
装備したフロップファンエンジン(以下フロップファン
という)が実用になる。FIGS. 2 and 3 show the STOL aircraft of the present invention shown in FIG. 1. 1. Main wing and 2. Slats 6. Flaps. And 4. Configuration of the fan of 4. Flop fan engine. Recently, a flop fan engine (hereinafter, referred to as a flop fan) equipped with a propeller with a sweep angle on a turbo flop engine has become practical.
本発明に於いては第2図および第3図に示す5.ファン
を11.コアエンジンの後方に設けたアフトファン型フロ
ップファンエンジンを使用する。In the present invention, an aft fan type flop fan engine provided with the 5. fan shown in FIGS. 2 and 3 behind the 11. core engine is used.
従来のターボファンエンジンはアフトファン型の試作
はされたが燃焼ガスのアフトファンとエンジン外径の回
転面からのもれが多く実用にならず第4図の15.に示す
フロントファン型のターボファンプエンジンのみ実用と
なった。The conventional turbofan engine was prototyped as an aft fan, but the combustion gas leaked from the rotating surface of the aft fan and the outside diameter of the engine. Only the engine became practical.
第2図および第3図にも示す4.フロップファンエンジ
ンは後退角付の5.ファンの製造がチタニウム合金と複合
材の加工技術の発達によって可能となる事により実用と
なった。The flop fan engine, which is also shown in FIGS. 2 and 3, has become practical since the manufacture of a fan with a sweepback angle has become possible due to the development of processing technology for titanium alloys and composite materials.
そしてB727旅客機にGE.36型フロプファンエンジンを
装備して飛行試験の結果飛速度0.8Mに於いて推進効率84
%.バイス比35をえた。The B727 passenger aircraft was equipped with a GE.36 type flop fan engine, and as a result of a flight test, the propulsion efficiency was 84 at a flying speed of 0.8M.
%. The vise ratio was 35.
又このB727型機は高度3万フィートに於いて飛行速度
0.84Mを得た. 本発明はこのフロップファンエンジンがアフトファン
型であることおよびバイパス比35であることを活用し以
下の如く大きな効果を得る。The B727 also flies at 30,000 feet
0.84M was obtained. The present invention makes use of the fact that the flop fan engine is of the aft fan type and has a bypass ratio of 35, and has the following significant effects.
即ちバイパス比が35と大きい事は本発明:第1図第3
図の5.ファンの後方に於いて従来の第5図.第6図に示
す15.ターボファンエンジンの16.噴流ノズルと異なり低
温.低速の均一な流れが得られることを意味する. この事は本発明:第1図〜第3図に示す如く5.ファン
の直後に6.フラップを設ける構成に.適する. 本発明に用いるフロップファンエンジンを第2図およ
び第3図に示しこれに基づき説明する. 第2図および第3図に於いて8.高温の燃焼ガスの噴流
(以下HOT−AIRという)は5.ファンによりバイパス比35
で充分大気と撹拌され後方へ放出される. 大気35.対約600℃のHOT−AIR 1.の比率で混合される
ので5.ファン後方に於いては100℃以下の低温流とな
る. 従って本発明の構成(第2図.および第3図)に於い
ては5.ファンの直後に6.フラップを設けることができ
る. 因みに従来の第5図および第6図に示すEBF方式に於
いてYC−15型機はバイパス比0.99のターボファンエンジ
ン.15(JT−8D)を装備している. 従ってその16.噴流ノズルから大気と約600℃のHOT−A
IRがほぼ1:1の比率で混合された約350℃以上の高温流が
吹き出される. このため16.噴流ノズルを17.フラップから前方へ充分
離す必要のため15.エンジンは主翼前方に張出しこれを
支持する20.パロンも18.主翼前縁の19.スラットと干渉
しこのスラットの分割を必要とした。That is, the fact that the bypass ratio is as large as 35 is the present invention: FIG.
5 in the figure behind the fan. As shown in Fig. 6, the temperature is low unlike the jet nozzle of the turbofan engine. This means that a low-speed uniform flow can be obtained. This is the present invention: 5. As shown in FIGS. 1 to 3, 5. A structure in which a flap is provided immediately after a fan. Suitable. The flop fan engine used in the present invention is shown in FIGS. 2 and 3 and will be described with reference to FIGS. In Fig. 2 and Fig. 8, the jet of hot combustion gas (hereinafter referred to as HOT-AIR) has a bypass ratio of 35 by the fan.
Is sufficiently stirred with the atmosphere and released backward. The air is mixed at a ratio of 35. HOT-AIR 1 at about 600 ° C to 5. At the rear of the fan, a low-temperature flow of 100 ° C or less is generated. Therefore, in the configuration of the present invention (FIGS. 2 and 3), 6. flap can be provided immediately after 5. fan. Incidentally, in the conventional EBF system shown in Figs. 5 and 6, the YC-15 machine is equipped with a turbo fan engine .15 (JT-8D) with a bypass ratio of 0.99. Therefore, HOT-A at about 600 ° C from the jet nozzle
A high-temperature stream of about 350 ° C or higher, in which IR is mixed at a ratio of about 1: 1, is blown out. Because of this, 16. The jet nozzle needs to be charged and separated from the flap forward. 15. The engine extends to the front of the wing and supports it. 20. The palon also 18. Intersects with the slat at the leading edge of the wing. Needed.
更に16.噴流ノズルから吹出される噴流は機体が停止
状態に於いても約500M/秒の高速である。16. The jet jet from the jet nozzle has a high speed of about 500M / sec even when the airframe is stopped.
従来のCTOL機のフラップが受ける流速は離着陸速度の
約130%(80M/秒)であるから従来のEBF方式(第5図お
よび第6図に示す)に於いて17.フラップから16.噴流ノ
ズルを前方へ離すもう一つの必要がここに存在する. この様に従来のEBF方式(第5図および第6図)於い
てはその主翼18.の前縁に装備した19.スラットは15.エ
ンジン吊下げ用の20.パイロンにより3分割される. 従って主翼前縁の19.スラットの中間に隙間.Gを要し
スラットの高揚力を得る効果を減ずる. これに対し本発明は下記の構成によりスラットを分割
する隙間Gを不用として高揚力を得る事ができる. 以下第1図〜第4図に基づき説明する. 即ち第2図および第3図に示す4フロップファンを1.
主翼の下面に取り付けた本発明の構成は下記の如く2.ス
ラットを3.エンジン用パイロン又は4.エンジンの外径と
の干渉による分割をする必要がない. 以下に説明する. (1).4.フロップファンの5.ファンから後方への噴流
の温度および速度が充分低いので5.ファンを主翼後縁の
6.フラップに充分近付けることができる. 従って4.フロップファンエンジンを主翼.1の後縁側に
寄せて取付けることがで.きる. (2) 4.フロップファンエンジンの10.エアインテー
ク部の外径が従来の第5図および第6図の15.ターボフ
ァンエンジンに比較して格段に小さい. これは第6図に示す従来の15.ターボファエンジンは
その詳細を第4図に示す如く14.エアインテークの直後
に直径が大きい13.低圧ファンが設けられている事によ
る. 即ちエンジンの高い推進効率および燃費を得るにはバ
イパス比を高める為に13.低圧ファンの外径を大きくす
る必要がある. したがって従来のターボファンエンジン.15.の前部外
径は13.低圧ファンの存在により大きい. したがって従来のターボファンエンジン15.を本発明
の構成(第1図 第3図)の如く主翼.1.の下面に取り
付けようとすると第4図に示す通り2.スラットを下げる
と直径の大きい15.ターボファンエンジンの外径と干渉
し2.スラットの分割を必要とした. 又2.スラットと15.ターボファンエンジンの干渉を避
ける為15.ターボファンエンジンを主翼下面から下へ離
すと6.フラップは8.HOT−AIRを受ける事ができない. (発明の構成) これに対し本発明の構成に使用するフロップファンエ
ンジン4.は第2図および第3図に示す如く4.フロップフ
ァンエンジンの前部分10.エアインテーク部の外径は11.
コアエンジンのみで小さく直径が大きい5.(低圧)ファ
ンはエンジンの後端にある. このように4.フロップファンエンジンの前部は11.コ
アエンジンの外径のみの小さい外径である. このため本発明に於いては第2図および第3図に示す
如く主翼.1の前縁に設けた2.スラットを下げても4.フロ
ップファンエンジンの外径に干渉しない. したがって本発明の構成に於いては主翼1の前縁に設
けた2.スラットは4.フロップファンエンジン又は3.パイ
ロンとの干渉による分割を必要としない. 以上により従来のEBF方式である第5図に於いて主翼1
8.前縁19.スラットが20.エンジン用の19.パイロンによ
り隙間Gの間隔に分割された為による揚力の減少が解消
された. (発明の効果) 従来のEBF方式(第5図に示す)に於いて19.スラット
が隙間Gによって分割された為の揚力の減少の値を第10
〜第12図に示す. 従来のEBF方式(第5図に示す)に於て主翼18.が高揚
力を得るには迎え角を大きくし19.スラットおよび17.フ
ラップを下げる. 迎え角を大きくとると18.主翼上面の空気流が渦を生
じ揚力を失い失速する. 19.スラツトは空気流をより多く主翼の上面に導き渦
の発生を抑制する事により高い揚力を得る. しか従来のEBF方式に於いては前述の如く19.スラット
はエンジン用の20.パイロンにより分割されていた. スラット19.が分割された為に揚力が減少する値を第1
0図〜第12図に示す. 第10図は19.スラットにパイロン20により分割された
隙間Gが存在する場合失速が小さい迎え角で生じる事を
示す. (引用文献:航空宇宙学会誌第22巻248号) 図の主翼上の縞模様およびその添字は失速が始まる角
度(10゜12゜14゜16゜)およびその範囲を示す. この図によっても理解される通りスラット19.の隙間
G.の主翼後縁部分は失速が小さい迎え角10゜で生じるが
他の部分は16゜と大きな迎え角まで失速を生じない. したがって本発明の構成(第1図 第3図)に示す通
り主翼前縁の2.スラツトに空力的に隙間G.が存在しない
スラットを有する本発明の主翼は隙間Gが存在する従来
のEBF方式に比較して迎え角を6゜以上大きくするまで
失速を生ぜず10数%高い揚力を得ることができる. 第12図に於いて主翼前縁のスラット19.に隙間G.を有
しない主翼(本発明の構成と同じ)に対しスラットに隙
間G.(1)カ所有する主翼の迎角と揚力係数CLの関係を
示す. 第12図は日本C−1型輸送機(CTOL機)主翼のデータ
であってそのスラットの隙間G.は(1)カ所である. C−1輸送機と従来のEBF方式のSTOL機(第5図およ
び第6図に示す)の主翼は共に同じ型式のスラットとダ
ブルスロットフラップを用いている故揚力係数も略等し
いと見做せる. 第12図に於いてスラットに隙間G.を(1)カ所有する
主翼の揚力係数CLmax.の値はC−1輸送機の試験により
3.1と知られている. (引用文献:航空ジャーナル1979年4月号82頁) 第12図に於いて隙間G.がないスラットを有する主翼の
揚力係数CLmax.=3.5から見てスラットに隙間G.(1)
カ所のある主翼のCLmaxは12%低く3.1である. 経験から推定してスラットに隙間G.を(2)カ所有す
る主翼はCLmax3.5の14.5%低くCLmax2.9と見込まれる. 逆に隙間G.を(2)カ所有する主翼から見て隙間G.が
ないスラットを持つ本願発明の主翼は17%増のCLmax3.5
となる. 従来のEBF方式(第5図に示す)に於いて主翼18.の前
縁スラット19.は(2)カ所の隙間G.により3分割され
揚力係数6.0と知られている. この6.0の値は主翼単独の揚力係数CLmax2.9と15.ター
ボファンエンジンの8.HOT−AIRを17.フラップで下方へ
曲げて得る揚力との和であると見做せる. 従って本願発明の方式の揚力係数はスラットに隙間G.
が存在しない主翼の値CLmax3.5に5.ファンの排気流を6.
フラップにより下へ曲げて得る揚力である(6.0−2.9)
=3.1の和であるCLmax6.6となる. 即ち本発明の構成は従来のEBF方式に比較して10%高
い揚力を得ることができる. 10%増加した揚力をペイロードの増加に充てると下記
の如く飛躍的な80%増のペイロードを得ることができ
る. 下記に従来のEBF方式(第5図に示すYC−15型機)の
データを示しこれに基づき説明する.(引用文献:航空
技術 第265号) 離陸最大重量 98,286KG. ペイロード(STOL状態)12,244KG ペイロード(CTOL状態)28,123KG 主翼面積 161.65M 燃料容量 23,700KG 上記より離陸最大重量に占めるペイロードの割合はST
OL状態に於いて12.5%CTOL状態に於いて28.6%である. 本願発明は揚力10%増により最大離陸重量も10%:9,8
29KG増加する. 9,829KGは従来のSTOL状態でのペイロード12,244kGの8
0%に相当する. このように本願発明の構成は主翼の前縁のスラットを
分割する隙間G.をなくする事により従来のEBF方式のSTO
L機に比較して画期的な80%増のペイロードを得ること
ができる. 次に本願発明の構成をCTOL機に適用した場合の効果を
説明する. 既述のフロップファンエンジン.4が有する効果に加え
同エンジンは重量の大きいファン.5が後端にあり第4図
に示す従来のターボファンエンジン.15に比較して前後
方向の重心が後方にある. 従って同エンジン4.を吊り下げるパイロン.3をエンジ
ンの後方に取り付けることができる. 従ってエンジンのエアインテーク.10はエリアルール
およびラム圧の為主翼前縁から前方に配置する必要があ
るにも拘らず第2図第3図に示す如くエンジン吊下げ用
の3.パイロンが主翼前縁の2.スラットに干渉しない.第
12図〜第14図に示す如く主翼前縁スラット19.を分割す
る隙間Gをなくする事により(2)カ所の分割隙間Gを
有する主翼の揚力係数CLmax2.9に対し17%高いCLmax3.5
が得られる事は既述した. 従来のEBF方式の揚力係数6.0は主翼単独の揚力係数CL
max3.1とエンジンの排気流を主翼後縁のフラップにより
下方へ曲げる事により得る揚力の和であった. 従って主翼単独の揚力係数CLを17%増しても航空機全
体の揚力の増加は約10%しか得られなかった. これに対しCTOL機の揚力は主翼単独の揚力係数CLに等
しいから主翼単独の揚力係数を17%増すと航空機の揚力
及び最大離陸重量共に17%の増加を得ることができる. 離陸重量の17%増をペイロードの増加に充てることに
より次の如く画期的な効果を得ることができる. 前述の従来のEBF方式(第5図に示すYC−15型機)の
データを引用する. CTOL機に於いては主翼の揚力係数CLmaxの17%増は主
翼の揚力即ち最大離陸重量の17%増に等しい. YC−15型機がCTOL状態で飛行する場合を下に試算す
る. 同機の離陸最大重量:98,286KGの17%増は16,708KG増
である. この値はCTOL状態でのペイロード:28,123KGの60%増
しに相当する. この見掛けの60%増から最大離陸重量を17%増に耐え
る為の強度および増加したペイロードを収容する為の胴
体容積の追加による構造重量の増加を差引きおよそ40〜
50%のペイロード増が得られる. 更にYC−15型機のエンジン(JT−8Dターボファンエン
ジン)の推進効率に比較して本願発明の構成に用いるフ
ロップファンエンジンの推進効率が約25%高いことによ
る燃料消費量の25%減少による効果を加えると次に示す
如く更に21%増のペイロードを得ることができる. 即ちYC−15型機の燃料容量:23,700KGの25%=5,925KG
を減じても航続力は低下しない. この5,925KGをペイロード増に充てると見掛けのペイ
ロード増は5,925/28,123=21%となる. 前述した主翼の揚力係数増加による見掛けのペイロー
ド増60%を加えると見掛けのペイロード増は81%とな
る. ペイロード増に伴う強度および胴体容積の追加による
構造重量の増加を差引き60〜70%の正味のペイロード増
加を得ることができる. 以上に於いて本願発明航空機の構成およびその効果を
説明した. 次に本願発明を大型STOL機に実施する場合に必要な自
動操縦装置について説明する. STOL機(離着陸滑走距離600M以下)の大型機に於いて
は第14図及び第15図に示す如く離着陸飛行中に片方のエ
ンジンの不調に備え機体の左右の傾きを釣り合わせる自
動装置を要する. この為コスト高となる. 即ち大型STOL機の離着陸速度は約130KM/時であってCT
OL機の190KM/時に比較して格段に低い. 舵の効きは飛行速度の2乗に比例する故STOL機の舵の
効きはCTOL機の約1/2しか得られない. 従って大型のSTOL機は低速である離着陸飛状態に於い
てはCTOL機と同じエエルロン.フラップ.スポイラの操
作のみでは片方のエンジンが不調の場合操縦が難しい. この為第14図および第15図に示すエンジン出力センサ
を備えた自動装置を要しコスト高となる. 次にその自動装置の構成と動作を第14図および15図に
基づきその実施例を説明する. 第14図は本発明STOL機の斜視図第15図はエンジン出力
と各フラップおよびスポイラの作動を示すブロック図で
ある. 第14図に於ける記号を次に説明する. 2.スラット 4.フロップファンエンジン 5.ファン
34.EBFフラップ(L/H) 35.EBFフラップ(L/H)のスロ
ット 36.EBFフラップ(R/H) 37.EBFフラップ(R/H)
のスロット 38.外側フラップ(L/H) 39.同左のスロ
ット 40.外側フラップ(R/H) 41.同左のスロット 4
2.スポイラ(L/H) 43.スポイラ(R/H) を示す. 第15図に於いては 44.#1(L/H)エンジン圧力センサ 45.#2(R/H)エンジン圧力センサ 46.EBFフラップ(L/H)用位置センサ 47.EBFフラップ(R/H)用位置センサ 48.外側フラップ(L/H)用位置センサ 49.外側フラップ(R/H)用位置センサ 50.エアデータセンサ 51.EBFフラップ(L/H)用サーボ 52.EBFフラップ(R/H)用サーボ 53.EBFフラップ(L/H)のスロット用アクチェータ 54.
EBFフラップ(R/H)のスロット用アクチェータ 55.外
側フラップ(L/H)トリムサーボ 56.外側フラップ(R/
H)トリムサーボ 57.スポイラ(L/H)用アクチェータ
58.スポイラ(R/H)用アクチェータ 59.信号入力装
置 60.アクチェータ装置 61.フライトコントロールユ
ニット 62.フラップ位置セレクタ を示す. 61.フライト制御ユニットはプログラマブルデジタル
コンピュータ,配線式マイクロコンピュータもしくはデ
ジタル論理回路構成により構成する. 62.フラップ位置セレクタは離着陸飛行前に予め機長
が34,36.EBFフラップの下げ角を設定する端末器であ
る. 実施例を示すとフラップ下げ角0゜,30゜,45゜,60
゜.の4段階の設定位置を設ける. 0゜はフラップ引込 30゜はCTOL離着陸 45゜はSTOL離陸 60゜はSTOL着陸の場合に設定する. このEBFフラップ下げ角の設定が30゜,45゜,60゜,の
時両外側フラップ38,40は下げ角60゜にセットするよう
プログラムする. 同一の機体に於いて第2図および第3図にも示す如く
6.EBFフラップの下げ角が30゜以下に於いては8.エンジ
ン排気流は6.EBFフラップに衝突せずEBF方式でなくCTOL
方式の離着陸を得られる. 次に作動の概略を説明する. 片方のエンジンが不調の場合エンジン推力を示す44,4
5エンジン圧力センサにより不調のエンジンを検出す
る. 不調エンジン側の主翼はエンジンの排気流の速度が低
下し主翼後縁のEBFフラップ34,又は36.に衝突して得る
揚力が減少する. 又不調のエンジンは推力も低下するので不調エンジン
側の主翼は後方へ傾き所要の針路を保ち難い. そこで不調エンジン側の主翼のEBFフラップのスロッ
ト35,又は37を開きフラップの空気抗力を減じることに
より不調エンジンの推力の低下を補う. 更に不調エンジン側の主翼の揚力の減少を補う為不調
エンジン側の主翼の外側フラップを最大60゜まで下げ
る. そして着陸状態に於いては(離陸状態に於いては通常
スポイラを使用しない)不調エンジン側の主翼の揚力お
よび推力の減少を補う為に不調エンジン側主翼のスポイ
ラ42又は43.を引込む. 第14図および第15図により詳細な作動を次に説明す
る. 左右(L/H,R/H)両エンジン共に順調の場合34,36EBF
フラップ35,37EBFフラップ用スロット38,40外側フラッ
プ42,43スポイラは左右主翼に同じ値の操作を62フラッ
プ位置セレクタの設定に基づき61.フライト制御ユニッ
トにプログラムされた値が加えられる 62,フラップ位置セレクタの設定値およびこの設定値
に基づくフラップと同左用フラップの操作量は既述し
た. 44,45.L/H,R/Hエンジン圧力センは各エンジンの圧縮
タービン翼間の圧力ポートに埋込まれエンジンの推力に
比例した信号を61.フライト制御ユニットへ送る. 61.フライト制御ユニットはこの信号値相互差の大き
さにより不調のエンジンを検出する. 即ち左右両エンジンの圧力の差が所定の値以下の場合
は両エンジン共に不調と見做さない. 次に44,45両圧力センサのうち何れか一方の信号値が
他のセンサの信号値より設定値以上低くなった場合低い
圧力値のエンジンを不調と見做す. 一方のエンジンの不調を検出すると下記に示す如く3
4,36.両EBFフラップ35,37.同左用スロット38,40.外側フ
ラップおよび42,43.スポイラを操作することにより一方
のエンジン不調による左右主翼の揚力および推力の不釣
合を補いROLLとYEWのコントロールを保つ. 説明の便宜から今L/Hエンジンが不調の場合の作動を
説明する. 44.L/Hエンジン圧力センサの信号値が低下してこの信
号により61.フライト制御ユニットはL/Hエンジンの不調
を検出する. そこで34.L/H EBFフラップをこれに隣接する38.外側
フラップと同じ角度まで下げる事により揚力の減少を補
う. 更に不調のL/Hエンジンの排気流を受けているEBFフラ
ップ34.のスロット35.を53.L/H EBFフラップ用のスロ
ット用アクチェータにより開き該フラップの空気抗力を
少なくする. こうして不調エンジンにより減少した推力と揚力を不
調エンジン(L/H)側主翼の34.EBFフラップの下げ角増
加と同フラップ用スロット.35を開く事により補い飛行
の安定を保つ. EBFフラップの下げ角は離着陸前に機長が61.フラップ
位置セレクタにCTOLでは30゜,STOL離陸では45゜,STOL着
陸では60゜にセットする. 尚62.フラップ位置セレクタを30゜,45゜,60゜,何れ
かに設定すると38,40外側フラップが60゜の下げ角を得
る様61.フライト制御ユニットにプログラムされてい
る. そして62.フラップ位置セレクタは61.フライト制御ユ
ニットを介して51.EBF(L/H)フラップサーボ52.EBF(R
/H)プラップサーボを起動して46.EBF(L/H)フラップ
位置センサおよび47.EBF(R/H)フラップ位置センサ入
力された位置(30゜45゜60゜)までEBFフラップを下げ
る. 又EBFフラップの各スロット35(L/H),37(R/H)はフ
ラップの損傷を防ぐ為各フラップの下げ角が30゜以下の
状態に於いては各フラップの位置センサ46,47,48,49.の
信号に拘らず61.フライト制御ユニットは53,54.EBFスロ
ットアクチェータを起動しない. 又57,58.スポイラのアクチェータは次の場合に起動す
る. スポイラを出し(作動させ)て着陸飛行中に一方のL/
Hエンジン不調の場合L/H主翼側の推力及び揚力が減少す
る. この不釣合を補う為44.L/H圧力センサのL/Hエンジン
不調の信号によりL/Hスポイラを引込みスポイラ作動に
より失っていた揚力および空気抗力を回復する. 50.エァデータセンサは61.フライト制御ユニットが各
フラップ位置を航空機速度の関数として調整できるよう
接続されている. 以上により本願発明の構成および効果を説明した.Since the flow velocity received by the flap of the conventional CTOL machine is about 130% (80 M / sec) of the takeoff and landing speed, the conventional EBF method (shown in Fig. 5 and Fig. 6) uses the 17. Here is another need to move forward. As described above, in the conventional EBF system (FIGS. 5 and 6), the 19. slat provided on the leading edge of the main wing 18. is divided into three parts by 15. the 20. pylon for suspending the engine. Therefore, a gap .G is required in the middle of the slat at the leading edge of the wing to reduce the effect of obtaining high lift of the slat. On the other hand, according to the present invention, a high lift can be obtained by the following configuration without using the gap G for dividing the slat. Hereinafter, description will be made with reference to FIGS. That is, the four-flop fan shown in FIGS.
The configuration of the present invention mounted on the lower surface of the main wing eliminates the need to divide the slats by interference with the engine pylon or the engine outer diameter as described below. This is explained below. (1) Since the temperature and velocity of the 4. jet from the flop fan to the rear from the fan are sufficiently low, 5.
6. You can get close enough to the flap. Therefore, 4. the flop fan engine can be mounted close to the trailing edge of the wing. Wear. (2) 4. The outside diameter of the 10. air intake section of the flop fan engine is much smaller than the conventional 15. turbofan engine shown in FIGS. This is due to the fact that the conventional 15.turbofa engine shown in Fig. 6 is shown in detail in Fig. 4. 14. A large diameter 13. immediately after the air intake, 13. low pressure fan is provided. In other words, in order to obtain high propulsion efficiency and fuel efficiency of the engine, it is necessary to increase the outside diameter of the low-pressure fan to increase the bypass ratio. Therefore, the front outside diameter of conventional turbofan engine .15 is larger than that of 13. low-pressure fan. Therefore, if the conventional turbofan engine 15. is to be mounted on the lower surface of the main wing 1. as shown in FIG. 1 (FIG. 1, FIG. 3), as shown in FIG. Interference with the outer diameter of the turbofan engine required 2. Slats to be split. To avoid interference between the slats and the turbofan engine, if the turbofan engine is moved downward from the wing lower surface, the flap cannot receive 8.HOT-AIR. (Structure of the Invention) On the other hand, the flop fan engine 4. used in the structure of the present invention 4. As shown in FIGS. 2 and 3, 4. The front part of the flop fan engine 10. The outside diameter of the air intake section is 11.
5. A small (large-diameter) fan with only a core engine and a large diameter is located at the rear end of the engine. In this way, the front of the 4. flop fan engine has a small outside diameter, only the outside diameter of the 11. core engine. For this reason, according to the present invention, even if the slats provided at the leading edge of the main wing are lowered as shown in FIGS. 2 and 3, it does not interfere with the outer diameter of the flop fan engine. Therefore, in the configuration of the present invention, the 2. slats provided at the leading edge of the wing 1 do not need to be divided by interference with 4. flop fan engines or 3. pylons. As described above, the main wing 1
8. The reduction in lift due to the division of the leading edge 19. slats into the gap G by 20. pylon for the engine has been eliminated. (Effect of the Invention) In the conventional EBF method (shown in FIG. 5), the value of the reduction in lift due to the division of the slats by the gap G is set to 10.
To Figure 12. In the conventional EBF system (shown in Fig. 5), the angle of attack is increased and the slats and 17. flaps are lowered to obtain high lift for the wing 18. When the angle of attack is increased, 18. The air flow on the upper surface of the wing generates a vortex, loses lift, and stalls. 19. The slats obtain high lift by guiding more airflow to the upper surface of the wing and suppressing the generation of vortices. However, in the conventional EBF method, the 19. slat was divided by the 20. pylon for the engine as described above. The value that the lift decreases due to the split of slat 19.
Figures 0 to 12 show the results. Fig. 10 shows that stall occurs at a small angle of attack when a gap G divided by the pylon 20 exists in the slat. (Cited literature: Journal of the Society of Aeronautics and Astronautics, Vol.22, No.248) The stripe pattern on the wing and its subscript indicate the angle (10 ゜ 12 ゜ 14 ゜ 16 ゜) at which stall starts and its range. As can be seen from this figure, the gap of slat 19.
The trailing edge of the main wing of G. has a stall at a small angle of attack of 10 °, but the other parts do not stall until a large angle of attack of 16 °. Therefore, as shown in the configuration of the present invention (FIG. 1 and FIG. 3), the main wing of the present invention having a slat having no aerodynamic gap G. As compared with, it is possible to obtain a 10% higher lift without stall until the angle of attack is increased by 6 ° or more. In FIG. 12, the slat at the leading edge of the wing does not have a gap G. The slat has a gap G. (1) The angle of attack and lift coefficient C L of the wing that the wing has. The following shows the relationship. Fig. 12 shows the data of the main wing of the Japan C-1 type transport aircraft (CTOL aircraft), and the slat gap G. is (1) places. The main wings of the C-1 transport aircraft and the conventional EBF type STOL aircraft (shown in FIGS. 5 and 6) both use slats and double slot flaps of the same type, and therefore can be considered to have substantially the same lift coefficient. . In Fig. 12, the value of the lift coefficient C L max. Of the wing that has a gap G.
Known as 3.1. (Cited literature: Aviation Journal, April 1979, p. 82) In FIG. 12, the slat has a gap G. (1) in view of the lift coefficient C L max. = 3.5 of the wing having a slat without the gap G.
C L max of the main wing with sites is 3.1 12% lower. Estimated by wing to (2) months owns gap G. slat experience is expected to 14.5% lower C L max2.9 of C L max3.5. The wing up 17 percent of the present invention having a slat no gap G. viewed from the main wing to the contrary to the gap G. (2) months owned C L max3.5
Becomes In the conventional EBF system (shown in Fig. 5), the leading edge slats 19. of the main wing 18. are divided into three parts by (2) clearances G. It is known that the lift coefficient is 6.0. The value of 6.0 can be regarded as the sum of the lift coefficient C L max2.9 of the wing alone and the lift obtained by bending the 15.HOT-AIR of the turbofan engine down with 17. flaps. Therefore, the lift coefficient of the method of the present invention is the gap G.
There is no wing value C L max3.5 to 5.
Lift force obtained by bending down with a flap (6.0-2.9)
= 3.1, which is the sum of C L max6.6. That is, the configuration of the present invention can obtain a 10% higher lift than the conventional EBF method. If a 10% increase in lift is used to increase the payload, a dramatic 80% increase in payload can be obtained as shown below. The data of the conventional EBF system (YC-15 shown in Fig. 5) is shown below and explained based on it. (Cited document: Aeronautical Technology No. 265) Maximum takeoff weight 98,286KG. Payload (STOL state) 12,244KG Payload (CTOL state) 28,123KG Wing area 161.65M Fuel capacity 23,700KG From the above, the proportion of payload in the maximum takeoff weight is ST
It is 12.5% in the OL state and 28.6% in the CTOL state. The present invention also increases the maximum take-off weight by 10% due to a 10% increase in lift: 9,8
Increase by 29KG. 9,829KG is the conventional STOL state payload of 12,244kG 8
Equivalent to 0%. As described above, the configuration of the present invention eliminates the gap G. that divides the slat at the leading edge of the main wing, thereby eliminating the conventional EBF type STO.
It is possible to obtain a breakthrough 80% increase in payload compared to the L machine. Next, the effect when the configuration of the present invention is applied to a CTOL machine will be described. In addition to the effects of the previously described flop fan engine.4, this engine has a heavy fan.5 at the rear end, and the center of gravity in the front-rear direction is rearward compared to the conventional turbofan engine.15 shown in Fig. 4. is there. Therefore, the pylon .3 that suspends the engine 4. can be attached to the rear of the engine. Therefore, although the air intake .10 of the engine must be located forward from the leading edge of the wing due to area rules and ram pressure, the pylon for suspending the engine is equipped with a wing as shown in Fig.2 and Fig.3. 2. Does not interfere with the leading edge slat. No.
As shown in FIGS. 12 to 14, by eliminating the gap G dividing the wing leading edge slat 19. (2) The lift coefficient C of the wing having two divided gaps G is 17% higher than the lift coefficient C L max2.9. L max3.5
Has been described above. The lift coefficient 6.0 of the conventional EBF method is the lift coefficient C L of the wing alone.
The sum of max3.1 and the lift obtained by bending the exhaust flow of the engine downward with the flap at the trailing edge of the wing. Therefore an increase in the lift of the entire aircraft also increased by 17% the lift coefficient C L of the wing alone had only not obtained about 10%. In contrast lift CTOL machine can obtain an increase of 17% in the lift coefficient of the wing alone 17% increase when aircraft lift and maximum takeoff weight both equal to the lift coefficient C L of the wing itself. Dedicating a 17% increase in takeoff weight to an increase in payload can provide the following breakthrough effects. The data of the conventional EBF method (YC-15 shown in Fig. 5) is cited. For CTOL aircraft, a 17% increase in the wing lift coefficient CL max is equivalent to a 17% increase in the wing lift or maximum takeoff weight. The following calculation is for the case where the YC-15 flies in CTOL. Maximum takeoff weight of the Aircraft: A 17% increase of 98,286KG is an increase of 16,708KG. This value is equivalent to 60% increase of the payload: 28,123KG in CTOL state. From this apparent 60% increase, the structural weight gain due to the added strength of the aircraft to withstand a 17% increase in maximum take-off weight and additional fuselage volume to accommodate the increased payload is reduced by approximately 40-
A 50% increase in payload is obtained. Furthermore, the propulsion efficiency of the flop fan engine used in the configuration of the present invention is about 25% higher than the propulsion efficiency of the YC-15 type engine (JT-8D turbofan engine), and the fuel consumption is reduced by 25%. With the effect, you can get a further 21% more payload as shown below. That is, YC-15 fuel capacity: 25% of 23,700KG = 5,925KG
The cruising power does not decrease even if is reduced. If this 5,925KG is used to increase the payload, the apparent increase in the payload will be 5,925 / 28,123 = 21%. Adding the apparent payload increase of 60% due to the increase in the lift coefficient of the wing mentioned above, the apparent payload increase is 81%. A 60-70% net payload increase can be obtained, deducting the structural weight increase due to the additional strength and fuselage volume associated with the increased payload. The configuration of the aircraft of the present invention and its effects have been described above. Next, an autopilot device required for implementing the present invention on a large STOL aircraft will be described. As shown in Fig. 14 and Fig. 15, large-scale STOL aircraft (with a take-off and landing run distance of 600M or less) require an automatic device that balances the left and right inclination of the aircraft in preparation for one engine malfunction during take-off and landing flight. This results in high costs. In other words, the take-off and landing speed of a large STOL aircraft is about 130 KM / hour and CT
It is significantly lower than the 190 KM / hour for OL machines. The effectiveness of the rudder is proportional to the square of the flight speed, so the effectiveness of the rudder of a STOL aircraft is only about 1/2 that of a CTOL aircraft. Therefore, the large STOL aircraft has the same aileron as the CTOL aircraft during takeoff and landing flight at low speed. flap. It is difficult to control only one spoiler if one engine is not operating properly. For this reason, an automatic device having the engine output sensor shown in FIGS. 14 and 15 is required, and the cost is increased. Next, the configuration and operation of the automatic device will be described with reference to FIGS. Fig. 14 is a perspective view of the STOL machine of the present invention. Fig. 15 is a block diagram showing the engine output and the operation of each flap and spoiler. The symbols in Fig. 14 are explained below. 2.Slat 4.Flop fan engine 5.Fan
34.EBF flap (L / H) 35.EBF flap (L / H) slot 36.EBF flap (R / H) 37.EBF flap (R / H)
Slot 38. outer flap (L / H) 39. same slot 40. outer flap (R / H) 41. same slot 4
2. Spoiler (L / H) 43. Spoiler (R / H) is shown. In FIG. 15, 44. # 1 (L / H) engine pressure sensor 45. # 2 (R / H) engine pressure sensor 46.EBF flap (L / H) position sensor 47.EBF flap (R / H) H) Position sensor 48. Outer flap (L / H) position sensor 49. Outer flap (R / H) position sensor 50. Air data sensor 51. EBF flap (L / H) servo 52. EBF flap ( R / H) servo 53. EBF flap (L / H) slot actuator 54.
EBF flap (R / H) slot actuator 55. Outer flap (L / H) trim servo 56. Outer flap (R / H)
H) Trim servo 57. Spoiler (L / H) actuator
58. Actuator for spoiler (R / H) 59. Signal input device 60. Actuator device 61. Flight control unit 62. Flap position selector 61. The flight control unit consists of a programmable digital computer, a wired microcomputer or a digital logic circuit. 62. The flap position selector is a terminal device for the captain to set the down angle of the 34,36.EBF flap before takeoff and landing flight. According to the embodiment, the flap lowering angles are 0 °, 30 °, 45 °, and 60 °.
゜. There are four setting positions. 0 ゜ is flap retracted 30 ゜ is CTOL takeoff and landing 45 ゜ is STOL takeoff 60 ゜ is set for STOL landing. When the setting of the EBF flap lowering angle is 30 °, 45 °, 60 °, both outer flaps 38, 40 are programmed to set to the lowering angle of 60 °. As shown in FIGS. 2 and 3 in the same airframe,
6. When the EBF flap lowering angle is less than 30 °, 8. Engine exhaust flow does not collide with EBF flap.
You can get take-off and landing method. Next, the outline of the operation will be described. Indicate engine thrust when one engine is malfunctioning44,4
5 Malfunctioning engine is detected by the engine pressure sensor. In the wing on the malfunctioning engine side, the speed of the exhaust flow of the engine decreases, and the lift obtained by colliding with the EBF flap 34 or 36 on the trailing edge of the wing decreases. In addition, since the thrust of a malfunctioning engine also decreases, the wing of the malfunctioning engine tilts backward and it is difficult to maintain the required course. Therefore, the slot 35 or 37 of the EBF flap of the main wing on the malfunctioning engine side is opened to reduce the air drag of the flap to compensate for the decrease in thrust of the malfunctioning engine. Furthermore, the outer flap of the wing on the malfunctioning engine is reduced to a maximum of 60 ° to compensate for the decrease in lift of the wing on the malfunctioning engine. Then, in the landing state (usually, the spoiler is not used in the takeoff state), the spoiler 42 or 43. of the malfunctioning engine-side main wing is retracted in order to compensate for the decrease in lift and thrust of the malfunctioning engine's main wing. The detailed operation will be described below with reference to FIGS. 14 and 15. 34,36EBF when both left and right (L / H, R / H) engines are in good condition
Flaps 35, 37 EBF Flap slots 38, 40 Outer flaps 42, 43 Spoilers operate the same value on the left and right wings based on the settings of the 62 flap position selector 61. The value programmed in the flight control unit is added 62, flap position The setting values of the selector and the operation amounts of the flap and the left flap based on this setting value have been described above. The L / H and R / H engine pressure sensors are embedded in the pressure ports between the compression turbine blades of each engine and send signals proportional to the thrust of the engine to the flight control unit. 61. The flight control unit detects a malfunctioning engine based on the magnitude of the signal value difference. That is, when the difference between the pressures of the left and right engines is equal to or less than a predetermined value, both engines are not regarded as malfunctioning. Next, when the signal value of one of the 44 and 45 pressure sensors becomes lower than the signal value of the other sensor by more than the set value, the engine with the lower pressure value is regarded as malfunctioning. When the malfunction of one engine is detected, 3
4,36. Both EBF flaps 35,37.Slots 38,40 for the left side.Outer flaps and 42,43.Management of spoiler to compensate for imbalance of lift and thrust of left and right wings due to malfunction of one engine. Keep control. For convenience of explanation, the operation when the L / H engine is out of order is now explained. 44. The signal value of the L / H engine pressure sensor decreases, and this signal causes the 61. Flight control unit to detect a malfunction of the L / H engine. Therefore, the 34.L / H EBF flap is lowered to the same angle as the adjacent 38.outer flap to compensate for the reduction in lift. Further, the slot 35 of the EBF flap 34 receiving the exhaust flow of the malfunctioning L / H engine is opened by the slot actuator for the 53.L / H EBF flap to reduce the air drag of the flap. The thrust and lift reduced by the malfunctioning engine are compensated for by increasing the down angle of the 34.EBF flap on the malfunctioning engine (L / H) side wing and opening the flap slot .35 to maintain stable flight. Before taking off and landing, set the EBF flap lowering angle to 61. The flap position selector is set to 30 ° for CTOL, 45 ° for STOL takeoff, and 60 ° for STOL landing. 62. If the flap position selector is set to 30 °, 45 °, or 60 °, the flight control unit is programmed so that the 38, 40 outer flaps obtain a 60 ° lowering angle. Then, the 62. flap position selector receives the 51.EBF (L / H) flap servo 52.EBF (R
/ H) Activate the flap servo and lower the EBF flap to the position (30 ゜ 45 ゜ 60 入 力) input to the 46.EBF (L / H) flap position sensor and 47.EBF (R / H) flap position sensor. Also, the slots 35 (L / H) and 37 (R / H) of the EBF flaps are used to prevent damage to the flaps, and the position sensors 46, 47, Despite the signal at 48,49. 61. The flight control unit does not activate the 53,54.EBF slot actuator. 57, 58. The spoiler's actuator is activated in the following cases. Put out (actuate) the spoiler and make one of the L /
In the case of H engine malfunction, the thrust and lift on the L / H wing side decrease. To compensate for this imbalance, the L / H spoiler is pulled in by the L / H engine malfunction signal from the 44.L / H pressure sensor, and the lift and air drag that were lost due to the spoiler operation are recovered. 50. Air data sensors 61. The flight control unit is connected so that each flap position can be adjusted as a function of aircraft speed. The configuration and effects of the present invention have been described above.
第1図は本願発明になるSTOL航空機全体を示す斜視図で
ある. 1.主翼、2.スラット、3.パイロン、4.フロップファン、
5.ファン、6.フラップを示す. 第2図は本願発明(第1図)の4.フロップファンエンジ
ンの取付けを示す詳細図である. 8.HOT−AIR、9.HOT−AIRダクト、10.エァインテーク、1
1.コアエンジンを示す. 第3図は第2図の5.ファンアンの外周に7.ダクトを設け
ファン外径を小さくし3.パイロンを短く,更に5.ファン
の排気流をより多く6.フラップに吹付ける事によりEBF
フラップの揚力を増すことができる説明図である。 即ち5.ファンの外径が大きいとファン排気流の下部分の
多くが6.フラップの下を通りぬけEBFフラップの効果を
減じていた. 第4図は従来のフロントファン型ターボファンエンジン
15.を主翼下面に装備した場合主翼前縁の2.スラットを
下げるとスラットと3.パイロンおよび15.エンジンの外
径との干渉の状態を示す詳細図である. 12.コアエンジン、13.低圧ファン、14.エアインテーク
を示す. 第5図は従来のEBF方式のSTOL航空機YC−15型機の斜視
図を示す. 18.主翼、19.スラット、20.パイロン、G.スラットの分
割隙間を示す. 第6図は第5図の15.ターボファンエンジンを20.パイロ
ンにより18.主翼に取付け16.噴流ノズルから吹き出した
8.HOT−AIRを17.フラップに吹付ける従来のEBF方式を示
す詳細図である. 14.エァインテークをしめす. 第7図はティルシッタ方式のSTOL機(PS−1型機)の全
体を示す斜視図である. 21.プロペラ、22.フラップ、24.主翼を示す. 第8図は第7図に於いて21.プロペラの後流を主翼と22.
フラップにより下方へ曲げることにより高揚力を得るテ
イルシッタ方式の詳細図である. 23.BLC用空気吹出し口を示す. 第9図はUSB方式によるSTOL機(YC−14型機)の全体を
示す斜視図である. 25.主翼、26.ターボファンエンジン、27.排気ダクト、2
8.排気流、29.フラップ、30.フラップ、31.コァエンジ
ン、32.噴流ノズル、33.低圧ファンを示す. 第10図は18.主翼前縁の19.スラットが20.パイロンとの
干渉により隙間Gにより分割された為に低い迎え角から
失速が始まる状態を示す. 各縞模様のエリアの添字の数字は失速が始まる迎え角を
示す. 第11図は第10図に於いて19.スラットが20.エルロンとの
干渉により分割された隙間Gを示す詳細図である. 第12図は主翼前縁のスラット19.に隙間G.が存在しない
主翼(本願発明の構成と同じ)に対してスラットに隙間
G.が存在する従来のEBF方式の主翼について迎え角と揚
力係数の比較を示すグラフである. 第13図は飛行速度M(マッハ)に対し空気抗力係数Cの
増加を示す(後退角ゼロに於いて)グラフである. 第14図は本発明STOL機が低速状態にある離着陸飛行中に
於いては従来のエルロンおよびスポイラの操作のみでは
片方のエンジンが不調の場合充分な飛行の安定を得難い
ことの対策として第15図に示す自動操縦装置を備えた航
空機の斜視図である. 第15図は低速飛行状態である離着陸飛行中に於いて片方
のエンジン不調の場合にも飛行の安定を得る為の自動操
縦装置の構成を示すブロックダイヤグラムである. 59.信号入力装置、60.アクチェータ装置をしめす.FIG. 1 is a perspective view showing the entire STOL aircraft according to the present invention. 1. wing, 2. slat, 3. pylon, 4. flop fan,
5. Indicates a fan and 6. a flap. FIG. 2 is a detailed view showing the installation of the 4. flop fan engine of the present invention (FIG. 1). 8.HOT-AIR, 9.HOT-AIR duct, 10.Air intake, 1
1. Show the core engine. Fig. 3 shows 5. By installing a duct around the fan ann in Fig. 2, reducing the fan outer diameter, shortening the pylon, and blowing more exhaust air from the fan onto the flap. EBF
It is explanatory drawing which can increase the lift of a flap. In other words, when the outer diameter of the fan was large, much of the lower part of the fan exhaust flow passed under the flap to reduce the effect of the EBF flap. FIG. 4 shows a conventional front fan type turbofan engine.
When 15. is installed on the underside of the wing, it is a detailed view showing the state of interference between the slat, 3. pylon, and 15. the outer diameter of the engine when the slat at the leading edge of the wing is lowered. Shows 12. core engine, 13. low pressure fan, 14. air intake. Fig. 5 shows a perspective view of a conventional EBF type STOL aircraft YC-15. This section shows the gap between 18. main wing, 19. slat, 20. pylon, and G. slat. Fig. 6 shows 15. Turbofan engine of Fig. 5 installed on main wing by 20. pylon 18. Sprayed from jet nozzle
This is a detailed diagram showing the conventional EBF method in which 8.HOT-AIR is sprayed on 17.flap. 14. Show the air intake. Fig. 7 is a perspective view showing the whole Tilshitta system STOL machine (PS-1 machine). Shows 21. propeller, 22. flap, 24. wing. Fig. 8 shows the main wing and 22.
It is a detail drawing of the tail sitter system that obtains high lift by bending downward with a flap. 23. Shows the air outlet for BLC. Fig. 9 is a perspective view showing the whole STOL machine (YC-14 type machine) by USB system. 25.Main wing, 26.Turbofan engine, 27.Exhaust duct, 2
8. Exhaust flow, 29. flap, 30. flap, 31. koa engine, 32. jet nozzle, 33. low pressure fan. Fig. 10 shows a state in which stall starts at a low angle of attack because 18. the slat on the leading edge of the wing is divided by the gap G due to the interference with the pylon. The subscript number in each striped area indicates the angle of attack at which stall begins. FIG. 11 is a detailed view showing a gap G in which the 19.slat is divided by the 20. aileron in FIG. FIG. 12 shows a wing slat with no gap G. in the slat 19. at the leading edge of the wing (same as the configuration of the present invention).
Fig. 6 is a graph showing a comparison between the angle of attack and the lift coefficient for a conventional EBF wing with G. FIG. 13 is a graph showing the increase of the air drag coefficient C with respect to the flight speed M (Mach) (at zero sweep angle). FIG. 14 is a diagram showing a countermeasure that it is difficult to obtain sufficient flight stability when one of the engines is malfunctioning only by operating the conventional aileron and spoiler during takeoff and landing flight when the STOL aircraft of the present invention is in a low speed state. 1 is a perspective view of an aircraft equipped with the automatic pilot device shown in FIG. Fig. 15 is a block diagram showing the configuration of an autopilot system for ensuring flight stability even in the event of one engine malfunction during takeoff and landing flight, which is a low-speed flight state. 59. Signal input device, 60. Actuator device.
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭46−6326(JP,A) 英国特許出願公開2096551(GB,A) J.P.Campbell,”VER TICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT" (1962)The Macmillan Commpany(米)p.143−147 「航空情報 臨時増刊 世界航空機年 鑑 1986年版」、〔490〕(昭61年)株 式会社酣燈社 p.293 「航空情報」、〔370〕(昭52−2− 1)株式会社酣燈社 p.41−48 (58)調査した分野(Int.Cl.7,DB名) B64D 27/06,27/12 B64D 27/18,27/26 Continuation of the front page (56) References JP-A-46-6326 (JP, A) UK Patent Application Publication No. 2096551 (GB, A) P. Campbell, "VER TICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT" (1962) The Macmillan Company (US), p. 143-147 "Aviation Information Extra Edition World Aircraft Yearbook 1986 Edition", [490] (1986) Jintosha Co., Ltd. p. 293 "Aeronautical Information", [370] (Showa 52-2-1) Kotosha Co., Ltd. p. 41-48 (58) Field surveyed (Int.Cl. 7 , DB name) B64D 27 / 06,27 / 12 B64D 27 / 18,27 / 26
Claims (1)
に沿って後方に流すために主翼下面に近接してプロップ
ファンエンジン(4)をパイロン(3)を介して装備し
た航空機において、その排気流が低温且つ低速であるプ
ロップフアンエンジン(4)の後部を主翼後縁のフラッ
プ(6)の前方に近接して装備したことにより、該エン
ジン(4)の排気流を主翼後縁のフラップ(6)に衝突
させると共に、該エンジン(4)の後部を主翼後縁のフ
ラップ(6)の前方に近接して装備したことにより該エ
ンジン(4)吊下げ用のパイロン(3)の取付位置が主
翼後縁方向に後退することにより、該エンジン(4)吊
下げ用のパイロン(3)が主翼前縁のスラット(2)に
干渉することがなく,このため該スラット(2)を主翼
幅方向に分割することがなく該スラット(2)を一体形
に構成することにより、高揚力を得ることを特徴とする
STOL航空機の構造。1. An aircraft equipped with a prop fan engine (4) via a pylon (3) in the vicinity of a lower surface of a main wing so as to flow an exhaust gas flow on the lower surface of the main wing rearward along the lower surface of the main wing. By equipping the rear part of the prop fan engine (4) whose exhaust flow is low in temperature and low speed near the front of the flap (6) of the main wing trailing edge, the exhaust flow of the engine (4) is Of the pylon (3) for suspending the engine (4) by mounting the rear part of the engine (4) close to the front of the flap (6) at the trailing edge of the wing. Since the mounting position is retracted in the direction of the trailing edge of the wing, the pylon (3) for suspending the engine (4) does not interfere with the slat (2) of the leading edge of the wing. Split in the wing width direction By preparative constituting the integral of the slat (2) without, characterized in that to obtain a high-lift
STOL aircraft structure.
Priority Applications (1)
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---|---|---|---|
JP04708489A JP3180115B2 (en) | 1989-02-27 | 1989-02-27 | STOL aircraft |
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Publications (2)
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JPH02225199A JPH02225199A (en) | 1990-09-07 |
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2015151128A (en) * | 2014-02-14 | 2015-08-24 | トヨタ モーター エンジニアリング アンド マニュファクチャリング ノース アメリカ,インコーポレイティド | Wing, aerocar and methods of stowing and deploying wing |
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FR2902078B1 (en) * | 2006-06-13 | 2008-07-11 | Airbus France Sas | METHOD FOR CONTROLLING AN AIRCRAFT IN THE APPROACH PHASE |
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1989
- 1989-02-27 JP JP04708489A patent/JP3180115B2/en not_active Expired - Fee Related
Non-Patent Citations (3)
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「航空情報 臨時増刊 世界航空機年鑑 1986年版」、〔490〕(昭61年)株式会社酣燈社 p.293 |
「航空情報」、〔370〕(昭52−2−1)株式会社酣燈社 p.41−48 |
J.P.Campbell,"VERTICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT"(1962)The Macmillan Commpany(米)p.143−147 |
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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JP2015151128A (en) * | 2014-02-14 | 2015-08-24 | トヨタ モーター エンジニアリング アンド マニュファクチャリング ノース アメリカ,インコーポレイティド | Wing, aerocar and methods of stowing and deploying wing |
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JPH02225199A (en) | 1990-09-07 |
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