JPS58128999A - 改良された航空機 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は丈の揚力表面が従来にない配置ｔを有する航空
機に関する。

これまでに従来の形態と異なりそして主揚力翼と後尾揚
力表面から成る多数の航空機形態が具体化されたり又は
巣に示賀されたりした。

いくつか示唆の中でも、主翼の前方に位置している他の
揚力表面と組合わさって主揚力翼を備えている航空機に
ついては注目する価値がある。かかる構造は売尽翼ａｌ
（Ｃｇ％ｅＬデｄ）と普通呼ばれている。

従来の設計と比較して売尽翼機構造の利点は揚力表面は
同じであっても最大揚力の増加にある。

このことは従来の構造により必要とされる如く下向きの
力によるのではなくて上向きの空気力学的力によってつ
９あいａ　−ｙ　（ｂａｌａｎｅｔｓｇ　１ｏａｄ　）
が得られるという状況から生じる。

残念なことに、売尽翼機構造のこのような利点の大部分
は１重心の位置、前部揚力表面の面積及び空気力学的力
の長手方向分布により及ばされる安定性及び操縦性先要
件に対して相反する作用によって失なわれる。

実際問題として、前部位置に配置された揚力表面は後部
位置における従来の安定板（Ｓｔαｂｉｌｉ−ｚａｒ　
）と同じつりあい能力を有するが、安定性に対するその
作用は逆である。

後部に配置された揚力表面は安定化作用を有するが、前
部に配置された揚力表面は不安定化作用を有する。

光層翼機型航空機においては、正確に決定された不安定
化効果は操縦ロードを減じるように重心の前方に進んだ
位置の補償に対して受は入れることができる。しかしな
がら、所定の重心位置に対しては前部揚力表面社いかな
る飛行条件下においても平衡力（ａｑｕｉｌｉｋｒ４ｕ
ｍ　ｆｏｒｃｅｓ　）　ｆ発生するように十分広くなけ
ればならないが、同時にそれ杜安定性条件により必要と
される最大面ｆａを越えてはいけない。

これらの２つの散性は主翼の最大揚力に関して厳しい制
限を同時に受けながら、同時にしかし重心の非常に制限
された変位距離（ａｚａ％ｒａｉｏ舊５ｐａｎ）に対し
て達成することができるが、結果は売尽翼機構造により
得られる強力な利点を低下させることになる。

現実の実施においては、２つの揚力表面を具備して成る
先凧翼機構造によって得られ得る最大揚力の改良は常に
不十分である。

上記翼の最大揚力に関して上記した制限を回避すること
ができる唯一の方法は人工的安定化手段を採用すること
によって自然の安定性に関する要件を相殺することであ
る。

光電翼機構造に関する他の典型的問題は飛行の性質と関
連し、そして航空機昇降だの位置づけにより失速状態に
おいて航空機の縦方向制御が失なわれることである。

本発明の目的は、安定性を改良するための動力増加及び
／又は人工的手段により揚力を改善する人工的手段に頼
ることな〈従来の構造にまさる強力な明白な特徴を保持
しながら前記した売尽翼機構造の典型的欠点を克服する
航空機を示唆することである。

上記目的は前方機首先端から後尾部先端まで嬌びている
胴体に接続され九揚力弐１ｌｔｉを具備して成る航空機
において、該揚力表面が、主翼揚力表面であって該主翼
表面の圧力の中心が該後尾部先端に向かう方向において
該航空機の重心の後方にあるような位置に該胴体に取付
けられている主翼揚力表面と、 咳前方機首先端に向かう方向において該航９ａの重心の
前方で該胴体に取付けられた。前部揚力表面と。

咳主翼揚力表面の後方で該胴体に取付けられた後部揚力
表面とから成ることを特徴とする航空機を提供すること
によって達成される。

本発明の特徴及び利点をより良く理解するために、添付
図面にガ示された説明のための限定するものではない本
発明の具体例について以下に説明する。

本発明に従って製造される航空機は一般に１０で示され
ている。

それは、主翼１２．７田ントスラツト１３及び鉛直尾翼
面１４の頂部付近の位置において水平尾興面１５が接続
されている鉛直尾翼面１４が取付けられている胴体１１
から成る。

航空機１０は後記する翼１２に取付けられた推進手段も
具備して成る。

上記胴体は機ｉｉ１＠から後尾部分１７１で続く切れ目
のない純然たるテーパー付き外郭を有する。

主翼１２は略胴体１１の半分の高さのところに且つ機首
１６から出発して胴体長の約％の位置に。

機後尾部分１７に向かう方向において航空機１０の重心
の後方に胴体１１を横切って位置している。

該翼１２は、横方向に上反角を＋２°開いて（上向きに
傾斜した）形成するように相互に接続されている左翼１
８及び右翼１９から成る。左翼１８には補助翼２０及び
フラップ２１が取付けられており、対応して右翼１ｇに
は補助翼２２及びフラノ′ｆ２３が取付けられている。

フロントスラット１３は翼１２の位置より低い位置に機
首１６の付近で航空機ｌＯの重心より前方に且つ主翼１
２の取付角よシ広い取付は角で胴体１１に固定式に横方
向に接続されている。スラット１３は翼１２の表面積の
％より狭い表面積を有し、そして航空機ｌＯの中心軸線
に関して対称な且つ横方向に一５°の上反角（下向きに
傾斜した）ｔ−形成するように相互に接続されている左
半分スラット２４及び右半分負ラット２５から成る。

左半分スラット２４にはフラッグ２６が設けられ。

対応して右半分スラット２５にはフラッグ２７がＨりけ
られている。

鉛直方向尾翼面１４は胴体１１の後端に接続されている
。それは方向だ２８及び方向調節タブ２９を具備して成
る。

故に水平尾翼面ＩＩは主ｊｔ１２の高さより高い高さに
ある位置に配置され、そして主翼１２の表面積の％より
小さい表面積を有する０ｗ面１５は航空機１０の中心軸
線に関して対称で且つ負の上反角（下向きに傾斜）ｔ−
形成するように相１に堅固に接続されている左半面３０
と右半面３１がら成る。左半面３ｏには昇降だ３２が設
けられ、対応して右半面３１には昇降だ３３が設けられ
ている。

推進発動手段は２つのターボプロペラユニット３４によ
り形成されており、その１つは左翼１８に他方は右翼１
ｇに航空機１０の中心縁に関してユニット３４の各々は
前方の空気取入口と後方の排気管を有するタービンエン
ジン３５を具備して成り、核エンジンはスラストゾロペ
ラ３８．即ち、航空機ｌＯの対称面に平行な面にその軸
ｔｊを有する上記半翼の後縁の後方に位置しているプロ
ペラを駆動する。

航空機１０は地上においては飛行中引込めることができ
る中心前部着陸装置３９及び後部に横方向に位置しそし
て飛行中引込めることができる２つの着陸装置４０に載
る。

該航空機は約ｌＯ大根度の中距離輸送に特に好適であり
、そして胴体１１内の客室全体は主翼１２の前方に位置
している。

本明細書に記載され同示された航空機１０はこのように
して本発明に従い３つの揚力表面、即ち。

翼１２．タブ１３及び水平尾翼面１５ｔ−利用して。

すべての飛行段階において必要な空気力学的支持及び作
用する力の平衡を得る。

主翼１２は飛行に必要な空気力学的揚力の主要な部分を
発生する。

前部タブ１３は航空機の揚力及び平衡に寄与する。

水平尾翼面１５は航空機の安定性及び平衡に寄与しそし
て昇降だ３２及び３３０回転による縦方向制御及び／又
はトリ建ングの仕事を遂行する。

鉛［尾翼面１４は、安定性及び方向制御の両方を与える
。

上記３つの揚力表面は、安定性を改良するため動力増加
及び／又は人工的手段を採用することによって揚力を増
加させる人工的手段（頼ることなく本明細書の緒言の部
分に説明した１先尾翼機１構造の安定性及び縦方向制御
における欠点を減少させることを可能とする。

その理由は、安定性及び操縦性要件を同時に達成するよ
うにｔｐＪ３の揚力表面により与えられる追加の自由Ｉ
Ｉを利用できることである。

実際問題として、３つの揚力表面を有する構造は１重心
の各位置に対して、安定性条件を同時に達成しながら航
空機を釣合わせる目的で上向きに向けられた空気力学的
力の寄与を利用することができる如き上記３つの表面の
面積の分配を決定すること全可能とする。

更に、縦方向平衡を制御する機能が後部揚力表面（尾翼
面１５）に託されるならば、航空機の失速（ｓｔａｌｌ
）は昇降だの力を減少させない。

３つの揚力表面を有する本明細書に述べた如き構造は従
来のものと比較して失地翼機構造に対する前記した如き
強力な好ましい特徴を同時に与える。

このことを証明するために、＃Ｉ４図はそのペクトルが
下記モジュール：Ｆ１＝α９ｆ、Ｆ、＝α意ｔ、Ｆ、＝
−０，１ｆ、Ｈ，＝Ｌ３　ｆ、Ｈ，ローα３ｔｆ有する
失速発生角度（ａｎｇｌｅ　ｏｆ　ｇｌａＪＪ　１ｓ−
ｃｉｄ−引■）により特徴づけられる飛行条件において
、同じ種類であるが２つの揚力表面しか持九ない従来の
航空機５０に作用するベクトルＨ，，Ｈ。

により表わされる空気力学的力と比較して、３つの揚力
表面を有する航空機１０１１ｃ作用するベクトルＦ、、
Ｆ、、Ｆ、により表わされる空気力学的観点示す。

この飛行条件においては１両構造とも所望の失速速度（
５ｔａｌｌ　ａｐｅｅｄ）　１に得るのに必要である揚
力表面を減じるように最大可能な揚力を与えなければな
らない。揚力表面の減少は実際巡航速度（ｅｒｓａｉａ
ｉｓｇ　５ｐｅｅｄ　）における効率の増加を生じるで
あろう。

本発明に従う航空機１０に必要な揚力表面対従来の航空
機５０に必要な表面の比はカＦ、　、Ｆ、。

Ｆ、の大きさの合計対力（大きさで表わして）Ｈｌ及び
Ｈ３の合計の比（等しい。

第４図に示された２つの構造の比較から１本発明に従う
航空機１０に対しては、従来の航空機５０に対して２５
％も大きい全体の必要な揚力表面の節約が得られる。

航空機１０は他の利点を与える。

３つの揚力表面の使用によって、ペイロードのために使
用される胴体容量を減少させることなく。

胴体１１に対してその高さの中框に翼１２ｉ位置づける
ことにより生じる空気力学的観点及び構造的観点からの
利益を受ける。

胴体１１に対する翼１２の位置づけによって主要な騒音
源、即ち、ター−プロペラユニット３４は客室の快適さ
を改良するように胴体１１の各室に対して後方に移った
位置にある。

かくして２つの揚力表面を有する現在の航空機により与
えられる空気力学的効率（まさるように積極的に改良さ
れている空気力学的効率を有すると共に、同じ種類の現
代の航空機により得られる有効客室容量より広い有効客
室容量を利用できる。

空気力学的利益の他に、Ｓつの揚力表面を有する構造の
重要な点は所定の重心位置について典型的要件を伴なう
ことなく航空機の一般的構造を設計することができると
いう、２つの揚力表面管有する構造によって得られない
可能性である。このことは結果としての重量及び空気力
学的抵抗の実質的減少を伴なうより合理的な構造設計へ
の道を開くものであり、従ってこの機械の寸法を減じる
ことができる。

最後に、航空機１０は今日入手可能な同じ１！１類の航
空機より小さくて、軽量で且つ空気力学的により効率が
よい。

本発明の説明のための具体例は可能な修正及び／又は付
加に対して伺らの限定を行なうものではないことは明白
である。

前記３つの揚力表面の考え方は本明細書に説明された以
外の寸法及び任務を持つ航空機に適用することができ、
同じ利益を得る。

添付図面に示されているのは本明細書に説明した特定の
種類の航空機によってのみ創作されたものであるので個
々の航空機の操作要件に対する構造を最適化するために
絶対的及び相対的形状１寸法並びに８つの揚力表面の適
切な位置づけの幾何学的変更を行なうことができる。

たとえば、前部タブ１３は主翼１２と同じ＾さ又はより
高い高さに配置することができる。更に、該タブの全表
面は鉛直面上で回転するようにすることができ、かくし
て縦方向制御及び／又はトリンングの機能に貢献させる
。最後に、上記タグは胴体に対して相対的に移動可能に
することができ。

又は２つの半分ずつのタラ２４及び２ｓは相互に対して
回転を行なうようにすることができる。

水平方向屋翼面１ｓの全表面は鉛直方向面上で回転する
ようにすることもできる。

モータを備えた推進手段に関連して、ユニット３４と同
様に配置され、主翼の前方に位置し九推進グロヘラ（ｐ
ｓｌｌｉｓｇ　ｐｒｏｐｅｌｌｅｒｓ　）　ｔ−有する
２つのターがグロペラエニットを設けることができる。

一般に、常用のグロペラから成る推進手段又は胴体機首
もしくは後尾又は中間の位置に取付けられた又は主翼に
取付けられたターＩプロペラｔ−ｉ用することが可能で
ある。常用のグロペ２の場合には、エンジンを胴体に配
置しそして主翼を逼尚な結合（ｌｉｎｋａｇｅｓ　）に
よってエンジンに接続することによってグロペラを主翼
に配置することを最後に１本発明に従う８つの揚力表面
を示唆する方法Ｌグライダの如き、それ自体の推進手段
を持たない航９機にも採用することができることをつけ
加える。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に従って構成された航空機の平面図、 第２図は第１図の航空機の側面図、 第３図は第１図に従って構成され曳航空機の正面図。 第４図は第１図の航空機及び比較のためそれと並んでい
る従来の航空機の側面図である。 図において、１０・・・航空ａ！、１１・・・胴体、１
２・・・主翼、１Ｂ・・・フロントスラット％　１４・
・・鉛ＹＭ８翼面、１５・・・水平尾翼面、１６・・・
機首、１７・・・後尾部、１８・・・左翼、１９・・・
右ｐｉ、２０．２２・・・補助翼、２１．２３・・・フ
ラップ、２４・・・左半分スラット、２５・・・右半分
スラット、２６，２７・・・フラップ、２８・・・方向
だ、２９・・・方向調節タブ、３０・・・水平尾翼左半
面、３１・・・水平尾翼左半面、３２゜３３・・・昇降
だ、３４・・・ターがグロペラユニット。 ３５・・・タービンエンジン、３８・・・スラストデμ
ペラ、３９・・・中心前部着陸装置、４０・・・後部着
陸装置である。 ソチェタ・ベル・アチオニ 手続補正書 昭和５７年７　月２１日 特許庁シ′ｇ看杉和夫　　殿 ■事件の表示 ｊｌ、オ１Ｊ５７年特Ｗ＋ｋｌＩ第９２９３９号２、発
明の名称 改良さまた飢空憬 ３補正をする者 事件との関係　　特許出願人 住　　所　イタリー国ジェノバ・ビアチプラリ第４４代
　理　人〒１０７ ５６１−

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、両方機首先端から後尾部先端まで延びている胴体に
   接続された揚力表面を具備して成る航空機において、該
   揚力表面が、主揚力表面であって該主揚力表面の圧力の
   中心が＃ＸＸ後部部先端向かう方向において該航空機の
   重心の後方にあるような位置に咳胴体に取付けられてお
   り、飛行に必要な空気力学的揚力の大部分を発生するよ
   うになっている主揚力表面と、 該前方機首先熾に向かって該航空機の重心の前方で該胴
   体に取付けられ喪、該航空機の揚力及び空気力学的平衡
   に寄与するようになっている前部揚力表面と、 該主揚力表面の後方で該胴体に取付けられ、咳航空機の
   安定性及び平衡に寄与するようになってｔ、−ｈ、６後
   部揚力表面とから成ること′ｔ−特徴とする航空機。 Ｌ　咳主揚力表面の後方に位置した鉛直方向尾翼面を具
   備し、該鉛直方向尾翼面は安定性及び方向制御を与える
   ように麦っている特許請求の範囲第１項記載の航空機。 ＆　該主揚力異面が翼フラッグ手段を具備することを特
   徴とする特許請求の範囲第１項記載の航空機。 ４　該前部揚力表面が翼フラップ手段を具備する特許請
   求の範囲第１項記載の航空機。 ＆　該前部揚力表面が、該航空機の中心線に関して対称
   であり且つ前記鉛直方向面において上反角全形成するよ
   うに相互に接続されている２つの部分に分割されている
   ことｔ−特徴とする特許請求の範囲第１項記載の航空機
   。 ａ　該２つの対称形部分は相互に関して回転することが
   できることを特徴とする特許請求の範囲第５項記載の航
   空機。 ７、該前部揚力表面は核胴体に堅固に接続されているこ
   と全特徴とする特許請求の範囲第１項記載の航空機。 ＆　該前部揚力表面は該胴体に対して可動性であること
   を特徴とする特許請求の範囲第１項記載の航空機。 ９、該前部揚力表面は長手方向制御及び／又はトリミン
   グの機能に寄与することができるように鉛直方向面内で
   完全に回転可能であることを特徴とする特許請求の範囲
   第１項記載の航空機。 １０、該前部揚力表面は長手方向制御及び／又はトリミ
   ングの機能に貢献するように部分的にのみＡＭ記鉛直方
   向面内で回転可能であることを特徴とする特許請求の範
   囲第１項記載の航空機。 １１、　　該前部揚力表面が該主揚力表面より＾い高さ
   に配置されていることを特徴とする特許―求の範囲第１
   項記載の航空機。 １２　該前部揚力表面が核主揚力表面と同じ高さに配置
   されていることを特徴とする特ｆＦＩ”請求の範囲第１
   項記載の航空機。 ｌ＆　該前部揚力表面は該主揚力表面より低い高さに配
   置されていることを特徴とする特許請求の範囲第１項記
   載の航空機。 １４　該前部揚力表面は該主揚力表面の取付は角より広
   い取付は角を有することを特徴とする特許請求の範囲第
   １項記載の航空機。 １＆　該後部揚力表面は長手方向制御及び／又はトリミ
   ングの機能を達成するように鉛直方向面上で完全に回転
   可能であることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載
   の航空機。 １６、該後部揚力表面は長手方向制御及び／又はトリミ
   ングの機能を達成するように部分的にのみ鉛直方向面上
   で回転することができることを特徴とする特許請求の範
   囲第１項記載の航空機。 １７、該後部揚力表面が、核航空機の中心線に関して対
   称であり且つ前記鉛直方向面において上反角を形成する
   ように相互に接続されている２つの部分に分割されてい
   ることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の航空機
   。 １＆　該後部揚力表面が該鉛直方向層翼面上に正面に位
   置しそしてそれに構造的に接続されていること全特徴と
   する特許請求の範囲第２項記載の航空機。 １９、推進手段も具備することを特徴とする特許請求の
   範囲第１項記載の航空機。 ２０、該推進手段が常用のグロベラであることを特徴と
   する特許請求の範囲第１９項記載の航空機。 ２Ｌ　該常用のグロペラが該主翼表面に取付けられてい
   ることを特徴とする特許請求の範囲第２０項記載の航空
   機。 ２ｚ　核常用のグロペラが該主翼表面の後方配置された
   グロペラを有するターがグロベラユニットから成ること
   を４？黴とする特許請求の範囲第２１項記載の航空機。 ＄１２Ｌ　　骸推進手段が該胴体に配置された発動部材
   と咳主翼表面に取付けられ且つ該発動部材に機械的に接
   続されたグロペラとを具備して成ることｔ−特徴とする
   特許請求の範囲第２０項記載の航空機。 ２表　該推進手段がターがジェット中膜であること全特
   徴とする特許請求の範囲第１９項記載の航空機。 ２艮　該航空機が、最小Ｏ！２気力学的抵抗を有し且つ
   その外側輪郭が彎曲不連続性のない胴体と。 該胴体のほぼ中程の高さで該胴体を横切って位置してお
   り、翼フラップと補助翼とを備えた該主揚力表面を形成
   する主翼と。 該胴体の前方熾部に堅固に接続されそして鎖主翼の面積
   の％より小さい面積を有し、咳航空機の中心線に関して
   ２つの対称な半分ずつのタブから成り且つ負の上反角を
   形成するよう罠相互に堅固に接続され、翼フラップ會備
   えた咳主翼の面より下方に位置した咳前部揚力表面を形
   成する前部タブと。 該主翼の後方に設置され、方向だを備えた鉛直方向尾翼
   面と 該主翼の面積の局より小さい面積を有し、核航空機の中
   心線に関して対称でありそして負の上反角を形成するよ
   うに相互に堅固に接続され。 該鉛直方向尾翼面の正面に取付けられ、昇降だ會備えた
   該後部揚力表面を形成する水平方向凧翼面と、 核航空機の中央面に関して対称な位置において該主翼に
   設置され、該主翼の後方に位置したプロペラを駆動する
   ２つのターゲグロペラエンゾンと。 該主翼の前方に該胴体内に配置された客室と。 該胴体内に完全に引込めることができる前部着陸装置と
   。 該客室の後方で咳胴体内に完全に引込めることができる
   ２つの主後部着陸装置とを組合わせて具備して成ること
   を特徴とする特許請求の範囲９１項記載の航空機。