JPS588498A - 短距離離着陸特性をもつた飛行機の翼 - 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、巡航速度が約デＯａｋ／に壕での短距離離着
陸特性をもりえ飛行機の翼に関する。

この種の飛行機の場合、現在のエネルギ事情および将来
の予想されるエネルギ事情°に関連して、大音な動力需
要の際の経済性を改善する可能性を探ることが非常に必
要である。大きな動力需要を満たすためには、飛行機の
翼のプロフィルの形状は大きな意味をもってくる。

過去においては、惰行機の翼のプロフィルを一般の飛行
機具カタログから抽出することが普通であった。かかる
カタログはたとえばＮムｏＩＬＫよって作られているプ
ロフィル列の構成を含んでいる。あるプロフィル列を構
成するために、所定の識別記号から抽出できる所定の記
号法が定められている。

すなわちかかるカタログは、たとえば翼プロフィルの反
ｋ）Ｋついてｉｏｏ分率における指示、翼弦長の１０分
率における反り後退量、および翼弦長の１００分率忙お
ける翼厚のような記号に基づくグーフィル列の構成を含
んでいる。

別のプロフィル列の場合、プロフィルの反〕に対して決
められ走置に対して、翼弦長の１０分率において反）後
送量の一倍の値、反り曲線の形およびプロフィルの形状
に対する値が、翼弦長の１００分率における翼厚に関し
て決められている。

最近においては新たな翼ム０ム開発においても。

純粋な空気力学的な観点に基づいてプロフィルの負圧側
および圧力側における所定の圧力分布ないし速度分布か
ら出発する傾向にある。その開発の目的は、所定の課題
を最適に達成するようなプロフィル形状を求めることに
ある。

エネルギ事情に相応して翼に課せられる動力需要と従来
知られている翼形状の動力との比較は、最適にするため
に翼の最大揚力の増加がフラップの形式の高揚力装置を
使用しておよび使用せずに求められねばならないことを
認識させる。

大きな重量を避けるためおよび抵抗を減少する丸めに、
単一のすきまをもったフラケグ鋏置が推奨される。

現在のプロフィル列かも抽出された層流プロフィルの最
大揚力は、流れの層流維持のためにノーズ部半径の寸法
が小さいので非常に小さい、他方では上述の層流プロフ
ィルの最低抵抗は層流谷部を使用した状態において非常
に僅かである。

本発明は層流プロフィルから出発しておらず。

詳しくは翼弦長に亘る所定の箇所たとえばノーズボック
スの前方桁への接続部の範ＩＩ（たとえば翼弦長の／７
チの範Ｈ）Ｋおける翼背面側ないし翼腹面側の不可避の
不安定性に関する製作技術から生ずる理由、および自由
な翼背面側の少なくとも一部分がエンジンの推進ないし
駆動噴射ガスによりて層流されるという事実から、本発
明は層流プロフィルから出発していない。

かかる事実から出発して、プロフィルカタログから抽出
された周知のプロフィル（たとえば夏ム０ムープロフィ
ル）に対して、最大揚力および抵抗力と揚力との比率か
ら生ずる滑空角に関して改喪されたプロフィルを作る含
めに、プロフィルノーズ部の大きな反シ部およびプロフ
ィル背面側の後方部分におけるプロフィルの大音な反夛
郁が設けられていた。

かかる周知の翼形状は超臨界の流れ状態に対して周知の
翼プロフィルとある類似点を有している。

しかしこの周知の翼形状の場合、プロフィルの後方にお
ける大きい荷重のために、一般のプロフィルに比べて強
い頭部トリムをもった縦揺れモーメントが生ずる。その
際厚いプロフィルノーズ部は。

プロフィルノーズ部の範囲において負圧作用のピークを
解消し、一般のプロフィルに比べて大＊を反り部をもっ
て後方に形成された部分は、後方のプロフィル部分にお
ける上述の高められた荷重を生ずる。

かかる頭が重い縦揺れモーメントが冒ｌ１ｌＩＫ述べ九
カタログの飛行機に対して巡航抵抗の数パーセントのト
リム抵抗を不都合にも生ずる。

本発明の目的は、上述のカタａ１０飛行機の翼のプロフ
ィルを、一方では従来一般的な値に比べて大きな最大揚
力を生じ、他方では頭の重い縦揺れモーメントを減少で
きるように作るととにある。

更に本発明の目的は、高揚カフラップを用いる場合に最
適な流れ状態を得るためにフラップが引っ込められた状
態並びに引き出された状態においても、翼のプロフィル
の輪郭からフラップの輪郭への良好な移行を行なわせる
ことにある。

本発明によればこれらの目的は、翼プロフィルが１巡航
ないしと昇飛行においてできるだけ大きな揚力とできる
だけ小さなトリム抵抗を得るための反抄曲線経過をノー
ズ部半径と共に有し、その反り曲線８の経過が、翼弦長
１の約／、ｊ４１＄１！り第１の最大反り部をもった前
方点ないしｘ　／　ｌ−約０、ｌ！の箇所、翼弦長１の
約へ籠−の第２の最大反り部をもったＸ　／　１−約Ｏ
０りの箇所における後方点ｂ：、および前記の前方点）
１と後方点ｂ！との間に位置し翼弦長１の約１．４Ｉｔ
ｓの最低反シ部をもりたｘ　／　ｌ−約０，４Ｉ−の箇
所における点）ｓを含み、この反り一纏日に流線形プロ
フィルが、ｘ　／　１−約Ｏ１／！でｙＤ／ｌ−約０．
０！ｔの前方点、Ｘ／１−約ｏ、＊コでｙＤ／１−０．
Ｏｌの点、ｘ　／　１１約０．７でｙ　ｏ　／　ｘ−約
ｏ、ｏｓλの点およびｘ　／　１−約／、０でｙＤ／１
−約ｏ、ｏ轟゛あ後方点で特色づけられた翼厚分布りで
重ね合わされ、更に翼プロフィルがｒ　／　ｌ−約０．
０／４１！ｆのノーズ部半径Ｔで形成されていることに
よって達成される。

このように形成された翼プロフィルは、周知の翼プロフ
ィル形成と等価の飛行機に比べて、単式すきまフラップ
のような高揚力装置の作用付き並びに作用無しで非常に
高い最大揚力を有し、それＫよってできるだけ短かい着
陸距離に関する着陸特性が改曳され為。

更に本発明に基づくプロフィル形成によって縦揺れモー
メントの大きさを減少することができ、それによってト
リム抵抗が低減され、動力燃料の著しい節約が達せられ
る。ｔたブーフィルの本発明に基づく形成は上昇飛行に
対する揚抵抗力比の改喪を生ずる。

たとえば離陸重量が１Ｉ１４１ｘｐ、面積荷重がデダ、
ｊＫｐ／♂、およびエンジン出力がコＸ　２００　ｍ１
Ｐの双発形旅客機に対する本発明のプロフィル形成によ
シ最大揚′力はａｓ＋＊＋４ｔ、、離陸滑走距離をコー
短縮し良状態で上昇飛行における揺枕力比が４ＩＩｓ白
上し、エンジン停止の際の上昇勾配が３−一増加する。

本発明の別の実施形態において、翼には単式すきまフラ
ップの形式の高揚カフラップが付属され、このフラップ
が翼プロフィルの翼弦長の約３０％の真弦長を有し、フ
ラップ屋根の最大後退位置が翼弦長の？Ｏ−の大きさの
範囲に位置されている。

本発Ｗ１４に基づいて配置されたすきまフラップにより
て着陸状態に入る際に大きな最大揚力が得られ、九とえ
ば揚力最大係数”ｍミニ−３，参において上昇飛行（出
発）Ｋ対して、／、ｔ（、、Ｏａ（、コ、Ｊの大きさの
比較的大きな揺枕力比が得られる。７う、プのプロフィ
ルを翼プロフィルに相応シて形成するととｋよって、す
なわちノーズ領域におｈて大きな反り部をもった非常に
小さなノーズ部半径と後方の大きな反り部とをもって形
成することによって、圧力分布は翼について述べた有利
な作用と同じように得られる。

フラップ屋根およびす１１まフラップの反９状。

フラップ屋根の範囲における大きな圧力低下を生じ、フ
ラップ全体に良好表荷重を生ずる０本発明に基づくフラ
ップのプロフィル形成によ〉非常に小さなフラップ偏向
において非常に大き）最大揚力が生ずる。その結果著し
く大きな揺枕力比が生ずる。

以下図面に示す本発明に基づく翼形の実施例について説
明する。

第１図には実施例として翼プロ゛フィルが座標方。

式で示されており、その場合横軸ｘＫは翼弦長１と横軸
距離Ｉの比率ｘ　／　１が、縦軸ｙＫは厚弦率ｙ　／　
１がそれぞれ翼弦長ないし翼厚の１０分率の目盛抄で示
されている。

第１図に基づくプロフィルの輪郭は、第１図における流
線形プロフィルに従う対称な翼厚分布によって決められ
てお〉、ζＯ流鐘形プロフィルは周知のように第１図に
おけゐ簡素された屓クーー−に両側の最大反り郁１１１
′＆いし１露およびこれらの間に位置する最低反Ｄ　Ｉ
ＩＣ’ｂ　ｓが重ね合わされている。

第１図における反り曲線８の反ヤ経過は、Ｘ／１−０．
７の後方部分に翼後縁６に対して急降下している第１の
最大戻り郁ｂ＝を有してシフ、この後方部分は第一図に
おいてｙＤ／ｌ−０，００７の比較的厚い後縁と関連し
て、翼背面側３および翼腹面側１ｌＫ一般に１リアーロ
ーデイング〃と呼ばれる圧力経過の効果を生ずる。

Ｘ／１が０．３〜０．７の範囲で最低反シ部ｂｓの湾曲
減少部と包有部とをもった中間部分は、第１図における
翼厚分布りと関連して、早すぎる境界層の剥離を避ける
平坦な翼背面Ｊと翼後縁４＃／Ｃ向って後方に遠く移さ
れた翼腹面側Ｊにおける有効な負圧領域を生ずる。

ｘ　／　１がθ〜約θ、コ！までの前方部分は、翼背面
側３および翼腹面＠亭における圧力経過に一般に１フロ
ントローデイングｌと呼ばれる効果を得るために、比較
的小さなノーズ部半径ｒと比較的大きな反り部と下方に
引かれた翼ノーズ部りとから成っている。更に翼の後方
領域における１リアーローデイングｌのための望ましく
ない縦揺れモーメント作用を部分的に補償して巡航中に
おいて要求される喪好なトリム抵抗が生ずる。

第一図に示されるようにプロフィル輪郭は、反ね合わさ
れた対称な翼厚分布ＤＫよって説明される。そのために
反シ曲線Ｓの決定に対して別の尺度の縦軸ｙが描かれて
いる。

選定された翼厚分布りは、ｘ　／　１が約０．／！　０
前方点でｙ　Ｄ／　１−約０．０！デを有し、Ｘ／１が
約０、ダコの点で１９−約０．０Ｉを有し、Ｘ／１が約
ｌの後方点で７ｎ−約０．００りを有しているととによ
って特徴づけられている。その場合翼ノーズ部の設計に
対してノーズ部半径ｒはｒ　／　ｌ−０，０／ダ！で決
められている。

第３図の線図には、第１図および第一図における寓／１
）形状に関連して、圧力分布の経過が一般の翼の形状と
比較して示されている。この図面から、第１図ないし第
３図に基づく実施例によって得られかつ集中点を形成し
ない嵐好な圧力分布と、その結果として大きな迎え角の
場合も境界層の剥離の危険がない東好な低速飛行特性と
が認められる。その場合一般の翼の特性曲線は破線で示
されている。

この効果は、比較的小さなノーズ部半径ｒと。

反抄曲線８の第１の最大反９部ｂＩ　Ｋ対する反シの上
昇とＫよって達せられる。更にこの線図から。

得られた１フロントローデイングｌ効果が得られうる一
すアーローディング〃効果と共Ｋｍｌｌｌでき、その場
合第ｊ′ダ図かられかるように高揚力フラップの背面に
対する喪好な移行が達せられる。更にその場合ｘ　／　
１が０．コＩと約０．４との間の範囲における圧カー艙
Ｏｐは１反り曲線日の最低反り郁す。

に相応してほぼ平らな経過を示している。

第参図には翼ｌの形状が檗式すきまフラップ１と共和示
されている。第３図はすＩｔフラ、プユのプロフィルに
ついての圧力分布の経過を示す線図であシ、この線図は
すきまフラ、プコに対して翼ｌにおける圧力経過に類似
しかつそれに伴なって上述した有利な作用をもった圧力
経過を示している０図中３′はフラップ背面側、参′は
フラップ腹面倒、り′はフラッグノーズ部である。

第１＆図には、普通に形成された翼すなわちここでは葺
ムＯＡ−プロフィルコ３０／ｌＫ相応した。

翼（破線で図示）と比較して、翼プロフィルの形状の改
曳され九極線ないし翼の揚力係数０１Ｌおよび抵抗係数
ＯＷが線図で示されている。

第６）図は、同様に周知の翼（Ｍムロムコ３０１０の値
と比較して、本発明の実施例の迎え角ａＫｎした揚力係
数Ｏｍの経過を示している。ζこでは迎え角−の変化の
大！−＆範！８に亘って最大揚力係数”ｍ＆Ｘが不変の
１１である仁とがわか）、これは本発明の目的に相応し
て低速飛行において翼形状が影響を及ばさない仁とＫな
る。

カお第７図は揚力係数Ｏ全範囲に亘って小さな値の縦揺
れモーメントＯｎの経過を示してお塾、この小さな値の
縦揺れ崎−メン）Ｏｍｍは喪好なトリム特性を生じ、そ
れに応じて飛行機の巡航に対する抵抗が低減する。

本発明の課題に基づく上述の要求を満足する丸めの本発
明に基づく翼の互に関連した特徴の共働作用は、最大揚
力、滑空角およびトリムを著しく改善し、それによって
巡航における抵抗を減少し。

それに伴なって動力燃料の著しい節約が生ずる。

【図面の簡単な説明】

第７図は翼のプロフィルをＸ方向およびｙ方向を二次元
の座標で示しえ概略図、第一図はプロフィル反秒曲線の
反シ経過および反り曲線に重ね合された流線形プロフィ
ルの翼厚経過を示す線図、第３図は普通の翼プロフィル
に対比して本発明の翼プロフィルの圧力分布の経過を示
す線図、鮪参図は翼プロフィルをすきまフラッププロフ
ィルと共に示す概略図、第３図はすきまフラップが出さ
れた際の翼における圧力分布の経過を示す線図、第４ａ
図は普通の翼プロフィルに対比して抵抗に関する揚力特
性を示す線図、第１ｂ図は普通の翼プロフィルに対比し
て迎え角に関する揚力特性を示す線図、第７図は縦揺れ
モーメントの特性を示す線図である。 ハ・・翼、λ・・・高揚力フラップ、３・・・翼背両側
、ダ・・・翼腹面側、７・・・ノーズ部、ト・・フラッ
プ屋根、Ｂ・・・反り曲線、Ｄ・・・翼厚分布、１・・
・翼弦長、ｂｌ　ｅｂ、・・・最大反シ部、）＝・・・
最低反り部。 出願人代理人　　猪　　股　　　　　清第１頁の続き 優先権主張　＠１９８２年３月１２日■西ドイツ（ＤＥ
）■Ｐ　３２０８９７０．８

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 ／０巡航速度が約１００職／ｈまでの短距離離着陸特性
   をもった飛行機の翼において、翼プロフィルが、巡航な
   いし上昇飛行においてできるだけ大きな揚力とできるだ
   け小さなトリム抵抗とを得るための反〕劇纏経過をノー
   ズ部半径と共に有し、その反り−艙（８）の経過が、翼
   弦長（１）の約へｊ４１チの第１の最大反）Ｓをもつ丸
   前方点ないしｘ　／　１　ｍ−約０．／にの箇所、真弦
   長（１）ｏ＃ｔ、ｔｏ−ｏ第一の最大反シ部をも２えｘ
   ／ｌ−約０．７の箇所Ｋかけゐ後方点（Ｉｓ）２、およ
   び前記の前方点（ｂｌ　）と後方点←ｈ）との間に位置
   し翼弦長（１）の約１．ダー〇最低反ｐ部をもりたｘ　
   ／　ＩＬ−約Ｏ０参の箇所における点（ｂｓ）を含み、
   このＥＬり素線（ｓ）Ｋ流線形、プロフィルが、ｘ／１
   −約０．／！Ｉでｙｏ／１−約０．０１９の前方点、ｘ
   　／　１−約Ｏ０＃−でｙｎ／１−０．Ｏｌの点、ｘ／
   １−約０．７でｙｏ／１−約ａ、ａｚＪの点およびｘ　
   ／　１−約へ〇でｙｏ／１−約０．００７の後方点で特
   色づけられ九翼厚分布（Ｉ））で重ね合わされ、更に翼
   プロフィルがｒ　／　１−約ｏ、ｏｉ＊ｚのノーズ部半
   径（ｒ）で形成されて％ＡＲとを特徴とする短距離離着
   陸特性をもり九飛行機の翼。 コ、翼（１）Ｋ単式す１ｉまフラップの形をした高揚力
   フラップ（コ）が付属され、ヒのフラップ（コ）が翼プ
   ロフィル（’Ｑの翼弦長のｊ１７−の翼弦長を有し、フ
   ラップ屋根（ｔ）の最大後退位置が真弦長のＶＯ４の大
   きさの範ｓＫ位置されてい為ことを特徴とする特許請求
   ｏｓｉｓ第１項に記載の翼。