JPS6325999B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明は航空機の翼構造に係り、特に通常の高
揚力フラツプとして、並びに補助翼として機能す
る航空機の翼構造に関する。

（従来の技術とその問題点） 従来公知の飛行機では、ロール軸を中心として
飛行機を制御するため、あるいは揚力を高めるた
めに、翼の後縁に回転軸まわりを揺動できるよう
に高陽力フラツプが設けられている。

特に高速飛行機において得られる操縦性、例え
ば小さい旋回半径の旋回飛行は翼の大きな迎え角
によつてのみ実現できるが、その際飛行機は少な
くとも短時間ではあるが失速状態に陥いることが
ある。

このような大きな迎角での飛行状態内では、飛
行機翼の支承面において部分的にまたは全面的
に、予期しない翼の個所に空気流はく離を生じた
り、あるいは所定の迎角のもとで予期できる空気
流はく離を生じるが、それによつて同時に翼の制
御面ないし高揚力フラツプの上方で空気流はく離
を生ずる。

これによつて制御可能性と共に特に飛行機の正
常飛行状態への復帰が著しく妨げられ、ある場合
にはこのような制御および復帰が不可能となるこ
とがある。

そこで、本発明の目的は前記欠点を除去し、翼
構造の支承面ないし制御面における空気流剥離を
防止することにある。

（問題点を解決するための手段と作用） 上記目的を達成するために、本発明は、第１の
翼部分と第２の翼部分とを翼の後方に設け、各翼
部分の運動を独立して制御できるようにした航空
機の翼構造において、上記翼２の後縁に第１の回
転軸８を介して支承アーム２３を枢着し、この支
承アーム２３の前端に上記翼２の後縁の凹部３３
に隙間が無く重合しうる前縁を有する第１の翼部
分３ａを形成し、この第１の翼部分３ａの後縁の
下面に形成された凹部３５に重合される前縁を有
する第２の翼部分３ｂを、その前縁と後縁とのほ
ぼ中間から後縁までの領域に設定された支点まわ
りで揺動しうるように上記支承アーム２３の自由
端に、取付手段を介して枢着したことを特徴とす
るものである。

このような本発明の構成によつて、航空機が失
速状態にあるとき、即ち翼の上側で部分的または
全面的に空気流が剥離した場合にも、翼構造ない
し支承面において空気流を完全に制御することが
でき、このような飛行状態でも航空機が操縦性を
有するようにすることができる。新たに調節され
た制御状態に対処するために翼構造によつて正ま
たは負の制御ふれを得ることが可能である。

有利な実施例では、翼構造は夫々２つの翼部分
から成り、この翼部分は相互に独立にまたは一緒
に第１ないし第２の回転軸を中心として回転可能
である。このような構成は一次調節で翼部分を相
互に相対的に調節する際に協働することによつて
種々の空気力学的作用、例えば翼構造が慣用の補
助翼、操縦フラツプ、補助翼（空気流が剥離した
場合）、昇降舵補助翼または着陸用フラツプとし
て働く作用が得られる。このような基本的な機能
は用途に応じて適宜力学的に実施形式を変えるこ
とによつて得ることができる。

第１の翼部分に対する第２の翼部分の相対運動
は回転中心が翼弦上にある簡単な回転運動でも、
回転中心が翼弦の外側にあるかまたは予め与えら
れた一定の軌道が得られるような組合せ運動であ
つてもよい。翼部分の駆動は、第２の翼部分につ
いては第１の翼部分かまたは翼から行うことがで
きる。２つの翼部分から成る翼構造の構成によつ
て通常の作動（第１の回転軸を中心とする回転）
の場合に始動および着陸および大きな制御ふれの
ために空気流剥離なしに高い揚力を得るために翼
の部分に空気流間隙が形成される。

本発明の他の特徴によれば、第１の翼部分用の
第１の回転軸を配置し、この第１の翼部分が第２
の翼部分用の第２の回転軸を収容するための支承
アームを一緒に回転し得るように支承する。この
ような翼構造の構成によつて、通常の調節のため
に前縁の範囲で第１の回転軸を中心とし、また、
極端な迎え角範囲内にするためにこの前縁と間隔
を置いて第２の回転軸を中心として翼部分を相互
に独立に回転させることが簡単な構成上の方法に
よつて達成することができる。従つて、翼構造の
周りの空気流が剥離を起こすことなく間断なく確
実に行われる。

その際翼構造の作動は翼の迎え角によつて影響
される調整装置によつて行うことができ、そのた
めパイロツトは特別のことをする必要はなく、翼
構造を補助翼として機能させる時には操縦桿によ
つて作動させることができ、その際第２の回転軸
を中心とする第２の翼部分は迎え角に応じて制御
する調整装置によつて自動的に通常の制御運動さ
れる。

各翼部分に夫々１つの調整モータを設けること
によつて、第２の回転軸の簡単な取付けおよび第
１並び第２の回転軸を中心として回転する第２の
翼部分の調節を別々にまたは一緒に行うことが可
能となる。第２の回転軸は第１の回転軸を中心と
する円形軌道上を平行に調節することができる。
この各平行調節から出発して第２の翼部分は翼の
極端な迎え角を補償するかまたは翼をこのような
極端な迎え角状態に制御するためにふれ運動を行
うことができる。

他の特徴では、一定のふれ位置で翼部分の間に
空気流間〓を調節し得るようにする。その際第２
の翼部分用調節モータはこれを第１の翼部分に配
置することによつて簡単に作動するようにするこ
とができる。何故ならその初動状態が常に第１の
翼部分の回転の調節によつて規定されるからであ
る。

更に本発明の他の実施例では、第２の翼部分が
翼ないし第１および第２の翼部分に回転自在に作
用する２つの揺動体を有する四節リンク装置の部
材であるようにする。このような構成によつて、
翼部分の回転軸を翼弦の遥か外側に設けるかまた
は翼部分を円形軌道からずれた任意の所定の軌道
上を動かすことが可能となる。このような構成は
第２の翼部分の軸が空気作用点に配置できるとい
う利点を有する。更に、第２の翼部分の有効回転
中心を翼弦に対して後方に移動させることができ
る。更に、四節リンクが第１および第２翼部分の
間に高揚力を改善するための間隙を形成すること
を可能とする。第２の翼部分を調節する際この翼
部分は先ず回転運動を行い、遅れてこれと反対方
向の回転運動を行う。これによつて第２の翼部分
は第１および第２の翼部分の間に間隙を形成する
位置に調節され、続いて反対方向に動いて翼が極
端な迎え角となる位置に調整される。

（実施例） 次に図面に示した２つの実施例につき本発明を
詳述する。

本発明による装置は補助翼としても、操縦用フ
ラツプまたは昇降舵補助翼としても、さらには着
陸用フラツプ用としても使用することができる。
添付図面の第１図〜第３図並びに第５図および第
６図は航空機の翼構造の構成ないし作動を示す実
施例であり、第４図、第７図ないし第８図の実施
例は操縦用フラツプないし着陸用フラツプとして
翼構造を作動している。

図面には簡単にするために航空機の一方の側の
翼構造のみを示す。図示しなかつた翼構造の調節
運動は特段に記載しない限り図示した翼構造の運
動の逆となる。

図面に航空機の胴の両側ないし垂直航空機縦中
心面に両翼構造のうちの１つを有する飛行機の翼
の半分を示す。しかし本発明は、既に述べたよう
に、このような翼構造に限定されるものではな
く、デルタ翼または操縦用ないし着陸用フラツプ
を有する航空機のいわゆる昇降舵補助翼にも応用
できる。

図面において航空機の翼を符号２で示し、翼構
造をまとめて符号３で示す。翼構造３は翼弦に対
し横方向に延びる、縦材５によつて後部翼桁６に
その前縁の範囲に収容される第１の回転軸８を中
心として調節できる。翼構造３には、後述する第
１の翼部分３ａおよび第２の翼部分３ｂを連結す
る取付手段としての第２の回転軸１０も設けてあ
り、この第２の回転軸１０は第１の回転軸８に平
行であり、同様に固定した翼２によつて支承され
ている。第２の回転軸１０は第１の回転軸８を中
心とする円形軌道上を平行に調節することがで
き、このような位置に停止することができる。翼
構造３の回転運動は別々にまたは一緒に、従つて
第１の回転軸８並びに第２の回転軸１０を中心と
する重なり運動で行うことができる。

第１図に第２の回転軸１０の原理的に可能な末
端位置ないし第１および第２の回転軸８ないし１
０を中心として回転する翼構造３の同様の末端位
置を示す。通常の翼構造のふれに関して末端ふれ
位置ＡないしＢおよび中立位置Ｃを示し、大きな
翼の迎え角範囲に対する末端ふれ位置A′ないし
B′および中立位置C′を示す。その際ふれ角をξな
いしξ′で表わす。

第１ａ図の原理説明図に空気流Ｓに対し比較的
大きな角度の迎え角を有する翼を示す。その際翼
構造３は第１の回転軸８並びに第２の回転軸１０
を中心として、空気流が翼構造３に並流するよう
な空気流Ｓに対する迎え角位置に翼２の周囲を流
れる空気とは独立に調節する。

第１、第２の回転軸８，１０を中心とするふれ
範囲を調節するために、駆動装置としての圧力シ
リンダおよび調節ピストンを有する、液圧で作動
する調節モータを設ける。必要な翼構造３の夫々
に第１および第２の調節モータ１５，１６を設け
る。このうち第１調節モータ１５は通常のふれに
対して第１の回転軸８を中心とする翼構造３の調
整ないし調節を行い、この通常の調節では第２の
回転軸１０は、既に述べたように、回転軸８を中
心としてこれと共に円形軌道上を調節される。第
２の調節モータ１６の調節シリンダ２１は、後述
するように、回転軸２０を介して固定支持され
る。調節モータ１６の作動ピストン１８は翼構造
３に固定したクランクてこ１９を介して回転軸１
７により翼構造３に作用する。その際、作用点で
ある回転軸１７は付属の第２の回転軸１０とある
間隔を置いて位置する。

第１の調節モータ１５は航空機の翼２と支承ア
ーム２３の間に配設し、その際支承アーム２３は
第１の回転軸８によつて収容される。翼構造３の
両側にある支承アーム２３を調節するために固定
クランクてこ２４を設け、第１の調節モータ１５
の作動ピストン２６は回転軸２５を介して第１の
回転軸８と或る間隔を置いてクランクてこ２４に
係合する。調節シリンダ２７は回転軸２９を介し
て後部翼端部ないし後部翼桁６に支承されてい
る。

翼構造３は夫々２つの翼部分３ａないし３ｂか
ら成り、このうち翼部分３ａは円形状の前縁３２
を有し、この前縁３２は対応して形成した翼２の
円形状の凹部３３に嵌まつている。翼部分３ａは
第１の回転軸８を中心として航空機の翼２に対し
て可動である。この翼部分３ａの後部は第２の翼
部分３ｂの輪郭を形成した前縁輪郭３４に対応し
て形成しその結果両翼部分３ａおよび３ｂは夫々
共に翼構造３全体を構成する。従つて、翼部分３
ａないし３ｂは共に第１の回転軸８を中心として
回転し、更にまた第１および第２の回転軸８ない
し１０を中心として相互に独立に回転することが
できる。

第５図〜第８図に翼構造３の構成および調節に
関する他の実施例を示す。

この実施例では、第２図〜第４図の実施例と異
なり、翼部分３ｂが翼部分３ａに対して所定の軌
道上を相対運動し、その際この軌道の幾何学的位
置が翼構造３の弦の遥か外側に位置するようにす
る。この場合、第２の調節モータ１６は翼構造３
の下方に設ける。そのために翼部分３ａが、第２
図〜第４図の実施例と同様に、クランクてこ２４
を支承し、このクランクてこに第１の調節モータ
１５が回転軸２５を介して使用するようにする。
翼部分３ａは第１の回転軸８を中心として調節さ
れる。翼部分３ａにはクランクてこ３６が固定さ
れ、このクランクてこは翼弦と比較的大きな間隔
を置いて回転軸３９を支承する。クランクてこ３
６の自由端には、回転軸３９を介して揺動体３７
の一端が枢着され、この揺動体３７の他端は第２
の翼部分３ｂの前方位置に回転軸４１を介して直
接に枢着されている。また第２の翼部分３ｂの下
面のほぼ中央位置には固定腕１９が固定され、こ
の固定腕１９の先端には回転軸４０を介して揺動
体３８の一端が枢着されている。この揺動体３８
の他端は第２の回転軸１０を介して上記支承アー
ム２３の自由端に枢着されている。

しかして、揺動体３７，３８と第１の翼部分３
ａと第２の翼部分とで四節リンク装置が構成さ
れ、この四節リンク装置は第１の翼部分３ａおよ
び第２の翼部分３ｂを連結する取付手段を構成し
ている。

前記実施例の装置の作動は次のように行われ
る。

翼構造３に対して行うことのできる２種類の作
動は両翼部分３ａおよび３ｂを共に延長した位置
で垂直航空機縦中心面に対し第１の回転軸８を中
心として互いに反対の２方向に調節する通常の調
節と、航空機の翼２の上面において一部または全
面的に空気流が剥離した場合に行われる互いに反
対方向の調節とであり、後者の場合第２の翼部分
３ｂは第１の翼部分３ａとは別に第２の回転軸１
０を中心として迎え角位置で翼２とは独立に同一
方向の動くことができる。

第２図および第５図の実施例では翼構造３は、
実線で示すように、中立位置Ｃにある。翼構造３
の夫々に付属する第１および第２の調節モータ１
５，１６も同様である。翼部分３ａおよび３ｂは
共に翼の輪郭を構成する。

翼構造のふれに対して調節モータ１５は簡単に
するために図示しなかつた通常の構造の制御装置
を介してパイロツトが作動し、翼構造３は第２図
および第５図に破線で示したように最大ふれ位置
ＡないしＢに達するまで反対方向に調節すること
ができる。

失速飛行状態ないし極端な翼迎え角にあるとき
に空気流が翼を流過するのが一部または全面的に
停止すると、第２の調節モータ１６が作動する。
その際このモータ１６の作動はパイロツトが直接
行うことも、迎え角の値を要せず、適当な制御信
号を発生させる装置によつて自動的に行うことも
できる。

第２図〜第４図の実施形式では、第２の調節モ
ータ１６を作動することによつて第２の翼部分３
ｂを翼部分３ａに対し第２の回転軸１０を中心と
して同一回転方向に調節する。その際翼部分３ｂ
の前縁輪郭３４は翼２に対し下方に下方に傾けら
れ、しかも翼部分３ｂが翼２とその上側に沿つて
流れる空気流のなす迎え角とは独立に作動する位
置に傾けられる。この運動は操縦効果が得られる
空気流に関して有利な位置に翼部分３ｂが戻る運
動として把握することもできる。この翼部分３ｂ
を第２の回転軸１０を中心として調節した新しい
状態から出発して航空機の縦軸を中心として一方
の回転方向または他方の回転方向にローリングす
る運動を制御するふれは可能である。空気流が航
空機の翼２を流過するのが一部または全面的に停
止することは翼部分３ａによつて可能な制御に何
ら影響を与えるものではない。航空機は依然とし
て操縦可能であり、極端な飛行状態から他の飛行
状態に変ることができる。

その際翼の迎えに依存して作動する装置が第２
の調節モータ１６に作用し、パイロツトは航空機
のローリング状態を調節するために付加的に作動
することなく慣用の方法で操縦桿によつて翼構造
を作用する。

第５図〜第８図の実施例では、第２図〜第４図
の実施例と異なり、四節リンク３９，４１；４
０，４１；３７，３８および３ｂによつて異部分
３ｂが調節されるように作動する。第５図から詳
細に明らかなように、この場合にも反対方向に第
一の調節モータ１５を作動することによつて通常
の翼構造のふれとする。可能な最大ふれ位置は第
１図および第１ａ図の位置ＡないしＢである。こ
の調節運動の際その都度翼構造３の両翼部分３ａ
および３ｂは共に第１の調節モータ１５によつて
第１の回転軸８を中心として回転する。

翼２の迎え角が極端な場合、通常の翼構造のふ
れのときに翼構造３と共に休止状態にある第２の
調節モータ１６を作動する（第６図）。その際航
空機の各側面にある翼構造３の翼部分３ｂは第２
の調節モータ１６によつて揺動体３７，３８を介
して所定の軌道上を翼２に対し前縁輪郭３４との
翼迎え各の大きさに応じて同一回転方向に下方に
動く。

前記の第６図〜第８図の実施例は翼部分３ｂ用
の回転軸４０，４１が空気作用点の近くに配置さ
れるという利点を有する。更に、翼部分３ｂの有
効回転中心は翼弦の方向に比較的離れた後方位置
に移動する。

第２図〜第４図および第５図〜第８図の実施例
では、第４図ないし第７図及び第８図に示したよ
うに、第１の調節モータ１５によつて通常のロー
リング制御のために翼構造３を調節するために、
空気流間〓４５を形成して翼部分３ａに対する翼
部分３ｂの調節運動を行うことも可能である。

第２図〜第４図の実施例では、ローリング制御
のために第２の調節モータ１６を作動することに
よつて翼部分３ｂの調節を行う。その場合第２の
調節モータ１６は、第４図から明らかなように、
翼部分３ｂは翼部分３ａに対し第２の回転軸１０
を中心として回転し、前縁輪郭３４が翼ないし第
１の翼部分３ａから出発して下方に傾くように作
動する。それによつて両翼部分３ｂのふれ位置に
翼部分３ａの凹部３５と翼部分３ｂの前縁輪郭３
４の間に空気流間〓４５が生じ、この空気流間〓
４５によつてできるだけ完全に並流する空気流を
得るかまたは高揚力作用を得るために空気流を翼
部分３ｂの翼下方面から上方面に公知ノズル作用
で導くことができる。

第５図〜第８図の実施形式では、翼部分３ｂの
調節の開始時にこの翼部分３ｂが回転し、すると
この翼部分３ｂの前縁輪郭３４が上方に調節さ
れ、同時にこの翼部分３ｂが同時に翼２の輪郭弦
の方向に動くように四節リンク装置３９，４１；
１０，４０；３７，３８；３ｂを配設する。更に
翼部分３ｂを調節する場合、第２図〜第４図の実
施例とも同じように、前縁輪郭３４は下方に向け
て動かし、それも、例えば第６図に実線または破
線で示したような位置に動かす。第７図および第
８図に示したような調節運動によつて同様に翼部
分３ｂの前縁輪郭３４とこれに対応する翼部分３
ａの凹部３５の間に既に述べた空気流間〓４５が
形成される。

【図面の簡単な説明】

第１図は空気流に対して通常迎え角を生じる航
空機の翼で翼構造を調節する原理を概観的に示す
略示説明図、第１ａ図は極端な迎え角となつた航
空機の翼における翼構造の調節を示す略示説明
図、第２〜４図は本発明の翼構造の一実施例を示
し、第２図は航空機の翼の後部の翼弦の方向から
見た、調節装置と結合した翼部分の構成を示す断
面図、第２ａ図は第２図の翼部分の構成を示す部
分平面図、第３図は第２図と異なる、変化したふ
れ位置にある調節装置を有する翼構造の略示断面
図、第４図は第２図および第３図と異なる更に変
化した翼構造のふれ位置を示す図、第５〜８図は
本発明の他の実施例を示すものであり、第５図は
翼の後部の翼弦の方向から見た翼構造の調節装置
の他の実施例の断面図、第６図は第５図と異なる
変化したふれ位置にある翼構造の第５図と同様の
断面図、第７図は第５図ないし第６図の翼構造の
更に別のふれ位置を示す図、第８図は第５図〜第
７図の翼構造のふれ位置を示す図である。 ２……翼、３ａ，３ｂ……翼部分、８……第１
の回転軸、１０……第２の回転軸、１５……第１
の調節モータ、１６……第２の調節モータ、２３
……支承アーム、３２……前縁、３７，３８……
揺動体、３９，４０，４１……回転軸、４５……
空気流間〓。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 第１の翼部分と第２の翼部分とを翼の後方に
   設け、各湾部分の運動を独立して制御できるよう
   にした航空機の翼構造において、上記翼２の後縁
   に第１の回転軸８を介して支承アーム２３を枢着
   し、この支承アーム２３の前端に上記翼２の後縁
   の凹部３３に〓間が無く重合しうる前縁を有する
   第１の翼部分３ａを形成し、この第１の翼部分３
   ａの後縁の下面に形成された凹部３５に重合され
   る前縁を有する第２の翼部分３ｂを、その前縁と
   後縁とのほぼ中間から後縁までの領域に設定され
   た支点まわりで揺動しうるように上記支承アーム
   ２３の自由端に、取付手段を介して枢着したこと
   を特徴とする航空機の翼構造。 ２ 上記取付手段は、上記支承アーム２３の自由
   端と第２の翼部分３ｂの上記支点とを直接的に連
   結する第２の回転軸１０であることを特徴とする
   特許請求の範囲第１項に記載の翼構造。 ３ 各翼部分３ａ，３ｂ用に夫々１つの調節モー
   タ１５，１６を設けたことを特徴とする特許請求
   の範囲第１項または第２項のいずれか１項に記載
   の翼構造。 ４ 第１の翼部分３ａに第２の調節モータ１６が
   一緒に回転し得るように支持され、翼２に対し回
   転位置にある第２の翼部分３ｂに作用することを
   特徴とする特許請求の範囲第１項〜第３項のうち
   いずれか１項に記載の翼構造。 ５ 各翼部分３ａ，３ｂが一体的に第１の回転軸
   を中心として２方向に回転可能であり、第２の翼
   部分３ｂが第２の調節モータ１６によつて第２の
   回転軸１０を中心として前縁を下げる方向に独立
   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〜第４項のうちいずれか１項に記載の翼
   構造。 ６ 上記取付手段は支承アーム、第１および第２
   の翼部分２３；３ａ，３ｂに回転自在に作用する
   ２つの揺動体３７，３８を有し、揺動体３７，３
   ８と支承アーム２３と第２の翼部分３ｂとで四節
   リンク装置を構成していることを特徴とする特許
   請求の範囲第１項〜第５項のうちいずれか１項に
   記載の翼構造。