JPH08156891A - 航空機のフラップ作動装置 - Google Patents
航空機のフラップ作動装置Info
- Publication number
- JPH08156891A JPH08156891A JP30596294A JP30596294A JPH08156891A JP H08156891 A JPH08156891 A JP H08156891A JP 30596294 A JP30596294 A JP 30596294A JP 30596294 A JP30596294 A JP 30596294A JP H08156891 A JPH08156891 A JP H08156891A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flap
- aircraft
- altitude
- operating device
- pressure vessel
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 飛行高度に応じてフラップを作動させて必要
な揚力を得ることができる高々度飛行航空機に特に有効
なフラップ作動装置を提供する。 【構成】 機体の外気が作用する個所に気体を封入した
弾性圧力容器３又は形状記憶合金を搭載し、その体積変
化又は形状変化によってフラップ１を作動させるように
した。
な揚力を得ることができる高々度飛行航空機に特に有効
なフラップ作動装置を提供する。 【構成】 機体の外気が作用する個所に気体を封入した
弾性圧力容器３又は形状記憶合金を搭載し、その体積変
化又は形状変化によってフラップ１を作動させるように
した。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機のフラップを飛
行高度に応じて簡単に作動させることができるようにし
た航空機のフラップ作動装置に関する。
行高度に応じて簡単に作動させることができるようにし
た航空機のフラップ作動装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の航空機のフラップの作動は高揚力
が必要となる離陸及び着陸時に行われるのが一般的で、
その作動装置では、図４に示すように、機力を動力源と
して、リンク機構０２を動かして、リンク機構の先に連
結された主翼本体０４のフラップ０１の角度をリンク機
構０２のピボット０５まわりに変えるようにしている。
が必要となる離陸及び着陸時に行われるのが一般的で、
その作動装置では、図４に示すように、機力を動力源と
して、リンク機構０２を動かして、リンク機構の先に連
結された主翼本体０４のフラップ０１の角度をリンク機
構０２のピボット０５まわりに変えるようにしている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】前記の従来の航空機の
フラップは、離着陸時において、高揚力を必要とする場
合に作動されるようになっている。しかし、高々度観測
機等の高々度を飛行する航空機では、空気密度が小さい
空気中を飛行するために必要な揚力を得るために主翼に
高アスペクト比翼を採用し、かつ、主翼の翼面積を大き
くしているが、更に主翼の揚力係数を増大させることが
望ましい。
フラップは、離着陸時において、高揚力を必要とする場
合に作動されるようになっている。しかし、高々度観測
機等の高々度を飛行する航空機では、空気密度が小さい
空気中を飛行するために必要な揚力を得るために主翼に
高アスペクト比翼を採用し、かつ、主翼の翼面積を大き
くしているが、更に主翼の揚力係数を増大させることが
望ましい。
【０００４】このように主翼の揚力係数を増大させるた
めには、フラップを作動させることが考えられるが、前
記の従来の航空機のフラップ作動装置では人工的な動力
源（機力）が必要であるため、作動システムが複雑化す
る。これに伴って、作動システムの重量を軽減すること
も難しい。さらに動力源が故障した場合、フラップを動
かすことができないため、航空機の安全性が損なわれ
る。
めには、フラップを作動させることが考えられるが、前
記の従来の航空機のフラップ作動装置では人工的な動力
源（機力）が必要であるため、作動システムが複雑化す
る。これに伴って、作動システムの重量を軽減すること
も難しい。さらに動力源が故障した場合、フラップを動
かすことができないため、航空機の安全性が損なわれ
る。
【０００５】本発明は、以上の点に鑑みてなされたもの
であり、高々度を飛行する航空機に適した飛行高度に応
じて簡単に作動させることを可能にした航空機のフラッ
プ作動装置を提供しようとするものである。
であり、高々度を飛行する航空機に適した飛行高度に応
じて簡単に作動させることを可能にした航空機のフラッ
プ作動装置を提供しようとするものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の航空機のフラッ
プ作動装置は、次の手段を講じた。 （１） 機体の外気が作用する個所に搭載され気体を封
入した弾性圧力容器、及び前記弾性圧力容器の体積変化
によって作動されるフラップよりなることを特徴とす
る。 （２） 機体の外気が作用する個所に搭載された形状記
憶合金、及び前記形状記憶合金の形状変化によって作動
されるフラップよりなることを特徴とする。
プ作動装置は、次の手段を講じた。 （１） 機体の外気が作用する個所に搭載され気体を封
入した弾性圧力容器、及び前記弾性圧力容器の体積変化
によって作動されるフラップよりなることを特徴とす
る。 （２） 機体の外気が作用する個所に搭載された形状記
憶合金、及び前記形状記憶合金の形状変化によって作動
されるフラップよりなることを特徴とする。
【０００７】
【作用】本発明は、以上のように構成されているので、
航空機の飛行高度の変化に伴って、弾性圧力容器に作用
する外気（大気）の圧力又は形状記憶合金に作用する外
気の温度が変化し、これに伴って弾性圧力容器の体積が
変化し又は形状記憶合金の形状が変化してフラップが作
動し翼の揚力係数が変わる。
航空機の飛行高度の変化に伴って、弾性圧力容器に作用
する外気（大気）の圧力又は形状記憶合金に作用する外
気の温度が変化し、これに伴って弾性圧力容器の体積が
変化し又は形状記憶合金の形状が変化してフラップが作
動し翼の揚力係数が変わる。
【０００８】従って、飛行高度の変化に応じて翼の揚力
係数が自動的に調整され、必要な揚力を得ることができ
る。
係数が自動的に調整され、必要な揚力を得ることができ
る。
【０００９】
【実施例】本発明の第１の実施例を、図１及び図２によ
って説明する。本実施例は高々度測観機等の高々度を長
時間飛行する航空機のフラップ作動装置に係るものであ
り、図２に示すように、航空機１０は高揚力を得るため
に高アスペクト比の翼面積の大きい主翼１１を備えてお
り、主翼の１１の後縁側には内側にフラップ１外側に補
助翼１２が設けられている。
って説明する。本実施例は高々度測観機等の高々度を長
時間飛行する航空機のフラップ作動装置に係るものであ
り、図２に示すように、航空機１０は高揚力を得るため
に高アスペクト比の翼面積の大きい主翼１１を備えてお
り、主翼の１１の後縁側には内側にフラップ１外側に補
助翼１２が設けられている。
【００１０】図１に示すように、前記フラップ１は主翼
本体に設けられたピボット５のまわりに回転可能なリン
ク機構２を介して気体を封入した弾性圧力容器３に接続
されている。この弾性圧力容器３の一端は翼本体４内の
外気が作用する部分に結合されている。
本体に設けられたピボット５のまわりに回転可能なリン
ク機構２を介して気体を封入した弾性圧力容器３に接続
されている。この弾性圧力容器３の一端は翼本体４内の
外気が作用する部分に結合されている。
【００１１】本実施例において、飛行高度が低空から高
空に変化していくと、気圧変化に伴って収縮していた圧
力容器３が次第に膨張し、この体積変化がリンク機構２
のピボット５のまわりの回転に変換されてフラップ角を
下げ側に変化させることができる。従って、飛行高度が
高くなって空気密度が低下しても、主翼の揚力係数を自
動的に増加させて必要な揚力を得ることができる。
空に変化していくと、気圧変化に伴って収縮していた圧
力容器３が次第に膨張し、この体積変化がリンク機構２
のピボット５のまわりの回転に変換されてフラップ角を
下げ側に変化させることができる。従って、飛行高度が
高くなって空気密度が低下しても、主翼の揚力係数を自
動的に増加させて必要な揚力を得ることができる。
【００１２】本発明の第２の実施例を、図３によって説
明する。本実施例は前記第１の実施例の気体を封入した
弾性圧力容器を以下に説明する形状記憶合金に置換した
ものである。
明する。本実施例は前記第１の実施例の気体を封入した
弾性圧力容器を以下に説明する形状記憶合金に置換した
ものである。
【００１３】即ち、図３に示すように、フラップ１は主
翼本体４に設けられたピボット５のまわりに回転可能な
リンク機構２を介して形状記憶合金６に接続されてい
る。形状記憶合金６の一端は翼本体４内の外気が作用す
る部分に結合されている。
翼本体４に設けられたピボット５のまわりに回転可能な
リンク機構２を介して形状記憶合金６に接続されてい
る。形状記憶合金６の一端は翼本体４内の外気が作用す
る部分に結合されている。
【００１４】本実施例において、飛行高度が変化してい
くと、気温変化に伴って形状記憶合金６が変形し、この
変形がリンク機構２のピボット５のまわりの回転に変換
されてフラップ角を下げ側に変化させることができる。
従って、前記第１の実施例におけると同様に、飛行高度
が高くなって空気密度が低下しても、主翼の揚力系数を
自動的に増加させて必要な揚力を得ることができる。
くと、気温変化に伴って形状記憶合金６が変形し、この
変形がリンク機構２のピボット５のまわりの回転に変換
されてフラップ角を下げ側に変化させることができる。
従って、前記第１の実施例におけると同様に、飛行高度
が高くなって空気密度が低下しても、主翼の揚力系数を
自動的に増加させて必要な揚力を得ることができる。
【００１５】２０Km〜３０Km高度を時速370Km で数日飛
行する高々度を飛行する航空機に前記の第１及び第２の
実施例のフラップ作動装置を用いた場合の飛行状態の１
例を以下に説明する。 （Ａ） 高々度での水平トリム飛行 地上及び高々度における空気の温度、空気密度及び気圧
は表１に示す通りである。
行する高々度を飛行する航空機に前記の第１及び第２の
実施例のフラップ作動装置を用いた場合の飛行状態の１
例を以下に説明する。 （Ａ） 高々度での水平トリム飛行 地上及び高々度における空気の温度、空気密度及び気圧
は表１に示す通りである。
【００１６】
【表１】
【００１７】機体重量をＷ，揚力をＬ，ρを空気密度，
Ｕを飛行速度，Ｓを主翼面積，Ｃｌを揚力係数とする
と、水平トリム飛行では、 Ｗ＝Ｌ＝ 1/2ρＵ2 ＳＣｌ （１） の関係が成立する。しかし、表１に示すように、２５Km
の高々度の飛行では、空気密度が地上の 1/30 程度とな
るために、主翼面積を大きくし、かつ、主翼を高アスペ
クト比にすると共に前記第１及び第２実施例におけるよ
うに、自動的にフラップを下げて揚力係数を増加させる
ことが極めて重要である。 （Ｂ） 離着陸時 前記のように主翼面積を大きくしているので、地上では
小さい揚力係数で機体重量を支えることができ、フラッ
プの必要はない。
Ｕを飛行速度，Ｓを主翼面積，Ｃｌを揚力係数とする
と、水平トリム飛行では、 Ｗ＝Ｌ＝ 1/2ρＵ2 ＳＣｌ （１） の関係が成立する。しかし、表１に示すように、２５Km
の高々度の飛行では、空気密度が地上の 1/30 程度とな
るために、主翼面積を大きくし、かつ、主翼を高アスペ
クト比にすると共に前記第１及び第２実施例におけるよ
うに、自動的にフラップを下げて揚力係数を増加させる
ことが極めて重要である。 （Ｂ） 離着陸時 前記のように主翼面積を大きくしているので、地上では
小さい揚力係数で機体重量を支えることができ、フラッ
プの必要はない。
【００１８】前記の高々度における370Km の巡航時の速
度Ｕは103m/sであり、巡航時と離陸時の揚力係数をそれ
ぞれＣｌ1 ，Ｃｌ2 とし、離陸時の速度をＵ2 とする
と、前記（１）式より Ｗ＝ 1/2×0.0041×1032×Ｓ×Ｃｌ1 ＝ 1/2×0.125 ×Ｕ2 2×Ｓ×Ｃｌ2 の関係が成立し、 Ｕ2 ＝18.65 √Ｃｌ1 ／Ｃｌ2 となる。 Ｃｌ1 ＝1.5 （フラップ下げ）， Ｃｌ2 ＝0.2 （フラ
ップ上げ）とすると、Ｕ2 ＝５１m/s （時速180Km ） と低速とすることができ、かつ、この離陸時には通常の
航空機とは逆にフラップを上げる操作を行うことにな
る。また、着陸時には、離陸時に比して燃料消費分だけ
重量が軽くなるので着陸速度はより低くなる。
度Ｕは103m/sであり、巡航時と離陸時の揚力係数をそれ
ぞれＣｌ1 ，Ｃｌ2 とし、離陸時の速度をＵ2 とする
と、前記（１）式より Ｗ＝ 1/2×0.0041×1032×Ｓ×Ｃｌ1 ＝ 1/2×0.125 ×Ｕ2 2×Ｓ×Ｃｌ2 の関係が成立し、 Ｕ2 ＝18.65 √Ｃｌ1 ／Ｃｌ2 となる。 Ｃｌ1 ＝1.5 （フラップ下げ）， Ｃｌ2 ＝0.2 （フラ
ップ上げ）とすると、Ｕ2 ＝５１m/s （時速180Km ） と低速とすることができ、かつ、この離陸時には通常の
航空機とは逆にフラップを上げる操作を行うことにな
る。また、着陸時には、離陸時に比して燃料消費分だけ
重量が軽くなるので着陸速度はより低くなる。
【００１９】
【発明の効果】本発明は、以上説明したように、飛行高
度に応じてフラップ角が変化して必要な揚力係数を得る
ことができ、また更に作動システムを簡素化することが
できて信頼性を向上させるとともに、機体重量の低減を
図ることができる。
度に応じてフラップ角が変化して必要な揚力係数を得る
ことができ、また更に作動システムを簡素化することが
できて信頼性を向上させるとともに、機体重量の低減を
図ることができる。
【図１】本発明の第１の実施例の説明図である。
【図２】前記第１の実施例が適用される航空機の平面図
である。
である。
【図３】本発明の第２の実施例の説明図である。
【図４】従来の航空機のフラップ作動装置の側面図であ
る。
る。
１ フラップ ２ リンク機構 ３ 気体を封入した弾性圧力容器 ４ 主翼本体 ５ ピボット ６ 形状記憶合金 １０ 航空機 １１ 主翼 １２ 補助翼
Claims (2)
- 【請求項１】 機体の外気が作用する個所に搭載され気
体を封入した弾性圧力容器、及び前記弾性圧力容器の体
積変化によって作動されるフラップよりなることを特徴
とする航空機のフラップ作動装置。 - 【請求項２】 機体の外気が作用する個所に搭載された
形状記憶合金、及び前記形状記憶合金の形状変化によっ
て作動されるフラップよりなることを特徴とする航空機
のフラップ作動装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30596294A JPH08156891A (ja) | 1994-12-09 | 1994-12-09 | 航空機のフラップ作動装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP30596294A JPH08156891A (ja) | 1994-12-09 | 1994-12-09 | 航空機のフラップ作動装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08156891A true JPH08156891A (ja) | 1996-06-18 |
Family
ID=17951401
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP30596294A Withdrawn JPH08156891A (ja) | 1994-12-09 | 1994-12-09 | 航空機のフラップ作動装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08156891A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2008147463A3 (en) * | 2006-12-14 | 2009-03-26 | Sikorsky Aircraft Corp | On-blade actuator for helicopter rotor blade control flaps |
| WO2008147462A3 (en) * | 2006-12-14 | 2009-03-26 | Sikorsky Aircraft Corp | Hybrid actuator for helicopter rotor blade control flaps |
| JP2010506789A (ja) * | 2006-10-20 | 2010-03-04 | アストリウム・エス・エー・エス | 航空力学的および宇宙的飛行を行う飛行機およびそれに関係した操縦方法 |
| US7703839B2 (en) * | 2003-12-04 | 2010-04-27 | Gm Global Technology Operations, Inc. | Airflow control devices based on active materials |
-
1994
- 1994-12-09 JP JP30596294A patent/JPH08156891A/ja not_active Withdrawn
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7703839B2 (en) * | 2003-12-04 | 2010-04-27 | Gm Global Technology Operations, Inc. | Airflow control devices based on active materials |
| JP2010506789A (ja) * | 2006-10-20 | 2010-03-04 | アストリウム・エス・エー・エス | 航空力学的および宇宙的飛行を行う飛行機およびそれに関係した操縦方法 |
| WO2008147463A3 (en) * | 2006-12-14 | 2009-03-26 | Sikorsky Aircraft Corp | On-blade actuator for helicopter rotor blade control flaps |
| WO2008147462A3 (en) * | 2006-12-14 | 2009-03-26 | Sikorsky Aircraft Corp | Hybrid actuator for helicopter rotor blade control flaps |
| US7762770B2 (en) | 2006-12-14 | 2010-07-27 | Sikorsky Aircraft Corporation | Hybrid actuator for helicopter rotor blade control flaps |
| US8672627B2 (en) | 2006-12-14 | 2014-03-18 | Sikorsky Aircraft Corporation | On-blade actuator for helicopter rotor blade control flaps |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5098034A (en) | Vertical/short takeoff or landing aircraft having a rotatable wing and tandem supporting surfaces | |
| EP0630807B1 (en) | Supersonic aircraft and method | |
| US4804155A (en) | VTOL aircraft | |
| US5294076A (en) | Airship and method for controlling its flight | |
| US3142455A (en) | Rotary vertical take-off and landing aircraft | |
| US7883051B2 (en) | Ducted propulsion vector system | |
| US5437419A (en) | Rotorcraft blade-vortex interaction controller | |
| JP2005297825A (ja) | 低ブーム特性と低抵抗特性を両立する可変前進翼超音速航空機 | |
| US11498672B2 (en) | Stowed blade active restraint | |
| US2559827A (en) | Means for stabilization of airplanes having highly swept-back wings | |
| JPH08156891A (ja) | 航空機のフラップ作動装置 | |
| US1935824A (en) | Aircraft control means | |
| WO2022050928A1 (ru) | Консоль крыла для летательного аппарата вертикального взлета и посадки и летательный аппарат с такой консолью | |
| US2959374A (en) | Jet-powered rotorless convertible aircraft | |
| CN106927033A (zh) | 一种立式共轴双旋翼飞行器 | |
| RU2101214C1 (ru) | Скоростной воздухоплавательный аппарат | |
| CN206900650U (zh) | 一种立式共轴双旋翼飞行器 | |
| Lentine et al. | Research in maneuverability of the XH-51A compound helicopter | |
| US2611213A (en) | U control toy airplane | |
| GB1508389A (en) | Aerodynamic lift enhancing apparatus | |
| Fradenburgh et al. | Flight Program on the NH‐3A Research Helicopter | |
| Breitbach et al. | Overview of adaptronics in aeronautical applications | |
| Weitz | A Qualitative Discussion of the Stability and Control of VTOL Aircraft During Hover Out of Ground Effect and Transition | |
| Nichols et al. | Fixed wing CCW aerodynamics with and without supplementary thrust deflection | |
| DeTore et al. | Technology needs for high speed rotorcraft (3) |
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: 20020305 |