JP2001206298A - 航空宇宙機 - Google Patents

航空宇宙機

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JP2001206298A
JP2001206298A JP2000019709A JP2000019709A JP2001206298A JP 2001206298 A JP2001206298 A JP 2001206298A JP 2000019709 A JP2000019709 A JP 2000019709A JP 2000019709 A JP2000019709 A JP 2000019709A JP 2001206298 A JP2001206298 A JP 2001206298A
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side body
fuselage
pair
flaps
aerospace vehicle
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Hiroshi Wakai
井 洋 若
Hiroshi Miura
浦 博 三
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Subaru Corp
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Fuji Heavy Industries Ltd
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    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Abstract

(57)【要約】 【課題】 垂直尾翼やチップフィン等を有しない無尾翼
機でもヨー軸回りの姿勢制御を行うことができる航空宇
宙機を提供する。 【解決手段】 胴体後端１ａから機体後方に突出し、胴
体の左右両側面１ｂ，１ｃとそれぞれ面一な位置から所
定の舵角範囲で機体上下方向に延びる揺動軸の回りに揺
動可能な左右一対のサイドボディフラップ２，３を設け
る。左右一対のサイドボディフラップ２，３を共に機体
左右方向の同じ側に揺動させることにより機体ヨー軸回
りの姿勢制御を行う。機体右側のサイドボディフラップ
２を機体右方向に揺動させるとともに機体左側のサイド
ボディフラップ３を機体左方向に揺動させることによ
り、サイドボディフラップ２，３をエアブレーキとして
作動させて飛行速度制御を行う。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、大気中から宇宙空
間にわたって飛行可能な航空宇宙機に関し、より詳しく
は、胴体後部に設けた空力舵面であるサイドボディフラ
ップを用いてヨー軸回りの姿勢制御及び飛行速度制御を
行う航空宇宙機に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、大気中から宇宙空間にわたって飛
行可能な航空宇宙機の開発が進められているが、例えば
特開平３−２３９６９８号公報に従来技術として記載さ
れている航空宇宙機は、ヨー軸回りの姿勢を制御するた
めに、主翼の端部に設けたチップフィンの後部にラダー
を備えている。
【０００３】一方、航空宇宙機は翼に比較して胴体が大
きいため、翼に設けた舵面の効きが悪く、姿勢制御を効
率良く行うことができないという問題がある。
【０００４】そこで、特開平３−２３９６９８号公報に
開示された飛翔機体においては、胴体表面と面一な状態
から所要の角度範囲まで揺動可能なボディスポイラー
を、胴体表面の所定位置に設ける構造となっている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】ところが、特開平３−
２３９６９８号公報に従来技術として記載されている航
空宇宙機のように、主翼端部に設けたチップフィンの後
部にラダーを設けると、このラダーの駆動装置を主翼に
設けなければならない。
【０００６】これにより、主翼の強度を確保するために
主翼構造が複雑になって機体重量が増加してしまう。
【０００７】また、主翼端部に設けたチップフィンは、
宇宙空間に向かって大気中を高速で上昇する際に大きな
空気抵抗を発生させる。
【０００８】また、特開平３−２３９６９８号公報に記
載されたボディスポイラーは、飛翔機体の胴体側面の前
後方向中央部分に設けられているので、ボディスポイラ
ーと機体重心との距離が短く、姿勢制御のために得られ
る空力モーメントが小さい。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、機体重量を
軽減できるばかりでなく、垂直尾翼やチップフィン等を
有しない無尾翼機でもヨー軸回りの姿勢制御を行うこと
ができ、さらにはスピードブレーキの機能を兼ね備える
サイドボディフラップを設けた航空宇宙機を提供するこ
とにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決する請
求項１に記載の航空宇宙機は、大気中から宇宙空間にわ
たって飛行可能な航空宇宙機であって、胴体後端から機
体後方に突出し、前記胴体の左右両側面とそれぞれ面一
な位置から所定の舵角範囲で機体上下方向に延びる揺動
軸の回りに揺動可能な左右一対のサイドボディフラップ
と、これらのサイドボディフラップを個別に揺動させ
る、前記胴体に設けられた左右一対のアクチュエータ
と、を備えることを特徴とする。
【００１０】また、上記の課題を解決する請求項２に記
載の航空宇宙機は、請求項１に記載の航空宇宙機におい
て、前記左右一対のアクチュエータが、前記左右一対の
サイドボディフラップを共に機体左右方向の同じ側に揺
動させることにより機体ヨー軸回りの姿勢制御を行い、
かつ機体右側の前記サイドボディフラップを機体右方向
に揺動させるとともに機体左側の前記サイドボディフラ
ップを機体左方向に揺動させることにより前記左右一対
のサイドボディフラップをエアブレーキとして作動させ
て飛行速度制御を行う。
【００１１】また、上記の課題を解決する請求項３に記
載の航空宇宙機は、大気中から宇宙空間にわたって飛行
可能な航空宇宙機であって、胴体の左右両側面の後端部
にそれぞれ設けられて、前記側面と面一な位置とその後
端が前記側面から離間する位置との間で機体上下方向に
延びる揺動軸の回りに揺動可能な左右一対のサイドボデ
ィフラップと、これらのサイドボディフラップを個別に
揺動させる、前記胴体に設けられた左右一対のアクチュ
エータと、を備える。
【００１２】そして、前記左右一対のアクチュエータ
は、前記左右一対のサイドボディフラップのいずれか
を、その後端が前記胴体から離間するように揺動させる
ことにより機体ヨー軸回りの姿勢制御を行い、かつ前記
左右一対のサイドボディフラップの両方を、その後端が
前記胴体から離間するように揺動させることにより前記
左右一対のサイドボディフラップをエアブレーキとして
作動させて飛行速度制御を行う。
【００１３】好ましくは、請求項１乃至３のいずれかに
記載の航空宇宙機において、主翼の翼端にドラッグラダ
ー若しくはスプリットエレボンをさらに備えるととも
に、前記サイドボディフラップおよび前記ドラッグラダ
ー若しくは前記スプリットエレボンを併用して機体ヨー
軸回りの姿勢制御を行う。
【００１４】すなわち、本発明の航空宇宙機において
は、左右一対のサイドボディフラップ胴体後端から機体
後方に突出するように設け、若しくは胴体側面の後端部
に設けるので、サイドボディフラップと機体重心との距
離を長く取ることができ、ヨー軸回りの姿勢制御のため
に得られる空力モーメントを大きく取ることができる。
【００１５】また、左右一対のサイドボディフラップを
胴体後端に取り付けるとともに、これらのサイドボディ
フラップを揺動させるアクチュエータを胴体に設けるの
で、翼端に設けたチップフィン等にラダーを設ける場合
等に比べて、機体重量を低減することができる。
【００１６】また、垂直尾翼やチップフィンを有しない
無尾翼機でも、サイドボディフラップを操舵することで
方向安定の確保及びヨー軸回りの姿勢制御を行うことが
可能となる。これにより、垂直尾翼やチップフィン等を
機体に設ける必要がないから、その分だけ機体重量を軽
減することができる。
【００１７】さらに、本発明の航空宇宙機が備えるサイ
ドボディフラップは、ヨー軸回りの姿勢を制御する機能
に加えて、スピードブレーキとして作用して飛行速度を
制御する機能も兼ね備えるから、方向舵とスピードブレ
ーキとの両方を備える航空宇宙機に比べて機体重量を軽
減することができる。
【００１８】加えて、本発明の航空宇宙機が備えるサイ
ドボデイフラップを、従来用いられているドラッグラダ
ー若しくはスプリットエレボンと組み合わせることによ
り、ヨー軸回りの姿勢を制御する能力をより一層向上さ
せることができる。
【００１９】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る航空宇宙機の
第１実施形態を図１乃至図４を参照して、第２実施形態
を図５乃至図８を参照してそれぞれ詳細に説明する。
【００２０】第１実施形態 図１および図２に示した航空宇宙機１０においては、胴
体１の後端１ａに、この後端１ａよりも後方に延びる左
右一対のサイドボディフラップ２，３がヒンジ結合され
ている。
【００２１】これら左右一対のサイドボディフラップ
２，３は、胴体１に設けられた図示されない左右一対の
アクチュエータにより駆動され、それぞれ独自に機体上
下方向に延びる揺動軸の回りに機体左右方向に揺動す
る。
【００２２】各アクチュエータは、操舵指令信号に基づ
いてサイドボディフラップ２，３を揺動させ、航空宇宙
機１０のヨー軸回りの姿勢制御を行う。
【００２３】具体時に説明すると、図３（ａ）に示した
ように、左右一対のサイドボディフラップ２，３を機体
右側に揺動させることにより、航空宇宙機１０の機首を
右側に向けることができる。
【００２４】また、図３（ｂ）に示したように、左右一
対のサイドボディフラップ２，３を機体左側に揺動させ
ることにより、航空宇宙機１０の機首を左側に向けるこ
とができる。
【００２５】これに対して、図３（ｃ）に示したよう
に、機体右側のサイドボディフラップ２を機体右側に揺
動させるとともに、機体左側のサイドボディフラップ３
を機体左側に揺動させることにより、機体に生じる空気
抵抗を増加させるエアブレーキとして用いることができ
る。
【００２６】さらに、図４に示したように、左右一対の
サイドボデイフラップ２，３を機体左側に揺動させると
ともに、主翼４の左端４ａに設けた上下一対のドラッグ
ラダー若しくはスプリットエレボン５を上下方向に開く
ことにより、より一層効率良く機首を左側に向けること
ができる。
【００２７】同様に、左右一対のサイドボデイフラップ
２，３を機体右側に揺動させるとともに、主翼４の右端
４ｂに設けた上下一対のドラッグラダー若しくはスプリ
ットエレボン６を開くことにより、より一層効率良く機
首を右側に向けることができる。
【００２８】すなわち、左右一対のサイドボディフラッ
プ２，３と、主翼４の翼端４ａ，４ｂにそれぞれ設けた
ドラッグラダー若しくはスプリットエレボン５，６とを
併用することにより、機体のヨー軸回りの姿勢制御をよ
り一層効率良く行うことができる。
【００２９】すなわち、本第１実施形態の航空宇宙機１
０においては、左右一対のサイドボディフラップ２，３
を胴体後端１ａから機体後方に突出するように設けたの
で、サイドボディフラップ２，３と機体重心との機体前
後方向距離を長く取ることができ、ヨー軸回りの姿勢制
御のために得られる空力モーメントを大きく取ることが
できる。
【００３０】また、左右一対のサイドボディフラップ
２，３を胴体後端に取り付けるとともに、これらのサイ
ドボディフラップ２，３を揺動させるアクチュエータを
胴体１に設けるので、主翼の翼端に設けたチップフィン
等にラダーを設ける従来の航空宇宙機に比べて機体重量
を低減することができる。
【００３１】また、垂直尾翼やチップフィンを有しない
無尾翼機でも、サイドボディフラップ２，３を操舵する
ことでヨー軸回りの方向安定性を確保し、かつヨー軸回
りの姿勢制御を行うことが可能となる。
【００３２】これにより、垂直尾翼やチップフィン等を
機体に設ける必要がないから、その分だけ機体重量を軽
減することができる。
【００３３】さらに、本第１実施形態の航空宇宙機１０
が備えるサイドボディフラップ２，３は、ヨー軸回りの
姿勢を制御する機能に加えてスピードブレーキとして作
用して飛行速度を制御する機能も兼ね備えるから、方向
舵とスピードブレーキとをそれぞれ備える従来の航空宇
宙機に比べて機体重量を軽減することができる。
【００３４】加えて、本第１実施形態の航空宇宙機１０
が備えるサイドボデイフラップ２，３を、従来用いられ
ているドラッグラダー若しくはスプリットエレボンと併
用することにより、ヨー軸回りの姿勢制御能力をより一
層向上させることができる。 第２実施形態 図５および図６に示した航空宇宙機２０においては、胴
体１の左右両側面１ｂ，１ｃの後端部に、閉じた状態で
は左右両側面１ｂ，１ｃとそれぞれ面一となる左右一対
のサイドボディフラップ１２，１３が、胴体１に対して
機体上下方向に延びる揺動軸の回りに開閉自在にヒンジ
結合されている。
【００３５】これら左右一対のサイドボディフラップ１
２，１３は、胴体１に設けられた図示されない左右一対
のアクチュエータにより駆動され、それぞれ独自に開閉
することができる。
【００３６】各アクチュエータは、操舵指令信号に基づ
いてサイドボディフラップ１２，１３を開閉し、航空宇
宙機２０のヨー軸回りの姿勢制御を行う。
【００３７】具体時に説明すると、図７（ａ）に示した
ように、胴体１の右側面１ｂ側のサイドボディフラップ
１２を開くことにより、航空宇宙機２０の機首を右側に
向けることができる。
【００３８】また、図７（ｂ）に示したように、胴体１
の左側面１ｃ側のサイドボディフラップ１３を開くこと
により、航空宇宙機２０の機首を左側に向けることがで
きる。
【００３９】これに対して、図７（ｃ）に示したよう
に、胴体１の右側面１ｂ側のサイドボディフラップ１２
を開くと同時に、機体左側のサイドボディフラップ１ｃ
を開くことにより、機体に生じる空気抵抗を増加させる
エアブレーキとして用いることができる。
【００４０】さらに、図８に示したように、胴体１の左
側面１ｃ側のサイドボディフラップ１３を開くととも
に、主翼４の左端４ａに設けた上下一対のドラッグラダ
ー５を開くことにより、より一層効率良く機首を左側に
向けることができる。
【００４１】同様に、胴体１の右側面１ｂ側のサイドボ
ディフラップ１２を開くとともに、主翼４の右端４ｂに
設けたドラッグラダー６を開くことにより、より一層効
率良く機首を右側に向けることができる。
【００４２】すなわち、左右一対のサイドボディフラッ
プ１２，１３と、主翼４の翼端に設けたドラッグラダー
５，６とを併用することにより、機体のヨー軸回りの姿
勢制御をより一層効率良く行うことができる。
【００４３】すなわち、本第２実施形態の航空宇宙機２
０においては、左右一対のサイドボディフラップ１２，
１３を胴体１の左右両側面１ｂ，１ｃの後端部に設ける
ので、サイドボディフラップ１２，１３と機体重心との
機体前後方向距離を長く取ることができ、ヨー軸回りの
姿勢制御のために得られる空力モーメントを大きく取る
ことができる。
【００４４】また、左右一対のサイドボディフラップ１
２，１３を胴体１の左右両側面１ｂ，１ｃの後端部に取
り付けるとともに、これらのサイドボディフラップ１
２，１３を揺動させるアクチュエータを胴体１に設ける
ので、主翼の翼端に設けたチップフィン等にラダーを設
ける従来の航空宇宙機に比べて、機体重量を低減するこ
とができる。
【００４５】また、垂直尾翼やチップフィンを有しない
無尾翼機でも、サイドボディフラップ１２，１３を操舵
することでヨー軸回りの方向安定性を確保し、かつヨー
軸回りの姿勢制御を行うことが可能となる。
【００４６】これにより、垂直尾翼やチップフィン等を
機体に設ける必要がないから、その分だけ機体重量を軽
減することができる。
【００４７】さらに、本第２実施形態の航空宇宙機２０
が備えるサイドボディフラップ１２，１３は、ヨー軸回
りの姿勢を制御する機能に加えてスピードブレーキとし
て作用して飛行速度を制御する機能も兼ね備えるから、
方向舵とスピードブレーキとをそれぞれ備える従来の航
空宇宙機に比べて機体重量を軽減することができる。
【００４８】加えて、本第２実施形態の航空宇宙機２０
が備えるサイドボデイフラップ１２，１３、従来用いら
れているドラッグラダー若しくはスプリットエレボンと
併用することにより、ヨー軸回りの姿勢制御能力をより
一層向上させることができる。
【００４９】図９は、従来の方向舵であるラダーを使用
する場合、本発明のサイドボデイフラップのみを使用す
る場合、および本発明のサイドボディフラップとドラッ
グラダーを併用する場合のそれぞれにおいて、ヨー軸回
りの姿勢を制御する能力（単位舵角当たりのヨーイング
モーメントＣｎ／δｒ）を比較する概念図である。
【００５０】この図から明らかなように、本発明の航空
宇宙機が備えるサイドボディフラップは、適切な設計を
することにより、若しくはドラッグラダー等の他の操舵
舵面と併用することにより、従来の方向舵であるラダー
に取って代わり得るだけのヨー軸回りの姿勢制御能力を
有している。
【００５１】
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
の航空宇宙機においては、左右一対のサイドボディフラ
ップ胴体後端から機体後方に突出するように設け、若し
くは胴体側面の後端部に設けるので、サイドボディフラ
ップと機体重心との距離を長く取ることができ、ヨー軸
回りの姿勢制御のために得られる空力モーメントを大き
く取ることができる。
【００５２】また、左右一対のサイドボディフラップを
胴体後端に取り付けるとともに、これらのサイドボディ
フラップを揺動させるアクチュエータを胴体に設けるの
で、翼端に設けたチップフィン等にラダーを設ける場合
等に比べて、機体重量を低減することができる。
【００５３】また、垂直尾翼やチップフィンを有しない
無尾翼機でも、サイドボディフラップを操舵することで
方向安定の確保及びヨー軸回りの姿勢制御を行うことが
可能となる。これにより、垂直尾翼やチップフィン等を
機体に設ける必要がないから、その分だけ機体重量を軽
減することができる。
【００５４】さらに、本発明の航空宇宙機が備えるサイ
ドボディフラップは、ヨー軸回りの姿勢を制御する機能
に加えて、スピードブレーキとして作用して飛行速度を
制御する機能も兼ね備えるから、方向舵とスピードブレ
ーキとの両方を備える航空宇宙機に比べて機体重量を軽
減することができる。
【００５５】加えて、本発明の航空宇宙機が備えるサイ
ドボデイフラップを、従来用いられているドラッグラダ
ー若しくはスプリットエレボンと組み合わせることによ
り、ヨー軸回りの姿勢を制御する能力をより一層向上さ
せることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】胴体後端から突出するように設けられたサイド
ボディフラップを備える第１実施形態の航空宇宙機の平
面図及び側面図。
【図２】図１中に示したサイドボディフラップの作動を
示す斜視図。
【図３】図１中に示したサイドボディフラップの作動を
示す平面図。
【図４】図１中に示したサイドボディフラップと翼端に
設けたスプリットエレボンとを併用する状態を示す斜視
図。
【図５】胴体後端に沿うように設けられたサイドボディ
フラップを備える第２実施形態の航空宇宙機の平面図及
び側面図。
【図６】図５に示したサイドボディフラップの作動を示
す斜視図。
【図７】図５に示したサイドボディフラップの作動を示
す平面図。
【図８】図５に示したサイドボディフラップと翼端に設
けたスプリットエレボンとを併用する状態を示す斜視
図。
【図９】従来の方向舵、本発明に係るサイドボディフラ
ップ、ドラッグラダー、サイドボディフラップをドラッ
グラダーと併用した場合の、ヨー軸回りの姿勢制御能力
の比較を示すグラフ図。
【符号の説明】
１ 胴体 １ａ 胴体後端 １ｂ，１ｃ 胴体の左右両側面 ２，３ サイドボディフラップ ４ 主翼 ４ａ，４ｂ 翼端 ５，６ ドラッグラダー（スプリットエレボン） １０ 本発明に係る第１実施形態の航空宇宙機 １２，１３ サイドボディフラップ ２０ 本発明に係る第２実施形態の航空宇宙機

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】大気中から宇宙空間にわたって飛行可能な
    航空宇宙機であって、 胴体後端から機体後方に突出し、前記胴体の左右両側面
    とそれぞれ面一な位置から所定の舵角範囲で機体上下方
    向に延びる揺動軸の回りに揺動可能な左右一対のサイド
    ボディフラップと、 これらのサイドボディフラップを個別に揺動させる、前
    記胴体に設けられた左右一対のアクチュエータと、を備
    えることを特徴とする航空宇宙機。
  2. 【請求項２】前記左右一対のアクチュエータは、 前記左右一対のサイドボディフラップを共に機体左右方
    向の同じ側に揺動させることにより機体ヨー軸回りの姿
    勢制御を行い、 かつ機体右側の前記サイドボディフラップを機体右方向
    に揺動させるとともに機体左側の前記サイドボディフラ
    ップを機体左方向に揺動させることにより前記左右一対
    のサイドボディフラップをエアブレーキとして作動させ
    て飛行速度制御を行う、ことを特徴とする請求項１に記
    載の航空宇宙機。
  3. 【請求項３】大気中から宇宙空間にわたって飛行可能な
    航空宇宙機であって、 胴体の左右両側面の後端部にそれぞれ設けられて、前記
    側面と面一な位置とその後端が前記側面から離間する位
    置との間で機体上下方向に延びる揺動軸の回りに揺動可
    能な左右一対のサイドボディフラップと、 これらのサイドボディフラップを個別に揺動させる、前
    記胴体に設けられた左右一対のアクチュエータと、を備
    え、 前記左右一対のアクチュエータは、 前記左右一対のサイドボディフラップのいずれかを、そ
    の後端が前記胴体から離間するように揺動させることに
    より機体ヨー軸回りの姿勢制御を行い、 かつ前記左右一対のサイドボディフラップの両方を、そ
    の後端が前記胴体から離間するように揺動させることに
    より前記左右一対のサイドボディフラップをエアブレー
    キとして作動させて飛行速度制御を行う、ことを特徴と
    する航空宇宙機。
  4. 【請求項４】主翼の翼端にドラッグラダー若しくはスプ
    リットエレボンをさらに備えるとともに、 前記サイドボディフラップおよび前記ドラッグラダー若
    しくは前記スプリットエレボンを併用して機体ヨー軸回
    りの姿勢制御を行う、ことを特徴とする請求項１乃至３
    のいずれかに記載の航空宇宙機。
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