JP6342959B2 - 揚力を推力に変換する翼型構造体 - Google Patents
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Description
本願発明は、
イ、「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されるアス ペクト比の小さな翼型構造体」で、航空機が飛行中に「翼弦線が進行方向に対して俯角 を成しているためにこの翼型構造体にこの俯角に等しい前傾角度をもって作用する揚力 のその進行方向に作用する成分」を推力として利用して航空機本体に推進力を付与し「 回転するプロペラやジエット噴射によって航空機本体において発生している推進力」を 補助強化することを特徴とするアスペクト比の小さな翼型構造体。
に関する発明である。
ただし、
「本願発明における翼型構造体」とは、
ロ、「航空機の進行方向に並行する断面としての翼型」において『その前縁が丸く後縁が 尖っており翼弦線の上部にキャンバーとしての膨らみを有する流線形形状の構造体』。 をいう。
イ、「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されるアス ペクト比の小さな翼型構造体」で、航空機が飛行中に「翼弦線が進行方向に対して俯角 を成しているためにこの翼型構造体にこの俯角に等しい前傾角度をもって作用する揚力 のその進行方向に作用する成分」を推力として利用して航空機本体に推進力を付与し「 回転するプロペラやジエット噴射によって航空機本体において発生している推進力」を 補助強化することを特徴とするアスペクト比の小さな翼型構造体。
に関する発明である。
ただし、
「本願発明における翼型構造体」とは、
ロ、「航空機の進行方向に並行する断面としての翼型」において『その前縁が丸く後縁が 尖っており翼弦線の上部にキャンバーとしての膨らみを有する流線形形状の構造体』。 をいう。
従来の「主翼を有する航空機」においては、グライダーを除き、「回転するプロペラやジエット噴射によって発生する推力」のみをその推進力として機体を前進させており、
機体の主翼もしくは胴体のいずれかの箇所に
イ、「その翼弦線が進行方向に対して俯角を成しているためにその俯角に等しい前傾角度 をもって作用する揚力のその進行方向に作用する成分」を『推力』として利用して航空 機本体に推進力を付与し「回転するプロペラやジエット噴射によって航空機本体におい て発生している推進力」を補助強化することを特徴とする『アスペクト比の小さな翼型 構造体』。
を装着し、
ロ、この翼型構造体において発生する「その俯角に等しい前傾角度をもって作用する揚力 のその進行方向に作用する成分」。
を『推力』として利用して「航空機本体において発生している推進力」を補助強化するということはなかった。
機体の主翼もしくは胴体のいずれかの箇所に
イ、「その翼弦線が進行方向に対して俯角を成しているためにその俯角に等しい前傾角度 をもって作用する揚力のその進行方向に作用する成分」を『推力』として利用して航空 機本体に推進力を付与し「回転するプロペラやジエット噴射によって航空機本体におい て発生している推進力」を補助強化することを特徴とする『アスペクト比の小さな翼型 構造体』。
を装着し、
ロ、この翼型構造体において発生する「その俯角に等しい前傾角度をもって作用する揚力 のその進行方向に作用する成分」。
を『推力』として利用して「航空機本体において発生している推進力」を補助強化するということはなかった。
出願人が「特許庁のホームページの『Ｊ−ＰｌａｔＰａｔ』」において、「本願発明に類似もしくは近似すると考えられる先願事案の名称（キーワード）」を詳細に検索してみたところ、
１、推進翼（４９件）。
２、翼状構造体（２件）。
３、翼端翼（３件）。
４、推力翼（０件）。
５、揚力推力変換翼（０件）。
６、アスペクト比の小さな翼（０件）。
の結果となり、特開・特許事案としての該当事案が存在する「推進翼」「翼状構造体」「翼端翼」のいずれの特開・特許事案においても本願発明に近似もしくは類似する事案は存在しなかった。
１、推進翼（４９件）。
２、翼状構造体（２件）。
３、翼端翼（３件）。
４、推力翼（０件）。
５、揚力推力変換翼（０件）。
６、アスペクト比の小さな翼（０件）。
の結果となり、特開・特許事案としての該当事案が存在する「推進翼」「翼状構造体」「翼端翼」のいずれの特開・特許事案においても本願発明に近似もしくは類似する事案は存在しなかった。
また、「本願発明に関連する非特許文献」をインターネット検索によって探してみたが適当な参考文献は見つからなかった。
海側から「推定秒速１０ｍ〜２０ｍほどの一定速度で一定方向の強風」が吹いている時に海岸に立って見上げると、
「トビ（鳶）が少し翼を縮めまったく羽ばたかないにもかかわらず風に向かってほとんど上下前後左右に動くことなく数秒から数十秒もの間ほぼ一点に静止した飛行状態を続けている」
のを観察することができる。（注。強風時のみ観測可。弱風時には観察不可。）
「トビ（鳶）が少し翼を縮めまったく羽ばたかないにもかかわらず風に向かってほとんど上下前後左右に動くことなく数秒から数十秒もの間ほぼ一点に静止した飛行状態を続けている」
のを観察することができる。（注。強風時のみ観測可。弱風時には観察不可。）
この「『海上の強風すなわち速い定速水平気流』の中で一点静止飛行を続けるトビの飛行状態」を空気力学的に分析してみると
１、トビの翼には、その空力中心において「下方向へは重力」「上方向には揚力」「後方 向には抗力」「前方向には推力」が作用し続けていることとなるが、
「トビが一点静止飛行状態を続けることができる」ということはその空力中心におい て「重力＝揚力」「抗力＝推力」の関係が保ち続けられているということである。
２、上記の力の形成根拠については、
イ、『重力』は、「トビの体重」によって下方向に一定的に形成される。
ロ、『抗力』は、「トビの体全体に吹き付ける風の抵抗力」として後方向にほぼ一定的 に形成される。
ハ、『揚力』は、「翼表面に沿って流れる気流」によって上方向に重力に等しい力とし て形成される。
のは、容易に推測できるところである。
１、トビの翼には、その空力中心において「下方向へは重力」「上方向には揚力」「後方 向には抗力」「前方向には推力」が作用し続けていることとなるが、
「トビが一点静止飛行状態を続けることができる」ということはその空力中心におい て「重力＝揚力」「抗力＝推力」の関係が保ち続けられているということである。
２、上記の力の形成根拠については、
イ、『重力』は、「トビの体重」によって下方向に一定的に形成される。
ロ、『抗力』は、「トビの体全体に吹き付ける風の抵抗力」として後方向にほぼ一定的 に形成される。
ハ、『揚力』は、「翼表面に沿って流れる気流」によって上方向に重力に等しい力とし て形成される。
のは、容易に推測できるところである。
３、ところが、「『抗力に等しい力』としての『推力』を形成する原因」については、
イ、トビはいっさい羽ばたいてはいないわけであるから、「通常飛行のときのように羽 ばたきによって空気を後方に送りその反作用として発生する前進力すなわち推力を得 ているわけではない」ことは明白である。
４、すなわちまた、「トビが強風に対向している姿勢であるにもかかわらずいっさい羽ば たくことなく風に向かって自身の位置を静止させるほどの『強い推力』を得られる唯一 の根拠」は、『図１』に示すように
イ、トビがその意識的操作として、翼角（翼の前端）を下げて翼全体（翼角から風切り 羽の後端までの部分）に「気流の流れ方向（水平方向）に対する数度程度の『俯角』 」を与え、もって「翼に作用する揚力の作用方向を俯角と同角度に前傾させる」こと によって『揚力の水平成分』を発生させる。
ロ、この「揚力の水平成分」は「前方方向に向かう力の成分」であるから「翼を前方方 向に推進もしくは牽引する力すなわち『推力』」として作用する。
ハ、この時トビは、この「推力」を「抗力に等しい力」として作用させることができる ように翼の俯角を浅くしたり深くしたりと微妙に調節しながら、「その揚力の水平成 分が抗力に等しくなる角度」を維持することによって体全体が後方に押し流されるの を防止し、もって一点静止飛行状態を続けているものと推測される。
ニ、また、トビは、同時に「揚力の垂直成分」を「重力に等しい力」として作用させる ことができるように翼の俯角を浅くしたり深くしたりと微妙に調節しながら、「その 揚力の垂直成分が重力に等しくなる角度」を維持することによって体全体が重力によ って下方に引き下げられるのを防止し、もって一点静止飛行状態を続けているものと 推測される。
ホ、またさらに、トビは、翼角（翼の前端）をハ・ニの状態からわずかに下げてその俯 角を大きくすれば「揚力の水平成分すなわち『推力』」を「抗力よりも大きい値」と することができるために、トビは、風に向かって前進することができるはずであり、 実際にそのような前進運動（風に向かって羽ばたくことなく前進する運動）を観察で きるものである。
イ、トビはいっさい羽ばたいてはいないわけであるから、「通常飛行のときのように羽 ばたきによって空気を後方に送りその反作用として発生する前進力すなわち推力を得 ているわけではない」ことは明白である。
４、すなわちまた、「トビが強風に対向している姿勢であるにもかかわらずいっさい羽ば たくことなく風に向かって自身の位置を静止させるほどの『強い推力』を得られる唯一 の根拠」は、『図１』に示すように
イ、トビがその意識的操作として、翼角（翼の前端）を下げて翼全体（翼角から風切り 羽の後端までの部分）に「気流の流れ方向（水平方向）に対する数度程度の『俯角』 」を与え、もって「翼に作用する揚力の作用方向を俯角と同角度に前傾させる」こと によって『揚力の水平成分』を発生させる。
ロ、この「揚力の水平成分」は「前方方向に向かう力の成分」であるから「翼を前方方 向に推進もしくは牽引する力すなわち『推力』」として作用する。
ハ、この時トビは、この「推力」を「抗力に等しい力」として作用させることができる ように翼の俯角を浅くしたり深くしたりと微妙に調節しながら、「その揚力の水平成 分が抗力に等しくなる角度」を維持することによって体全体が後方に押し流されるの を防止し、もって一点静止飛行状態を続けているものと推測される。
ニ、また、トビは、同時に「揚力の垂直成分」を「重力に等しい力」として作用させる ことができるように翼の俯角を浅くしたり深くしたりと微妙に調節しながら、「その 揚力の垂直成分が重力に等しくなる角度」を維持することによって体全体が重力によ って下方に引き下げられるのを防止し、もって一点静止飛行状態を続けているものと 推測される。
ホ、またさらに、トビは、翼角（翼の前端）をハ・ニの状態からわずかに下げてその俯 角を大きくすれば「揚力の水平成分すなわち『推力』」を「抗力よりも大きい値」と することができるために、トビは、風に向かって前進することができるはずであり、 実際にそのような前進運動（風に向かって羽ばたくことなく前進する運動）を観察で きるものである。
５、なお、この時、トビが「普段の汎翔時には左右方向に広げている翼を縮め翼角を前方 に尖らせて翼全体を矢じり型の形状にしている」のは、
その飛行経験上体得したであろう意図としての
イ、「翼全体の前方投影面積」を縮小させ吹き付ける強風に対する空気抵抗を減少させ ることによって「体が後方に押し流される」のを防止する効果。
のみならず、
ロ、「翼角より外側の翼全体（翼角から風切り羽の後端までの部分）を縦長とすること によりそのアスペクト比を小さくすること」によって（アスペクト比の小さな翼はア スペクト比の大きな翼よりもその失速角度が大であり容易には失速しない流体特性を 有していることから）『この翼部分における失速の発生すなわち翼に作用する抗力の 急激な増大』を抑える効果。
を得る目的であると推測される。
その飛行経験上体得したであろう意図としての
イ、「翼全体の前方投影面積」を縮小させ吹き付ける強風に対する空気抵抗を減少させ ることによって「体が後方に押し流される」のを防止する効果。
のみならず、
ロ、「翼角より外側の翼全体（翼角から風切り羽の後端までの部分）を縦長とすること によりそのアスペクト比を小さくすること」によって（アスペクト比の小さな翼はア スペクト比の大きな翼よりもその失速角度が大であり容易には失速しない流体特性を 有していることから）『この翼部分における失速の発生すなわち翼に作用する抗力の 急激な増大』を抑える効果。
を得る目的であると推測される。
以上の「トビの飛行例」を『航空機の飛行例』に当てはめて考えてみた場合、
６、流体力学的には、「一定速度で吹き付ける強風中のその空中の一点で静止飛行するト ビの翼に作用する力学」は、「空気中を一定速度で水平飛行する航空機の翼に作用する 力学」と同一であるから、
７、この航空機の主翼３もしくは胴体２のいずれかの位置に
イ、「その揚力発生機能が『上記のトビの翼角より外側の翼全体（翼角から風切り羽の 後端までの部分）の揚力発生機能』に相当する翼型構造体１」としての『航空機の進 行方向に並行する断面としての翼型が翼弦線の上部にキャンバーとしての膨らみを有 する流線形形状でその翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に 装着されるアスペクト比の小さな翼型構造体１』。
を装着したとすると、
８、この航空機は、「回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航 空機の動力を原因とする推力」に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水 平成分としての推力』をも追加的に獲得することとなり、
イ、「回転するプロペラもしくはジエット噴射を動力源として生み出されている速度以 上の速度で飛行すること」が可能となる。
ロ、「回転するプロペラもしくはジエット噴射におけるその動力源の出力を下げても『 動力源における出力を下げないで生み出す速度』と同一の速度での飛行を継続するこ と」が可能となる。
ハ、すなわち、その「同一速度での飛行時」においては「その燃料消費を低減させ経済 効率の良い飛行を行なうこと」が可能となる。
等の利点を得ることが可能となる。
６、流体力学的には、「一定速度で吹き付ける強風中のその空中の一点で静止飛行するト ビの翼に作用する力学」は、「空気中を一定速度で水平飛行する航空機の翼に作用する 力学」と同一であるから、
７、この航空機の主翼３もしくは胴体２のいずれかの位置に
イ、「その揚力発生機能が『上記のトビの翼角より外側の翼全体（翼角から風切り羽の 後端までの部分）の揚力発生機能』に相当する翼型構造体１」としての『航空機の進 行方向に並行する断面としての翼型が翼弦線の上部にキャンバーとしての膨らみを有 する流線形形状でその翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に 装着されるアスペクト比の小さな翼型構造体１』。
を装着したとすると、
８、この航空機は、「回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航 空機の動力を原因とする推力」に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水 平成分としての推力』をも追加的に獲得することとなり、
イ、「回転するプロペラもしくはジエット噴射を動力源として生み出されている速度以 上の速度で飛行すること」が可能となる。
ロ、「回転するプロペラもしくはジエット噴射におけるその動力源の出力を下げても『 動力源における出力を下げないで生み出す速度』と同一の速度での飛行を継続するこ と」が可能となる。
ハ、すなわち、その「同一速度での飛行時」においては「その燃料消費を低減させ経済 効率の良い飛行を行なうこと」が可能となる。
等の利点を得ることが可能となる。
本願発明は、航空機の主翼３もしくは胴体２のいずれかの位置において「上記の７のイである翼型構造体１」を装着することにより「上記の８のイ・ロ・ハの利点」を得ることを課題とし目的とするものである。
後述の『実施例１』〜『実施例４』に詳述するように、
１、本願発明としての「航空機の主翼３もしくは胴体２のいずれかの位置に装着されてい る『航空機の進行方向に並行する断面としての翼型が翼弦線の上部にキャンバーとして の膨らみを有する流線形形状でその翼弦線が進行方向に対して俯角を成しているアスペ クト比の小さな翼型構造体１』」において、
２、この俯角をαとし揚力をＬとするならば、「この揚力Ｌの水平成分Ｔ＝Ｌｓｉｎα」 はこの翼型構造体１したがってまたこの航空機本体に対して「推力Ｔ」として作用する こととなり、
３、この「『推力Ｔ』の値」が「この翼型構造体１の全体に作用する『抗力Ｄ』の値より 大」であるならば、この航空機は、
イ、「Ｔ−Ｄの推進力」。
を得ることとなり、
ロ、上記の「『発明が解決しようとする課題』の８のイ・ロ・ハの利点」。
を得ることとなる。
１、本願発明としての「航空機の主翼３もしくは胴体２のいずれかの位置に装着されてい る『航空機の進行方向に並行する断面としての翼型が翼弦線の上部にキャンバーとして の膨らみを有する流線形形状でその翼弦線が進行方向に対して俯角を成しているアスペ クト比の小さな翼型構造体１』」において、
２、この俯角をαとし揚力をＬとするならば、「この揚力Ｌの水平成分Ｔ＝Ｌｓｉｎα」 はこの翼型構造体１したがってまたこの航空機本体に対して「推力Ｔ」として作用する こととなり、
３、この「『推力Ｔ』の値」が「この翼型構造体１の全体に作用する『抗力Ｄ』の値より 大」であるならば、この航空機は、
イ、「Ｔ−Ｄの推進力」。
を得ることとなり、
ロ、上記の「『発明が解決しようとする課題』の８のイ・ロ・ハの利点」。
を得ることとなる。
したがって、本願発明としての「航空機の主翼３もしくは胴体２のいずれかの位置に装着されている上記の『流線形形状でその翼弦線が進行方向に対して俯角αを成しているアスペクト比の小さな翼型構造体１』」は、
航空機において「上記の『発明が解決しようとする課題』の８のイ・ロ・ハの利点」を得ることを目的として発明された翼型構造体である。
航空機において「上記の『発明が解決しようとする課題』の８のイ・ロ・ハの利点」を得ることを目的として発明された翼型構造体である。
本願発明としての「航空機の主翼３もしくは胴体２のいずれかの位置に装着されている上記の『流線形形状でその翼弦線が進行方向に対して俯角αを成しているアスペクト比の小さな翼型構造体１』」を活用することにより、
この航空機は、「回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機本体の動力を原因とする推力」に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力Ｌを原因とする推力Ｔ＝Ｌｓｉｎα』をも獲得することができ、
イ、「回転するプロペラもしくはジエット噴射を動力源として生み出されている速度以上 の速度で飛行すること」が可能となる効果。
ロ、「回転するプロペラもしくはジエット噴射におけるその動力源の出力を下げても『動 力源における出力を下げないで生み出す速度』と同一の速度での飛行を継続すること」 が可能となる効果。
ハ、すなわち、その「同一速度での飛行時」においては「その燃料消費を低減させ経済効 率の良い飛行を行なうこと」が可能となる効果。
が得られるものである。
この航空機は、「回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機本体の動力を原因とする推力」に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力Ｌを原因とする推力Ｔ＝Ｌｓｉｎα』をも獲得することができ、
イ、「回転するプロペラもしくはジエット噴射を動力源として生み出されている速度以上 の速度で飛行すること」が可能となる効果。
ロ、「回転するプロペラもしくはジエット噴射におけるその動力源の出力を下げても『動 力源における出力を下げないで生み出す速度』と同一の速度での飛行を継続すること」 が可能となる効果。
ハ、すなわち、その「同一速度での飛行時」においては「その燃料消費を低減させ経済効 率の良い飛行を行なうこと」が可能となる効果。
が得られるものである。
「本願発明を具体的に実施するに際しての実施例」に関しては、以下の『実施例１』『実施例２』『実施例３』『実施例４』『実施例５』『実施例６』のとおりである。
本願発明における最も実用的な実施例は、『図２』『図３』『図４』に示すような「翼型構造体１を主翼３の上部に装着する方法」である。
すなわち、
１、「左右の主翼３の上部の位置」にそれぞれに「上方向への連結支柱４」を設け、この 連結支柱４の上端にそれぞれに「アスペクト比の小さな翼型構造体１」を装着する。
２、この翼型構造体１は、翼型構造体１の下面と主翼３の上面とが「双方の間を流れる気 流が乱気流状態となる等の流体力学的悪影響を生じない十分な距離」を隔てて装着され るものとする。
３、この翼型構造体１は、翼型構造体１と機体の胴体２とが「双方の間を流れる気流が乱 気流状態となる等の流体力学的悪影響を生じない十分な距離」を隔てて装着されるもの とする。
４、この翼型構造体１は、連結支柱４の上端に「水平方向に回転しうるヒンジ構造」をも って接続されているものとし、このヒンジ構造における回転軸５を回転中心としてその 俯角と迎角を自在に設定できるものとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
１、「左右の主翼３の上部の位置」にそれぞれに「上方向への連結支柱４」を設け、この 連結支柱４の上端にそれぞれに「アスペクト比の小さな翼型構造体１」を装着する。
２、この翼型構造体１は、翼型構造体１の下面と主翼３の上面とが「双方の間を流れる気 流が乱気流状態となる等の流体力学的悪影響を生じない十分な距離」を隔てて装着され るものとする。
３、この翼型構造体１は、翼型構造体１と機体の胴体２とが「双方の間を流れる気流が乱 気流状態となる等の流体力学的悪影響を生じない十分な距離」を隔てて装着されるもの とする。
４、この翼型構造体１は、連結支柱４の上端に「水平方向に回転しうるヒンジ構造」をも って接続されているものとし、このヒンジ構造における回転軸５を回転中心としてその 俯角と迎角を自在に設定できるものとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
５、すなわち、この翼型構造体１は、その小さなアスペクト比を生かして
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水平成 分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料低減飛行 すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水平成 分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料低減飛行 すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
本願発明における「実用的な実施例の一例」は、「翼型構造体１を主翼３の翼端に装着する方法」である。
すなわち、
１、左右の主翼３のそれぞれの翼端に「その回転軸心が機体の進行方向に直交しかつ水平 である軸受」を設け、この軸受に保持される回転軸の外側部分に「その翼弦線が機体進 行方向に並行するアスペクト比の小さな翼型構造体１」を装着する。
２、この翼型構造体１は、回転軸を回転中心としてその俯角と迎角を自在に設定できるも のとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
１、左右の主翼３のそれぞれの翼端に「その回転軸心が機体の進行方向に直交しかつ水平 である軸受」を設け、この軸受に保持される回転軸の外側部分に「その翼弦線が機体進 行方向に並行するアスペクト比の小さな翼型構造体１」を装着する。
２、この翼型構造体１は、回転軸を回転中心としてその俯角と迎角を自在に設定できるも のとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
３、すなわち、この翼型構造体１は、その小さなアスペクト比を生かして
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水平成 分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料低減飛行 すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水平成 分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料低減飛行 すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
本願発明における「実用的な実施例の一例」は、「翼型構造体１を機体の胴体２の上部に装着する方法」である。
すなわち、
１、機体の胴体２の部分に上方向への連結支柱４を設け、この連結支柱４の上端に「アス ペクト比の小さな翼型構造体１」を装着する。
２、この翼型構造体１は、翼型構造体１の下面と機体の胴体２の上面とが「双方の間を流 れる気流が乱気流状態等の流体力学的悪影響を生じない十分な距離」を隔てて装着され るものとする。
３、この翼型構造体１は、連結支柱４の上端に「水平方向に回転しうるヒンジ構造」をも って接続されているものとし、このヒンジ構造における回転軸５を回転中心としてその 俯角と迎角を自在に設定できるものとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
１、機体の胴体２の部分に上方向への連結支柱４を設け、この連結支柱４の上端に「アス ペクト比の小さな翼型構造体１」を装着する。
２、この翼型構造体１は、翼型構造体１の下面と機体の胴体２の上面とが「双方の間を流 れる気流が乱気流状態等の流体力学的悪影響を生じない十分な距離」を隔てて装着され るものとする。
３、この翼型構造体１は、連結支柱４の上端に「水平方向に回転しうるヒンジ構造」をも って接続されているものとし、このヒンジ構造における回転軸５を回転中心としてその 俯角と迎角を自在に設定できるものとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
４、すなわち、この翼型構造体１は、その小さなアスペクト比を生かして
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水平成 分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料低減飛行 すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水平成 分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料低減飛行 すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
本願発明における「実用的な実施例の一例」は、「翼型構造体１を胴体２の側面に装着する方法」である。
すなわち、
１、胴体２の左右の側面に「その回転軸心が機体の進行方向に直交しかつ水平である軸受 」を設け、この軸受に保持される回転軸の外側部分に「その翼弦線が機体進行方向に並 行するアスペクト比の小さな翼型構造体１」を装着する。
２、この翼型構造体１は、回転軸を回転中心としてその俯角と迎角を自在に設定できるも のとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
１、胴体２の左右の側面に「その回転軸心が機体の進行方向に直交しかつ水平である軸受 」を設け、この軸受に保持される回転軸の外側部分に「その翼弦線が機体進行方向に並 行するアスペクト比の小さな翼型構造体１」を装着する。
２、この翼型構造体１は、回転軸を回転中心としてその俯角と迎角を自在に設定できるも のとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
３、すなわち、この翼型構造体１は、その小さなアスペクト比を生かして
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水平成 分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料低減飛行 すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体１に発生する揚力の水平成 分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料低減飛行 すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
本願発明における「実用的な実施例の一例」は、「機体の胴体２の部分の全体を翼型構造体１とする方法」である。
すなわち、
１、「機体の胴体２の部分の全体」を「航空機の進行方向に並行する断面としての形状が 翼弦線の上部にキャンバーとしての膨らみを有する流線形形状でかつアスペクト比の小 さな翼型構造体１」とし、
イ、この翼型構造体１の左右方向部分にそれぞれ主翼３を設けるものとする。
ロ、この翼型構造体１の後方部分に水平尾翼および垂直尾翼を設けるものとする。
ハ、この翼型構造体１の前方部分に操縦席を設けるものとする。
ニ、この翼型構造体１の中央部分に客室や貨物室を設けるものとする。
２、主翼３は、左右の主翼３のそれぞれが「翼型構造体（胴体２）の適宜の前後位置に設 置された『その回転軸心が機体の進行方向に直交しかつ水平である軸受』に保持される 回転軸」によって翼型構造体（胴体２）に接続するものとする。
３、水平尾翼は、左右の水平尾翼のそれぞれが「翼型構造体（胴体２）の後方位置に設置 された『その回転軸心が機体の進行方向に直交しかつ水平である軸受』に保持される回 転軸」によって翼型構造体（胴体２）に接続するものとする。
４、垂直尾翼は、翼型構造体（胴体２）の後部に固定されていてもよい。
５、「主翼３の翼弦線と翼型構造体（胴体２）の翼弦線」は、回転軸を回転中心としてそ の相対的な俯角と迎角を自在に設定できるものとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
６、「水平尾翼の翼弦線と翼型構造体（胴体２）の翼弦線」は、回転軸を回転中心として その相対的な俯角と迎角を自在に設定できるものとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
７、すなわち、「機体の胴体２の部分の全体が流線形形状でアスペクト比の小さな翼型構 造体形状であるこの航空機」は、
イ、その連結部分としての上記の回転軸を回転中心として「胴体２の翼弦線と主翼３の 翼弦線の相対的な俯角と迎角の関係」を自在に設定できる。
ロ、その連結部分としての上記の回転軸を回転中心として「胴体２の翼弦線と水平尾翼 の翼弦線の相対的な俯角と迎角の関係」を自在に設定できる。
１、「機体の胴体２の部分の全体」を「航空機の進行方向に並行する断面としての形状が 翼弦線の上部にキャンバーとしての膨らみを有する流線形形状でかつアスペクト比の小 さな翼型構造体１」とし、
イ、この翼型構造体１の左右方向部分にそれぞれ主翼３を設けるものとする。
ロ、この翼型構造体１の後方部分に水平尾翼および垂直尾翼を設けるものとする。
ハ、この翼型構造体１の前方部分に操縦席を設けるものとする。
ニ、この翼型構造体１の中央部分に客室や貨物室を設けるものとする。
２、主翼３は、左右の主翼３のそれぞれが「翼型構造体（胴体２）の適宜の前後位置に設 置された『その回転軸心が機体の進行方向に直交しかつ水平である軸受』に保持される 回転軸」によって翼型構造体（胴体２）に接続するものとする。
３、水平尾翼は、左右の水平尾翼のそれぞれが「翼型構造体（胴体２）の後方位置に設置 された『その回転軸心が機体の進行方向に直交しかつ水平である軸受』に保持される回 転軸」によって翼型構造体（胴体２）に接続するものとする。
４、垂直尾翼は、翼型構造体（胴体２）の後部に固定されていてもよい。
５、「主翼３の翼弦線と翼型構造体（胴体２）の翼弦線」は、回転軸を回転中心としてそ の相対的な俯角と迎角を自在に設定できるものとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
６、「水平尾翼の翼弦線と翼型構造体（胴体２）の翼弦線」は、回転軸を回転中心として その相対的な俯角と迎角を自在に設定できるものとする。
また、「その俯角と迎角」は、操縦者の指定操作もしくは自動操作で自在に設定でき るものとし、かつ、固定的にも変動的にも設定できるものとする。
７、すなわち、「機体の胴体２の部分の全体が流線形形状でアスペクト比の小さな翼型構 造体形状であるこの航空機」は、
イ、その連結部分としての上記の回転軸を回転中心として「胴体２の翼弦線と主翼３の 翼弦線の相対的な俯角と迎角の関係」を自在に設定できる。
ロ、その連結部分としての上記の回転軸を回転中心として「胴体２の翼弦線と水平尾翼 の翼弦線の相対的な俯角と迎角の関係」を自在に設定できる。
８、したがって、「機体の胴体２の部分の全体が流線形形状でアスペクト比の小さな翼型 構造体形状であるこの航空機」は、その小さなアスペクト比を生かして
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体（胴体２）に発生する揚力 の水平成分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料 低減飛行すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
イ、離陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「揚力」を獲得することができ、もって「航空機の離陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
ロ、巡航飛行時においては、「機体の進行方向に対する相応の俯角」を取ることによっ て、
「その翼弦線が航空機の進行方向に対して俯角を成すように航空機に装着されてい るために『回転するプロペラもしくはジエット噴射によって形成されている航空機の 動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体（胴体２）に発生する揚力 の水平成分としての推力』をも追加的に獲得することができ、もって『航空機の燃料 低減飛行すなわち経済効率の良い飛行』を行なうことができる」ものである。
ハ、着陸時においては、「機体の進行方向に対する相応の大迎角」を取ることによって 大きな「抗力」を獲得することができ、もって「航空機の着陸行動」を最適ならしめ ることができるものである。
本願発明における「流線形形状でアスペクト比の小さな翼型構造体１」は、「空中」を飛行する航空機において実施され上記のような推力を発生させることにより、「航空機の燃料低減飛行すなわち経済効率の良い飛行」を可能とするものであるが、流体力学的にはその「推力発生の効果」は『水中』においても同様に成立するものである。
したがって、『実施例６』としては、以下の１〜４のような
「船舶の船底より下部に連結支柱を設けこの連結支柱の下端の位置に『流線形形状でアスペクト比の小さな翼型構造体』を水中航走体として装着する方法」
が実施されるものである。
「船舶の船底より下部に連結支柱を設けこの連結支柱の下端の位置に『流線形形状でアスペクト比の小さな翼型構造体』を水中航走体として装着する方法」
が実施されるものである。
すなわち、
１、船体の底部より下方向に連結支柱を設け、この連結支柱の下端に「流線形形状でアス ペクト比の小さな翼型構造体」を水中航走体として装着する。
２、この「翼型構造体形状からなる水中航走体」は、その水中航走体の上面と船体の底部 の下面とが「双方の間を流れる水流が乱流状態等の流体力学的悪影響を生じない十分な 距離」を隔てて装着されるものとする。
３、船舶は小型船舶を除き「通常航行時には定速航行を行ないかつ船体の前傾や後傾の体 勢にもほとんど変動のない状態で航行する」ものであるから、「翼型構造体形状からな る水中航走体の俯角」に関しては、その調整を行なう必要はない。
このため、この「翼型構造体形状からなる水中航走体」は連結支柱の下端において「 『巡航航行時においてその推力を最大とし抗力を最小とする所定の俯角』でもって固定 された状態」で装着されるものとする。
１、船体の底部より下方向に連結支柱を設け、この連結支柱の下端に「流線形形状でアス ペクト比の小さな翼型構造体」を水中航走体として装着する。
２、この「翼型構造体形状からなる水中航走体」は、その水中航走体の上面と船体の底部 の下面とが「双方の間を流れる水流が乱流状態等の流体力学的悪影響を生じない十分な 距離」を隔てて装着されるものとする。
３、船舶は小型船舶を除き「通常航行時には定速航行を行ないかつ船体の前傾や後傾の体 勢にもほとんど変動のない状態で航行する」ものであるから、「翼型構造体形状からな る水中航走体の俯角」に関しては、その調整を行なう必要はない。
このため、この「翼型構造体形状からなる水中航走体」は連結支柱の下端において「 『巡航航行時においてその推力を最大とし抗力を最小とする所定の俯角』でもって固定 された状態」で装着されるものとする。
４、すなわち、この「翼型構造体形状からなる水中航走体」は、その小さなアスペクト比 を生かして
イ、その巡航航行時において、
「その翼弦線が船舶本体の進行方向に対して俯角を成すように船舶本体に装着され ているために『回転するスクリュウもしくはジエット噴流によって形成されている船 舶本体の動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体形状からなる水中 航走体に発生する揚力の水平成分としての推力』をも追加的に獲得することができ、 もって『船舶本体の燃料低減航行すなわち経済効率の良い航行』を行なうことができ る」ものである。
イ、その巡航航行時において、
「その翼弦線が船舶本体の進行方向に対して俯角を成すように船舶本体に装着され ているために『回転するスクリュウもしくはジエット噴流によって形成されている船 舶本体の動力を原因とする推力』に加えてさらに『この翼型構造体形状からなる水中 航走体に発生する揚力の水平成分としての推力』をも追加的に獲得することができ、 もって『船舶本体の燃料低減航行すなわち経済効率の良い航行』を行なうことができ る」ものである。
なお、
１、「上記の『実施例１』〜『実施例５』の翼型構造体１」においては、いずれもそのア スペクト比が小さいために大きな「誘導抵抗」が発生するが、この誘導抵抗の発生を軽 減するために翼型構造体１の左右側面に「その上端が翼型構造体１の上翼面よりも高く その下端が翼型構造体１の下翼面よりも低い翼端仕切り板」を設け翼型構造体１の下面 から上面に向けての気流の移動を抑制もしくは阻止してもよい。
２、「上記の『実施例６』の翼型構造体形状からなる水中航走体」においては、そのアス ペクト比が小さいために大きな「誘導抵抗」が発生するが、この誘導抵抗の発生を軽減 するためにこの水中航走体の左右側面に「その上端が水中航走体の上翼面よりも高くそ の下端が水中航走体の下翼面よりも低い翼端仕切り板」を設け水中航走体の下面から上 面に向けての水流の移動を抑制もしくは阻止してもよい。
１、「上記の『実施例１』〜『実施例５』の翼型構造体１」においては、いずれもそのア スペクト比が小さいために大きな「誘導抵抗」が発生するが、この誘導抵抗の発生を軽 減するために翼型構造体１の左右側面に「その上端が翼型構造体１の上翼面よりも高く その下端が翼型構造体１の下翼面よりも低い翼端仕切り板」を設け翼型構造体１の下面 から上面に向けての気流の移動を抑制もしくは阻止してもよい。
２、「上記の『実施例６』の翼型構造体形状からなる水中航走体」においては、そのアス ペクト比が小さいために大きな「誘導抵抗」が発生するが、この誘導抵抗の発生を軽減 するためにこの水中航走体の左右側面に「その上端が水中航走体の上翼面よりも高くそ の下端が水中航走体の下翼面よりも低い翼端仕切り板」を設け水中航走体の下面から上 面に向けての水流の移動を抑制もしくは阻止してもよい。
本願発明の「翼型構造体」および「翼型構造体形状からなる水中航走体」は以上のような推力を発生する装置であるために、航空機分野および船舶分野におけるその産業上の利用可能性は十分に高いものである。
１は、翼型構造体。 ２は、航空機の胴体。 ３は、主翼。 ４は、連結支柱。
５は、連結部分のヒンジの回転軸。
５は、連結部分のヒンジの回転軸。
Claims (1)
- 「翼弦線の上面にキャンバーを有する翼型構造体において翼弦線が進行方向に対して俯角を成している時にこの翼型構造体にこの俯角に等しい前傾角度をもって作用する揚力のその進行方向に作用する成分を推力として利用する翼型構造体」で、
「航空機本体の主翼もしくは胴体の上部に突き出た連結支柱でその上端に回転軸心を水平方向とするヒンジ構造を有しそのヒンジ構造部分の回転角度の調節制御によって結合した翼型構造体の翼弦線の俯角の大小したがって推力の大小を自在かつ任意に調節制御する連結支柱」と当該のヒンジ構造部分において結合され当該の連結支柱との結合を介して航空機本体に装着されていることを特徴とする翼型構造体。
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| JP2016160883A JP6342959B2 (ja) | 2016-08-01 | 2016-08-01 | 揚力を推力に変換する翼型構造体 |
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| JP2016160883A JP6342959B2 (ja) | 2016-08-01 | 2016-08-01 | 揚力を推力に変換する翼型構造体 |
Publications (2)
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