JP2005343310A - 高揚力発生装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 高揚力発生装置において、製造費用及びメンテナンス費用を格段に低減するとともに大幅な軽量化を図りながら、コアンダ効果による循環制御を実現させて高揚力を効果的に発生させる。
【解決手段】 主翼の後方に形成される噴射口Ｓからジェット気流を噴射させてコアンダ効果による循環制御を実現させる高揚力発生装置において、フラップ１０の外皮部１２をフレキシブルな構造にし、形状記憶合金製バネ２０及びバイアスバネ３０によりフラップ１０の外皮部１２の形状を制御する。巡航時にはバイアスバネ３０を伸長させてフラップ１０の外皮部１２を主翼から滑らかに続く形状に成形し、離着陸時には形状記憶合金バネ２０を収縮させて翼型部１１に外皮部１２を密着させることで、主翼１の後縁端２とフラップ１０との間にジェット気流の噴射口Ｓを形成するとともに、フラップ１０をコアンダ効果に適した円弧形状に成形する。
【選択図】図２

Description

本発明は、高揚力発生装置に関し、特に、コアンダ効果による循環制御を実現させて高揚力を発生させる高揚力発生装置に関する。

現在、航空機の離着陸時（低速飛行時）に高揚力を発生させるための高揚力発生装置が種々提案され、実用化されている。従来の高揚力発生装置としては、図３（ａ）に示すように主翼１００の後縁に取り付けられたファウラフラップ２００が提案されている。ファウラフラップ２００は、クランク２１０、カム２２０、レール２３０、リンク２４０等からなるメカニカルな機構によって、図３（ｂ）に示すように主翼１００の後縁から後方及び下方に延出するように構成され、揚力面を増大させて高揚力を発生させるものである。

また、近年においては、主翼の後縁に沿ってスパン方向に延在する円筒体を配置し、主翼内に導いた高速のジェット気流をこの円筒体の上面から周方向に噴射することにより、コアンダ効果を利用して円筒体の外周に沿った強い循環流を発生させて高揚力を発生させる高揚力発生装置が提案されている（例えば、特許文献１参照。）。かかる高揚力発生装置は、主翼の後縁に配置される円筒体を前後に移動させるためのメカニカルな機構を備えており、巡航時には円筒体を主翼の内部に収納して、抵抗の増大や巡航速度の低下を抑制することができる。
特開平９−１１９９１号公報

しかし、従来の高揚力発生装置であるファウラフラップ２００は、図３に示すように複雑な機構（クランク２１０、カム２２０、レール２３０、リンク２４０等）を有しているため、製造費用やメンテナンス費用が嵩むという問題がある。また、特許文献１に記載の高揚力発生装置も、主翼の後縁に配置された円筒体を移動させるための大掛かりな機構（ガイドレールやリンク等）を有しているため、製造費用やメンテナンス費用は多大なものとなる。

また、従来のメカニカルな高揚力発生装置においては、フラップ駆動用に油圧アクチュエータが多用されているが、かかる油圧アクチュエータを使用すると、配管や作動油の重量によって機体の軽量化が妨げられることとなり、しかも作動油漏れが懸念されるため信頼性にも問題があった。また、従来のメカニカルな高揚力発生装置を使用すると、フラップの駆動時に発生する構造的な間隙（ギャップ）や、フラップの端部から発生する渦に起因して、エアフレームノイズが発生する場合があった。

本発明の課題は、高揚力発生装置において、製造費用及びメンテナンス費用を格段に低減するとともに大幅な軽量化を図りながら、コアンダ効果による循環制御を実現させて高揚力を効果的に発生させることである。

以上の課題を解決するために、請求項１に記載の発明は、主翼の上面の後方に形成される噴射口からジェット気流を噴射させてコアンダ効果による循環制御を実現させる高揚力発生装置において、前記主翼の上面の後縁端から下方に離隔した位置に配置され円弧形状に成形された翼型部と、柔軟性を有し前記翼型部の少なくとも上面を被覆する外皮部と、を有するフラップと、前記フラップの前記外皮部の上方部分を上方に移動させて前記主翼の上面の後縁端と前記外皮部の上面とを連接させるような付勢力を前記外皮部に加えるバイアスバネと、前記フラップの前記外皮部の上方部分を下方に移動させて前記翼型部に密着させるような付勢力を前記外皮部に加える形状記憶合金製バネと、を備え、特定温度以上に加熱された前記形状記憶合金製バネの付勢力により、前記主翼の上面の後縁端と前記フラップの前記外皮部の上面との間に前記噴射口を形成するとともに、前記フラップの前記外皮部の上方部分を前記翼型部に密着させることにより前記フラップを円弧形状にすることを特徴とする。

請求項１に記載の発明によれば、主翼の上面の後縁端から若干下方に離隔した位置に配置された翼型部と、この翼型部の少なくとも上面を覆うように配置された柔軟性を有する外皮部と、を有するフラップを備えている。そして、特定温度以上に加熱された形状記憶合金製バネが、フラップの外皮部の上方部分を翼型部の上面に密着させるような付勢力を外皮部に加えることにより、主翼の上面の後縁端とフラップの外皮部の上面との間に噴射口を形成するとともに、外皮部の上方部分を翼型部に密着させることによりフラップを円弧形状にすることができる。すなわち、クランク、レール、リンク等の複雑な機構を採用することなく、形状記憶合金の特性を有効に利用して、噴射口を形成するとともに、コアンダ効果に適したフラップ形状を形成することができる。

従って、従来のメカニカルな高揚力装置と比較して、製造費用やメンテナンス費用を格段に低減することができるとともに大幅な軽量化を達成することができる。そして、主翼の上面の後方に形成された噴射口からジェット気流を、コアンダ効果に適したフラップ形状に沿って噴射させることにより、コアンダ効果による循環制御を実現させて高揚力を効果的に発生させることができる。また、可動部に起因する構造的な間隙（ギャップ）が少なくなる上に、ジェット噴射によりフラップ端部からの渦の発生が抑制されるため、従来のメカニカルな高揚力装置を採用した場合に発生し易かったエアフレームノイズを抑制することもできる。

請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の高揚力発生装置において、前記形状記憶合金製バネが前記特定温度未満まで冷却された場合に、前記バイアスバネの付勢力により、前記主翼の上面の後縁端と前記フラップの前記外皮部の上面とを連接して前記噴射口を遮蔽することを特徴とする。

請求項２に記載の発明によれば、形状記憶合金製バネが特定温度未満まで冷却された場合に、バイアスバネが、フラップの外皮部の上方部分を上方に移動させるような付勢力を外皮部に加えることにより、主翼の上面の後縁端とフラップの外皮部の上面とを連接して噴射口を遮蔽することができる。従って、高揚力が不要な高速飛行時（巡航時）において、高揚力装置に起因する抵抗を低減することができるので、航空機の巡航速度の低下や燃料消費率の増加を抑制することができる。

請求項３に記載の発明は、請求項１又は２に記載の高揚力発生装置において、前記主翼の内部の下方に配置された柔軟性を有する板状体と、前記板状体を前記主翼の前後方向に移動させる板状体移動手段と、を備え、前記噴射口が形成された場合に、前記板状体移動手段が前記板状体を前記主翼の後縁側に移動させて、前記フラップの上面に前記板状体の端部を近接ないし当接させることにより、前記主翼の内部から前記噴射口へといたるジェット気流誘導面を形成することを特徴とする。

請求項３に記載の発明によれば、噴射口が形成された場合に、板状体移動手段が、主翼の内部の下方に配置された柔軟性を有する板状体を主翼の後縁側に移動させて、フラップの上面に板状体の端部を近接ないし当接させる。これにより、主翼の内部から噴射口へといたるジェット気流誘導面を形成することができ、主翼の内部のジェット気流を噴射口まで効果的に導くことができる。

請求項４に記載の発明は、請求項３に記載の高揚力発生装置において、前記前記板状体移動手段は、特定温度以上に加熱された場合に前記板状体を前記主翼の後縁側に移動させるような付勢力を加える形状記憶合金製バネを有することを特徴とする。

請求項４に記載の発明によれば、板状体移動手段は、特定温度以上に加熱された場合に板状体を主翼の後縁側に移動させるような付勢力を加える形状記憶合金製バネを有するので、必要に応じてジェット気流誘導面を形成することができる。従って、効果的かつ安定した循環制御技術による高揚力装置の性能が確保されるとともに、製造費用の低減及び機体の軽量化に寄与することができる。

本発明によれば、形状記憶合金製バネ及びバイアスバネの付勢力を利用して、必要に応じて主翼の後縁端とフラップの上面との間における噴射口の形成・遮蔽を行うとともにフラップ形状の変形を行うことができる。従って、高揚力が必要となる離着陸時においては、噴射口を形成して、ジェット気流をコアンダ効果に適したフラップ形状に沿って噴射させることにより、コアンダ効果による循環制御を実現させて高揚力を効果的に発生させることができる。一方、高揚力が不要な巡航時においては、噴射口を遮蔽することにより、航空機の巡航速度の低下や燃料消費率の増加を抑制することができる。この結果、効果的かつ安定した循環制御技術による高揚力装置の性能が確保される。また、形状記憶合金製バネ及びバイアスバネから構成されるアクチュエータは構成が簡素かつ軽量であるため、従来のメカニカルな高揚力装置と比較して、製造費用やメンテナンス費用を格段に低減することができるとともに大幅な軽量化を達成することができる。

以下、本発明の実施の形態を、図を用いて詳細に説明する。

まず、図１及び図２を用いて、本実施の形態に係る高揚力発生装置の構成について説明する。

本実施の形態に係る高揚力発生装置は、図１に示すように、航空機の主翼１の後縁部に取り付けられたフラップ１０、形状記憶合金（Shape Memory Alloys）で調製されたバネ（以下「ＳＭＡバネ」という）２０、バイアスバネ３０、主翼１の内部に設けられた板状体４０、等を備えて構成されている。高揚力発生装置は、図２（ａ）に示すように、ＳＭＡバネ２０及びバイアスバネ３０の付勢力を利用して主翼１の後縁端２とフラップ１０との間における噴射口Ｓの形成・遮蔽を行うとともに、フラップ１０の形状の変形を行うものであり、離着陸時には噴射口Ｓを形成し、この噴射口Ｓから、コアンダ効果に適した円弧形状に変形されたフラップ１０に沿ってジェット気流を噴射させてコアンダ効果による循環制御を実現させるものである。

フラップ１０は、図１及び図２に示すように、翼型部１１及び外皮部１２を有するとともに、主翼１の後縁部にヒンジ３を介して回動自在に取り付けられており、従来型の油圧式又は電動式アクチュエータにより駆動する。

フラップ１０の翼型部１１は、図２に示すように、主翼１の後縁端２から若干下方に離隔した位置に配置されており、その上面は主翼１の後縁端２よりも若干下方に位置している。翼型部１１の前縁部上方の曲面は、後述するコアンダ効果に適した円弧形状に成形されている。また、翼型部１１の下面は、フラップ１０の舵角δ_fが零の場合に主翼１の下面４に連続するような平坦面とされている。

フラップ１０の外皮部１２は、翼型部１１の上面全体及び下面の一部を被覆する板状体であり、柔軟性を有する材料（ゴム材料、樹脂材料、樹脂材料を強化繊維で補強した複合材等）で調製されている。外皮部１２は、図２に示すように、その一方の端部１２ａが翼型部１１の後縁端に固着され、その他方の端部１２ｂが翼型部１１の下面側に配置され、全体として、翼型部１１の上部、前縁部及び下部の一部に巻き付けられたような状態とされている。

フラップ１０の翼型部１１に対して外皮部１２を相対移動させることにより、フラップ１０の外形や翼厚を変更することができる。例えば、図２（ａ）に示すように、外皮部１２の上方部分を翼型部１１の表面に密着させることにより、フラップ１０の翼厚を小さくすることができる。一方、図２（ｂ）に示すように外皮部１２の上方部分を上方に移動させることにより、フラップ１０の翼厚を大きくすることができる。

ＳＭＡバネ２０及びバイアスバネ３０は、翼型部１１に対して外皮部１２を相対移動させるアクチュエータとして機能するものであり、図２に示すようにフラップ１０の内部に設けられている。

ＳＭＡバネ２０は、特定温度未満の低温域において低い剛性を有し、特定温度以上の高温域において高い剛性を有する「形状記憶合金」で調製された弾性体である。ＳＭＡバネ２０は、図２に示すように、その一方の端部２１が翼型部１１の内部後方部分に固定され、その他方の端部２２が連結部材６０を介して外皮部１２の他方の端部１２ｂに連結されている。

ＳＭＡバネ２０は、外皮部１２の他方の端部１２ｂを後方に引っ張るような付勢力を外皮部１２に常時加えている。ＳＭＡバネ２０の第１の付勢力は、形状記憶合金の特性により、特定温度以上の高温域において大きくなり、特定温度未満の低温域において小さくなる。

バイアスバネ３０は、外皮部１２の上方部分を上方に移動させるような付勢力を外皮部１２に加える弾性体である。バイアスバネ３０は、図２に示すように、その一方の端部３１が翼型部１１の内部に設けられた桁部１１ａに固定され、その他方の端部３２が外皮部１２の上方部分の内面に取り付けられている。

バイアスバネ３０の付勢力は、ＳＭＡバネ２０の高温域における付勢力よりも小さくなるように設定されている。このため、ＳＭＡバネ２０が特定温度以上に加熱された場合には、ＳＭＡバネ２０の付勢力により外皮部１２の他方の端部１２ｂが後方に引っ張られる。この結果、図２（ａ）に示すように、外皮部１２の上方部分が翼型部１１の上面に密着して、主翼１の後縁端２とフラップ１０の外皮部１２の上面との間に噴射口Ｓが形成されるとともに、フラップ１０がコアンダ効果に適した円弧形状に成形される。

一方、バイアスバネ３０の付勢力は、ＳＭＡバネ２０の低温域における付勢力よりも大きくなるように設定されている。このため、ＳＭＡバネ２０が冷却されて特定温度未満となった場合には、バイアスバネ３０の付勢力により外皮部１２の上方部分が上方に移動する。この結果、図２（ｂ）に示すように、主翼１の後縁端２とフラップ１０の外皮部１２の上面とが連接され、噴射口Ｓは遮蔽されることとなる。

板状体４０は、図１に示すように、主翼１の後縁側内部空間Ａの下方に配置されており、柔軟性を有する材料（ゴム材料、樹脂材料、樹脂材料を強化繊維で補強した複合材等）で調製されている。板状体４０は、図１に示すように、略Ｖ字状に折り曲げられてその一方の端部４１が若干上方に位置するようにされており、この一方の端部４１がフラップ１０の前縁近傍に達している。また、板状体４０の他方の端部４２は、図１に示すように、板状体移動用バネ５０及び連結部材７０を介して、主翼１の後縁側内部空間Ａに固定された構造部材５に取り付けられている。

板状体移動用バネ５０は、板状体４０を主翼１の後縁側に移動させるような付勢力を有するＳＭＡバネと、このＳＭＡバネに直列に配置され板状体４０を主翼１の前縁側に移動させるような付勢力を有するバイアスバネと、から構成された弾性体である。板状体移動用バネ５０は、図１に示すように、その一方の端部５１が連結部材７０を介して主翼１の構造部材５に連結され、その他方の端部５２が板状体４０の他方の端部４２に取り付けられている。

板状体移動用バネ５０は、特定温度未満の低温域においては、バイアスバネの付勢力がＳＭＡバネの付勢力より大きくなるように設定しているので、バイアスバネの付勢力により伸長した状態となる。一方、板状体移動用バネ５０は、特定温度以上の高温域においては、ＳＭＡバネの付勢力がバイアスバネの付勢力より大きくなるように設定しているので、ＳＭＡバネの付勢力により収縮することにより、板状体４０を主翼１の前後方向に移動させるアクチュエータとして機能する。すなわち、板状体移動用バネ５０は、本発明における板状体移動手段である。

板状体移動用バネ５０を特定温度以上に加熱して、その構成要素であるＳＭＡバネの付勢力で収縮させることにより、板状体４０を主翼１の後縁側に移動させて、図２（ａ）に示すように板状体４０の一方の端部４１をフラップ１０の外皮部１２の上面に近接ないし当接させることができる。このように板状体４０の一方の端部４１をフラップ１０の外皮部１２の上面に近接ないし当接させることにより、主翼１の内部から噴射口へといたるジェット気流誘導面を形成することができる。一方、板状体移動用バネ５０を特定温度未満まで冷却して、その構成要素であるバイアスバネの付勢力で伸長させることにより、図１及び図２（ｂ）に示すように板状体４０を主翼１の前縁側に移動させることができる。

次に、図１〜図３を用いて、本実施の形態に係る高揚力発生装置の動作について説明する。

＜離着陸時における高揚力発生動作＞
最初に、航空機の離着陸時（低速飛行時）における高揚力発生動作について説明する。航空機の離着陸時において、図１に示した主翼１の後縁側内部空間Ａに、高温のエンジン抽気ガスやコンプレッサで圧縮された高温・高圧ガスが充填されることにより、高揚力発生装置のＳＭＡバネ２０が特定温度以上に加熱される。すると、ＳＭＡバネ２０の付勢力がバイアスバネ３０の付勢力よりも大きくなるため、ＳＭＡバネ２０の付勢力により外皮部１２の他方の端部１２ｂが後方に引っ張られる。この結果、図２（ａ）に示すように、外皮部１２の上方部分が翼型部１１の上面に密着して、主翼１の後縁端２とフラップ１０の外皮部１２の上面との間に噴射口Ｓが形成されるとともに、フラップ１０がコアンダ効果に適した円弧形状に成形される。

また、航空機の離着陸時においては、主翼１の後縁側内部空間Ａに充填された高温・高圧のガスによって、板状体移動用バネ５０の構成要素であるＳＭＡバネが特定温度以上に加熱されることにより、板状体移動用バネ５０の他の構成要素であるバイアスバネの付勢力よりもＳＭＡバネの付勢力が大きくなって収縮するため、板状体４０が主翼１の後縁側に移動する。この結果、図２（ａ）に示すように、板状体４０の一方の端部４１がフラップ１０の外皮部１２の上面に近接ないし当接して、主翼１の内部から噴射口Ｓへといたるジェット気流誘導面が形成される。

このように航空機の離着陸時においては、主翼１の上面の後方に噴射口Ｓが形成され、主翼１の内部にジェット気流誘導面が形成されるため、主翼１の後縁側内部空間Ａに充填された高温・高圧のガスは、ジェット気流誘導面に沿って噴射口Ｓに向かって流れ、ジェット気流となって噴射口Ｓから主翼１の外部に噴射される。さらに、コアンダ効果に適した円弧形状に成形されたフラップ１０に沿って噴射されるジェット気流により、主翼１の後縁周りの流れが押し下げられ（コアンダ効果）、主翼周りの循環が強化されることにより高揚力が発生することとなる。なお、ジェット気流の噴射量によってフラップ１０の舵角δ_fを変化させて、空気抵抗を調整することもできる。

＜巡航時における噴射口遮蔽動作＞
続いて、航空機の巡航時（高速飛行時）における噴射口遮蔽動作について説明する。航空機の巡航時においては、主翼１の後縁側内部空間Ａへの高温ガスの導入が停止されるため、巡航時の高高度の外気により高揚力発生装置のＳＭＡバネ２０が特定温度未満に冷却される。すると、ＳＭＡバネ２０の付勢力がバイアスバネ３０の付勢力よりも小さくなるため、バイアスバネ３０の付勢力により外皮部１２の上方部分が上方に移動する。この結果、図１及び図２（ｂ）に示すように、主翼１の後縁端２とフラップ１０の外皮部１２の上面とが連接され、噴射口Ｓは遮蔽される。また、主翼１の内部に配置された板状体移動用バネ５０の構成要素であるＳＭＡバネ特定温度未満に冷却されることにより、板状体移動用バネ５０の他の構成要素であるバイアスバネの付勢力がＳＭＡバネの付勢力よりも大きくなって伸長するため、板状体４０が主翼１の前縁側に移動する。

このように航空機の巡航時においては主翼１の後方における噴射口Ｓが遮蔽されるため、主翼１の上面の後縁端２とフラップ１０の上面とが連接されて、主翼１の後縁部でシャープな形状が形成されるため、空気抵抗を大幅に低減することができる。

以上説明した実施の形態に係る高揚力発生装置においては、主翼１の上面の後縁端２から若干下方に離隔した位置に配置されコアンダ効果に適した円弧形状に成形された翼型部１１と、この翼型部１１の上面を覆うように配置された柔軟性を有する外皮部１２と、を有するフラップ１０を備えている。そして、航空機の離着陸時において特定温度以上に加熱されたＳＭＡバネ２０が、フラップ１０の外皮部１２の上方部分を翼型部１１の上面に密着させるような付勢力を外皮部１２に加えることにより、主翼１の上面の後縁端２とフラップ１０の外皮部１２の上面との間に噴射口Ｓを形成するとともに、外皮部１２の上方部分を翼型部１１に密着させることによりフラップ１０を円弧形状にすることができ、コアンダ効果に適したフラップ形状に沿って噴射口Ｓからジェット気流を噴射させることにより、コアンダ効果による循環制御を実現させて高揚力を効果的に発生させることができる。

また、以上説明した実施の形態に係る高揚力発生装置においては、航空機の巡航時においてＳＭＡバネ２０が特定温度未満まで冷却された場合に、バイアスバネ３０が、フラップ１０の外皮部１２の上方部分を上方に移動させるような第２の付勢力を外皮部１２に加えることにより、主翼１の上面の後縁端２とフラップ１０の外皮部１２の上面とを連接して噴射口Ｓを遮蔽することができる。従って、高揚力が不要な高速飛行時（巡航時）において、高揚力装置に起因する抵抗を低減することができるので、航空機の巡航速度の低下や燃料消費率の増加を抑制することができる。この結果、効果的かつ安定した循環制御技術による高揚力装置の性能が確保される。

また、以上説明した実施の形態に係る高揚力発生装置で使用されるＳＭＡバネ２０及びバイアスバネ３０から構成されるアクチュエータは、構成が簡素かつ軽量であるため、従来のメカニカルな高揚力装置と比較して、製造費用やメンテナンス費用を格段に低減することができるとともに大幅な軽量化を達成することができる。また、可動部に起因する構造的な間隙（ギャップ）が少なくなる上に、ジェット噴射によりフラップ端部からの渦の発生が抑制されるため、従来のメカニカルな高揚力装置を採用した場合に発生し易かったエアフレームノイズを抑制することもできる。

また、以上説明した実施の形態に係る高揚力発生装置においては、航空機の離着陸時において板状体移動用バネ５０が特定温度以上に加熱されて、その構成要素であるＳＭＡバネの付勢力がバイアスバネの付勢力より大きくなって収縮することにより、主翼１の内部の下方に配置された柔軟性を有する板状体４０を主翼１の後縁側に移動させて、板状体４０の端部４１をフラップ１０の上面に近接ないし当接させることができる。これにより、主翼１の内部から噴射口Ｓへといたるジェット気流誘導面を形成することができ、主翼１の内部のジェット気流を噴射口Ｓまで効果的に導くことができる。また、航空機の巡航時においては、板状体移動用バネ５０が特定温度未満に冷却されて、その構成要素であるバイアスバネの付勢力がＳＭＡバネの付勢力より大きくなって伸長することにより、板状体４０を主翼１の前縁側に移動させて格納することができる。従って、効果的かつ安定した循環制御技術による高揚力装置の性能が確保される。

なお、以上の実施の形態においては、主翼１の後縁側内部空間Ａに充填された高温・高圧のガスによってＳＭＡバネ２０及び板状体移動用バネ５０を加熱した例を示したが、これらＳＭＡバネ２０等を通電によって加熱することもできる。

また、以上の実施の形態においては、ＳＭＡバネ２０をフラップ１０の下方に配置し、ＳＭＡバネ２０の付勢力により外皮部１２の端部１２ｂを後縁側に引っ張ることにより、外皮部１２の上方部分を翼型部１１の上面に密着させて噴射口Ｓを形成した例を示したが、ＳＭＡバネ２０の位置や、外皮部１２の端部１２ｂの位置はこれに限定されるものではない。

また、以上の実施の形態においては、バイアスバネ３０をフラップ１０の上方に配置し、バイアスバネ３０の付勢力により外皮部１２の上方部分を上方に移動させて噴射口Ｓを遮蔽した例を示したが、バイアスバネ３０の位置もこれに限定されるものではない。

（ａ）は本発明の実施の形態に係る高揚力発生装置を搭載した主翼の断面図であり、（ｂ）は（ａ）のＢ部分（高揚力発生装置）の拡大断面図である。 （ａ）は図１（ｂ）のII部分（高揚力発生装置のフラップ近傍部分）の離着陸時における拡大断面図であり、（ｂ）は図１（ｂ）のII部分（高揚力発生装置のフラップ近傍部分）の巡航時における拡大断面図である。 従来のメカニカルな高揚力発生装置（ファウラフラップ）の構造を説明するための説明図である。

符号の説明

１ 主翼
２ 後縁端
１０ フラップ
１１ 翼型部
１２ 外皮部
２０ ＳＭＡバネ（形状記憶合金製バネ）
３０ バイアスバネ
４０ 板状体
５０ 板状体移動用バネ（板状体移動手段）
Ｓ 噴射口

Claims (4)

1. 主翼の上面の後方に形成される噴射口からジェット気流を噴射させてコアンダ効果による循環制御を実現させる高揚力発生装置において、
   前記主翼の上面の後縁端から下方に離隔した位置に配置され円弧形状に成形された翼型部と、柔軟性を有し前記翼型部の少なくとも上面を被覆する外皮部と、を有するフラップと、
   前記フラップの前記外皮部の上方部分を上方に移動させて前記主翼の上面の後縁端と前記外皮部の上面とを連接させるような付勢力を前記外皮部に加えるバイアスバネと、
   前記フラップの前記外皮部の上方部分を下方に移動させて前記翼型部に密着させるような付勢力を前記外皮部に加える形状記憶合金製バネと、を備え、
   特定温度以上に加熱された前記形状記憶合金製バネの付勢力により、前記主翼の上面の後縁端と前記フラップの前記外皮部の上面との間に前記噴射口を形成するとともに、前記フラップの前記外皮部の上方部分を前記翼型部に密着させることにより前記フラップを円弧形状にすることを特徴とする高揚力発生装置。
2. 前記形状記憶合金製バネが前記特定温度未満まで冷却された場合に、前記バイアスバネの付勢力により、前記主翼の上面の後縁端と前記フラップの前記外皮部の上面とを連接して前記噴射口を遮蔽することを特徴とする請求項１に記載の高揚力発生装置。
3. 前記主翼の内部の下方に配置された柔軟性を有する板状体と、
   前記板状体を前記主翼の前後方向に移動させる板状体移動手段と、を備え、
   前記噴射口が形成された場合に、前記板状体移動手段が前記板状体を前記主翼の後縁側に移動させて、前記フラップの上面に前記板状体の端部を近接ないし当接させることにより、前記主翼の内部から前記噴射口へといたるジェット気流誘導面を形成することを特徴とする請求項１又は２に記載の高揚力発生装置。
4. 前記板状体移動手段は、
   特定温度以上に加熱された場合に前記板状体を前記主翼の後縁側に移動させるような付勢力を加える形状記憶合金製バネを有することを特徴とする請求項３に記載の高揚力発生装置。

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