JPH06312697A - 抵抗低減型垂直翼 - Google Patents
抵抗低減型垂直翼Info
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- JPH06312697A JPH06312697A JP5102497A JP10249793A JPH06312697A JP H06312697 A JPH06312697 A JP H06312697A JP 5102497 A JP5102497 A JP 5102497A JP 10249793 A JP10249793 A JP 10249793A JP H06312697 A JPH06312697 A JP H06312697A
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 航空機又は水中翼船等の航行体の方向安定性
を保持する垂直翼に関し、航行体の前方に配設された揚
力装置によって生じるクロスフロ流を垂直翼に作用させ
て推力を発生させ、航行体の抵抗低減をはかる。 【構成】 垂直翼１に作用するクロスフロ流により、垂
直翼に生じる流体力が推力を発生するように垂直翼の揚
力面を形成したもので、具体的に揚力面の形成は（１）
航行体の中心線に対して適宜な角度をつけて垂直翼を航
行体に取付ける（２）垂直翼の翼型にキャンバ付きのも
のを採用する（３）垂直翼を、後端に方向舵を付けたも
のとして、適宜な舵角をとり通常航行を行う（４）
（１）と（２）又は（３）の組合せによって達成でき
る。
を保持する垂直翼に関し、航行体の前方に配設された揚
力装置によって生じるクロスフロ流を垂直翼に作用させ
て推力を発生させ、航行体の抵抗低減をはかる。 【構成】 垂直翼１に作用するクロスフロ流により、垂
直翼に生じる流体力が推力を発生するように垂直翼の揚
力面を形成したもので、具体的に揚力面の形成は（１）
航行体の中心線に対して適宜な角度をつけて垂直翼を航
行体に取付ける（２）垂直翼の翼型にキャンバ付きのも
のを採用する（３）垂直翼を、後端に方向舵を付けたも
のとして、適宜な舵角をとり通常航行を行う（４）
（１）と（２）又は（３）の組合せによって達成でき
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、方向安定を生ぜしめる
ため、航空機の垂直尾翼又は水中翼船の水中翼支柱等航
行体表面から突出して設けられる垂直翼に係り、特に航
行体の中心線から離隔し且つ中心線に対称的に複数配置
され航行体の抵抗低減に寄与する揚力面を形成するよう
にした抵抗低減型垂直翼に関する。
ため、航空機の垂直尾翼又は水中翼船の水中翼支柱等航
行体表面から突出して設けられる垂直翼に係り、特に航
行体の中心線から離隔し且つ中心線に対称的に複数配置
され航行体の抵抗低減に寄与する揚力面を形成するよう
にした抵抗低減型垂直翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機の垂直尾翼又は水中翼船の水中翼
支柱（以下航空機、水中翼船を総称して航行体という）
は、水平断面形状（翼型）が無キャンバ（無矢高）翼断
面の垂直翼を航行体中心線に平行に取付け構成されてい
る。
支柱（以下航空機、水中翼船を総称して航行体という）
は、水平断面形状（翼型）が無キャンバ（無矢高）翼断
面の垂直翼を航行体中心線に平行に取付け構成されてい
る。
【０００３】これらの垂直翼のうち、航空機の垂直尾翼
は、航空機に横すべりが生じた場合に、それぞれの垂直
尾翼の位置に於ける局所迎角が変化し、これに応じて生
じる流れの方向に直交する方向の揚力を該垂直尾翼に発
生させることにより、航空機の機体重心まわりに、横す
べりを解消する方向に機体を回転させる偶力を生じさせ
て、航空機の方向の安定を保持する様にしている。さら
に、胴体が扁平な航空機や全高に制限がある航空機で
は、垂直尾翼位置で乱れの少い気流を確保したり、全高
を抑えながら十分な効きを確保したりする為に、複数の
垂直尾翼を航空機機体中心から離して、前方に設けられ
ている胴体又は主翼の影響の少い位置に、機体中心線に
対称に配設する場合が有る。この場合でも航空機体中心
線に平行に無キャンバ（無矢高）翼が、機体中心線から
離隔した対称な位置に取付けられている。水中翼船の水
中翼支柱の場合も基本的には航空機の垂直尾翼の場合と
同様である。
は、航空機に横すべりが生じた場合に、それぞれの垂直
尾翼の位置に於ける局所迎角が変化し、これに応じて生
じる流れの方向に直交する方向の揚力を該垂直尾翼に発
生させることにより、航空機の機体重心まわりに、横す
べりを解消する方向に機体を回転させる偶力を生じさせ
て、航空機の方向の安定を保持する様にしている。さら
に、胴体が扁平な航空機や全高に制限がある航空機で
は、垂直尾翼位置で乱れの少い気流を確保したり、全高
を抑えながら十分な効きを確保したりする為に、複数の
垂直尾翼を航空機機体中心から離して、前方に設けられ
ている胴体又は主翼の影響の少い位置に、機体中心線に
対称に配設する場合が有る。この場合でも航空機体中心
線に平行に無キャンバ（無矢高）翼が、機体中心線から
離隔した対称な位置に取付けられている。水中翼船の水
中翼支柱の場合も基本的には航空機の垂直尾翼の場合と
同様である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】一枚の垂直尾翼を有す
る航空機では、機体の対称面に垂直尾翼を設けておけば
通常の巡航時に当該垂直尾翼で生じる空気力は、最小抵
抗のみで側方へ働く揚力はほぼ零となるが、双垂直尾翼
又はそれ以上の枚数の垂直尾翼を横ならびに機体中心か
ら離して設ける航空機では、機体の対称面に位置する垂
直尾翼を除く垂直尾翼は、主翼及び胴体が揚力を発生す
ることに伴いクロスフロ流が発生するため、機体の横す
べりが生じなくても局所迎角は零とはならず、各垂直尾
翼には側方への揚力が発生する。この揚力は、クロスフ
ロ流が機体左右に対称に発生するため、各垂直尾翼で発
生する揚力はキャンセルし、全体としては零であり、機
体の方向安定には影響ないが、機体抵抗の増加としての
影響が出て来る。また、水中翼船の水中翼を支持する支
柱の場合も、船体中心から離隔して船体中心線に対称に
配置され、船体の前方から発生するクロスフロ流を受け
同様に抵抗の面で最適ではなく、さらに造波抵抗を大き
くする原因となる不具合がある。
る航空機では、機体の対称面に垂直尾翼を設けておけば
通常の巡航時に当該垂直尾翼で生じる空気力は、最小抵
抗のみで側方へ働く揚力はほぼ零となるが、双垂直尾翼
又はそれ以上の枚数の垂直尾翼を横ならびに機体中心か
ら離して設ける航空機では、機体の対称面に位置する垂
直尾翼を除く垂直尾翼は、主翼及び胴体が揚力を発生す
ることに伴いクロスフロ流が発生するため、機体の横す
べりが生じなくても局所迎角は零とはならず、各垂直尾
翼には側方への揚力が発生する。この揚力は、クロスフ
ロ流が機体左右に対称に発生するため、各垂直尾翼で発
生する揚力はキャンセルし、全体としては零であり、機
体の方向安定には影響ないが、機体抵抗の増加としての
影響が出て来る。また、水中翼船の水中翼を支持する支
柱の場合も、船体中心から離隔して船体中心線に対称に
配置され、船体の前方から発生するクロスフロ流を受け
同様に抵抗の面で最適ではなく、さらに造波抵抗を大き
くする原因となる不具合がある。
【０００５】本発明は、上述の従来の垂直翼の不具合を
解消し、垂直翼に発生する揚力を積極的に推進力に利用
し航行体の抵抗低減をはかる揚力面を具えた抵抗低減型
垂直翼を提供することを目的とする。
解消し、垂直翼に発生する揚力を積極的に推進力に利用
し航行体の抵抗低減をはかる揚力面を具えた抵抗低減型
垂直翼を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】このため、本発明の抵抗
低減型垂直翼は、航行体の方向安定性を保持すべく航行
体中心線から離隔し、且つ中心線に対し対称な位置に航
行体から突出して複数設置される垂直翼において、航行
体前部から生じるクロスフロ流の性状をあらかじめ実験
等により把握しておき、クロスフロ流の方向に対して垂
直翼の航行体への取付角を適宜セットすることにより、
垂直翼の発生する揚力の推力方向成分を垂直翼に生じる
抵抗と同等若しくはそれ以上にする、若しくは垂直翼の
翼形を無キャンバ翼のものからキャンバ付きの翼にし
て、又は垂直翼の後端部に方向舵を取付け常時舵角をと
った状態で航行する、若しくは以上のものを組わせるこ
とにより垂直翼の抵抗増加を上まわる揚力の推力方向成
分を発生させて航行体抵抗を低減する揚力面形成するよ
うにしたことを特徴としている。
低減型垂直翼は、航行体の方向安定性を保持すべく航行
体中心線から離隔し、且つ中心線に対し対称な位置に航
行体から突出して複数設置される垂直翼において、航行
体前部から生じるクロスフロ流の性状をあらかじめ実験
等により把握しておき、クロスフロ流の方向に対して垂
直翼の航行体への取付角を適宜セットすることにより、
垂直翼の発生する揚力の推力方向成分を垂直翼に生じる
抵抗と同等若しくはそれ以上にする、若しくは垂直翼の
翼形を無キャンバ翼のものからキャンバ付きの翼にし
て、又は垂直翼の後端部に方向舵を取付け常時舵角をと
った状態で航行する、若しくは以上のものを組わせるこ
とにより垂直翼の抵抗増加を上まわる揚力の推力方向成
分を発生させて航行体抵抗を低減する揚力面形成するよ
うにしたことを特徴としている。
【０００７】
【作用】上述の構成により、航行体の中心線から離隔し
て配置された垂直翼位置では、クロスフロ流により局所
的に横滑り角Δβが生じる。この時の航行体中心線方向
の垂直翼に発生する揚力ＣL （Δβ）と抗力ＣD （Δ
β）の成分により生じ推力ΔＴは次のように表わされ
る。
て配置された垂直翼位置では、クロスフロ流により局所
的に横滑り角Δβが生じる。この時の航行体中心線方向
の垂直翼に発生する揚力ＣL （Δβ）と抗力ＣD （Δ
β）の成分により生じ推力ΔＴは次のように表わされ
る。
【０００８】
【数１】
【０００９】但しｑは動圧と垂直翼面積との積、Ｃ
L （Δβ），ＣD （Δβ）は横滑り角Δβにより発生す
る揚力係数、抵抗係数を示す。この値が負ならば航行体
の抵抗となり、正ならば推力となる。垂直翼を航行中心
線とβの角度をつけて取付けることにより垂直翼とクロ
スフロ流とのなす角はα（＝Δβ−β）となり航行体の
中心線方向の推力ΔＴ′は、次式で表わされる。
L （Δβ），ＣD （Δβ）は横滑り角Δβにより発生す
る揚力係数、抵抗係数を示す。この値が負ならば航行体
の抵抗となり、正ならば推力となる。垂直翼を航行中心
線とβの角度をつけて取付けることにより垂直翼とクロ
スフロ流とのなす角はα（＝Δβ−β）となり航行体の
中心線方向の推力ΔＴ′は、次式で表わされる。
【００１０】
【数２】
【００１１】さらに垂直翼をキャンバ翼とした場合又は
方向舵を取付けてその舵角をとった場合、翼の空力特性
が変るので、これによる航行体の中心線方向の推力Δ
Ｔ″は、次式の様になる。
方向舵を取付けてその舵角をとった場合、翼の空力特性
が変るので、これによる航行体の中心線方向の推力Δ
Ｔ″は、次式の様になる。
【００１２】
【数３】
【００１３】この様に垂直翼の取付角の付与、又は翼形
状の変更（キャンバ、翼厚分布又は舵角をとった方向舵
の取付けにより）との組合せにより垂直翼には航行体抵
抗を低減する成分が発生する揚力面が形成され航行体の
抵抗低減が達成できる。
状の変更（キャンバ、翼厚分布又は舵角をとった方向舵
の取付けにより）との組合せにより垂直翼には航行体抵
抗を低減する成分が発生する揚力面が形成され航行体の
抵抗低減が達成できる。
【００１４】
【実施例】以下本発明の抵抗低減型垂直翼を図面に基づ
き説明する。図１は航空機の正面図、図２は本発明の第
１実施例を示す図１の矢視Ａ−Ａ平面図である。航空機
体２の中心線５から離隔し、中心線５に対称に配設され
た双垂直尾翼１には機体２後流、主翼６まわりの渦ふき
おろし３により生じるクロスフロ流４が作用する。図２
に示すように、キャンバのない対称な翼型で構成された
垂直尾翼１をクロスフロ流４に迎角αをとり機体中心線
５と所定の取付角βを付けて機体２の後部に取付けれ
ば、垂直尾翼１の揚力面には各々側方への揚力が発生し
取付角を付けたことにより機体軸前方への揚力成分が発
生し、結果として機体抵抗を減少させる働きをする。
き説明する。図１は航空機の正面図、図２は本発明の第
１実施例を示す図１の矢視Ａ−Ａ平面図である。航空機
体２の中心線５から離隔し、中心線５に対称に配設され
た双垂直尾翼１には機体２後流、主翼６まわりの渦ふき
おろし３により生じるクロスフロ流４が作用する。図２
に示すように、キャンバのない対称な翼型で構成された
垂直尾翼１をクロスフロ流４に迎角αをとり機体中心線
５と所定の取付角βを付けて機体２の後部に取付けれ
ば、垂直尾翼１の揚力面には各々側方への揚力が発生し
取付角を付けたことにより機体軸前方への揚力成分が発
生し、結果として機体抵抗を減少させる働きをする。
【００１５】次に図３は、本発明第２実施例を示す図１
の矢視Ａ−Ａ平面図である。クロスフロ流４が垂直尾翼
１１に作用する現象は上述の第１実施例と同じである。
本実施例においては垂直尾翼１１を外開きになるように
機体２の後部に取付け、さらに垂直尾翼１１にキャンバ
を付したものである。こうすることによって、第１実施
例と同様に垂直尾翼１１の前方に垂直尾翼１１の揚力面
から発生する揚力が加わり機体抵抗を減少させる働きを
する。本実施例の場合キャンバを付けた翼形の垂直尾翼
１１を採用したことにより揚力面単位面積当りに発生す
る揚力が第一実施例のものに比べ大きくなり機体前方へ
の揚力成分も増加しより効果的に機体抵抗の減少がはか
れる。
の矢視Ａ−Ａ平面図である。クロスフロ流４が垂直尾翼
１１に作用する現象は上述の第１実施例と同じである。
本実施例においては垂直尾翼１１を外開きになるように
機体２の後部に取付け、さらに垂直尾翼１１にキャンバ
を付したものである。こうすることによって、第１実施
例と同様に垂直尾翼１１の前方に垂直尾翼１１の揚力面
から発生する揚力が加わり機体抵抗を減少させる働きを
する。本実施例の場合キャンバを付けた翼形の垂直尾翼
１１を採用したことにより揚力面単位面積当りに発生す
る揚力が第一実施例のものに比べ大きくなり機体前方へ
の揚力成分も増加しより効果的に機体抵抗の減少がはか
れる。
【００１６】図４は、本発明の第３実施例を示す図１の
矢視Ａ−Ａ平面図である。本実施例においては機体２の
中心線５と平行にして機体２に取付けられた垂直尾翼２
０の後方に、方向舵２１が枢着されており、通常飛行時
この方向舵２１が同時に外開なるような機構を設けてお
きクロスフロ流に対し同じく前方向きの力を発生させこ
れにより機体抵抗の減少の効果を出す様にしたものであ
る。垂直尾翼２０は第１実施例と同様に機体中心線５と
適当な角度をつけて機体後部に取付けても良く、さらに
垂直尾翼２０の翼形状もキャンバのない対称翼である必
要なく、方向舵２１の角度設定により機体抵抗の減少に
最も効果のある翼形状にすることが望ましい。
矢視Ａ−Ａ平面図である。本実施例においては機体２の
中心線５と平行にして機体２に取付けられた垂直尾翼２
０の後方に、方向舵２１が枢着されており、通常飛行時
この方向舵２１が同時に外開なるような機構を設けてお
きクロスフロ流に対し同じく前方向きの力を発生させこ
れにより機体抵抗の減少の効果を出す様にしたものであ
る。垂直尾翼２０は第１実施例と同様に機体中心線５と
適当な角度をつけて機体後部に取付けても良く、さらに
垂直尾翼２０の翼形状もキャンバのない対称翼である必
要なく、方向舵２１の角度設定により機体抵抗の減少に
最も効果のある翼形状にすることが望ましい。
【００１７】図５は、本発明の第４実施例を示す水中翼
船の正面図、図６は図５の矢視Ｂ−Ｂを示す平面図であ
る。水中翼船には図６に示す様に前後に間隔をおいて水
中翼３３，３３′を設け、航走時水中翼３３，３３′に
発生する鉛直力により船体３２を水面３６上に保持し、
船体抵抗を減少させ高速航走を達成するものであるが、
前方の水中翼３３′で発生する揚力のため後方の水中翼
３３設置部分にクロスフロ流３４が発生する。本実施例
は後方の水中翼３３を支持する支柱３１に係るものであ
る。前方水平翼３３′からのクロスフロ流を船体中心線
３５に対して前開きの角度の取付角をつけて船体３２、
水中翼３３に取付けた垂直翼としての支柱３２に当てる
ことにより、支柱３１に取付角をつけることに伴う抵抗
増加を上まわる前方向の揚力成分を発生させ、船体抵抗
を低減させる様にしたものである。
船の正面図、図６は図５の矢視Ｂ−Ｂを示す平面図であ
る。水中翼船には図６に示す様に前後に間隔をおいて水
中翼３３，３３′を設け、航走時水中翼３３，３３′に
発生する鉛直力により船体３２を水面３６上に保持し、
船体抵抗を減少させ高速航走を達成するものであるが、
前方の水中翼３３′で発生する揚力のため後方の水中翼
３３設置部分にクロスフロ流３４が発生する。本実施例
は後方の水中翼３３を支持する支柱３１に係るものであ
る。前方水平翼３３′からのクロスフロ流を船体中心線
３５に対して前開きの角度の取付角をつけて船体３２、
水中翼３３に取付けた垂直翼としての支柱３２に当てる
ことにより、支柱３１に取付角をつけることに伴う抵抗
増加を上まわる前方向の揚力成分を発生させ、船体抵抗
を低減させる様にしたものである。
【００１８】本発明の抵抗低減型垂直翼により航行体の
抵抗が減少する理由を図７および図８により説明する。
これらの図において垂直尾翼１，１１，２１および支柱
３１等の垂直翼の揚抗極曲線を抵抗ＣD 、揚力ＣL 同一
スケールに描き、垂直翼設置位置での局所のクロスフロ
流による垂直翼が受ける流れの角度Δβだけ航行体中心
軸と傾きをもった原点を通る直線Ｘ−Ｘを描く。揚抗極
曲線上の垂直尾翼が流れとなす角Δβの位置（図７Ａ）
の点から先の直線Ｘ−Ｘに垂線を下した点（図７Ｂ）と
原点Ｏとの距離ＯＢが、機体の進行方向に働く抵抗成分
となる。さらに揚抗極曲線には直線Ｘ−Ｘの法線が揚抗
極曲線に接し（図７Ｄ）抵抗が最小となる点（図７Ｃ）
が存在する。
抵抗が減少する理由を図７および図８により説明する。
これらの図において垂直尾翼１，１１，２１および支柱
３１等の垂直翼の揚抗極曲線を抵抗ＣD 、揚力ＣL 同一
スケールに描き、垂直翼設置位置での局所のクロスフロ
流による垂直翼が受ける流れの角度Δβだけ航行体中心
軸と傾きをもった原点を通る直線Ｘ−Ｘを描く。揚抗極
曲線上の垂直尾翼が流れとなす角Δβの位置（図７Ａ）
の点から先の直線Ｘ−Ｘに垂線を下した点（図７Ｂ）と
原点Ｏとの距離ＯＢが、機体の進行方向に働く抵抗成分
となる。さらに揚抗極曲線には直線Ｘ−Ｘの法線が揚抗
極曲線に接し（図７Ｄ）抵抗が最小となる点（図７Ｃ）
が存在する。
【００１９】即ちキャンバ無しの垂直翼の場合には揚抗
極曲線のＤ点に相当する揚力ＣL 、抵抗ＣD を生じる垂
直翼への吹き込み角α（＝Δβ−β）となる様に取付角
βをつけた揚力面を持つ垂直翼を航行体に取付ければ良
い。さらにキャンバ付き翼形、若しくは舵角を取った方
向舵付翼形の垂直翼の場合図８に示す様に揚抗極曲線が
変わり、抵抗が最小となる点（図８Ｆ）に相当する揚抗
極曲線上のＥ点を生じる垂直翼への吹き込み角αが大き
くなり、抵抗低減の効果増大と共に取付角の選定が容易
となる。
極曲線のＤ点に相当する揚力ＣL 、抵抗ＣD を生じる垂
直翼への吹き込み角α（＝Δβ−β）となる様に取付角
βをつけた揚力面を持つ垂直翼を航行体に取付ければ良
い。さらにキャンバ付き翼形、若しくは舵角を取った方
向舵付翼形の垂直翼の場合図８に示す様に揚抗極曲線が
変わり、抵抗が最小となる点（図８Ｆ）に相当する揚抗
極曲線上のＥ点を生じる垂直翼への吹き込み角αが大き
くなり、抵抗低減の効果増大と共に取付角の選定が容易
となる。
【００２０】次に、図９〜図１１に基づき本発明の抵抗
低減型垂直翼により航行体の抵抗が減少する理由を視覚
的に説明する。図９はキャンバ無しの垂直翼１が航行体
中心線と平行な線Ｘ′−Ｘ′に沿って取付けられた場合
である。垂直翼１の配設された位置では、クロスフロ流
４がＸ′−Ｘ′線とΔβの角度をなして垂直翼１に作用
するため、垂直翼では揚力Ｌ、抗力Ｄがクロスフロ流４
と直交する方向および同じ方向にそれぞれ発生する。揚
力Ｌと抗力Ｄの合力Ｒの航行体中心線方向の成分ΔＴは
後方に働いており抵抗が生じていることがわかる。
低減型垂直翼により航行体の抵抗が減少する理由を視覚
的に説明する。図９はキャンバ無しの垂直翼１が航行体
中心線と平行な線Ｘ′−Ｘ′に沿って取付けられた場合
である。垂直翼１の配設された位置では、クロスフロ流
４がＸ′−Ｘ′線とΔβの角度をなして垂直翼１に作用
するため、垂直翼では揚力Ｌ、抗力Ｄがクロスフロ流４
と直交する方向および同じ方向にそれぞれ発生する。揚
力Ｌと抗力Ｄの合力Ｒの航行体中心線方向の成分ΔＴは
後方に働いており抵抗が生じていることがわかる。
【００２１】次に、図１０はキャンバ無しの垂直翼１が
Ｘ′−Ｘ′線と取付角βをなして航行体に取付けられて
いるがクロスフロ流４がＸ′−Ｘ′線とΔβの角度をな
して垂直翼１の取付位置に作用するため、垂直翼１は結
局クロスフロ流４とα＝Δβ−βの迎角をとった状態と
なっている。図９の場合に比べクロスフロ流４と垂直翼
１とのなす角が小さくなるため、垂直翼１に発生する揚
力Ｌ、抗力Ｄとも小さくなっているがこれらの合力Ｒの
航行体中心線方向の成分ΔＴは前方に働いており推力が
生じていることがわかる。
Ｘ′−Ｘ′線と取付角βをなして航行体に取付けられて
いるがクロスフロ流４がＸ′−Ｘ′線とΔβの角度をな
して垂直翼１の取付位置に作用するため、垂直翼１は結
局クロスフロ流４とα＝Δβ−βの迎角をとった状態と
なっている。図９の場合に比べクロスフロ流４と垂直翼
１とのなす角が小さくなるため、垂直翼１に発生する揚
力Ｌ、抗力Ｄとも小さくなっているがこれらの合力Ｒの
航行体中心線方向の成分ΔＴは前方に働いており推力が
生じていることがわかる。
【００２２】さらに、図１１はキャンバ付きの垂直翼１
１がＸ′−Ｘ′線に沿って取付けられた場合である。こ
の場合クロスフロ流４がΔβの角度をなして垂直翼１１
に作用する点は図９と同じであるが、キャンバ付き翼型
の図８の揚抗極曲線からもわかる様にクロスフロ流４と
直交する方向に発生する揚力Ｌの方がクロスフロ流４の
方向に発生する抗力ＤよりもΔβの影響が強いため、そ
れらの合力Ｒの航行体中心線方向の成分ΔＴは前方に大
きく働いており大きい推力が生じていることがわかる。
なおこのキャンバ付き垂直翼１１を図１０と同様にＸ′
−Ｘ′線と取付角βをなして航行体に取付けても良いこ
とは説明するまでもないことである。
１がＸ′−Ｘ′線に沿って取付けられた場合である。こ
の場合クロスフロ流４がΔβの角度をなして垂直翼１１
に作用する点は図９と同じであるが、キャンバ付き翼型
の図８の揚抗極曲線からもわかる様にクロスフロ流４と
直交する方向に発生する揚力Ｌの方がクロスフロ流４の
方向に発生する抗力ＤよりもΔβの影響が強いため、そ
れらの合力Ｒの航行体中心線方向の成分ΔＴは前方に大
きく働いており大きい推力が生じていることがわかる。
なおこのキャンバ付き垂直翼１１を図１０と同様にＸ′
−Ｘ′線と取付角βをなして航行体に取付けても良いこ
とは説明するまでもないことである。
【００２３】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明の抵抗低減
型垂直翼によれば、航行体の方向安定性を保持すべく航
行体中心線から離隔し、且つ中心線に対し対称な位置に
航行体から突出して複数設置される垂直翼において、航
行体前部から生じるクロスフロ流により、航行体抵抗を
低減する揚力成分が発生する揚力面にしたことにより、
本来の方向安定性の機能を損うことなく垂直翼により推
力を発生させることができ若しくは少なくとも航行体の
抵抗を低減できる効果がある。さらに垂直翼に航行体中
心線方向に対して所定の取付角をつけて揚力面を形成す
ることにすればクロスフロ流とのなす角が小さくなり、
これにより垂直翼後端部で生じる気流のはがれを防止で
き航行体の抵抗低減に大きな効果を生じる。
型垂直翼によれば、航行体の方向安定性を保持すべく航
行体中心線から離隔し、且つ中心線に対し対称な位置に
航行体から突出して複数設置される垂直翼において、航
行体前部から生じるクロスフロ流により、航行体抵抗を
低減する揚力成分が発生する揚力面にしたことにより、
本来の方向安定性の機能を損うことなく垂直翼により推
力を発生させることができ若しくは少なくとも航行体の
抵抗を低減できる効果がある。さらに垂直翼に航行体中
心線方向に対して所定の取付角をつけて揚力面を形成す
ることにすればクロスフロ流とのなす角が小さくなり、
これにより垂直翼後端部で生じる気流のはがれを防止で
き航行体の抵抗低減に大きな効果を生じる。
【図１】本発明の抵抗低減型垂直翼としての垂直尾翼を
具えた航空機の正面図
具えた航空機の正面図
【図２】図１の矢視Ａ−Ａ図で、本発明の第１実施例を
示す平面図
示す平面図
【図３】本発明の第２実施例を示す平面図
【図４】本発明の第３実施例を示す平面図
【図５】本発明の抵抗低減型垂直翼としての水中翼支柱
を具え水中翼船の正面図
を具え水中翼船の正面図
【図６】図５の矢視Ｂ−Ｂ図で、本発明の第４実施例を
示す平面図
示す平面図
【図７】本発明の作用効果を説明するためのキャンバ無
し垂直翼の揚抗極曲線
し垂直翼の揚抗極曲線
【図８】キャンバ付き垂直翼の揚抗曲線
【図９】従来の垂直翼にクロスフロ流で発生する流体力
を示す図
を示す図
【図１０】図２の垂直翼にクロスフロ流で発生する流体
力を示す図
力を示す図
【図１１】本発明の第５実施例としての垂直翼にクロス
フロ流で発生する流体力を示す図
フロ流で発生する流体力を示す図
１，１１，２１ 垂直翼としての垂直尾翼 ３１ 垂直翼としての水中翼支柱 ２ 機体 ３２ 船体 ３ 渦ふきおろし ４ クロスフロ流 ５，３５ 機体中心線 ６ 主翼 ３３ 水中翼 ３６ 水面
Claims (1)
- 【請求項１】 航行体の方向安定性を保持すべく航行体
中心線から離隔し、且つ中心線に対し対称な位置に航行
体から突出して複数設置される垂直翼が、航行体前部か
らのクロスフロ流により航行体抵抗を低減する揚力成分
を発生する揚力面を形成するようにしたことを特徴とす
る抵抗低減型垂直翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5102497A JPH06312697A (ja) | 1993-04-28 | 1993-04-28 | 抵抗低減型垂直翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5102497A JPH06312697A (ja) | 1993-04-28 | 1993-04-28 | 抵抗低減型垂直翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06312697A true JPH06312697A (ja) | 1994-11-08 |
Family
ID=14329056
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5102497A Withdrawn JPH06312697A (ja) | 1993-04-28 | 1993-04-28 | 抵抗低減型垂直翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06312697A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2007086399A1 (ja) * | 2006-01-24 | 2007-08-02 | Tomy Company, Ltd. | プロペラ飛行機玩具 |
| CN102951288A (zh) * | 2012-09-13 | 2013-03-06 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法 |
| CN102951287A (zh) * | 2012-09-13 | 2013-03-06 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法 |
| JP2018020749A (ja) * | 2016-08-01 | 2018-02-08 | 竹本 護 | 揚力を推力に変換する翼型構造体 |
-
1993
- 1993-04-28 JP JP5102497A patent/JPH06312697A/ja not_active Withdrawn
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2007086399A1 (ja) * | 2006-01-24 | 2007-08-02 | Tomy Company, Ltd. | プロペラ飛行機玩具 |
| GB2448261A (en) * | 2006-01-24 | 2008-10-08 | Tomy Co Ltd | Propeller plane toy |
| GB2448261B (en) * | 2006-01-24 | 2009-08-12 | Tomy Co Ltd | Aircraft toy |
| CN102951288A (zh) * | 2012-09-13 | 2013-03-06 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法 |
| CN102951287A (zh) * | 2012-09-13 | 2013-03-06 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种降低双垂尾翼根弯矩的局部迎角控制方法 |
| JP2018020749A (ja) * | 2016-08-01 | 2018-02-08 | 竹本 護 | 揚力を推力に変換する翼型構造体 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20000704 |