JP2008524058A - 航空機の横揺れ操縦の改良方法とこれを使用する航空機 - Google Patents

Abstract

本発明は、制御面の方向を２つ以上の要素(６Ｉ、６Ｓ)に分割し、補助翼(５Ｇ、５Ｄ)を用いての横揺れ(ロール)制御中、横揺れ方向に上側要素(６Ｓ)を、そしてその反対方向に下側要素(６Ｉ)を操縦することからなる航空機の横揺れ制御方法に関する。
【選択図】 図３

Description

本発明は、航空機の横揺れ操縦(ロール)を改良する方法と、この方法を実施する航空機とに関する。

航空機の両翼には制御可能な空力表面、主として、補助翼と従属的スポイラー・フラップとを備え、航空機をその長手方向軸を中心に横方向に操縦できるようにしていることは既知である。また、特に、大型の航空機ではそれらの両翼は可撓性があり変形可能であるから、ある種の飛行状況(高速、高マッハ数、高動圧)では、上記の空力的横揺れ(ロール)・コントロール面の偏向の結果上記の両翼が捩じれて、上記の空力表面の空力的横揺れ効果に対抗する局部的迎角をとり、その効果を激減する。よって、航空機の横揺れ応答は上記の空力表面により指示される横揺れに対応しない。

本発明の目的はこの欠点を解消することである。

従って、本発明によれば、
胴体と、
上記の胴体に対し対称の２つの翼であって、航空機用のロール(横揺れ)運動を発生させることのできる、制御可能な空力表面を備えるものと、
胴体の後部から突出する垂直フィンであって、このフィンの後縁に沿って延び、これに対し、回転軸を中心に回転できる方向舵とを備えたものからなる航空機のロール(横揺れ)操縦を改良する方法であって、
上記の方向舵は、上記の回転軸に沿って連続して配置され、この回転軸を中心に独立して制御できる、２つ以上の方向舵要素に、上記の回転軸に対し横方向に分割され、
上記の空力表面が偏向されて、航空機の横揺れを上記の航空機に対し所定方向に伝達する際は、
上記の胴体に対向する、上記垂直フィンの端部側に配置された上記の方向舵要素の少なくとも１つが上記の所定ロール横揺れ方向に偏向し、
同時に、上記の胴体に隣接する、垂直フィンの端部側に配置された方向舵要素の少なくとも１つがその反対方向に偏向するもの。

よって、上記の方向舵要素は上記の航空機に対し横方向に相反する揚力を発生し、この揚力はこの航空機の長手方向軸に対し、航空機に横揺れモーメント並びにその反対モーメントを出す。然し、両翼の空力表面による運動と同じ方向で横揺れモーメントを出す上記の方向舵要素が、上記と反対方向に横揺れモーメントを出す上記の方向舵要素より、上記軸から遠く離れている事実により、上記の方向舵要素によって横方向に出される合成モーメントは、両翼の空力表面によって発生する横揺れモーメントを高める。

上記の方向舵の数、表面面積、配置等は、両方向に偏向する上記の方向舵要素によって発生される相反する偏ゆれ効果は少なくともほぼ互いにバランスがとれて、その結果の偏ゆれ効果は実際には零になるように選択されるのが好ましい。

本発明の好ましい実施方法では、上記の方向舵は丁度２つの方向舵要素、即ち下側方向舵要素と上側方向舵要素とからなり、両翼の上記空力表面により生じる横揺れ運動中、上記の上側方向舵要素は横揺れ運動方向に偏向し、これと同時に、上記の下側方向舵要素はその反対方向に偏向する。この場合、上記の下側および上側方向舵要素の表面積は少なくともほぼ同じであり、下側および上側の方向舵要素は方向舵の回転軸を中心に対称に偏向する。よって、これからは偏ゆれ効果は生じない。

上記の方向舵要素の数に関係なく、両翼の空力表面が横ゆれ効果の損失を呈する飛行状況に航空機がある時にのみ、上記の方向舵要素によって出される追加の横揺れ制御が行なわれるのが好ましい。一般に、そのような状況では、航空機の速度、マッハ数あるいは動圧は非常に高い。よって、そのような状況を決定するため、上記の３つのうちの１つ以上の量をパラメータで測定し、そのパラメータの測定値を、それを越えると上記の状況が生じる、例えば実験で決定されたしきい値と比較することが出来る。よって、パラメータの測定値が上記のしきい値より以下である限り、両翼の空力表面の横揺れ効果は満足ゆくものであり、方向舵要素を巻き込む必要はない。他方、パラメータの測定値が上記のしきい値より上であれば、両翼の空力表面の横揺れ効果は最早満足行くものではないので、本発明による方法が実施される。

更に、本発明は、本発明の上記方法を実施する航空機にも関する。その航空機は、
胴体と、
上記の胴体に対し対称の２つの翼であって、航空機用の横揺れ運動を発生させ得る、制御可能な空力表面を備えるものと、
上記の制御可能な空力表面を制御できる、航空機の横揺れ操縦手段と、
胴体の後部から突出する垂直フィンであって、このフィンの後縁に沿って延び、これに対し、回転軸を中心に回転できる方向舵を備えるものと、
上記の方向舵を制御できる、航空機の偏ゆれ操縦手段とからなる航空機であって、
上記の方向舵は、上記の回転軸に沿って連続して配置された２つ以上の方向舵要素からなり、
上記の偏ゆれ操縦手段は上記の方向舵要素の各々に第１の個別の偏向指令を出すことができ、
上記の横ゆれ操縦手段は、上記の空力表面に対する偏向指令に加えて、上記の方向舵要素に対し第２の個別の偏向指令を出すことができ、この第2の偏向指令は、生じる偏ゆれ作用が少なくともほぼゼロとなるようになされ、
特定の飛行状況を示すパラメータの測定値が前もって設定されたしきい値を越えると、第２の個別の偏向指令を対応する第１の個別の偏向指令に加えるための加算手段が各方向舵要素に設けられているもの。

好ましい実施例では、上記の方向舵は下側方向舵要素と上側方向舵要素とからなる。
添付図面の図には本発明が実施されている方法が明確にされている。これらの図において、同一の符号は同一の要素を示す。

図１に示されている、広いボディの民間航空機１は、既知の方法で、長手方向軸Ｌ−Ｌを有する胴体２からなり、この胴体２はそれに対し対称に両翼３Ｇと３Ｄならびに、その後部２Ｒから上方に突出する垂直フィン４とを備える。更に、既知の方法と同様、一方では、上記の両翼３Ｇおよび３Ｄは各々１つ以上の補助翼５Ｇあるいは５Ｄを備え、上記の補助翼５Ｇおよび５Ｄは胴体２に対して対称であり、航空機に対し横揺れ(ロール)を発生させることができ、他方、垂直フィン４はその後縁７に沿って延び、その後縁に対し、回転軸ｚ−ｚを中心に回転できる方向舵６を備えている。

更に、上記の両翼３Ｄおよび３Ｇは、各々、胴体２に対し対称の一対になったスポイラー・フラップ８Ｄおよび８Ｇを備え、これらのスポイラー・フラップ８Ｄおよび８Ｇは既知の方法で航空機１の横揺れ制御の為に使われ補助翼 ５Ｄおよび５Ｇの作用を高める。

図１に示されている、本発明の実施例の第１の特徴によれば、上記の方向舵６は、上記の回転軸ｚ−ｚに対し横方向に、順番に配置された、航空力学的に同等の作用面積を有する２つの方向舵要素６Ｓおよび６Ｉに分割されており、一方の方向舵要素６Ｉは胴体２の後部２Ｒに近くで下側位置を占め、他方の方向舵要素６Ｓは上記の後部２Ｒから離れた垂直フィン４の上端４Ｓに近くの上側位置を占める。

上側および下側方向舵要素６Ｓ、６Ｉとはそれらの回転が共に制御でき、方向舵６はあたかも単一構造体のような行動を採る。また方向舵要素６Ｓおよび６Ｉは個別にも制御でき、場合によっては、反対方向に制御される。

図２に示されているように、横揺れ運動が上記の補助翼(その作用は図２に示されていないスポイラー・フラップ８Ｇおよび８Ｇによって任意に高められる)の助けにより標準の方法で制御される時、ある高速飛行状況では補助翼５Ｇと５Ｄ、あるいはスポイラー・フラップ８Ｇおよび８Ｄの偏向により翼３Ｇおよび３Ｄが、それらの胴体２との固定点で捩じれが生じる。この結果、補助翼５Ｇおよび５Ｄあるいはスポイラー・フラップ８Ｇおよび８Ｄの空力効果に対抗する、図２の矢印ｆで示されている、両翼の局部的迎角を採ることになり、上記の補助翼５Ｇおよび５Ｄおよびスポイラー・フラップ８Ｇおよび８Ｄの横揺れ効果を大きく減少させることになる。よって、航空機１は、最早パイロットの要求によく合った横揺れ応答をしなくなる。

この欠点を解消するため、本発明によれば、補助翼５Ｄおよび５Ｇ(あるいはスポイラー・フラップ８Ｇおよび８Ｄ)が偏向して、長手方向軸Ｌ−Ｌを中心に航空機１を横揺れさせると同時に、方向舵要素６Ｓおよび６Ｉが航空機のフィン４に対し対称に偏向され(図３および図４参照)、上側方向舵要素６Ｓが指示された横揺れ方向に偏向され、下側の方向舵要素６Ｉがその反対方向に偏向される。

このような条件下で、上側および下側の方向舵要素は各々同一モヂュールであるが、反対方向の側方揚力ＦＳおよびＦＩを発生させる。これらの揚力ＦＳおよびＦＩは各々航空機１の長手方向軸Ｌ−Ｌに対し、指示された横揺れ運動の方向のモーメントとこの横揺れ運動とは反対のモーメントを発生させる。揚力ＦＳのレバー・アームは揚力ＦＩのレバー・アームより大きいので、横揺れの方向のモーメントはその反対のモーメントより大きく、よって、これら２つのモーメントの合成モーメントは指示された横揺れ方向に作用する。

よって、方向舵要素６Ｓおよび６Ｉは、補助翼５Ｇおよび５Ｄ(あるいはスポイラー・フラップ８Ｇおよび８Ｄ)を助けて、指示された横揺れ運動を達成する。

更に、方向舵要素６Ｓおよび６Ｉはほぼ同一の表面面積を有し、フィン４に対し対称に偏向され、その偏向は如何なる偏ゆれ効果も生じない。

図５に線図として示されている、上記の方法の実施装置は
なかでも、補助翼５Ｇおよび５Ｄあるいはスポイラー・フラップ８Ｇおよび８Ｄに対し横ゆれ制御指令を出すことのできるスティック(操縦捍)システム１１と、
方向舵要素６Ｓおよび６Ｉに対し制御指令を出すことのできる方向舵バー・システム１２と、
上記のスティック・システム１１と上記の方向舵バー・システム１２から出される上記の制御指令を受け取るコンピュータ１３であって、その出力に、その記憶装置に所有している制御法則の関数としての、指示された偏ゆれモーメント指令と、指示された横揺れモーメント指令とを伝達するものと、
上記のコンピュータ１３から、指示された偏ゆれ制御指令を受け取り、方向舵要素６Ｓと６Ｉとに対し制御指令を形成するコンピュータ１４であって、上記の制御指令は、ライン１５と１６とにより、方向舵要素６Ｓと６Ｉの作動器に宛てられるものと、
上側方向舵要素６Ｓに対する制御ライン１５に介在されている加算器１７と、
下側方向舵要素６Ｉに対する制御ライン１６に介在されている加算器１８と、
指示された横揺れモーメント指令を、上記のコンピュータ１３から受け取り、各横揺れ制御指令を形成するコンピュータ１９と、
補助翼５Ｇおよび５Ｄとおそらくはスポイラー・フラップ８Ｇと８Ｄに対しては、ライン２０によりこれらの作動器に上記の対応する指令が宛てられ、
上側方向舵要素６Ｓに対しては、上記の対応する指令はスイッチ２１の作動接点で得られ、そのスイッチ２１の静止接点ｒはゼロ電位に接続され、その共通接点ｃはライン２２によって加算器１７に接続されており、
下側方向舵要素６Ｉに対しては、上記の対応する指令はスイッチ２３の作動接点で得られ、そのスイッチ２３の静止接点ｒはゼロ電位に接続され、その共通接点ｃはライン２４によって加算器１８に接続されており、
端子２６から、航空機の速度、マッハ数、動圧等のパラメータＰの測定値を受け取り、この測定値と、おそらくスポイラー・フラップ８Ｇ、８Ｄとによって補助される補助翼５Ｇおよび５Ｄによる横揺れ制御が、それを越えると最早満足ゆくものではなくなる、飛行状況を示す所定のしきい値Ｐoとを比べ、上記のスイッチ２１と２３とを作動線２７により制御できる比較器２５とを備えている。

よって、航空機１に対する、補助翼５Ｇおよび５Ｄ(およびスポイラー・フラップ８Ｇおよび８Ｄ)の横揺れ作用が減少する飛行状況に航空機１がある場合、方向舵要素６Ｓおよび６Ｉが、コンピュータ１３と１４ならびにライン１５および１６とを介して方向舵バー・システム１２により制御される。

他方、そのような状況が起こると、その状況はしきい値Ｐoより大きくなるパラメータＰの測定により検出され、比較器２５がスイッチ２１と２３とをその休止位置ｒから作動位置ｔへとトグルで留め、上側方向舵要素６Ｓと下側方向舵要素６Ｉとの各々に対し、コンピュータ１９によって形成される横揺れ指令がライン２２と２４とによって、加算器１７と１８とに伝達される。この場合、方向舵要素６Ｓおよび６Ｉとに宛てられる指令は、一方では、方向舵バー・システム１２によって指示される偏ゆれ指令であり、他方では、コンピュータ１４から出される横揺れ補助指令とからなる。

広いボディの民間航空機の後上方から見た斜視図であり、その方向舵は、本発明の実施例によれば、上方および下側方向舵要素に分割されている。 横揺れが、航空機の補助翼のみによって制御される状況を示す、図１に示す航空機の前方からの概略図である。 本発明による方法を実施している、図２に匹敵する、図１に示す航空機の前方からの概略図である。 図３の形態の方向舵要素を備えた、航空機の後部の上からの概略図である。 本発明の方法を実施するための横揺れおよび偏ゆれ制御装置の線図である。

符号の説明

２…胴体、２Ｒ…胴体の後部、３Ｇ・３Ｄ…翼、４…垂直フィン、４Ｓ…垂直フィンの端部、５Ｇ・５Ｄ・８Ｇ・８Ｄ…空力表面、６…方向舵、６Ｉ…下側方向舵要素、６Ｓ…上側方向舵要素、７…フィンの後縁、１１・１３・１９…横揺れ操縦手段、１２・１３・１４…偏ゆれ操縦手段、１７・１８…加算手段、Ｐ…パラメータ、Ｐo …しきい値、ｚ−ｚ…回転軸。

Claims (10)

1. 胴体(２)と、
   上記の胴体に対し対称の２つの翼(３Ｇ、３Ｄ)であって、航空機に横揺れを発生させることのできる、制御可能な空力表面(５Ｇ、５Ｄ、８Ｇ、８Ｄ)を備えるものと、
   胴体(２)の後部から突出する垂直フィン(４)であって、このフィン(４)の後縁(７)に沿って延び、これに対し、回転軸(ｚ−ｚ)を中心に回転できる方向舵(６)とを備えた航空機の横揺れ操縦を改良する方法であって、
   上記の方向舵(６)は、上記の回転軸(ｚ−ｚ)に沿って連続して配置され、この回転軸を中心に独立して制御できる、２つ以上の方向舵要素(６Ｉ、６Ｓ)に、上記の回転軸(ｚ−ｚ)に対し横方向に分割され、
   上記の空力表面（５Ｇ、５Ｄ、８Ｇ，８Ｄ)が偏向されて、航空機の横揺れを上記の航空機に対し所定方向に伝達する際は、
   上記の胴体(２)に対向する、上記垂直フィン(４)の端部(４Ｓ)側に配置された上記の方向舵要素(６Ｓ)の少なくとも１つが上記の所定の横揺れ方向に偏向し、
   同時に、上記の胴体(２)に隣接する垂直フィン(４)の端部側に配置された方向舵要素(６Ｉ)の少なくとも１つがその反対方向に偏向するもの。
2. 請求項１に記載の方法であって、反対方向に偏向された方向舵要素(６Ｓ、６Ｉ)によって生じた相反する偏ゆれ効果が少なくともほぼ相互にバランスがとれることを特徴とするもの。
3. 請求項１あるいは請求項２のいずれかに記載の方法であって、
   上記の方向舵(６)が下側方向舵要素(６Ｉ)と上側方向舵要素(６Ｓ)とに分割されており、
   上記の両翼の空力表面により生じる横揺れ中、上記の上側方向舵要素（６Ｓ）が上記の横揺れの方向に偏向し、同時に、上記の下側方向舵要素(６Ｉ)がその反対方向に偏向することを特徴とするもの。
4. 請求項２または請求項３に記載した方法であって、上記の下側方向舵要素(６Ｉ)および上側方向舵要素(６Ｓ)が少なくともほぼ同一であって、上記の方向舵の回転軸(ｚ−ｚ)を中心に対称に偏向することを特徴とするもの。
5. 請求項１から請求項４のいずれか１項に記載の方法であって、上記の航空機の特定の飛行状況を示すパラメータ(Ｐ)のしきい値(Ｐo)を越えると上記の方向舵要素(６Ｉ、６Ｓ)が偏向することを特徴とするもの。
6. 請求項５に記載の方法であって、上記のパラメータ(Ｐ)が航空機の速度であることを特徴とするもの。
7. 請求項５に記載の方法であって、上記のパラメータ(Ｐ)がマッハ数であることを特徴とするもの。
8. 請求項５に記載の方法であって、上記のパラメータ(Ｐ)が動圧であることを特徴とするもの。
9. 請求項２から請求項８のいずれか１項に記載の方法を実施する、改良横揺れ制御を備えた航空機であって、
   胴体(２)と、
   上記の胴体(２)に対し対称の２つの翼(３Ｇ、３Ｄ)であって、航空機用の横揺れを発生させ得る、制御可能な空力表面(５Ｇ、５Ｄ、８Ｇ、８Ｄ)を備えるものと、
   上記の制御可能な空力表面を制御できる、航空機の横揺れ操縦手段(１１、１３、１９)と、
   胴体の後部(２Ｒ)から突出する垂直フィン(４)であって、このフィン(４)の後縁(７)に沿って延び、これに対し、回転軸(ｚ−ｚ)を中心に回転できる方向舵(６)を備えるものと、
   上記の方向舵(６)を制御できる、航空機の偏ゆれ操縦手段(12、13、14)とからなるものであって、
   上記の方向舵(６)は、上記の回転軸(ｚ−ｚ)に沿って連続して配置された２つ以上の方向舵要素(６Ｉ、６Ｓ)からなり、
   上記の偏ゆれ操縦手段(１２、１３、１４)は上記の方向舵要素(６Ｉ、６Ｓ)の各々に第１の個別の偏向指令を出すことができ、
   上記の横揺れ操縦手段(１１、１３、１９)は、上記の空力表面(５Ｇ、５Ｄ、８Ｇ、８Ｄ)に対する偏向指令に加えて、上記の方向舵要素(６Ｉ、６Ｓ)に対し第２の個別の偏向指令を出すことができ、この第２の偏向指令は、生じる偏ゆれ作用が少なくともほぼ零となるようになされており、
   特定の飛行状況を示すパラメータ(Ｐ)の測定値が前もって設定されたしきい値(Ｐo)を越えると、第２の個別の偏向指令を対応する第１の個別の偏向指令に加えるための加算手段(１７、１８)が各方向舵要素(６Ｉ、６Ｓ)に設けられていることを特徴とするもの。
10. 請求項９に記載した航空機であって、方向舵(６)が下側方向舵要素(６Ｉ)および上側方向舵要素(６Ｓ)とからなることを特徴とするもの。

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