The present paper deals with the effect of ground upon the aerodynamic characteristics of a monoplane wing. In the first part of the paper theoretieal calculations are worked out, taking into account of the finite dimensions of the chord and thickness of the wing. Results of calculations are then reduced to a simple form, which is readily applicable to practical uses. In the second part of the paper, results of wing model experiments are reported, which were carried out in the 2m wind tunnel of the Aeronautical Research Institute, Tokyô Imperial University. For moderate values of the lift coefficient, the calculated effects of ground agree very well with the experimental results.
The changes of the drag coefficient c_x, the coefficient of pitching moment about the leading edge c_m and the angle of attack α due to the ground effect at a certain value of lift coefficient c_z may be summarized as follows: c_x is reduced for all values of c_z, c_m is reduced and α is increased for small values of c_z, and c_m is increased and α is reduced for moderately large values of c_z. The maximum lift is somewhat reduced when the distance of the wing above the ground is of moderate value, while it is increased when the distance becomes extraordinarily small.
A detailed account will be published soon, in the Report of the Aeronautical Research Institute, Tokyô Imperial University.

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最近の如く飛行機の速度が大きくなると,特にその急降下中には岐點壓が1,000kg/m²(速度450km/h)にも達することがあり,風防窓硝子の表面に於てこの1.6倍程度の壓力降下がある.このため窓硝子の破壞,離脱の恐れがある.これに對し,今日まで強度計算を勵行してゐないのは間違ひであり,この問題は將來飛行機の高速化と共に益々注意を要すべき問題となるものと思はれる.
本文では(1)風防の窓硝子の強度計算に於て,如何なる運用負荷をとるべきかを風洞模型について測定した壓力降下より論じ,又(2)普通風防窓硝子として使用される安全硝子並びにプレキシ硝子の強度及び彈性に關する材料試驗の結果を述べた.これだけの資料があれば,設計の仕事としては等齊壓力を受ける矩形板として普通の強度計算を行ひ,その運用負荷時の最大應力が曲げの強さの半分(硝子に於ては彈性界はこれより高い)を超えないことを確めれば充分であり,強度規定には“窓硝子は急降の場合の風壓(岐點壓の1.6倍の負壓をとる)により離脱すべからず”といふ一項を新たに追加すればよい.
本問題に關する風洞實驗結果から,密閉風防に鋭い稜をつくると,その部分に局部的に非常に大きい壓力降下が起ることが確められた.この意味からも風防の稜には出來るだけの丸味をつけるべきであらう.

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飛行機の動的縱安定の特性は縱動搖の週期及び減衰度で規定し得るものと考へ,8種の飛行機に就てそれ等を飛行試驗で實測し,通常の飛行機に期待し得る安定がどの程度のものであるかを決めやうとしてみた.又,最も適度な動的安定の目安を得やうとして,實測した安定とその飛行機の一般操縱性に關する操縱者の意見との關係を求めてみやうと試みた.實測の結果に依ると,動搖の週期は速度と共に増加した.動搖の週期は,飛行機の異るに應じて,低速度では11sから23sの範圍に跨がり,高速度では23s乃至64sに亘つてゐた.減衰度と速度との間には明確な傾向は認められなかつた.無動力飛行では安定な飛行機も,動力飛行では不安定になると云ふ一般的傾向は注意を惹くものであつた.記録に現はれた最大の減衰度は,9s即ち約1/4週期の間に動搖の振幅が半減するに十分な位であつた.それ等の飛行機の操縱性に關する操縱者2名の意見は,見た處,縱動搖の週期と減衰度とで定義した安定特性には支配されてゐない樣であつた.

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