JPH05155384A - 航空機の主翼失速防止装置 - Google Patents
航空機の主翼失速防止装置Info
- Publication number
- JPH05155384A JPH05155384A JP32046591A JP32046591A JPH05155384A JP H05155384 A JPH05155384 A JP H05155384A JP 32046591 A JP32046591 A JP 32046591A JP 32046591 A JP32046591 A JP 32046591A JP H05155384 A JPH05155384 A JP H05155384A
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- JP
- Japan
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- wing
- airplane
- stalling
- function
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- Withdrawn
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- 230000003449 preventive effect Effects 0.000 title abstract 3
- 230000002265 prevention Effects 0.000 claims abstract description 10
- 238000013459 approach Methods 0.000 abstract 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
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- Toys (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は任意の姿勢で飛行しても失速を起す
ことのない航空機の主翼失速防止装置を提供することを
目的とする。 【構成】 本発明は航空機の左右に左右方向を中心軸と
して突設された支柱と、同支柱のまわりに回転可能に側
面中心近傍を支持された翼支持部と、翼後部と前後方向
に近接して主翼機能を果たすと共に上記翼支持部の前端
に後端近傍を枢支された翼前部と、上記翼支持部の後端
に前端近傍を枢支された上記翼後部とを具備してなるこ
とを特徴とする航空機の主翼失速防止装置を構成とす
る。
ことのない航空機の主翼失速防止装置を提供することを
目的とする。 【構成】 本発明は航空機の左右に左右方向を中心軸と
して突設された支柱と、同支柱のまわりに回転可能に側
面中心近傍を支持された翼支持部と、翼後部と前後方向
に近接して主翼機能を果たすと共に上記翼支持部の前端
に後端近傍を枢支された翼前部と、上記翼支持部の後端
に前端近傍を枢支された上記翼後部とを具備してなるこ
とを特徴とする航空機の主翼失速防止装置を構成とす
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機の主翼失速を防止
する主翼失速防止装置に関する。
する主翼失速防止装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来航空機の主翼失速防止装置の例を図
３に示す。（ａ）は全体斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−
Ａ矢視断面図である。図に示すように航空機１の主翼２
の前縁部には前縁フラップ３、後縁部には後縁フラップ
４が取付けられている。航空機が大きな迎角で飛行する
際は、これら前縁フラップ３及び後縁フラップ４を回動
させて、翼断面のそり（以下キャンバと呼称）を変化さ
せることにより、主翼の失速を防止している。
３に示す。（ａ）は全体斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−
Ａ矢視断面図である。図に示すように航空機１の主翼２
の前縁部には前縁フラップ３、後縁部には後縁フラップ
４が取付けられている。航空機が大きな迎角で飛行する
際は、これら前縁フラップ３及び後縁フラップ４を回動
させて、翼断面のそり（以下キャンバと呼称）を変化さ
せることにより、主翼の失速を防止している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の航空機の主
翼失速防止装置には解決すべき次の課題があった。
翼失速防止装置には解決すべき次の課題があった。
【０００４】即ち、従来の主翼失速防止装置は、主翼自
体の迎角を変えることができないため、失速防止可能な
迎角が限られるという問題があった。また、高迎角時に
主翼後縁付近に生じやすい気流の剥離を抑えることがで
きないという問題があった。
体の迎角を変えることができないため、失速防止可能な
迎角が限られるという問題があった。また、高迎角時に
主翼後縁付近に生じやすい気流の剥離を抑えることがで
きないという問題があった。
【０００５】本発明は、上記の問題を解消し、任意の姿
勢で飛行することのできる航空機の主翼失速防止装置を
提供することを目的とする。
勢で飛行することのできる航空機の主翼失速防止装置を
提供することを目的とする。
【０００６】
【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、航空機の左右に左右方向を中心軸として突
設された支柱と、同支柱のまわりに回転可能に側面中心
近傍を支持された翼支持部と、翼後部と前後方向に近接
して主翼機能を果たすと共に上記翼支持部の前端に後端
近傍を枢支された翼前部と、上記翼支持部の後端に前端
近傍を枢支された上記翼後部とを具備してなることを特
徴とする航空機の主翼失速防止装置を提供しようとする
ものである。
手段として、航空機の左右に左右方向を中心軸として突
設された支柱と、同支柱のまわりに回転可能に側面中心
近傍を支持された翼支持部と、翼後部と前後方向に近接
して主翼機能を果たすと共に上記翼支持部の前端に後端
近傍を枢支された翼前部と、上記翼支持部の後端に前端
近傍を枢支された上記翼後部とを具備してなることを特
徴とする航空機の主翼失速防止装置を提供しようとする
ものである。
【０００７】
【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。
【０００８】即ち、航空機の左右に突設された支柱まわ
りに、回転可能に翼支持部を設け、同翼支持部の前端に
翼前部の後端近傍を、同翼支持部の後端に翼後部の前端
近傍をそれぞれ枢支するので翼支持部を回転し、胴体に
対する翼全体の角度を変えて、主翼の迎角が失速迎角以
上になるのを防ぐことができる。
りに、回転可能に翼支持部を設け、同翼支持部の前端に
翼前部の後端近傍を、同翼支持部の後端に翼後部の前端
近傍をそれぞれ枢支するので翼支持部を回転し、胴体に
対する翼全体の角度を変えて、主翼の迎角が失速迎角以
上になるのを防ぐことができる。
【０００９】また、翼支持部に対する翼前部、翼後部の
取付角を変えて翼断面のキャンバを失速しにくい形に変
えることができる。
取付角を変えて翼断面のキャンバを失速しにくい形に変
えることができる。
【００１０】また、翼前部と翼後部の間のすき間を通し
て翼下面の流れを翼上面に導き、剥離の生じやすい翼後
縁付近の気流に運動量を与えて失速を防ぐことができ
る。
て翼下面の流れを翼上面に導き、剥離の生じやすい翼後
縁付近の気流に運動量を与えて失速を防ぐことができ
る。
【００１１】
【実施例】本発明の一実施例を図１及び図２により説明
する。
する。
【００１２】図１は本実施例の構成を示す図で、（ａ）
は全体斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、図
２は図１（ｂ）に相当する断面で示した作用の説明図で
ある。
は全体斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、図
２は図１（ｂ）に相当する断面で示した作用の説明図で
ある。
【００１３】図１において、航空機１の左右方向を中心
軸とする支柱４に翼支持部５が取付けられている。翼支
持部５は支柱４を中心として回転軸Ａのまわりに回転す
る。翼支持部５には翼前部２及び翼後部３が取付けられ
ており、これらは、それぞれ回転軸Ｂ及び回転軸Ｃのま
わりに回転するようになっている。
軸とする支柱４に翼支持部５が取付けられている。翼支
持部５は支柱４を中心として回転軸Ａのまわりに回転す
る。翼支持部５には翼前部２及び翼後部３が取付けられ
ており、これらは、それぞれ回転軸Ｂ及び回転軸Ｃのま
わりに回転するようになっている。
【００１４】次に上記構成の作用を図２により説明す
る。作用は基本的に次のア〜ウの３項で説明する項目に
別れる。 ア．図２（ａ）に示したように、翼支持部５を回転軸Ａ
のまわりに回転して２点鎖線で示すように航空機胴体に
対する翼の角度を変え、翼の迎角が失速迎角をこえるの
を防止する。 イ．図２（ｂ）に示すように翼前部２を回転軸Ｂのまわ
りに、また翼後部３を回転軸Ｃのまわりに回転して、翼
断面のキャンバを失速の発生しにくい形状に変える。 ウ．図２（ｃ）に示すように回転軸Ａ，Ｂ，Ｃすべての
まわりの回転運動により、翼前部２及び翼後部３の間に
すき間をあけ、かつ、このすき間を通って翼下面の気流
が翼上面に抜けるように迎角を設定することにより、剥
離の生じやすい翼後縁付近の気流に運動量を供給し、失
速を防止する。
る。作用は基本的に次のア〜ウの３項で説明する項目に
別れる。 ア．図２（ａ）に示したように、翼支持部５を回転軸Ａ
のまわりに回転して２点鎖線で示すように航空機胴体に
対する翼の角度を変え、翼の迎角が失速迎角をこえるの
を防止する。 イ．図２（ｂ）に示すように翼前部２を回転軸Ｂのまわ
りに、また翼後部３を回転軸Ｃのまわりに回転して、翼
断面のキャンバを失速の発生しにくい形状に変える。 ウ．図２（ｃ）に示すように回転軸Ａ，Ｂ，Ｃすべての
まわりの回転運動により、翼前部２及び翼後部３の間に
すき間をあけ、かつ、このすき間を通って翼下面の気流
が翼上面に抜けるように迎角を設定することにより、剥
離の生じやすい翼後縁付近の気流に運動量を供給し、失
速を防止する。
【００１５】以上の通り、本実施例によれば翼前部２と
翼後部３とを翼支持部５で一つの主翼状に近接させ、胴
体に対し、主翼相当の迎角を変えて失速迎角を越えるの
を防止できるという利点がある。また、翼前部２と翼後
部３の回動を適切にして、主翼相当形状のキャンバを適
切にし、失速を防止できるという利点がある。また、翼
前部２と翼後部３との間に隙間を生じさせ後縁近傍の流
れにエネルギを投入して後縁剥離を防ぎ、失速を防止で
きるという利点がある。
翼後部３とを翼支持部５で一つの主翼状に近接させ、胴
体に対し、主翼相当の迎角を変えて失速迎角を越えるの
を防止できるという利点がある。また、翼前部２と翼後
部３の回動を適切にして、主翼相当形状のキャンバを適
切にし、失速を防止できるという利点がある。また、翼
前部２と翼後部３との間に隙間を生じさせ後縁近傍の流
れにエネルギを投入して後縁剥離を防ぎ、失速を防止で
きるという利点がある。
【００１６】
【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。
【００１７】即ち、本発明は、従来の主翼失速防止装置
が持っていたキャンバ変更機能に加え、胴体に対する翼
の角度の変更機能と、翼後縁への運動量供給機能を航空
機主翼に与えることができ、従来よりも大きな範囲の飛
行姿勢に対して主翼の失速を防止する。
が持っていたキャンバ変更機能に加え、胴体に対する翼
の角度の変更機能と、翼後縁への運動量供給機能を航空
機主翼に与えることができ、従来よりも大きな範囲の飛
行姿勢に対して主翼の失速を防止する。
【図１】本発明の一実施例に係る構成図で（ａ）は全体
構成の斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、
構成の斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、
【図２】図１（ｂ）に相当する断面で示した上記実施例
の作用の説明図で（ａ）は胴体に対する翼全体の角度を
変えた状態の図、（ｂ）は翼断面にキャンバを生じさせ
た状態の図、（ｃ）は翼前部と翼後部との間に隙間を生
じさせた状態の図、
の作用の説明図で（ａ）は胴体に対する翼全体の角度を
変えた状態の図、（ｂ）は翼断面にキャンバを生じさせ
た状態の図、（ｃ）は翼前部と翼後部との間に隙間を生
じさせた状態の図、
【図３】従来の主翼失速防止装置を示す図で（ａ）は全
体斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図である。
体斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図である。
１ 航空機 ２ 翼前部 ３ 翼後部 ４ 支柱 ５ 翼支持部
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機の左右に左右方向を中心軸として
突設された支柱と、同支柱のまわりに回転可能に側面中
心近傍を支持された翼支持部と、翼後部と前後方向に近
接して主翼機能を果たすと共に上記翼支持部の前端に後
端近傍を枢支された翼前部と、上記翼支持部の後端に前
端近傍を枢支された上記翼後部とを具備してなることを
特徴とする航空機の主翼失速防止装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32046591A JPH05155384A (ja) | 1991-12-04 | 1991-12-04 | 航空機の主翼失速防止装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32046591A JPH05155384A (ja) | 1991-12-04 | 1991-12-04 | 航空機の主翼失速防止装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05155384A true JPH05155384A (ja) | 1993-06-22 |
Family
ID=18121759
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP32046591A Withdrawn JPH05155384A (ja) | 1991-12-04 | 1991-12-04 | 航空機の主翼失速防止装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05155384A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006502914A (ja) * | 2002-10-09 | 2006-01-26 | ザ・ボーイング・カンパニー | スロット付き航空機翼 |
| WO2013038699A1 (ja) * | 2011-09-15 | 2013-03-21 | 株式会社 東芝 | 風力発電装置 |
| CN105151273A (zh) * | 2015-10-30 | 2015-12-16 | 佛山市神风航空科技有限公司 | 一种多桨飞机 |
-
1991
- 1991-12-04 JP JP32046591A patent/JPH05155384A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006502914A (ja) * | 2002-10-09 | 2006-01-26 | ザ・ボーイング・カンパニー | スロット付き航空機翼 |
| WO2013038699A1 (ja) * | 2011-09-15 | 2013-03-21 | 株式会社 東芝 | 風力発電装置 |
| JP2013060930A (ja) * | 2011-09-15 | 2013-04-04 | Toshiba Corp | 風力発電装置 |
| CN105151273A (zh) * | 2015-10-30 | 2015-12-16 | 佛山市神风航空科技有限公司 | 一种多桨飞机 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990311 |