JP2000351397A - 揚力調整装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 遷音速から極超音速で飛行する飛行体の揚力
を、飛行速度に応じて調整すること。 【解決手段】 飛行体１の揚力を調整するため該飛行体
１の下部に設けられる揚力調整装置であって、楔型の楔
体５の両側方に一対のフィン６を設けて構成されたウェ
ーブライダ２と、飛行体１の下面１ａからのウェーブラ
イダ２の突出量を調整するための調整システム３とを備
える。そして、ウェーブライダ２の突出量を飛行体１の
飛行速度に応じて調整することにより、飛行体１の揚力
を調整する。この揚力調整装置によれば、飛行体１の各
飛行速度に応じてウェーブライダ２の突出量を調整する
ことができ、効果的に揚力を向上させることができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、遷音速域から極
超音速域まで飛行する飛行体の揚力を、飛行速度に応じ
て調整するための揚力調整装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】航空機、戦闘機あるいは大気圏離脱用ジ
ェット機の如き有翼の飛行体は、その胴体や翼（以下、
必要に応じて機体と総称する）に働く気流の作用によっ
て揚力を得て飛行している。従って、揚力を増加させる
ことは飛行体の飛行効率を向上させることになり、ひい
ては搭載燃料の軽減や航続距離延長などの各種メリット
をもたらすことになる。このため、飛行体の揚力を向上
させることは、飛行体の主要な開発課題の一つとなって
いる。

【０００３】ここで、飛行体に作用する空気力学的現象
は、飛行体の飛行速度の変化に伴って変化する。このた
め、同一の機体形状によって、全ての飛行速度領域にお
いて良好な空力特性を得ることは困難になる。このよう
な問題に対し、従来では、揚力調整装置により飛行速度
に応じて機体形状を変化させ、空力特性を改善して揚力
を向上させるようにしている。

【０００４】特に飛行速度が遷音速に達すると、機体表
面に衝撃波が発生し、これらの衝撃波はマッハ数の変動
に伴って異なる位置および形状で発生することから、機
体上の揚力が大きく変動してしまう。従って、遷音速か
ら極超音速まで飛行することを目的とする飛行体におい
ては、この衝撃波の発生を考慮した揚力調整装置によっ
て、揚力を向上させる必要がある。

【０００５】従来から上記のような揚力調整装置とし
て、ウェーブライダ（Waverider ）が提案されている。
図９に、楔型のウェーブライダを備えた飛行体の全体斜
視図を示す。また、図１０は、図９に示したウェーブラ
イダの縦断面図であって、（ａ）は側面方向からの断面
図、（ｂ）は（ａ）のＥ−Ｅ矢視断面図を示す。

【０００６】同図に示すように、ウェーブライダ３２
は、飛行体３１の胴体３１ｂおよび各翼３１ｃの下面３
１ａに設けられ、楔体３５と当該楔体３５の両側方に設
けた一対のフィン３６とを備えた構成となる。楔体３５
は、楔型に形成されており、機体前方から後方に至るに
伴って徐々に肉厚となるように配置されている。前記各
フィン３６は、側面三角形状の板状体として形成されて
おり、飛行体３１の下面３１ａに対して直交するように
設けられている。

【０００７】各フィン３６の先端部は、楔体３５の先端
部に対して前後上下に対応する位置に設けられている。
他方、その後端部は、楔体３５の後端部よりも縦長に形
成されており、楔体３５の後端部に対して、前後に対応
する位置で且つ下方に突出するように配置されている。
このように各フィン３６の後端部が楔体３５よりも縦長
に形成されていることから、各ウェーブライダ３２に
は、楔体３５と一対のフィン３６とによって囲まれる空
間部３７が形成される。

【０００８】飛行体３１が遷音速から極超音速の領域で
飛行した場合、図１０に示すように、飛行体３１の下方
に突出した楔体３５によって斜め衝撃波ＳＷが発生し、
この斜め衝撃波ＳＷがフィン３６の下面３６ａに付着す
る。このとき、斜め衝撃波ＳＷの後方には、高圧気流層
が発生するが、この高圧気流層はウェーブライダ３２に
て形成された空間部３７に閉じ込められる。これによ
り、機体下方の圧力が機体上方の圧力に比べて高めら
れ、飛行体３１の揚力が向上する。

【０００９】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記従
来のウェーブライダの如き揚力調整装置では、設計時に
マッハ数が固定値に設定されており、このマッハ数に合
わせた形状にて揚力調整装置が固定的に形成されてい
た。このため、所定マッハ数以外の速度で飛行した場合
には、揚力調整装置の形状が衝撃波の方向性に適合しな
い等の理由により、揚力調整を適切に行うことができな
いという問題点があった。特に、離陸直後から遷音速に
至るまでの低速飛行を行う場合、有効な揚力調整を行う
ことができないにも関わらず揚力調整装置が飛行体の下
方に突出しているため、飛行抵抗や気流の乱れが生じ、
却って飛行の妨げになるおそれがあった。

【００１０】この発明は、上記に鑑みてなされたもので
あって、遷音速から極超音速で飛行する飛行体の揚力
を、飛行速度に応じて調整できる揚力調整装置を提供す
ることを目的とする。また、低速飛行時に飛行の妨げに
ならないような揚力調整装置を提供することを目的とす
る。

【００１１】

【課題を解決するための手段】上述の目的を達成するた
めに、この発明による揚力調整装置は、飛行体の揚力を
調整するため当該飛行体の下部に設けられる揚力調整装
置であって、楔体の両側方に一対のフィンを設けて構成
され、これら楔体と一対のフィンにて囲まれる空間部に
高圧気流層を閉じ込めることにより前記飛行体の揚力を
向上させるウェーブライダと、前記飛行体の下面からの
前記ウェーブライダの突出量を調整するための調整シス
テムと、を備え、ウェーブライダの突出量を飛行体の飛
行速度に応じて前記調整システムにて調整し、前記飛行
体の揚力を調整するものである。

【００１２】この揚力調整装置によれば、飛行体の飛行
速度に応じてウェーブライダの突出量を調整することが
できるため、ウェーブライダを各飛行速度において揚力
向上に最適な状態で突出させることができる。従って、
従来のウェーブライダに比べ、極めて効果的に揚力を向
上させることができる。

【００１３】また、前記調整システムは、飛行体が遷音
速以上の速度で飛行している場合において、フィンの下
面が飛行体の下面に対して形成する角度を、飛行体の下
方に形成される衝撃波の角度に一致させるよう、ウェー
ブライダを飛行体の下面から突出させるようにするのが
好ましい。この揚力調整装置によれば、フィンの下面に
衝撃波を最適な状態で付着させることができ、高圧気流
層をより確実に空間部に閉じ込めることができるので、
揚力を最も効率よく向上させることができる。

【００１４】また、前記調整システムは、飛行体が遷音
速に満たない速度で飛行している場合において、ウェー
ブライダを飛行体の内部に収納するようにするのが好ま
しい。この揚力調整装置によれば、低速域においてはウ
ェーブライダが機体から突出しないため、ウェーブライ
ダによって飛行抵抗や気流の乱れを生じさせることがな
い。従って、低速域においても、飛行効率を不用意に低
下させることがない。

【００１５】また、前記調整システムは、飛行体の飛行
速度を示す情報を入力される入力部と、飛行体の飛行速
度と、各飛行速度に適したウェーブライダの突出量と、
を相互に対応させて記憶する記憶部と、ウェーブライダ
を上下動させる調整機構と、調整機構を制御する制御部
とを備え、制御部は、入力部に入力された飛行速度に対
応する突出量を記憶部から所定タイミングにて呼び出
し、ウェーブライダの突出量が記憶部から呼び出した突
出量となるように、調整機構を制御するのが好ましい。
この揚力調整装置によれば、記憶部に予め記憶された突
出量にて調整を行うことができ、調整を行う毎に突出量
を演算する必要がないことから、一層迅速な調整を行う
ことができる。

【００１６】また、楔体とフィンは互いに個別的に上下
動可能に形成され、調整システムは、楔体を飛行体に対
して上下動させる楔体用調整機構と、フィンを飛行体ま
たは楔体に対して上下動させるフィン用調整機構とを備
え、楔体用調整機構とフィン用調整機構とによって、楔
体の突出量とフィンの突出量とを互いに個別的に調整す
ることが好ましい。この揚力調整装置によれば、楔体と
フィンのそれぞれを揚力向上に最適な位置および角度に
て配置することができ、最適な揚力調整を行うことがで
きる。

【００１７】また、楔体およびフィンの全体を、飛行体
の下面よりも下方の気流安定域に突出可能としてもい。
この揚力調整装置によれば、飛行体下面直近の気流の不
安定な位置でなく、当該下面から若干離れた気流の安定
している領域にウェーブライダを配置できる。このた
め、一層効率のよい揚力調整を行うことができる。

【００１８】

【発明の実施の形態】以下、この発明にかかる揚力調整
装置につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、こ
の実施の形態によりこの発明が限定されるものではな
い。

【００１９】（実施の形態１）図１は、この発明の実施
の形態１にかかる揚力調整装置を構成するウェーブライ
ダの突出位置における縦断面図であって、（ａ）は側面
方向からの断面図、（ｂ）はＡ−Ａ矢視断面図を示す。
図２は、図１に示したウェーブライダ収納位置における
縦断面図であって、（ａ）は側面方向からの断面図、
（ｂ）はＢ−Ｂ矢視断面図を示す。また、図３は、図１
に示したウェーブライダを備えた飛行体全体の側面図、
図４は、揚力調整装置の電気的構成を示すブロック図、
図５および図６は、ウェーブライダの突出状態を説明す
るための概念図である。

【００２０】図１〜図３に示すように、この揚力調整装
置は、概略的に、飛行体１の下部に設けられた複数のウ
ェーブライダ２と、飛行体１の下面１ａからの各ウェー
ブライダ２の突出量を調整する調整システム３とを備え
て構成されている。そして、ウェーブライダ２は、この
調整システム３によって、図２に示すように飛行体１の
内部に完全に収納された位置（収納位置）から、図１に
示すように飛行体１の外部における最も下方に突出され
た位置（突出位置）に至る種々の位置にて突出される。

【００２１】このウェーブライダ２は、図３に示すよう
に、飛行体１の胴体１ｂおよび各翼１ｃの下部にそれぞ
れ１つずつ設けられている。これら胴体１ｂおよび各翼
１ｃの下面１ａのうちウェーブライダ２に対応する位置
には、図１および図２に示すように開口部４が形成され
ており、この開口部４を介してウェーブライダ２が上述
の収納位置から突出位置まで移動可能とされている。

【００２２】このウェーブライダ２は従来のウェーブラ
イダと同様の位置に設置することができる。すなわちウ
ェーブライダ２は、この実施の形態１に示した位置に限
られず、ウェーブライダ２の後述する楔体５が衝撃波を
受け得る全ての揚力面に設けることができる。また、ウ
ェーブライダ２の設置数も本実施形態に示した数に限ら
れない。ただし、飛行体１の前後左右における揚力バラ
ンスを考慮した上で、飛行体１の揚力を最も向上させる
ことができる位置および数にて設置されることが好まし
い。

【００２３】各ウェーブライダ２は、図１および図２に
示すように、楔体５と、該楔体５の両側方に設けた一対
のフィン６とを備えて構成されている。これら楔体５自
体およびフィン６自体は、従来と同様の基本構造にて構
成することができる。すなわち、楔体５は、飛行体１を
遷音速から極超音速にて飛行させた際に斜め衝撃波ＳＷ
を発生させるものであり、楔型に形成され、機体前方か
ら後方にかけて徐々に肉厚となるような方向で配置され
ている。また、各フィン６は、楔体５にて発生した斜め
衝撃波ＳＷを付着させるものであり、側面三角形状の板
状体として形成され、飛行体１の下面１ａに対し直交状
とされている。

【００２４】そして、各フィン６は、その先端部を、楔
体５の先端部に対し前後上下に対応する位置に配置され
ている。また各フィン６は、その後端部を、楔体５の後
端部よりも縦長に形成されており、楔体５の後端部に対
し、前後に対応する位置で且つ下方に突出するように配
置されている。

【００２５】このように、各フィン６は楔体５よりも縦
長に形成されていることから、各ウェーブライダ２に
は、楔体５と一対のフィン６とによって囲まれる空間部
７が形成されている。この空間部７は斜め衝撃波ＳＷの
後方に発生した高圧気流層を閉じ込めるものである。な
お、これまで説明した楔体５およびフィン６の配置方
向、また、これらの相互の位置関係や機体との位置関係
は、少なくとも突出位置において成立すればよく、特に
収納位置においては空気力学的制約を受けないことか
ら、楔体５およびフィン６を任意の方向にて配置するこ
とができる。

【００２６】このように構成されたウェーブライダ２の
楔体５とフィン６とは、互いに個別的に上下動可能に形
成されている。すなわち、これら楔体５とフィン６とは
相互に非固定状態とされている。また、これら楔体５お
よび各フィン６は、それぞれの先端部に設けたヒンジ８
を介して機体に取付けられている。そして、これら楔体
５および各フィン６は、ヒンジ８を中心として、上述の
収納位置から突出位置にかけて回動可能である。

【００２７】一方、調整システム３は、図１および図２
および図４に示すように、楔体用調整機構１０、フィン
用調整機構１１、入力部１２、記憶部１３、および制御
部１４を備えて構成されている。このうち楔体用調整機
構１０は、楔体５を飛行体１に対して上下に回動させる
ことによって、飛行体１からの楔体５の突出量を調整す
ると共に、該楔体５の飛行体１の下面１ａに対する角度
を調整する。また、フィン用調整機構１１は、フィン６
を飛行体１に対して上下に回動させることによって、飛
行体１からのフィン６の突出量を調整すると共に、該フ
ィン６の飛行体１の下面１ａに対する角度を調整する。

【００２８】これら楔体用調整機構１０とフィン用調整
機構１１は、図１および図２に示すように、その一端に
設けられた固定ブラケット１５を介して機体に固定され
ると共に、その他端に設けられたアクチュエータ１６を
楔体５とフィン６にそれぞれ固定されている。そして、
アクチュエータ１６を伸縮させることによって、楔体５
とフィン６をそれぞれ上下回動させる。このアクチュエ
ータ１６の伸縮量は制御部１４からの制御信号によって
制御される。ただし、楔体用調整機構１０とフィン用調
整機構１１は、楔体５とフィン６の突出量をそれぞれ調
整可能なものであればいかなる構造にて構成されてもよ
い。たとえば、ヒンジ８の回転軸をモータ等にて直接駆
動することにより、楔体５とフィン６を上下回動させて
もよい。

【００２９】また、図４において入力部１２は、飛行体
１の飛行速度を計測または伝達する機器、たとえば図示
しない速度計に接続されており、該機器から飛行体１の
飛行速度を示す情報を入力される。また、図４において
記憶部１３は、飛行体１の飛行速度と、各飛行速度に適
したウェーブライダ２の突出量（具体的には、楔体５の
突出量およびフィン６の突出量）とを相互に関連付けて
記憶する。なお、記憶部１３としては、不揮発的な記憶
を行う記憶媒体が好ましい。

【００３０】ここで、各飛行速度に適したウェーブライ
ダ２の突出量は、つぎのように決定される。まず飛行速
度が遷音速以下の場合には斜め衝撃波ＳＷが発生しない
ため、ウェーブライダ２の効果が得られない。従ってこ
の場合にはウェーブライダ２を突出させないものとし、
楔体５およびフィン６の突出量＝０とする。

【００３１】一方、飛行速度が遷音速に達した場合には
斜め衝撃波ＳＷが発生するため、ウェーブライダ２の効
果を得ることができる。ここで、図５および図６に示す
ように、楔体５の下面５ａが飛行体１の下面１ａに対し
て形成する角度（以下、楔体頂角）＝θ１、各フィン６
の下面６ａが飛行体１の下面１ａに対して形成する角度
（以下、フィン頂角）＝θ２とする。また、各飛行速度
（マッハ数）＝Ｍ、この時に発生する斜め衝撃波ＳＷが
飛行体１の下面１ａに対して形成する角度（以下、衝撃
波頂角）＝βとする。

【００３２】このとき、まず、揚力向上に最適な斜め衝
撃波ＳＷを発生させることのできる楔体頂角θ１は、周
知の計算式にて算出することができる。また、衝撃波頂
角βは、飛行速度Ｍと楔体頂角θ１とより周知の計算式
にて算出することができる。ここで図６に示すように、
フィン頂角θ２が衝撃波頂角βに一致した時が、フィン
６の下面６ａに斜め衝撃波ＳＷが付着して揚力が最も向
上する。従って最適なフィン頂角θ２は、衝撃波頂角β
と等しくなるように決定される。

【００３３】これら楔体５およびフィン６の突出量は、
飛行体１の機体形状等によって異なるため、これら機体
形状等を考慮して飛行体毎に個別に算出され、記憶部１
３にて記憶されることが好ましい。また、これら楔体５
およびフィン６の突出量は、該突出量を調整する毎に算
出してもよく、この場合には記憶部１３を省略すること
ができる。ただし予め算出し、記憶部１３に記憶させて
おくことで、調整時の演算を省き、一層迅速な調整を行
うことができる。なお、遷音速を超えた場合であって
も、極超音速に至るまではウェーブライダ２の効果が得
られにくい。従って、離陸後から極超音速に至るまでの
間においても、楔体５およびフィン６の突出量＝０とし
てもよい。

【００３４】また、図４において制御部１４は、ウェー
ブライダ２の突出量の調整を制御する。具体的に制御部
１４は、任意のタイミングにて（たとえば、入力部１２
に入力された飛行速度が所定の変動範囲を超える毎、あ
るいは所定の一定間隔毎）、その時点における飛行速度
を入力部１２から呼び出す。そして、この呼び出した飛
行速度に対応する楔体５およびフィン６の突出量を記憶
部１３から呼び出す。そして実際の楔体５およびフィン
６の突出量が記憶部１３から呼び出した突出量となるよ
うに、楔体用調整機構１０およびフィン用調整機構１１
に制御信号を出力する。

【００３５】具体的には、飛行体１の離陸後から遷音速
に至る迄の間においては、楔体５およびフィン６の突出
量が０となるように楔体用調整機構１０およびフィン用
調整機構１１が制御される。すなわち、この間において
は、図２に示すように、楔体用調整機構１０およびフィ
ン用調整機構１１は上述の収納位置に位置し、飛行体１
の機体内に完全に収納されている。このように低速域に
おいてはウェーブライダ２を機体から突出させないこと
により、飛行抵抗や気流の乱れを生じさせることがない
ので、飛行効率を低下させることがない。

【００３６】ここで、飛行体１の下面１ａには、開口部
４を遮蔽するためのスライドドア１７が設けられてお
り、低速域においてはスライドドア１７によって開口部
４が遮蔽されている。従って、飛行抵抗の発生や気流の
乱れを一層効果的に防止することができ、また飛行体１
の内部の気密性を確保することができる。なおスライド
ドア１７の開閉は制御部１４によって、楔体用調整機構
１０およびフィン用調整機構１１の制御に連動させて行
うことができる。

【００３７】一方、飛行速度が遷音速に達した場合に
は、記憶部１３から呼び出された突出量（＞０）だけ楔
体５およびフィン６が突出するように、楔体用調整機構
１０およびフィン用調整機構１１が制御される。従っ
て、従来のウェーブライダと同様の基本効果を得ること
ができる。すなわち、図６に示すように、楔体５によっ
て発生した斜め衝撃波ＳＷがフィン６の下面６ａに付着
し、高圧気流層がウェーブライダ２にて形成された空間
部７に閉じ込められ、飛行体１の揚力が増加する。特に
この実施の形態１によれば、楔体５の楔体頂角θ１およ
びフィン６のフィン頂角θ２は、各飛行速度において揚
力向上に最適な角度に調整される。従って、従来のウェ
ーブライダに比べ、極めて効果的に揚力向上を図ること
ができる。

【００３８】実施の形態２．図７は、この発明の実施の
形態２にかかる揚力調整装置を構成するウェーブライダ
の突出位置における縦断面図であって、（ａ）は側面方
向からの断面図、（ｂ）はＣ−Ｃ矢視断面図を示す。な
お、図７（ｂ）においては、楔体の一部を破断面として
示す。また、図８は、図７に示したウェーブライダの収
納位置における縦断面図であって、（ａ）は側面方向か
らの断面図、（ｂ）はＤ−Ｄ矢視断面図を示す。なお、
特に説明なき構成については上述の実施の形態１の構成
と同じであり、同一の構成要素を同一の符号にて示す。

【００３９】この実施の形態２の揚力調整装置におい
て、楔体５およびフィン６は、飛行体１に対しては直接
固定されておらず、それぞれの先端部に設けたヒンジ９
を中心として相互に回動可能とされている。従って、図
８に示すように、楔体５およびフィン６の全体を、飛行
体１の下面１ａに対して完全に下方に突出させることが
できる。

【００４０】また、楔体用調整機構２０は、伸縮あるい
は折り畳み式のステーとして構成されており、その上端
を図示しない周知の上下動機構に固定されると共に、そ
の下端を楔体５に固定され、この楔体５を上下に回動さ
せる。

【００４１】また、フィン用調整機構２１は、楔体５の
内部に収納されている。具体的には、図７（ｂ）に示す
ように、楔体５の内部が中空状とされており、当該内部
にフィン用調整機構２１が固定されている。従って、飛
行体１の内部の省スペース化を図ることができる。この
フィン用調整機構２１は、フィン６の後端部近傍の位置
を上下動させることにより、フィン６を楔体５に対して
上下に回動させる。従って、この実施の形態２における
フィン６の制御は、楔体５に対する相対的な位置制御と
して行われる。

【００４２】そして、飛行体１の離陸後から遷音速に至
る迄の間においては、図８に示すように、楔体用調整機
構２０およびフィン用調整機構２１は上述の収納位置に
位置し、飛行体１の機体内に完全に収納されている。こ
こで、フィン用調整機構２１にてフィン６を楔体５に対
して上方に回動させることにより、図８に示すように、
フィン６の上面６ｂが楔体５の上面５ｂよりも上方に位
置するような状態とすることができる。この場合には、
楔体５およびフィン６を最も短いストロークにて飛行体
１の内部に収納することができる。

【００４３】一方、飛行速度が遷音速に達した場合に
は、図７に示すように、楔体５およびフィン６を突出さ
せる。特に、この実施の形態２においては、楔体５およ
びフィン６全体を、飛行体１の下面１ａに対して完全に
下方に突出するように配置することができる。このた
め、飛行体１の下面１ａの直近における気流の不安定な
位置でなく、下面１ａから若干離れた気流の安定してい
る位置に楔体５およびフィン６を配置することができ、
一層効率のよい揚力調整を行うことができる。

【００４４】さて、これまで本発明の実施の形態１およ
び２について説明したが、この発明は、上記に示した実
施の形態に限定されず、その技術的思想の範囲内におい
て種々異なる形態にて実施されてよい。たとえば、低速
時に楔体およびフィンを飛行体の内部に収納するものと
したが、楔体またはフィンを常時突出させてもよく、あ
るいは楔体またはフィンの一部のみを飛行体の内部へ収
納してもよい。特にフィンは空気抵抗が小さく飛行の障
害となり難いので、常時突出させてもよい。あるいはフ
ィンを楔体の内部に収納してもよい。この場合には飛行
体の内部の省スペース化を図ることができる。

【００４５】また、上記実施の形態においては楔体およ
びフィンの角度を調整可能としたが、いずれか一方の角
度を固定してもよい。特に楔体の角度調整によって得ら
れる揚力調整効果が低い場合には、楔体の角度を固定
し、フィンの角度のみを変えてよい。この場合には調整
機構の簡素化を図ることができる。

【００４６】

【発明の効果】以上説明したように、この発明の揚力調
整装置によれば、飛行体の飛行速度に応じてウェーブラ
イダの突出量を調整することができるため、従来のウェ
ーブライダに比べて、極めて効果的に揚力を向上させる
ことができる。また、低速飛行時に飛行の妨げにならな
い。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施の形態１にかかる揚力調整装置
を構成するウェーブライダの突出位置を示す縦断面図で
ある。

【図２】図１に示したウェーブライダ収納位置を示す縦
断面図である。

【図３】図１に示したウェーブライダを備えた飛行体全
体を示す側面図である。

【図４】揚力調整装置の電気的構成を示すブロック図で
ある。

【図５】ウェーブライダの突出状態を説明するための概
念図である。

【図６】ウェーブライダの突出状態を説明するための概
念図である。

【図７】この発明の実施の形態２にかかる揚力調整装置
を構成するウェーブライダの突出位置を示す縦断面図で
ある。

【図８】図７に示したウェーブライダの収納位置を示す
縦断面図である。

【図９】楔型のウェーブライダを備えた飛行体の全体を
示す斜視図である。

【図１０】図９に示したウェーブライダを示す縦断面図
である。

【符号の説明】

１、３１ 飛行体 ２、３２ ウェーブライダ ３ 調整システム ４ 開口部 ５、３５ 楔体 ６、３６ フィン ７、３７ 空間部 ８、９ ヒンジ １０、２０ 楔体用調整機構 １１、２１ フィン用調整機構 １２ 入力部 １３ 記憶部 １４ 制御部 １５ 固定ブラケット １６ アクチュエータ １７ スライドドア

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛行体の揚力を調整するため当該飛行体
   の下部に設けられる揚力調整装置であって、 楔体の両側方に一対のフィンを設けて構成され、これら
   楔体と一対のフィンにて囲まれる空間部に高圧気流層を
   閉じ込めることにより前記飛行体の揚力を向上させるウ
   ェーブライダと、 前記飛行体の下面からの前記ウェーブライダの突出量を
   調整するための調整システムと、 を備え、 ウェーブライダの突出量を飛行体の飛行速度に応じて前
   記調整システムにて調整し、前記飛行体の揚力を調整す
   ることを特徴とする揚力調整装置。
2. 【請求項２】 さらに、前記調整システムは、前記飛行
   体が遷音速以上の速度で飛行している場合において、前
   記フィンの下面が前記飛行体の下面に対して形成する角
   度を、前記飛行体の下方に形成される衝撃波の角度に一
   致させるよう、前記ウェーブライダを前記飛行体の下面
   から突出させることを特徴とする請求項１に記載の揚力
   調整装置。
3. 【請求項３】 さらに、前記調整システムは、前記飛行
   体が遷音速に満たない速度で飛行している場合におい
   て、前記ウェーブライダを前記飛行体の内部に収納する
   ことを特徴とする請求項１または２に記載の揚力調整装
   置。
4. 【請求項４】 さらに、前記調整システムは、 前記飛行体の飛行速度を示す情報を入力される入力部
   と、 前記飛行体の飛行速度と、各飛行速度に適した前記ウェ
   ーブライダの突出量と、を相互に対応させて記憶する記
   憶部と、 前記ウェーブライダを上下動させる調整機構と、 前記調整機構を制御する制御部と、 を備え、 前記制御部は、前記入力部に入力された飛行速度に対応
   する突出量を前記記憶部から所定タイミングにて呼び出
   し、前記ウェーブライダの突出量が前記記憶部から呼び
   出した突出量となるように、前記調整機構を制御するこ
   とを特徴とする請求項１〜３のいずれか一つに記載の揚
   力調整装置。
5. 【請求項５】 さらに、前記楔体と前記フィンは、互い
   に個別的に上下動可能に形成され、 前記調整システムは、 前記楔体を、前記飛行体に対して上下動させる楔体用調
   整機構と、 前記フィンを、前記飛行体または前記楔体に対して上下
   動させるフィン用調整機構と、 を備え、 前記楔体用調整機構と前記フィン用調整機構とによっ
   て、前記楔体の突出量と前記フィンの突出量とを互いに
   個別的に調整することを特徴とする請求項１〜４のいず
   れか一つ記載の揚力調整装置。
6. 【請求項６】 さらに、前記楔体および前記フィンの全
   体を、前記飛行体の下面よりも下方の気流安定域に突出
   可能としたことを特徴とする請求項１〜５のいずれか一
   つに記載の揚力調整装置。