JP2016097863A

JP2016097863A - 航空機の飛行方法

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Publication number: JP2016097863A
Application number: JP2014237585A
Authority: JP
Inventors: 直美菊池; Naomi Kikuchi
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2014-11-25
Filing date: 2014-11-25
Publication date: 2016-05-30
Also published as: US20160144968A1

Abstract

【課題】低燃費飛行を可能とする航空機の飛行方法を提供する。
【解決手段】本発明は、胴体２と、主翼３と、推力を発生させる動力装置としてのエンジン６を備える航空機１の飛行方法であって、前記エンジン６の出力と前記主翼の翼面積とが比例するように前記エンジン６と前記主翼３を組み合わせ、翼面積の大きな前記主翼３を用いて大きな揚力を発生させて前記航空機１を高高度まで上昇させ、高出力の前記エンジン６を用いて高速で飛行するものである。
【選択図】図１

Description

本発明は、高速飛行及び低燃費飛行を可能とする航空機の飛行方法に関するものである。

従来、特許文献１の図１に示されているような航空機が知られている。この様な航空機は、主翼に取り付けられたエンジンが左右各々１つであるためエンジンの出力が小さく、大きな推力を生み出すことができないため、高速で飛行することが困難である。

また、主翼の翼面積が小さいことから、航空機を上昇させる際に主翼に発生する揚力が小さく、航空機を高高度まで上昇させることが困難である。

特開平５−２８６４９８号公報

したがって、このような従来の航空機では比較的低高度を飛行せざるを得ず、低高度を飛行する場合には大気圧が高いことから、航空機は進行方向と反対の方向に発生する大きな空気抵抗を受けることになる。そのため、航空機はこの空気抵抗によって減速され、高速度での飛行が困難であり、長距離を飛行する場合には長時間を要するという問題があった。

また、空気抵抗が大きいため、推力を発生させるエンジンの燃料の消費が多くなるという問題があった。

そこで、本発明は、高速度で飛行することにより飛行時間を短縮し、かつ飛行時の燃料消費を抑制した航空機の飛行方法を提供することを目的とする。

請求項１の航空機の飛行方法は、胴体と、主翼と、推力を発生させる動力装置を備える航空機の飛行方法であって、前記動力装置の出力と前記主翼の翼面積とが比例するように前記動力装置と前記主翼を組み合わせ、翼面積の大きな前記主翼を用いて大きな揚力を発生させて前記航空機を高高度まで上昇させ、高出力の前記動力装置を用いて高速で飛行することを特徴とする航空機の飛行方法。

請求項２の航空機の飛行方法は、前記動力装置による推力の発生を停止させて飛行速度を所定値まで減速させた後に着陸を行うことを特徴とする。

請求項３の航空機の飛行方法は、前記主翼が三角翼であることを特徴とする。

請求項４の航空機の飛行方法は、前記動力装置がジェットエンジンであることを特徴とする。

請求項５の航空機の飛行方法は、前記動力装置がロケットエンジンであることを特徴とする。

請求項１の発明によれば、高速飛行により飛行時間を短縮することができる。また、低高度を飛行する場合と比較して飛行時の燃料の消費を抑制することができる。

請求項２の発明によれば、下降時の燃料の消費を抑制することができる。

請求項３の発明によれば、比較的大きな揚力を得ることができる。

請求項４の発明によれば、大気中を飛行する場合に十分な推力を得ることができる。

請求項５の発明によれば、大気圧の小さい高高度を飛行する場合であっても十分な推力を得ることができる。

本発明の実施例１を示す航空機の平面図である。従来の航空機を示す平面図である。本発明の実施例１に係る航空機の飛行経路と従来の航空機の飛行経路を示した図である。

本発明における好適な実施の形態について、添付図面を参照して説明する。尚、以下に説明する実施の形態は、特許請求の範囲に記載された本発明の内容を限定するものではない。また、以下に説明される構成の全てが、本発明の必須要件であるとは限らない。

以下、本発明の航空機の飛行方法の第１実施例について、図１〜図３を参照しながら説明する。

図１は、本実施例における航空機１を示している。航空機１は、胴体２と、胴体２の前後方向略中間部の両側面に取り付けられた主翼３と、胴体２の後端側の両側面に取り付けられた水平尾翼４と、胴体２の後端付近上面に取り付けられた垂直尾翼５と、主翼３の左右各々に取り付けられた動力装置としてのエンジン６とにより構成されている。

主翼３には、大きな翼面積を確保するため、後退角を有する三角翼が用いられている。本実施例では、主翼３には左右各々２つのエンジン６が取り付けられているが、出力の大きなエンジン６を用いる場合には、エンジン６は左右の主翼３に各々１つ取り付けてもよく、また、さらに推力を得るためにエンジン６の数を増やしてもよい。

本実施例において、エンジン６の数を増やす等、エンジン６の総出力を大きくした場合には、主翼３の翼面積も大きくする必要があるが、翼面積は主翼３の翼弦長と翼幅の長さを変更することにより調整する。また、本実施例の主翼３は三角翼であるが、主翼３を他の形状とすることにより翼面積を調整することも可能である。

水平尾翼４は、後退角を有する平面視略三角形状を有している。この水平尾翼４は、航空機１の機首７の上下方向の動きを安定させる機能を有する。具体的には、機首７が水平に対して上方に上がった場合に、水平尾翼４にプラスの迎え角が生じて水平尾翼４に揚力が発生し、航空機１の重心を中心にして機首７を下げる方向に回転させる。一方、機首７が下がった場合には、水平尾翼４にマイナスの迎え角が生じて水平尾翼４にマイナスの揚力が発生し、航空機１の重心を中心にして機首７を上げる方向に回転させる。

なお、本実施例では、航空機１の機体が水平な状態で水平尾翼４にマイナスの迎え角が生じるように水平尾翼４が取り付けてあるが、水平尾翼４の取付け角度は適宜変更可能である。

水平尾翼４は、翼面積が大きいほど縦揺れに対する安定効果が高く、また、航空機１の機体重心から水平尾翼４までの距離が大きいほど縦揺れに対する安定効果が高くなる。そのため、水平尾翼４の翼面積及び配設位置を適宜変更し、航空機１の縦揺れに対する安定化を図ることができる。

垂直尾翼５は、上部が先細となった側面視略台形状を有している。この垂直尾翼５は、航空機１の機首７の左右方向の動きを安定させる機能を有する。具体的には、機首７が左側に振られた場合には、垂直尾翼５には航空機１の進行方向に対して迎え角が生じて垂直尾翼５に対して左方向の揚力が発生し、機首７を右方向に回転させる。一方、機首７が右側に振られた場合には、垂直尾翼５には航空機１の進行方向に対して迎え角が生じて垂直尾翼５に対して右方向の揚力が発生し、機首７を左方向に回転させる。

垂直尾翼５は、翼面積が大きいほど左右方向の揺れに対する安定効果が高く、また、航空機１の機体重心から垂直尾翼５までの距離が大きいほど左右方向の揺れに対する安定効果が高くなる。そのため、垂直尾翼５の翼面積及び配設位置を適宜変更し、航空機１の左右方向の揺れに対する安定化を図る。

航空機１の推力を発生させるエンジン６には、ジェットエンジンやロケットエンジンを使用する。ジェットエンジンは、前面に配置された吸気口（図示せず）から空気（酸素）を取り込み、取り込んだ空気（酸素）を圧縮し、圧縮した空気（酸素）を燃料と混合して燃焼することにより高温高圧の燃焼ガスを作り出し、後面に配置されて排気口（図示せず）から後方に噴射させる。この噴射に対する反作用が航空機１を前進させる推力となる。このように、ジェットエンジンが推力を発生させるためには空気（酸素）が必要であることから、航空機１は酸素濃度が所定値以上の大気中を飛行する場合には、エンジン６にジェットエンジンを使用して、外部からエンジン６内に空気（酸素）を取り入れることにより十分な推力を得ることができる。

一方、航空機１の飛行領域の酸素濃度が所定値以下の場合には、エンジン６にロケットエンジンを使用する。ロケットエンジンは、燃料の他に燃焼用の酸素を備えているため、ジェットエンジンと異なり酸素を外部から取り込む必要がない。そのため、酸素濃度が低い領域を飛行する場合であっても、エンジン６にロケットエンジンを使用することにより、十分な推力を得ることができる。

このように、本実施例の航空機１は、飛行領域によって使用するエンジンの種類を選択することが可能である。

図２は、従来の航空機１Ａを示しており、航空機１Ａの主翼３Ａの翼面積は航空機１の主翼３の翼面積の１／２であり、この航空機１Ａの主翼３Ａには航空機１が備えるエンジン６と同一のエンジン６Ａが左右各々１つ取り付けられている。航空機１Ａの胴体２Ａ、水平尾翼４Ａ及び垂直尾翼５Ａは、航空機１の胴体２、水平尾翼４及び垂直尾翼５と各々同一である。以下、この航空機１Ａと比較しながら、本実施例の航空機１の飛行方法について説明する。

航空機１Ａは、主翼３Ａの翼面積ｄと２つのエンジン６Ａの単位時間当たりの総出力ｅにより、揚力ｆを得ることができる。この揚力ｆを利用すると共にエンジン６Ａにより発生する推力により、航空機１Ａは高度ｈまで上昇することができる。この高度ｈにおける大気圧をｐとする。航空機１Ａは、高度ｈまで上昇し、大気圧ｐ中を飛行する際に、進行方向と反対方向の空気抵抗ｒを受ける。この空気抵抗ｒとエンジン６Ａの総出力ｅとの関係により、航空機１Ａは大気圧ｐ中において速度ｖで飛行することができる。

これに対し、本実施例の航空機１は、主翼３の翼面積が航空機１Ａの主翼３Ａの翼面積の２倍となっている。また、航空機１Ａがエンジン６Ａを２つ備えるのに対して、航空機１はエンジン６を４つ備えているため、４つのエンジン６の単位時間当たりの総出力Ｅは航空機１Ａの２つのエンジン６Ａの総出力ｅの２倍である。したがって、翼面積とエンジン６の総出力Ｅにより、航空機１は、航空機１Ａが得ることのできる揚力ｆよりも大きな揚力Ｆを得ることができる。そして、この揚力Ｆを利用すると共にエンジン６により発生する推力により、航空機１Ａが上昇可能な高度ｈよりも高い高度Ｈまで上昇することができる。高度Ｈでの大気圧Ｐは、高度ｈでの大気圧ｐよりも低いため、航空機１が高度Ｈを飛行する際には進行方向と反対方向の空気抵抗Ｒを受けるが、この空気抵抗Ｒは当然、航空機１Ａが高度ｈを飛行する際に受ける空気抵抗ｒよりも小さくなる。この空気抵抗Ｒとエンジン６の総出力Ｅとの関係により、航空機１は大気圧Ｐ中において航空機１Ａの飛行速度ｖよりも速い速度Ｖで飛行することができる。

なお、エンジン６とエンジン６Ａの空気（酸素）を取り込む吸気口の面積は等しいため、より高高度を飛行する航空機１のエンジン６は、吸気口の単位面積当たりの空気（酸素）の取込み量は少なくなるが、航空機１の飛行速度Ｖは航空機１Ａの飛行速度ｖより速いため、単位時間当たりに吸気口から取り込まれる空気（酸素）の量は、高高度を飛行する航空機１のエンジン６と低高度を飛行する航空機１Ａのエンジン６Ａとで大差はない。

航空機１は、高高度から着陸するために高度を落とす際に、エンジン６を停止させて、空気抵抗により一定速度、例えば、時速１０００ｋｍにまで減速し、重力によって一定高度まで降下する。航空機１を急降下させると空気抵抗が大きくなり航空機１の機体に無理が生じてしまうが、この減速方法及び降下方法によれば、航空機１は機体に無理を生じることなく減速及び降下をすることができ、かつ、燃料の消費量を削減することができる。

以下、図３を参照しながら、航空機１の飛行方法について航空機１Ａと比較しながら説明する。なお、図３の縦軸は高度を、横軸は距離を示しており、８は離陸地点、９は着陸地点である。

飛行経路線１０は、航空機１の飛行経路を示している。航空機１は、離陸地点８を離陸すると、着陸地点９の方向に進行しながら高度Ｈまで上昇する。航空機１は、高度Ｈに到達した後、着陸地点９に向かって速度Ｖで水平飛行を行う。そして、着陸地点９から所定の距離に到達するとエンジン６の駆動を停止し、空気抵抗によって飛行速度を減速させると共に、重力により航空機１を降下させる。その後、航空機１が所定の速度まで減速したら、再びエンジン６を駆動させてエンジン６の出力を調整することにより、飛行速度と飛行高度を調整しながら降下して着陸地点９に着陸する。

飛行経路線１１は、航空機１Ａの飛行経路を示している。航空機１Ａは、離陸地点８を離陸すると、着陸地点９の方向に進行しながら高度ｈまで上昇する。航空機１Ａは、高度ｈに到達した後、着陸地点９に向かって速度ｖで水平飛行を行う。そして、着陸地点９から所定の距離に到達するとエンジン６Ａの出力を調整することにより、飛行速度と飛行高度を調整しながら降下して着陸地点９に着陸する。

以下、条件を設定して、本実施例をさらに具体的に説明する。設定する条件は、以下のとおりである。（１）高度Ｈを２００００ｍ、高度ｈを１００００ｍとする。（２）総出力Ｅは総出力ｅの２倍とする。（３）主翼３の翼面積は主翼３Ａの翼面積の２倍とする。（４）高度Ｈ（２００００ｍ）の大気圧Ｐを高度ｈ（１００００ｍ）の大気圧ｐの１／２とする。

上記設定条件（２）により、航空機１は、高度ｈ（１００００ｍ）を飛行した場合には、航空機１Ａが高度ｈ（１００００ｍ）を飛行した場合と比較して２倍の速度で飛行することができる。また、設定条件（４）により、航空機１が高度Ｈ（２００００ｍ）を飛行した場合には、航空機１が高度ｈ（１００００ｍ）を飛行した場合と比較して２倍の速度で飛行することができる。したがって、航空機１は高度Ｈ（２００００ｍ）を飛行することにより、航空機１Ａが高度ｈ（１００００ｍ）を飛行した場合と比較して４倍の速度で飛行することができる。

上記設定条件（２）により、航空機１は航空機１Ａと比較して２倍の燃料を消費する。しかしながら、航空機１は高度Ｈ（２００００ｍ）を飛行することにより、航空機１Ａが高度ｈ（１００００ｍ）を飛行した場合と比較して４倍の速度で飛行することができるため、航空機１と航空機１Ａとが等しい距離を飛行した場合、航空機１の燃料消費時間は航空機１Ａの燃料消費時間の１／４となる。そうすると、飛行全体における燃料の消費量を比較すると、航空機１の燃料消費量は航空機１Ａの１／２となる。したがって、航空機１の飛行方法は航空機１Ａの飛行方法と比較して、飛行時間を短縮し、燃料の消費を抑制した低燃費飛行を実現する。

次に、条件を以下のとおり設定する。（５）高度Ｈを３００００ｍ、高度ｈを１００００ｍとする。（６）総出力Ｅは総出力ｅの３倍とする。（７）主翼３の翼面積は主翼３Ａの翼面積の３倍とする。（８）高度Ｈ（２００００ｍ）の大気圧Ｐを高度ｈ（１００００ｍ）の大気圧ｐの１／３とする。

このように条件を設定すると、設定条件（６）により、航空機１は航空機１Ａの９倍の速度で飛行することができる。そして、飛行全体における燃料の消費量を比較すると、航空機１の燃料消費量は航空機１Ａの１／３となる。

このように、主翼３の翼面積とエンジン６の総出力Ｅとを比例させて大きくすることにより、飛行時間の短縮及び燃料の消費量の抑制を実現することができる。主翼３の翼面積とエンジン６の総出力Ｅは上述した２倍、３倍に限られず、所望の倍数を選択可能である。なお、エンジン６の使用数を増加させると、航空機１の重量が増加するが、航空機１全体の重量からすれば考慮に入れる程のものではない。

このように本実施例では、胴体２と、主翼３と、推力を発生させる動力装置としてのエンジン６を備える航空機の飛行方法であって、前記エンジン６の出力と前記主翼３の翼面積とが比例するように前記エンジン６と前記主翼３を組み合わせ、翼面積の大きな前記主翼３を用いて大きな揚力を発生させて前記航空機１を高高度まで上昇させ、高出力の前記エンジン６を用いて高速で飛行することにより、飛行時間を短縮し、燃料の消費量を抑制することができる。

また、本実施例では、前記エンジン６による推力の発生を停止させて飛行速度を所定値まで減速させた後に着陸を行うことにより、航空機１は機体に無理を生じることなく減速及び降下をすることができ、かつ、燃料の消費量を削減することができる。

また、本実施例では、前記主翼３が後退角を有する三角翼であることにより、翼面積が大きくなり、大きな揚力Ｆを得ることができる。そのため、航空機１はこの揚力Ｆを利用して高高度まで上昇することができる。

また、本実施例では、前記エンジン６がジェットエンジンであることにより、大気中を飛行する際に、十分な推力を得ることができる。

また、本実施例では、前記エンジン６がロケットエンジンであることにより、大気の薄い高高度を飛行する場合であっても、十分な推力を得ることができる。

尚、本発明は、上記実施例に限定されるものではなく、本発明の要旨の範囲内で種々の変形実施が可能である。例えば、エンジンは胴体や垂直尾翼に取り付けてもよい。

１航空機
２胴体
３主翼
６エンジン（動力装置）

Claims

胴体と、主翼と、推力を発生させる動力装置を備える航空機の飛行方法であって、
前記動力装置の出力と前記主翼の翼面積とが比例するように前記動力装置と前記主翼を組み合わせ、
翼面積の大きな前記主翼を用いて大きな揚力を発生させて前記航空機を高高度まで上昇させ、
高出力の前記動力装置を用いて高速で飛行することを特徴とする航空機の飛行方法。
前記動力装置による推力の発生を停止させて飛行速度を所定値まで減速させた後に着陸を行うことを特徴とする請求項１記載の航空機の飛行方法。
前記主翼が後退角を有する三角翼であることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機の飛行方法。
前記動力装置がジェットエンジンであることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載の航空機の飛行方法。
前記動力装置がロケットエンジンであることを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機の飛行方法。