帆(または単に翼) は飛行機の一部です。飛行機の速度に必要な力の一部を飛行を可能にする揚力に変換します。
揚力を生成する物理原理は、プロペラがブレードを通じて及ぼす牽引力の原理と同じです (空気力学を参照)。これが、メインローターを使用して揚力を提供するヘリコプターのような装置が (固定翼装置である飛行機に対して)回転翼装置と呼ばれる理由です。
説明
歴史的
飛行に必要な帆の面積は質量と速度に依存し、したがって利用可能なエンジンの出力に依存します。航空の黎明期には、利用可能なエンジンはそれほど強力ではなく、速度も遅かった。したがって、大きな運搬面が必要となり、マストとシュラウドで接続された複数の重ねられた翼を備えた航空機が開発されました。
20世紀前半には、複葉機 (2 枚の翼が重なったもの) や三葉機 (3 枚の翼が重なったもの) も製造されました。これにより、翼幅や翼の質量を過度に増加させることなく、さらなる揚力を得ることが可能となった。エンジン出力の増加に伴い、より厚い金属翼を備えながらシュラウドのない航空機の構造により、抗力を低減し、速度を高めることが可能になりました。
第二次世界大戦以来、ほぼすべての航空機は単葉機でした。その翼は胴体の両側に配置された 2 つの片持ち翼または片持ち翼で構成されています。
機体上の位置
胴体上の位置に応じて翼を区別します。
- – 低い翼、
- – 中央値、
- – 高い。
高い翼はエンジンを異物（水上飛行機の場合は水、たとえばベリエフ Be-200）の吸い込みから保護したり、船倉内での大きな荷物の運搬を容易にしたり（たとえば、トランオール C-160）します。軽旅客機では、旋回時を除き、下方の視認性が向上します (例:セスナ152)。
用語
縦方向: 前縁は前縁と呼ばれ、後縁は後縁と呼ばれます。
横方向: 翼と胴体との接合部は付け根と呼ばれます。前縁と胴体との接合部は、ストレーキまたは英語でエイペックスによって前方に延長することができます。
翼 (またはサーモン) の先端は単純にきれいにカットすることも、上または下に湾曲した特別な形状で終了することもできます。マージナル フィン (英語ではウイングレット)、シングル (上向き) またはダブル (上向きと下向き) もあります。
構造
各半翼は、胴体に根元レベルで取り付けられた 1 つ (または複数) の桁で構成されています。リブは上部 (エクストラドス) と下部 (イントラドス) のスキンをサポートし、空力荷重をスパーに伝達します。翼は、位置灯 (端)、着陸灯、または操縦灯 (失速検出器) などのさまざまなナビゲーションシステムもサポートできます。他の装置もそれに取り付けられており、例えば、空気摩擦によって形成される静電気を除去することを可能にするカーボンファイバーブラシ (電位損失) で終わることがある細いロッドなどがあります。
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移動可能な表面
翼には可動面または制御面があり、航空機の空力制御を可能にします。
- 回転制御面: エルロン
- ピッチおよびロール制御面: エレベーターとエルロン、「デルタ」翼上の個別またはグループ (エレベーター)
- 高揚力スラットとフラップ、揚力と抗力の制御を可能にするエアブレーキ。
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翼は、推進ユニット、着陸装置の取り付け点として、また軍用機に荷物を運ぶためにも機能します。燃料タンクとして機能するボックスが含まれています。
翼の形状と空気力学
翼の形状は、いくつかの要素に従って定義されます (飛行機の翼に関連する用語の定義については、空気力学を参照してください)。
- 翼幅、翼面積、アスペクト比
- 矢印: ロープの前部の 4 分の 1 の位置と飛行機の横軸との間に形成される水平角です。
- 二面角: ロープの前部の 4 分の 1 の位置と平面の横軸との間に形成される垂直角です。
- プロフィール、コード、太さ。
- ピッチ角: これは、根元プロファイルの弦と胴体の長手方向の基準軸との間の角度であり、巡航速度では通常水平です。安定した巡航飛行では、ピッチ角は迎角と等しくなります。
リフトと安定化
2面の場合
一般に、縦方向のバランスは、重心の特定の位置に加えて、互いに離れた 2 つの座面の揚力差によって得られます。
- 揚力が迎え角（揚力勾配）によって同じように変化しない、または
- または、異なる迎え角設定を使用します。これは縦方向の Vです。スタビライザーが後部に配置されている古典的な配置の場合、ピッチ差の影響は次のようになります。スタビライザーのピッチ角は主翼のピッチ角よりも小さくなります。外乱によって迎え角が増加すると、それに比例してエレベータープレーンの迎え角が主翼の迎え角よりも大きくなります。ただし、揚力は入射角にほぼ比例し、主翼よりもスタビライザーの方が大きく増加します。これにより咬合トルクが発生し、発生率が減少します[ 1 ] 。
- 数値例:
- 主翼の安定飛行入射角：4°
- 深度面の安定飛行における入射角: 2°
- 外乱による発生率の増加: 1°
- メインセイルの揚力増加: 20% (4°と比較して4°+1°)
- 深度面リフトの増加: 50% (2° と比較して 2°+1°)
これら 2 つのサーフェスは、いくつかの方法で配置できます。
- カナードのレイアウト: 前部に小さな表面、後部に翼。両方とも揚力があり、フロントウィングの方がリアウィングよりも揚力係数が高くなります。
- タンデム配置、隣接面 (Pou du ciel 、Quickie、Dragonfly)。どちらもキャリーします、アヒルも同様です。
- 古典的なレイアウト: 前部にウイング、後部にスタビライザー (翼表面の 20 ～ 25%)。安定板は主翼よりもピッチが低く、巡航時にはわずかにオフセットします（人工安定化を除く）。その機首上昇モーメントの可能性は、翼の揚力を大幅に増加させる高揚力フラップの高い機首下降モーメントのバランスをとります。
片面ケース
解決策は多岐にわたります。
- デルタ翼（ミラージュ）、ゴシック翼（コンコルド）、フライングウイング。
後部尾翼がないため、揚力を低減する装置によって得られる縦方向の安定性は低く、過度に高いピッチングモーメントを引き起こすフラップの設置は不可能です。最大揚力係数は依然として制限されているため、翼の表面積を増やす必要があります。
矢印の角度
- ゼロスイープの真っ直ぐな翼 (胴体に垂直) は、亜音速 (マッハ < 0.7) に適応します。
- 後退翼は、直線翼よりもマッハ 0.7 ～ 0.8 を超えると抗力が小さくなります。
- 可変幾何学翼は、直線翼とデルタ翼によってもたらされる利点を活用するために、飛行中のスイープを変更することができます。 1940 年代にドイツの航空力学者によって提案され、1970 年代以降、F-14 トムキャット、F-111、トルネード、Su-17/20/22、MIG-23 などの航空機でのみ使用されました。非常に特殊な構成は、斜め翼(X 面、X 翼と混同しないでください) の構成で、胴体上の固定点を中心に回転するため、片側に非常に強い正のたわみが生じます。もう一方のNASAについては否定的でしたが、エイムズは 1979 年から 1982 年にかけて、バート・ルータンによって製作された AD-1 と呼ばれるプロトタイプを飛行しました。
計画書
- 楕円形の翼。楕円形の揚力分布を持つ翼は、理論的には亜音速での誘導抗力が最小限になります (スーパーマリン スピットファイア)。実際には、台形翼に比べて大きな利点はありません。
- デルタ翼 (ミラージュ III、コンコルド) は、超音速 (細かさ約 7) では最適なパフォーマンスを発揮しますが、亜音速では効率が低下します (エアバスの 18 ～ 20 ではなくコンコルドの亜音速 11.5)。
- ロガロの翼は 2 つの中空の半円錐形の布地で、最も簡単に構築できる翼の 1 つです。
- リング翼は翼型を結合しており、同じ露出率 (?) の平面翼よりも空力学的滑らかさが (理論上はまだ) 優れています。実際には、端部で接する支持面は長手方向にわずかにオフセットされており、これによりピッチの安定化が困難になり、式の面白みが減ります。
翼への空力の応用
- 記事「Lift and Profile (aironautics)」も参照してください。
この付属肢が流体中を移動するとき、その特定の形状により、顔の面に垂直な内側部から外側部への牽引力が引き起こされます。この流体が空気であれば飛行が可能になります。しかし、流体中で動いていないとき、その形状は、表面の平面に平行で、X²/UZ+3-2QS² の関係に等しい、上面から下面への牽引力を引き起こします。 2 つの面間の流速の差による圧力デルタ (ベルヌーイを参照)。