JPH04321488A - 航空機の非対称剛性翼 - Google Patents
航空機の非対称剛性翼Info
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- JPH04321488A JPH04321488A JP9048491A JP9048491A JPH04321488A JP H04321488 A JPH04321488 A JP H04321488A JP 9048491 A JP9048491 A JP 9048491A JP 9048491 A JP9048491 A JP 9048491A JP H04321488 A JPH04321488 A JP H04321488A
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- Japan
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- wing
- main wing
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- aircraft
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- Withdrawn
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- 230000035939 shock Effects 0.000 abstract description 12
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 3
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
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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
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機のフラッタ特性
を向上させた翼、詳しくは取付部の剛性を左右非対称に
結合した翼に関する。
を向上させた翼、詳しくは取付部の剛性を左右非対称に
結合した翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の航空機はその要部を図４に示すよ
うに主翼２と胴体１の結合は左右対称に同じ取付け方式
を採っていた。即ち、取付座３，４にボルト等で直接、
取付けられていた。なお、図の（ａ）は要部を上下方向
に見た図、（ｂ）は斜め後方に見た斜視図、（ｃ）は斜
め前方に見た斜視図である。
うに主翼２と胴体１の結合は左右対称に同じ取付け方式
を採っていた。即ち、取付座３，４にボルト等で直接、
取付けられていた。なお、図の（ａ）は要部を上下方向
に見た図、（ｂ）は斜め後方に見た斜視図、（ｃ）は斜
め前方に見た斜視図である。
【０００３】この従来の構成の場合、対称或いは逆対称
振動のモード形は、左右翼で同様となる。
振動のモード形は、左右翼で同様となる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の航空機の翼
胴結合手段には解決すべき次の課題があった。
胴結合手段には解決すべき次の課題があった。
【０００５】即ち、従来の左右同じ取付け方式の場合、
種々の搭載物パターンを有する機種では、逆対称モード
で、フラッタ速度が極度に低下する搭載形態が存在する
場合がある。
種々の搭載物パターンを有する機種では、逆対称モード
で、フラッタ速度が極度に低下する搭載形態が存在する
場合がある。
【０００６】搭載形態の派生形態中で、この様な形態が
存在した場合、その上流側の形態は、全て、この形態の
フラッタ特性（フラッタ速度）で制限されるという問題
があった。
存在した場合、その上流側の形態は、全て、この形態の
フラッタ特性（フラッタ速度）で制限されるという問題
があった。
【０００７】本発明は上記課題を解決するため、翼の取
付け剛性を左右で非対称にしてフラッタ特性を向上させ
た、航空機の非対称剛性翼を提供することを目的とする
。
付け剛性を左右で非対称にしてフラッタ特性を向上させ
た、航空機の非対称剛性翼を提供することを目的とする
。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、航空機の胴体に取付けられた翼において、
翼の取付部の剛性が機軸に対し非対称性を具備してなる
ことを特徴とする航空機の非対称剛性翼を提供しようと
するものである。
手段として、航空機の胴体に取付けられた翼において、
翼の取付部の剛性が機軸に対し非対称性を具備してなる
ことを特徴とする航空機の非対称剛性翼を提供しようと
するものである。
【０００９】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１０】即ち、航空機の翼の取付け剛性を左右で非
対称にすることにより、航空機の基本振動特性が対称・
逆対称モードでなくなり非対称となる。
対称にすることにより、航空機の基本振動特性が対称・
逆対称モードでなくなり非対称となる。
【００１１】これにより、左右対称な搭載物付形態にお
いても、非対称な振動特性が実現でき、フラッタ特性が
向上する。
いても、非対称な振動特性が実現でき、フラッタ特性が
向上する。
【００１２】図３は航空機の外舷搭載物を通常の航空機
、即ち、翼の取付け剛性が左右対称な航空機の翼に搭載
物を左右対称に搭載した例（ｂ）と非対称に搭載した例
（ａ）の機速に対する振動数と減衰率との関係、即ち、
フラッタ特性を表わす線図で、左右非対称の（ａ）の場
合が、高速でも不安定領域に入らず、フラッタ特性に優
れていることを示している。
、即ち、翼の取付け剛性が左右対称な航空機の翼に搭載
物を左右対称に搭載した例（ｂ）と非対称に搭載した例
（ａ）の機速に対する振動数と減衰率との関係、即ち、
フラッタ特性を表わす線図で、左右非対称の（ａ）の場
合が、高速でも不安定領域に入らず、フラッタ特性に優
れていることを示している。
【００１３】
【実施例】本発明の一実施例を図１により説明する。な
お、従来例と同一の構成部材に対しては同符号を付し、
説明を省略する。
お、従来例と同一の構成部材に対しては同符号を付し、
説明を省略する。
【００１４】図１は本実施例の要部、即ち、胴体１と主
翼２の結合部を示す図で、（ａ）は要部を上下方向に見
た図、（ｂ）は斜め後方に見た図、（ｃ）は斜め前方に
見た図である。図において、前方右側の取付座３と主翼
２との間には、図示しないボルトの軸力方向に、バネア
クションを有する、ゴム等よりなるショックマウント５
が介装された上で主翼２と取付座３とが締結されている
。また、後方右側の取付座４と主翼２の取付部をなすア
イ金具２ａとの間にはアイ金具２ａを挟んで両側に、シ
ョックマウント５と同材質のショックマウント６が介装
され、締結されている。即ち、機軸に対し、主翼２の前
方側、後方側とも片側のみにショックマウント５及び６
が介装され、剛性が非対称となるように主翼２が取付け
られている。
翼２の結合部を示す図で、（ａ）は要部を上下方向に見
た図、（ｂ）は斜め後方に見た図、（ｃ）は斜め前方に
見た図である。図において、前方右側の取付座３と主翼
２との間には、図示しないボルトの軸力方向に、バネア
クションを有する、ゴム等よりなるショックマウント５
が介装された上で主翼２と取付座３とが締結されている
。また、後方右側の取付座４と主翼２の取付部をなすア
イ金具２ａとの間にはアイ金具２ａを挟んで両側に、シ
ョックマウント５と同材質のショックマウント６が介装
され、締結されている。即ち、機軸に対し、主翼２の前
方側、後方側とも片側のみにショックマウント５及び６
が介装され、剛性が非対称となるように主翼２が取付け
られている。
【００１５】次に上記構成の作用について説明する。以
上のように左右非対称に結合することにより、左右の主
翼２の取付け自由度が違ってくるために、振動モード形
が左右翼で異なってくる。
上のように左右非対称に結合することにより、左右の主
翼２の取付け自由度が違ってくるために、振動モード形
が左右翼で異なってくる。
【００１６】このモード形が異なるという効果により図
２に示す如く、対称取付け、即ち、図２（ｂ）の従来例
の取付方式では、かなり低い速度から、不安定領域が表
われていたのに対して、非対称取付け即ち、図２（ａ）
の実施例による取付方式では、殆ど不安定領域が表われ
なくなることが明らかである。
２に示す如く、対称取付け、即ち、図２（ｂ）の従来例
の取付方式では、かなり低い速度から、不安定領域が表
われていたのに対して、非対称取付け即ち、図２（ａ）
の実施例による取付方式では、殆ど不安定領域が表われ
なくなることが明らかである。
【００１７】即ち、本実施例は図３に示す如く、翼に外
舷搭載物を左右非対称に搭載した場合に知られているフ
ラッタ特性の向上効果を、搭載物の非対称性によらず、
翼自身の取付剛性を非対称にすることによって実現し、
搭載制限域を格段に拡大するものである。
舷搭載物を左右非対称に搭載した場合に知られているフ
ラッタ特性の向上効果を、搭載物の非対称性によらず、
翼自身の取付剛性を非対称にすることによって実現し、
搭載制限域を格段に拡大するものである。
【００１８】なお、本実施例ではショックマウント５，
６にゴム製品を用いたが、材質はゴムに限定されるもの
ではなく、他の弾性体、たとえばバネを、具体的にはス
プリングワッシャ状のものを締結し切らずに両振り可能
に用いる等、適切な手段が選ばれてもよい。また、ショ
ックマウントの取付個所も右側に限定されるものではな
く、左側のみであってもよい。また、左右で剛性を変え
る手段はボルト等に緩衝材をワッシャ状の形式で用いる
手段に限定されるものではない。
６にゴム製品を用いたが、材質はゴムに限定されるもの
ではなく、他の弾性体、たとえばバネを、具体的にはス
プリングワッシャ状のものを締結し切らずに両振り可能
に用いる等、適切な手段が選ばれてもよい。また、ショ
ックマウントの取付個所も右側に限定されるものではな
く、左側のみであってもよい。また、左右で剛性を変え
る手段はボルト等に緩衝材をワッシャ状の形式で用いる
手段に限定されるものではない。
【００１９】以上の通り、本実施例によれば主翼２と胴
体１との結合を、機軸に対し、片側の取付部にのみショ
ックマウント５，６を介装して行なうことにより、主翼
２の取付部の剛性が左右非対称となり、それに伴って振
動特性が非対称となるのでフラッタ特性が格段に向上す
るという利点を有する。
体１との結合を、機軸に対し、片側の取付部にのみショ
ックマウント５，６を介装して行なうことにより、主翼
２の取付部の剛性が左右非対称となり、それに伴って振
動特性が非対称となるのでフラッタ特性が格段に向上す
るという利点を有する。
【００２０】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【００２１】即ち、主翼と胴体とを非対称に結合するこ
とにより、主翼振動特性が非対称となることで従来機で
問題になっていた、逆対称モードに於てフラッタ速度が
極度に低下する様な搭載物形態のフラッタ特性を向上さ
せることができる。
とにより、主翼振動特性が非対称となることで従来機で
問題になっていた、逆対称モードに於てフラッタ速度が
極度に低下する様な搭載物形態のフラッタ特性を向上さ
せることができる。
【００２２】これによって上記フラッタ特性で課されて
いた制限速度を格段に上げることが可能となる。
いた制限速度を格段に上げることが可能となる。
【図１】本発明の一実施例の図で、（ａ）は上下方向に
見た図、（ｂ）は斜め後方に見た斜視図、（ｃ）は斜め
前方に見た斜視図である。
見た図、（ｂ）は斜め後方に見た斜視図、（ｃ）は斜め
前方に見た斜視図である。
【図２】上記実施例の効果の比較説明図で、（ａ）は実
施例による取付方式を前後方向に見た航空機の模式図と
そのフラップ特性線図、（ｂ）は（ａ）に対応させて示
した従来例の図である。
施例による取付方式を前後方向に見た航空機の模式図と
そのフラップ特性線図、（ｂ）は（ａ）に対応させて示
した従来例の図である。
【図３】外舷搭載物を通常の航空機に左右非対称に搭載
した例（ａ）と、対称に搭載した例（ｂ）のフラッタ特
性線図である。
した例（ａ）と、対称に搭載した例（ｂ）のフラッタ特
性線図である。
【図４】従来例の要部の図で、（ａ）は上下方向に見た
図、（ｂ）は斜め後方に見た斜視図、（ｃ）は斜め前方
に見た斜視図である。
図、（ｂ）は斜め後方に見た斜視図、（ｃ）は斜め前方
に見た斜視図である。
１ 胴体
２ 主翼
２ａ アイ金具
３，４ 取付座
５，６ ショックマウント
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機の胴体に取付けられた翼におい
て、翼の取付部の剛性が機軸に対し非対称性を具備して
なることを特徴とする航空機の非対称剛性翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9048491A JPH04321488A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | 航空機の非対称剛性翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9048491A JPH04321488A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | 航空機の非対称剛性翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04321488A true JPH04321488A (ja) | 1992-11-11 |
Family
ID=13999834
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9048491A Withdrawn JPH04321488A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | 航空機の非対称剛性翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04321488A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010503578A (ja) * | 2006-09-15 | 2010-02-04 | ザ・ボーイング・カンパニー | 胴体と主翼との間の自由な撓みを可能にする台形パネルのピン継手 |
| JP2010524763A (ja) * | 2007-04-17 | 2010-07-22 | エアバス フランス | 飛行機の揚力部材を胴体に固定する装置 |
| CN119660010A (zh) * | 2024-12-10 | 2025-03-21 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种提升大展弦比伸缩翼无人机体自由度颤振速度的方法 |
-
1991
- 1991-04-22 JP JP9048491A patent/JPH04321488A/ja not_active Withdrawn
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010503578A (ja) * | 2006-09-15 | 2010-02-04 | ザ・ボーイング・カンパニー | 胴体と主翼との間の自由な撓みを可能にする台形パネルのピン継手 |
| JP2010524763A (ja) * | 2007-04-17 | 2010-07-22 | エアバス フランス | 飛行機の揚力部材を胴体に固定する装置 |
| US20100200691A1 (en) * | 2007-04-17 | 2010-08-12 | Airbus France | Device for attaching a lift member to the fuselage of an aircraft |
| US8544789B2 (en) * | 2007-04-17 | 2013-10-01 | Airbus Operations Sas | Device for attaching a lift member to the fuselage of an aircraft |
| CN119660010A (zh) * | 2024-12-10 | 2025-03-21 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种提升大展弦比伸缩翼无人机体自由度颤振速度的方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19980711 |