JPH06255587A - 航空機 - Google Patents

航空機

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JPH06255587A
JPH06255587A JP5048265A JP4826593A JPH06255587A JP H06255587 A JPH06255587 A JP H06255587A JP 5048265 A JP5048265 A JP 5048265A JP 4826593 A JP4826593 A JP 4826593A JP H06255587 A JPH06255587 A JP H06255587A
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JP
Japan
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wing
aircraft
main
fuselage
cabin
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Pending
Application number
JP5048265A
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English (en)
Inventor
Kazuo Inoue
和雄 井上
Michitada Fujino
道格 藤野
Hironari Otsuka
裕也 大塚
Toru Fujihira
徹 藤平
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Honda Motor Co Ltd
Original Assignee
Honda Motor Co Ltd
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Filing date
Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【目的】 本発明は、搭乗員、乗客の乗降性、貨物の積
み下ろし性、キャビンの快適性等の向上を図った航空機
に関する。 【構成】 乗客の乗降性を良くするため短脚構造にして
胴体の位置を低く設定し、主翼がキャビン部を通過しな
い構造とする。このため主要構造部材に繊維強化プラス
チック等の複合材を用いて必要な強度を確保しつつ前進
翼とし、翼胴結合部をキャビン部後方とする。この際、
この主翼の取り付け部と脚の取り付け部を胴体構造部材
に一体構造化すれば重量増加を避けることが出来る。
又、水平尾翼をＴ字翼又は十字翼として適正な位置にす
ることによってピッチアップを防ぐことが出来、或いは
ストールウォーニングとして利用出来る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、搭乗員、乗客の乗降
性、貨物の積み下ろし性、キャビンの快適性等の向上を
図った航空機に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機は、必要な空力特性を得るための
要求或いは機体構造部材の強度上の制約等からその形態
がある程度限定され、例えば、主翼の形状は、造波抵抗
を減少させ、抗力臨界マッハ数（抗力係数が急増し始め
る速度）を引上げ、或いは速度差による圧力中心（翼に
働く空気力の作用線と翼弦の交点）の変動を少なくする
等のため、後退角が与えられるのが一般的である。又、
この後退角は主翼の空力中心を適正な位置に配置する目
的をも持っている。一方、主翼の空力中心の適正を図る
ために前進翼が採用されることもあり、この場合には、
後退翼で生起しやすい翼端失速のような不具合がなく、
低速時でもエルロンの効きが低下せず更には後退角のチ
ップストールに起因するピッチアップ等の望ましくない
飛行特性を回避可能という利点がある反面、高速時にダ
イバージェンスと呼ばれる主翼のねじり現象が生じる可
能性もある。以上のようなことから、従来では通常主翼
を後退角とした航空機が一般的である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところで、航空機にお
ける乗客、乗員の乗降性とか貨物の積み下ろしの容易性
等は、降着装置の脚を短脚にすることが有効であり、
又、脚がリトラクト機能を有するような場合は、短脚に
すれば胴体内に収納する脚の収納スペースが狭まり、胴
体内の有効容量を確保出来るというメリットを有する
が、このような短脚レイアウトを採用する場合には次の
ような問題が生ずることとなっていた。すなわち、短脚
にすると、主翼、エンジンナセル等が滑走路面に近づ
き、例えばバンク角をとった状態で離着陸するような場
合に翼端等が滑走路面に接触し易くなるため、必然的に
低翼以外の形態を余儀なくされるが、低翼以外の配置に
すると主翼の取り付け構造部がキャビンに制約を与えて
乗客の快適性を損ねたり、又は空力的に不利な条件を招
く等の不具合があった。つまり、航空機の静安定と釣合
い条件の要請からくる空力中心と機体の重心位置との相
対関係から、翼胴結合部は機体の前後関係においてキャ
ビン部を通過することとなるが、この翼胴結合構造をキ
ャビン内に配置するとキャビン内部の空間容量を減少さ
せ、又、翼胴結合構造をキャビン部の胴体上部に配置す
ると機体の抵抗係数の増加、前影投影面積の増加による
抵抗増加を招くというものである。そこで、翼胴結合部
をキャビン部後方に配置すればキャビンの快適性が実現
できるが、この場合には空力中心の適正化を図るための
処置が必要であった。すなわち、主翼をキャビン後方に
位置させると後退角のままでは空力中心が後方に移動す
るため、例えば機体のノーズ部附近にカナードを装備す
る等によって空力中心を前方に移動させる必要がある
が、カナードを用いると胴体前方のノーズ部の構造部材
の補強、ノーズ部の装備品収納スペースの減少といった
構造的な不利を招き、しかもカナードの失速によってピ
ッチダウンが生じたり、又はカナードの後流に主翼が入
った時ピッチアップが生ずる等の好ましくない飛行特性
を招くこととなっていた。
【０００４】
【課題を解決するための手段】以上のような短脚、高翼
レイアウトの航空機にあって、空力抵抗の増加、機体構
造重量の増加を招かず、しかもキャビンの快適性を損わ
ないようにするため、本発明は、主要構造部材に複合材
を用いて前進翼の主翼とし、又、カナード翼を伴わない
コンベンショナル形態で構成した。そしてこの主翼は高
翼配置とした。又、主翼取り付け部と降着装置の取り付
け部は、一つの胴体構造補強部材を共有化した一体構造
とし、キール部材と複数のメインフレームを接着接合す
ることにより構成した。又、メインフレームの断面形状
は中抜きの略楕円形状とし、主翼の複数のスパーのそれ
ぞれを複数のメインフレームのそれぞれに取り付けた。
又、翼胴結合部をキャビン部の後方に配置し、且つ主翼
取り付け部と降着装置の取り付け部を胴体前後方向の略
同一位置とした。更に航空機の尾翼は、Ｔ尾翼又は十字
翼とした。
【０００５】
【作用】短脚、高翼レイアウトの航空機の主翼に前進翼
の形態を採用して翼胴結合部をキャビンの後方に位置さ
せる。この際、主翼を含む主要構造部材に異方性設計が
可能な複合部材を用いることで、必要な剛性を確保した
状態で航空機の釣合い条件に必要なだけ主翼に前進角を
持たせることが可能となり、カナード翼を伴わない前進
翼形態とすることが出来る。このため、空力的にもカナ
ード翼の採用に伴う各種の不具合、例えばカナード翼の
失速に伴う急激なピッチダウン、主翼がカナード翼の後
流に入ることによるピッチアップ等の好ましくない飛行
特性を回避出来、更にはキャビン周囲の視界も良好とな
る。又、前進翼は、アスペクト比（翼幅と平均翼弦長の
比）に対して前進角を大きくすると翼根部から失速を起
こしてピッチアップに陥りやすいという特性を有する
が、高翼配置にすることで翼根部からの失速を遅らせる
ことが出来る。つまり高翼機の場合、翼が正の取付角を
有するため主翼の後縁部が胴体のなかに潜り込む状態と
なり、翼根部の後半の空気流路が狭められて流れが収斂
（コンバージェンス・エフェクト）して剥離が起こりに
くくなるという効果を利用するものである。従ってかか
る高翼配置にすることで前進角の特徴である低速時の良
好なラテラル方向の操縦特性を得るとともに、例えば前
縁ドループとかスラットを用いないで翼根部の失速を防
ぐことが出来る。つまり、前縁ドループは巡航時の抗力
を増加させるという欠点を有し、又、スラットの場合は
巡航時にリトラクトされることから抗力増加の欠点はな
いがスラットと主翼のつなぎ目によって主翼に沿って流
れる空気の層流が実現出来ないという欠点を有するもの
である。又、主翼取り付け部と降着装置の取り付け部を
胴体構造補強部材に一体構造化することで、重量増加を
必要最小限に抑えることが出来る。更に水平尾翼をＴ尾
翼又は十字翼とし、適切な高さに配置することで、主翼
の失速開始時に主翼翼根部からのウェークによって水平
尾翼に軽いバフェッティングを起こさせ、ストールウォ
ーニングとして活用することも出来る。又、主翼のウェ
ーク内に水平尾翼が入ると、水平尾翼のダウンウォッシ
ュが減少してピッチダウンモーメントが作用するため、
ピッチアップを抑制する効果を発揮させることも可能と
なる。
【０００６】
【実施例】本発明の航空機の実施例について添付した図
面に基づき説明する。図１は本発明の航空機の平面図、
図２は同側面図、図３は同正面図、図４は主要構造部材
の分解斜視図、図５、図６は主要構造を示す側面図と平
面図である。
【０００７】本発明の航空機１は、図１から図３に示す
ように、胴体２に前進角Λをもって取り付けられた前進
主翼３と、胴体２後部に取り付けられた垂直尾翼４と、
この垂直尾翼４の上部に取り付けられた水平尾翼５を備
え、前記主翼３は高翼配置とされるとともに、左右の翼
の付根部上部には各エンジン６、６が搭載されて双発エ
ンジンの形態で構成されている。
【０００８】又、胴体２は、前方からノーズセクション
７、キャビンセクション８、アフトセクション９に大別
され、ノーズセクション７の下方にはノーズギア１１が
設けられるとともに、アフトセクション９の下方には一
対のメインギア１２、１２が設けられている。
【０００９】ところでこのメインギア１２は脚の長さを
短脚に構成したものであるが、この短脚構成を採用した
趣旨等について説明する。
【００１０】一般に航空機の荷物の積み下ろし性とか乗
員、乗客の乗降性とかは、胴体を可能な限り地面に近く
配置して地面と床面の距離を短くすることによって向上
するが、着陸時に機体と地面が干渉を起こすようであっ
てはならない。つまり、機体の最低地上高（地面から機
体の最下点位置までの距離）は、 （１）ショックアブソーバのストローク量 （２）タイヤバースト時の機体と地面のクリアランス量 の総和以上に設定されていることが最低限必要である。
【００１１】しかし、このうち一般に（１）のショック
アブソーバのストローク量は、航空機の着陸時の最大降
下率、降着装置の制限荷重倍数等が設定されると、その
値が決定されてしまうので、（２）のタイヤバースト時
のクリアランス量を必要最小限とすることが重要とな
る。
【００１２】そこで本案の場合は（２）のクリアランス
量を最小限に設定するとともに、胴体の最下点位置と降
着装置のホイルの間の鉛直方向の距離が、前述の（１）
（２）の総和とほぼ等しくなる程度のレイアウトとし、
地上から胴体床面までの高さを約４４４ｍｍ程度の非常
に低い値にして、ステップ等の補助なしで乗降できるよ
うにしたものである。
【００１３】それでは、かかる短脚レイアウトにともな
って採用した主翼３、胴体２、エンジン６等の主要構造
部の構成の概要について述べる。
【００１４】胴体２は、既述のようにノーズセクション
７、キャビンセクション８、アフトセクション９に区分
されるとともに、断面形状が略楕円形状とされ、図４、
図５、図６に示すように、縦通材を用いない純モノコッ
ク構造としている。このため、機体全体は、例えばエポ
キシ樹脂をカーボン繊維で強化したプラスチック系複合
材等によって形成されており、適所に配置した複合材の
フレームのまわりを複合材の表皮で覆って必要な剛性を
確保している。そして、表皮の構造は例えば芯材を複合
材でサンドイッチ状にしたハニカム構造としている。
【００１５】キャビンセクション８は、前後の隔壁１
３、１４と表皮によってキャビン室１５を画成するよう
に構成され、このキャビン室１５に乗員、乗客が乗降す
るためのパイロットドア１６、パッセンジャードア１７
が設けられている。又、限られた面積でより良好な視界
を得るために、一部の窓は図２に示すような三角窓５０
とされている。そしてこの乗降高さが約４４４ｍｍと非
常に低い値になっているのは前述のとおりである。
【００１６】アフトセクション９は、主翼３の取り付け
部とメインギア１２の取り付け部が集中する耐荷重構造
の中心であり、例えば前方に胴体強度補強部材としての
４本のメインフレーム１８、１９、２０、２１を備える
とともに、後方に斜めとなった２本のフレーム２３、２
４を備えている。そして、胴体下方の底面中央部には前
後方向に延出するキール部材２５が設けられ、このキー
ル部材２５は各メインフレーム１８〜２１に接着固定さ
れている。そしてこのメインフレーム１８〜２１の上部
に主翼３が取り付けられるとともに、メインフレーム１
９の下部とキール部材２５に後述するメインギア１２が
取り付けられることになる。そしてこのアフトセクショ
ン９の内部空間の前方側が貨物室となり、側方にはカー
ゴドア２９（図２参照）を設けている。
【００１７】主翼３はメインフレーム１８〜２０上部に
結合されて片持ち支持されている。つまり、翼端まで延
びる前縁側のメインスパー２６と中間スパー２７は夫々
メインフレーム１８、１９に結合され、後縁側翼根部の
短いルートスパー２８はメインフレーム２０に結合され
ている。そしてこの各スパー２６、２７、２８も複合材
によってそれぞれ必要な方向に高強度を持たせている。
又、これらの各スパー２６、２７、２８の延出方向に
は、複数のリブが直交して設けられている。
【００１８】又、既述のようにこの主翼３は前進角Λを
有しており、翼根部の上部にはターボファン式のエンジ
ン６、６が取り付けられているが、このエンジン６に隣
接した後縁側には図１に示すような高揚力装置としての
フラップ３０が設けられ、これより更に翼端側の前縁に
設けられた前縁スラット３１とともに、最大揚力係数の
増加を図っている。つまり、離着陸時等の低速性能の向
上、離着陸距離の短縮化等を図っている。又、フラップ
３０はトリプルスロッテッドフラップとして、大きい最
大揚力を得ることが出来るようにしているが、本案では
短脚であるにも拘らず高翼を採用しているため、かかる
展伸量の多いトリプルスロッテッドフラップを採用する
ことが出来る。又、主翼３翼端部の後縁側にはエルロン
３２を設けている。
【００１９】次にメインギア１２の取り付け構造につい
て図７に基づき説明する。メインギア１２は、メインフ
レーム１９に結合支持され且つオレオ式支柱３３を備え
た脚柱部３４と、この脚柱部３４の下端部に枢着される
ホイル３５を備え、この脚柱部３４とホイル３５は、キ
ール部材２５に結合支持されるリトラクトバー３６によ
って胴体内に収納自在となっている。又、胴***置を出
来るだけ下方に下げるため、オレオ支柱３３上端のトラ
ニオン部３３ａは胴体２側方の下方部に配置して、略楕
円形状の断面形状とされた胴体２床面を相対的に地面に
近づけている。
【００２０】ちなみに、高翼機の場合は、胴体に脚を収
納する構造のため、トレッドが制約されて地上滑走時の
旋回特性等が不安定になるという問題があるが、本案で
は胴体２の断面形状を横長楕円形としてトレッドを可能
な限り広くとるようにし、又、胴体２を極力低く抑えて
機体の重心を下げ安定性の向上を図っている。
【００２１】以上のように主翼３の取り付け部とメイン
ギア１２の取り付け部の強度部材を一体化していること
によって、補強部材等が簡素化されて胴体内の有効空間
容量を増やすことが出来、又、軽量化が可能となってい
る。
【００２２】次に尾翼の構成について説明する。尾翼
は、胴体２のアフトセクション９に取り付けられる大型
の垂直尾翼４と、この垂直尾翼４の上部に取り付けられ
る水平尾翼５からなり、この大きい垂直尾翼４によって
方向安定性の増加等を図っている。つまりエンジン６を
主翼３の上面に配置していることにより、その影響が垂
直尾翼に悪影響を与えるのを防止し、方向安定性が弱ま
るのを補うものである。又、水平尾翼５は垂直尾翼４の
上部に取り付けられているが、これは主翼３、胴体２等
により発生した後流の悪影響を避ける位置であり、又、
垂直尾翼４、水平尾翼５双方の舵の効きを良くするため
にも効果がある。つまり、フィンの上方に逃げようとす
るエアフローが水平尾翼５でブロックされるというエン
ドプレート効果を利用してラダー４０、エレベータ４１
の効きの増大を図るものである。
【００２３】勿論、この水平尾翼５の位置は、前述のよ
うにストールウォーニングを検知し得る位置とすること
も出来るし、ピッチアップ防止に効果あらしめる位置に
選定するようにしても良い。
【００２４】次にエンジン６の配置について説明する。
エンジン６は、主翼３の付根部上面にパイロン４２を介
して取り付けられている。そしてこのようにエンジン
６、６を主翼３の上部に配置する構成によって、エンジ
ン６の位置が機体の重心に近づき重心移動を防ぐことが
出来る。又、エンジンの推進力を機軸に近づけることが
出来るため、片発飛行時の片揺れモーメントを少なく出
来る。
【００２５】以上のように構成した航空機は、短脚の採
用によって乗客等の乗降性が乗用車並みとなり、しかも
前進翼の採用によってキャビンの空間容量が制約され
ず、視界も良好で快適性が向上する。又、既述のように
前進翼を採用しているにも拘らずコンベンショナル形態
で構成されていることから、カナード翼の持つ急激なピ
ッチダウン、急激なピッチアップ等の特有の飛行特性を
避けることが出来、飛行特性も良好である。
【００２６】
【発明の効果】以上のように本発明は、短脚レイアウト
の航空機を実現するため、前進翼を採用するとともに、
航空機の主要構造部材を複合材とし且つカナード翼を伴
わないコンベンショナル形態で構成した。このため、乗
客、乗員等の乗降性、貨物の積み下ろし性が良く、視界
が良好なしかもキャビン空間の広い快適性のある航空機
とすることが出来る。又、前進翼に伴って生起しやすい
ダイバージェンスのような空気弾性上の問題は異方性設
計が可能な複合材を用いることによって解決し、又、特
にピッチ方向の釣合い条件についても重心位置と空力中
心の位置の適合化が図られて、飛行特性は安定してい
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の航空機の平面図
【図２】同側面図
【図３】同正面図
【図４】主要構造部材の分解斜視図
【図５】主要構造を示す側面図
【図６】主要構造を示す平面図
【図７】降着装置取り付け部の斜視図
【符号の説明】
１ 航空機 ２ 胴体 ３ 主翼 ５ 水平尾翼 ６ エンジン ８ キャビンセクション １２ メインギア １８、１９、２０、２１ メインフレーム ２５ キール部材 ２６、２７、２８ スパー
フロントページの続き (72)発明者 藤平 徹 埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会 社本田技術研究所内

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 主要構造部材を複合材によって構成した
    航空機において、主翼を前進翼とし、カナード翼をもた
    ない構成にしたことを特徴とする航空機。
  2. 【請求項２】 請求項１記載の航空機において、前記主
    翼を高翼配置としたことを特徴とする航空機。
  3. 【請求項３】 請求項１又は請求項２記載の航空機は、
    外皮構造と構造補強部材とからなる胴体と降着装置を有
    し、該降着装置と前記主翼を前記構造補強部材に取付け
    たことを特徴とする航空機。
  4. 【請求項４】 請求項３記載の航空機において、前記構
    造補強部材は、胴体前後方向に延出するキール部材と、
    該キール部材の延出方向に略直交する複数のメインフレ
    ームとからなることを特徴とする航空機。
  5. 【請求項５】 請求項４記載の航空機において、前記キ
    ール部材と複数のメインフレームは、接着接合により一
    体化されたことを特徴とする航空機。
  6. 【請求項６】 請求項３記載の航空機において、前記複
    数のメインフレームは、断面形状が中抜きの略楕円形状
    であることを特徴とする航空機。
  7. 【請求項７】 請求項３記載の航空機において、前記主
    翼は複数のスパーを有し、該複数のスパーのそれぞれを
    前記複数のメインフレームのそれぞれに取付けたことを
    特徴とする航空機。
  8. 【請求項８】 請求項３記載の航空機において、前記胴
    体はキャビン部を有し、前記主翼と前記胴体の結合部を
    前記キャビン部の後方に配したことを特徴とする航空
    機。
  9. 【請求項９】 請求項３記載の航空機において、前記主
    翼の前記降着装置への取付け部と胴体への取付け部を、
    前記胴体の前後方向の略同一位置に配したことを特徴と
    する航空機。
  10. 【請求項１０】 請求項１記載の航空機は尾翼を有し、
    該尾翼がＴ尾翼又は十字尾翼であることを特徴とする航
    空機。
JP5048265A 1993-03-09 1993-03-09 航空機 Pending JPH06255587A (ja)

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JP5048265A JPH06255587A (ja) 1993-03-09 1993-03-09 航空機
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