JP2016097863A - 航空機の飛行方法 - Google Patents
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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
【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。
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)
2 胴体
3 主翼
6 エンジン(動力装置)
Claims (5)
- 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。
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Legal Events
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A977 | Report on retrieval |
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A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20161024 |
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A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20170124 |