JPH04108095A - 航空機 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野］ 本発明は、航空機の主翼及び尾翼等の翼端渦の防止手段
を備えた航空機に関する。

〔従来の技術〕

従来の航空機は、第１７．１８図に示すように航空機２
６′の主翼ｌの端部に端板２５（ウィングレットと称す
る端板をとりつける場合もある）を主翼ｌの上方、下方
、上・下両方のいずれかにとりつけていた。

なお、図は上・下両方の端板２５を示し、２は胴体、３
はエンジンである。

〔発明が解決しようとする課題〕

上記従来の航空機には解決すべき次の課題があった。

即ち、航空機２６′に揚力（航空機２６′に作用する上
向きの空気力をいい、主として、航空機２６′の主翼１
により発生する）が作用すると、航空機２６′の後方か
ら見た第１６図に示すように主翼ｌの端部で主翼１の下
面から上面に向かう翼端渦２４が発生し、この翼端渦２
４によって主翼ｌの抵抗が増加する。

このように揚力が発生することにより生ずる抵抗を誘導
抵抗といい、揚力が大きい程、この誘導抵抗は大きく、
主翼幅（主翼１の左右翼端間の幅）が小さい程、この誘
導抵抗は大きい、この誘導抵抗は揚力があれば必ず存在
するので、航空機２６′が飛行している限り必ず存在す
ることとなる。

この誘導抵抗を減少するため、従来は第１７．１８図に
示すように、主翼ｌの両端部に端板２５を装着して、主
翼ｌの端部の流れを変えて、効果を上げている。この他
に、ウィングレットと称する端板２５の一種であるが、
断面が単なる平板ではなく断面が翼型を有するものも最
近はあられれており、主翼ｌの上方、下方、上下方のい
ずれかに装着されている。

しかし、このような大きな端板２５を装着すると航空１
１２６’が巡航中の場合には、この端板に作用する摩擦
力が抵抗として作用し、端板２５による誘導抵抗の減少
分よりも太き（なり、結果として、抵抗が増加してしま
うという不具合がある。

この発明は、従来の航空機が有する以上の問題点を解消
し、あらゆる飛行範囲において航空１１２６の抵抗を減
少できる装置を有する航空機を提供することを目的とす
る。

〔課題を解決するための手段〕

本発明は上記課題の解決手段として、前後方向に見た航
空機の翼端に、上方、側方、下方を含む全範囲のうちの
所要の方向にむかって所要の前後幅を有するガス流を吹
出し可能に設けられた隙間と、同隙間から高速のガス流
を吹出すガス吹出し手段とを具備してなることを特徴と
する航空機を提供しようとするものである。

〔作用〕

本発明は上記のよ−うに構成されるので次の作用を有す
る。

即ち、前後方向に見た航空機の翼端から、上方、側方、
下方を含む全範囲のうちの所要の方向にむかって、前後
幅を有する高速ガス流をガス吹出し手段によって吹出す
と、その前後幅にわたって高速のガスカーテン（高圧ジ
ェットシート）が形成され、翼端渦の形成を阻む、この
結果、誘導抵抗が減少する。また、大きな翼端板を必要
としないので、空気との摩擦抵抗が減り、結果として航
空機の飛行抵抗が小さくなる。

【実施例〕

本発明の第１〜第７寞施例を第１図〜第１４図により説
明する。なお、従来ないしは先の実施例と同様の構成部
材には同符号を付し、説明を省略する。また、第１〜第
５実施例までは従来例の第１７、第１８図の場合と同様
、先の図を平面図、後の図を後方から見た断面図として
、それぞれ２つの図を用いている。これについては冗長
を避けるため、その郁崖の図の説明は省略する。第１１
図は実施例の操作を含む作動のブロック図で第１〜第５
実施例に共通して適用される。

先ず本発明の第１実施例を第１．２図を参照しながら説
明する。

両図において、航空機２６の主翼１の端部には小端板１
０が設けられている。小端板１０は従来の端板２５に比
して、上下の寸度は非常に小さく、主として後述する高
圧ガス吹出しの方向を決めることと、吹出しの効果を高
める役目を果たす、主ＩＩ端と小端板ｌＯとの間にはス
リット９が設けられており、エンジン３からはバルブ７
を介して設けられた高圧ガス配管Ｂがスリット９に開口
している。

次に上記構成の作用について説明する。飛行の際はバル
ブ７を開き、高圧ガスを導いてスリット９から吹出し１
１を行い第２図に示すように上下両方向にエアカーテン
を形成して、翼端渦の形成を阻み従来の端Ｆｉ２５と同
様な効果を得る。第１．２図は吹出し１１が主翼１の上
方および下方に対してなされているが、吹出し１１が上
方または下方のいずれかの場合であってもよい、但し、
上方または下方のみの場合、両方の場合に比して効果の
減少することはいなめない。

高圧ガスの放出操作はパイロット４がスイッチ５を操作
することにより、電気信号が配線６を通ってバルブ７に
伝達され、バルブ７が開となって、エンジン３で製造さ
れた高圧ガスが高圧ガス配管８を経由して、スリット９
から吹出し１１が行われる。これらの作動ブロック図を
第１１図に示す。

以上の通り、本実施例によれば小端板１０の上下方向の
大きさは小さいにも拘らず、それに当って形成される吹
出し１１、即ちエアカーテンによって翼端渦の主翼ｌ上
方への巻き込みを阻むので、結果として、翼端渦形成が
抑制され、飛行抵抗が低減する。一方、小端板１０の飛
行方向の射影面積は従来例に較べて小さく、それによる
飛行抵抗も小さい。

次に本発明の第２実施例を第３．４図を参照しながら説
明する。

両図において航空機２Ｇの主ＩＩの端部に翼端整形片１
２が図示のように設けられている。翼端整形片１２は従
来の端板２５に比して、寸度は非常に小さくかつ、機体
側が図に示すように斜面をなし、主として高圧ガス吹出
しの方向を決めることと、吹出しの効果を高める役目を
果たす、主翼１端と翼端整形片１２との間にはスリット
１４が設けられている。その他の構成は第１実施例と同
様である。

第２実施例の場合は、高圧ガス配管８から高圧ガスが噴
出されると、翼端整形片１２の形状から吹出し１３が斜
め上方および斜め下方になされるので翼端渦抑制効果が
一層、高まるという利点がある。

なお、吹出し１３は斜め上方または斜め下方のいずれか
の場合であってもよい、但し、斜め上方または斜め下方
のみの場合、両方の場合に比して効果の減少することは
いなめない、また吹出し１３の斜め上方、斜め下方の角
度は直上、直下近傍迄を含めて、いずれの角度でもよい
。

高圧ガス放出機作等は第１実施例と同様である。

次に本発明の第３実施例を第５．６図を参照しながら説
明する。

本実施例は第２実施例の翼端整形片１２に対応する小端
板１５が、翼端整形片１２の場合は実質材で作られてい
るのに対し、図示のように板体で作られている以外は第
２実施例と同様である。即ち、スリット１６からの吹出
し１７の作用、効果も第２実施例と同等に得られる。

次に本発明の第４実施例を第７．８図を参照しながら説
明する。

本実施例は、第３実施例の小端板１５に対応する小端板
１８が小端板１５と左右逆向きに構成されている他は第
３実施例と同様である。

本実施例の場合は第８図に示すように高圧ガス配管８か
ら高圧ガスを噴出させるとスリット１９がら第３実施例
の場合とは逆向きの斜め上、下方に吹出し２０が形成さ
れる。その他の操作方法、作用、効果等については第３
実施例と同様である。

次に本発明の第５実施例を第９，１０図を参照しながら
説明する。

両図において、主翼ｌの端部に小円柱２１が設けられて
いる。小円柱２１は従来の端板２５に比して寸度は非常
に小さく、主として高圧ガス吹出しの方向を決めること
と吹出しの効果を高める役目を果たす、主翼１の上面の
外板と小円柱２１の外周上面との間にはスリット２２が
設けられている。その他の構成は第４実施例等と同様で
ある。エンジン３からバルブ７、高圧ガス配管８を経由
して、高圧ガスを導くと、スリット２２がら吹出し２３
が噴出され、エアカーテンを形成して、従来の端板２５
と同様な効果を得る。第９．１０図は吹出し２３が斜め
下方になされている例を示しているが小円柱２１の取付
位置を変えて吹出し２３を斜め上方に出してもよいし、
斜め方向であれば、いずれの方向に吹出し２３を行って
もよい、操作、作動等は第４実施例等ト同しく、第１１
図に示すプロセスによる。

次に本発明の第６実施例を第１２図により説明する。

第１２図は本実施例の図で、（ａ）は模式的平面図、（
ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ矢視断面図である。

図において翼端部１ａには、エンジン抽気排出用の隙間
３１が設けられている。隙間３１から排出する高圧空気
は、外部に高圧ジェットシート３２を形成する。

この高圧ジェットシート３２は主翼１の上下面の流れを
分離するため、翼端渦の発生を減少させるとともに、発
生した翼端渦を外方に押し出す効果を有し、誘導抵抗減
少に寄与する。なお、図中、７ａは流量コントローラで
ある。

次に本発明の第７実施例を第１３図を参照しながら説明
する。

第１３図は本実施例の平面図で、図において３３は航空
機の水平尾翼であり、その翼端部３３ａには、第６実施
例の隙間３１に対応する隙間が設けられている。

この隙間から排出する高圧空気は、エンジン３ａから抽
気ダクト８ａ及び流量コントローラ７ａを介して導かれ
、外部に高圧ジェットシート３２ａを形成する。

二の高圧ジェットシート３２８は水平尾翼３３の上れ 下面の流氷を分離するため、翼端渦の発生を減少させる
とともに発生した翼端渦を外方に押し出す効果を有し、
誘導抵抗減少に寄与する。

次に上記第６、第７実施例の効果を、第１４図により主
翼１の例で説明する。なお図は航空機を前後方向に見た
場合の片側の図である。

図において（ａ）は高圧ジェット吹出しの無い例、即ち
、従来例の場合で、主翼１上にむかって翼端渦２４が大
きく形成されている。これに対し、高圧ジェット吹出し
のあるたとえば第６実施例に当る（ｂ）では翼端から排
出される高圧ジェットシート３２により、翼端渦２４の
巻き上がりを防止すると共に、翼幅方向外側に、翼端渦
２４を移動させる。この効果は第７実施例についても同
様である。即ち、これをまとめると次の欅になる。

（１）翼端渦巻き上がり防止 （２）翼端渦の外側への移動 （３）主翼翼幅の実質的な増加 その結果、航空機翼の翼端渦に原因する誘導抵抗が減少
し、航空機運用において燃料費の節約につながる。

以上の通り、第１〜第７実施例によれば前後方向に見た
航空機の翼端に、上方、何方、下方のあらゆる方向にむ
かって高速空気の吹出しを行なう機体が得られるので翼
端渦が抑制され誘導抵抗が減少するという利点がある。

また、機体の表面積の増加を伴わないため誘導抵抗の減
少にも拘らず摩擦抵抗が増えることがないという利点が
ある。

また空力荷重を受ける格別の要素がないため、それを支
える構造上の強度対策を要しないという利点がある。

（発明の効果〕 本発明は上記のように構成されるので次の効果を有する
。

即ち、前後幅を有する高速ガス流を翼端から吹出すこと
により、翼端渦を抑制して誘導抵抗の小さい航空機が得
られる。

また、翼端板を必要としないか、用いても掻く小型の翼
端板で目的を達成できるので、摩擦抵抗の小さい航空機
が得られる。

また、翼端板を用いない場合には、ｆｆ擦低抵抗一層小
さくなるため、強度上及び重量対策上著しく有利な航空
機が得られる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１実施例に係る平面図、第２図は本
発明の第１実施例を後方から見た断面図、第３図は本発
明の第２実施例に係る平面図、第４図は本発明の第２実
施例を後方から見た断面図、第５図は本発明の第３実施
例に係る平面図、第６図は本発明の第３実施例を後方か
ら見た断面図、第７図は本発明の第４実施例に係る平面
図、第８図は本発明の第４実施例を後方から見た断面図
、第９図は本発明の第５実施例に係る平面図、第１０図
は本発明の第５実施例を後方から見た断面図、第１１図
は上記第１〜第５実施例に係る作動ブロック図、第１２
図は本発明の第６実施例に係る図で（ａ）は模式的平面
図、（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ矢視断面図、第１３図は本
発明の第７実施例に係る平面図、第１４図は機体片側を
前後方向に見た上記第６、第７実施例の効果の説明図で
、（ａ）は高圧ジェット吹出しなしの場合、（ｂ）は高
圧ジェット吹出し有の場合の各図、第１５図は一般の航
空機の平面図、第１６図は第１５図の航空機を後方から
見た図で翼端渦の発生を説明した図、第１７図は従来例
の平面図、第１８図は第１７図の従来例を後方から見た
図である。 ｌ・・・主翼、　　　　　　２・・・胴体３　３ａ・・
・エンジン　　４・・パイロット５・・スイッチ　　　
　６・配線 ７・・・バルブ、　　　　　　７ａ・流量コントローラ
８・・・高圧ガス配管、　　８ａ・・油気ダクト９・・
スリット　　　　　１０・小端板１１・・・吹出し、１
２・翼端整形片 １３・・吹出し、１４・・・スリット １５・小端板、１６　　スリット １７・・・吹出し、１８・・・小端板 １９・スリット、　　　　　２０　　吹出し２１・・・
小円柱、２２・・・スリ、ト２３・・・吹出し、２６　
　航空機。 代　理　人　　弁理士　坂　間　　暁　外２名第１図 第２図 第５図 第６図 第３図 第４図 第７図 第８図 第９図 箔１０図 第１３図 第１２図 （α） 第１４図 （α） 高圧シ゛１ット叩七七Ｕ′無 （ｂ） 高Ｉ王シ゛エットロ災出し有 第１５図 第１６図 第１７図 第１８図 を更信号

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 前後方向に見た航空機の翼端に、上方、側方、下方を含
   む全範囲のうちの所要の方向にむかって所要の前後幅を
   有するガス流を吹出し可能に設けられた隙間と、同隙間
   から高速のガス流を吹出すガス吹出し手段とを具備して
   なることを特徴とする航空機。