JPH1179096A - 航空機用揚力増加装置 - Google Patents
航空機用揚力増加装置Info
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- JPH1179096A JPH1179096A JP23988997A JP23988997A JPH1179096A JP H1179096 A JPH1179096 A JP H1179096A JP 23988997 A JP23988997 A JP 23988997A JP 23988997 A JP23988997 A JP 23988997A JP H1179096 A JPH1179096 A JP H1179096A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 航空機の機首を下げた降下飛行時又は下降気
流内の飛行時であっても、航空機の主翼に十分な大きさ
の揚力を発生させる。 【解決手段】 航空機用揚力増加装置は、機体外の空気
をラジエータ２に導入する空気導入口３と、ラジエータ
２を通過した空気を主翼の下面側に排出する空気排出口
５とを有する。ラジエータ２を通過して温度上昇した空
気が主翼の下面側に排出されると、主翼の下面側の空気
の温度が上昇し、その結果、主翼の下面側の空気の温度
と比例関係にある主翼の下面側の静圧が増加し、航空機
の主翼に発生する揚力が増加する。
流内の飛行時であっても、航空機の主翼に十分な大きさ
の揚力を発生させる。 【解決手段】 航空機用揚力増加装置は、機体外の空気
をラジエータ２に導入する空気導入口３と、ラジエータ
２を通過した空気を主翼の下面側に排出する空気排出口
５とを有する。ラジエータ２を通過して温度上昇した空
気が主翼の下面側に排出されると、主翼の下面側の空気
の温度が上昇し、その結果、主翼の下面側の空気の温度
と比例関係にある主翼の下面側の静圧が増加し、航空機
の主翼に発生する揚力が増加する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は航空機用揚力増加装
置に関する。
置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来から、図７に示すように、航空機の
主翼に揚力を発生させるために、主翼を通過する気流の
分岐点Ａから合流点Ｂまでの主翼の上面側の距離ＤUPが
下面側の距離ＤLOW よりも大きくなるように主翼の断面
形状を構成する技術が知られている。図７は従来の通常
の飛行時の航空機の主翼の断面図である。上述した技術
は、例えば文献「航空工学入門」（日本航空技術協会１
９９４年１月発行）に記載されている。この文献は、主
翼を通過する気流の分岐点Ａから合流点Ｂまでの主翼の
上面側の距離ＤUPが下面側の距離ＤLOW よりも大きくな
るように主翼の断面形状を構成した場合に航空機の主翼
に揚力が発生する理由を以下のように説明している。
主翼に揚力を発生させるために、主翼を通過する気流の
分岐点Ａから合流点Ｂまでの主翼の上面側の距離ＤUPが
下面側の距離ＤLOW よりも大きくなるように主翼の断面
形状を構成する技術が知られている。図７は従来の通常
の飛行時の航空機の主翼の断面図である。上述した技術
は、例えば文献「航空工学入門」（日本航空技術協会１
９９４年１月発行）に記載されている。この文献は、主
翼を通過する気流の分岐点Ａから合流点Ｂまでの主翼の
上面側の距離ＤUPが下面側の距離ＤLOW よりも大きくな
るように主翼の断面形状を構成した場合に航空機の主翼
に揚力が発生する理由を以下のように説明している。
【０００３】まず温度一定等、一定の条件下では、ベル
ヌーイの定理より、 Ｐ＋ρＶ2 ／２＝一定 Ｐ：静圧 ρ：流体の密度 Ｖ：流速 ρＶ2 ／２：動圧 が成立する。この定理を、主翼の上面側と下面側とに適
用すると、 ＰUP＋ρＶUP 2 ／２＝ＰLOW ＋ρＶLOW 2 ／２ ＰUP：主翼の上面側の静圧 ＶUP：主翼の上面側を通過する空気の流速 ρＶUP 2 ／２：主翼の上面側の動圧 ＰLOW ：主翼の下面側の静圧 ＶLOW ：主翼の下面側を通過する空気の流速 ρＶLOW 2 ／２：主翼の下面側の動圧 となる。ここで、図７に示すように、気流の分岐点Ａか
ら合流点Ｂまでの主翼の上面側の距離ＤUPは主翼の下面
側の距離ＤLOW よりも大きい（ＤUP＞ＤLOW ）。その
上、気流が分岐点Ａから主翼の上面に沿って合流点Ｂま
で到達するのに要する時間と気流が分岐点Ａから主翼の
下面に沿って合流点Ｂまで到達するのに要する時間とは
等しい。そのため、主翼の上面側を通過する空気の流速
ＶUPは主翼の下面側を通過する空気の流速ＶLOW よりも
大きくなっている（ＶUP＞ＶLOW ）。つまり、主翼の上
面側と主翼の下面側とで流体の密度ρは同一であるた
め、主翼の上面側の動圧ρＶUP 2 ／２は主翼の下面側の
動圧ρＶLOW 2 ／２よりも大きくなっている（ρＶUP 2
／２＞ρＶLOW 2 ／２）。それゆえ、主翼の下面側の静
圧ＰLOW は主翼の上面側の静圧ＰUPよりも大きくなって
いる（ＰLOW ＞ＰUP）。その結果、航空機の主翼には揚
力Ｌ（＝ＰLOW −ＰUP＞０）が発生する。
ヌーイの定理より、 Ｐ＋ρＶ2 ／２＝一定 Ｐ：静圧 ρ：流体の密度 Ｖ：流速 ρＶ2 ／２：動圧 が成立する。この定理を、主翼の上面側と下面側とに適
用すると、 ＰUP＋ρＶUP 2 ／２＝ＰLOW ＋ρＶLOW 2 ／２ ＰUP：主翼の上面側の静圧 ＶUP：主翼の上面側を通過する空気の流速 ρＶUP 2 ／２：主翼の上面側の動圧 ＰLOW ：主翼の下面側の静圧 ＶLOW ：主翼の下面側を通過する空気の流速 ρＶLOW 2 ／２：主翼の下面側の動圧 となる。ここで、図７に示すように、気流の分岐点Ａか
ら合流点Ｂまでの主翼の上面側の距離ＤUPは主翼の下面
側の距離ＤLOW よりも大きい（ＤUP＞ＤLOW ）。その
上、気流が分岐点Ａから主翼の上面に沿って合流点Ｂま
で到達するのに要する時間と気流が分岐点Ａから主翼の
下面に沿って合流点Ｂまで到達するのに要する時間とは
等しい。そのため、主翼の上面側を通過する空気の流速
ＶUPは主翼の下面側を通過する空気の流速ＶLOW よりも
大きくなっている（ＶUP＞ＶLOW ）。つまり、主翼の上
面側と主翼の下面側とで流体の密度ρは同一であるた
め、主翼の上面側の動圧ρＶUP 2 ／２は主翼の下面側の
動圧ρＶLOW 2 ／２よりも大きくなっている（ρＶUP 2
／２＞ρＶLOW 2 ／２）。それゆえ、主翼の下面側の静
圧ＰLOW は主翼の上面側の静圧ＰUPよりも大きくなって
いる（ＰLOW ＞ＰUP）。その結果、航空機の主翼には揚
力Ｌ（＝ＰLOW −ＰUP＞０）が発生する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ところが、図８に示す
ように、航空機が機首を下げて降下飛行する場合、ある
いは下降気流内を飛行する場合には、分岐点Ａ’及び合
流点Ｂ’は、それぞれ、図７の分岐点Ａ及び合流点Ｂか
ら移動する。そのため、図７に示した通常の飛行時に比
べて、気流の分岐点Ａ’から合流点Ｂ’までの主翼の上
面側の距離ＤUP’が減少し（ＤUP＞ＤUP’）、主翼の下
面側の距離ＤLOW ’が増加する（ＤLOW ’＞ＤLOW ）。
それゆえ、主翼の上面側を通過する空気の流速ＶUP’と
主翼の下面側を通過する空気の流速ＶLOW ’との差がそ
れほどなくなり、主翼の下面側の静圧ＰLOW ’と主翼の
上面側の静圧ＰUP’との差がそれほどなくなる。その結
果、揚力Ｌ’（＝ＰLOW ’−ＰUP’）が不足してしま
い、航空機の飛行が不安定になってしまう。
ように、航空機が機首を下げて降下飛行する場合、ある
いは下降気流内を飛行する場合には、分岐点Ａ’及び合
流点Ｂ’は、それぞれ、図７の分岐点Ａ及び合流点Ｂか
ら移動する。そのため、図７に示した通常の飛行時に比
べて、気流の分岐点Ａ’から合流点Ｂ’までの主翼の上
面側の距離ＤUP’が減少し（ＤUP＞ＤUP’）、主翼の下
面側の距離ＤLOW ’が増加する（ＤLOW ’＞ＤLOW ）。
それゆえ、主翼の上面側を通過する空気の流速ＶUP’と
主翼の下面側を通過する空気の流速ＶLOW ’との差がそ
れほどなくなり、主翼の下面側の静圧ＰLOW ’と主翼の
上面側の静圧ＰUP’との差がそれほどなくなる。その結
果、揚力Ｌ’（＝ＰLOW ’−ＰUP’）が不足してしま
い、航空機の飛行が不安定になってしまう。
【０００５】前記問題点に鑑み、本発明は、航空機が機
首を下げて降下飛行する場合、あるいは下降気流内を飛
行する場合であっても、航空機の主翼に発生する揚力を
十分に確保し、それゆえ、航空機の飛行を安定させるこ
とができる航空機用揚力増加装置を提供することを目的
とする。
首を下げて降下飛行する場合、あるいは下降気流内を飛
行する場合であっても、航空機の主翼に発生する揚力を
十分に確保し、それゆえ、航空機の飛行を安定させるこ
とができる航空機用揚力増加装置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】請求項１に記載の発明に
よれば、エンジン冷却用の冷却水を冷却するためのラジ
エータを備えた水冷式エンジンを搭載しておりかつ主翼
を備えた航空機に設けられた航空機用揚力増加装置にお
いて、前記航空機の機体外の空気を前記ラジエータに導
入するための空気導入口と、前記ラジエータを通過して
温度上昇した空気を前記主翼の下面側に排出するための
空気排出口とを具備することを特徴とする航空機用揚力
増加装置が提供される。
よれば、エンジン冷却用の冷却水を冷却するためのラジ
エータを備えた水冷式エンジンを搭載しておりかつ主翼
を備えた航空機に設けられた航空機用揚力増加装置にお
いて、前記航空機の機体外の空気を前記ラジエータに導
入するための空気導入口と、前記ラジエータを通過して
温度上昇した空気を前記主翼の下面側に排出するための
空気排出口とを具備することを特徴とする航空機用揚力
増加装置が提供される。
【０００７】請求項１に記載の航空機用揚力増加装置
は、ラジエータを通過して温度上昇した空気を主翼の下
面側に排出するため、主翼の下面側の空気の温度が上昇
する。その結果、主翼の下面側の空気の温度と比例関係
にある主翼の下面側の静圧が増加し、航空機の主翼に発
生する揚力が増加する。それゆえ、航空機が機首を下げ
て降下飛行する場合、あるいは下降気流内を飛行する場
合であっても、航空機の主翼に発生する揚力を十分に確
保し、それゆえ、航空機の飛行を安定させることができ
る。
は、ラジエータを通過して温度上昇した空気を主翼の下
面側に排出するため、主翼の下面側の空気の温度が上昇
する。その結果、主翼の下面側の空気の温度と比例関係
にある主翼の下面側の静圧が増加し、航空機の主翼に発
生する揚力が増加する。それゆえ、航空機が機首を下げ
て降下飛行する場合、あるいは下降気流内を飛行する場
合であっても、航空機の主翼に発生する揚力を十分に確
保し、それゆえ、航空機の飛行を安定させることができ
る。
【０００８】請求項２に記載の発明によれば、前記温度
上昇した空気の排出量を調節するために、前記空気排出
口の開度が調節可能であることを特徴とする請求項１に
記載の航空機用揚力増加装置が提供される。
上昇した空気の排出量を調節するために、前記空気排出
口の開度が調節可能であることを特徴とする請求項１に
記載の航空機用揚力増加装置が提供される。
【０００９】請求項２に記載の航空機用揚力増加装置
は、ラジエータを通過して温度上昇した空気の排出量を
調節することができるため、必要に応じて、航空機の主
翼に発生する揚力の大きさを調節することができる。
は、ラジエータを通過して温度上昇した空気の排出量を
調節することができるため、必要に応じて、航空機の主
翼に発生する揚力の大きさを調節することができる。
【００１０】請求項３に記載の発明によれば、前記ラジ
エータが前記主翼内に設けられていることを特徴とする
請求項１に記載の航空機用揚力増加装置が提供される。
エータが前記主翼内に設けられていることを特徴とする
請求項１に記載の航空機用揚力増加装置が提供される。
【００１１】請求項３に記載の航空機用揚力増加装置
は、ラジエータが、空気排出口から離れた位置ではな
く、空気排出口に近い主翼内に設けられているため、ラ
ジエータが空気排出口から離れた位置に設けられている
場合よりも高温の空気を主翼の下面側に排出することが
でき、それゆえ、より一層大きな揚力を航空機の主翼に
発生させることができる。更に、ラジエータが空気排出
口から離れた位置に設けられている場合よりも、ラジエ
ータから空気排出口までの通路を短くすることができ、
それゆえ、航空機用揚力増加装置を小型化することがで
きる。
は、ラジエータが、空気排出口から離れた位置ではな
く、空気排出口に近い主翼内に設けられているため、ラ
ジエータが空気排出口から離れた位置に設けられている
場合よりも高温の空気を主翼の下面側に排出することが
でき、それゆえ、より一層大きな揚力を航空機の主翼に
発生させることができる。更に、ラジエータが空気排出
口から離れた位置に設けられている場合よりも、ラジエ
ータから空気排出口までの通路を短くすることができ、
それゆえ、航空機用揚力増加装置を小型化することがで
きる。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を用いて本発明の
実施形態について説明する。
実施形態について説明する。
【００１３】図１は本発明の航空機用揚力増加装置を備
えた航空機の主翼の一実施形態を示す断面図である。図
１において、１は航空機の主翼、２は主翼１内に設けら
れたラジエータ、３は不図示のエンジンからラジエータ
２に送られたエンジン冷却用冷却水を冷却するための空
気を機体外から導入するための空気導入口である。４は
空気導入口３とラジエータ２とを連通するための導入空
気通路、５はラジエータ２を通過して温度上昇した空気
を主翼の下面側に排出するための空気排出口である。６
はラジエータ２と空気排出口５とを連通するための排出
空気通路、７は空気排出口５の開口量を調節して排出空
気量を調節するためのフラップ、８はフラップピボット
である。Ａは主翼１を通過する気流が主翼の上面側と下
面側とに分岐する分岐点、Ｂは主翼の上面側と下面側と
に沿って流れた気流が再び合流する合流点である。ＰUP
は主翼の上面側の静圧、ＰLOW は主翼の下面側の静圧で
ある。
えた航空機の主翼の一実施形態を示す断面図である。図
１において、１は航空機の主翼、２は主翼１内に設けら
れたラジエータ、３は不図示のエンジンからラジエータ
２に送られたエンジン冷却用冷却水を冷却するための空
気を機体外から導入するための空気導入口である。４は
空気導入口３とラジエータ２とを連通するための導入空
気通路、５はラジエータ２を通過して温度上昇した空気
を主翼の下面側に排出するための空気排出口である。６
はラジエータ２と空気排出口５とを連通するための排出
空気通路、７は空気排出口５の開口量を調節して排出空
気量を調節するためのフラップ、８はフラップピボット
である。Ａは主翼１を通過する気流が主翼の上面側と下
面側とに分岐する分岐点、Ｂは主翼の上面側と下面側と
に沿って流れた気流が再び合流する合流点である。ＰUP
は主翼の上面側の静圧、ＰLOW は主翼の下面側の静圧で
ある。
【００１４】図１に示すように、主翼１を通過する気流
は、分岐点Ａにおいて、主翼の上面側への流れと主翼の
下面側への流れとに分岐する。主翼の上面側に分岐した
気流は、主翼の上面に沿って流れて合流点Ｂに到達す
る。そのため、主翼の上面側の空気の温度は、図７に示
した従来の場合と同様に、外気温に等しくなる。一方、
主翼の下面側に分岐した気流の一部は、空気導入口３か
ら導入され、ラジエータ２を通過する際に温度上昇し、
空気排出口５を介して機体外に排出され、主翼の下面に
沿って流れて合流点Ｂに到達する。そのため、主翼の下
面側の空気の温度は、図７に示した従来の場合と異な
り、外気温よりも高くなる。ここで、空気の圧力は空気
の温度と比例関係にある。それゆえ、本実施形態の主翼
の上面側の静圧ＰUPは、図７に示した従来の場合の主翼
の上面側の静圧と等しいが、本実施形態の主翼の下面側
の静圧ＰLOW は、主翼の下面側の空気の温度と外気温と
の差分に基づく静圧増加分だけ、図７に示した従来の場
合の主翼の下面側の静圧よりも高くなる。つまり、本実
施形態の揚力Ｌ（＝ＰLOW −ＰUP）は、主翼の下面側の
空気の温度と外気温との差分に基づく静圧増加分だけ、
図７に示した従来の場合の揚力よりも大きくなる。その
結果、図８に示したように航空機が機首を下げて降下飛
行する場合、あるいは下降気流内を飛行する場合であっ
ても、本実施形態の航空機用揚力増加装置によって、航
空機の主翼に必要十分な揚力を発生させることが可能に
なり、航空機は安定して飛行することができる。
は、分岐点Ａにおいて、主翼の上面側への流れと主翼の
下面側への流れとに分岐する。主翼の上面側に分岐した
気流は、主翼の上面に沿って流れて合流点Ｂに到達す
る。そのため、主翼の上面側の空気の温度は、図７に示
した従来の場合と同様に、外気温に等しくなる。一方、
主翼の下面側に分岐した気流の一部は、空気導入口３か
ら導入され、ラジエータ２を通過する際に温度上昇し、
空気排出口５を介して機体外に排出され、主翼の下面に
沿って流れて合流点Ｂに到達する。そのため、主翼の下
面側の空気の温度は、図７に示した従来の場合と異な
り、外気温よりも高くなる。ここで、空気の圧力は空気
の温度と比例関係にある。それゆえ、本実施形態の主翼
の上面側の静圧ＰUPは、図７に示した従来の場合の主翼
の上面側の静圧と等しいが、本実施形態の主翼の下面側
の静圧ＰLOW は、主翼の下面側の空気の温度と外気温と
の差分に基づく静圧増加分だけ、図７に示した従来の場
合の主翼の下面側の静圧よりも高くなる。つまり、本実
施形態の揚力Ｌ（＝ＰLOW −ＰUP）は、主翼の下面側の
空気の温度と外気温との差分に基づく静圧増加分だけ、
図７に示した従来の場合の揚力よりも大きくなる。その
結果、図８に示したように航空機が機首を下げて降下飛
行する場合、あるいは下降気流内を飛行する場合であっ
ても、本実施形態の航空機用揚力増加装置によって、航
空機の主翼に必要十分な揚力を発生させることが可能に
なり、航空機は安定して飛行することができる。
【００１５】また、図１に示すように、ラジエータ２
は、エンジン（図示せず）の近く、つまり、空気排出口
５から離れた位置ではなく、主翼１内の空気排出口５の
近くに設けられている。そのため、ラジエータ２が空気
排出口５から離れた位置に設けられている場合よりも、
高温の空気を主翼１の下面側に排出できるため、揚力の
増加量を大きくすることができ、更に、比較的直径の大
きい排出空気通路６を可能な限り短くできるため、航空
機用揚力増加装置を小型化することができる。
は、エンジン（図示せず）の近く、つまり、空気排出口
５から離れた位置ではなく、主翼１内の空気排出口５の
近くに設けられている。そのため、ラジエータ２が空気
排出口５から離れた位置に設けられている場合よりも、
高温の空気を主翼１の下面側に排出できるため、揚力の
増加量を大きくすることができ、更に、比較的直径の大
きい排出空気通路６を可能な限り短くできるため、航空
機用揚力増加装置を小型化することができる。
【００１６】尚、空気排出口５から排出される空気の流
量は、温度上昇に伴う体積膨張により、空気導入口３か
ら導入された空気の流量よりも大きくなっている。その
ため、排出空気流量と導入空気流量との差分は、推進力
として、航空機の推進に寄与している。
量は、温度上昇に伴う体積膨張により、空気導入口３か
ら導入された空気の流量よりも大きくなっている。その
ため、排出空気流量と導入空気流量との差分は、推進力
として、航空機の推進に寄与している。
【００１７】また、本実施形態では、フラップ７の開度
θを制御することによって、空気排出口５の開口量を調
節することができる。以下、フラップ開度制御方法につ
いて説明する。図２は航空機用揚力増加装置に設けられ
たフラップ開度制御装置の概略構成図である。図２にお
いて、１１は航空機の飛行速度を検出するための飛行速
度検出センサ、１２は航空機の機首の角度を検出するた
めの機首角度検出センサである。１３は空気排出口５か
ら排出される空気の温度を検出するためにラジエータ２
の下流側に設けられた排出空気温度センサ、１４はフラ
ップ開度検出センサ、１５は例えばサーボモータを備え
ているフラップ駆動装置である。１６は、飛行速度検出
センサ１１、機首角度検出センサ１２、排出空気温度セ
ンサ１３、フラップ開度検出センサ１４及びフラップ駆
動装置１５に電気接続されたコンピュータである。
θを制御することによって、空気排出口５の開口量を調
節することができる。以下、フラップ開度制御方法につ
いて説明する。図２は航空機用揚力増加装置に設けられ
たフラップ開度制御装置の概略構成図である。図２にお
いて、１１は航空機の飛行速度を検出するための飛行速
度検出センサ、１２は航空機の機首の角度を検出するた
めの機首角度検出センサである。１３は空気排出口５か
ら排出される空気の温度を検出するためにラジエータ２
の下流側に設けられた排出空気温度センサ、１４はフラ
ップ開度検出センサ、１５は例えばサーボモータを備え
ているフラップ駆動装置である。１６は、飛行速度検出
センサ１１、機首角度検出センサ１２、排出空気温度セ
ンサ１３、フラップ開度検出センサ１４及びフラップ駆
動装置１５に電気接続されたコンピュータである。
【００１８】図３は図２のフラップ開度制御装置による
フラップ開度制御方法を示すフローチャートである。図
２及び図３に示すように、フラップ開度制御が開始する
と、ステップ１０１において、飛行速度検出センサ１１
により航空機の飛行速度を検出する。続いてステップ１
０２において、機首角度検出センサ１２により航空機の
機首の角度を検出する。続いてステップ１０３におい
て、予めコンピュータ１６に格納されている図４に示す
マップに基づいて要求揚力増加量を算出する。図４は航
空機の飛行速度と機首の角度と要求揚力増加量との関係
を示したマップである。図４に示すように、要求揚力増
加量は、飛行速度が低くなるに従って、また、機首が下
向きになるに従って大きくなっている。
フラップ開度制御方法を示すフローチャートである。図
２及び図３に示すように、フラップ開度制御が開始する
と、ステップ１０１において、飛行速度検出センサ１１
により航空機の飛行速度を検出する。続いてステップ１
０２において、機首角度検出センサ１２により航空機の
機首の角度を検出する。続いてステップ１０３におい
て、予めコンピュータ１６に格納されている図４に示す
マップに基づいて要求揚力増加量を算出する。図４は航
空機の飛行速度と機首の角度と要求揚力増加量との関係
を示したマップである。図４に示すように、要求揚力増
加量は、飛行速度が低くなるに従って、また、機首が下
向きになるに従って大きくなっている。
【００１９】図３に戻り、ステップ１０４において、排
出空気温度センサ１３により主翼１の下面側に排出され
る空気の温度を検出する。続いてステップ１０５におい
て、予めコンピュータ１６に格納されている図５に示す
マップに基づいて要求フラップ開度を算出する。図５は
主翼の下面側に排出される空気の温度と要求揚力増加量
と要求フラップ開度との関係を示したマップである。図
５に示すように、要求フラップ開度は、主翼の下面側に
排出される空気の温度が低くなるに従って、また、要求
揚力増加量が大きくなるに従って大きくなっている。
出空気温度センサ１３により主翼１の下面側に排出され
る空気の温度を検出する。続いてステップ１０５におい
て、予めコンピュータ１６に格納されている図５に示す
マップに基づいて要求フラップ開度を算出する。図５は
主翼の下面側に排出される空気の温度と要求揚力増加量
と要求フラップ開度との関係を示したマップである。図
５に示すように、要求フラップ開度は、主翼の下面側に
排出される空気の温度が低くなるに従って、また、要求
揚力増加量が大きくなるに従って大きくなっている。
【００２０】尚、他の実施形態では、主翼の下面側に排
出される空気の温度を検出するための排出空気温度セン
サ１３の他に、主翼の上面側の空気の温度、すなわち外
気温を検出するための外気温センサを設けることも可能
である。その場合、図５のマップ中の排出空気温度の代
わりに、主翼の下面側の空気の温度と外気温との差分が
使用される。つまり、要求フラップ開度は、主翼の下面
側の空気の温度と外気温との差分が小さくなるに従って
大きくなる。
出される空気の温度を検出するための排出空気温度セン
サ１３の他に、主翼の上面側の空気の温度、すなわち外
気温を検出するための外気温センサを設けることも可能
である。その場合、図５のマップ中の排出空気温度の代
わりに、主翼の下面側の空気の温度と外気温との差分が
使用される。つまり、要求フラップ開度は、主翼の下面
側の空気の温度と外気温との差分が小さくなるに従って
大きくなる。
【００２１】更に他の実施形態では、上述した他の実施
形態の排出空気温度センサ１３及び外気温センサの代わ
りに、それぞれ、主翼の下面側の静圧を検出するための
下面側静圧検出センサと、主翼の上面側の静圧を検出す
るための上面側静圧検出センサとを設けることも可能で
ある。その場合、図５のマップ中の排出空気温度の代わ
りに、下面側静圧と上面側静圧との差分が使用される。
つまり、要求フラップ開度は、下面側静圧と上面側静圧
との差分が小さくなるに従って大きくなる。
形態の排出空気温度センサ１３及び外気温センサの代わ
りに、それぞれ、主翼の下面側の静圧を検出するための
下面側静圧検出センサと、主翼の上面側の静圧を検出す
るための上面側静圧検出センサとを設けることも可能で
ある。その場合、図５のマップ中の排出空気温度の代わ
りに、下面側静圧と上面側静圧との差分が使用される。
つまり、要求フラップ開度は、下面側静圧と上面側静圧
との差分が小さくなるに従って大きくなる。
【００２２】図３に戻り、ステップ１０６において、フ
ラップ開度検出センサ１４により実際のフラップ開度を
検出する。続いてステップ１０７において、フラップ開
度制御量（＝（要求フラップ開度）−（実際のフラップ
開度））を算出し、ステップ１０８において、フラップ
駆動装置１５によりフラップピボット８を中心にフラッ
プ７をフラップ開度制御量だけ回転させ、フラップ開度
を制御する。尚、図６に示すように、実際の揚力増加量
は、ある所定値θLIMIT まではフラップ開度の増加に従
って増加するが、所定値θLIMIT を越えると、主翼の下
面側の静圧を受ける面積の減少等のために、逆に、フラ
ップ開度の増加に従って減少してしまう。そのため、フ
ラップ駆動装置１５は、フラップ開度０〜θLIMIT の範
囲内でフラップ７を回転させることができるように設定
されている。
ラップ開度検出センサ１４により実際のフラップ開度を
検出する。続いてステップ１０７において、フラップ開
度制御量（＝（要求フラップ開度）−（実際のフラップ
開度））を算出し、ステップ１０８において、フラップ
駆動装置１５によりフラップピボット８を中心にフラッ
プ７をフラップ開度制御量だけ回転させ、フラップ開度
を制御する。尚、図６に示すように、実際の揚力増加量
は、ある所定値θLIMIT まではフラップ開度の増加に従
って増加するが、所定値θLIMIT を越えると、主翼の下
面側の静圧を受ける面積の減少等のために、逆に、フラ
ップ開度の増加に従って減少してしまう。そのため、フ
ラップ駆動装置１５は、フラップ開度０〜θLIMIT の範
囲内でフラップ７を回転させることができるように設定
されている。
【００２３】図３に戻り、ステップ１０９において、フ
ラップ開度制御を終了するか否かを判断し、例えば航空
機が飛行を終了する場合にはフラップ開度制御を終了
し、飛行を継続する場合には上述したステップを繰り返
す。
ラップ開度制御を終了するか否かを判断し、例えば航空
機が飛行を終了する場合にはフラップ開度制御を終了
し、飛行を継続する場合には上述したステップを繰り返
す。
【００２４】上述したフラップ開度制御方法により、航
空機の飛行速度が低く、揚力が不足して飛行が不安定な
場合には、フラップ開度を増加させることにより、揚力
を必要十分な値まで増加させ、飛行を安定させることが
できる。また、機首を下げて降下飛行する際、あるいは
下降気流内を飛行する際に、揚力が不足して飛行が不安
定な場合にも、同様にフラップ開度を増加させることに
より、揚力を必要十分な値まで増加させ、飛行を安定さ
せることができる。一方、主翼の下面側に排出される空
気の温度が高過ぎるために、必要以上に揚力が大きい場
合には、フラップ開度を減少させることにより、揚力を
必要十分な値まで減少させることができる。
空機の飛行速度が低く、揚力が不足して飛行が不安定な
場合には、フラップ開度を増加させることにより、揚力
を必要十分な値まで増加させ、飛行を安定させることが
できる。また、機首を下げて降下飛行する際、あるいは
下降気流内を飛行する際に、揚力が不足して飛行が不安
定な場合にも、同様にフラップ開度を増加させることに
より、揚力を必要十分な値まで増加させ、飛行を安定さ
せることができる。一方、主翼の下面側に排出される空
気の温度が高過ぎるために、必要以上に揚力が大きい場
合には、フラップ開度を減少させることにより、揚力を
必要十分な値まで減少させることができる。
【００２５】
【発明の効果】請求項１に記載の発明によれば、航空機
が機首を下げて降下飛行する場合、あるいは下降気流内
を飛行する場合であっても、航空機の主翼に発生する揚
力を十分に確保し、それゆえ、航空機の飛行を安定させ
ることができる。
が機首を下げて降下飛行する場合、あるいは下降気流内
を飛行する場合であっても、航空機の主翼に発生する揚
力を十分に確保し、それゆえ、航空機の飛行を安定させ
ることができる。
【００２６】請求項２に記載の発明によれば、必要に応
じて、航空機の主翼に発生する揚力の大きさを調節する
ことができる。
じて、航空機の主翼に発生する揚力の大きさを調節する
ことができる。
【００２７】請求項３に記載の発明によれば、ラジエー
タが空気排出口から離れた位置に設けられている場合よ
りも高温の空気を主翼の下面側に排出することができ、
それゆえ、より一層大きな揚力を航空機の主翼に発生さ
せることができる。更に、ラジエータが空気排出口から
離れた位置に設けられている場合よりも、ラジエータか
ら空気排出口までの通路を短くすることができ、それゆ
え、航空機用揚力増加装置を小型化することができる。
タが空気排出口から離れた位置に設けられている場合よ
りも高温の空気を主翼の下面側に排出することができ、
それゆえ、より一層大きな揚力を航空機の主翼に発生さ
せることができる。更に、ラジエータが空気排出口から
離れた位置に設けられている場合よりも、ラジエータか
ら空気排出口までの通路を短くすることができ、それゆ
え、航空機用揚力増加装置を小型化することができる。
【図１】本発明の航空機用揚力増加装置を備えた航空機
の主翼の一実施形態を示す断面図である。
の主翼の一実施形態を示す断面図である。
【図２】航空機用揚力増加装置に設けられたフラップ開
度制御装置の概略構成図である。
度制御装置の概略構成図である。
【図３】図２のフラップ開度制御装置によるフラップ開
度制御方法を示すフローチャートである。
度制御方法を示すフローチャートである。
【図４】航空機の飛行速度と機首の角度と要求揚力増加
量との関係を示したマップである。
量との関係を示したマップである。
【図５】主翼の下面側に排出される空気の温度と要求揚
力増加量と要求フラップ開度との関係を示したマップで
ある。
力増加量と要求フラップ開度との関係を示したマップで
ある。
【図６】実際のフラップ開度と実際の揚力増加量との関
係を示したグラフである。
係を示したグラフである。
【図７】従来の通常の飛行時の航空機の主翼の断面図で
ある。
ある。
【図８】航空機が機首を下げて降下飛行する場合あるい
は下降気流内を飛行する場合の図７と同様の断面図であ
る。
は下降気流内を飛行する場合の図７と同様の断面図であ
る。
２…ラジエータ ３…空気導入口 ５…空気排出口
Claims (3)
- 【請求項１】 エンジン冷却用の冷却水を冷却するため
のラジエータを備えた水冷式エンジンを搭載しておりか
つ主翼を備えた航空機に設けられた航空機用揚力増加装
置において、前記航空機の機体外の空気を前記ラジエー
タに導入するための空気導入口と、前記ラジエータを通
過して温度上昇した空気を前記主翼の下面側に排出する
ための空気排出口とを具備することを特徴とする航空機
用揚力増加装置。 - 【請求項２】 前記温度上昇した空気の排出量を調節す
るために、前記空気排出口の開度が調節可能であること
を特徴とする請求項１に記載の航空機用揚力増加装置。 - 【請求項３】 前記ラジエータが前記主翼内に設けられ
ていることを特徴とする請求項１に記載の航空機用揚力
増加装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23988997A JPH1179096A (ja) | 1997-09-04 | 1997-09-04 | 航空機用揚力増加装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23988997A JPH1179096A (ja) | 1997-09-04 | 1997-09-04 | 航空機用揚力増加装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1179096A true JPH1179096A (ja) | 1999-03-23 |
Family
ID=17051383
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23988997A Pending JPH1179096A (ja) | 1997-09-04 | 1997-09-04 | 航空機用揚力増加装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1179096A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007514581A (ja) * | 2003-11-21 | 2007-06-07 | エアバス | 航空機流体冷却システムおよびそうしたシステムを備えた航空機 |
| JP2009504481A (ja) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | 空気力学的流れのためのシステムおよび関連する方法 |
| JP2012518569A (ja) * | 2009-02-24 | 2012-08-16 | エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハー | 航空機システムに一体化するための発電システム |
| JP2020033001A (ja) * | 2018-07-18 | 2020-03-05 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 防氷システムの排出空気攪乱器 |
| EP3680169A1 (en) * | 2019-01-10 | 2020-07-15 | Rolls-Royce plc | Meredith effect boundary layer energisation system |
| CN111591452A (zh) * | 2020-04-03 | 2020-08-28 | 湖北吉利太力飞车有限公司 | 垂起飞行器的通风装置及控制方法 |
-
1997
- 1997-09-04 JP JP23988997A patent/JPH1179096A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007514581A (ja) * | 2003-11-21 | 2007-06-07 | エアバス | 航空機流体冷却システムおよびそうしたシステムを備えた航空機 |
| JP2009504481A (ja) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | 空気力学的流れのためのシステムおよび関連する方法 |
| JP2012518569A (ja) * | 2009-02-24 | 2012-08-16 | エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハー | 航空機システムに一体化するための発電システム |
| JP2020033001A (ja) * | 2018-07-18 | 2020-03-05 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 防氷システムの排出空気攪乱器 |
| EP3680169A1 (en) * | 2019-01-10 | 2020-07-15 | Rolls-Royce plc | Meredith effect boundary layer energisation system |
| CN111591452A (zh) * | 2020-04-03 | 2020-08-28 | 湖北吉利太力飞车有限公司 | 垂起飞行器的通风装置及控制方法 |
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