JPH011696A - 航空機前進翼 - Google Patents
航空機前進翼Info
- Publication number
- JPH011696A JPH011696A JP62-156480A JP15648087A JPH011696A JP H011696 A JPH011696 A JP H011696A JP 15648087 A JP15648087 A JP 15648087A JP H011696 A JPH011696 A JP H011696A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- shock wave
- wing
- aircraft
- swept
- trailing edge
- Prior art date
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- Granted
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- 230000035939 shock Effects 0.000 description 21
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
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- 235000021170 buffet Nutrition 0.000 description 2
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- 241000272517 Anseriformes Species 0.000 description 1
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は航空機（無人機を含む）の前進翼に関する。
従来の航空機の前進翼１０１の翼根形状は第２図に示す
ように一定の変化率で即ち直線状にその翼弦長Ｓが変化
するものが一般的である。
ように一定の変化率で即ち直線状にその翼弦長Ｓが変化
するものが一般的である。
上記従来の前進翼には次の不具合があった。
すなわら、遷音速、超音速地行時には前進九では、外翼
部における流れの圧縮効果と内翼における流れの境界条
件の効果とが重なりあい、内翼部において通常、前進角
の浅い（あるいは無い）衝撃波１０３を生ずる。この衝
撃波の強さは衝撃波の前進角が浅いために比較的強いも
のとなるのが一般的であり、これは、 α）衝撃波による運動量損失からくる造波抵抗の増大 ■ 強い衝撃波による圧力上昇によって引き起こされる
境界層の衝撃波剥離１０５ （５ｈｏｃｋ−Ｉｎｄｕｃ
ｅｄ ５ｅｐａｒａｔｉｏｎ ）と、それに伴なう抵抗
増大、揚力減少、バフエツト 等を引き起こし、航空機（無人機を含む）の性能に惑影
響をおよぼす。
部における流れの圧縮効果と内翼における流れの境界条
件の効果とが重なりあい、内翼部において通常、前進角
の浅い（あるいは無い）衝撃波１０３を生ずる。この衝
撃波の強さは衝撃波の前進角が浅いために比較的強いも
のとなるのが一般的であり、これは、 α）衝撃波による運動量損失からくる造波抵抗の増大 ■ 強い衝撃波による圧力上昇によって引き起こされる
境界層の衝撃波剥離１０５ （５ｈｏｃｋ−Ｉｎｄｕｃ
ｅｄ ５ｅｐａｒａｔｉｏｎ ）と、それに伴なう抵抗
増大、揚力減少、バフエツト 等を引き起こし、航空機（無人機を含む）の性能に惑影
響をおよぼす。
本発明は上記問題点解決の手段として、機体中心に近づ
くに従って翼弦長が逓倍的に長（なる翼根後縁を有する
ことを特徴とする航空機前進翼を提供しようとするもの
である。
くに従って翼弦長が逓倍的に長（なる翼根後縁を有する
ことを特徴とする航空機前進翼を提供しようとするもの
である。
本発明は上記のように構成するので次の作用を有する。
すなわち、翼根後縁部の翼弦長が機体中心に近づ（に従
って逓倍的に長くなるので興根部に生じる衝撃波の前進
角が大きくなり、それに伴ない衝撃波の強さはより弱い
ものとなる。これによ−リ、 ■ 衝ｓｖによる運動量損失の減少と、それに伴なう造
波抵抗の減少 （り 衝撃波による圧力上昇が小さくなることによる境
界層の衝撃波剥離の防止とそれに伴なう抵抗減少、揚力
増大、バフエツト防止等の作用が果たされ、航空機（無
人機を含む）の性能が向上する。
って逓倍的に長くなるので興根部に生じる衝撃波の前進
角が大きくなり、それに伴ない衝撃波の強さはより弱い
ものとなる。これによ−リ、 ■ 衝ｓｖによる運動量損失の減少と、それに伴なう造
波抵抗の減少 （り 衝撃波による圧力上昇が小さくなることによる境
界層の衝撃波剥離の防止とそれに伴なう抵抗減少、揚力
増大、バフエツト防止等の作用が果たされ、航空機（無
人機を含む）の性能が向上する。
本発明の一実施例について第１図により説明する。
図は一枚の前進翼（前進角を有する難）を上から見たも
ので、前進Ｒ１の前＠２は前進角θを有しかつ、翼根後
縁４が機体中心に近づくに従って逓倍的（加速度的）に
長くなるように構成されている。
ので、前進Ｒ１の前＠２は前進角θを有しかつ、翼根後
縁４が機体中心に近づくに従って逓倍的（加速度的）に
長くなるように構成されている。
従って、たとえば翼弦長Ｓ２は同Ｓ、より、それが機体
中心に近づいた割合より長い関係にあり、衝撃波３はた
とえば従来の、カーブした、かつ機体中心線近傍では殆
ど前進角を持たない衝撃波１０３を適正に補正して、図
のように充分な前進角αを持つことになるので、流れの
向きに垂直な同一断面に音のエネルギーが蓄積されると
いう好ましくない状態が回避され、衝撃波３は充分に弱
いものになる。従って従来のような衝撃波１０３による
造波抵抗は減少し、衝撃波剥離も抑制される。
中心に近づいた割合より長い関係にあり、衝撃波３はた
とえば従来の、カーブした、かつ機体中心線近傍では殆
ど前進角を持たない衝撃波１０３を適正に補正して、図
のように充分な前進角αを持つことになるので、流れの
向きに垂直な同一断面に音のエネルギーが蓄積されると
いう好ましくない状態が回避され、衝撃波３は充分に弱
いものになる。従って従来のような衝撃波１０３による
造波抵抗は減少し、衝撃波剥離も抑制される。
第３図は従来例の前進翼１０１と本発りＪの実施例の前
進翼１との翼根近傍断面における圧力分布等の比較図で
ある。前進翼１の翼根後縁は機体中心に近づくに従って
逓倍的に翼弦長が長くなるのでその分、従来例に比し、
後納が延長される。図中ではその部分を「後縁延長」と
呼んでいる。
進翼１との翼根近傍断面における圧力分布等の比較図で
ある。前進翼１の翼根後縁は機体中心に近づくに従って
逓倍的に翼弦長が長くなるのでその分、従来例に比し、
後納が延長される。図中ではその部分を「後縁延長」と
呼んでいる。
図より明らかなように衝撃波剥離の生じない前進翼１で
は翼上面圧力分布面積が大きくなり大きな揚力を創出し
ていること等が分る。
は翼上面圧力分布面積が大きくなり大きな揚力を創出し
ていること等が分る。
なお、本発明の適用される前進翼は主翼に限定されるも
のではなく、水平尾翼、垂直尾翼。
のではなく、水平尾翼、垂直尾翼。
カナード等何れが対象となってもよい。
又、翼根後縁が逓倍的に長くなる範囲には逓倍率の定ま
ったもの、そうでないもの何れも含まれ、たとえば直線
上後縁から成る変１点（大きな曲率の）をもって翼根後
縁が機体中心に向ってスタートし、スタート後は機体中
心に至る迄、逓倍率がＩ Ｎ＋Ｊち、直線の場合も含む
ものとする。その場合は後縁の巨視的平面形状は略折線
となる。
ったもの、そうでないもの何れも含まれ、たとえば直線
上後縁から成る変１点（大きな曲率の）をもって翼根後
縁が機体中心に向ってスタートし、スタート後は機体中
心に至る迄、逓倍率がＩ Ｎ＋Ｊち、直線の場合も含む
ものとする。その場合は後縁の巨視的平面形状は略折線
となる。
この発明は次のような効果を有する。すなわち、！ｌＫ
根部に生じる衝撃波の前進角が確保されそれに伴ない衝
撃波の強さが弱いものとなることにより、 ■ 衝撃波による運動量損失の減少と、それに、 伴
なう造波抵抗の減少が果される。
根部に生じる衝撃波の前進角が確保されそれに伴ない衝
撃波の強さが弱いものとなることにより、 ■ 衝撃波による運動量損失の減少と、それに、 伴
なう造波抵抗の減少が果される。
■ 衝撃波による圧力上昇が小さ（なることによる境界
層の衝ＳＶ剥離の防止とそれに伴なう抵抗減少、揚力増
大、バフエツト防止等が果される。
層の衝ＳＶ剥離の防止とそれに伴なう抵抗減少、揚力増
大、バフエツト防止等が果される。
第１図は本発明の一実施例の平面図、第２図は従来例の
平面図、第３図は従来例と実施例の前進翼の翼断面上の
流れパターンと放断田１上圧力分布の一例を比較して示
した図（翼のある翼幅方向位置での断面に対応させて示
す）である。 ｌ・・・前進翼、２・−・前縁、３・・・衝撃波、４・
・・集機後縁。 代理人 弁理士 坂 間 暁 外２名倒沖し沫（
号烏う 扇１区 篇ｆｌ−東り′塊い創 第２閃
平面図、第３図は従来例と実施例の前進翼の翼断面上の
流れパターンと放断田１上圧力分布の一例を比較して示
した図（翼のある翼幅方向位置での断面に対応させて示
す）である。 ｌ・・・前進翼、２・−・前縁、３・・・衝撃波、４・
・・集機後縁。 代理人 弁理士 坂 間 暁 外２名倒沖し沫（
号烏う 扇１区 篇ｆｌ−東り′塊い創 第２閃
Claims (1)
- 機体中心に近づくに従って翼弦長が逓倍的に長くなる翼
根後縁を有することを特徴とする航空機前進翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62156480A JPH0774036B2 (ja) | 1987-06-25 | 1987-06-25 | 航空機前進翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62156480A JPH0774036B2 (ja) | 1987-06-25 | 1987-06-25 | 航空機前進翼 |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH011696A true JPH011696A (ja) | 1989-01-06 |
| JPS641696A JPS641696A (en) | 1989-01-06 |
| JPH0774036B2 JPH0774036B2 (ja) | 1995-08-09 |
Family
ID=15628677
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62156480A Expired - Lifetime JPH0774036B2 (ja) | 1987-06-25 | 1987-06-25 | 航空機前進翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0774036B2 (ja) |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5938198A (ja) * | 1982-08-25 | 1984-03-01 | 富士重工業株式会社 | 可変前進翼機 |
-
1987
- 1987-06-25 JP JP62156480A patent/JPH0774036B2/ja not_active Expired - Lifetime
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