JP2534666B2 - 高運動性航空機とその飛行方法 - Google Patents
高運動性航空機とその飛行方法Info
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- JP2534666B2 JP2534666B2 JP61081962A JP8196286A JP2534666B2 JP 2534666 B2 JP2534666 B2 JP 2534666B2 JP 61081962 A JP61081962 A JP 61081962A JP 8196286 A JP8196286 A JP 8196286A JP 2534666 B2 JP2534666 B2 JP 2534666B2
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- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
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- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/14—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being other than main propulsion jets
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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- Preparation Of Compounds By Using Micro-Organisms (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は、通常の飛行態様とは異なる態様で飛行する
ことができる高運動性航空機およびこの航空機を高い運
動性で飛行させる方法に関する。
ことができる高運動性航空機およびこの航空機を高い運
動性で飛行させる方法に関する。
［従来の技術］ 1978年頃までは、航空機を失速させることはこの航空
機がきりもみや好ましくないディープストールに陥るこ
とになり、操縦不能な状態となるため、許容されない飛
行状態であるとされていた。このディープストール状態
ては、航空機が安定を保っているが、高い迎え角で失速
しており、正常な飛行状態に回復するのは極めて困難ま
たは不可能な状態である。つまり、このディープストー
ル状態では、航空機が最大揚力を与える迎え角以上の迎
え角となっており、操縦不能の状態とはなっているが、
この航空機は高い降下率で降下している以外には、特に
特徴のある運動は生じない。通常の航空機では、その迎
え角が約18゜ないし20゜で失速する。
機がきりもみや好ましくないディープストールに陥るこ
とになり、操縦不能な状態となるため、許容されない飛
行状態であるとされていた。このディープストール状態
ては、航空機が安定を保っているが、高い迎え角で失速
しており、正常な飛行状態に回復するのは極めて困難ま
たは不可能な状態である。つまり、このディープストー
ル状態では、航空機が最大揚力を与える迎え角以上の迎
え角となっており、操縦不能の状態とはなっているが、
この航空機は高い降下率で降下している以外には、特に
特徴のある運動は生じない。通常の航空機では、その迎
え角が約18゜ないし20゜で失速する。
しかし、米国特許No.4,261,533および4,099,687に開
示されているように、水平尾翼が回転できるようにこの
尾翼および航空機の尾部を構成するか、または主翼に装
着したエンジンを傾動できるように構成し、このディー
プストールのような高い迎え角の状態で航空機を制御で
きるようにしたものがある。
示されているように、水平尾翼が回転できるようにこの
尾翼および航空機の尾部を構成するか、または主翼に装
着したエンジンを傾動できるように構成し、このディー
プストールのような高い迎え角の状態で航空機を制御で
きるようにしたものがある。
これらものによれば、高い降下率は制御できないが、
その他の制御は推力を調整することによっておこなうこ
とができ、このような失速角度以上の高い迎え角で飛行
する場合、すなわち超通常飛行させる場合の安定性やそ
の飛行特性の有用性等が研究されている。
その他の制御は推力を調整することによっておこなうこ
とができ、このような失速角度以上の高い迎え角で飛行
する場合、すなわち超通常飛行させる場合の安定性やそ
の飛行特性の有用性等が研究されている。
このような場合の航空機の縦方向の制御は、上記の米
国特許No.4,261,533および4,099,687に開示されている
ように、尾翼全体、または弦長の大きなエレボンをこの
航空機の迎え角と反対の方向にこの迎え角と略等しい角
度だけ回動させ、これらの尾翼の迎え角を失速角度以下
に維持し、この航空機の制御と安定性を維持するもので
ある。
国特許No.4,261,533および4,099,687に開示されている
ように、尾翼全体、または弦長の大きなエレボンをこの
航空機の迎え角と反対の方向にこの迎え角と略等しい角
度だけ回動させ、これらの尾翼の迎え角を失速角度以下
に維持し、この航空機の制御と安定性を維持するもので
ある。
また、米国特許No.4,281,810、米国特許No.4,010,920
および西ドイツ公開特許公報2421524には、回動可能な
先尾翼を備えたものが開示されている。しかし、これら
のものは、失速角度以下の低い迎え角で飛行する場合の
安定性および操縦性を改善するものであり、高い迎え角
で飛行する場合すなわち超通常飛行の場合の安定性およ
び操縦性を改善するものではない。
および西ドイツ公開特許公報2421524には、回動可能な
先尾翼を備えたものが開示されている。しかし、これら
のものは、失速角度以下の低い迎え角で飛行する場合の
安定性および操縦性を改善するものであり、高い迎え角
で飛行する場合すなわち超通常飛行の場合の安定性およ
び操縦性を改善するものではない。
多くの場合、通常の飛行ではその迎え角は最大揚力を
与える迎え角以下の角度に規制されており、この最大揚
力の迎え角を越えると完全に失速する。また、ある種の
航空機、たとえば前縁の後退角がきわめて大きい航空機
やストレークすなわち胴体に帯状の板が突設された航空
機では、この翼面や舵面から気流の部分剥離が発生し、
最大揚力を与える迎え角以下の迎え角において安定性の
問題が発生し、このため通常飛行の際の迎え角が低く制
限されている。
与える迎え角以下の角度に規制されており、この最大揚
力の迎え角を越えると完全に失速する。また、ある種の
航空機、たとえば前縁の後退角がきわめて大きい航空機
やストレークすなわち胴体に帯状の板が突設された航空
機では、この翼面や舵面から気流の部分剥離が発生し、
最大揚力を与える迎え角以下の迎え角において安定性の
問題が発生し、このため通常飛行の際の迎え角が低く制
限されている。
［発明が解決しようとする問題点］ 本発明は、以上の事情に基づいてなされたもので、上
記の問題を解決し、従来規制されていた以上の迎え角で
飛行することができる航空機およびその飛行方法を提供
するものである。このような従来の制限を越えた飛行は
超通常飛行である。
記の問題を解決し、従来規制されていた以上の迎え角で
飛行することができる航空機およびその飛行方法を提供
するものである。このような従来の制限を越えた飛行は
超通常飛行である。
［問題点を解決するための手段とその作用］ 本発明は、超通常飛行が出来る航空機およびその飛行
方法を提供するものである。この超通常飛行は、きわめ
て大きい迎え角で飛行するもので、これによってピッチ
および飛行経路の角度を変更し、通常の飛行では達成で
きなかった飛行経路および鉛直方向の速度を達成するこ
とができるものである。
方法を提供するものである。この超通常飛行は、きわめ
て大きい迎え角で飛行するもので、これによってピッチ
および飛行経路の角度を変更し、通常の飛行では達成で
きなかった飛行経路および鉛直方向の速度を達成するこ
とができるものである。
本発明の航空機、たとえば高運動性戦術戦闘機が超通
常飛行を有する場合には、この航空機の主翼は部分的ま
たは全面的に失速する。そして、この場合には縦方向の
操縦舵面、たとえば先尾翼はこの航空機の迎え角と反対
の方向にこれと略等しい角度だけ回動し、これによって
この航空機が大きい範囲で迎え角、ピッチおよび飛行経
路をとれるように制御する。このような飛行状態は、デ
ィープストールによって−45゜の降下、または＋90゜の
鉛直上昇まで可能である。
常飛行を有する場合には、この航空機の主翼は部分的ま
たは全面的に失速する。そして、この場合には縦方向の
操縦舵面、たとえば先尾翼はこの航空機の迎え角と反対
の方向にこれと略等しい角度だけ回動し、これによって
この航空機が大きい範囲で迎え角、ピッチおよび飛行経
路をとれるように制御する。このような飛行状態は、デ
ィープストールによって−45゜の降下、または＋90゜の
鉛直上昇まで可能である。
また、この航空機は、推進装置の後端部の排気口が上
記と同様に回動することができるように構成され、上記
のようにこの航空機が大きな迎え角で失速した状態で飛
行しても、そのエンジンの作動を維持し、またその推力
を任意の方向に向けることができる。
記と同様に回動することができるように構成され、上記
のようにこの航空機が大きな迎え角で失速した状態で飛
行しても、そのエンジンの作動を維持し、またその推力
を任意の方向に向けることができる。
また、本発明の好ましい実施例によれば、この航空機
の胴体の前部、推進装置の排気口の近傍および垂直尾翼
には横方向にジェットを噴射するスラスタジェットが設
けられており、これらのスラスタジェットも上記と同様
にその噴射方向を制御できるように構成されている。
の胴体の前部、推進装置の排気口の近傍および垂直尾翼
には横方向にジェットを噴射するスラスタジェットが設
けられており、これらのスラスタジェットも上記と同様
にその噴射方向を制御できるように構成されている。
このように超通常飛行によれば、きりもみを防止して
安全性を向上し、また好ましくない失速およびきりもみ
から迅速に回復でき、急な降下や着陸の際のアプローチ
をおこなうことができ、運動性を高めることができる。
安全性を向上し、また好ましくない失速およびきりもみ
から迅速に回復でき、急な降下や着陸の際のアプローチ
をおこなうことができ、運動性を高めることができる。
［実施例］ 以下図を参照して本発明の実施例を説明する。第1A図
ないし第1C図には、高運動性戦術戦闘機を示し、この戦
闘機は超通常飛行をおこなうことができるように構成さ
れている。この戦闘機には、胴体11が備えられ、この胴
体内にパイロットが搭乗し、また燃料、ペイロード、操
縦装置、航法装置、生命維持装置等が搭載されている。
この胴体11は、機首部、中央部および尾部を備えてい
る。また、ジエットエンジン推進装置12には、その前部
に方向可変形の空気取入れ口13が設けられ、迎え角が大
きい場合でもこのジエットエンジンの作動を維持できる
ように構成され、またその後部には方向可変形の排気口
14が設けられ、この推進装置12の推力およびその方向を
制御できるように構成されている。なお、この実施例で
は２基のジエットエンジン推進装置12を示しているが、
１基または３基以上の推進装置を備えたものでもよい。
また、この胴体11の尾部には後退翼あるいは変形三角翼
からなる固定翼の主翼15が装着されており、この主翼に
はフラッパロン16、エレボン17およびスポイラ18が設け
られている。また、この主翼15の下面には上記の推進装
置12が装着されている。この主翼は、この航空機の空力
特性に対応して空力的な操縦力を発生する一次の操縦舵
面として構成されている。
ないし第1C図には、高運動性戦術戦闘機を示し、この戦
闘機は超通常飛行をおこなうことができるように構成さ
れている。この戦闘機には、胴体11が備えられ、この胴
体内にパイロットが搭乗し、また燃料、ペイロード、操
縦装置、航法装置、生命維持装置等が搭載されている。
この胴体11は、機首部、中央部および尾部を備えてい
る。また、ジエットエンジン推進装置12には、その前部
に方向可変形の空気取入れ口13が設けられ、迎え角が大
きい場合でもこのジエットエンジンの作動を維持できる
ように構成され、またその後部には方向可変形の排気口
14が設けられ、この推進装置12の推力およびその方向を
制御できるように構成されている。なお、この実施例で
は２基のジエットエンジン推進装置12を示しているが、
１基または３基以上の推進装置を備えたものでもよい。
また、この胴体11の尾部には後退翼あるいは変形三角翼
からなる固定翼の主翼15が装着されており、この主翼に
はフラッパロン16、エレボン17およびスポイラ18が設け
られている。また、この主翼15の下面には上記の推進装
置12が装着されている。この主翼は、この航空機の空力
特性に対応して空力的な操縦力を発生する一次の操縦舵
面として構成されている。
以下の説明のため、この航空機の互いに直交する３軸
を、その縦すなわち水平軸をＸ′−Ｘ′軸、横方向の軸
をＹ′−Ｙ′軸、鉛直方向の軸をＺ′−Ｚ′軸とし、ま
たこれらの角軸を含む互いに直交する３個の面を基準平
面とする。
を、その縦すなわち水平軸をＸ′−Ｘ′軸、横方向の軸
をＹ′−Ｙ′軸、鉛直方向の軸をＺ′−Ｚ′軸とし、ま
たこれらの角軸を含む互いに直交する３個の面を基準平
面とする。
そして、上記の第1A図ないし第1C図に示すように、胴
体11の中央部には一対の先尾翼19が設けられ、これら先
尾翼は上記の主翼15の前方にこれと独立して設けられ、
この主翼に対して第２の操縦舵面を構成している。これ
らの先尾翼19は、上記の縦方向の軸Ｘ′−Ｘ′軸に対し
て対称に配置され、また第1B図に示す如く横方向の軸
Ｙ′ｃ−Ｙ′ｃ軸を中心として回動するように構成され
ている。この先尾翼の回動角度δｃの回動範囲は、第1C
図に示すように縦方向の軸Ｘ′−Ｘ′に対して約＋45゜
（後縁を下方に回動させた状態；図示せず）から−90゜
（後縁を上方に回動させた状態：第1C図に示す）の範囲
である。このように、この先尾翼が上記のように＋45゜
≧δｃ≧−90゜の範囲で回動するので、この先尾翼が空
気の流れ方向に略整列され、この先尾翼が空気の流れ方
向に略整列され、この先尾翼19が失速することがない。
体11の中央部には一対の先尾翼19が設けられ、これら先
尾翼は上記の主翼15の前方にこれと独立して設けられ、
この主翼に対して第２の操縦舵面を構成している。これ
らの先尾翼19は、上記の縦方向の軸Ｘ′−Ｘ′軸に対し
て対称に配置され、また第1B図に示す如く横方向の軸
Ｙ′ｃ−Ｙ′ｃ軸を中心として回動するように構成され
ている。この先尾翼の回動角度δｃの回動範囲は、第1C
図に示すように縦方向の軸Ｘ′−Ｘ′に対して約＋45゜
（後縁を下方に回動させた状態；図示せず）から−90゜
（後縁を上方に回動させた状態：第1C図に示す）の範囲
である。このように、この先尾翼が上記のように＋45゜
≧δｃ≧−90゜の範囲で回動するので、この先尾翼が空
気の流れ方向に略整列され、この先尾翼が空気の流れ方
向に略整列され、この先尾翼19が失速することがない。
また、垂直尾翼20方向の安定と減衰をなす。この垂直
尾翼20の方向舵21はヨー方向の制御をなし、またロール
方向の制御は上記の主翼15のフラッパロン16、エレボン
17およびスポイラ18によって制御される。
尾翼20の方向舵21はヨー方向の制御をなし、またロール
方向の制御は上記の主翼15のフラッパロン16、エレボン
17およびスポイラ18によって制御される。
また、第1B図に示すように、胴体11の機首部、推進装
置12の排気口14近傍、および垂直尾翼20には制御用スラ
スタジエット22が配置されている。これらの制御用スラ
スタジエット22は、補助動力装置（図示せず）または推
進装置12のブリードエアを利用する。これらの制御用ス
ラスタジエット22はこの航空機の速度が零に近くなった
場合にこの航空機を制御するものである。
置12の排気口14近傍、および垂直尾翼20には制御用スラ
スタジエット22が配置されている。これらの制御用スラ
スタジエット22は、補助動力装置（図示せず）または推
進装置12のブリードエアを利用する。これらの制御用ス
ラスタジエット22はこの航空機の速度が零に近くなった
場合にこの航空機を制御するものである。
また、図示はされていないが、この航空機の胴体11内
には、プログラムされ、パイロットによって操作される
自動航法検出器、コンピュータ、アクチュエータ等が搭
載されており、第1Aないし第1C図に示すこの航空機の
Ｘ′−Ｘ′軸、Ｙ′−Ｙ′軸、Ｚ′−Ｚ′軸まわりの迅
速な操縦と安定性を与える。
には、プログラムされ、パイロットによって操作される
自動航法検出器、コンピュータ、アクチュエータ等が搭
載されており、第1Aないし第1C図に示すこの航空機の
Ｘ′−Ｘ′軸、Ｙ′−Ｙ′軸、Ｚ′−Ｚ′軸まわりの迅
速な操縦と安定性を与える。
そして、これら推進装置12、主翼15、先尾翼19、垂直
尾翼20、方向舵21の作動を組合わせ、また各種の安定・
操縦装置によって、この航空機は最大揚力を与える迎え
角より大きい迎え角で飛行することができる。そして、
上記の舵面や装置等によってこの航空機は失速角度以上
の迎え角で飛行する超通常飛行が可能となる。
尾翼20、方向舵21の作動を組合わせ、また各種の安定・
操縦装置によって、この航空機は最大揚力を与える迎え
角より大きい迎え角で飛行することができる。そして、
上記の舵面や装置等によってこの航空機は失速角度以上
の迎え角で飛行する超通常飛行が可能となる。
この高運動性戦術戦闘器が超通常飛行をおこなう場合
の運動の名称、記号、数式等を以下に記す。
の運動の名称、記号、数式等を以下に記す。
１） ＝VcosγcosΨ ２） ＝VcosγsinΨ ３） ＝Vsinγ ７） θ＝α＋γ ここで、 D:抵抗＝CDqS g:重力加速度 L:推力 S:翼面積 T:推力 t:時間 V:飛行経路速度 ：飛行経路加速度（dv/dt） X,Y,Z:平坦な地面の軸 ，，：平坦な地面の軸の方向の速度成分 W:重量 ｑ＝1/2ρV2:動圧 ρ：空気の密度 α：迎え角 γ：飛行経路の角度 ：飛行経路の角速度 θ：ピッチ姿勢角度 φ：バンク角 Ψ：飛行方向の角度 ：飛行方向の角速度（旋回率） である。
なお、これらの計算の際には、この高運動性戦闘機を
点質量とみなし、またこの戦闘機が横すべりをせず、さ
らに平坦で回転しない地面の上を飛行すると仮定した。
点質量とみなし、またこの戦闘機が横すべりをせず、さ
らに平坦で回転しない地面の上を飛行すると仮定した。
また、第2C図には、超通常飛行の際の航空機の推力
Ｔ、揚力Ｌ、抵抗Ｄ、速度Ｖ、および各種の姿勢が示さ
れている。この超通常飛行では、この航空機は最大揚力
を与える迎え角より大きな迎え角で飛行し、この主翼15
の全面が完全に、または部分的に失速しており、また上
記の先尾翼19は負方向に回動角度−δｃだけ回動してい
る。また、この先尾翼19の回動角度の絶対値はこの航空
機全体の迎え角αに略等しく、この先尾翼19は空気の流
れと略平行となり、失速することはない。よって、この
先尾翼19は効果的な揚力発生翼として作用し、またこの
航空機全体を制御するに必要な力およびモーメントを発
生する。
Ｔ、揚力Ｌ、抵抗Ｄ、速度Ｖ、および各種の姿勢が示さ
れている。この超通常飛行では、この航空機は最大揚力
を与える迎え角より大きな迎え角で飛行し、この主翼15
の全面が完全に、または部分的に失速しており、また上
記の先尾翼19は負方向に回動角度−δｃだけ回動してい
る。また、この先尾翼19の回動角度の絶対値はこの航空
機全体の迎え角αに略等しく、この先尾翼19は空気の流
れと略平行となり、失速することはない。よって、この
先尾翼19は効果的な揚力発生翼として作用し、またこの
航空機全体を制御するに必要な力およびモーメントを発
生する。
また、この航空機の上記各X,Y,Z軸まわりの速度成分
は、前記の1,2および３式によって、この航空機の飛行
速度Ｖ、飛行経路の角度γ、飛行方向の角度Ψに対応し
て決定される。
は、前記の1,2および３式によって、この航空機の飛行
速度Ｖ、飛行経路の角度γ、飛行方向の角度Ψに対応し
て決定される。
また、この航空機の飛行経路に沿った加速度は、上
記の４式によって、推力Ｔ、抵抗Ｄ、重量Ｗ、迎え角
α、および飛行経路の角度γに対応して決定される。
記の４式によって、推力Ｔ、抵抗Ｄ、重量Ｗ、迎え角
α、および飛行経路の角度γに対応して決定される。
また、飛行経路の角速度は上記５式によって、推力
Ｔ、揚力Ｌ、走行経路に沿った速度Ｖ、重量Ｗ、迎え角
α、バンク角φ、および飛行経路の角度γによって決定
される。
Ｔ、揚力Ｌ、走行経路に沿った速度Ｖ、重量Ｗ、迎え角
α、バンク角φ、および飛行経路の角度γによって決定
される。
また、飛行方向の角速度、すなわちこの航空機の回
転率は、上記の６式にしたがって、推力Ｔ、揚力Ｌ、飛
行経路に沿った速度Ｖ、重量Ｗ、迎え角α、バンク角
φ、および飛行経路の角度γに対応して決定される。
転率は、上記の６式にしたがって、推力Ｔ、揚力Ｌ、飛
行経路に沿った速度Ｖ、重量Ｗ、迎え角α、バンク角
φ、および飛行経路の角度γに対応して決定される。
さらに、上記の７式に示すように、この航空機のピッ
チ角θは、迎え角αと飛行経路の角度γとの和に等し
い。
チ角θは、迎え角αと飛行経路の角度γとの和に等し
い。
また、高運動性戦術戦闘機としての性能の要目として
は、速度Ｖ、加速度、飛行経路の角速度、飛行方向
の角速度、であり、特に、これらを迅速に変化させる
能力である。この図示する高運動性戦術戦闘機は、第３
図に示すような水平−横方向のＸ−Ｙ平面における旋回
特性を向上したものである。この飛行方向の角速度、
すなわち航空機の旋回率は、高度6,000m（20,000フィー
ト）、翼面荷重W/Sが332Kg/m2（68ポンド／平方フィー
ト）の場合において、この航空機のマッハ数Ｍに関連さ
せたものである。また、この航空機の重量対推力比T/W
は、Ｍ＝０において0.5、Ｍ＝0.9において0.9であり、
これらの関係の表を第３図の右上に示す。
は、速度Ｖ、加速度、飛行経路の角速度、飛行方向
の角速度、であり、特に、これらを迅速に変化させる
能力である。この図示する高運動性戦術戦闘機は、第３
図に示すような水平−横方向のＸ−Ｙ平面における旋回
特性を向上したものである。この飛行方向の角速度、
すなわち航空機の旋回率は、高度6,000m（20,000フィー
ト）、翼面荷重W/Sが332Kg/m2（68ポンド／平方フィー
ト）の場合において、この航空機のマッハ数Ｍに関連さ
せたものである。また、この航空機の重量対推力比T/W
は、Ｍ＝０において0.5、Ｍ＝0.9において0.9であり、
これらの関係の表を第３図の右上に示す。
通常の飛行領域は、最大揚力係数CLmaxおよびその航
空機の構造的な荷重ファクターηによって決定される。
また、マッハ数Ｍに対する旋回率の曲線は、「コーナ
ー」状態と称される部分で交差する。本発明のような装
置を備えていない通常の戦闘機では、この旋回率は上
記のコーナ状態において瞬間的な最大値となる。たとえ
ば、第３図においては、通常の航空機による通常飛行で
は、その許容される旋回率の瞬間的な最大値はマッハ数
Ｍが約0.7において毎秒約23゜である。また、このコー
ナ状態では、通常の航空機の旋回半径Ｒは約580m（1,90
0フィート）である。
空機の構造的な荷重ファクターηによって決定される。
また、マッハ数Ｍに対する旋回率の曲線は、「コーナ
ー」状態と称される部分で交差する。本発明のような装
置を備えていない通常の戦闘機では、この旋回率は上
記のコーナ状態において瞬間的な最大値となる。たとえ
ば、第３図においては、通常の航空機による通常飛行で
は、その許容される旋回率の瞬間的な最大値はマッハ数
Ｍが約0.7において毎秒約23゜である。また、このコー
ナ状態では、通常の航空機の旋回半径Ｒは約580m（1,90
0フィート）である。
第３図において、超通常飛行の領域は、最大構造的荷
重ファクターηを上限とし、上記旋回率のコーナ状態
を下限とする領域にある。また、時間に対する飛行方向
の角度の変化は上記の６式によって求められ、これは飛
行方向角速度すなわち旋回率である。たとえば、迎え角
αが70゜で、バンク角Ψが90゜の場合における旋回率
の変化を破線で示す。
重ファクターηを上限とし、上記旋回率のコーナ状態
を下限とする領域にある。また、時間に対する飛行方向
の角度の変化は上記の６式によって求められ、これは飛
行方向角速度すなわち旋回率である。たとえば、迎え角
αが70゜で、バンク角Ψが90゜の場合における旋回率
の変化を破線で示す。
本発明の高運動性戦術戦闘機では、迎え角70゜で飛行
し、マッハ数Ｍが0.18以下で通常の旋回率Ψの最大値を
超える旋回率で旋回し、またその飛行経路角度γは約65
゜に達する。また、飛行経路の角度が78゜、旋回率が
毎秒50゜、旋回半径が38m（125フィート）に達する。ま
た、参考のため、推力から抵抗を差引いた値が零の場
合、すなわちＴ−Ｄ＝０、つまり余剰推力が零すなわち
PS＝０の場合に、航空機が旋回する際の特性を示す。
し、マッハ数Ｍが0.18以下で通常の旋回率Ψの最大値を
超える旋回率で旋回し、またその飛行経路角度γは約65
゜に達する。また、飛行経路の角度が78゜、旋回率が
毎秒50゜、旋回半径が38m（125フィート）に達する。ま
た、参考のため、推力から抵抗を差引いた値が零の場
合、すなわちＴ−Ｄ＝０、つまり余剰推力が零すなわち
PS＝０の場合に、航空機が旋回する際の特性を示す。
また、この超通常飛行をより明確にするため、高運動
性戦術戦闘機の特性を第４図に示し、この第４図のデー
タは上記第３図のデータと同様であるが、推力Ｔおよび
揚力Ｌに対応する旋回率のデータを追加してある。前
記の６式に示すように、この飛行方向の角速度すなわち
旋回率は、推力Ｔの揚力Ｌに関連している。この第４
図に示す特別な飛行状態では、マッハ数Ｍが0.28以下の
領域では上記６式の推力に関連した項が優越し、またマ
ッハ数Ｍが0.28以上では揚力を含む項が優越する。
性戦術戦闘機の特性を第４図に示し、この第４図のデー
タは上記第３図のデータと同様であるが、推力Ｔおよび
揚力Ｌに対応する旋回率のデータを追加してある。前
記の６式に示すように、この飛行方向の角速度すなわち
旋回率は、推力Ｔの揚力Ｌに関連している。この第４
図に示す特別な飛行状態では、マッハ数Ｍが0.28以下の
領域では上記６式の推力に関連した項が優越し、またマ
ッハ数Ｍが0.28以上では揚力を含む項が優越する。
また、第3,4図に示すような特性の高運動性戦術戦闘
機が、超通常飛行特性を有しない通常のジエット戦闘機
と１対１で空中戦をおこなう場合の飛行方法を第５図に
示す。状況を明確にするため、敵機が長または中射程ミ
サイルを装備しており、このミサイルの最大射程内で戦
闘が開始され、このミサイルを発射するとともに飛来し
てくるミサイルを回避する行動をとり、接近戦闘に入る
べく行動すると仮定する。この通常ジエット戦闘機で
は、超通常飛行する能力がないので、最大揚力係数を与
える迎え角以上の迎え角で飛行することはできず、その
飛行は上記のコーナ状態のマッハ数すなわち速度に制限
される。一方、本発明の高運動性戦術戦闘機は、これに
対して推力を好ましくは全出力まで増加させる。次に、
パイロットは迎え角を非常に大きい角度たとえば70゜ま
で上げ、機を上昇させ、その飛行経路の角度γおよびバ
ンク角φを約90゜に近付ける。
機が、超通常飛行特性を有しない通常のジエット戦闘機
と１対１で空中戦をおこなう場合の飛行方法を第５図に
示す。状況を明確にするため、敵機が長または中射程ミ
サイルを装備しており、このミサイルの最大射程内で戦
闘が開始され、このミサイルを発射するとともに飛来し
てくるミサイルを回避する行動をとり、接近戦闘に入る
べく行動すると仮定する。この通常ジエット戦闘機で
は、超通常飛行する能力がないので、最大揚力係数を与
える迎え角以上の迎え角で飛行することはできず、その
飛行は上記のコーナ状態のマッハ数すなわち速度に制限
される。一方、本発明の高運動性戦術戦闘機は、これに
対して推力を好ましくは全出力まで増加させる。次に、
パイロットは迎え角を非常に大きい角度たとえば70゜ま
で上げ、機を上昇させ、その飛行経路の角度γおよびバ
ンク角φを約90゜に近付ける。
よって、この第５図に示し、第3,4図に示すこの高運
動性戦術戦闘機は超通常飛行となり、通常のジエット戦
闘機がそのコーナ状態のマッハ数Ｍすなわち速度Ｖにお
ける旋回率の２倍を超える旋回率で減速しかつ急激に
上昇する。このような旋回をおこなうことにより、本発
明の高運動性戦術戦闘機は敵のジエット戦闘機の内側に
まわり込み、敵機が旋回を完了してミサイルを発射する
前にこの敵機に向けて短射程のミサイルを発射するいわ
ゆる「スーパーシヨット」をおこない、敵機に勝利する
ことができる。
動性戦術戦闘機は超通常飛行となり、通常のジエット戦
闘機がそのコーナ状態のマッハ数Ｍすなわち速度Ｖにお
ける旋回率の２倍を超える旋回率で減速しかつ急激に
上昇する。このような旋回をおこなうことにより、本発
明の高運動性戦術戦闘機は敵のジエット戦闘機の内側に
まわり込み、敵機が旋回を完了してミサイルを発射する
前にこの敵機に向けて短射程のミサイルを発射するいわ
ゆる「スーパーシヨット」をおこない、敵機に勝利する
ことができる。
また、図示はされていないが、本発明の高運動性戦術
戦闘機用のこの戦術によって複数の航空機の空中戦に大
きな効果を上げることもできる。
戦闘機用のこの戦術によって複数の航空機の空中戦に大
きな効果を上げることもできる。
また、上記の実施例の方法は、上記のように大きな角
度で回動できる先尾翼19を有し、また機首部、推進装置
12の排気口14の近傍、および垂直尾翼の両側に制御用の
スラスタジェット22を有する航空機を飛行および制御す
るものであって、この方法によれば、この航空機を超通
常飛行させ、この本発明のような特性を有しない従来の
ジエット戦闘機に比較して、従来の常識を超えた高い運
動性すなわち「高運動性」が得られる。従来のジエット
機では、その飛行はコーナ状態のマッハ数Ｍすなわち速
度Ｖ、つまり最大揚力係数を与える迎え角の範囲内に制
限されていた。
度で回動できる先尾翼19を有し、また機首部、推進装置
12の排気口14の近傍、および垂直尾翼の両側に制御用の
スラスタジェット22を有する航空機を飛行および制御す
るものであって、この方法によれば、この航空機を超通
常飛行させ、この本発明のような特性を有しない従来の
ジエット戦闘機に比較して、従来の常識を超えた高い運
動性すなわち「高運動性」が得られる。従来のジエット
機では、その飛行はコーナ状態のマッハ数Ｍすなわち速
度Ｖ、つまり最大揚力係数を与える迎え角の範囲内に制
限されていた。
たとえば、この方法は、いくつかの段階で本発明の高
運動性戦術戦闘機を超通常飛行させるものである。ま
ず、この高運動性戦闘機が、これと同様の能力を有し、
かつ本発明のような超通常飛行制御システムを備えてお
らず、最大揚力を与える迎え角以下の迎え角の範囲でし
か飛行できない通常の敵ジエット戦闘機と交戦を開始し
たとする。この敵ジエット機は、その最大旋回率がコ
ーナ状態におけるマッハ数Ｍすなわち速度Ｖに制限さ
れ、またこの旋回率は最大揚力によって制限され、さ
らにこの旋回率はこのジエット機の構造的な荷重ファ
クターによって制限される。
運動性戦術戦闘機を超通常飛行させるものである。ま
ず、この高運動性戦闘機が、これと同様の能力を有し、
かつ本発明のような超通常飛行制御システムを備えてお
らず、最大揚力を与える迎え角以下の迎え角の範囲でし
か飛行できない通常の敵ジエット戦闘機と交戦を開始し
たとする。この敵ジエット機は、その最大旋回率がコ
ーナ状態におけるマッハ数Ｍすなわち速度Ｖに制限さ
れ、またこの旋回率は最大揚力によって制限され、さ
らにこの旋回率はこのジエット機の構造的な荷重ファ
クターによって制限される。
第４図によれば、通常の航空機が6,000m（20,000フィ
ート）の高度で飛行している場合には、その最大旋回率
は毎秒22゜ないし25゜であり、この状態でのコーナ状
態のマッハ数Ｍは約0.7すなわち毎秒220m（毎秒725フィ
ート）である。
ート）の高度で飛行している場合には、その最大旋回率
は毎秒22゜ないし25゜であり、この状態でのコーナ状
態のマッハ数Ｍは約0.7すなわち毎秒220m（毎秒725フィ
ート）である。
本発明の飛行方法の第２の段階は、目視または電子機
器で敵機を確認したら、本発明の高運動性戦闘機の推力
を最大出力とし、また先尾翼19の回動、制御用スラスタ
ジエット22の使用、可変空気取入れ口13および排気口14
の偏向等を組合わせて制御し、この戦闘機の迎え角αを
約35゜とし、その飛行経路角度γおよび上昇率を大きく
とって上昇する。
器で敵機を確認したら、本発明の高運動性戦闘機の推力
を最大出力とし、また先尾翼19の回動、制御用スラスタ
ジエット22の使用、可変空気取入れ口13および排気口14
の偏向等を組合わせて制御し、この戦闘機の迎え角αを
約35゜とし、その飛行経路角度γおよび上昇率を大きく
とって上昇する。
そして、この高運動性戦闘機は大きな迎え角αのため
抵抗が大きく、減速する。そして、さらに迎え角αが60
゜から70゜の範囲まで増大し、またこの高運動性戦闘機
は90゜の大きな角度でバンクする。このように大きなバ
ンク角をとることによって、この戦闘機は一層減速して
極めて低い速度となり、迅速に旋回および方向変換をお
こなう。この高運動性戦闘機の飛行方向角速度すなわ
ち旋回率は、この場合のマッハ数がＭ＝0.28と低速であ
り、前記６式の推力の項T/WV sinαには速度Ｖも含まれ
ているので、この高運動性戦闘機は迅速に旋回および方
向変換し、敵機に対する最適な発射位置に位置する。
抵抗が大きく、減速する。そして、さらに迎え角αが60
゜から70゜の範囲まで増大し、またこの高運動性戦闘機
は90゜の大きな角度でバンクする。このように大きなバ
ンク角をとることによって、この戦闘機は一層減速して
極めて低い速度となり、迅速に旋回および方向変換をお
こなう。この高運動性戦闘機の飛行方向角速度すなわ
ち旋回率は、この場合のマッハ数がＭ＝0.28と低速であ
り、前記６式の推力の項T/WV sinαには速度Ｖも含まれ
ているので、この高運動性戦闘機は迅速に旋回および方
向変換し、敵機に対する最適な発射位置に位置する。
また、本発明の飛行方法の特徴は、第５図に示すよう
に飛行経路が急に上昇する部分においてパイロットが減
速の加速度に耐えられることである。すなわち、推力の
偏向やこのように大きな迎え角による抵抗によって生じ
る減速慣性力は、最大揚力を与える迎え角で飛行する場
合の減速慣性力より大きい。しかし、この場合の減速慣
性力は、パイロットに経験的に「眼球低下」と称される
ストレスを与えるが、このストレスは、最大揚力を与え
る迎え角以下の迎え角で飛行する通常のジエット機が減
速する際にパイロットが受けるストレス、すなわち「ベ
ルト吊下げ状態」または「眼球飛出し」と称されるスト
レスよりパイロットに与える苦痛が少ない。
に飛行経路が急に上昇する部分においてパイロットが減
速の加速度に耐えられることである。すなわち、推力の
偏向やこのように大きな迎え角による抵抗によって生じ
る減速慣性力は、最大揚力を与える迎え角で飛行する場
合の減速慣性力より大きい。しかし、この場合の減速慣
性力は、パイロットに経験的に「眼球低下」と称される
ストレスを与えるが、このストレスは、最大揚力を与え
る迎え角以下の迎え角で飛行する通常のジエット機が減
速する際にパイロットが受けるストレス、すなわち「ベ
ルト吊下げ状態」または「眼球飛出し」と称されるスト
レスよりパイロットに与える苦痛が少ない。
また、本発明の方法は、回転可能な一対の先尾翼19を
偏向し、これを最大揚力を発生する迎え角以下の迎え角
に維持し、超非加速状態または非加速状態の調整された
飛行状態を達成するものである。
偏向し、これを最大揚力を発生する迎え角以下の迎え角
に維持し、超非加速状態または非加速状態の調整された
飛行状態を達成するものである。
また、本発明の飛行方向は、さらに推力の方向、調整
をなし、この高運動性の航空機をそのピッチングの姿勢
を０゜から90゜の範囲で変化させ、第５図に示すように
この航空機を急激に上昇または下降させ、かつこの間に
安定と制御を維持するものである。また、最終的には、
パイロットはこの航空機を通常の非加速飛行状態に復帰
させることができる。
をなし、この高運動性の航空機をそのピッチングの姿勢
を０゜から90゜の範囲で変化させ、第５図に示すように
この航空機を急激に上昇または下降させ、かつこの間に
安定と制御を維持するものである。また、最終的には、
パイロットはこの航空機を通常の非加速飛行状態に復帰
させることができる。
また、本発明の飛行方法は、空力的な舵面16,18、19
および21を操作し、またスラスタジエット22の方向を不
所望な方向の動きと反対の方向に移動させ、この航空機
のロール、ヨー、ピッチの制御をなすものである。たと
えば、第1C図に示すように、胴体11の機首部の下面にあ
るスラスタジエット22を作動させるとともに推進装置の
空気取入れ口13および排気口14を偏向させ、機首を上げ
るとともに、推進装置12の後部の上面にあるスラスタジ
エット22を作動させて尾部を下げ、この航空機に生じる
望ましくない機首下げのモーメントを抑えることができ
る。また、これらのスラスタジエット22は、ロール、ヨ
ー、ピッチの方向の望ましくない動きを制御する。な
お、これらの作動の詳細は、この分野の通常の技術を有
する者であれば容易に理解できるので、ここでは詳述し
ない。また、これらスラスタジエット22および推進装置
の空気取入れ口13や排気口14を偏向させることによっ
て、ロール、ヨー、ピッチの制御をおこない、主翼15の
失速を防止することもできる。また不注意により失速し
た場合には、パイロットが先尾翼19、空気取入れ口13お
よび排気口14、スラスタジエット22等を迅速に操作して
この航空機の迎え角αを最大揚力を与える迎え角よりは
るかに大きな迎え角に維持することもできる。
および21を操作し、またスラスタジエット22の方向を不
所望な方向の動きと反対の方向に移動させ、この航空機
のロール、ヨー、ピッチの制御をなすものである。たと
えば、第1C図に示すように、胴体11の機首部の下面にあ
るスラスタジエット22を作動させるとともに推進装置の
空気取入れ口13および排気口14を偏向させ、機首を上げ
るとともに、推進装置12の後部の上面にあるスラスタジ
エット22を作動させて尾部を下げ、この航空機に生じる
望ましくない機首下げのモーメントを抑えることができ
る。また、これらのスラスタジエット22は、ロール、ヨ
ー、ピッチの方向の望ましくない動きを制御する。な
お、これらの作動の詳細は、この分野の通常の技術を有
する者であれば容易に理解できるので、ここでは詳述し
ない。また、これらスラスタジエット22および推進装置
の空気取入れ口13や排気口14を偏向させることによっ
て、ロール、ヨー、ピッチの制御をおこない、主翼15の
失速を防止することもできる。また不注意により失速し
た場合には、パイロットが先尾翼19、空気取入れ口13お
よび排気口14、スラスタジエット22等を迅速に操作して
この航空機の迎え角αを最大揚力を与える迎え角よりは
るかに大きな迎え角に維持することもできる。
また、この高運動性航空機が地面等に接触するような
場合には、失速しない範囲で航空機のピッチ角度θを維
持することができ、バイロットの射出脱出に好ましい姿
勢を維持することができ、パイロットの生存の確率が大
きくなる。この好ましい射出姿勢とは、航空機から地面
と離れる方向に射出されるような姿勢である。
場合には、失速しない範囲で航空機のピッチ角度θを維
持することができ、バイロットの射出脱出に好ましい姿
勢を維持することができ、パイロットの生存の確率が大
きくなる。この好ましい射出姿勢とは、航空機から地面
と離れる方向に射出されるような姿勢である。
また、本発明の方法は、上記の回動自在の先尾翼19お
よびスラスタジエット22を使用してロール、ヨー、およ
びピッチを制御し、きりもみに入るような飛行状態とな
ることを防止できるものである。また、不注意によって
きりもみに入った場合には、この先尾翼19およびスラス
タジエット22を使用してこのきりもみを持続させる原因
である空力的力と遠心力との釣合いを破るような作動を
行なうことができる。
よびスラスタジエット22を使用してロール、ヨー、およ
びピッチを制御し、きりもみに入るような飛行状態とな
ることを防止できるものである。また、不注意によって
きりもみに入った場合には、この先尾翼19およびスラス
タジエット22を使用してこのきりもみを持続させる原因
である空力的力と遠心力との釣合いを破るような作動を
行なうことができる。
また、この先尾翼19とスラスタジエット22とを使用し
て、この高運動性航空機を超通常飛行状態である大きな
迎え角の状態から通常の飛行状態である最大揚力を与え
る迎え角以下の迎え角で飛行する状態に復帰させること
もできる。
て、この高運動性航空機を超通常飛行状態である大きな
迎え角の状態から通常の飛行状態である最大揚力を与え
る迎え角以下の迎え角で飛行する状態に復帰させること
もできる。
なお、本発明は上記の実施例には限定されず、本発明
の分野における通常の技術を有する者であれば、本発明
の要旨を逸脱しない範囲で各種の変更等をおこなうこと
ができる。
の分野における通常の技術を有する者であれば、本発明
の要旨を逸脱しない範囲で各種の変更等をおこなうこと
ができる。
図は本発明の実施例を示し、第1A図は本発明の高運動性
戦術戦闘機の正面図、第1B図は同平面図、第1C図は同側
面図である。また第2A図はこの航空機をX,Y軸とともに
示す平面図、第2B図はこの航空機をY,Z軸とともに示す
正面図、第2C図はこの航空機をX,Z軸とともに示す側面
図である。また第３図はこの航空機のＸ−Ｙ平面内にお
ける運動性特性を示す線図、第４図はこの航空機のＸ−
Ｙ平面内における他の運動特性を示す線図、第５図はこ
の航空機の空中戦の飛行方法を示す概略図である。 11……胴体、12……推進装置、13……空気取入れ口、14
……排気口、15……主翼、22……スラスタジエット。
戦術戦闘機の正面図、第1B図は同平面図、第1C図は同側
面図である。また第2A図はこの航空機をX,Y軸とともに
示す平面図、第2B図はこの航空機をY,Z軸とともに示す
正面図、第2C図はこの航空機をX,Z軸とともに示す側面
図である。また第３図はこの航空機のＸ−Ｙ平面内にお
ける運動性特性を示す線図、第４図はこの航空機のＸ−
Ｙ平面内における他の運動特性を示す線図、第５図はこ
の航空機の空中戦の飛行方法を示す概略図である。 11……胴体、12……推進装置、13……空気取入れ口、14
……排気口、15……主翼、22……スラスタジエット。
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭59−73395（ＪＰ，Ａ) 特開 昭51−127915（ＪＰ，Ａ) 特開 昭51−130715（ＪＰ，Ａ) 特公 昭49−18397（ＪＰ，Ｂ１)
Claims (3)
- 【請求項１】機首部、中間部、および少なくとも１個の
垂直尾翼を有する胴体を備え、 この胴体内にはパイロットが搭乗し、またこの胴体内に
はペイロード、燃料、操縦装置、航法装置、生命維持装
置が搭載されており； またこの航空機の重心より後方の上記胴体の後部に取り
付けられた固定翼の主翼を備え、この主翼は最大揚力を
発生する迎え角を有し、またこの最大角度を発生する迎
え角以上の迎え角ではデイープストールの状態になるも
のであり； また、上記の主翼に取り付けられた推進装置を備え； また、上記の推進装置の後部に設けられこの推進装置の
推力およびその方向を制御することができる方向可変形
の排気口を備え； また、回転自在に操舵される先尾翼手段を備え、この先
尾翼手段は上記の胴体に上記の主翼の前方にこれと独立
して設けられ、この先尾翼手段は上記の胴体に対して上
記の主翼の最大揚力を発生させる迎え角以上の角度の範
囲まで操舵可能なものであり、上記の主翼がデイープス
トールの状態においてもこの先尾翼は失速せずに上向き
または下向きの揚力を発生してピッチ制御舵面として作
用するものであることを特徴とする高運動性航空機。 - 【請求項２】前記の推進装置の前部には方向可変形の空
気取入れ口が設けられ、この方向可変形の空気取入れ口
は空気の流れの方向に対応して方向を変更してこの航空
機の迎え角の大きい場合でも前記の推進装置の作動を維
持できるものであることを特徴とする前記特許請求の範
囲第１項記載の高運動性航空機。 - 【請求項３】所定の方向に向けて空中戦を開始する過程
と； 推力を最大推力まで増加させる過程と； この航空機に装着されている一対の先尾翼を回動させ、
この航空機の迎え角を最大揚力を発生する迎え角より大
きな迎え角とする過程と； 可変形の空気取入れ口および可変形の排気口の角度を上
記先尾翼の迎え角と等しい角度に回動させてこの推力の
方向を制御する過程と； バンク角を約90゜にとり、この航空機の速度をマッハ数
0.28M以下まで減速する過程と； この航空機を旋回させる過程と； この航空機を上記空中戦を開始した方向と反対の方向に
向ける過程とを備え； これによってこの航空機をその主翼の失速角度以上の大
きな迎え角で飛行させて高運動性を発揮させることを特
徴とする高運動性航空機の飛行方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US72166485A | 1985-04-09 | 1985-04-09 | |
| US721664 | 1985-04-09 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS621695A JPS621695A (ja) | 1987-01-07 |
| JP2534666B2 true JP2534666B2 (ja) | 1996-09-18 |
Family
ID=24898808
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61081962A Expired - Lifetime JP2534666B2 (ja) | 1985-04-09 | 1986-04-09 | 高運動性航空機とその飛行方法 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4896846A (ja) |
| EP (1) | EP0202020B1 (ja) |
| JP (1) | JP2534666B2 (ja) |
| AT (1) | ATE51368T1 (ja) |
| BR (1) | BR8601586A (ja) |
| DE (1) | DE3669852D1 (ja) |
| ES (1) | ES9100002A1 (ja) |
| IL (1) | IL78454A (ja) |
Families Citing this family (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4767085A (en) * | 1986-10-27 | 1988-08-30 | Grumman Aerospace Corporation | Synthetic speed stability flight control system |
| US5050819A (en) * | 1990-08-10 | 1991-09-24 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Rotatable non-circular forebody flow controller |
| US5249762A (en) * | 1990-08-21 | 1993-10-05 | Eidetics Internation, Inc. | Strakes for landing speed reduction |
| US5176338A (en) * | 1991-03-08 | 1993-01-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | N-dimensional fighter aircraft |
| US5273237A (en) * | 1992-11-02 | 1993-12-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Forebody nozzle for aircraft directional control |
| US5398888A (en) * | 1993-05-12 | 1995-03-21 | Northrop Grumman Corporation | Skewed hinge control surface |
| US5454530A (en) * | 1993-05-28 | 1995-10-03 | Mcdonnell Douglas Helicopter Company | Canard rotor/wing |
| FR2719548B1 (fr) * | 1994-05-03 | 1996-07-05 | Aerospatiale | Avion de transport à empennage avant. |
| US7240878B2 (en) * | 1996-05-13 | 2007-07-10 | Andrew James Towne | High wing monoplane aerospace plane based fighter |
| US5899410A (en) * | 1996-12-13 | 1999-05-04 | Mcdonnell Douglas Corporation | Aerodynamic body having coplanar joined wings |
| US5984229A (en) * | 1997-06-02 | 1999-11-16 | Boeing North American, Inc. | Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring |
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| GB2341155A (en) * | 1998-03-25 | 2000-03-08 | British Aerospace | V/STOL aircraft |
| DE10145284A1 (de) * | 2001-08-06 | 2003-03-06 | Astrium Gmbh | Vorrichtung zum Überschalltransport |
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