JP2002127992A - 飛行機の動翼作動装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 エルロン機能およびフラップ機能（あるいは
エレベータ機能）を持つ飛行機の動翼に、更に抗力低減
機能を併せ持たせる。 【解決手段】 センターシャフト１１にセンタープーリ
１２およびスライダ２２が支持されており、センタープ
ーリ１２およびスライダ２２がセンターシャフト１１ま
わりに回転すると、左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５
Ｒが同方向に回転して左右のフラッペロンが相互に逆方
向に作動し、エルロン機能を発揮する。アクチュエータ
２３でスライダ２２がセンターシャフト１１上を後方に
スライドすると、左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒ
が相互に逆方向に回転して左右のフラッペロンが共に下
降し、フラップ機能を発揮する。アクチュエータ２３で
左右のフラッペロンを同位相で微小角度昇降させれば、
主翼の境界層を制御して抗力を低減することができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、左右の主翼の後縁
にそれぞれ上下動可能に設けた左右の動翼を相互に逆位
相で、あるいは同位相で上下動させる飛行機の動翼作動
装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】かかる飛行機の動翼作動装置は、特公昭
６０−４７１５６号公報、実公昭５３−３３３６０号公
報、特開昭４９−１２４８００号公報により公知であ
る。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】ところで上記従来の飛
行機の動翼作動装置は、エルロン操作入力およびフラッ
プ操作入力を多数のリンクやレバーを組み合わせた複雑
なミキシング機構を介して動翼に伝達しているので、部
品点数が多くなって構造が複雑化し、コストの増加、重
量の増加、故障の発生の要因となるだけでなく、装置全
体が大型化して機体への搭載スペースの確保が難しくな
るという問題があった。また上記従来の動翼はエルロン
機能やフラップ機能を備えるだけで、抗力の低減機能を
備えていなかった。

【０００４】本発明は前述の事情に鑑みてなされたもの
で、シンプルで小型軽量な構造であって機体への搭載が
容易であり、かつエルロン機能、エレベータ機能あるい
はフラップ機能に加えて抗力低減機能を併せ備えた飛行
機の動翼作動装置を提供することを目的とする。

【０００５】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、請求項１に記載された発明によれば、左右の主翼の
後縁にそれぞれ動翼を上下動可能に設け、前記左右の動
翼を相互に逆位相で上下動させてローリングモーメント
を制御し、前記左右の動翼を同位相で上下動させて揚力
あるいはピッチングモーメントを制御し、かつ前記左右
の動翼を同位相で微小舵角だけ上下動させて抗力を制御
する飛行機の動翼作動装置であって、機体前後方向に延
びるロータ軸まわりに左右回転自在に設けられたロータ
と、ロータと一体に左右回転し、かつロータ軸に沿って
前後動自在に設けられたスライダと、一端がロータ軸に
枢支された左第１リンクと、一端がロータ軸に枢支され
た右第１リンクと、一端がスライダに枢支されて他端が
左第１リンクの中間ないし他端に枢支された左第２リン
クと、一端がスライダに枢支されて他端が右第１リンク
の中間ないし他端に枢支された右第２リンクと、左右方
向内端が左第１リンクの前記他端に枢支されて左右方向
外端が連結機構を介して左動翼に接続された左第３リン
クと、左右方向内端が右第１リンクの前記他端に枢支さ
れて左右方向外端が連結機構を介して右動翼に接続され
た右第３リンクとを備え、ロータおよびスライダをロー
タ軸まわりに左右回転させ、左右の第２リンクおよび左
右の第１リンクを介して左右の第３リンクを左右同方向
に移動させることにより、左右の動翼を相互に逆位相で
上下動させるとともに、スライダをロータ軸に沿って前
後動させ、左右の第２リンクを介して左右の第１リンク
および左右の第３リンクを左右逆方向に移動させること
により、左右の動翼を同位相で上下動させることを特徴
とする飛行機の動翼作動装置が提案される。

【０００６】上記構成によれば、ロータおよびスライダ
をロータ軸まわりに左右回転させることにより、左右の
第２リンクおよび左右の第１リンクを介して左右の第３
リンクを左右同方向に移動させ、左右の動翼を相互に逆
位相で上下動させてエルロンとして機能させることがで
き、またスライダをロータ軸に沿って前後動させること
により、左右の第２リンクを介して左右の第１リンクお
よび左右の第３リンクを左右逆方向に移動させ、左右の
動翼を同位相で上下動させてフラップあるいはエレベー
タとして機能させることができ、更に左右の動翼を同位
相で微小角度上下動させて主翼の境界層を制御すること
で抗力を低減することができる。これにより、動翼にフ
ラップ機能を発揮させて最大揚力の増加を図り、あるい
は動翼にエレベータ機能を発揮させてピッチングをコン
トロールしながら、同時にエルロン機能を発揮させてロ
ーリングのコントロールを支障なく行うことができ、更
に巡航時には主翼の抗力を低減して燃料消費量を節減す
ることができる。しかも共通のロータ軸上に支持したロ
ータおよびスライダにそれぞれ左右の第１リンクの一端
および左右の第２リンクの一端を枢支するとともに左右
の第１リンクの中間ないし他端に左右の第２リンクの他
端を枢支し、かつ左右の第１リンクの他端に枢支した左
右の第３リンクで左右の動翼を作動させるので、極めて
シンプルな構造で低コストであるばかりか、小型軽量で
あって機体への搭載も容易である。

【０００７】また請求項２に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、スライダをロータ軸に沿って
前後動させるアクチュエータと、主翼の抗力を最小にす
る左右の動翼の舵角を算出し、この舵角に基づいて前記
アクチュエータの作動を制御する制御手段とを備えたこ
とを特徴とする飛行機の動翼作動装置が提案される。

【０００８】上記構成によれば、制御手段が主翼の抗力
を最小にする左右の動翼の舵角を算出し、この舵角に基
づいてアクチュエータが作動して左右の動翼の舵角を制
御するので、主翼の抗力を効果的に低減することができ
る。

【０００９】尚、実施例のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲ
は本発明の動翼に対応し、実施例のセンターシャフト１
１は本発明のロータ軸に対応、実施例のセンタープーリ
１２は本発明のロータに対応し、実施例のコントロール
ユニットＣＵは本発明の制御手段に対応する。

【００１０】

【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を、添
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。

【００１１】図１〜図２３は本発明の一実施例を示すも
ので、図１は飛行機の主翼の平面図、図２は図１の要部
拡大図、図３はフラッペロンの作動装置の斜視図、図４
は図３の要部拡大図、図５は図３の５方向拡大矢視図、
図６は５の６−６線拡大矢視図、図７は図５の７−７線
拡大矢視図、図８は図３の８方向拡大矢視図、図９は図
８の９−９線矢視図、図１０はフラッペロンを左に操作
したときの作用説明図、図１１はフラッペロンを下げた
ときの作用説明図、図１２はフラッペロンを下げた状態
から左に操作したときの作用説明図、図１３はフラッペ
ロンを微小舵角上げたときの作用説明図、図１４は左右
のフラッペロンの舵角差を説明する図、図１５は飛行機
の主翼のプロフィールを示す図、図１６は飛行機の抗力
低減制御のブロック図、図１７は飛行機の縦の運動にお
ける揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αの関係を示す
図、図１８はＸＹＺ座標軸および飛行機の運動状態を表
す変数を示す図、図１９はフラッペロンの舵角を種々に
変化させたときの迎角に対する抗力係数の変化特性を示
すグラフ、図２０は飛行制御のブロック図、図２１は抗
力低減制御のフローチャート、図２２はフラッペロンの
舵角と抗力との関係を示す図、図２３は抗力低減制御の
シミュレーション結果を示すグラフである。

【００１２】図１に示すように、飛行機の左右の主翼Ｗ
Ｌ，ＷＲの後縁には、翼根側に位置する左右のフラップ
ＦＬ，ＦＲと、翼端側に位置する左右のフラッペロンＦ
ＥＬ，ＦＥＲとが設けられる。フラップＦＬ，ＦＲは飛
行機の離着陸時に最大揚力を増加させるべく、図示した
格納位置から後方に迫り出しながら下降する。フラッペ
ロンＦＥＬ，ＦＥＲはエルロン機能と、フラップ機能
と、抗力低減機能とを兼ね備えるもので、巡行時に左フ
ラッペロンＦＥＬが上がって右フラッペロンＦＥＲが下
がると左ローリングモーメントが発生し、右フラッペロ
ンＦＥＲが上がって左フラッペロンＦＥＬが下がると右
ローリングモーメントが発生する。また離着陸時には左
右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが同位相で下がるとフ
ラップ機能を発揮し、その下げ位置を基準として左右の
フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが相互に逆位相で上下動す
るとエルロン機能を発揮する。更に、左右のフラッペロ
ンＦＥＬ，ＦＥＲが同位相で微小舵角だけ昇降すると、
主翼ＷＬ，ＷＲの境界層の遷移点が変化して抗力低減機
能を発揮する。

【００１３】次に、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの作動
装置の構造を図２〜図９に基づいて説明する。

【００１４】図２および図３に示すように、フラッペロ
ンＦＥＬ，ＦＥＲの作動装置は、主翼ＷＬ，ＷＲの後縁
付近の機体中心線ＣＬ上に前後方向に配置されたセンタ
ーシャフト１１を備えており、このセンターシャフト１
１に回転自在に支持されたセンタープーリ１２は、パイ
ロットにより操作されるコントロールホイール（図示せ
ず）にコントロールケーブル１３を介して接続される。
センタープーリ１２の左右両側には前後方向に延びるプ
ーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒが設けられており、これら
プーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒに左ドライブプーリ１５
Ｌおよび右ドライブプーリ１５Ｒがそれぞれ回転自在に
支持される。また左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの
翼根側端部の近傍にプーリシャフト１６Ｌ，１６Ｒが設
けられており、これらプーリシャフト１６Ｌ，１６Ｒに
左ドリブンプーリ１７Ｌおよび右ドリブンプーリ１７Ｒ
がそれぞれ回転自在に支持される。そして左ドライブプ
ーリ１５Ｌおよび左ドリブンプーリ１７Ｌが、左フラッ
プＦＬの前縁に沿って延びるコントロールケーブル１８
Ｌで接続され、また右ドライブプーリ１５Ｒおよび右ド
リブンプーリ１７Ｒが、右フラップＦＲの前縁に沿って
延びるコントロールケーブル１８Ｒで接続される。

【００１５】図４〜図７を併せて参照すると明らかなよ
うに、センタープーリ１２には後方に向かって延びる３
本のガイドロッド２１…が植設されており、このガイド
ロッド２１…にはスライダ２２が前後摺動自在に支持さ
れる。センタープーリ１２の後方に電気モータよりなる
アクチュエータ２３が設けられる。アクチュエータ２３
の出力軸２４はセンターシャフト１１の同軸上に配置さ
れており、その外周に形成された雄ねじがスライダ２２
に設けたナット部材２５に螺合する。従って、アクチュ
エータ２３を駆動すると、ナット部材２５と共にスライ
ダ２２が３本のガイドロッド２１…に案内されて前後動
する。アクチュエータ２３は、パイロットがフラップ操
作レバー（図示せず）を操作した際に出力される電気信
号に基づいて作動する。

【００１６】センタープーリ１２およびスライダ２２間
に挟まれたセンターシャト１１に、二股になった左第１
リンク３１Ｌの一端および二股になった右第１リンク３
１Ｒの一端が上下回動自在に枢支される。図６から明ら
かなように、後面視で左第１リンク３１Ｌはセンターシ
ャト１１から左下方に延び、右第１リンク３１Ｒはセン
ターシャト１１から右下方に延びている。またスライダ
２２の左上に一端をボールジョイント３２Ｌで枢支され
た左第２リンク３３Ｌの他端は、ボールジョイント３４
Ｌで左第１リンク３１Ｌの中間に枢支される。同様に、
スライダ２２の右上に一端をボールジョイント３２Ｒで
枢支された右第２リンク３３Ｒの他端は、ボールジョイ
ント３４Ｒで右第１リンク３１Ｒの中間に枢支される。
尚、左右の第２リンク３３Ｌ，３３Ｒの他端を左右の第
１リンク３１Ｌ，３１Ｒの中間に枢支する代わりに、左
右の第１リンク３１Ｌ，３１Ｒの他端に枢支しても良
い。後面視（図６参照）で、左第２リンク３３Ｌは一端
側から他端側に向けて左上方から右下方に延びており、
また右第２リンク３３Ｒは一端側から他端側に向けて右
上から左下に延びている。そして側面視（図７参照）
で、左右の第２リンク３３Ｌ，３３Ｒは一端側から他端
側に向けて後上方から前下方に延びている。

【００１７】左第１リンク３１Ｌの他端がピン３５Ｌを
介して左第３リンク３６Ｌの右端に枢支されており、略
左右方向に延びる左第３リンク３６Ｌの左端は左ドライ
ブプーリ１５Ｌの下部にピン３７Ｌを介して枢支され
る。また右第１リンク３１Ｒの他端がピン３５Ｒを介し
て右第３リンク３６Ｒの左端に枢支されており、略左右
方向に延びる右第３リンク３６Ｒの右端は右ドライブプ
ーリ１５Ｒの下部にピン３７Ｒを介して枢支される。

【００１８】図３、図８および図９から明らかなよう
に、左ドリブンプーリ１７Ｌの左端部後面にアーム４１
Ｌが突設される。左フラッペロンＦＥＬのヒンジライン
ＨＬ（図８参照）よりも前方位置にコ字状のブラケット
４２Ｌが設けられており、このブラケット４２Ｌに上下
方向に延びるピン４３Ｌを介してフラッペロンリンク４
４Ｌが枢支される。そして左ドリブンプーリ１７Ｌのア
ーム４１Ｌの先端と、フラッペロンリンク４４Ｌの先端
とがボールジョイント４５Ｌで枢支される。

【００１９】このように、左第３リンク３６Ｌと左フラ
ッペロンＦＥＬとを、左ドライブプーリ１５Ｌ、コント
ロールケーブル１８Ｌ、左ドリブンプーリ１７Ｌおよび
フラッペロンリンク４４Ｌよりなる連結機構を介して連
結したので、機体中心線ＣＬから左右に離れた位置にあ
る左フラッペロンＦＥＬを、簡単かつ軽量な構造で確実
に駆動することができる。

【００２０】尚、右第３リンク３６Ｒと右フラッペロン
ＦＥＲとの連結機構の構造は、上述した左第３リンク３
６Ｌと左フラッペロンＦＥＬとの連結機構に対して左右
対称な同一構造であるため、その重複する説明は省略す
る。

【００２１】次に、前述の構成を備えた本発明の実施例
の作用について説明する。

【００２２】図３および図４に示すように、飛行機の巡
行時にフラップＦＬ，ＦＲおよびフラッペロンＦＥＬ，
ＦＥＲは共に下げ角０°の上げ位置にあり、パイロット
がコントロールホイールを左右に操作していないとき、
フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角は共に０°で中立位
置にある。従って、機体中心線ＣＬを通る鉛直面に対し
て、左右の第１リンク３１Ｌ，３１Ｒ，左右の第２リン
ク３３Ｌ，３３Ｒ、左右の第３リンク３６Ｌ，３６Ｒ、
左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒおよび左右のドリ
ブンプーリ１７Ｌ，１７Ｒは左右対称な位置にある。

【００２３】この状態から、パイロットがコントロール
ホイールを例えば左に操作すると、図１０に示すよう
に、コントロールホイールにコントロールケーブル１３
を介して接続されたセンタープーリ１２がセンターシャ
フト１１まわりに左に回転し、このセンタープーリ１２
に３本のガイドロッド２１…を介して支持されたスライ
ダ２２も一体で左に回転する。するとスライダ２２にボ
ールジョイント３２Ｌを介して一端を枢支された左第２
リンク３３Ｌが押し下げられ、この左第２リンク３３Ｌ
の他端にボールジョイント３４Ｌを介して接続された左
第１リンク３１Ｌがセンターシャフト１１まわりに左に
回転するとともに、前記左第１リンク３１Ｌの他端にピ
ン３５Ｌを介して接続された左第３リンク３６Ｌが右方
向に移動する。左第３リンク３６Ｌの右方向の移動に伴
って、プーリシャフト１４Ｌに支持された左ドライブプ
ーリ１５Ｌが左に回転し、その左ドライブプーリ１５Ｌ
にコンロールケーブル１８Ｌを介して接続された左ドリ
ブンプーリ１７Ｌがプーリシャフト１６Ｌまわりに左に
回転する。

【００２４】その結果、左ドリブンプーリ１７Ｌに設け
たアーム４１Ｌがボールジョイント４５Ｌを介してフラ
ッペロンリンク４４Ｌの先端を押し下げる。このとき、
フラッペロンリンク４４Ｌの先端は左フラッペロンＦＥ
ＬのヒンジラインＨＬよりも前方に位置しているため、
左フラッペロンＦＥＬの前縁がヒンジラインＨＬを支点
にして下がり、左フラッペロンＦＥＬの後縁がヒンジラ
インＨＬを支点にして上がる。このときの左フラッペロ
ンＦＥＬの上方向の最大舵角は２５°に設定される。

【００２５】またセンタープーリ１２およびスライダ２
２が一体で左に回転すると、スライダ２２にボールジョ
イント３２Ｒを介して一端を枢支された右第２リンク３
３Ｒが引き上げられ、この右第２リンク３３Ｒの他端に
ボールジョイント３４Ｒを介して接続された右第１リン
ク３１Ｒがセンターシャフト１１まわりに左に回転する
とともに、前記右第１リンク３１Ｒの他端にピン３５Ｒ
を介して接続された右第３リンク３６Ｒが右方向に移動
する。右第３リンク３６Ｒの右方向の移動に伴って、プ
ーリシャフト１４Ｒに支持された右ドライブプーリ１５
Ｒが左に回転し、その右ドライブプーリ１５Ｒにコント
ロールケーブル１８Ｒを介して接続された右ドリブンプ
ーリ１７Ｒがプーリシャフト１６Ｒまわりに左に回転す
る。

【００２６】その結果、右ドリブンプーリ１７Ｒに設け
たアーム４１Ｒがボールジョイント４５Ｒを介してフラ
ッペロンリンク４４Ｒの先端を押し上げる。このとき、
フラッペロンリンク４４Ｒの先端は右フラッペロンＦＥ
ＲのヒンジラインＨＬよりも前方に位置しているため、
右フラッペロンＦＥＲの前縁がヒンジラインＨＬを支点
にして上がり、右フラッペロンＦＥＲの後縁がヒンジラ
インＨＬを支点にして下がる。このときの右フラッペロ
ンＦＥＲの下方向の最大舵角は２０°に設定される。

【００２７】以上のように、コントロールホイールを左
に操作すると、左フラッペロンＦＥＬの後縁が中立位置
から上がって左主翼ＷＬの揚力が減少し、また右フラッ
ペロンＦＥＲの後縁が中立位置から下がって右主翼ＷＲ
の揚力が増加するため、左右の主翼ＷＬ，ＷＲの揚力差
によって左ローリングモーメントが発生する。

【００２８】以上、コントロールホイールを左に操作し
て左ローリングモーメントを発生させる場合について説
明したが、コントロールホイールを右に操作して右ロー
リングモーメントを発生させる場合の作用は、左右が逆
になるだけで実質的に同一である。

【００２９】ところで、左右のフラッペロンＦＥＬ，Ｆ
ＥＲを同じ角度だけ上下逆方向に操舵すると、フラッペ
ロンＦＥＬ，ＦＥＲを下げた方の主翼ＷＬ，ＷＲの抗力
が増加するのに対し、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを上
げた方の主翼ＷＬ，ＷＲの抗力が減少するため、旋回方
向と逆向きのヨーイングモーメントが発生し（アドバー
スヨー現象）、スムーズな旋回が妨げられてしまう。そ
こで、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲをエルロンとして機
能させる際に、その上方向の舵角が下方向の舵角よりも
大きくなるように設定することにより、左右の主翼Ｗ
Ｌ，ＷＲの抗力差を減少させてスムーズな旋回を可能に
している。

【００３０】図１４（Ａ）に示すように、仮に第２リン
ク３３Ｌ，３３Ｒと第３リンク３６Ｌ，３６Ｒとを接続
するピン３５Ｌ，３５Ｒがセンターシャフト１１の直下
に在り、左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒのピン３
７Ｌ，３７Ｒがプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒの直下に
あり、センタープーリ１２および左右のドライブプーリ
１５Ｌ，１５Ｒの直径が等しく、かつセンターシャフト
１１の高さと左右のプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒの高
さとが一致していれば、センタープーリ１２の回転角が
左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの回転角と等しく
なり、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲをエルロンと
して機能させる際に舵角差を発生させることはできな
い。

【００３１】それに対して、図１４（Ｂ）に示すよう
に、センターシャフト１１の高さに対して左右のプーリ
シャフト１４Ｌ，１４Ｒの高さを異ならせたり、図１４
（Ｃ）に示すように、センタープーリ１２の直径に対し
て左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの直径を異なら
せたりすると、左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの
回転角を異ならせて左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲ
を異なる舵角で上下逆方向に作動させることができる。
しかしながら、これらの手法で得られる左右のフラッペ
ロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角差は僅かであるため、アドバ
ースヨー現象を充分に補償することは困難である。

【００３２】一方、図１４（Ｄ）に示す本実施例では、
左第１リンク３１Ｌと左第３リンク３６Ｌとを接続する
ピン３５Ｌがセンターシャフト１１の左下方に在り、ま
た右第１リンク３１Ｒと右第３リンク３６Ｒとを接続す
るピン３５Ｒがセンターシャフト１１の右下方に在るた
め、例えばセンタープーリ１２およびスライダ２２がセ
ンターシャフト１１まわりに左に回転したとき、左第１
リンク３１Ｌと左第３リンク３５Ｌとを接続するピン３
５Ｌの右方向への移動量が大きくなり、右第１リンク３
１Ｒと右第３リンク３６Ｒとを接続するピン３５Ｒの右
方向への移動量が小さくなる。従って、右方向に大きく
動く左第３リンク３６Ｌに接続された左フラッペロンＦ
ＥＬの上方向の舵角が大きくなり、右方向に小さく動く
右第３リンク３６Ｒに接続された右フラッペロンＦＥＲ
の下方向の舵角は小さくなり、左右の主翼ＷＬ，ＷＲの
抗力差を減少させてアドバースヨー現象を充分に補償す
ることができる。

【００３３】尚、センターシャフト１１の高さに対して
左右のプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒの高さを高くする
ことと、センタープーリ１２の直径に対して左右のドラ
イブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの直径を小さくすることと
は、アドバースヨー現象を増長させる方向に働くが、ピ
ン３５Ｌ，３５Ｒの位置をセンターシャフト１１の左右
下方にずらしたことは、上記アドバースヨー現象を増長
させる作用を打ち消して余りある効果を発揮するため、
フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの上方への舵角を下方への
舵角よりも充分に大きくし、アドバースヨー現象を確実
に補償して旋回性能を高めることができる。

【００３４】さて、離着陸時にフラッペロンＦＥＬ，Ｆ
ＥＲを同位相で下げてフラップ機能を発揮させるには、
図７および図１１に示すように、パイロットのフラップ
操作レバーの操作によりアクチュエータ２３を駆動し、
雄ねじよりなる出力軸２４に螺合するナット部材２５を
牽引することにより、スライダ２２をガイドロッド２１
…に沿って後方に移動させる。図７から明らかなよう
に、スライダ２２が後退すると、その左右両端に設けた
ボールジョイント３２Ｌ，３２Ｒの位置も後退するた
め、これらボールジョイント３２Ｌ，３２Ｒに上端を枢
支された左右の第２リンク３３Ｌ，３３Ｒが、実線の状
態から鎖線の状態に傾斜する。これにより左右の第２リ
ンク３３Ｌ，３３Ｒの下端のボールジョイント３４Ｌ，
３４Ｒが引き上げられ、左右の第１リンク３１Ｌ，３１
Ｒがセンターシャフト１１まわりに上方に回動する。

【００３５】その結果、左右の第１リンク３１Ｌ，３１
Ｒの下端にピン３５Ｌ，３５Ｒを介して接続された左右
の第３リンク３６Ｌ，３６Ｒが、相互に離反するように
左右方向外側に等距離だけ移動するため、左ドライブプ
ーリ１５Ｌが右方向に、右ドライブプーリ１５Ｒが左方
向に同じ角度だけ回転する。而して、左右のドライブプ
ーリ１５Ｌ，１５Ｒにコントロールケーブル１８Ｌ，１
８Ｒを介して接続された左右のドリブンプーリ１７Ｌ，
１７Ｒも相互に逆方向に同じ角度だけ回転し、左右のフ
ラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが何れも１０°ずつ下がる。
尚、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ角は任意に設定
することが可能である。このフラッペロンＦＥＬ，ＦＥ
Ｒの下げ状態から、アクチュエータ２３を逆方向に駆動
してスライダ２２を元の位置まで前進させると、左右の
フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲは中立位置まで上がる。

【００３６】上述したフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下
げ状態において、機体のローリングを制御すべく、パイ
ロットがコントロールホイールを例えば左に操作する
と、図１２に示すように、センタープーリ１２およびス
ライダ２２がセンターシャフト１１まわりに左に回転す
る。するとスライダ２２に連結された左第２リンク３３
Ｌが押し下げられ、この左第２リンク３３Ｌに接続され
た左第１リンク３１Ｌがセンターシャフト１１まわりに
左に回転し、左第１リンク３１Ｌに接続された左第３リ
ンク３６Ｌが右方向に移動する。左第３リンク３６Ｌの
右方向の移動に伴って、プーリシャフト１４Ｌに支持さ
れた左ドライブプーリ１５Ｌが左に回転し、その左ドラ
イブプーリ１５Ｌにコンロールケーブル１８Ｌを介して
接続された左ドリブンプーリ１７Ｌがプーリシャフト１
６Ｌまわりに左に回転する。その結果、左ドリブンプー
リ１７Ｌに設けたアーム４１Ｌがボールジョイント４５
Ｌを介してフラッペロンリンク４４Ｌの先端を押し下げ
るため、左フラッペロンＦＥＬの前縁がヒンジラインＨ
Ｌを支点にして下がり、左フラッペロンＦＥＬの後縁が
ヒンジラインＨＬを支点にして上がる。このときの左フ
ラッペロンＦＥＬの上方向の最大舵角は、前記フラッペ
ロンＦＥＬの下げ位置（下向きに１０°）を基準として
２０°に設定される。

【００３７】またセンタープーリ１２およびスライダ２
２がセンターシャフト１１まわりに左に回転すると、ス
ライダ２２に連結された右第２リンク３３Ｒが引き上げ
られ、この右第２リンク３３Ｒに接続された右第１リン
ク３１Ｒがセンターシャフト１１まわりに左に回転し、
右第１リンク３１Ｒに接続された右第３リンク３６Ｒが
右方向に移動する。右第３リンク３６Ｒの右方向の移動
に伴って、プーリシャフト１４Ｒに支持された右ドライ
ブプーリ１５Ｒが左に回転し、その右ドライブプーリ１
５Ｒにコンロールケーブル１８Ｒを介して接続された右
ドリブンプーリ１７Ｒがプーリシャフト１６Ｒまわりに
左に回転する。その結果、右ドリブンプーリ１７Ｒに設
けたアーム４１Ｒがボールジョイント４５Ｒを介してフ
ラッペロンリンク４４Ｒの先端を押し上げるため、右フ
ラッペロンＦＥＲの前縁がヒンジラインＨＬを支点にし
て上がり、右フラッペロンＦＥＲの後縁がヒンジライン
ＨＬを支点にして下がる。このときの右フラッペロンＦ
ＥＲの下方向の最大舵角は、前記フラッペロンＦＥＬの
下げ位置（下向きに１０°）を基準として下方向に１０
°に設定される。

【００３８】以上のように、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥ
Ｒが下げ状態にあっても、その下げ状態を基準として左
右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを相互に逆方向に作動
させることができるので、離着陸時にフラップＦＬ，Ｆ
ＲおよびフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを共に下ろして最
大限の揚力を確保しながら、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥ
Ｒにエルロン機能を発揮させて機体のローリング制御を
支障なく行うことができる。このとき、コントロールホ
イールの操作とアクチュエータ２３の作動とは相互に干
渉しないため、コントロールホイールの操作がアクチュ
エータ２３によって阻害されたり、アクチュエータ２３
の作動がコントロールホイールに伝達されたりする虞が
ない。

【００３９】以上、コントロールホイールを左に操作し
て左ローリングモーメントを発生させる場合について説
明したが、コントロールホイールを右に操作して右ロー
リングモーメントを発生させる場合の作用は、左右が逆
になるだけで実質的に同一である。

【００４０】またフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが図１１
に示す下げ状態にあるとき、図３に示す中立位置状態に
あるときに比べて、左第１リンク３１Ｌと左第３リンク
３６Ｌとを接続するピン３５Ｌの位置が機体中心線ＣＬ
に対して更に左寄りの位置に移動し、また右第１リンク
３１Ｒと右第３リンク３６Ｒとを接続するピン３５Ｒの
位置が機体中心線ＣＬに対して更に右寄りに位置に移動
する。このように、ピン３５Ｌ，３５Ｒの位置が左右方
向外側に移動すると、センタープーリ１２の回転角に対
する左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの回転角の比
率が低下するため、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ
状態を基準とした上下方向の舵角が減少する。

【００４１】即ち、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの中立
位置状態での舵角を０°として、エルロン操作による上
方向の最大舵角は２５°、下方向の最大舵角は２０°で
あるが、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ状態での舵
角を０°として、エルロン操作による上方向の最大舵角
は２０°、下方向の最大舵角は１０°となる。つまりフ
ラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの中立位置状態では、エルロ
ンの全舵角（左右舵角差）は２５°＋２０°＝４５°で
あるのに対し、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ状態
では、エルロンの全舵角（左右舵角差）は２０°＋１０
°＝３０°である。従って、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥ
Ｒの下げ状態で最大舵角でエルロン操作を行った場合、
フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの最大下げ角が本来は１０
°＋２０°＝３０°となる筈のところ、１０°＋１０°
＝２０°に抑えることが可能となり、コントロールホイ
ールの操舵力の軽減を図るともに、フラッペロンＦＥ
Ｌ，ＦＥＲの過剰な下げ角による翼端失速の発生を回避
することができる。

【００４２】またセンタープーリ１２、スライダ２２お
よびアクチュエータ２３をセンターシャフト１１の軸線
上に整列して配置し、センタープーリ１２およびスライ
ダ２２をセンターシャフト１１の軸線まわりに回転させ
るだけでフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲにエルロン機能を
発揮させ、またスライダ２２をセンターシャフト１１の
軸線に沿って往復動させるだけでフラッペロンＦＥＬ，
ＦＥＲにフラップ機能を発揮させるので、極めてシンプ
ルな構造で低コストであるばかりか小型軽量であり、か
つ一つのフラッペロンユニットなので機体への搭載も容
易である。

【００４３】また巡航時に左右のフラッペロンＦＥＬ，
ＦＥＲを同位相で微小舵角（例えば、最大値で±５°）
昇降させて主翼ＷＬ，ＷＲの抗力低減機能を発揮させる
ことができる、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを同
位相で下げるには、図１１で説明したように、アクチュ
エータ２３を駆動してナット部材２５を牽引することに
よりスライダ２２をガイドロッド２１…に沿って後方に
移動させれば良い。逆に、左右のフラッペロンＦＥＬ，
ＦＥＲを同位相で上げるには、図１３に示すように、ア
クチュエータ２３を駆動してナット部材２５を押圧する
ことによりスライダ２２をガイドロッド２１…に沿って
前進させれば良い。

【００４４】但し、主翼ＷＬ，ＷＲの抗力低減のための
フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ角および上げ角は微
小であるため、図１１で説明したフラップ機能を発揮さ
せる場合に比べてアクチュエータ２３の作動量は小さく
なる。またフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲにフラップ機能
を発揮させる場合には、パイロットによるフラップ操作
レバーの操作に基づいてアクチュエータ２３を駆動して
いたが、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲに抗力低減機能を
発揮させる場合には、アクチュエータ２３は後述するコ
ントロールユニットにより自動的に駆動される。

【００４５】次に、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲ
を同位相で微小舵角だけ昇降させて飛行機の抗力を低減
する制御の内容を、図１５〜図２３に基づいて説明す
る。

【００４６】図１５は、主翼ＷＬ，ＷＲのプロフィール
を示すもので、その後縁にはフラッペロンＦＥＬ，ＦＥ
Ｒが舵角δｆを下方および上方に可変にして設けられ
る。主翼ＷＬ，ＷＲの表面に沿って形成される境界層は
上流側の層流境界層ＢＬ_L と下流側の乱流境界層ＢＬ_T
とから構成される。層流境界層ＢＬ_L および乱流境界層
ＢＬ_T の遷移点ｔの位置は、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥ
Ｒの舵角δｆを変化させることにより前後に移動する。
層流境界層ＢＬ_L の摩擦抵抗は乱流境界層ＢＬ_Tの摩擦
抵抗に比べて大幅に小さいため、フラッペロンＦＥＬ，
ＦＥＲの舵角δｆを制御して層流境界層ＢＬ_L および乱
流境界層ＢＬ_T の遷移点ｔをできるだけ後縁側に移動さ
せれば、層流境界層ＢＬ_L の領域を拡大して主翼ＷＬ，
ＷＲの抗力を低減することができる。

【００４７】図１６に示すように、フラッペロンＦＥ
Ｌ，ＦＥＲの舵角δｆの制御ユニットＣＵは、飛行機の
推力Ｔを推定する推力推定手段Ｍ１と、飛行機の運動状
態（速度、角速度、姿勢角、迎角）を検知する運動状態
検知手段Ｍ２と、推力Ｔおよび飛行機の前記運動状態に
基づいて飛行機の抗力Ｄを推定する抗力推定手段Ｍ３
と、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させ
たことにより発生する抗力Ｄの変化に基づいて、該抗力
Ｄを最小化するためのフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵
角δｆの操作量を算出する操作量算出手段Ｍ４と、前記
操作量に基づいてフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δ
ｆを操作する操作手段Ｍ５とを備える。

【００４８】飛行機の推力Ｔはパイロットのスロットル
レバー操作により変化するもので、推力推定手段Ｍ１は
エンジン回転数等に基づいて推力Ｔの大きさを推定す
る。

【００４９】運動状態検知手段Ｍ２により検知される飛
行機の運動状態を表す変数は、 φ；ロール姿勢角（Ｘ軸まわりのオイラー角） θ；ピッチ姿勢角（Ｙ軸まわりのオイラー角） Ｕ；Ｘ軸方向の速度 Ｖ；Ｙ軸方向の速度 Ｗ；Ｚ軸方向の速度 Ｐ；ロール角速度（Ｘ軸まわりの角速度） Ｑ；ピッチ角速度（Ｙ軸まわりの角速度） Ｒ；ヨー角速度（Ｚ軸まわりの角速度） α；飛行体の進行方向と飛行体の中心線との成すピッチ
角（迎角α） である。ロール姿勢角φ、ピッチ姿勢角θおよび迎角α
は垂直ジャイロ等で検知可能であり、ロール角速度Ｐ、
ピッチ角速度Ｑおよびヨー角速度Ｒはレートジャイロ等
で検知可能であり、Ｘ軸方向の速度Ｕ、Ｙ軸方向の速度
ＶおよびＺ軸方向の速度Ｗはピトー管等で検知可能であ
る。

【００５０】尚、推力推定手段Ｍ１による推力Ｔの推定
と、運動状態検知手段Ｍ２による飛行機の運動状態の検
知との順序は任意であり、推力Ｔを推定した後に運動状
態を検知しても良いし、運動状態を検知した後に推力Ｔ
を推定してもも良いし、両者を同時に行っても良い。

【００５１】抗力推定手段Ｍ３は、推力推定手段Ｍ１で
推定した推力Ｔと、運動状態検知手段Ｍ２で検知した運
動状態φ，θ，Ｕ，Ｖ，Ｗ，Ｚ，Ｐ，Ｑ，Ｒ，αとに基
づいて、飛行機の抗力Ｄを推定する。以下、その手順を
説明する。

【００５２】図１７は、飛行機の機体に固定したＸＹＺ
座標軸（Ｘ軸を定常釣合い飛行時の機体速度ベクトルの
方向に一致させた安定軸）を用いて、機体が外乱を受け
ている状態での揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αの
関係を示したものである。Ｘ軸方向およびＺ軸方向の力
の釣合いから、Ｘ軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の
空気力Ｚａは、揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αを
用いて、 Ｘａ＝Ｔ＋Ｌ・ sinα−Ｄ・ cosα …（１） Ｚａ＝−Ｌ・ cosα−Ｄ・ sinα …（２） で与えられる。

【００５３】上記（１）式および（２）式から揚力Ｌを
消去すると、抗力Ｄは、 Ｄ＝（Ｔ−Ｘａ）・ cosα−Ｚａ・ sinα …（３） で与えられる。（３）式は、Ｘ軸方向の空気力Ｘａ、Ｚ
軸方向の空気力Ｚａ、推力Ｔおよび迎角αを知れば、抗
力Ｄが推定できることを示している。そして推力Ｔは前
記推力推定手段Ｍ１により推定可能であり、迎角αは前
記運動状態検知手段Ｍ２により検知可能である。残るＸ
軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の空気力Ｚａは、前
記運動状態検知手段Ｍ２で検知した運動状態から以下の
ようにして算出可能である。

【００５４】良く知られているように、飛行機のＸ軸方
向およびＺ軸方向の運動方程式は、ｍを機体の質量と
し、ｇを重力加速度として、（４）式および（５）式で
表される（図１８参照）。ここで、機体の質量ｍおよび
重力加速度ｇは既知であり、燃料の消費に伴う質量ｍの
変化も算出可能であり、更に飛行機の運動状態φ，θ，
Ｕ，Ｖ，Ｗ，Ｚ，Ｐ，Ｑ，Ｒ，αは運動状態検知手段Ｍ
２で検知可能である。

【００５５】 ｍ・（ｄＵ／ｄｔ＋Ｑ・Ｗ−Ｒ・Ｖ）＝−ｍ・ｇ・ sinθ＋Ｘａ …（４） ｍ・（ｄＷ／ｄｔ＋Ｐ・Ｖ−Ｑ・Ｕ）＝ｍ・ｇ・ cosθ・ cosφ＋Ｚａ …（５） 従って、Ｘ軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の空気力
Ｚａは、（６）式および（７）式で与えられ、これを前
記（３）式に代入すれば飛行機の抗力Ｄを算出すること
ができる。

【００５６】 Ｘａ＝ｍ・（ｄＵ／ｄｔ＋Ｑ・Ｗ−Ｒ・Ｖ）＋ｍ・ｇ・ sinθ …（７） Ｚａ＝ｍ・（ｄＷ／ｄｔ＋Ｐ・Ｖ−Ｑ・Ｕ）−ｍ・ｇ・ cosθ・ cosφ …（８） 次に、操作量算出手段Ｍ４により、飛行機の抗力Ｄを最
小化するためのフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆ
の操作量を算出する。以下、その手順を説明する。

【００５７】図１９は、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの
舵角δｆを種々に変化させたときの迎角αに対する抗力
係数Ｃ_D の変化特性を示すもので、迎角αが何れの大き
さにあっても、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆ
の変化に応じて抗力係数Ｃ_Dが変化することを示してい
る。換言すると、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δ
ｆを変化させれば抗力係数Ｃ_D を変化させることができ
る。

【００５８】図２０はフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵
角δｆを変化させることで飛行機の抗力Ｄを低減するシ
ステムを示すものである。抗力低減制御によりフラッペ
ロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させるとピッチン
グモーメント係数Ｃ_M が変化し、このピッチングモーン
ト係数Ｃ_M に動圧ρ（Ｕ² ＋Ｗ² ）／２および翼面積Ｓ
の積を乗算して算出したピッチングモーメントＭは、エ
レベータ等の操舵翼の制御により更に変化する。このピ
ッチングモーメントＭを積分することにより、飛行機の
ピッチ姿勢角θが算出される。

【００５９】抗力低減制御によるフラッペロンＦＥＬ，
ＦＥＲの舵角δｆの変化および前記ピッチ姿勢角θの変
化により揚力係数Ｃ_L が変化し、この揚力係数Ｃ_L に動
圧ρ（Ｕ² ＋Ｗ² ）／２および翼面積Ｓの積を乗算して
算出した揚力Ｌは、操舵翼の制御により更に変化する。
この揚力Ｌを機体重量ｍｇで除算した値を積分すること
により、Ｚ軸方向の速度Ｗが算出される。

【００６０】抗力低減制御によるフラッペロンＦＥＬ，
ＦＥＲの舵角δｆの変化および前記ピッチ姿勢角θの変
化により抗力係数Ｃ_D が変化し、この抗力係数Ｃ_D に動
圧ρ（Ｕ² ＋Ｗ² ）／２および翼面積Ｓの積を乗算して
算出した抗力Ｄは、エンジン制御により変化した推力Ｔ
と加算され、その加算した値を積分することにより、Ｘ
軸方向の速度Ｕが算出される。

【００６１】このようにして算出された抗力Ｄは推力Ｔ
と共に繰り返し抗力低減制御に用いられ、飛行機の抗力
Ｄを最小にすべくフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δ
ｆが更新される。

【００６２】次に、図２１のフローチャートに基づいて
抗力低減制御の内容を説明する。

【００６３】先ず、ステップＳ１でフラッペロンＦＥ
Ｌ，ＦＥＲの舵角δｆを予め設定された初期値Δａだけ
増加させた後、ステップＳ２で前記（３）式に基づいて
抗力Ｄを推定する。続くステップＳ３で抗力Ｄの前回値
および今回値の偏差Δｄを算出する。ステップＳ１で舵
角δｆを初期値Δａだけ増加させた結果、ステップＳ３
で前記偏差Δｄが正値であれば、つまり舵角δｆを増加
させた結果として抗力Ｄが増加していれば、ステップＳ
４で舵角δｆを減少させ、逆に前記ステップＳ３で前記
偏差Δｄが負値であれば、つまり舵角δｆを増加させた
結果として抗力Ｄが減少していれば、ステップＳ４で舵
角δｆを更に減少させる。而して、前記ステップＳ２〜
ステップＳ４を繰り返すことにより、フラッペロンＦＥ
Ｌ，ＦＥＲの舵角δｆを抗力Ｄが最小になる舵角に収束
させることができる。

【００６４】前記ステップＳ４で、フラッペロンＦＥ
Ｌ，ＦＥＲの舵角δｆの操作量は、前記初期値Δａでは
なく、Ｋを定数として−Δａ×（Δｄ／Ｋ）に設定され
る。その理由は、図２２にで示すように操舵角Δｆの
変化量に対する抗力Ｄの変化量が大きい領域では舵角δ
ｆの操作量を大きくし、また図２２にで示すように操
舵角Δｆの変化量に対する抗力Ｄの変化量が小さい領域
では舵角δｆの操作量を小さくするためであり、これに
より舵角δｆを抗力Ｄが最小になる目標舵角に収束させ
る制御の応答性および収束性を高めることができる。

【００６５】以上のように、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥ
Ｒの舵角δｆを操作手段Ｍ５で微小角度変化させ、その
結果生じた抗力Ｄの増減を監視して前記舵角δｆを更に
微小角度変化させる操作を繰り返すことにより、前記舵
角δｆを飛行機の抗力Ｄが最小になる目標舵角に収束さ
せることができる。また、この抗力低減制御は実際の抗
力Ｄを監視しながら行われるので極めて効果的であるだ
けでなく、飛行体の運動状態に関わらずに効果を発揮す
ることができる。しかも飛行機の主翼ＷＬ，ＷＲに元々
備えられているフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを抗力可変
手段として利用しているので、特別の抗力可変手段が不
要になって重量およびコストが削減される。

【００６６】図２３には、前記抗力低減制御をシミュレ
ートした計算結果が示されており、フラッペロンＦＥ
Ｌ，ＦＥＲの舵角δｆの変化によって抗力Ｄおよび抗力
係数Ｃ _D が減少していることが確認される。

【００６７】尚、抗力低減制御によりフラッペロンＦＥ
Ｌ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させて抗力を低減すると
き、それに伴ってピッチングモーメントおよび揚力も変
化してしまい、飛行機の姿勢や運動状態が望ましくない
方向に変化する可能性がある。例えば、フラッペロンＦ
ＥＬ，ＦＥＲを下げ方向に操作すると、機首上げ方向の
ピッチングモーメントが発生するとともに主翼ＷＬ，Ｗ
Ｒの揚力も増加する。そこで、水平尾翼や先尾翼に設け
たエレベータをトリムすることにより機首下げ方向のピ
ッチングモーメントを発生させてピッチ軸まわりの釣合
いを保つことができる。このエレベータの操作に伴う抗
力の増加は無視できる程度であるため、全機の抗力は確
実に減少する。

【００６８】以上、本発明の実施例を詳述したが、本発
明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行う
ことが可能である。

【００６９】例えば、実施例では動翼としてエルロン機
能およびフラップ機能を発揮するフラッペロンＦＥＬ，
ＦＥＲを例示したが、本発明はデルタ翼の後縁に設けら
れてエルロン機能およびエレベータ機能を発揮するエレ
ボンに対しても適用することができる。

【００７０】また実施例ではセンタープーリ１２をコン
トロールホイールで作動させているが、それをコントロ
ールコラムで作動させても、電気アクチュエータあるい
は油圧アクチュエータで作動させても良い。

【００７１】またスライダ２２を前後動させるアクチュ
エータ２３を電気モータで構成する代わりに油圧シリン
ダで構成することができ、またスライダ２２をマニュア
ルで前後動させることも可能である。

【００７２】

【発明の効果】以上のように請求項１に記載された発明
によれば、ロータおよびスライダをロータ軸まわりに左
右回転させることにより、左右の第２リンクおよび左右
の第１リンクを介して左右の第３リンクを左右同方向に
移動させ、左右の動翼を相互に逆位相で上下動させてエ
ルロンとして機能させることができ、またスライダをロ
ータ軸に沿って前後動させることにより、左右の第２リ
ンクを介して左右の第１リンクおよび左右の第３リンク
を左右逆方向に移動させ、左右の動翼を同位相で上下動
させてフラップあるいはエレベータとして機能させるこ
とができ、更に左右の動翼を同位相で微小角度上下動さ
せて主翼の境界層を制御することで抗力を低減すること
ができる。これにより、動翼にフラップ機能を発揮させ
て最大揚力の増加を図り、あるいは動翼にエレベータ機
能を発揮させてピッチングをコントロールしながら、同
時にエルロン機能を発揮させてローリングのコントロー
ルを支障なく行うことができ、更に巡航時には主翼の抗
力を低減して燃料消費量を節減することができる。しか
も共通のロータ軸上に支持したロータおよびスライダに
それぞれ左右の第１リンクの一端および左右の第２リン
クの一端を枢支するとともに左右の第１リンクの中間な
いし他端に左右の第２リンクの他端を枢支し、かつ左右
の第１リンクの他端に枢支した左右の第３リンクで左右
の動翼を作動させるので、極めてシンプルな構造で低コ
ストであるばかりか、小型軽量であって機体への搭載も
容易である。

【００７３】また請求項２に記載された発明によれば、
制御手段が主翼の抗力を最小にする左右の動翼の舵角を
算出し、この舵角に基づいてアクチュエータが作動して
左右の動翼の舵角を制御するので、主翼の抗力を効果的
に低減することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】飛行機の主翼の平面図

【図２】図１の要部拡大図

【図３】フラッペロンの作動装置の斜視図

【図４】図３の要部拡大図

【図５】図３の５方向拡大矢視図

【図６】図５の６−６線拡大矢視図

【図７】図５の７−７線拡大矢視図

【図８】図３の８方向拡大矢視図

【図９】図８の９−９線矢視図

【図１０】フラッペロンを左に操作したときの作用説明
図

【図１１】フラッペロンを下げたときの作用説明図

【図１２】フラッペロンを下げた状態から左に操作した
ときの作用説明図

【図１３】フラッペロンを上げたときの作用説明図

【図１４】左右のフラッペロンの舵角差を説明する図

【図１５】飛行機の主翼のプロフィールを示す図

【図１６】飛行機の抗力低減制御のブロック図

【図１７】飛行機の縦の運動における揚力Ｌ、抗力Ｄ、
推力Ｔおよび迎角αの関係を示す図

【図１８】ＸＹＺ座標軸および飛行機の運動状態を表す
変数を示す図

【図１９】フラッペロンの舵角を種々に変化させたとき
の迎角に対する抗力係数の変化特性を示すグラフ

【図２０】飛行制御のブロック図

【図２１】抗力低減制御のフローチャート

【図２２】フラッペロンの舵角と抗力との関係を示す図

【図２３】抗力低減制御のシミュレーション結果を示す
グラフ

【符号の説明】

ＣＵ コントロールユニット（制御手
段） ＦＥＬ，ＦＥＲ フラッペロン（動翼） ＷＬ，ＷＲ 主翼 １１ センターシャフト（ロータ軸） １２ センタープーリ（ロータ） ２２ スライダ ２３ アクチュエータ ３１Ｌ，３１Ｒ 第１リンク ３３Ｌ，３３Ｒ 第２リンク ３６Ｌ，３６Ｒ 第３リンク

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 山内 浩 埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会 社本田技術研究所内 (72)発明者 多田 勝俊 埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会 社本田技術研究所内

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 左右の主翼（ＷＬ，ＷＲ）の後縁にそれ
   ぞれ動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を上下動可能に設け、前記
   左右の動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を相互に逆位相で上下動
   させてローリングモーメントを制御し、前記左右の動翼
   （ＦＥＬ，ＦＥＲ）を同位相で上下動させて揚力あるい
   はピッチングモーメントを制御し、かつ前記左右の動翼
   （ＦＥＬ，ＦＥＲ）を同位相で微小舵角だけ上下動させ
   て抗力を制御する飛行機の動翼作動装置であって、 機体前後方向に延びるロータ軸（１１）まわりに左右回
   転自在に設けられたロータ（１２）と、 ロータ（１２）と一体に左右回転し、かつロータ軸（１
   １）に沿って前後動自在に設けられたスライダ（２２）
   と、 一端がロータ軸（１１）に枢支された左第１リンク（３
   １Ｌ）と、 一端がロータ軸（１１）に枢支された右第１リンク（３
   １Ｒ）と、 一端がスライダ（２２）に枢支されて他端が左第１リン
   ク（３１Ｌ）の中間ないし他端に枢支された左第２リン
   ク（３３Ｌ）と、 一端がスライダ（２２）に枢支されて他端が右第１リン
   ク（３１Ｒ）の中間ないし他端に枢支された右第２リン
   ク（３３Ｒ）と、 左右方向内端が左第１リンク（３１Ｌ）の前記他端に枢
   支されて左右方向外端が連結機構を介して左動翼（ＦＥ
   Ｌ）に接続された左第３リンク（３６Ｌ）と、 左右方向内端が右第１リンク（３１Ｒ）の前記他端に枢
   支されて左右方向外端が連結機構を介して右動翼（ＦＥ
   Ｒ）に接続された右第３リンク（３６Ｒ）と、を備え、 ロータ（１２）およびスライダ（２２）をロータ軸（１
   １）まわりに左右回転させ、左右の第２リンク（３３
   Ｌ，３３Ｒ）および左右の第１リンク（３１Ｌ，３１
   Ｒ）を介して左右の第３リンク（３６Ｌ，３６Ｒ）を左
   右同方向に移動させることにより、左右の動翼（ＦＥ
   Ｌ，ＦＥＲ）を相互に逆位相で上下動させるとともに、 スライダ（２２）をロータ軸（１１）に沿って前後動さ
   せ、左右の第２リンク（３３Ｌ，３３Ｒ）を介して左右
   の第１リンク（３１Ｌ，３１Ｒ）および左右の第３リン
   ク（３６Ｌ，３６Ｒ）を左右逆方向に移動させることに
   より、左右の動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を同位相で上下動
   させることを特徴とする飛行機の動翼作動装置。
2. 【請求項２】 スライダ（２２）をロータ軸（１１）に
   沿って前後動させるアクチュエータ（２３）と、主翼
   （ＷＬ，ＷＲ）の抗力を最小にする左右の動翼（ＦＥ
   Ｌ，ＦＥＲ）の舵角を算出し、この舵角に基づいて前記
   アクチュエータ（２３）の作動を制御する制御手段（Ｃ
   Ｕ）とを備えたことを特徴とする、請求項１に記載の飛
   行機の動翼作動装置。