JPH07267191A

JPH07267191A - 航空機のフラップ

Info

Publication number: JPH07267191A
Application number: JP6085814A
Authority: JP
Inventors: Kanichi Amano; 完一天野; Koji Urabe; 耕治ト部; Atsushi Kaneko; 敦金子; Naohiro Morita; 直弘森田; Hideshi Shima; 英志嶋; Tsukasa Sasaki; 司佐々木; Shingo Nakamura; 慎悟中村
Original assignee: NIPPON KOKUKI KAIHATSU KYOKAI; Kawasaki Heavy Industries Ltd
Current assignee: NIPPON KOKUKI KAIHATSU KYOKAI; Kawasaki Heavy Industries Ltd
Priority date: 1994-03-31
Filing date: 1994-03-31
Publication date: 1995-10-17

Abstract

(57)【要約】（修正有）【目的】主翼後縁高揚力装置において、スロット流を
著しく加速し、かつフラップ翼素上面の流れの剥離を防
止し、主翼全体の揚力を大幅に高める。【構成】主翼本体１とその直後のフラップ翼素２間に
形成される間隙を、主翼後縁高揚力装置を主翼本体に格
納した状態での翼弦長に対して１〜３％の範囲内に設定
し、前記フラップ翼素の前縁部２ａの形状を、該フラッ
プ翼素下面の１０％翼素弦長から前縁を通りフラップ翼
素上面の２０％翼素弦長付近の領域内で、前縁部の加速
流を形成する翼型の曲率分布を２つの極大値とその間に
１つの極小値を有する形状となるようにした。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、航空機のフラップに係
り、特に巡航飛行形態で主翼内部に格納される範囲内で
の主翼後縁高揚力装置のフラップの前縁形状に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来から、航空機の主翼後縁高揚力装置
（以下フラップと称する）には、シングルスロッテドフ
ラップ、ダブルスロッテドフラップ或いはそれ以上の多
重隙間フラップが実用化されている。これら隙間フラッ
プの形状、特に図１２に示すように主翼本体（以下母翼
と称する）１の直後に位置するフラップ翼素２の形状
は、母翼１の上面流３の境界層を伴う後流３′の中に、
母翼１の下面とフラップ翼素２との間隙４を通ってフラ
ップ翼素２の上面に流出するスロット流５を混入させる
ことによって、境界層によるモーメンタム損失を回復さ
せ、更にフラップ翼素２の上面の流れの剥離を防止する
理論のもとに決定されている。

【０００３】この理論に基いて創成されるフラップ翼素
２の形状では、前縁半径を小さくし、それに続く翼素上
面の曲率を大きくする必要があった。また、上記幾何学
特性により達成される圧力分布形状の特徴は、図１２お
よび図１３の実線に示されるように前縁の負圧ピークも
低く、更に後縁に向かう圧力回復勾配が穏やかになって
いることである。

【０００４】一般に、図１４の（ａ），（ｂ）に示すよ
うに母翼１とフラップ翼素２で形成される隙間式高揚力
装置における高揚力発生の原理は、フラップ角度を取る
ことによって、図１２に示すようにフラップ翼素２単体
の揚力を発生させるのみならず、母翼１まわりの循環も
増加させ、主翼全体の揚力増加を促すことによる。従来
の技術では、図１２に示される圧力分布形状故にフラッ
プ角度に対してフラップ翼素２の前縁部２ａでのスロッ
ト流５の加速流が不足するため、スロット流５と母翼１
の後流３′の混合が早い段階で生じる。またこれにより
フラップ翼素２の上面後半での境界層剥離６が誘発され
ることから、取りうるフラップ角度に制約があるため、
十分に母翼１の揚力増加が促進されず、主翼全体の発生
する揚力にも限界があった。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】そこで本発明者らは、
従来のような母翼の境界層を伴う後流に向って母翼下面
からのスロット流を混入させるのをやめ、フラップ翼素
の上面後半での境界層剥離を防止し、主翼全体の揚力を
高めるために鋭意改究した処、母翼の直後のフラップ翼
素上の負圧領域を従来よりも拡げ、かつ負圧ピークを顕
著に高めることで、主翼全体の揚力を増加させ得ること
を見い出した。

【０００６】本発明は、この点に着目してなされたもの
であり、母翼後流の下方にスロット流を重層させる、即
ち母翼後流とスロット流の混合点を後方に移動させるこ
とによって、スロット流の全モーメンタムをフラップ翼
素上面の境界層剥離防止に充当し、また大きな角度まで
フラップ翼素が揚力を発生できるようにした航空機のフ
ラップを提供しようとするものである。

【０００７】

【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
の本発明の航空機のフラップは、母翼とその直後のフラ
ップ翼素間に形成される間隙を、フラップを母翼に格納
した状態での翼弦長に対して１〜３％の範囲内に設定
し、前記フラップ翼素の前縁部の形状を、該フラップ翼
素下面の１０％翼素弦長から前縁を通りフラップ翼素上
面の２０％翼素弦長付近の領域内で、前縁部の加速流を
形成する翼型の曲率分布を２つの極大値とその間に１つ
の極小値を有する形状となるようにしたことを特徴とす
るものである。

【０００８】また、この航空機のフラップに於いて、上
記曲率分布特性を有するフラップ翼素は、母翼に対して
３０〜４０度の角度範囲の展開状態で所望の圧力分布が
達成され、フラップ翼素上面に母翼後流とスロット流の
重層流が形成されるようにしたものが好ましい。さら
に、この航空機のフラップに於いて、上記母翼とフラッ
プ翼素のオーバーラップ（空間重複量）は、フラップを
格納した状態での翼弦長に対して０〜１％の範囲内に設
定されていることが好ましい。さらに、この航空機のフ
ラップに於いて、前縁部の加速流を形成する翼型の曲率
分布の２つの極大値は、前方の極大値が後方の極大値よ
りも大きく、前方の極大値≧４０．０、後方の極大値≧
３．０であることが好ましい。

【０００９】

【作用】上記のように構成された本発明による航空機の
フラップを離着時に作動させると、フラップ翼素前縁部
の圧力分布形状は高負圧を持つ形状となり、且つピーク
の先端に少し幅を持ったワイドピーキー形となる。従っ
て母翼後流との混合でスロット流のモーメンタムの損失
が無く、全モーメンタムのフラップ翼素の上面への充当
によってフラップ翼素の上面後半での境界層剥離が防止
されると共に、母翼の後流とフラップ翼素境界層の重層
流化が達成され、フラップ翼素は母翼の揚力を増加でき
る。特にフラップ翼素の上面前縁付近の圧力分布が負圧
側に高いので、直前方に位置する母翼の上面が加速さ
れ、母翼の循環が増加すると共に主翼全体として揚力が
著しく高められる。

【００１０】

【実施例】本発明の航空機のフラップの実施例を図によ
って説明する。先ず本発明の航空機のフラップの基本的
構成を図１によって説明すると、母翼１とその直後に位
置するフラップ翼素２間に形成される間隙４を、図２の
ａに示すようにフラップ翼素２を母翼１に格納した状態
での翼弦長に対して１〜３％の範囲内に設定し、前記フ
ラップ翼素２の前縁部２ａの形状を、図３のａに示すよ
うに該フラップ翼素２の下面の１０％翼素弦長（Ｆ）の
位置から前縁を通りフラップ翼素２の上面の２０％翼素
弦長（Ｆ）の付近の領域１０内で、前縁部２ａの加速流
を形成する翼型の曲率分布を、図３のｂに示すように２
つの極大値Ｑ_{1 ,}Ｑ₂とその間に１つの極小値Ｕを有す
る形状となるようにしたものであり、２つの極大値は、
前方の極大値が後方の極大値よりも大きくしてある。

【００１１】上記曲率分布特性を有するフラップ翼素２
は、図２のｂに示すように母翼１に対して３０〜４０度
の角度範囲の展開状態で所望の圧力分布が達成され、図
１に示すように、フラップ翼素２の上面に母翼１の上面
流３の境界層を伴う後流３′と間隙４からのスロット流
５の重層流１１が形成されるようにするのが良い。ま
た、上記母翼１とフラップ翼素２の図２のｂに示すオー
バーラップ（空間重復量）Ｒは、フラップ翼素２を格納
した状態での翼弦長に対して０〜１％の範囲内に設定さ
れているのが良い。

【００１２】図１のフラップに於ける具体的な実施例で
は、間隙４をフラップ翼素２を母翼１に格納した状態で
の翼弦長に対して１．５％に設定し、またフラップ翼素
２を母翼１に対して３５度の展開状態で所望の圧力分布
が達成されるようにし、さらに母翼１とフラップ翼素２
のオーバーラップＲを、フラップ翼素２を格納した状態
での翼弦長に対して０．５％に設定している。また、フ
ラップ翼素２の前縁付近の形状を、加速流が形成する翼
型の曲率分布がＱ₁≧４０．０、Ｑ₂≧３．０の２つの
極大値とその間に１つの極小値Ｕを有する形状となるよ
うにしてある。

【００１３】このように構成された具体的な実施例のフ
ラップは、前述の如くフラップ翼素２の前縁付近の形状
を、加速流を形成する翼型の曲率分布がＱ₁≧４０．
０、Ｑ₂≧３．０の２つの極大値とその間に１つの極小
値Ｕを有する形状となるようにしているので、フラップ
翼素２の前縁部２ａの圧力分布形状は、図１に示すよう
に従来より一層高負圧を持つ形状となり、且つピークの
先端に少し幅を持ったワイドピーキー形となる。従っ
て、それに後続する圧力回復勾配が必然的に急激になっ
ても従来のような母翼１の後流３′との混合でスロット
流５のモーメンタムが損失しない。この全モーメンタム
のフラップ翼素２の上面への充当によって、フラップ翼
素２の上面後半での境界層剥離が防止され、フラップ翼
素２は母翼１の揚力を増加できる。特にフラップ翼素２
の上面前縁付近の圧力分布が負圧側に高いので、直前方
に位置する母翼１の上面が加速される。従って、母翼１
の循環が増加すると共に主翼全体としての揚力が著しく
高められる。このことは、図４に示す高揚力形態での全
揚力の翼素別分担と迎角との関係図から、フラップ翼素
２を展開して母翼１に発生する全揚力の翼素別分担にお
いて迎角αの増加と共にフラップ翼素２の影響を受けた
母翼１によるものが最大であることによっても明らかで
ある。また、母翼１及び主翼全体の揚力増加の傾向は、
図５に示すフラップ前縁部負圧ピーク値と翼素別揚力増
力分の関係図から判るように、母翼１の直後に位置する
フラップ翼素２の前縁部圧力分布の負圧側への高さに比
例する為、このピーク値が高い程高揚力が得られること
によっても明らかである。

【００１４】そして上記実施例では、フラップ翼素２の
母翼１に対する角度を３０〜４０度（具体的な実施例で
は３５度）の範囲で設定しているので、図６に示すワイ
ドピーキー形圧力分布とフラップ角度との関係模式図か
ら判るように、フラップ翼素２の前縁部２ａは高負圧を
持つ且つピークの先端に少し幅を持った典型的なワイド
ピーキー形の圧力分布となり、これにより母翼１の後流
３′とフラップ翼素境界層の重層流化が達成される。

【００１５】本発明の航空機のフラップのシングルスロ
ッテドフラップへの適用例を図７に示す。この図７にお
いて、フラップ翼素２の実線に示す前縁部２ａが本発明
の翼型、点線に示す前縁部２ａが従来の一般的な翼型、
Ｌはキャンパ線である。このシングルスロッテドフラッ
プのフラップ翼素２の曲率分布における従来形状との比
較を図８に示す。この図で明らかなように本発明の適用
例のフラップ翼素２の前縁部２ａにはＱ₁＝４２．０，
Ｑ₂＝３．４の２つの極大値とその間に１つの極小値Ｕ
＝２．８５を有する形状であることが判る。

【００１６】然してこのフラップ翼素２のダブルスロッ
テドフラップへの適用例を図９に示す。この図９に数値
解析による圧力分布特性を併せて示した。この図で判る
ように母翼１の直後のフラップ翼素２はワイドピーキー
形の圧力分布を示している。

【００１７】そしてこのフラップ翼素２を適用したダブ
ルスロッテドフラップと従来のダブルスロッテドフラッ
プの風洞試験結果を図１０のグラフに示す。このグラフ
で明らかなようにフラップ翼素２を適用したダブルスロ
ッテドフラップは、従来のダブルスロッテドフラップと
比較し、性能が向上していることが判る。

【００１８】本発明のフラップの固定スロット形ダブル
スロッテドフラップへの適用例を図１１に示す。図中、
１は母翼、２′はダブルスロッテドフラップ、２ａ′が
前方翼素で本発明のフラップの適用範囲、４′は固定ス
ロット、Ｆがフラップ翼弦長である。前方翼素２ａ′は
図７の前縁部２ａと同様の翼型になされていて、同様の
作用をする。

【００１９】

【発明の効果】以上の説明で判るように本発明の航空機
のフラップによれば、航空機の巡航飛行形態から離着陸
時の高揚力形態に移行する際に展開される隙間式の主翼
後縁高揚力装置において、その隙間を通るスロット流を
著しく加速し、かつフラップ翼素上面の流れの剥離を防
止し、母翼後流とスロット流の重層をフラップ翼素上面
後半で実現でき、フラップを展開した主翼全体の揚力を
大幅に高めることができ、シングルスロッテドフラップ
或いはダブルスロッテドフラップ形式の主翼後縁高揚力
装置を実現できる。従って、航空機の離着陸速度を低減
させることが可能となり、離着陸時の安全性向上と共に
滑走距離が減少する。また、フラップ翼素にかかる空力
荷重の作用点がフラップ翼素前半部の最大翼厚付近とな
るため、この作用点とフラップ駆動機構の支持点を一致
させることで、駆動機構が強度面で有利となる上、肉厚
が増加するので、フラップ翼素単体の構造強度も増加す
る。従って、主翼後縁高揚力装置全体の重量軽減が可能
となる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の航空機のフラップの基本的構成の説明
図である。

【図２】本発明の航空機のフラップに於けるフラップ翼
素と母翼との関係を示すもので、ａはフラップ翼素の格
納状態、ｂは展開状態の説明図である。

【図３】フラップ翼素における本発明の適用範囲を示す
もので、ａはその形状定義の説明図、ｂはその形状の曲
率分布を示す図である。

【図４】高揚力形態での全揚力の翼素別分担と迎角との
関係を示す図である。

【図５】フラップ前縁部負圧ピーク値と翼素別揚力増加
分の関係を示す図である。

【図６】ワイドピーキー形圧力分布とフラップ角度との
関係模式図である。

【図７】本発明のフラップをシングルスロッテドフラッ
ペに適用した輪郭形状を示す図である。

【図８】図７のシングルスロッテドフラップの曲率分布
を示す図である。

【図９】本発明のフラップをダブルスロッテドフラップ
へ適用した展開状態の輪郭形状と圧力分布を示す図であ
る。

【図１０】図９のダブルスロッテドフラップの風胴試験
結果を示すグラフである。

【図１１】本発明のフラップを固定スロット形ダブルス
ロッテドフラップへ適用した展開状態の輪郭形状を示す
図である。

【図１２】従来の航空機のフラップの基本的構成の説明
図である。

【図１３】図１２のフラップにおける高揚力発生原理の
説明図である。

【図１４】従来のフラップにおけるフラップ翼素と母翼
との関係を示すもので、ａはフラップ翼素の格納状態、
ｂは展開状態の説明図である。

【符号の説明】

１主翼本体（母翼）２フラップ翼素２ａフラップ翼素の前縁部２ａ′ 固定スロット形ダブルスロッテドフラップの前
方翼素３主翼本体（母翼）の上面流３′ 主翼本体（母翼）の後流４間隙５スロット流１０領域１１重層流Ｆフラップ翼素弦長Ｑ₁，Ｑ₂ 極大値Ｕ極小値Ｒオーバーラップ

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者ト部耕治東京都港区虎ノ門１丁目２番３号財団法人日本航空機開発協会内 (72)発明者金子敦岐阜県各務原市川崎町１番地川崎重工業株式会社岐阜工場内 (72)発明者森田直弘岐阜県各務原市川崎町１番地川崎重工業株式会社岐阜工場内 (72)発明者嶋英志岐阜県各務原市川崎町１番地川崎重工業株式会社岐阜工場内 (72)発明者佐々木司岐阜県各務原市川崎町１番地川崎重工業株式会社岐阜工場内 (72)発明者中村慎悟岐阜県各務原市川崎町１番地川崎重工業株式会社岐阜工場内

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】主翼本体とその直後のフラップ翼素間に
形成される間隙を、主翼後縁高揚力装置を主翼本体に格
納した状態での翼弦長に対して１〜３％の範囲内に設定
し、前記フラップ翼素の前縁部の形状を、該フラップ翼
素下面の１０％翼素弦長から前縁を通りフラップ翼素上
面の２０％翼素弦長付近の領域内で、前縁部の加速流を
形成する翼型の曲率分布を２つの極大値とその間に１つ
の極小値を有する形状となるようにしたことを特徴とす
る航空機のフラップ。
【請求項２】請求項１記載の航空機のフラップに於い
て、２つの極大値とその間に１つの極小値を有する曲率
分布特性の翼型のフラップ翼素が、主翼本体に対して３
０〜４０度の角度範囲の展開状態で所望の圧力分布が達
成され、フラップ翼素上面に主翼本体の後流と主翼本体
とフラップ翼素間の間隙を流れるスロット流の重層流が
形成されるようにしたことを特徴とする航空機のフラッ
プ。
【請求項３】請求項１又は２記載の航空機のフラップ
に於いて、主翼本体とフラップ翼素のオーバーラップ
が、主翼後縁高揚力装置を格納した状態での翼弦長に対
して０〜１％の範囲内に設定されていることを特徴とす
る航空機のフラップ。
【請求項４】請求項１〜３のいずれかに記載の航空機
のフラップに於いて、２つの極大値は、前方の極大値が
後方の極大値よりも大であることを特徴とする航空機の
フラップ。
【請求項５】請求項４記載の航空機のフラップに於い
て、前方の極大値≧４０．０、後方の極大値≧３．０で
あることを特徴とする航空機のフラップ。