JP2012081956A - 可変形状航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明は、飛行特性を様々な飛行状況に適合させるために形状を可変とした新規な基本構造を有する航空機を提供する。
【解決手段】胴体（１２）と、該胴体から横方向（ｙ）の両側へ延出した一対の主翼（１４）とを備え、前記一対の主翼の各々は、前記胴体（１２）に固設された内側主翼部分（１６）と、該内側主翼部分に揺動可能に連結され、所定の揺動軸心のまわりに揺動可能な外側主翼部分（２０）とから成り、前記揺動軸心（１８）の延在方向が、前記航空機の前後方向（ｘ）からの偏位角が最大でも４０°までとなるように設定されており、従って、前記航空機の前後方向（ｘ）と略々同一方向となるように設定されている。
【選択図】図１

Description

本発明は、請求項１の前提部分に記載した種類の、飛行特性の適合化のために形状を可変とした航空機に関し、また更に、かかる航空機の使用と、かかる航空機の形状を飛行中に変化させる方法とに関する。

従来公知のこの種の航空機としては、「可変翼航空機（swing-wing aircraft）」と呼ばれ、短縮名称では「可変翼機」と呼ばれている航空機（例えば「グラマンＦ−１４トムキャット」や、「ミコヤン・グレビッチＭｉＧ２３及びＭｉＧ２７」など）がある。

この公知の種類の航空機は、胴体と、胴体から横方向の両側へ延出した一対の主翼とを備え、それら主翼の各々は、胴体に固設された内側主翼部分と、この内側主翼部分に揺動可能に連結され、所定の揺動軸心のまわりに揺動可能な外側主翼部分とから成り、その揺動軸心の延在方向は、略々航空機の上下方向となっている。

かかる構成を有する可変翼機は、外側主翼部分が揺動可能であるため、主翼の後退角を変化させることができ、従って、その形状（即ち「形態」）を変化させることができる。そして、その利点として、飛行中にその形状を変化させて、飛行特性（例えば空気抵抗、揚力、操縦性などの特性）の適合化を行うことによって、例えば、様々な飛行状況（例えば離着陸、巡航飛行、軍用機の戦闘ミッションなどの状況）において要求される条件に対応できるということがある。例えば、周知のごとく、エネルギ効率が良好な状態で長距離を飛行するとき（巡航飛行の場合）には、主翼の後退角が小さい方が望ましく、一方、非常に高速で飛行するときの空気抵抗を小さく抑えるためには、主翼の後退角が大きい方が有利である。

しかるに、従来公知の可変翼航空機には、以下に述べる短所が付随していた。先ず、主翼を揺動させるための揺動駆動機構を装備せねばならず、それによって重量が増大することはいうまでもなく、それに加えて更に、例えば軍用機の分野では「レーダー像の機影形状」に関する改善要求が高まっており、即ち、航空機がレーダーによって捕捉即ち検出されるのを回避すること、或いは、回避できないまでも少なくとも捕捉されにくく、検出されにくくすることが求められている。更に軍用機の分野に関して、例えば戦闘機などは、１回の飛行ミッションの中で、エネルギ効率の良好な巡航飛行が行える能力と、操縦性が良好で敏捷な行動が可能な飛行特性を提供できる能力との両方が求められる。これら２つの要求事項を同じ１つの航空機で満足することは、両立し難い２つの目的を両立させることに他ならない。良好なエネルギ効率で巡航飛行を行うためには、主翼の翼幅が大きくなければならない（即ち主翼が細長くなければならない）。しかしながら主翼をそのようなものとした場合には、例えば航空機の前後方向軸心のまわりの回転に関する慣性回転モーメントが大きくなるために操縦性が低下する。更に加えて、主翼が細長ければ、その主翼を揺動させるための適切な機構を（所与の主翼表面に）設けることが困難になる。

本発明の目的は、「揺動駆動機構」を簡素化することができると共に、上で説明した両立し難い２つの目標を良好に両立させることができ、それによって、例えば可変形状航空機の用途を拡大することなどを可能にする、可変形状航空機の新規な基本構造を提案することにある。

本発明によれば、上記目的は、請求項１の前提部分に記載した種類の航空機において、前記揺動軸心の延在方向が、前記航空機の前後方向（即ち飛行方向）からの偏位角が最大でも４０°までとなるように、また好ましくは最大でも２０°までとなるように設定されていることにより達成されている。

例えば前記揺動軸心の延在方向を、前記航空機の前後方向と略々同一方向となるように設定してもよい。またその場合には特に、前記揺動軸心の延在方向が、前記航空機の前後方向からの偏位角が最大でも２０°までとなるように、そして好ましくは最大でも１０°までとなるように設定するとよい。

前記揺動軸心の延在方向を、前記航空機の前後方向と完全に同一方向とするのではない場合には、好適な１つの実施の形態として、前記揺動軸心の延在方向の水平面に対する傾斜角が、航空機の前後方向及び上下方向により規定される鉛直面に対する傾斜角より小さくなるように設定するとよい。

前記外側主翼部分がそのまわりに揺動するところの揺動軸心の延在方向を、程度の差こそあれ概ね航空機の前後方向とすることから、かかる航空機を用いないのであれば少なくとも２種類の形態の異なる航空機を投入する必要のある飛行ミッションを、かかる航空機だけを用いて実行することが可能となっている。かかる航空機は、一方では、前記外側主翼部分が揺動されていない（即ち非揺動状態にある）ために主翼が「伸びて」いる形態とすることができ、これはエネルギ効率の良好な形態である。また、かかる航空機は、他方では、前記外側主翼部分が揺動されている（揺動状態にある）ために主翼が「実質的に短縮されて」いる（少なくとも１つの）別の形態とすることができ、これは操縦性の良好な形態である。

本発明の更なる利点として、前記航空機のレーダー像を（特に主翼を揺動状態とすることで）小さくできること、それに、前記外側主翼部分を揺動させる機構には、その揺動を駆動するための揺動駆動機構を必ずしも装備する必要がないことがある。即ち、揺動駆動機構を用いずとも、飛行中に前記外側主翼部分に作用する空気力学的な力を用いて前記外側主翼部分を揺動させることができる。

本明細書で使用している「内側（主翼部分）」及び「外側（主翼部分）」なる用語は、非揺動状態におけるそれら２種類の主翼部分の相対位置に従った用語であり、非揺動状態では、前記航空機の横方向の位置に関して、前記外側主翼部分が前記内側主翼部分より外側に位置している。ただし用語を簡素にするために、揺動状態にあるときにもそれら２種類の主翼部分の名称としてこれら用語をそのまま使用していることから、これら用語は必ずしも的確な用語とは言い難いものとなっており、なぜならば、揺動状態では、前記航空機の横方向の位置に関して、前記「外側主翼部分」の位置が前記「内側主翼部分」と略々同じ位置になり得るからである。

また「胴体」という用語は、本発明に関しては極めて広い意味で使用されており、航空機の横方向における中央部分を意味するものである。１つの実施の形態として、航空機が「普通の胴体」を備えている場合もあり、ここで普通の胴体とは、その胴体と、その胴体から両側へ延出している主翼との境界が明瞭であり、両者を明確に区別できるものをいう（その典型的な具体例としては、航空機の前後方向に延在する略々「葉巻形」の胴体などがある）。また、これとは異なる実施の形態として、当業者の間で「全翼機」と呼ばれている航空機があり、全翼機のうちには、胴体であると認識される部分を持たないものもあり、また、胴体から両側へ延出している主翼とその胴体との境界が不明瞭なものもある。その場合、胴体と主翼との間の移行部が非常に滑らかな形状に形成されているものもあれば、その極端な例として、その航空機の横方向における内側の（中心寄りの）主翼部分のその更に内端（中心寄りの端部）の部分が、胴体として形成されているものもある。後者の「全翼機」では、その航空機の横方向における中央部分が胴体に該当する。

本発明に係る新規な基本構造は、無人航空機であるか有人航空機であるかを問わず、軍用機の構造として用いるのに特に適したものである。

好適な１つの実施の形態によれば、前記航空機は更に制御装置を備えており、該制御装置は制御命令に従って、及び／または、少なくとも１つの飛行状態パラメータに応じて、飛行中に前記外側主翼部分の自動的な揺動を制御するものである。

かかる制御装置は、いわゆるアビオニクス・システム（飛行制御システム）の一部であってもよく、或いは、アビオニクス・システムに接続した装置であってもよい。かかる制御装置は、前記外側主翼部分の自動的な揺動を制御するために、例えば前記外側主翼部分に装備されている動翼（例えばエルロン）や、その他の主翼構成部材（例えば主翼の上面または下面に設けられたフラップ）などの、調節が可能で空気力学的な作用を発生する部材に対して調節を施すものである。

前記航空機が有人航空機である場合には、前記外側主翼部分の自動的な揺動を開始させるための制御命令を、その航空機のパイロットが手動操作によって発するようにしてもよい。また、前記航空機が無人航空機である場合には、そのような制御命令を、その航空機を制御するために装備されている遠隔制御システムを介してその航空機へ伝送するようにしてもよい。また、いずれの場合も、そのようにする替わりに、或いは、そのようにすることと併用して、例えば所与の飛行ルートに関して、前記航空機の飛行特性を（当該ルートの夫々の部分区間において要求される）地域ごとの要求条件に適合させるために、（例えば「オートパイロット」などの自動飛行制御装置が）そのような制御命令を自動的に発するようにしてもよい。

また、例えば前記揺動過程を開始させ、及び／または、遂行させるために、前記制御命令を発する替わりに、及び／または、前記制御命令を発することと併用して、例えばセンサで測定することによって得られる飛行状態パラメータの測定値を利用するようにするのもよい。その場合に利用することのできる飛行状態パラメータとしては、例えば、瞬間飛行速度（好ましくは、瞬間「真対気速度」）、空気力学的な力による瞬間荷重状態、複数の夫々の方向の加速度、複数の夫々の軸心のまわりの角加速度、等々がある。

１つの実施の形態によれば、前記航空機は更に前記揺動軸心の近傍領域に設けられた固定安定化機構を備えており、該固定安定化機構は、非揺動状態において例えば空気力学的な力や慣性力などにより意図せぬ揺動が発生することがないように前記外側主翼部分をロックするものである。前記外側主翼部分が上方へ揺動可能とされている場合には、特に上向き揚力を念頭に置く必要があり、このようなロックを施さないとその上向き揚力のために前記外側主翼部分が上方へ意図せぬ揺動を発生するおそれがある。

１つの構成例によれば、前記固定安定化機構が制御装置に制御されてそのロック作用が解除されまたは少なくとも低減されることによって、前記外側主翼部分に作用する空気力学的な力のために前記外側主翼部分の揺動が発生するようにしてある。このように「揺動駆動手段」として、空気力学的な力を用いることに替えて、或いは、空気力学的な力を用いることと併用して、例えば電動アクチュエータなどの更なる駆動手段を備えるようにしてもよく、その駆動手段は、例えば対応する揺動軸心を規定している軸受機構の近傍領域などに装備するとよい。

前記主翼の状態が非揺動状態にあるところから、例えば前記外側主翼部分を上方へ揺動させるのであれば、前記外側主翼部分に元々作用している揚力を利用してその揺動を発生させることができる。またそうするには、単に前記固定安定化機構のロック作用を低減するかまたは解除するだけでよい。特に、そのロック作用を解除する場合には、空気力学的な力を併用して、或いは、空気力学的な力のみを用いて遂行される前記外側主翼部分の揺動過程に合わせて、前記外側主翼部分に装備されている調節可能な制御要素（もっとも簡便な具体例では例えばエルロン）を適宜に制御するようにするとよい。このような制御要素の制御は、例えば前記制御装置によって行うことができ、その場合に、前記制御装置をアビオニクス・システムに接続しておくのもよい。

前記外側主翼部分の揺動は、少なくとも１１０°の揺動角度まで揺動可能としておくことが好ましく、また少なくとも１２０°の揺動角度まで揺動可能としておけば更に好ましい。またその場合に、前記外側主翼部分を非揺動状態から２つ以上の揺動状態へ移行可能にすることもでき、そうすることによって、少なくとも１つの「中間位置」への段階式または無段階式の制御が可能となる。従って、ここでいう揺動角度とは、非揺動状態（「主翼が伸びた」状態）と、「最大揺動状態」（最終位置）との間の角度差を意味するものである。

またここでいう「主翼が伸びた」状態とは、より具体的には、例えば前記外側主翼部分と前記内側主翼部分とが所定の相対位置関係にある状態であって、前記外側主翼部分の延在平面と前記内側主翼部分の延在平面とが略々同一平面となっている状態、ないしは、それら２つの平面の間に小さな角度差しかない状態である。

特に有利な１つの実施の形態によれば、最大揺動状態にあるときに、左右の前記外側主翼部分の先端の端縁どうしが互いに平行に延在し、また特に、それら端縁がいずれも略々前記航空機の前後方向に延在するようにしてある（そのため、例えばそれら端縁を互いに隙間無く当接させることができる）。

１つの実施の形態によれば、前記航空機は更に、揺動状態において、また特に「最大揺動」状態において、前記外側主翼部分の先端をロックするための固定安定化機構（場合によっては第２の固定安定化機構）を備えている。尚、そのロックのための構成は、様々な構成とすることが可能である。

かかる実施の形態の１つの構成例によれば、前記航空機が例えば前記胴体などに装備した固定安定化機構を備えており、この固定安定化機構は、左右の前記外側主翼部分の先端を前記胴体に対してロックし、及び／または、互いにロックするようにしたものである。

また、かかる実施の形態の別の１つの構成例では、前記固定安定化機構が、前記胴体から上方に延出した垂直尾翼に（特にその垂直尾翼の先端に）配設されている。

また、かかる実施の形態の更に別の１つの構成例によれば、前記固定安定化機構が、前記胴体から横方向の両側へ延出した水平尾翼に配設されている。

また、かかる実施の形態の更に別の構成例によれば、前記固定安定化機構は、例えば左右の前記外側主翼部分の夫々の先端に配設されており、揺動状態にある前記外側主翼部分の先端どうしを互いに固定する（場合によってはそれら先端を前記航空機の前記胴体に連結せずに前記胴体から距離をおいて互いに固定する）ものである。この構成例を実際に構成するには、例えば、左右の前記外側主翼部分の夫々の先端に互いに係合可能な連結部材を装備すればよい。

既述のごとく、１つの実施の形態として、前記航空機は胴体であると認識される部分を持たない全翼機であることもある。そのような実施の形態では、主翼の部分にペイロードを積載する構成とされることもある。更に、その主翼の表面にエンジンが取付けられることもあり、そのエンジンは、例えば前記揺動軸心の近傍領域に組付けられることもある。更に、その主翼のうちの揺動しない中心部分（即ち「内側主翼部分」）の両側端に、揺動可能な「外側主翼部分」が夫々に連結される。このような航空機においても、それら外側主翼部分の外側端どうしを、揺動状態において互いに連結してロックすることができ、そうすることが有利である。

特に好ましい１つの実施の形態によれば、前記揺動軸心の位置は、前記外側主翼部分が揺動されることによって前記航空機の翼幅の寸法が略々半分の寸法になる位置とされている。これに関しては、例えば、前記外側主翼部分が揺動されることによって前記航空機の翼幅の寸法が少なくとも４０％短縮される位置とすることが、また特に少なくとも５０％短縮される位置とすることが好ましい。

１つの実施の形態によれば、前記主翼は、非揺動状態において、その前縁が正の後退角を有し、及び／または、その後縁が正の後退角を有する。

このように非揺動状態において、その前縁、及び／または、その後縁が、正の後退角を有するところの主翼部分が、前記外側主翼部分である場合には、前記揺動軸心の延在方向を適切に選定することによって、揺動状態（これは前記外側主翼部分が大きく揺動された状態である）にあるときに、当該前縁ないし当該後縁が負の後退角（即ち前進角）を有するようにすることができ、このようにすることは、多くの用途ないし飛行状況において有利である。

尚、これに関して特に記しておくと、非揺動状態における前記外側主翼部分の後退角ないし前進角と、揺動状態における前記外側主翼部分の後退角ないし前進角とは、略々互いに無関係に、個別に設定可能である（前記揺動軸心の延在方向を適宜に設定することによって、非揺動状態における後退角ないし前進角と前記揺動軸心の延在方向とによって決定される揺動状態における後退角ないし前進角を、所望の角度に設定することができる）。

１つの実施の形態によれば、前記外側主翼部分の前縁の延在位置が前記内側主翼部分の前縁の延在位置より後方にオフセットしており、及び／または、前記外側主翼部分の後縁の延在位置が前記内側主翼部分の後縁の延在位置より後方にオフセットしている。このようにそれら主翼部分がオフセットしている構成とすることによって、空気力学的な利点が得られることが多く、特に、主翼の状態が非揺動状態にあるときに空気抵抗が低減されるという利点が得られる。

１つの実施の形態によれば、前記外側主翼部分は実質的に対称形の翼プロファイルを有する。これに関して注意すべきことは、前記外側主翼部分を大きく揺動させたときに、前記外側主翼部分の上面と下面とが「入れ替わる」ことである。もし前記外側主翼部分の翼プロファイルが非対称形のものであったならば、そして、例えば非揺動状態において上向き揚力を発生させるような翼プロファイルであったならば、揺動状態においては下向き揚力を発生させてしまうという不都合な自体がしばしば発生する。この点に関しては、上で述べたように、前記外側主翼部分に、制御されて調節されることで空気力学的な作用を発生する制御要素（例えば動翼など）を装備しておくと非常に好都合であり、そうしておけば、その制御要素を適宜に調節することで、前記外側主翼部分に作用する空気力学的な力をそのときの揺動状態に応じて調節することができる。また、左右の前記外側主翼部分の夫々に、当該外側主翼部分の長さ（翼幅）の略々全長（例えばその長さの９０％以上）に亘って延在する１つの動翼（エルロン）を装備した構成とすることが好ましく、なぜならば、このような構成のエルロンは、いわゆるキャンバーフラップの機能を提供することができるからである。

本発明に係る前記航空機の形状を変化させる方法の第１の特徴は、前記外側主翼部分に作用する空気力学的な力を用いて飛行中にその形状を変化させることにある。

この空気力学的な力は例えば瞬間飛行状態などに応じて変化する力であるため、前記航空機を適宜に制御することによって、前記外側主翼部分をどちらの揺動方向へ揺動させる場合にも、この「空気力学的な力を用いた揺動駆動」を利用することができる。特に好適な１つの構成例によれば、前記外側主翼部分それ自体に、調節が可能で空気力学的な作用を発生する制御要素が装備されており、その制御要素は（前記外側主翼部分の後縁に装備された）動翼とすることが好ましく、その制御要素を適宜に調節移動することによって、多かれ少なかれ瞬間飛行状態に応じた揺動駆動を発生させることができるようにしている。

また、前記外側主翼部分に本来装備すべき制御フラップ、及び／または、動翼がある場合には、その制御フラップないし動翼の形状を、その制御フラップないし動翼を調節することで前記外側主翼部分をどちらの揺動方向へも揺動させることができるような形状にするのもよい。例えば前記外側主翼部分の後縁に装備される動翼の場合に、当該動翼を前記外側主翼部分の中立面から上方と下方とのどちらにも揺動可能にしておけば、前記外側主翼部分をどちらの揺動方向へも揺動させることが可能となる。

前記航空機の形状を変化させる方法の１つの実施の形態においては、前記航空機が前記揺動軸心の近傍領域に配設された固定安定化機構を備えているようにし、その固定安定化機構が揺動運動に対して一定の抵抗力を発生するようにしている。この「揺動制動作用」によって、急速に過ぎる揺動が好適に防止されている。更に、この「揺動緩衝作用」によって、前記外側主翼部分の揺動を行わせるために前記外側主翼部分に装備された制御要素を制御する上で、その制御の負担が好適に軽減されている。この実施の形態の１つの具体例では、前記外側主翼部分の揺動を行わせる際に、揺動補助装置を作動させるようにしており、それによって、必要に応じて前記外側主翼部分に、揺動運動を制動するための回転モーメント、及び／または、揺動運動を補助するための回転モーメントを作用させることができるようにしている。またこの具体例においては、揺動過程の所定の部分区間ごとに、どれ程の大きさの制動回転モーメントまたは補助回転モーメントが必要とされるかを、構造上の仕様に基づいて予め求めておくとよい。また、そうする替わりに、或いは、そうすることと併用して、どれ程の大きさの制動回転モーメントまたは補助回転モーメントが必要であるかを、センサで測定して得られる揺動運動パラメータ（例えば瞬間揺動角度、瞬間揺動速度、等々）の測定値に基づいて、制御装置が制御アルゴリズムに従って求めるようにし、そして、その求めた結果に応じて制御装置が揺動補助装置を制御するようにするのもよい。

以上に説明した前記航空機の形状を変化させる方法の、また別の１つの実施の形態においては、前記外側主翼部分の揺動運動を制御するために、センサで測定して得られる揺動角度位置の測定値と、目標とする前記外側主翼部分の揺動運動を表している値（例えば時間の関数としての揺動移動量の値）とに基づいて、空気力学的な作用を発生する前記航空機の制御要素（例えば前記外側主翼部分に装備されている制御フラップまたは動翼など）の調節を行うようにしている。また、更に別の１つの実施の形態では、このように揺動の実行中に制御要素の制御を行うという方法と、上で説明した揺動補助装置を制御するという方法とを併用している。

前記航空機の形状を変化させる方法の第２の特徴は、前記第１の特徴と組合せることも可能な特徴であり、飛行中に（前記外側主翼部分を揺動させることで）形状を変化させるに際して、空気力学的な力（特に前記外側主翼部分などに作用する空気力学的な力）が顕著に減少する飛行状態にあるときに形状を変化させることにある。これによって、一つには、揺動の開始によって飛行安定性に関する空気力学的なバランスが急変するおそれが低減され、またもう一つには、空気力学的な力を用いた揺動駆動を行うときの急速に過ぎる揺動が防止される。また、揺動を発生させるために、空気力学的な力を用いる替わりに、或いは、空気力学的な力を用いることと併用して、（例えば電動アクチュエータなどの）独立したアクチュエータ、ないしは、先に言及した揺動補助装置を利用して、揺動を発生させるようにしている場合には、そのアクチュエータないし揺動補助装置に要求される出力容量が低減されるという利点が得られる。

ここで「空気力学的な力が顕著に減少する」という用語は、特に、前記外側主翼部分に作用する前記揺動軸心のまわりの回転モーメントの大きさが、通常の長距離直線飛行（巡航飛行）において作用する当該回転モーメントの５０％以下、また望ましくは２５％以下の大きさに低下することを意味するものである。

これに関して、例えばいわゆる放物線飛行を行っているときなどに、前記外側主翼部分の揺動を遂行するようにするとよい。放物線飛行を行っているときには、そこに作用している空気力学的な力が顕著に減少しており、そのため本発明に関しては、そのような特別な飛行状態を利用して、前記航空機の形態を変化させるようにするとよい。

本発明の１つの実施形態に係る航空機の模式的な平面図であり、同航空機が、主翼を伸ばした「第１形態」にある状態を示した図である。 図１に示した前記航空機の正面図である。 前記航空機の平面図であるが、ただし同航空機が、外側主翼部分の揺動がなされた「第２形態」にある状態を示した図である。 図３に示した前記航空機の正面図である。 図３のＶ‐Ｖ線に沿った主翼の断面図である。

以下に添付図面を参照しつつ、好適な実施形態に即して、本発明について更に詳細に説明して行く。

図１及び図２に示した航空機１０は、胴体１２と、この胴体１２から横方向ｙの両側へ延出した一対の主翼１４−１、１４−２とを備え、それら主翼の各々は、胴体１２に固設された「内側主翼部分」１６−１、１６−２と、この内側主翼部分に揺動可能に連結された「外側主翼部分」２０−１、２０−２とから成る。また、外側主翼部分２０−１、２０−２は、所定の揺動軸心１８−１、１８−２のまわりに揺動可能であって、内側主翼部分１６−１、１６−２に対して相対的に揺動可能であり、それら揺動軸心１８−１、１８−２の延在方向は、航空機１０の前後方向（飛行方向）ｘとされている。

ここで参照番号について説明しておくと、例えば主翼１４−１、１４−２などのようにこの実施形態に２つずつ（胴体の右側と左側に１つずつ）装備されており、それらの機能が同一である構成要素には、それらを指し示す参照番号として、同一番号を（ただしハイフン及び「１」、「２」の補助数字を末尾に付加して）使用する。ただし以下の説明では、そのような２つの構成要素の一方もしくは両方を指し示す参照番号として、ハイフン及び補助数字を省略した参照番号を使用することもある。

図示した実施形態では、航空機１０の胴体１２は、航空機１０の前後方向ｘに延在しており、略々「葉巻形」の形状を有している。また、推進手段として、図示した実施形態では、胴体１２の尾部に２基のジェットエンジン２２が装備されている。

航空機１０の操縦は、アビオニクス・システム２４によって行われ、また、複数の制御要素を介して行われる。それら制御要素は、制御することによって調節することのできる、空気力学的な作用を提供する部材である。図示例に装備されている複数の制御要素には、（内側主翼部分１６に装備された）内側エルロン２６と、（外側主翼部分２０に装備された）外側エルロン２８と、（水平尾翼に装備された）昇降舵３０と、（垂直尾翼３２に装備された不図示の）方向舵とが含まれる。

図示例の特徴の１つとして、外側主翼部分２０−１、２０−２が、内側主翼部分１６−１、１６−２よりも、前後方向ｘに関して後方へオフセットされていることがある。このようにオフセットすることによって、空気力学的な利点が得られる。また、このようにオフセットする場合には、図示例の構成に変更を加えて、水平尾翼及び昇降舵３０を省略した構成とすることも可能である。

外側主翼部分２０が揺動軸心１８のまわりに揺動可能であることによって、この航空機１０は、その形状即ち「形態」が可変となっており、その形状即ち形態をどのようにして変化させるかについて以下に詳細に説明する。また、その形状即ち形態を変化させることによって飛行中に飛行特性を様々な飛行状況に適合させることができるという利点が得られる。

図示例では、図１及び図２に示した航空機１０の「第１形態」から、図３及び図４に示した、ただ１つの別の形態への形態移行が行われ、その別の形態を以下の説明においては「第２形態」と称する。

第１形態（図１及び図２）にあるときには、横方向ｙに「主翼が伸びた」状態にあり、これは特に、離着陸や、エネルギ効率の良好な巡航飛行を行うための形態である。これに対して、第２形態（図３及び図４）にあるときには、外側主翼部分２０がその初期位置から上方へ揺動して（図２の矢印参照）、その揺動による回転角度が初期位置から１４０°に達しており、それによって航空機１０の飛行特性が、操縦性が良好で敏捷に行動できる飛行特性となっている。

図示例では、揺動軸心１８の位置が、左右の主翼１４の各々における、翼幅の中点（横方向ｙにおける中点）の近傍に設定されており、そのため、外側主翼部分２０を最終揺動位置まで揺動させて第２形態（図３及び図４）としたときに、左右の外側主翼部分２０の先端どうしが互いに近接し、または、互いに接触するようにすることができる。そのため第２形態においては、互いに係合可能な一対の連結手段３６−１、３６−２を介して、左右の外側主翼部分２０の先端どうしを互いに固定連結することができ、これによって、前方から見た形状が（図４参照）略々菱形の、強固な組付構造が得られる。この強固な組付構造は、大きな上向き揚力及び下向き揚力に容易に耐え得るものである。第２形態とすることによって更に、（横方向ｙにおいて）「主翼が短縮した」状態となり、この状態にあるとき、図示例では、主翼１２が前方箇所と後方箇所とで胴体１２に連結されており、そのためこの組付構造は、上方から見た形状も（図３参照）略々菱形となっている。第２形態においては、大負荷のかかる飛行操縦を行ったときに主翼１４の部分に作用する曲げモーメントが比較的小さなもので済むことが利点となり、これは、その曲げモーメントの腕の長さが（第１形態のときと比べて）略々半分になることによるものである。

アビオニクス・システム２４は、航空機１０の通常の操縦における制御要素の調節量の制御を行うと共に、更に、本発明に従って提供される、飛行中に航空機１０の形態を変化させるための揺動駆動過程の制御も行う。好適な１つの実施の形態においては、この形態移行を、例えばいわゆる放物線飛行を行っているときなどのように、外側主翼部分２０に作用する空気力学的な力が顕著に減少する飛行状態にあるときに実行するようにしている。これによって、外側主翼部分２０の揺動駆動を行っているときに、主翼１４に加わっている空気力学的な荷重を小さくしておけるという利点が得られる。

図示例に変更を加えた１つの変更構成例として、揺動軸心１８の延在方向が、航空機の前後方向ｘから多少偏位した構成とすることもでき、例えば、揺動軸心の延在方向が、航空機の前後方向ｘから３０°以下の偏位角で偏位した構成としてもよい。また、揺動軸心１８の延在方向を、航空機の前後方向ｘと完全に同一方向とはしない場合の、好適な１つの構成例として、揺動軸心１８の水平面（ｘｙ平面）に対する傾斜角を、航空機の前後方向ｘ及び上下方向ｚにより規定される鉛直面（ｘｚ平面）に対する傾斜角より小さくしたものがある。

第１形態と第２形態との間の形態移行は、アビオニクス・システム２４によって実行され、また、外側主翼部分２０の自動的な揺動によって達成される。また、その揺動過程を開始させるには、制御命令に従って、及び／または、センサで測定して得られる少なくとも１つの飛行状態パラメータ（例えば飛行速度など）の測定値に基づいて、それを開始させるようにするとよい。更に改良を加えた１つの構成例として、揺動過程が開始したならば、アビオニクス・システム２４が、航空機１０を例えば放物線飛行などのように空気力学的な力が顕著に減少する飛行状態に投入するようにするとよく、それによって、その揺動過程の可及的に良好な制御が可能となる。

図示例では、飛行中に外側主翼部分２０ないしこの外側主翼部分２０に装備したエルロン２８に作用する空気力学的な力を用いて、外側主翼部分２０の揺動を発生させるようにしてあり、これは非常に有利な方法である。これによって図示例では、揺動させるための専用の駆動機構（例えば電動アクチュエータなど）が不要化されている。

また、図示例では、揺動軸心１８の近傍に設けられた軸受機構３４によって提供されているロック作用が解除されたならば、外側主翼部分２０が空気力学的な力によって駆動されて揺動させられ（図示例では上方へ揺動させられて１４０°回転させられ）、それによって第１形態（図１及び図２）から第２形態（図３及び図４）への形態移行が行われるようにしてある。

揺動過程の進行中に、その揺動に対して軸受機構３４が適度の制動力（即ち制動回転モーメント）を及ぼすようにするのもよく、そうすることで、急速に過ぎる揺動を防止することができる。この制動力は、例えば、油圧制動装置の作動油の粘性抵抗力によって発生させるようにすることができる。更に、その油圧制動装置を、センサで測定して得られる飛行状態パラメータの測定値に応じて制御するようにするのもよく、及び／または、その油圧制動装置が、瞬間揺動角度に応じた制動力を提供するようにするのもよい。

一方、同じ軸受機構３４が、航空機１０が第１形態（図１及び図２）で飛行中のときには、外側主翼部分２０の意図せぬ揺動が発生することがないように、外側主翼部分２０を非揺動状態（第１形態）に確実にロックする機能を提供するようにするのもよい。

そのときの飛行状態によっては、外側主翼部分２０の揺動を発生させる上で、その飛行状態に応じて外側エルロン２８の作動角の制御を行う必要があることもあり、或いは、それが必要とされないまでも、望ましい揺動速度で「予め定めた通りの」揺動過程を完遂するためには、その作動角の制御を行うことが有用であることもある。その作動角の制御のためには、例えば、アビオニクス・システム２４が、センサで測定して得られる飛行状態パラメータ（特に瞬間揺動速度など）の測定値に基づいて、外側エルロン２８、及び／または、その他の制御要素を適切に制御するようにするとよい。

同様に、第２形態（図３及び図４）から第１形態（図１及び図２）へ復帰させるための形態移行の際にも、アビオニクス・システム２４が制御要素を適切に制御することによって、「空気力学的な力を用いた揺動駆動」を開始させ、及び／または、遂行させることができる。

従って、図示例の構成によれば、主翼１４を所望の形態に移行させるために外側主翼部分２０をどちらの揺動方向に揺動させるにも、そのためのアクチュエータを装備すること（例えば軸受機構３４の近傍領域に電動アクチュエータを装備するなど）が不要であるという利点が得られる。

更に、第２形態（図３及び図４）においても、第２の固定安定化機構によって、主翼をその形態に好適に固定できるようにしてあり、この第２の固定安定化機構は、図示例では先に言及した互いに係合することのできる連結手段３６−１、３６−２から成り、それら連結手段は外側主翼部分２０−１、２０−２の先端に装備されていて、それら外側主翼部分が最大限に揺動した状態（第２形態）で、それら外側主翼部分の先端をロックするものである。

図示例では、連結手段３６もまたアビオニクス・システム２４によって制御されるようにしてあり、その制御によって、第２形態において左右の外側主翼部分２０の先端どうしが互いに連結されてロックされる。尚、このロック方式に替えて、或いは、このロック方式と併用して、外側主翼部分２０の先端を胴体１２に連結して、或いは胴体１２に固設された航空機１０の構成部分に連結してロックするようにしてもよく、そうするためには例えば、連結手段３６に適宜の改造を施すと共に、更なる連結手段を胴体１２に設け、或いは胴体１２に固設された航空機１０の構成部分に設けるようにすればよい。この更なる連結手段を設けるのに適した、胴体１２に固設された航空機１０の構成部分は、例えば垂直尾翼３２や水平尾翼などである。

第２形態に固定するための手段として、以上に説明した手段の替わりに、或いは、以上に説明した手段と併用して、軸受機構３４によって（従って揺動軸心１８の近傍領域に）ロック作用が提供される構成とするのもよい。例えば軸受機構３４が、先に説明した揺動運動を制動ないし補助するための装置を構成している場合には、軸受機構３４に極端な調節を加えて「揺動を阻止する制動力」を発揮させるようにすれば、構成的に有利な方式でロック作用を得ることができる。

図示例に採用されている１つの好適な構成として、最大揺動状態（図示例の第２形態）において左右の外側主翼部分の先端縁どうしが互いに平行に延在するように、また特に、それら先端縁がいずれも略々前後方向ｘに延在するようにしてあり、それによって、例えばそれら端縁が互いに隙間無く当接できるように、及び／または、第２形態に固定するための先に説明した連結手段をそれら先端縁に容易に装備できるようにしているということがある。

図示例に変更を加えた１つの変更構成例として、第１形態及び第２形態に加えて更に、第１形態からの揺動角が１４０°以下の角度位置に、軸受機構３４が外側主翼部分２０をロックして揺動させないようにすることで、少なくとも１つの「中間位置」の形態を取り得る構成とすることもできる。

図示例では、第１形態（図１及び図２）にあるときには、内側主翼部分１６も、また外側主翼部分２０も、その前縁及び後縁が共に後退角を有している（即ち正の後退角を有している）。一方、外側主翼部分２０を揺動させて、第２形態（図３及び図４）へ形態移行した後には、外側主翼部分２０は揺動前とは逆に、その前縁及び後縁が共に前進角を有している（即ち負の後退角を有している）。

それゆえ、第２形態においては、前方に位置している内側主翼部分が後退角（即ち正の後退角）を有し、後方に位置している外側主翼部分が前進角（即ち負の後退角）を有するという「後退角と前進角が組合わされた」状態になっており、これによって、飛行安定性及び操縦性が良好となっている。また、これによって、重心と空気力学的な力の作用点との間の距離も望ましいものとなっている。更に、内側主翼部分１６と外側主翼部分２０とがこのように後進角と前進角とを有しているため、正面及び背面からレーダーで捕捉されたときのレーダー像が小さいという利点も得られている。そして更に、遷音速領域及び超音速領域における造波抵抗が小さいという利点も得られている。

図示例に変更を加えた１つの変更構成例として、外側主翼部分２０が、第１形態のみならず第２形態にあるときにも後退角を有しているような構成とすることもできる。図示例をそのように変更するには、例えば、揺動軸心１８の延在方向を設定する際に、その揺動軸心１８が、水平面（ｘｙ平面）に沿って延在しているが、ただし垂直面（ｘｚ平面）に対しては偏位して（傾斜して）延在しているようにし、その偏位角が、第１形態にあるときの外側主翼部分２０の「後退角」（図示例では約３０°）より大きな角度であるようにすればよい。

更に、図示例に変更を加えた別の１つの変更構成例として、非揺動状態における、外側主翼部分２０の前縁の後退角、及び／または、後縁の後退角が、略々０°（例えば１０°以下）であるような構成とすることも考えられる。

図５は、図３のＶ−Ｖ線に沿った断面図であり、第２形態にあるときの、内側主翼部分１６−１の翼プロファイルと外側主翼部分２０−１の翼プロファイルとの相対位置並びにそれら翼プロファイルの夫々の方向を示した図である。

内側主翼部分１６−１は、図示したごとく、前後方向ｘに流れる一様流に対する迎角が（第１形態と第２形態とのいずれにあっても）同一の正の迎角ａとなっている。一方、外側主翼部分２０−１は、図５に示した第２形態にあるときのその迎角が（図示例では前後方向ｘに延在している揺動軸心１８のまわりに揺動したことによって）負の迎角となっており、その角度の大きさはｂである。

第１形態と第２形態とのいずれにおいても良好な飛行特性及び飛行安定性が得られるようにするには、（正の方の）迎角の大きさａを、（負の方の）迎角の大きさｂより大きく設定しておくことが望ましい。

第１形態と第２形態との間で形態移行をする際には、外側主翼部分の迎角ｂの正負が反転するため、それに対応して、空気力学的な力である揚力が作用する向きも反転する。この揚力の向きの反転影響を補償ないし回避する上で大きな役割を果たすのが、図示例において外側主翼部分２０の（横方向ｙにおける）略々全長に渡って延在している外側エルロン２８である。かかる構成の外側エルロン２８は、実質的に「キャンバーフラップ」として機能させることができ、それによって、そのときの形態、即ち、そのときの外側主翼部分２０の揺動状態にとって望ましい、上向きまたは下向きの適切な大きさの揚力が得られるように、揚力の調節を行うことができる。

更に、これに関しては、少なくとも外側主翼部分２０の翼プロファイルを、翼弦線に関して実質的に対称形の翼プロファイルとしておくことが望ましい。

内側主翼部分１６と外側主翼部分２０との夫々に、動翼であるエルロン２６、２８を装備してあり、しかも、第２形態において、内側エルロン２６と外側エルロン２８とが、航空機の前後方向ｘに関して「前後に」位置するようにしてあることによって、航空機の全体としての揚力を極めて直接的且つ効率的に変化させることができるという利点が得られている。また、航空機を操縦して揚力を変化させる際には、それらエルロン２６、２８を昇降舵と同様に作動させるようにすればよく、即ち、対称的に（左右で同一方向に）揺動させるようにすればよい。これに対して、従来の航空機では、揚力を変化させる際には、先ず、機体そのものを横方向（方向ｙ）の軸心のまわりに回転させる必要があり、その回転によって主翼１４の迎角を変化させて揚力を変化させるため、その効果は発生するまでに時間遅れが存在していた。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 主翼
１６ 内側主翼部分
１８ 揺動軸心
２０ 外側主翼部分
２４ 制御装置
ｙ 航空機の横方向
ｘ 航空機の前後方向

Claims (11)

1. 飛行特性の適合化のために形状を可変とした航空機（１０）であって、胴体（１２）と、該胴体から横方向（ｙ）の両側へ延出した一対の主翼（１４）とを備え、前記一対の主翼の各々は、前記胴体（１２）に固設された内側主翼部分（１６）と、該内側主翼部分に揺動可能に連結され、所定の揺動軸心のまわりに揺動可能な外側主翼部分（２０）とから成る航空機において、前記揺動軸心（１８）の延在方向が、前記航空機の前後方向（ｘ）からの偏位角が最大でも４０°までとなるように、また好ましくは最大でも２０°までとなるように、また特に、前記航空機の前後方向（ｘ）と略々同一方向となるように設定されていることを特徴とする航空機。
2. 更に制御装置（２４）を備えており、該制御装置は制御命令に従って、及び／または、少なくとも１つの飛行状態パラメータに応じて、飛行中に前記外側主翼部分（２０）の自動的な揺動を制御するものであることを特徴とする請求項１記載の航空機。
3. 飛行中に前記外側主翼部分（２０）に作用する空気力学的な力を用いて、前記外側主翼部分の揺動を発生させるようにしたことを特徴とする請求項１又は２記載の航空機。
4. 更に前記揺動軸心（１８）の近傍領域に設けられた固定安定化機構を備えており、該固定安定化機構は、非揺動状態において空気力学的な力により意図せぬ揺動が発生することがないように前記外側主翼部分（２０）をロックするものであることを特徴とする請求項１乃至３の何れか１項記載の航空機。
5. 前記固定安定化機構が制御装置（２４）に制御されてそのロック作用が解除されまたは少なくとも低減されることによって、前記外側主翼部分（２０）に作用する空気力学的な力のために前記外側主翼部分の揺動が発生するようにしてあることを特徴とする請求項４記載の航空機。
6. 前記外側主翼部分の揺動は、少なくとも１１０°の揺動角度まで揺動可能であり、また好ましくは少なくとも１２０°の揺動角度まで揺動可能であることを特徴とする請求項１乃至５の何れか１項記載の航空機。
7. 更に、揺動状態において前記外側主翼部分（２０）の先端をロックするための固定安定化機構を備えたことを特徴とする請求項１乃至６の何れか１項記載の航空機。
8. 前記揺動軸心（１８）の位置は、前記外側主翼部分が揺動されることによって前記航空機の翼幅の寸法が略々半分の寸法になる位置とされていることを特徴とする請求項１乃至７の何れか１項記載の航空機。
9. 前記主翼（１４）は、非揺動状態において、その前縁が正の後退角を有し、及び／または、その後縁が正の後退角を有することを特徴とする請求項１乃至８の何れか１項記載の航空機。
10. 前記外側主翼部分（２０）の前縁の延在位置が前記内側主翼部分（１６）の前縁の延在位置より後方にオフセットしており、及び／または、前記外側主翼部分（２０）の後縁の延在位置が前記内側主翼部分（１６）の後縁の延在位置より後方にオフセットしていることを特徴とする請求項１乃至９の何れか１項記載の航空機。
11. 請求項１乃至１０の何れか１項記載の航空機の形状を飛行中に変化させる方法であり、前記外側主翼部分（２０）に作用する空気力学的な力を用いて形状を変化させ、及び／または、前記外側主翼部分（２０）に作用する空気力学的な力が顕著に減少する飛行状態にあるときに形状を変化させることを特徴とする方法。

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