JPH0478793A - 航空機 - Google Patents
航空機Info
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- JPH0478793A JPH0478793A JP18939290A JP18939290A JPH0478793A JP H0478793 A JPH0478793 A JP H0478793A JP 18939290 A JP18939290 A JP 18939290A JP 18939290 A JP18939290 A JP 18939290A JP H0478793 A JPH0478793 A JP H0478793A
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- Japan
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- flap
- partition
- aircraft
- rudder
- aileron
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- 238000005192 partition Methods 0.000 claims abstract description 34
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000000638 solvent extraction Methods 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、縦安定又は舵面の効きを向上させるようにし
た航空機に関する。
た航空機に関する。
1「
第8図ないし第井図に示すように、従来航空機1の主翼
2にはフラップ3、エルロン4が、水平尾翼6にはエレ
ベータ7が、垂直尾翼8にはラダー9が舵面として設け
られている(本明細書では、フラップ、エルロン、エレ
ベータ、ラダー 等ヲ総称して舵面という)が、これら
舵面の端部近傍には端板等が設けられていなかった。
2にはフラップ3、エルロン4が、水平尾翼6にはエレ
ベータ7が、垂直尾翼8にはラダー9が舵面として設け
られている(本明細書では、フラップ、エルロン、エレ
ベータ、ラダー 等ヲ総称して舵面という)が、これら
舵面の端部近傍には端板等が設けられていなかった。
従来の航空機lの主翼2には、高揚力装置としてのフラ
ップ3と横操縦装置としてのエルロン4とが通常、隣合
せになって設置されており、お互いに相互干渉して他に
影響を及ぼし合い、それぞれの効きを悪化していた。
ップ3と横操縦装置としてのエルロン4とが通常、隣合
せになって設置されており、お互いに相互干渉して他に
影響を及ぼし合い、それぞれの効きを悪化していた。
また、フラップ3が舵角をとっていない時のエルロン4
、水平尾翼6に設置されているエレベータ7又は垂直圧
[8に設置されているラダー9等の舵面を操舵しても、
第13図に示すように、これらの舵面としての小翼面2
8まわりの流れが上下に分れる三次元的な流れ25とな
るため、舵面の効きは二次元的な流れにおける効きより
も悪化するという一般的な性質がある。
、水平尾翼6に設置されているエレベータ7又は垂直圧
[8に設置されているラダー9等の舵面を操舵しても、
第13図に示すように、これらの舵面としての小翼面2
8まわりの流れが上下に分れる三次元的な流れ25とな
るため、舵面の効きは二次元的な流れにおける効きより
も悪化するという一般的な性質がある。
また、第12図に示すように、フラップ下げ15の状態
にすると、フラップ3の外側の端部から渦23が発生し
、第9図に示すように、その後方に大きな渦列24を形
成して、フラップ3の後方に位置している水平尾翼6ま
わりの流れに悪影響を及ぼし、航空機1の縦方向(航空
機の機首を上下にふる方向)の安定性を評価する迎角2
1(第8図に示すように気流20と航空機1とのなす角
度)と縦揺れモーメント22(航空機の機首を上下にふ
る方向のモーメント)との関係に大きなインパクトを与
え、ある迎角21においては、第4図の実線で示すよう
なうねりを生じ、縦不安定(第4図では曲線が右下がり
の状態が安定を示し、右上りの状態は不安定を示す)と
なり、航空機1の飛行特性の劣化をもたらすことがある
。このような状態での航空機lの飛行は安全上大問題と
なり、パイロットの作業負担は大変増大し、危険、リス
クも増加する。
にすると、フラップ3の外側の端部から渦23が発生し
、第9図に示すように、その後方に大きな渦列24を形
成して、フラップ3の後方に位置している水平尾翼6ま
わりの流れに悪影響を及ぼし、航空機1の縦方向(航空
機の機首を上下にふる方向)の安定性を評価する迎角2
1(第8図に示すように気流20と航空機1とのなす角
度)と縦揺れモーメント22(航空機の機首を上下にふ
る方向のモーメント)との関係に大きなインパクトを与
え、ある迎角21においては、第4図の実線で示すよう
なうねりを生じ、縦不安定(第4図では曲線が右下がり
の状態が安定を示し、右上りの状態は不安定を示す)と
なり、航空機1の飛行特性の劣化をもたらすことがある
。このような状態での航空機lの飛行は安全上大問題と
なり、パイロットの作業負担は大変増大し、危険、リス
クも増加する。
本発明は、従来の舵面が有する以上のような問題点を解
消させ、舵面としての高揚力装置のフラップ又は操縦舵
面のエルロン、エレベータ、ラダー等の効きがよく、か
つ高揚力装置のフラップを下げた時の縦方向の安定性を
安定な状態にして、パイロットが安全かつ容易に操縦で
きる航空機を提供することを目的とする。
消させ、舵面としての高揚力装置のフラップ又は操縦舵
面のエルロン、エレベータ、ラダー等の効きがよく、か
つ高揚力装置のフラップを下げた時の縦方向の安定性を
安定な状態にして、パイロットが安全かつ容易に操縦で
き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〕
本発明の航空機は、翼に設けられた舵面の端部近傍に、
気流の上流側から下流側へ延びる仕切りを設けた。
気流の上流側から下流側へ延びる仕切りを設けた。
本発明は、高揚力装置のフラップ又は操縦舵面のエルロ
ン、エレベータ、ラダー等の舵面の端部近傍に気流の上
流側から下流側へ延びる仕切りを設けたことによって、
仕切りのない時には三次元的な流れになっていたものを
、仕切りを設置することにより二次元的な流れにして舵
面の効きをよくし、また、この仕切りにより、流れ出る
渦を小さくし、又はその方向を変えることにより、後方
に位置している航空機の構成要素に対する悪影響が避け
られる。
ン、エレベータ、ラダー等の舵面の端部近傍に気流の上
流側から下流側へ延びる仕切りを設けたことによって、
仕切りのない時には三次元的な流れになっていたものを
、仕切りを設置することにより二次元的な流れにして舵
面の効きをよくし、また、この仕切りにより、流れ出る
渦を小さくし、又はその方向を変えることにより、後方
に位置している航空機の構成要素に対する悪影響が避け
られる。
本発明の第1の実施例を第1図ないし第3図によって説
明する。
明する。
主翼2の後方の部分の翼端側にはエルロン4が設けられ
、同エルロン4の翼根側に胴体5付近まで延びるフラッ
プ3が並んで設けられている。
、同エルロン4の翼根側に胴体5付近まで延びるフラッ
プ3が並んで設けられている。
前記フラップ3の両端に、はぼ鉛直方向に、かつ、気流
(機軸)に平行に上流側から下流側へ延びるよう配置さ
れた仕切り10を直接フラップ3の表面に、仕切り取付
具11(ネジ、ボルトナツト、接着等)で装着する。同
仕切り10は、フラップ3のセットとして動く範囲で主
[2の本体と胴体5にぶつからないようにして、上方、
下方及び後方に十分大きな寸度とする(例えば、フラッ
プ3の表面から上方および下方へおよそ主翼2の厚さ分
だけ延び、フラップ3の後縁からおよそフラップ3の弦
長分だけ後方へ延びる大きさとする)。
(機軸)に平行に上流側から下流側へ延びるよう配置さ
れた仕切り10を直接フラップ3の表面に、仕切り取付
具11(ネジ、ボルトナツト、接着等)で装着する。同
仕切り10は、フラップ3のセットとして動く範囲で主
[2の本体と胴体5にぶつからないようにして、上方、
下方及び後方に十分大きな寸度とする(例えば、フラッ
プ3の表面から上方および下方へおよそ主翼2の厚さ分
だけ延び、フラップ3の後縁からおよそフラップ3の弦
長分だけ後方へ延びる大きさとする)。
以上の構成をもつ本実施例では、第14図に示すような
気流20を小翼面28のまわりで二次元的な流畿 れ27にする端部2Gの機能を仕切り10が果たすので
、フラップ3の効きがよくなる。また、フラップ3の外
端から発生する渦も小さな渦列12となり、これによっ
て、航空機lの縦方向の安定も、第4図の破線で示すよ
うなN揺れモーメント特性となり、安定性を保持するこ
とができる。
気流20を小翼面28のまわりで二次元的な流畿 れ27にする端部2Gの機能を仕切り10が果たすので
、フラップ3の効きがよくなる。また、フラップ3の外
端から発生する渦も小さな渦列12となり、これによっ
て、航空機lの縦方向の安定も、第4図の破線で示すよ
うなN揺れモーメント特性となり、安定性を保持するこ
とができる。
なお本実施例はフラップ3に仕切り10を設けているが
、同様の仕切りをエルロン、エレベータ、ラダーにも適
用することができ、それらの効きを増加することができ
る。
、同様の仕切りをエルロン、エレベータ、ラダーにも適
用することができ、それらの効きを増加することができ
る。
本発明の第2の実施例を第5図によって説明する。
本実施例は、前記の第1の実施例のフラップ3の外側の
仕切り10の後部を外側に曲げるようにしたものである
。仕切り13のフラップ3への装着、仕切り13の寸度
等は前記第1の実施例における仕切りと同じである。た
だ、仕切り13は、フラップ3の後縁からやや離れた部
分(フラップ3の後縁からおよそフラップ3の173弦
長離れた所)から後方の部分が外側に曲がっている。
仕切り10の後部を外側に曲げるようにしたものである
。仕切り13のフラップ3への装着、仕切り13の寸度
等は前記第1の実施例における仕切りと同じである。た
だ、仕切り13は、フラップ3の後縁からやや離れた部
分(フラップ3の後縁からおよそフラップ3の173弦
長離れた所)から後方の部分が外側に曲がっている。
本実施例では、前記第1の実施例と同様フラップ3のま
わりの流れが二次元的な流れとなってフラップ3の効き
が向上すると共に、フラップ3外端部で発生した小さな
渦列14は水平尾翼6から遠ざかり、第4図の1点鎖線
に示すような縦揺れモーメント特性となり、航空機の縦
方向の安定をさらに向上することができる。
わりの流れが二次元的な流れとなってフラップ3の効き
が向上すると共に、フラップ3外端部で発生した小さな
渦列14は水平尾翼6から遠ざかり、第4図の1点鎖線
に示すような縦揺れモーメント特性となり、航空機の縦
方向の安定をさらに向上することができる。
本発明の第3の実施例を第6図及び第7図によって説明
する。
する。
本実施例では、主翼2の後方の部分の翼端部にエルロン
4を、またエルロン4の翼根側に胴体5付近まで延びる
フラップをそれぞれ設け、このフラップ3の両端に仕切
り16を、エルロン4の端部に仕切り17をそれぞれ設
ける。前記仕切りI6.17は前記第1の実施例の仕切
りlOと同様はぼ鉛直方向に、かつ気流(機軸)に平行
に上流側から下流側へ延びるように配置されるが、第1
の実施例の仕切りIOとは異なり、仕切り16.17は
主翼2の本体側に仕切り取付具18.19(ネジ、ボル
トナツト、接着等)で装着される。また、前記第1の実
施例の仕切り10と同様、仕切り16は、フラップ3の
セットとして動く範囲で主翼2の本体、胴体5にぶつか
らないようにして、上方、下方及び後方に十分大きな寸
度とする(例えば、フラップ3の表面から上方および下
方へおよそ主翼2の厚さ分だけ延び、フラップ3の後縁
からおよそフラップ3の弦長分だけ後方へ延びる大きさ
とする)。
4を、またエルロン4の翼根側に胴体5付近まで延びる
フラップをそれぞれ設け、このフラップ3の両端に仕切
り16を、エルロン4の端部に仕切り17をそれぞれ設
ける。前記仕切りI6.17は前記第1の実施例の仕切
りlOと同様はぼ鉛直方向に、かつ気流(機軸)に平行
に上流側から下流側へ延びるように配置されるが、第1
の実施例の仕切りIOとは異なり、仕切り16.17は
主翼2の本体側に仕切り取付具18.19(ネジ、ボル
トナツト、接着等)で装着される。また、前記第1の実
施例の仕切り10と同様、仕切り16は、フラップ3の
セットとして動く範囲で主翼2の本体、胴体5にぶつか
らないようにして、上方、下方及び後方に十分大きな寸
度とする(例えば、フラップ3の表面から上方および下
方へおよそ主翼2の厚さ分だけ延び、フラップ3の後縁
からおよそフラップ3の弦長分だけ後方へ延びる大きさ
とする)。
本実施例では、第14図に示すよう端板26の機能を仕
切り16.17が果たすので、フラップ3、エルロン4
′まわりの流れが二次元的な流れとなって、フラップ3
及びエルロン4の効きがよくなる。また、フラップ3の
外端から発生する渦も小さな渦列12となって、航空機
1の縦方向の安定も、第4図の破線で示すようなN揺れ
モーメント特性となり、安定性を保持することができる
。
切り16.17が果たすので、フラップ3、エルロン4
′まわりの流れが二次元的な流れとなって、フラップ3
及びエルロン4の効きがよくなる。また、フラップ3の
外端から発生する渦も小さな渦列12となって、航空機
1の縦方向の安定も、第4図の破線で示すようなN揺れ
モーメント特性となり、安定性を保持することができる
。
なお、本実施例における仕切り16.17は、エレベー
タ、ラダーにも適用することができ、それらの効きを増
加することができる。
タ、ラダーにも適用することができ、それらの効きを増
加することができる。
(発明の効果〕
以上説明したように、本発明によれば、従来の航空機が
有していた問題点を解消して、舵面、即ち、高揚力装置
のフラップ又は操縦舵面としてのエルロン、エレベータ
、ラダー等の効きを向上させることができる。
有していた問題点を解消して、舵面、即ち、高揚力装置
のフラップ又は操縦舵面としてのエルロン、エレベータ
、ラダー等の効きを向上させることができる。
また、舵面が高揚力装置のフラップの場合には、これを
下げた時の縦方向の安定性を安定な状態に保持して、パ
イロットが安全かつ容品に操縦できる航空機を提供する
ことができる。
下げた時の縦方向の安定性を安定な状態に保持して、パ
イロットが安全かつ容品に操縦できる航空機を提供する
ことができる。
第1図は本発明の第1の実施例の平面図、第2図は同実
施例の断面図、第3図は同実施例を後方から見た立面図
、第4図は縦揺れモーメントと迎角との関係を示すグラ
フ、第5図は本発明の第2の実施例の平面図、第6図は
本発明の第3の実施例の平面図、第7図は同実施例の断
面図、第8図は従来の航空機全体を示す斜視図、第9図
は従来の航空機のフラップによる渦の説明図、第10図
は従来の主翼のフラップを備えた部分の断面図、第11
図は従来の主翼のエルロンを具えた部分の断面図、第1
2図は従来の主翼における渦の説明図、第13図は端板
なしの小舅面の流れの様子を示す説明図、第14図は端
板つきの小翼面の流れの様子を示す説明図である。 l・・・航空機、 3・・・フラップ、 5・・・胴体、 7・・・エレベータ、 9・・・ラダー (!1・・・仕切り取付具、 2・・・主翼、 4・・・エルロン、 6・・・水平尾翼、 8・・・垂直尾翼、 10・・・仕切り、 12・・・小さな渦列、 13・・・仕切り、 15・・・フラップ下げ、 17・・・仕切り、 19・・・仕切り取付具、 21・・・迎角、 23・・・渦、 25・・・三次元的な流れ、 27・・・二次元的な流れ、
施例の断面図、第3図は同実施例を後方から見た立面図
、第4図は縦揺れモーメントと迎角との関係を示すグラ
フ、第5図は本発明の第2の実施例の平面図、第6図は
本発明の第3の実施例の平面図、第7図は同実施例の断
面図、第8図は従来の航空機全体を示す斜視図、第9図
は従来の航空機のフラップによる渦の説明図、第10図
は従来の主翼のフラップを備えた部分の断面図、第11
図は従来の主翼のエルロンを具えた部分の断面図、第1
2図は従来の主翼における渦の説明図、第13図は端板
なしの小舅面の流れの様子を示す説明図、第14図は端
板つきの小翼面の流れの様子を示す説明図である。 l・・・航空機、 3・・・フラップ、 5・・・胴体、 7・・・エレベータ、 9・・・ラダー (!1・・・仕切り取付具、 2・・・主翼、 4・・・エルロン、 6・・・水平尾翼、 8・・・垂直尾翼、 10・・・仕切り、 12・・・小さな渦列、 13・・・仕切り、 15・・・フラップ下げ、 17・・・仕切り、 19・・・仕切り取付具、 21・・・迎角、 23・・・渦、 25・・・三次元的な流れ、 27・・・二次元的な流れ、
Claims (1)
- 翼に設けられた舵面の端部近傍に、気流の上流側から下
流側へ延びる仕切りを設けたことを特徴とする航空機。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP18939290A JPH0478793A (ja) | 1990-07-19 | 1990-07-19 | 航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP18939290A JPH0478793A (ja) | 1990-07-19 | 1990-07-19 | 航空機 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0478793A true JPH0478793A (ja) | 1992-03-12 |
Family
ID=16240541
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP18939290A Pending JPH0478793A (ja) | 1990-07-19 | 1990-07-19 | 航空機 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH0478793A (ja) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6042059A (en) * | 1997-02-20 | 2000-03-28 | Continuum Dynamics, Inc. | System and method of vortex wake control using vortex leveraging |
US6202959B1 (en) * | 1998-08-05 | 2001-03-20 | Bae Systems Plc | Aircraft fin and rudder |
JP2001354198A (ja) * | 2000-04-25 | 2001-12-25 | Eads Airbus Gmbh | 飛行機の主翼の騒音低減装置および渦流発生器 |
JP2009154756A (ja) * | 2007-12-27 | 2009-07-16 | Japan Aerospace Exploration Agency | 舵面端騒音低減デバイス |
JP2011502882A (ja) * | 2007-11-16 | 2011-01-27 | ザ・ボーイング・カンパニー | マルチセグメント・フラップフェンスのための方法及び装置 |
WO2012132420A1 (ja) * | 2011-03-30 | 2012-10-04 | 社団法人日本航空宇宙工業会 | 飛行体の高揚力装置 |
-
1990
- 1990-07-19 JP JP18939290A patent/JPH0478793A/ja active Pending
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6042059A (en) * | 1997-02-20 | 2000-03-28 | Continuum Dynamics, Inc. | System and method of vortex wake control using vortex leveraging |
US6202959B1 (en) * | 1998-08-05 | 2001-03-20 | Bae Systems Plc | Aircraft fin and rudder |
JP2001354198A (ja) * | 2000-04-25 | 2001-12-25 | Eads Airbus Gmbh | 飛行機の主翼の騒音低減装置および渦流発生器 |
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JP2009154756A (ja) * | 2007-12-27 | 2009-07-16 | Japan Aerospace Exploration Agency | 舵面端騒音低減デバイス |
WO2012132420A1 (ja) * | 2011-03-30 | 2012-10-04 | 社団法人日本航空宇宙工業会 | 飛行体の高揚力装置 |
JP5830086B2 (ja) * | 2011-03-30 | 2015-12-09 | 一般社団法人日本航空宇宙工業会 | 飛行体の高揚力装置 |
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