JPS58164499A - 航空機の可動翼の境界層制御装置 - Google Patents
航空機の可動翼の境界層制御装置Info
- Publication number
- JPS58164499A JPS58164499A JP4606282A JP4606282A JPS58164499A JP S58164499 A JPS58164499 A JP S58164499A JP 4606282 A JP4606282 A JP 4606282A JP 4606282 A JP4606282 A JP 4606282A JP S58164499 A JPS58164499 A JP S58164499A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- boundary layer
- nozzle
- aircraft
- movable
- wing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
- Non-Portable Lighting Devices Or Systems Thereof (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
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、航空機の可動翼に沿う流れの剥離を防止でき
るようにした境界層制御装置に関する〇 一般に、航空機においては、第１図に示すような可動翼
１の作動角を深くすると、可動翼１の上面に沿う気流が
剥離し、揚力または舵効きが減少して、良好な飛行特性
の維持が困難になる。この気流の剥離を防止し、大きな
揚力または姿勢制御能力を得るためには、可動翼１の境
界層制御装置が必要である。
るようにした境界層制御装置に関する〇 一般に、航空機においては、第１図に示すような可動翼
１の作動角を深くすると、可動翼１の上面に沿う気流が
剥離し、揚力または舵効きが減少して、良好な飛行特性
の維持が困難になる。この気流の剥離を防止し、大きな
揚力または姿勢制御能力を得るためには、可動翼１の境
界層制御装置が必要である。
従来の航空機における補助翼、フラップ等の可動翼の境
界層制御装置としては、第２図に示すようなものがあり
、主翼本体Ｗの後縁部内のダクト４からスリット式ノズ
ル３によりジェットを吹き出し、剥離を防止する手段が
、最も一般的であるが、これには次に述べる不具合が存
在する。
界層制御装置としては、第２図に示すようなものがあり
、主翼本体Ｗの後縁部内のダクト４からスリット式ノズ
ル３によりジェットを吹き出し、剥離を防止する手段が
、最も一般的であるが、これには次に述べる不具合が存
在する。
（１１−−一定高のスリットを可動翼全スパンに亘り、
厳しい公差で製作することは困難である。
厳しい公差で製作することは困難である。
（２）運用中、内圧のためスリット寸度を設計値に維持
することが困難である。
することが困難である。
（：３） スリットの製作公差を緩和するため、スリ
ットを増大し、低圧で大流量の空気を使用することが、
今まで多く採用されたが、その場合翼内ダクト配置のス
ペース確保が困難であった０ （４）主翼本体後端にノズルが配置されるので。
ットを増大し、低圧で大流量の空気を使用することが、
今まで多く採用されたが、その場合翼内ダクト配置のス
ペース確保が困難であった０ （４）主翼本体後端にノズルが配置されるので。
構造が複雑となり、かつ重量が増加する。
そこで本発明は、境界層制御用ノズルとして。
従来のスリット式ノズルの不具合を回避すべく。
多孔式ノズルを用いるとともに、その配置を工夫して、
特に構造重量の軽減および工作の容易さの面でメリット
のある。航空機の可動翼の境界層制御装置を提供するこ
とを目的とする。
特に構造重量の軽減および工作の容易さの面でメリット
のある。航空機の可動翼の境界層制御装置を提供するこ
とを目的とする。
このため本発明の装置は、航空機の翼本体の後縁に沿い
可動翼をそなえ、同町動翼の前縁−Ｆ部に形成された窪
みに、境界層制御用多孔式ノズルが設けられて、高圧空
気源がら延在するダクトに接続されたブリナムチャンバ
が、上記ノズルに連通ずるごとく上記可動翼内に配設さ
れていることを特徴としている。
可動翼をそなえ、同町動翼の前縁−Ｆ部に形成された窪
みに、境界層制御用多孔式ノズルが設けられて、高圧空
気源がら延在するダクトに接続されたブリナムチャンバ
が、上記ノズルに連通ずるごとく上記可動翼内に配設さ
れていることを特徴としている。
−Ｌ述の本発明の装置によれば１次のような効果ないし
利点が得られる。
利点が得られる。
（１）スリット式ノズルの代わりに、ドリル穴としての
多孔式ノズルを用いることができるので、その工作が簡
易化される。
多孔式ノズルを用いることができるので、その工作が簡
易化される。
（２）高圧で小流量の空気を使用できるので、翼内ダク
ト配置のスペースを減少させるとともに、ダクト内の圧
力損失を防ぎ、効率が向上する０ （３）多孔式ノズルが可動翼の前部に配置されるので、
構造が簡素化されるとともに、構造重量が軽減される。
ト配置のスペースを減少させるとともに、ダクト内の圧
力損失を防ぎ、効率が向上する０ （３）多孔式ノズルが可動翼の前部に配置されるので、
構造が簡素化されるとともに、構造重量が軽減される。
（４）可動翼の回動角が小さく、境界層制御の不要な巡
航時には、多孔式ノズルをもつ窪みが翼内にかくれるよ
うに、窪みの位置を選定して１巡航時における抵抗増加
等の空力上の不具合を解消させることができる。
航時には、多孔式ノズルをもつ窪みが翼内にかくれるよ
うに、窪みの位置を選定して１巡航時における抵抗増加
等の空力上の不具合を解消させることができる。
以下５図面により本発明の一実゛施例としての航空機に
おける可動翼の境界層制御装置について説明すると、第
３図はその概略を示す平面図。
おける可動翼の境界層制御装置について説明すると、第
３図はその概略を示す平面図。
第４図（ａｌ、 （ｂ）はその要部を示す部分断面図、
第４図（Ｃ）は第４図（ａｌ、 （ｂｌのＡ部の詳細図
であり。
第４図（Ｃ）は第４図（ａｌ、 （ｂｌのＡ部の詳細図
であり。
第５図（ａｌ、 （ｂｌは可動翼の作用状態を示す説明
図。
図。
第６図は可動翼の境界層制御特性を示すグラフである。
第３図に示すように２エンジンＥにおけるコンプレッサ
ーの最終段等で抽気された境界層制御用高圧空気は、固
定翼としての主翼本体Ｗ内に配設されたダクト４により
、主翼本体Ｗの後縁に沿う可動翼１の前縁部内のプリナ
ムチャンバ２に導かれるようになっている０ そして、可動翼１の上面に、ブリナムチャンバ２の高圧
空気によって得られるエネルギーの高いジェノトラ流す
ため、可動翼１の前縁上部に形成された窪みＤに、ドリ
ル穴としての多孔式ノズル５が配置されている。なお、
ダクト１は、第４図（ａ）に示す可動翼ｌと一体の・ぐ
イブ状回転軸１ａ内の導管４ａに対し、相対回転可能に
接続され、この導管４ａは可動翼Ｉと共に回転するよう
になっている。
ーの最終段等で抽気された境界層制御用高圧空気は、固
定翼としての主翼本体Ｗ内に配設されたダクト４により
、主翼本体Ｗの後縁に沿う可動翼１の前縁部内のプリナ
ムチャンバ２に導かれるようになっている０ そして、可動翼１の上面に、ブリナムチャンバ２の高圧
空気によって得られるエネルギーの高いジェノトラ流す
ため、可動翼１の前縁上部に形成された窪みＤに、ドリ
ル穴としての多孔式ノズル５が配置されている。なお、
ダクト１は、第４図（ａ）に示す可動翼ｌと一体の・ぐ
イブ状回転軸１ａ内の導管４ａに対し、相対回転可能に
接続され、この導管４ａは可動翼Ｉと共に回転するよう
になっている。
そしてブリナムチャンバ２は導管４に連結管２ａｋ介し
て接続連通されている。
て接続連通されている。
この装置の構造重量の軽減と工作の簡易化とをはかるた
め、多孔式ノズル５は必要最少限の深さの窪みＤに配置
されており、しかも巡航時の抵抗増加をさけるため、小
さな可動翼回動角の範囲では、窪みＤが翼内にかくれる
ように配設されている。（第４図（ａｌ参照） ノズル５から噴出される境界層制御用ジエ・ノドは、窪
みＤより可動翼ｌの外形線へ滑らかに結ばれた曲面６に
沿って、コアンダ効果により可動翼１の後方に放出され
る。
め、多孔式ノズル５は必要最少限の深さの窪みＤに配置
されており、しかも巡航時の抵抗増加をさけるため、小
さな可動翼回動角の範囲では、窪みＤが翼内にかくれる
ように配設されている。（第４図（ａｌ参照） ノズル５から噴出される境界層制御用ジエ・ノドは、窪
みＤより可動翼ｌの外形線へ滑らかに結ばれた曲面６に
沿って、コアンダ効果により可動翼１の後方に放出され
る。
通常、多孔式ノズル５の各穴径は０５〜２０■で、各穴
の相互間のピッチは穴径の４〜６倍となる０ 主翼本体Ｗと可動翼１との間は、空気の導通を防１１゛
−するため、／−ル材７を施されなければならない。な
お１本実施例では、°多孔式ノズル−の例としてドリル
穴としての多孔式ノズルをとり一ヒげたが、その工作法
を限定するものではない。
の相互間のピッチは穴径の４〜６倍となる０ 主翼本体Ｗと可動翼１との間は、空気の導通を防１１゛
−するため、／−ル材７を施されなければならない。な
お１本実施例では、°多孔式ノズル−の例としてドリル
穴としての多孔式ノズルをとり一ヒげたが、その工作法
を限定するものではない。
第５図（ａ）に示すように、可動翼１の作動角を増すと
、ある作動角以上では主翼本体Ｗにそって流れてきた気
流は、可動翼１の面上で剥離し。
、ある作動角以上では主翼本体Ｗにそって流れてきた気
流は、可動翼１の面上で剥離し。
揚力または舵効きが減少する。
本発明の装置をそなえた航空機では、第５図（ｂｌに示
すように、境界層制御用の高圧ジエ・ノト８が多孔式ノ
ズル５から放出されるので、従来の主翼本体Ｗの後端に
おけるスリット式ノズル（第２図参照）の場合と同様に
、気流に新しいエネルギーが付加されて、可動翼１の而
Ｉ−で剥離が発生せず、十分な揚力捷たは舵効きが得ら
れる。（第６図参照） しかも本発明の装置では、ブリナムチャンバ２を、主翼
本体Ｗに設けず、可動翼１に設けるようにしたので、ブ
リナムチャンバ２からノズル５の出［１までの距離が短
縮され、構造の簡素化がもたらされるとともに、構造重
量の軽減に効果がある。
すように、境界層制御用の高圧ジエ・ノト８が多孔式ノ
ズル５から放出されるので、従来の主翼本体Ｗの後端に
おけるスリット式ノズル（第２図参照）の場合と同様に
、気流に新しいエネルギーが付加されて、可動翼１の而
Ｉ−で剥離が発生せず、十分な揚力捷たは舵効きが得ら
れる。（第６図参照） しかも本発明の装置では、ブリナムチャンバ２を、主翼
本体Ｗに設けず、可動翼１に設けるようにしたので、ブ
リナムチャンバ２からノズル５の出［１までの距離が短
縮され、構造の簡素化がもたらされるとともに、構造重
量の軽減に効果がある。
また多孔式ノズル５にすると、従来のスリット式ノズル
に比して工作が容易となり、境界層制御用抽気は多孔式
ノズルの場合、高圧空気（８〜Ｉ Ｏｋｇ／ｃｍＱの使
用が可能となって、受流量でよく、翼内ダクトスペース
の減少と、ダクト圧力損失の減少とに効果がある。
に比して工作が容易となり、境界層制御用抽気は多孔式
ノズルの場合、高圧空気（８〜Ｉ Ｏｋｇ／ｃｍＱの使
用が可能となって、受流量でよく、翼内ダクトスペース
の減少と、ダクト圧力損失の減少とに効果がある。
さらに１本発明の装置では、境界層制御の不要な巡航時
のごとく、可動翼ｌの小作動角による飛行範囲では、多
孔式ノズル５を有する窪みＤが翼内にかくれるので、抵
抗増加等の不具合を発生しない利点がある。
のごとく、可動翼ｌの小作動角による飛行範囲では、多
孔式ノズル５を有する窪みＤが翼内にかくれるので、抵
抗増加等の不具合を発生しない利点がある。
第１図は航空機の一例を示す平面図、第２図は従来の航
空機における可動翼の境界層制御装置を示す断面図であ
り、第３，４図は本発明の一実施例としての航空機の可
動翼の境界層制御装置を示すもので、第；３図はその概
略を示す平面図、第４図（ａｌ、（ｂ）はその要部を示
す部分断面図、第４図ＦＣ）は第４図（ａｔ、 （ｂｌ
のＡ゛部の詳細図であり、第５図（ａｌ、 （ｂｌは可
動翼の作用状態を示す説明図、第６図は可動翼の境界層
制御特性を示すグラフである。 １・・可動翼、ｌａ・・パイプ状回転軸、２・・ブリナ
ムチャンバ、２ａ・・連結管、３・・スリット式ノズル
、４・・ダクト、４ａ・・導管、５・・多孔式ノズル、
６・拳曲面、７・・ンール材、Ｄ・−窪み、Ｅ・・エン
ジン、Ｗ・・主翼本体。 第 １ 図 第２図 第３図 第 ４ 図 第５図 （ａ） （ｂ）
空機における可動翼の境界層制御装置を示す断面図であ
り、第３，４図は本発明の一実施例としての航空機の可
動翼の境界層制御装置を示すもので、第；３図はその概
略を示す平面図、第４図（ａｌ、（ｂ）はその要部を示
す部分断面図、第４図ＦＣ）は第４図（ａｔ、 （ｂｌ
のＡ゛部の詳細図であり、第５図（ａｌ、 （ｂｌは可
動翼の作用状態を示す説明図、第６図は可動翼の境界層
制御特性を示すグラフである。 １・・可動翼、ｌａ・・パイプ状回転軸、２・・ブリナ
ムチャンバ、２ａ・・連結管、３・・スリット式ノズル
、４・・ダクト、４ａ・・導管、５・・多孔式ノズル、
６・拳曲面、７・・ンール材、Ｄ・−窪み、Ｅ・・エン
ジン、Ｗ・・主翼本体。 第 １ 図 第２図 第３図 第 ４ 図 第５図 （ａ） （ｂ）
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 航空機の翼本体の後縁に沿い可動翼をそなえ、同可動翼
の前縁上部に形成された窪みに、境界層制御用多孔式ノ
ズルが設けられて、高圧空気源から延在するダクトに接
続されたブリナムチャンバが、上記ノズルに連通ずるご
とく上記可動翼内に配設されていることを特徴とする。 航空機の可動翼の境界層制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4606282A JPS58164499A (ja) | 1982-03-23 | 1982-03-23 | 航空機の可動翼の境界層制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4606282A JPS58164499A (ja) | 1982-03-23 | 1982-03-23 | 航空機の可動翼の境界層制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58164499A true JPS58164499A (ja) | 1983-09-29 |
Family
ID=12736518
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4606282A Pending JPS58164499A (ja) | 1982-03-23 | 1982-03-23 | 航空機の可動翼の境界層制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58164499A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009504511A (ja) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | 揚力増大システムおよび関連する方法 |
| JP2009504481A (ja) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | 空気力学的流れのためのシステムおよび関連する方法 |
| JP2010505063A (ja) * | 2006-09-29 | 2010-02-18 | エアバス フランス | 航空機のジェットエンジンのナセルと該ナセルを備える航空機 |
-
1982
- 1982-03-23 JP JP4606282A patent/JPS58164499A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009504511A (ja) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | 揚力増大システムおよび関連する方法 |
| JP2009504481A (ja) * | 2005-08-09 | 2009-02-05 | ザ・ボーイング・カンパニー | 空気力学的流れのためのシステムおよび関連する方法 |
| JP2013216316A (ja) * | 2005-08-09 | 2013-10-24 | Boeing Co:The | 揚力増大システムおよび関連する方法 |
| JP2010505063A (ja) * | 2006-09-29 | 2010-02-18 | エアバス フランス | 航空機のジェットエンジンのナセルと該ナセルを備える航空機 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5598990A (en) | Supersonic vortex generator | |
| US5348256A (en) | Supersonic aircraft and method | |
| US3355125A (en) | Flap systems for aircraft | |
| US4993663A (en) | Hybrid laminar flow nacelle | |
| EP0253028B1 (en) | Vortex generators for inlets | |
| US4463772A (en) | Flush inlet for supersonic aircraft | |
| US3090584A (en) | Aircraft | |
| US7611090B2 (en) | Reaction-drive rotorcraft having an adjustable blade jet | |
| US20060169847A1 (en) | Aerospace vehicle leading edge slat devices and corresponding methods | |
| US5016837A (en) | Venturi enhanced airfoil | |
| US4114836A (en) | Airplane configuration designed for the simultaneous reduction of drag and sonic boom | |
| US5738298A (en) | Tip fence for reduction of lift-generated airframe noise | |
| US8240125B2 (en) | Thrust vectoring system and method | |
| US9587585B1 (en) | Augmented propulsion system with boundary layer suction and wake blowing | |
| US2562227A (en) | Flow profile for reduced drag | |
| JP2000513673A (ja) | 航空機翼の組立体 | |
| EP3421373B1 (en) | Rotating devices for mitigation of adverse flow conditions in an ultra-short nacelle inlet | |
| US3971534A (en) | Method of and apparatus for controlling flow attachment to the wing and flap surfaces of an upper surface blowing type aircraft | |
| US2478793A (en) | Variable camber airfoil | |
| US6755374B1 (en) | Anti-Torque and yaw-control system for a rotary-wing aircraft | |
| US3109610A (en) | Combined aircraft air intake scoop, foreign material ingestion inhibitor, and aerodynamic flap | |
| JPS62240434A (ja) | ガスタ−ビンエンジン | |
| US4387869A (en) | Mono-element combined supercritical high lift airfoil | |
| US4629147A (en) | Over-the-wing propeller | |
| US2961192A (en) | Jet propelled aircraft |