JP2009542520A - 調整可能な水平尾翼 - Google Patents

Abstract

航空機の胴体（１０）に隣接して設置され、所定の空気力学形状を持ち、可動昇降舵（２１）が隣接して配置される、調整可能な水平尾翼に関する。水平尾翼（２０）は、翼幅方向に伸びて、航空機の胴体に確実に接続される耐荷重構造（２２）、及び空気力学形状を変えることによって水平尾翼（２０）を調整するため、昇降舵（２１）から独立して動かせるように耐荷重構造（２２）に接続される可動領域（２３，２４）を有する。

Description

本発明は請求項１の前置きに記載された調整可能な水平尾翼に関する。

水平尾翼は、航空機の姿勢を安定化して、水平軸に関する姿勢を制御し、制御は水平尾翼に設置された補助翼とともに行われる。さらに補助翼は航空機の離陸、上昇、巡航、着陸体勢及び着陸、さらに例えば緊急時の急降下のためのピッチ角に対応する望ましい姿勢を設定するために調整される。現在の路線航空機及び輸送機の設計では水平尾翼は胴体の後尾に設置される。

上述したようにピッチ角を設定するために、水平尾翼は正負の揚力、あるいは中立揚力を選択的に取れるように調整される。従来の水平尾翼はこの目的のために、例えば＋３°から−１５°の所定の角度範囲に調整されるように、航空機の水平軸に平行になるように軸のまわりに動かすことができる。この場合＋３°のような正符号の角度とは上から見て航空機の長さ方向（Ｘ）に水平尾翼を調整することを意味し、それは水平尾翼が正の揚力の増加、ピッチ角減少の意味で航空機の水平軸に関する回転となり、一方、−１５°のような負符号の角度とは水平尾翼を下向きに調整することを意味し、それは水平尾翼が負の揚力を生じ、航空機のピッチ角の増加となる。従来の水平尾翼の場合、空気流の力の大きさと方向が生じ、すなわち正負の揚力は水平尾翼の入射角度を変えることによって変動する。従来の水平尾翼の調整は、典型的には水平軸に関して回転できるように水平尾翼のフロントエンドに搭載され、蝶番で止められている水平尾翼の後端に作用するスピンドルドライブによって行われる。

本発明の目的は、より良い調整可能な水平尾翼を提供することにある。

この目的は、請求項１に記載の特徴を持つ調整可能な水平尾翼によって達成される。

本発明による調整可能な水平尾翼の有利な形態と改良点は従属項に特定されている。

本発明は、航空機の胴体に隣接して設置され、所定の空気力学形状を有する調整可能で可動昇降舵が隣接された水平尾翼を提供する。本発明は、翼幅方向に伸びて胴体に確実に固定された耐荷重構造と、耐荷重構造に可動可能に接続し、空気力学形状の変化で動き、かつ水平尾翼の調整のための昇降舵とは独立して可動な可動領域とを有する水平尾翼を提供する。

本発明の水平尾翼の一実施形態によれば、可動領域は航空機の長さ方向で耐荷重構造の前方に設定されている。

本発明における水平尾翼の他の実施形態によれば、可動領域は航空機の長さ方向で耐荷重構造の前方及び後方に設定されている。

本発明による水平尾翼の一実施形態によれば、耐荷重構造は、水平尾翼の上面及び下面で、空気力学形状の一部を構成する外板表面を有するウィングボックスの形状をしている。

この場合、可動領域はフラップ形状であり、耐荷重構造に蝶番で接続されている。

可動領域は硬い外板表面を有していてもよい。

あるいは、可動領域は、耐荷重構造の外板表面に合体し少なくとも耐荷重構造の外板との接点がフレキシブルとなるように設計された外板表面を有していてもよい。

本発明における水平尾翼の他の実施形態によれば、可動領域は、フレキシブルに可変で、フレキシブルな外板表面を有する領域形状をしている。

本発明による他の実施形態によれば、可動領域は共通の駆動部によって動かすことができる。

本発明による他の実施形態によれば、可動領域は別々の駆動部によって動かすことができる。

駆動部は、耐荷重構造と可動領域の間で結合された複数の駆動起点から成っていてもよい。

本発明による一実施形態によれば、駆動部は航空機の胴体に設置される駆動起点と中央駆動部との間に結合されたねじれシャフトから成る。

一方、駆動起点は昇降舵中に設置される個々の駆動部に結合されてもよい。

昇降舵は水平尾翼の可動領域の後端に設置され、耐荷重構造の後方に配置される。

昇降舵は一方で水平尾翼の耐荷重構造の後端に設置されてもよい。

本発明による一実施形態によれば、耐荷重構造は翼幅方向に水平尾翼の外端まで伸びる。

本発明による一実施形態によれば、水平尾翼の外端に垂直尾翼が設置され、耐荷重構造によって胴体に確実に固定される。

本発明による調整可能な水平尾翼の一例について図面を参照して以下に記載する。

図１は、本発明の一例によって設計された水平尾翼を持つ未来の近代的短距離離着陸航空機の斜視図である。
図２ａ）及び図２ｂ）は本発明による水平尾翼の一部の概略図であり、主要部品を説明するために、二つの異なる調整された構成を示すものである。動作方法を説明するために、胴体の中心に向けて描かれた調整可能な領域が、調整されない耐荷重構造とともに示されている。
図３ａ）及び図３ｂ）は図２に示した本発明による水平尾翼の一部の側面図及び正面図であり、駆動装置の動きを説明するものである。
図４ａ）及び図４ｂ）はそれぞれ本発明の例による調整可能な水平尾翼を通した拡大断面図であり、ここでも二つの異なる調整された構成を示す。

図１は、騒音低減コンセプトの一環から、水平尾翼２０の上面にエンジンを配置するように設計された最新の航空機を示している。この航空機は、従来構造と同様の主翼５０を有する胴体１０、水平尾翼２０、垂直尾翼４０を備える。垂直尾翼４０は、水平尾翼２０の外端に設けられている。

図２ａ）及び図２ｂ）は、図１に示す本発明の例による水平尾翼２０の主要部分の、二つの異なる調整された構成を示す。水平尾翼２０は調整のため、大きさを可変にした空気力を生じるように、上下あるいは中立の角度を選択的に取れるように、変化可能な空気力学形状を持つ。図２ａ）及び図２ｂ）で水平尾翼２０は、従来の水平尾翼の調整角−１０°及び＋１０°にそれぞれ対応する二つの構成の空気力学形状を持って示されている。

水平尾翼２０は翼幅方向に伸びる耐荷重構造２２を持ち、典型的なウィングボックスの形状で、航空機の胴体１０に確実に固定されている。このウィングボックスは上面と下面にそれぞれ外板表面２６及び２７を持ち、それが水平尾翼２０の空気力学形状の一部をなしている。

空気力学形状の一部をなし、前記の空気力学形状の変動の目的で動かせる領域２３及び２４は航空機の長さ方向Ｘに関して耐荷重構造２２の前方及び後方に配置されている。可動領域２３及び２４は図示する例中で、耐荷重構造２２の後方に配置されている可動領域２４の後端に設置された昇降舵２１とは独立して動けるように、耐荷重構造２２に接続されている。動作方法の説明のため、調整可能な領域２３及び２４は、調整されない耐荷重構造とともに示されているが、実際には胴体１０の外表面で終っている。昇降舵も異なった配置が可能である。例えば、耐荷重構造２２に直接接続される。

図示される例で可動領域２３及び２４は硬い外板表面２５及び２８を持つフラップの形をなし、公知の方法で耐荷重構造２２に蝶番で接続されている。

図４ａ）及び図４ｂ）もまた水平尾翼２０を示し、水平尾翼２０を通した断面図の形で拡大されており、ここでは、従来の水平尾翼のそれぞれ、−５°及び＋５°の調整角に対応する二つの構成の空気力学形状が描かれている。

図２ａ）及び図４ａ）に示される構成では、水平尾翼２０は負の角度、すなわちピッチ角を増加することを意味し、航空機の水平軸のまわりの回転を取るように調整される。この目的で二つの可動領域２３及び２４は水平尾翼２０の空気力学形状がその下面で大きな曲率を持ち、上面でより小さな曲率を持つように上方へ移動され、その形状は実質的に直線となる。周知のとおり、これは水平尾翼２０の上下両面にかかる空気流力を変え、その結果、負の揚力、すなわち下面が減圧側となる。

対照的に、図２ｂ）及び図４ｂ）は可動領域２３及び２４がそれぞれ下方へ移動するような水平尾翼２０の構成を示し、ここでは空気力学形状がその上面で大きな曲率を持ち、下面でより小さな曲率を持つように、すなわち上面が減圧側となるように設定され、その結果、水平尾翼２０で正の空気流揚力が生じて、ピッチ角を減少させることを意味し、航空機はその水平軸のまわりを回転する。

可動領域２３及び２４が硬い外板表面２５及び２６を持つフラップの形を取る代わりに、可動領域２３及び２４の外板表面２５及び２８は耐荷重構造２２の外板２６及び２７に結合してもよいし、また少なくとも耐荷重構造２２の外板２６及び２７との結合部あるいは接合部でフレキシブルとなるように設計されてもよい。

さらに可動領域２３及び２４はそれ自体フレキシブルな外板表面２５及び２８を持つフレキシブルで可変な形状の領域の形に設計されてもよく、そのフレキシブルな外板表面２５及び２８は耐荷重構造２２の硬い外板表面にウィングボックスの形で結合するか、又は外板表面２５，２６，２７及び２８は全面的にフレキシブルであるように設計されてもよい。

図３ａ）及び図３ｂ）はそれぞれ水平尾翼２０を調整する可動領域２３及び２４を動かすために設置される駆動装置の詳細な側面図及び平面図である。可動領域２３及び２４は共通のあるいは別々の駆動部によって操作される。図示の例では駆動装置は、耐荷重構造２２と可動領域２３及び２４との間で結合する複数の駆動起点３１，３２及び３３とから成る。図示の例では駆動装置は、駆動起点３１，３２及び３３と胴体１０に設置される中央駆動装置との間で結合するねじれシャフト３４及び３５，３６から成る。

図３ａ）及び図３ｂ）に示すように、可動領域２３及び２４を同時に動かすために用いられる駆動装置が一つ設置される場合、一つの中央ねじれシャフト３４が設置され、可動領域２３及び２４を同時に動かすために航空機の胴体１０に設置される中央駆動装置に接続される。

一方、二つのねじれシャフト３５，３６が設置されてもよく、その一端は可動領域２３及び２４に別々に設置される駆動装置に接続され、他端は航空機の胴体１０に設置される一つ又は二つの中央駆動装置に接続される。あるいは可動領域２３及び２４の駆動起点３１，３２及び３３は個々の駆動装置に接続されて駆動されてもよく、これ等の駆動装置は昇降舵自体に設置される。

図１ないし図４に示されるように、図示の例では垂直尾翼４０は水平尾翼２０の各外端に設置され、耐荷重構造によって胴体１０に確実に固定される。この目的のために、耐荷重構造２２は両側で翼幅方向に水平尾翼２０の外端に延びる。

図示の例では、航空機エンジン６０は胴体１０の後端で水平尾翼２０の上面に配置され、その位置関係から水平尾翼２０、垂直尾翼４０及び胴体１０によって遮音されている。この構成によってエンジン６０から出される騒音を顕著に低減できる。

垂直尾翼４０と胴体１０とを確実に接続する耐荷重構造２２は、水平尾翼２０の領域と、特に垂直尾翼４０で生じる力とモ−メントをすべて確実に吸収することができる。

本発明による調整可能な水平尾翼の主要な利点は、胴体構造の物理的高さを、全移動範囲が胴体内にある従来のリニアドライブに比較して、ねじれシャフト３４，３５及び３６によって生じる可動領域２３及び２４の回転駆動によって、低減できる点にある。

符号の説明

１０ 胴体
２０ 水平尾翼
２１ 昇降舵
２２ 耐荷重構造
２３ 前部可動領域
２４ 後部可動領域
２５ 外板表面
２６ 外板表面
２７ 外板表面
２８ 外板表面
３１ 駆動部
３２ 駆動部
３３ 駆動部
３４ ねじれシャフト
３５ ねじれシャフト
３６ ねじれシャフト
４０ 垂直尾翼
５０ 主翼
６０ エンジン

Claims (17)

1. 航空機の胴体（１０）に隣接して設置でき、所定の空気力学形状を持ち、それに可動昇降舵（２１）が隣接して配置される調整可能な水平尾翼において、
   上記水平尾翼（２０）は、翼幅方向に伸びて、航空機の胴体に確実に固定できる耐荷重構造（２２）、及び空気力学形状を変えることによって上記水平尾翼（２０）を調整するため昇降舵（２１）から独立して動けるように上記耐荷重構造（２２）に接続される可動領域（２３，２４）を有し、該可動領域（２３）は航空機の長さ方向（Ｘ）で上記耐荷重構造（２２）の前方に配置されることを特徴とする、調整可能な水平尾翼。
2. 航空機の胴体（１０）に隣接して設置でき、所定の空気力学形状を持ち、可動昇降舵（２１）が隣接して配置される調整可能な水平尾翼において、
   上記水平尾翼（２０）は、翼幅方向に伸びて、航空機の胴体に確実に固定できる耐荷重構造（２２）、及び空気力学形状を変えることによって上記水平尾翼（２０）を調整するため昇降舵（２１）から独立して動けるように上記耐荷重構造（２２）に接続される可動領域（２３，２４）を有し、該可動領域（２３，２４）は航空機の長さ方向（Ｘ）で上記耐荷重構造（２２）の前方及び後方に配置されることを特徴とする、調整可能な水平尾翼。
3. 前記耐荷重構造（２２）が外板表面（２６，２７）を有するウィングボックスの形を取り、該外板表面は前記水平尾翼（２０）の上面及び下面で空気力学形状の一部を形成することを特徴とする、請求項１又は２に記載の調整可能な水平尾翼。
4. 前記可動領域（２３，２４）が耐荷重構造（２２）に蝶番によって接続されるフラップの形を取ることを特徴とする、請求項３に記載の調整可能な水平尾翼。
5. 前記可動領域（２３，２４）が硬い外板表面（２５，２８）を持つことを特徴とする、請求項４に記載の調整可能な水平尾翼。
6. 前記可動領域（２３，２４）が前記耐荷重構造（２２）の外板表面（２５，２７）に結合し、少なくとも耐荷重構造（２２）の外板表面（２６，２７）との結合部でフレキシブルであるように設計されている外板（２５，２８）を持つことを特徴とする、請求項４に記載の調整可能な水平尾翼。
7. 前記可動領域（２３，２４）がフレキシブルで可変の形状を持つ領域の形を取り、フレキシブルな外板表面（２５，２８）を持つことを特徴とする、請求項１〜３のいずれかに記載の調整可能な水平尾翼。
8. 前記可動領域（２３，２４）が共通の駆動部によって動かされることを特徴とする、請求項１〜７のいずれかに記載の調整可能な水平尾翼。
9. 前記可動領域（２３，２４）が別々の駆動部によって動かされることを特徴とする、請求項１〜７のいずれかに記載の調整可能な水平尾翼。
10. 前記駆動部が、前記耐荷重構造（２２）と前記可動領域（２３，２４）との間で結合する複数の駆動起点（３１，３２，３３）から成ることを特徴とする、請求項８又は９に記載の調整可能な水平尾翼。
11. 前記駆動部が、前記駆動起点（３１，３２，３３）と航空機の前記胴体（１０）に設置される中央駆動部との間で結合するねじれシャフト（３４，３５，３６）から成ることを特徴とする、請求項１０に記載の調整可能な水平尾翼。
12. 前記駆動起点（３１，３２，３３）が前記昇降舵に設置される個々の駆動部に結合することを特徴とする、請求項１０に記載の調整可能な水平尾翼。
13. 前記昇降舵が前記耐荷重構造（２２）の後方に配置される前記可動領域（２４）の後端に設置されることを特徴とする、請求項２〜１２のいずれかに記載の調整可能な水平尾翼。
14. 前記昇降舵が耐荷重構造（２２）の後端に設置されることを特徴とする、請求項２〜１２のいずれかに記載の調整可能な水平尾翼。
15. 前記耐荷重構造（２２）が翼幅方向で前記水平尾翼（２０）の外端まで伸びることを特徴とする、請求項１〜１４のいずれかに記載の調整可能な水平尾翼。
16. 垂直尾翼（１４）が前記水平尾翼（２０）の外端に設置され、前記耐荷重構造（２２）によって胴体（１０）に確実に固定されることを特徴とする、請求項１５に記載の調整可能な水平尾翼。
17. 胴体（１０）に隣接して設置される、請求項１〜１６のいずれかに記載の調整可能な水平尾翼を備える航空機の胴体（１０）。

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