JP2000506466A - ジェットフラップ推進式航空機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明の航空機（１）においては、エンジンがブロワーを駆動し、圧縮空気がジェットフラップ推進力を利用する翼（１８）及びカナード（２２）の揚力を増加させるのに使用されている。翼形は制御表面装置（１２）の直前に最大厚さを有し、この制御表面装置は大きな後端夾角と大きな前端縁半径とを有する。制御表面装置のヒンジ（１７）は翼の中心線の近くに位置しており、翼の空気スロット（１０）は制御表面装置に空気を吹き付ける。

Description

【発明の詳細な説明】 ジェットフラップ推進式航空機 発明の背景 本発明は、請求の範囲第１項の前文に記載されているようなジェットフラップ 推進式航空機、即ち、通常の主翼を具えた航空機、又は、請求の範囲第２項の前 文に記載されているような前記航空機を更に発展させた、主翼の他にいわゆるカ ナード翼と称する前翼を具えた航空機に関する。 ジェットフラップ推進式航空機は何年も前から公知であり、例えば米国特許第 2,912,189号又は2,961,192号等に記載されている。前翼付きのジェットフラップ 推進式航空機も、例えば米国特許第3,362,659号に記載されているように何年も 前から公知である。前翼と主翼の両方がジェットフラップ推進を利用している航 空機でさえ、米国特許第3,056,566号等に記載されて公知である。 従来の航空機の或るものは、特殊な大きなフラップ／スロット機構を使用して 、失速速度を小さくすると共に、必要な滑走路の短縮を図っている。これらの航 空機はＳＴＯＬ(short take-Off and landing)航空機と呼ばれている。このタイ プの航空機の運用コストは、多くの場合、従来型の航空機の場合よりも約30％高 くなる。これは、保守の費用が嵩むこと、単位飛行距離当たりの燃料消費量が多 いことに起因している。翼面積が大きい（翼面荷重が小さい）ため、抗力が増す と共に巡航速度が低下する。 吹き出しフラップ理論を使用した初期の航空機設計者の殆どは、翼の揚力係数 を増加させることに専念し、以て着地速度を低下させたり、制御力を大きくする ことに努めている。吹き出しフラップに よって余分な推力が生じ、航空機が着陸のために減速する際に問題を生ずる。吹 き出しフラップを使用する前記特許の殆どにおいては、エンジン動力の僅かな部 分のみがこの余分な推力の問題を回避するために使用されている。エンジン動力 のすべてを吹き出しフラップに対して使用しようとするならば、ジェットシート を90°以上偏向できるようにして、着陸の際の抗力を得ることが必要である。コ アンダ効果によって空気を偏向可能にするには、外側圧力をこのジェットシート の遠心力とバランスさせる必要がある。これは、制御フラップの半径をスロット の高さに比して大きくすることによってのみ可能である。更に、ダクト圧力を比 較的低くする必要がある。 発明の概要 請求の範囲第１項及び第２項に記載された航空機によって、ジェットフラップ の原理を利用して航空機の翼面積を小さくして航空機の全抗力を減らすことが可 能になり、その結果、燃料消費量を少なくすることができる。 この航空機の着地速度は従来と同程度であるが、翼面積が小さいのでより経済 的な巡航を行うことができる。 航空機の巡航性能を高めるためには、揚力／抗力×マッハ数を最大にする必要 がある。抗力の大部分は翼から生じる。この翼の抗力は、アスペクト比（翼スパ ン／翼弦）を大きくすると共に、境界層の制御を行うことによって小さくするこ とができる。アスペクト比は、材料の改善が行われるにつれて次第に大きくなる 。しかし、一つの欠点がある。それは次に示す翼端抗力である。 C_DI=KC_L ²／πA ここで、K=テーパー比とアスペクト比に応じて定まる定数 C_L=揚力係数 A=アスペクト比 π=3.1416であり、 最小動力は、C_DIが３×C_DOに等しい場合に得られる。ここでC_DOは翼形抗力であ り、 このことから、材料が丈夫で軽量になれば、C_Lの値が高くなることが明らかで ある。現在飛んでいる航空機は、巡航のための最適なC_L値より小さい値を用いて いる。現在の航空機の巡航用のC_Lの典型的な値は、０．２〜０．５である。最適 値は約０．８〜１．４であり、したがって両者間には実質的な差がある。最適な C_L値を用いることができる場合には、翼を更に小さくすることができるので、全 抗力を小さくすることが可能となる。従来技術においては、着陸及び離陸の際に 揚力を増加するために、吹き出しフラップを使用している。最大のC_Lを得ること に専ら努力が払われ、動力に関してはそれほどでもなかった。本発明においては 、吹き出しフラップ、境界層制御及び推進力がすべて組み合わされ、大きな速度 範囲を可能にしつつ、抗力を少なくして良好な巡航性能を得ている。典型的な翼 断面は後に向かって厚くなり、比較的短い翼弦を有する制御表面は、従来の典型 的な翼形よりも２〜３倍大きい後端縁夾角を有している。この制御表面は大きな 先端縁半径を有している。このようにして、翼（カナード）ビーム同士の間にか なり大きなダクトが形成され、ダクト内での圧力損失を少なくすることができる 。スロットを通じて圧縮空気がフラップ、エルロン及び昇降舵の上面に吹き出す 。こうして、境界層が励起され、層流が翼形表面に固着する。制御表面の翼弦が 比較的短いので、制御表面における摩擦抗力が小さくなり、簡単なヒンジ機構に よって制御表面を大きく動か すことが可能になる。制御表面が大きな先端縁半径を具えているので、コアンダ 効果によって流れを逆転させて、逆方向の推力を得ることが可能となる。圧縮空 気を、航空機の加圧と通気用に利用することもできる。 図面の簡単な説明 本発明は、次に述べる詳細な説明と実施例を示す図面に基づいて、更に充分に 理解されるであろう。なお、これらは例示のためのものであって、本発明はこれ に限定されるものではない。 図１は、前翼とジェットフラップ推進機構を有する本発明の航空機を示す。 図２は、図１の航空機の胴体の主要断面を示す。 図３Ａは、図１の翼又は前翼の昇降舵部分を通るＸ−Ｘ断面を示すと共に、比 較のために点線で表した従来の典型的な翼形を示す。 図３Ｂは、図１の翼又は前翼のフラップ部分を通るＸ−Ｘ断面を示す。 図３Ｃは、図１の翼又は前翼のエルロン部分を通るＸ−Ｘ断面を示す。 図４は、ダクト内の流れを制御する手段を具えた空気ダクト手段の原理を示す 。 図５Ａは、図５Ｃに示す断面の理論的な一つの態様における空気の流れを示す 。 図５Ｂは、図５Ｃに示す断面の理論的な別の態様における空気の流れを示す。 図５Ｃは、本発明の制御表面と空気スロット機構を通る断面の詳細を示す。 好適実施例の詳細な説明 翼１８とカナード２２の制御表面の前部に設けられたスロットから空気が吹き 出し、航空機１の推進力を形成している。その一般的な構成が図１に示されてい る。動力が印加されると、揚力中心が後方に移動するので、カナード２２が縦方 向の安定性を維持するのに使用される。比較的多量の気流が翼よりもカナードの 方に流れ、動力が印加された際の揚力中心の後方移動を相殺し、その結果、カナ ードに更に揚力が働く。図２は、胴体を通る断面を示す。空気取り入れ口２が胴 体の両側に設けられ、ダクトが圧力隔壁３を通ってブロワー５に達している。こ のブロワーはいかなるタイプのものでもよく、エンジン６によって駆動される遠 心型、軸流型、バイパスファン型又はタービンエンジン・コンプレッサーからの 抽気によるもの等が挙げられる。エンジンは、動カプラントのピストンエンジン 、電気式エンジン又は未来のエンジン等でもよい。圧縮空気は翼内のスパン方向 のダクト７に入ると共に、胴体の圧力隔壁４を通ってダクト９を経てカナード内 のスパン方向のダクト８に入る。ダクト７，８，９を通る気流は、図４に示すよ うに、制御板１４によって調節可能である。図３Ａ〜３Ｃは、翼又はカナードを 通る断面を示す。気流は後翼（又はカナード）のビームウェブに設けられた孔１ ０を通って、スロット１１を経て吹き出し、制御表面が完全に下向き位置（逆位 置）を占めていてもコアンダ効果によって制御表面１２の上面に沿って流れる。 翼又はカナード２２は図３Ａに示すような翼形を有するが、この図には比較のた めに従来の典型的な翼形２３が点線で示されている。昇降舵、フラップ、エルロ ン等の制御表面装置１２が、翼１８又はカナード２２の最大厚さ部分の直ぐ後ろ にヒンジ１７によって軸支されている。このヒンジ１７は翼１８又はカナード２ ２の中心線１９に近くに位置している。制御表面装置 １２に空気を吹き付けるための翼１８又はカナード２２の空気スロット又は空気 孔１０は、上部板即ち延長部１５と、吹き出し空気を昇降舵、フラップ、エルロ ン等の装置１２の上面２０に導くための下部板即ち遮蔽表面１６とを具えている 。制御表面の前部には狭いスロット１３が設けられているので、該表面は自由に 動くことができる。このスロットは巡航のための最適な位置に設定されている（ 図５Ａ，Ｂ，Ｃ参照）。即ち、気流が全く流れないか又は図５Ｃに示すようにイ ジェクターの原理によって僅かな気流が保証されるようになっている。矢印２７ は主要気流を示し、矢印２８はイジェクターの原理によってスロット１３を通っ て流れる気流（図５Ａ）と、ダクト内の過剰圧力によって流れる気流（図５Ｂ） を示している０前記僅かな流れ（図５Ｃ）によって翼（カナード）の下面を流れ る層流が確保され、これによって抗力が減少する。下面において失われた圧力の 一部は、制御表面を流れる気流の増加によって相殺され、これによって推力が増 すと同時に、更に多くの空気を上面に沿って下向きに偏向させ、揚力を増加させ る。全動力損失が生じると、空気はスロット１３を通じて上方に流れ、制御表面 の効率が増加する。図３は、制御表面の移動範囲２６を示す。フラップ（図３Ｂ ）は僅かに上方に移動し、高速飛行のために翼の上に反射流（reflex）を形成す る。完全に下がった位置では、スロット１１からの気流はフラップの上面に沿っ て流れ、逆推力を与える。これは飛行中に速度を落とす場合や、着陸時の地上走 行を短くする場合に使用される。カナードの制御表面（図３Ａ）は、１８０度の 移動範囲を有する。これは昇降舵の制御に用いられる。９０度下方に下がった位 置は、最大の揚力を与えるが、該表面を更に下方に移動させても揚力にはあまり 影響せず、かえって逆推力が生じてフラップ上の逆推力と相まって飛行速度を減 少させてしまう。図３Ｃはエルロンの移 動範囲を示し、符号２４はフラップを上げる場合の範囲を、符号２５はフルフラ ップの範囲を示す。これらの極限の制御表面の作用によって縦方向の安定性を得 るために、図４のダクト９の制御板１４及び翼ダクト７内の同様な制御板によっ て翼とカナードとの間の気流の均衡を図ることが可能である。別に設けられた制 御レバー（又は制御ハンドル）がこれらの制御板にリンクされている。この制御 レバーを操作することによって、気流をカナードのみに流れるように制約するこ とができる。中心位置において、空気ダクトはカナードと翼の両方に対して完全 に開放される。レバーを後方に移動させれば、気流は翼にのみ流れるであろう。 他のやり方として、制御板を縦方向昇降舵トリムに接続し、該トリムの前方への 動きが気流をカナードに限定し、トリムの後方への動きが気流を翼に限定するよ うにしてもよい。操縦桿を完全に前に倒すと、カナードの制御表面は完全起立位 置に移動して、スロット１１を閉鎖する。これは、フラップを完全に下げること と相まって、着地した後に使用され、地上滑走の際に最大の逆推力を得ると共に 、航空機の前輪を地面に接触させるのに役立つ。エルロンはフラップと共に垂下 するが、その移動距離はフラップの移動距離の約半分程度である。フラップが完 全に下方に移動し、エルロン制御が完全に行われた場合のエルロンの最大下方移 動範囲は上面に対して約９０度である。エルロンが完全に起立すると、スロット １１の開口部は僅かに減少し、エルロンの上面に沿う気流が減少し、航空機の該 面側の推力も減少する。これによって、好ましくないヨーイングが減り、エルロ ンの細かい操作が不要になる。 エンジンをブロワーから離れた加圧領域に維持することによって、ブロワーを エンジン用過給機として使用し、その動力を増加させることができる。エンジン から出た冷却空気からの熱もダクトの内 部冷却を防ぎ、推進力を増加させる。ブロワーからの加圧空気を航空機のキャビ ンの加圧と通風に利用し、ピストンエンジンの排気管を通じて気流を流してキャ ビンを温めることも可能である。 小型の航空機の昇降舵の底面の内側端の近くに鏡２１（図１）を取付けてもよ い。この鏡は、パイロットが駐機領域で航空機を地上でバックさせる際に役立ち 、操縦桿を完全に前に倒した時に航空機の後方の両側を見ることができる。 以上説明した本発明は多くの変形が可能であることは明らかである。これらの 変形は本発明の精神と範囲から逸脱したものではなく、すべてのこうした変形は 当業者にとって自明のものであり、次に述べる請求の範囲に含まれる。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ， ＤＫ，ＥＳ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，Ｍ Ｃ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ， ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＫＥ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＺ，ＵＧ)， ＡＭ，ＡＴ，ＡＴ，ＡＵ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，Ｃ Ａ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＺ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＥ，ＤＫ，ＤＫ ，ＥＥ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＥ，ＨＵ， ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＫ，Ｌ Ｒ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ， ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＫ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＴ，Ｕ Ａ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．少なくとも一つのエンジン（６）と、少なくとも一つのブロワー（５）と 、前記ブロワーのための空気取り入れ口（２）と、少なくとも一つの制御表面装 置（１２）を具えた少なくとも一つの翼（１８）と、前記制御表面装置と連携し てジェットフラップ推進力を発生させるための前記ブロワーから前記翼まで達す る空気ダクト手段（９，１０）とを具えた航空機であって、 ａ）前記翼（１８）が、従来の典型的な翼形よりも後端に向かうにつれて厚く なる形状を有し、 ｂ）前記制御表面装置（１２）が前記翼（１８）の最大厚さ部分の直後にヒン ジ（１７）で軸支されると共に、従来の典型的な翼形の場合よりも大きい後端縁 夾角と大きい先端縁半径とを有し、 ｃ）前記制御表面装置のヒンジ（１７）が前記翼（１８）の中心線（１９）の 近くに位置し、 ｄ）制御表面装置（１２）に吹き付けるために翼（１８）に設けられた空気孔 （１０）が、吹き付け空気を制御表面装置（１２）の上面（２０）に導くための さらなる手段（１５，１６）を具えていることを特徴とする航空機。 ２．少なくとも一つのエンジン（６）と、少なくとも一つのブロワー（５）と 、前記ブロワーのための空気取り入れ口（２）と、少なくとも一つの主翼として の翼（１８）及び前翼（２２）と、前記制御表面装置と連携してジェットフラッ プ推進力を発生させるための前記ブロワーから前記翼及び前翼まで達する空気ダ クト手段（９，１０）とを具え、前記前翼及び翼は、それぞれ、前記前翼上の昇 降舵並びに前記翼上のエルロン及びフラップとして働く少なくとも一つの制御表 面装置（１２）を具えた航空機であって、 ａ）前記翼（１８）及び前記前翼（２２）が、従来の典型的な翼形よりも後端 に向かうにつれて厚くなる形状を有し、 ｂ）前記制御表面装置（１２）が前記翼（１８）及び前翼（２２）の最大厚さ 部分の直後にヒンジ（１７）で軸支されると共に、従来の典型的な翼形の場合よ りも大きい後端縁夾角と大きい先端縁半径とを有し、 ｃ）前記制御表面装置のヒンジ（１７）が前記翼（１８）及び前記前翼（２２ ）の中心線（１９）の近くに位置し、 ｄ）前記制御表面装置（１２）に吹き付けるために前記翼（１８）に設けられ た空気孔（１０）が、吹き付け空気を前記制御表面装置（１２）の上面（２０） に導くためのさらなる手段（１５，１６）を具えていることを特徴とする航空機 。 ３．前記さらなる手段（１５，１６）が、前記翼（１８）の上面の延長部（１ ５）と、前記制御表面装置（１２）と前記翼（１８）との間に位置する遮蔽面（ １６）とを具備することを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機。 ４．前記空気ダクト手段（７，８，９）が、ダクト内の気流を制御する手段（ １４）を具えていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の航 空機。 ５．前記制御表面装置（１２）が、前記ヒンジ（１７）によって１８０度以上 回動するように構成されていることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機 。 ６．前記制御手段（１４）が、パイロットによって操作される少なくとも一つ の制御装置に連結されていることを特徴とする請求項４に記載の航空機。 ７．前記制御装置が、気流を、前記ブロワーから前記カナード又は前記翼まで 、又はその両方に分配するように構成されていること を特徴とする請求項６に記載の航空機。 ８．前記制御手段又は制御装置が、航空機の他の制御システムや装置に連結さ れていることを特徴とする請求項６に記載の航空機。 ９．前記制御手段又は制御装置が縦方向昇降舵のトリムシステムに連結されて いることを特徴とする請求項８に記載の航空機。