JPS5853639B2 - 航空機の離陸方法 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、航空機の離陸方法、殊にエンジン排気流を主
翼上面に吹出し主翼後部に設けられたフラップ上面に沿
って流す形式のＵＳＢ（ＵＰＰＥＲ８ＵＲＦＡＣＥ Ｂ
ＬＯＷＩＮＧ）型高揚力装置を有する航空機の離陸方法
に関する。

このＵＳＢ型高揚力装置は、主翼上方前方に配置したエ
ンジンから、排気を薄いシート状にして主翼上面に吹き
出し、主翼後方に配置した後縁フラップの上面に沿って
流すことにより、排気流に下向きの速度成分を生じさせ
、エンジン排気により直接に揚力成分を発生させるもの
である。

さらに副次的な効果としては、フラップ後縁から斜め下
方に吹き出された排気流は、機体まわりを後方に流れる
空気流にさらされて水平方向に曲げられ、そのまわりの
空気流もこの排気流に沿って流れるようになり、フラッ
プ弦長を、見かけ上、排気流の流れ形状のように増大さ
せる空気力学的効果を生じるので、揚力を一層増大させ
ることが可能になる。

従来のこの種高揚力装置においては、排気流がフラップ
上面に沿って流れるようにするその主たる目的のために
、主翼後縁とフラップ前縁との間、或いは多段フラップ
を採用する場合にはフラップ相互間にスロットを設けな
いようにするのが大きな特色である。

ところで、このＵＳＢ型高揚力装置は、フラップを下げ
ることにより、揚力を大巾に増大させることができるの
であるが、同時に機体推力の低下を招来するという欠点
がある。

この機体推力の低下は、排気流が下方に向けられること
によるエンジン推力の前向き成分の減少だけによるもの
でなく、排気と翼およびフラップ上面との摩擦損失にも
起因するものである。

航空機が実際に受ける揚力は、主翼面によって生ずる揚
力とこの高揚力装置により発生するエンジン推力の揚力
寄与成分、および高揚力装置の前述した空気力学的効果
による揚力増加分の総和であるが、このＵＳＢ型高揚力
装置を航空機の離陸時に使用する場合を考えると、フラ
ップを下げることが必ずしも離陸性能の向上につながら
ないことが判明する。

すなわち、実際の数値を用いた計算によると、離陸時に
フラップを下げることによる推力低下のために、離陸に
必要な全揚力を得る機体速度に達するまでの滑走距離が
増大する結果となり、フラップ上げ位置で離陸性能が最
も良くなることが知られる。

事実、ＵＳＢ型高揚力装置を備えた航空機においては、
エンジン排気流にさらされるフラップは、離陸時にはそ
の下げ角を０度又はそれに近い状態に維持するのが普通
であり、ＵＳＢ型高揚力装置の使用は、着陸時に限定さ
れている。

本発明は、従来のＵＳＢ型高揚力装置の前述の欠点を解
消することを目的とするもので、従来のＵＳＢ型高揚力
装置の常識に反し、フラップの所定下げ位置で主翼下面
の空気流の一部をフラップ上面に誘導することにより機
体推力の増加をはかることを特徴とする。

この誘導のための通路は、主翼後縁とフラップ前縁との
間に、フラップ下げ位置で隙間が生ずるようにフラップ
を配置することにより形成してもよく、また多段フラッ
プを採用する場合に、各フラップ間に隙間が生ずるよう
にしてもよい。

もち論、フラップの中間部にスロットを形成して、この
目的の通路とすることもできる。

本発明によれば、上記通路を通って主翼下面からフラッ
プ上面へ流れる空気流により、エンジン排気流をフラッ
プ上面からはがす効果が得られるので、後述する種々の
理由により、機体推力の低下が防止される。

このため、ＵＳＢ型高揚力装置を着陸時だけでなく、離
陸時にも使用することが可能になる。

以下、本発明の実施例を図について説明すると、まず第
１図において、１は主翼４の前方上部に装架されたエン
ジンで、その排気ノズル２は横方向に扁平に形成された
開口２ａを有し、この開口２ａを通じて排気３が主翼４
の上面に薄いシート状に吹き出される。

主翼４の後部には後縁フラップ５が設けられており、本
例においては、この後縁フラップ５は多段式で前方フラ
ップ５ａと後方フラップ５ｂとからなる。

フラップ５の所定下げ位置、すなわちフラップ５が離陸
時に使用される下げ角まで下げられたとき、主翼４の後
縁と前方フラップ５ａの前縁との間にはスロット９が形
成され、また前方フラップ５ａと後方フラップ５ｂとの
間にはスロット１０が形成される。

したがって、エンジンから吹き出された排気が、フラッ
プ上面に沿って後下方へ流れる際、主翼下面を流れる空
気流の一部がスロット９及び１０を通ってフラップ上面
へ流出しエンジン排気流をフラップ上面から剥離させて
上方へ押し上げ、排気流のフラップ上面に沿う後下方へ
の曲がりを制限するので、実際のフラップ角よりはるか
に少いフラップ角の時の流れと同様となり、その分だけ
推力の減少は少くなる。

更に、排気流の速さは、スロットから流入した空気流の
速さより犬であるため、排気流と流入空気流との混合現
象によって、流入空気流が加速される結果、スロワ）９
．１０を通る速い流れを誘起し、これがフラップ前縁部
に吸引力Ｎを発生させ、更に機体推力を増加させる。

以上の効果を第２図について説明すると、図は航空機全
体の揚力りとエンジン自体の発生する推力Ｔとの比Ｌ／
Ｔを縦軸に、航空機全体に加わる推力Ｆとエンジン推力
Ｔとの比Ｆ／Ｔを横軸にとり、フラップ下げ角ｏｆ を
パラメータにとって示す図表で、従来のようにスロット
９．１０を有しない高揚力装置を持った航空機について
得られる結果を×印により、本発明の上記実施例により
得られる結果を○印により夫々示しである。

図に示すフラップ下げ角２０°及び３０°について、本
発明を従来例と比較すると、本発明においては、揚力の
増加自体は成る程度少くなるが、推力はａＦ／Ｔで示す
ようにかなりの増加を示す。

さらに注目すべきことは、揚力りと推力Ｆとの合力Ｒが
、図に△Ｒ／Ｔで示すように増加しており、本発明にお
いては、エンジン推力の効率的利用が可能になっている
のである。

これは、エンジン排気流と空気流との上述した混合現象
によるエジェクタ効果によるものと考えられる。

この結果、本発明の上記実施例において、たとえばフラ
ップ下げ角２０度で、機体推力は従来のＵＳＢ型高揚力
装置を有する航空機におけるフラップ下げ角０度の場合
とはぼ等しく、しかも揚力は増大させることができるの
である。

以上説明したように、本発明においては、ＵＳＢ型高揚
力装置を有する航空機において、離陸時にフラップの所
定下げ位置で主翼下面の空気流の一部をフラップ上面に
誘導するので、機体全体としての推力を低下させること
なく揚力を高めることが可能になり、高揚力装置を離陸
時にも使用して離陸性能を向上させることができる。

同、主翼下面の空気流をフラップ上面へ誘導する通路と
しては種々の構成のものが考えられ、本発明は、通路の
構成の詳細、たとえば通路の巾、数、位置および形状に
限定されるものではない。

さらに、本発明の範囲から外れることなく、同じフラッ
プ下げ角で通路巾を可変とし、航空機の地上滑走中は通
路巾を大きくし、離陸後は通路巾を減少させるか或いは
ゼロにして揚力の増加を図ることも可能である。

また、多段フラップの場合、前方又は中間のフラップを
回動させることによって通路巾を変更してもよい。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例を示すＵＳＢ型高揚力装置の
概略側面図、第２図は機体静止時におけるフラップ下げ
角と機体推力および機体揚力の関係を示す図表である。 １・・・・・・エンジン、２・・・・・・ノズル、３・
・・・・・排気、４・・・・・・主翼、５・・・・・・
フラップ、９，１０・・・・・・スロット。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 主翼後部に上げ下げ自在に設けられたフラップと、
   前記フラップより前方において主翼上面に排気流を吹き
   出すように配置されたエンジンとを包含し、エンジン排
   気流を主翼上面に吹き出して下げ位置にあるフラップ上
   面に沿って流すようになったＵＳＢ型高揚力装置を有す
   る航空機の離陸方法において、離陸滑走中、ＵＳＢフラ
   ップを下げ位置に展開しその下げ位置に展開しているＵ
   ＳＢフラップ部に設けられたスリットを通じて主翼下面
   の空気流の一部をフラップ上面に誘導し推力の増加をは
   かることを特徴とする航空機の離陸方法。