(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
その胴体の左右両側面の機体幅方向の間隔がその後端側ほど狭くなるように機体後方に向かって細く絞られている航空機であって、
平面図でみたときに機体後方に向かって末広がりに延びる左右一対のくさび状の突出部が、前記胴体のうち細く絞られている部分の左右両側面の後端に、機体前後軸に対して左右対称にそれぞれ形成されていることを特徴とする航空機。
【請求項２】
前記左右一対の突出部は、前記胴体の左右両側面のうち、機体前後軸と平行に延びる水平面で前記胴体を切断したときに機体前後軸に対して所定角度以上に傾斜し始める位置をその前端として前記左右両側面にそれぞれ形成されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機に関し、より詳しくは、機体表面のうち機体後方に向かって細く絞られた部分で境界層が剥離して航空機の空力特性が非線形となることを防止する技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
遠心式圧縮機やタービンを採用したジェットエンジンはノズル部分の絞りが大きくなるため、図１３に示したように、この種のジェットエンジンを搭載する航空機１においては胴体２の後部をエンジン形状に合わせて絞ることになる。
【０００３】
このとき、胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒの機体前後軸に対する傾斜が所定角度を超えると、境界層剥離３Ｌ，３Ｒが生じる場合がある。
このような境界層剥離３Ｌ，３Ｒは抗力の増加をもたらすばかりでなく、図１４中に矢印αで示したように例えば図示右方向に機体に横滑りが生じると気流方向に変化が生じて機体右側２Ｒにおける境界層が薄くなるため、図１４中に矢印βで示したように機体後部を右側に押動する空気力が生じる。
これにより、図１５に示したように、航空機の横滑り角に対するヨーイングモーメントの特性が非線形となって好ましくない。
【０００４】
全く同様に、機体後部の上下両面に境界層剥離が生じている場合に機体の仰角が変化すると、機体後部を上下いずれかに押動する空気力が生じるため、図１６に示したように仰角に対するピッチングモーメントの特性が非線形となって好ましくない。
【０００５】
そこで従来、機体後部における絞り込みを緩やかにしたりボルテックスジェネレータを取り付けたりすることによって境界層の剥離を防止し、非線形な空力特性が生じないようにしている。
【０００６】
また、水平尾翼や垂直尾翼若しくはベントラルフィン等の安定板の面積を大きくすることにより、境界層の剥離によって生じた非線形な空力特性による安定性の減少を補っている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、機体後部における気流剥離を防止するべく機体形状の絞り込みを緩やかにすると、機体外形状および内部構造の大幅な変更が必要となるばかりでなく、ベース面積の増加を招いてしまう。
【０００８】
また、ボルテックスジェネレータは、境界層の剥離が生じていない箇所に、かつ気流の流れ方向に対して適切な高さおよび角度を有するように設置することが必要であり、機体後部のように局所的な気流方向が一定しない場合には取り付けが困難である。
【０００９】
また、水平尾翼や垂直尾翼の面積増加やベントラルフィンの追加は、非線形な空力特性を若干ながらも残存させるばかりでなく、機体構造やアクチュエータ等の装備品の変更を招く。
【００１０】
そこで本発明の目的は、上述した従来技術が有する問題点を解消し、機体の外形状や内部構造および装備品の変更を抑制しつつ、境界層剥離に起因する非線形な空力特性が生じないように空力特性が改善された航空機を提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するため、請求項１に記載の手段は、その胴体の左右両側面の機体幅方向の間隔がその後端側ほど狭くなるように機体後方に向かって細く絞られている航空機であって、平面図で見たときに機体後方に向かって末広がりに延びる左右一対のくさび状の突出部が、前記胴体のうち細く絞られている部分の左右両側面の後端に、機体前後軸に対して左右対称にそれぞれ形成されていることを特徴とする。
なお、前記左右一対の突出部は、前記胴体の左右両側面のうち、機体前後軸と平行に延びる水平面で前記胴体を切断したときに機体前後軸に対して所定角度以上に傾斜し始める位置をその前端として前記左右両側面にそれぞれ形成される。
【００１２】
すなわち、機体後方に向かう絞りが大きい機体形状では、境界層が圧力回復に耐えきれずに機体表面から剥離してしまうが、本発明に係る空力特性改善装置を機体表面に取り付けると、局所的に気流が加速されて境界層の剥離が抑制されるので、空力特性が非線形となることを防止することができる。
これにより、航空機の空力特性を改善して機体姿勢にぶれ等が生じない素直な飛行特性を実現することができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の航空機の一実施形態および各参考例について、図１乃至図１２を参照して詳細に説明する。
なお、以下の説明においては、前述した従来技術と同一の部分には同一の符号を用いてその説明を省略する。
【００１４】
一実施形態
図１および図２に示したように、本実施形態の航空機１０の胴体２は、その後端２ａ側ほど左右両側面２Ｌ，２Ｒの機体幅方向の間隔が狭くなるように機体後方に向かって徐々に絞られている。
これにより、胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒのうち、機体前後軸ＣＬに対する傾斜角度が特定の角度を超える部分に境界層剥離が生じるおそれがある。
【００１５】
そこで、胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒの後端部分には、境界層剥離を防止する左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒがそれぞれ突設されている。
これらの空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒは、図１乃至図３に示したように、機体後方に向かって末広がりに延びるくさび状の突出部として形成され、その前端が符号Ａで、かつ後端が符号Ｂで示されている。
【００１６】
左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒの前端Ａは、図４に示したように機体前後軸ＣＬと平行に延びる水平面で胴体２を切断したときに、胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒが機体前後軸ＣＬに対して所定角度θ以上の角度で傾斜し始める位置とする。
すなわち、前端Ａより機体後方においては、胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒが機体前後軸ＣＬに対して所定角度θ以上の角度で傾斜する。
なお、所定角度θは、航空機１０の機体寸法や飛行高度および飛行速度等の前提条件に基づいて、境界層剥離が予想される条件を算出して求める。
【００１７】
左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒの後端Ｂは、図５に示したように、これらの空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒを設置しない場合に胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒ上に発生する境界層の厚みの１／２の値である寸法Ｔだけ、左右両側面２Ｌ，２Ｒからそれぞれ離間する点を胴体２の後端２ａと同一平面上に求めることにより得ることができる。
【００１８】
機体前後軸ＣＬと平行に延びる複数の水平面において上述した作業を行い、各水平面毎にＡ点およびＢ点求めるとともに、各水平面上においてＡ点およびＢ点を直線で結ぶことにより左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒの側面１１ａを定める。
そして、このようにして得られた複数のＡ点同士およびＢ点同士をそれぞれ滑らかに結ぶことにより、左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒの前縁および後縁を定めることができる。
すなわち、左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒの前縁および後縁Ｂは、航空機１０の胴体２の形状に応じて定まる。
なお、簡易な方法として、最も前方に位置するＡ点を通過する機体前後軸ＣＬに対して垂直な平面と胴体２の左右の両側面２Ｌ，２Ｒとの交線を、左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒの前縁とすることもできる。
【００１９】
左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒの上下方向の幅は、境界層剥離が予想される領域を覆うように設定するが、空気抵抗の増加を招くため、図６に示したように胴体２の後端２ａにおける上下方向寸法Ｈ０対して約１／３の値であるＨ１とすることが好ましい。
【００２０】
以上のように左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒの形状を定めると、それらの側面１１ａに沿って流れる気流が局所的に加速されるので、境界層の剥離を抑制することができる。
これにより、航空機１０の横滑り角と胴体２に生じるヨーイングモーメントとの関係を図７に示したように線形とすることができるから、機体姿勢にぶれ等が生じない素直な飛行特性を実現することができる。
【００２１】
また、胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒに左右一対の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒをそれぞれ装着するだけで良いから、胴体２の外形状や内部構造を大幅に変更することなく航空機１０の空力特性を改善することができる。
【００２２】
第１参考例
上述した一実施形態の航空機においては、機体後方に向かって末広がりに延びるくさび状の空力特性改善装置を胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒに設置した。
これに対して、図８に示したように、機体前後軸ＣＬに対して垂直な方向に延びる平板状の左右一対の突出部２１Ｌ，２１Ｒを、航空機２０の胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒの後端に突設すると、気流の淀み２２Ｌ，２２Ｒが生じ、上述した一実施形態の航空機と同様の効果を得ることができる。
なお、平板状の左右一対の突出部２１Ｌ，２１Ｒは、胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒに対する突出寸法、および上下方向の寸法を、上述した一実施形態の航空機における空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒのそれと等しくする。
【００２３】
第２参考例
上述した一実施形態および第１参考例においては、航空機の胴体２が幅方向に絞られる場合について説明したが、本発明は、胴体２が機体後方に向かって上下方向に細く絞られる場合にも適用することができる。
【００２４】
すなわち、図９および図１０に示した航空機３０においては、胴体２の左右両側面２Ｌ，２Ｒに沿って、主翼４および水平尾翼５の付け根部分で前後方向に延びる左右一対の張出部６Ｌ，６Ｒが設けられている。
そして、これらの張出部６Ｌ，６Ｒは、その上面６Ｕおよび下面６Ｓの上下方向間隔が狭くなるように機体後方に向かって徐々に絞られている。
これにより、左右一対の張出部６Ｌ，６Ｒの上面６Ｕのうち、機体前後軸ＣＬに対する傾斜角度が特定の角度を超える部分に境界層の剥離が生じるおそれがある。
【００２５】
そこで、左右一対の張出部６Ｌ，６Ｒの上面６Ｕの後端部分に、境界層の剥離を防止する左右一対の空力特性改善装置３１Ｌ，３１Ｒがそれぞれ突設されている。
これらの空力特性改善装置３１Ｌ，３１Ｒは、図１１に示したように、機体後方に向かって末広がりに延びるくさび状の突出部として形成されているが、その形状は前述した第１実施形態の空力特性改善装置１１Ｌ，１１Ｒと同様に設定することができる。
これにより、航空機３０の仰角と胴体２に生じるピッチングモーメントとの関係を図１２に示したように線形とすることができるから、機体姿勢にぶれ等が生じない素直な飛行特性を実現することができる。
【００２６】
以上、本発明の航空機の一実施形態および各参考例について詳しく説明したが、本発明は上述した実施形態によって限定されるものではなく、種々の変更が可能であることは言うまでもない。
例えば、上述した一実施形態および各参考例においては、いずれも胴体２若しくは張出部６Ｌ，６Ｒの後端に各空力特性改善装置を配設しているが、境界層剥離の防止が必要な箇所であれば、胴体２若しくは張出部６Ｌ，６Ｒのいずれの部分にも設けることができる。
【００２７】
【発明の効果】
以上の説明から明らかなように、本発明の航空機においては、局所的に気流が加速されて境界層の剥離が抑制されるので、空力特性が非線形となることを防止できる。
これにより、航空機の空力特性を改善して機体姿勢にぶれ等が生じない素直な飛行特性を実現することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の一実施形態の航空機を示す平面図。
【図２】  図１に示した航空機の左側面図。
【図３】  図１に示した航空機の機体後部を示す斜視図。
【図４】  空力付加物の形状設定方法を説明する機体後部平面図。
【図５】  空力付加物の形状設定方法を説明する機体後部平面図。
【図６】  図１に示した航空機の後面図。
【図７】  機体の横滑り角とヨーイングモーメントとの関係を示すグラフ図。
【図８】  本発明に係る第１参考例の航空機の機体後部平面図。
【図９】  本発明に係る第２参考例の航空機を示す左側面図。
【図１０】  図９に示した航空機の平面図。
【図１１】  図９に示した航空機の機体後部を示す斜視図。
【図１２】  機体の仰角とピッチングモーメントとの関係を示すグラフ図。
【図１３】  従来の航空機の機体後部における空気の流れを模式的に示す平面図。
【図１４】  機体が右側に横滑りしたときの機体後部における空気の流れを模式的に示す平面図。
【図１５】  従来の航空機において境界層剥離が生じたときの機体の横滑り角とヨーイングモーメントとの関係を示すグラフ図。
【図１６】  従来の航空機において境界層剥離が生じたときの機体の仰角とピッチングモーメントとの関係を示すグラフ図。
【符号の説明】
Ａ  空力付加物の前端
Ｂ  空力付加物の後端
１  従来の航空機
２  胴体
２Ｌ  左側面
２Ｒ  右側面
３Ｌ，３Ｒ  境界層剥離
４  主翼
５  水平尾翼
６Ｌ，６Ｒ  張出部
６Ｕ  上面
６Ｓ  下面
１０  一実施形態の航空機
１１Ｌ，１１Ｒ  突出部（空力特性改善装置）
２０  第１参考例の航空機
２１Ｌ，２１Ｒ  突出部（空力特性改善装置）
２２Ｌ，２２Ｒ  気流の淀み
３０  第２参考例の航空機
３１Ｌ，３１Ｒ  突出部（空力特性改善装置）
【図１】
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【図２】
0004583562.tif 000003
【図３】
0004583562.tif 000004
【図４】
0004583562.tif 000005
【図５】
0004583562.tif 000006
【図６】
0004583562.tif 000007
【図７】
0004583562.tif 000008
【図８】
0004583562.tif 000009
【図９】
0004583562.tif 000010
【図１０】
0004583562.tif 000011
【図１１】
0004583562.tif 000012
【図１２】
0004583562.tif 000013
【図１３】
0004583562.tif 000014
【図１４】
0004583562.tif 000015
【図１５】
0004583562.tif 000016
【図１６】
0004583562.tif 000017