JP3501871B2

JP3501871B2 - 輸送機

Info

Publication number: JP3501871B2
Application number: JP10850795A
Authority: JP
Inventors: ティエリー・ビランジュ; イヴォン・ヴィヌロン
Original assignee: Aerospatiale Matra
Current assignee: Aerospatiale Matra
Priority date: 1994-05-03
Filing date: 1995-05-02
Publication date: 2004-03-02
Anticipated expiration: 2019-03-02
Also published as: ES2117364T3; JPH07300095A; CA2148393C; FR2719548B1; EP0680877A1; EP0680877B1; US5722615A; DE69502538T2; FR2719548A1; DE69502538D1; CA2148393A1

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、主翼と、昇降舵空力翼
面と、主翼前方の先尾翼エンペナージとを有する輸送機
に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】通常の輸送機は、揚力をもたらす主翼
と、例えば、調節可能な昇降舵操縦翼面（亜音速機につ
いて）又は同様に前記主翼の後縁エレヴォン（水平エン
ペナージのない超音速飛行機について）を備えた尾部水
平安定板エンペナージのような昇降舵空力翼面とを含ん
でいることが知られている。これ等の既知の輸送機にお
いて、ピッチングの釣り合い及び飛行の安定性は、揚力
即ち負の揚力に適切に寄与する上記昇降舵空力翼面を、
主翼によって発生されるモーメントを補償するモーメン
トを発生するのに十分なように調節することにより、重
力の中心の位置毎に得られる。

【０００３】ピッチングの釣り合い自体に関する限り
は、主翼と昇降舵空力翼面の相互作用により十分な満足
が得られる。しかし、空力特性及び輸送機の質量につい
てはその限りではない。

【０００４】実際に、昇降舵空力翼面は高抗力を発生す
る。また、昇降舵空力翼面の負の揚力は、主翼に加えら
れる空力荷重の増大、従って該主翼の質量の増大を伴う
付加的な揚力をこの主翼に対して作用させることによ
り、補償しなければならない。

【０００５】明らかなように、これ等の付加的な空力荷
重は、次に、抗力の増大の原因になる。

【０００６】これ等の欠点を解消するため、換言すれ
ば、主翼に働く荷重をそのままにしながら、抗力を減少
すると共に輸送機の揚力を増大するために、輸送機の主
翼前方に先尾翼エンペナージを設けることが既に提案さ
れていた。先尾翼エンペナージを有する飛行機は、例え
ば、フランス特許ＦＲ−Ａ−１０３２６６５号，ＦＲ
−Ａ−２４７３４６６号各明細書や、１９８８年７月
２３日発行の雑誌“フライト・インターナショナル（FL
IGHT INTERNATIONAL）”第２２，２３頁に記載されてい
る。

【０００７】負の揚力の尾部エンペナージに対応するモ
ーメントを発生するために、かかる先尾翼エンペナージ
は、飛行機の全揚力に寄与する揚力を発生するので、主
翼は、先尾翼エンペナージがない場合と比較して小形の
ものとすることができる。従って、先尾翼エンペナージ
は、 − 所定の胴体について、飛行機の主翼を減少させる
か、或いは − 飛行機の主翼を大きくすることなく、該飛行機の胴
体を長くさせる、ことが可能である。

【０００８】従って、一見して明らかなように、飛行機
の前方に先尾翼エンペナージを設けることは、数々の利
点を提示する。

【０００９】しかし、実際には、先尾翼エンペナージは
周知のように、主翼の揚力の中心を前方に移動させ、そ
してこの移動の幅は揚力傾斜の値と先尾翼エンペナージ
の応力中心距離（レバーアーム）の関数であるため、上
述した利点を十分に利用することはできない。その結
果、飛行機が突風に会ったり、先尾翼エンペナージの揚
力の値が広範囲に変化する時には、主翼の揚力増大の作
用点の前方移動も大きくなり、これが飛行機の不安定性
を招来することになる。

【００１０】従って、飛行機を操縦不能にするこのよう
な不安定性を避けるためには、先尾翼エンペナージは、
その揚力が飛行機の安定性にとって危険にはなりにくい
値のみを取ることができるように、十分に小形であるこ
とが必要である。

【００１１】また、飛行機が不安定となる危険を更に増
大させないためには、飛行機の中心を狭い範囲内に保持
しておくことが必要である。

【００１２】このように、先尾翼エンペナージは飛行機
を不安定にし、従って、限られた揚力を与えるに違いな
い。これでは、飛行機の抗力を有意に改善することはで
きず、また、先行技術によっては解決されていなかった
と思われる中心制約条件を招来することになる。

【００１３】この点に関し、前述したフランス特許ＦＲ
−Ａ−１０３２６６５号及び雑誌“フライト・インタ
ーナショナル”は、小形の先尾翼エンペナージを有する
旅客機及び用務機（後者の場合、迎え角の設定は固定）
のみに言及しており、そこにおける重力の中心の移動は
限られていることに注目されたい。対照的に、フランス
特許ＦＲ−Ａ−２４７３４６６号の輸送機は、特に荷
重を正確な範囲に維持したい場合、即ち重力の中心が飛
行機の長手方向軸線に沿って広い範囲内で移動すること
を許容したい場合には、操縦可能ではなくなる。実際に
は、大きな寸法の先尾翼エンペナージを使用する必要が
あり、そのため、飛行機の質量が増大すると共に、非常
に大きな離着陸速度を強いることになる。更に、この大
きな先尾翼エンペナージは飛行機を不安定にする。

【００１４】

【発明が解決しようする課題】従って、前述のことから
分かるように、前方に先尾翼エンペナージを備えた飛行
機においては、 − 一方では、揚力の増大及び抗力の減少、 − 他方では、構造上の軽量性、釣り合い、安定性、性
能及び離着陸の際の飛行性の間に矛盾がある。

【００１５】そのような事情で、前述の雑誌“フライト
・インターナショナル”に旅客機について記載されてい
るように、中心の変位が非常に僅かである飛行機に関し
て問題となっていた不安定性を招来したり、或いは離着
陸速度を増大したりする危険なしに、最適化されてはい
ないが、揚力の増大及び抗力の減少を与える、固定され
た角度に設定された小形の先尾翼エンペナージのような
解決策を求める必要がある。

【００１６】本発明の目的は、上述した欠点を解消する
ことであり、以下の利点を同時に有する輸送機に関係し
ている。 − 燃料消費の減少につなげることができる最適化され
た抗力、 − 低速度（離着陸）で向上される性能面及び飛行性、 − 構造上の軽量性、及び − 作動上の大きな融通性（荷重の中心に対する低い感
度、良好な操縦性、飛行上昇限度の向上）。

【００１７】

【課題を解決するための手段】この目的のため、本発明
によれば、主翼と、昇降舵空力翼面と、前方の先尾翼エ
ンペナージとを有する輸送機であって、前記先尾翼エン
ペナージの翼は、作動部材の作用により、前記輸送機の
長手方向軸線を横断する方向の軸線回りに角度が調節可
能である輸送機において、 − 少なくとも、・大気に関する前記輸送機の速度・前記輸送機の中心・飛行高度及び・前記輸送機の質量の測定値を連続的に受けて、前記先尾翼エンペナージの
揚力がどの時点でも前記輸送機の抗力の予想最低値に対
応するように、大気の擾乱のない安定飛行の局面（上
昇，水平飛行，下降）の間、前記先尾翼エンペナージの
翼に与えるべき設定角度を計算する計算手段を有し、該
計算手段により前記作動部材を制御して前記先尾翼エン
ペナージの前記翼を作動し、 − 飛行中の前記輸送機が大気の擾乱のない安定飛行の
局面にない時に少なくとも実質的に一定の揚力を前記先
尾翼エンペナージに与える手段が設けられている、こと
を特徴としている。

【００１８】従って、大気の擾乱のない安定飛行の局面
の間（上昇，水平飛行，下降）、抗力は常に最小であ
り、また、燃料消費についても同様である。他の飛行状
態では、即ち大気の擾乱があったり、マニューバリング
の時には、先尾翼エンペナージの揚力は一定であるの
で、不安定性の危険はなにもない。また、本発明による
輸送機には、広い中心の範囲から利点を得ながら、先尾
翼エンペナージを装備していない点を除いて同じ輸送機
に相当する性能及び飛行性の向上を与えることが可能に
なる。

【００１９】第１の実施例によると、少なくとも実質的
に一定の揚力を前記先尾翼エンペナージに与える手段
は、前記先尾翼エンペナージを浮かせて、該先尾翼エン
ペナージ自体が風の中で自由に方向付けられるようにし
ている。

【００２０】また、変形実施例においては、少なくとも
実質的に一定の揚力を前記先尾翼エンペナージに与える
手段は、メモリー中に前記先尾翼エンペナージの揚力傾
斜を有する計算手段を含み、該計算手段が、 − 前記翼の迎え角、 − 前記輸送機のピッチング率、 − 前記輸送機の前方における大気に関する該輸送機の
予測速度の測定値を連続的に受けて、前記輸送機が大気
の擾乱のない安定飛行の局面にない時に、前記先尾翼エ
ンペナージの揚力が少なくとも実質的に一定であるよう
に、該先尾翼エンペナージの前記翼に与えるべき設定角
度を計算して、その結果として前記先尾翼エンペナージ
の前記翼を制御する。この場合、前記計算手段は前記作
動手段を介して前記先尾翼エンペナージの前記翼を制御
する。

【００２１】しかし、前記翼は、別の作動部材の作用に
より軸線回りに角度が調節可能な後縁操縦翼面を備えて
いることが有利であり、また、前記計算手段は、前記別
の作動手段を介して前記先尾翼エンペナージの前記操縦
翼面を制御することが有利である。

【００２２】好ましくは、前記昇降舵空力翼面は、尾部
水平安定板エンペナージにより形成されており、該尾部
水平安定板エンペナージの翼は、前記輸送機の長手方向
軸線を横断する軸線回りに角度が調節可能であり、更
に、前記計算手段は、大気の擾乱のない安定飛行の局面
の間、前記尾部水平安定板エンペナージの前記翼の角度
を制御して、どの時点でも、前記主翼の揚力と、前記先
尾部エンペナージの揚力と、前記尾部水平安定板エンペ
ナージの揚力との３つの値の組が前記輸送機の抗力の予
測最低値に対応するようにする。

【００２３】

【実施例】図１に示した本発明による輸送機１は、長手
方向の軸線Ｘ−Ｘを有する胴体２を含み、この胴体に、
種々のものが装着されるが、図では、主翼を形成する２
つの翼３と、２つの尾部安定板翼４を備えた水平尾部エ
ンペナージと、２つの先尾翼５を備えた前方の先尾翼エ
ンペナージとが装着されている。２つの翼３、２つの尾
部安定板翼４及び２つの前方の先尾翼５は、それぞれ長
手方向軸線Ｘ−Ｘに関して互いに対称である。

【００２４】翼３は、推進エンジン（図示はしてあるが
参照符号は付けていない）は勿論のこと、フラップ、補
助翼、スラット等（図示せず）を支持している。

【００２５】尾部安定板翼４の各々は、昇降舵操縦翼面
６を備えると共に、長手方向の軸線Ｘ−Ｘに対して垂直
な横方向軸線Ｐ−Ｐの回りの回転によって方向が調節で
きることがよく、該２つの尾部安定板翼４は組み合って
回転する。

【００２６】先尾翼５の各々は、長手方向軸線Ｘ−Ｘに
対して垂直な横方向軸線Ｃ−Ｃの回りの回転によって角
度が調節できる。そのために、図２、図５及び図６に示
した各実施例においては、各翼５は、輸送機１と一体の
ジャーナル軸受８に自由に支持された軸７に固着されて
いる。

【００２７】特に図２の場合、各軸７は、クランクピン
１１を支持する軸１０に、制御された継ぎ手９により、
結合することができる。該クランクピン１１は、例えば
ジャックのような連結手段により作動部材１２に連結さ
れている。

【００２８】また、図２に示した装置は、輸送機１の機
内に搭載されるコンピュータ（計算手段）１４を含んで
おり、このコンピュータが、ライン１５，１６及び制御
スイッチ１７を介して２つの継ぎ手９と２つの作動部材
１２とを同期して制御することができる。

【００２９】コンピュータ１４は、そのメモリ中に、先
尾翼５の空力特性ＣＡと、輸送機１の基準面Ｓと、重力
による加速度ｇとを含むと共に、翼３の揚力と、尾部安
定板翼４の揚力と、先尾翼５の揚力との作用点に関する
軸線Ｘ−Ｘに沿った横座標を含んでいる。更に、コンピ
ュータ１４は以下のパラメータを受ける。 − 輸送機の図示していない航空データ慣性標準システ
ム(ＡＤＩＲＳ:Air DataInertial Reference System)に
より例えば計算される輸送機１の瞬間速度Ｖ。 − 輸送機の中心ｃ、即ち長手方向軸線Ｘ−Ｘに沿う輸
送機の重力の中心の位置ＣＤＧ。この中心ｃは、米国特
許ＵＳ−Ａ−４９３７７５４号明細書及び米国特許Ｕ
Ｓ−Ａ−４９４９２６９号明細書に記載されているよ
うなシステムにより、或いは、地上の輸送機を計量し、
種々のタンク内の燃料の量を測定し、乗客及び貨物の荷
重を測定又は見積もり、これ等のデータを質量・中心計
算機で加算し、次いで、重力の中心の位置の変化を監視
するために、これ等のデータの各項目を前記計算機に連
続的に転送することからなる既知の方法の実施により得
ることができる。後者の場合、種々の作業は手動によ
り、或いはコンピュータの使用により実行される。該コ
ンピュータは、出発データを考慮に入れ、飛行中連続的
に、燃料の減少及び給送による質量の変動を転送する。 − 高度計即ち高度検出プローブ（図示せず）により既
知の方法で送られてくる輸送機の高度Ｈ。 − 図示しない輸送機の飛行管理システム(ＦＭＳ＝Fli
ght Management System)により例えば計算される、或い
は中心ｃに関して上述したように、地上での計量から連
続的に予測される輸送機の質量ｍ。

【００３０】飛行中に輸送機１に加わる種々の力は図３
に表示されている。これ等の力は以下の通りである。 − 主翼３，３により発生される主揚力ＣＺＶ。 − 尾部安定板翼４，４により発生される揚力ＣＺＨ。 − 先尾翼５，５により発生される揚力ＣＺＣ。 − 輸送機の重量ｍｑを動圧ρＳＶ²・１/２で除した、
輸送機１の重力の中心ＣＤＧに加わる力。ここで、ｍ＝
輸送機の質量、ｇ＝重力の加速度、ρ＝空気の密度、Ｓ
＝輸送機１の基準面、Ｖ＝大気に関する輸送機１の瞬間
速度である。

【００３１】飛行中の輸送機１による揚力の発生には、（１）ＣＺＶ＋ＣＺＨ＋ＣＺＣ＝ｍｇ・ρＳＶ²・１/２となることが必要であるが、輸送機のピッチングの釣り
合いについては、（２）ＣＺＶ×ＬＶ＋ＣＺＨ×ＬＨ＋ＣＺＣ×ＬＣ＝０となることが必要である。ここで、ＬＶ，ＬＨ，ＬＣ
は、それぞれ、輸送機の重力の中心ＣＤＧを、主翼３の
揚力ＣＺＶと、安定板翼４の揚力ＣＺＨと、先尾翼５の
揚力ＣＺＣとの作用点から隔てている距離（即ち、応力
中心距離）である。

【００３２】従って、揚力及び釣り合いについての上述
した２つの制約条件を満たすためには、３つのパラメー
タ、即ち主揚力ＣＺＶ、尾部エンペナージの揚力ＣＺＨ
及び先尾翼エンペナージの揚力ＣＺＣが存在することが
分かる。従って、所定の全釣り合い揚力については、３
つの揚力ＣＺＶ，ＣＺＨ及びＣＺＣの全てを最適化する
ことにより、最適の抗力をもたらすことが可能である。
これにより、エンペナージの翼４及び／又は５を介して
翼３に作用する荷重が減少して、輸送機１の全抗力が最
小になる。

【００３３】実際に、少なくとも最初の概算に対して
は、輸送機１の全抗力ＲＸは、（３）ＲＸ＝ＲＸＯ＋ρＳＶ²・１/２［Ａ・ＣＺＶ²＋Ｂ・ＣＺＨ²＋Ｃ・ＣＺＣ²＋Ｄ・ＣＺＶ・ＣＺＨ＋Ｅ・ＣＺＶ・ＣＺＣ＋Ｆ・ＣＺＨ・ＣＺＣ］の形で表現されることが知られている。ここで、ＲＸＯ
並びにＡ，Ｂ，Ｃ，Ｄ，Ｅ及びＦは定数であり、輸送機
１の幾何学的形状の関数である。

【００３４】従って、先尾翼エンペナージの揚力ＣＺＣ
（及び、後述するように、恐らく安定板エンペナージの
揚力ＣＺＨ）の調節によって、抗力ＲＸを最小にしなが
ら、揚力及び釣り合いについての式（１）及び（２）を
満たすことが可能である。

【００３５】前述の説明の見解から考えて、図２の装置
は以下のように作動する。Ｉ− 輸送機１がマニューバリング中であるか及び／又
は大気の擾乱を通過している時、制御スイッチ１７が開
く（図２に示す位置）ので、継ぎ手９も作動部材１２も
コンピュータ１４によって制御されない。軸７はその軸
受８内で自由に回転する。その結果、前方の先尾翼エン
ペナージの翼５は、浮遊状態であり、軸線Ｃ−Ｃの回り
に揺動することにより風の中で自由に且つ自然に自身で
指向するため、該翼のモーメントはゼロである。従っ
て、先尾翼エンペナージは一定値の揚力ＣＺＣを発生
し、これは、前記先尾翼エンペナージの揚力傾斜がゼロ
であるために、輸送機１を不安定にすることはない。

【００３６】II− 輸送機が安定飛行（例えば、一定高
度Ｈでの直線水平飛行）中である時、また、大気の擾乱
が存在しない時、制御スイッチ１７はその開位置から閉
位置に手動又は自動的に切り替わる（矢印Ｆ）。その結
果、ライン１５が継ぎ手９を作動させるため、該継ぎ手
は軸７及び１０を接続し、該軸７及び１０は軸線Ｃ−Ｃ
の回りに一体に回転するようになる。また、作動部材１
２はライン１６を介してコンピュータ１４により駆動さ
れる。

【００３７】この場合、パラメータＶ，ｃ，Ｈ，ｍ，Ｃ
Ａ，ρ及びｇから、コンピュータ１４は、最も小さい抗
力ＲＸを与える先尾翼エンペナージの揚力ＣＺＣの値に
対応する先尾翼５の設定角度θＣ（軸線Ｃ−Ｃ回りの前
記翼の角位置θＣ）の値を計算する。この計算を行うた
め、高度Ｈは大気の密度ρを表し、また、輸送機の中心
は距離ＬＶ，ＬＨ及びＬＣを画定することを可能にする
という事実に鑑みて、コンピュータ１４は、上述の式
（１），（２）及び（３）を用いる。

【００３８】先尾翼５の設定角度θＣの値は、クランク
ピン１１を押すか引くかすることにより軸１０を回転さ
せると共に、該軸に継ぎ手９を介して組み合った軸８を
回転させる作動部材１２の作用下に、コンピュータ１４
によって与えられる。

【００３９】従って、上述のような安定飛行中のどの時
点でも、輸送機１の抗力を最小にして、燃料消費を可能
な限り少なくすることができる。

【００４０】直線水平飛行中、質量ｍは燃料の消費のた
め時間の経過と共に減じ、また、他のパラメータは一定
であると思われるので、輸送機の全揚力が減少は、従っ
て、先尾翼エンペナージの揚力ＣＺＣは減少しなければ
ならない。同じことは前記先尾翼エンペナージの設定角
度θＣについても言える。

【００４１】巡航飛行中、パイロットは、輸送機１の質
量の減少のため、燃料消費を最適にする目的で、１回以
上、より高い高度の直線水平飛行に変えることがある。

【００４２】このような高度の変更の間、高度が上昇
し、また、他のパラメータはほぼ一定のままであるか
ら、揚力は一定に留まるが、空気の密度ρは低下するた
め、輸送機の揚力係数は増加する。従って、先尾翼エン
ペナージの設定は増大させなければならない。

【００４３】図４の（Ａ）及び（Ｂ）において、この種
の巡航飛行の例が時間ｔの関数として描かれている。輸
送機１は、時点ｔ０及びｔ１の間で、Ｈ１に等しい高度
Ｈで安定した直線水平飛行をしており、次いで、時点ｔ
１に至ると、Ｈ１より高い高度Ｈ２の安定した直線水平
飛行に移り、その後、時点ｔ２で、Ｈ２より高い高度Ｈ
３の安定した直線水平飛行に移る（図４の（Ａ））。図
４の（Ｂ）は、高度Ｈ１，Ｈ２，Ｈ３での直線水平飛行
中に先尾翼エンペナージの設定角度θＣは減少するが、
輸送機があるレベルからより高い高度に変わる時には、
該設定角度が増大することを表している。

【００４４】あるレベルから他のレベルに変わることを
可能にする運転中、制御スイッチ１７は開いているの
で、先尾翼５は空力的には浮遊している。

【００４５】言うまでもなく、巡航飛行の過程におい
て、中心ｃ又は速度Ｖが変わると仮定すると、設定角度
θＣは、常に抗力の最適化を確実にするように変化す
る。

【００４６】III- 輸送機１が高度Ｈ１，Ｈ２，Ｈ３等
での安定飛行中にある時に、突風のような大気の擾乱が
現れると、制御スイッチ１７が手動により又は自動的に
開いて（矢印Ｆとは逆方向）、先尾翼５を浮遊状態と
し、輸送機１が不安定になることを避ける。この指令
は、先尾翼５，５の揚力がゼロモーメントの釣り合い揚
力に向かう傾向のある遷移局面をトリガーする。そのた
め、揚力の分布の迅速な変化に結果的になり、これは、
尾部エンペナージの翼４，４により阻止しなければなら
ない。この欠点は次の変形実施例により補正することが
できる。

【００４７】図５に概略的に示されている本発明の変形
実施例は、マニューバリング中であっても突風中であっ
ても、先尾翼エンペナージの翼５の設定角度の連続制御
が可能である。図５の実施例に関しては、 − 軸７、軸受８、クランクピン１１、作動部材１２、
コンピュータ１４、及び直線水平飛行中における作動部
材１２の制御のためのライン１６はこの実施例にも見ら
れる。 − 継ぎ手９及び軸１０は既に省かれており、また、ク
ランクピン１１は軸７に直結されている。 − 情報Ｖ，ｃ，Ｈ，ｍ，Ｓ，ｇ及びＣＡに加えて、コ
ンピュータ１４は、先尾翼エンペナージの揚力傾斜ＣＺ
αＣをそのメモリに格納する。この揚力傾斜は、先尾翼
エンペナージの特性を表す定数であり、例えば、風洞試
験により測定される。該コンピュータ１４は、・例えば入射プローブ（図示せず）により送信される
先尾翼５の迎え角αＣの測定値、・例えば慣性ユニット（図示せず）により送信される
輸送機のピッチング率ｑの測定値、及び・例えばレーザ速度計測装置（図示せず）により送信
される、輸送機の前方における、大気に関する輸送機の
速度の予測値Ｖｐを受ける。 − コンピュータ１４は量Ｑ（４）Ｑ＝ＣＺαＣ（αＣ−ｑ／Ｖｐ×ＬＣ）を計算する。これは、先尾翼エンペナージの揚力ＣＺＣ
を表しており、コンピュータは次いで上述のＱが一定に
なる設定角度θＣの値Ｉを求める。 − コンピュータ１４はライン１８を介してこの設定値
Ｉを作動部材１２に送り、該作動部材１２は、マニュー
バリングの間又は大気の擾乱の間、揚力ＣＺＣが一定に
留まるように、先尾翼エンペナージの設定を変更する。

【００４８】従って、先尾翼５は二重に制御を受ける。
即ち、 − 輸送機について可能な最上の空気力学を与えると共
に、図２の装置に関して述べたように、直線水平巡航飛
行に関する、長期間の第１の緩制御と、 − 先尾翼エンペナージの揚力の一定値を与える、短期
間の第２の高速制御とである。この一定値は、輸送機１
の抗力に関する限り、確かに最適ではないが、マニュー
バリング又は突風中の輸送機の不安定化を回避する。

【００４９】この第２の制御を実行するため、輸送機１
の前方における速度の変動（大きさ及び方向）が（例え
ば前述したレーザ速度計測装置を使用して）、式（４）
に従って量Ｑの計算を行うと共に先尾翼５に設定値Ｉを
与えるための時間をコンピュータ１４に与えるのに十分
な距離で測定される。これ等の変動の測定値は明らかに
引き続いて発生し、また、サンプリング精度は、突風又
はマニューバリングを再設定及び予測するのに十分であ
り、且つマニューバリング又は突風の通過のどの時点で
も、設定値Ｉができるだけ一定の揚力ＣＺＣの値を供給
するのに十分である。

【００５０】図６の実施例においては、先尾翼５は、作
動部材２０の作用により軸線Ｌ−Ｌの回りに揺動できる
後縁操縦翼面１９を備えている。この場合、（図２及び
図５におけるような）ライン１６は作動部材１２を制御
するが、ライン１８は作動部材２０を制御する（図５に
示されているように作動部材１２を決して制御しな
い）。

【００５１】従って、長期間の緩制御は先尾翼５自体に
対して行われるが、短期間の高速制御は操縦翼面１９に
対して行われる。

【００５２】図１に示したように、尾部安定板エンペナ
ージがＰＨＲ型のものであれば、即ち長手方向の軸線Ｘ
−Ｘを横断する軸線Ｐ−Ｐの回りの角度が調節可能であ
れば、コンピュータ１４は、大気の擾乱のない直線水平
巡航飛行の局面の間、尾部安定板エンペナージの設定角
度θＨを制御するための出力２１を含む。また、コンピ
ュータ１４は、尾部安定板エンペナージを設定するため
に設けられる通常の特定作動部材（図示せず）を制御す
る。

【００５３】式（１）及び（２）に関連して前述したよ
うに、実際に、前記式（１）及び（２）によって表され
た揚力とピッチングの釣り合いとの２つの制約条件を満
たすために、３つの飛行制御パラメータ、即ち揚力ＣＺ
Ｖ，ＣＺＨ，ＣＺＣが存在する。従って、前述の揚力と
ピッチングの釣り合いの制約条件を満たすために、翼３
の揚力ＣＺＶ、尾部安定板エンペナージの揚力ＣＺＨ、
先尾翼エンペナージの揚力ＣＺＣの３つの値からなる組
は、無限数存在する。

【００５４】他方、前述の説明から分かるように、抗力
を最小にして巡航消費を可能な限り低減することを可能
にする揚力ＣＺＶ，ＣＺＨ，ＣＺＣの３つの値は、ただ
１組のみ決定することが可能である。

【００５５】揚力ＣＺＣに関して説明した態様と同様
に、尾翼安定板エンペナージの揚力ＣＺＨは、質量ｍ、
中心ｃ、速度Ｖ及び高度Ｈの関数である。従って、前記
尾部安定板エンペナージの空力特性を知れば、コンピュ
ータ１４において、翼４に与える設定角度θＨの値を決
定することが可能であるので、該翼は、対応する揚力Ｃ
ＺＶ及びＣＺＣの値に関連した揚力ＣＺＨの値を発生
し、抗力の最小化を可能にする。

【００５６】図７において、図４の（Ａ）に示した飛行
の場合における設定θＨの変動が（図４の（Ｂ）から類
推して）略図的に示されている。

【００５７】図２、図５及び図６に関して、先尾翼５が
角度を付けて組み合っている上述の実施例が記載されて
いるが、かかる組み合わせは拘束力のあるものではな
く、また、該先尾翼についての制御は個々に行ってもよ
いことは言うまでもない。

【００５８】更に、図１に示した輸送機は亜音速型のも
のであるが、本発明は、超音速輸送機にも限定を受ける
ことなく適用可能であることが容易に理解される。この
場合、昇降舵空力操縦翼面４は、主翼の後縁のエレヴォ
ンである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に従って先尾翼エンペナージを備えた
輸送機の斜視図である。

【図２】本発明の第１実施例の概要図である。

【図３】本発明の輸送機に飛行中に加わる力を示す概
略系統図である。

【図４】（Ａ）及び（Ｂ）は、大気の擾乱のない直線
水平飛行の局面中と、異なる高度での上述の飛行局面中
の先尾翼エンペナージの設定角度の変動を示すグラフで
ある。

【図５】本発明の変形実施例の概要図である。

【図６】本発明の別の変形実施例の概要図である。

【図７】角度が調節可能な尾部安定板エンペナージの
設定の変動を図４の（Ａ）及び（Ｂ）に関して示すグラ
フである。

【符号の説明】

１…輸送機、３…主翼、４…昇降舵空力翼面（尾部安定
板エンペナージの翼）、５…先尾翼エンペナージの翼、
９…継ぎ手（少なくとも実質的に一定の揚力を先尾翼エ
ンペナージに与える手段）、１２…作動部材（少なくと
も実質的に一定の揚力を先尾翼エンペナージに与える手
段）、１４…計算手段（コンピュータ）、１８…ライン
（少なくとも実質的に一定の揚力を先尾翼エンペナージ
に与える手段）、１９…後縁操縦翼面、２０…作動部材
（少なくとも実質的に一定の揚力を先尾翼エンペナージ
に与える手段）、ｃ…輸送機の中心、Ｃ−Ｃ…軸線、Ｌ
−Ｌ…軸線、ｍ…輸送機の質量、Ｐ−Ｐ…軸線、Ｖ…輸
送機の速度、Ｖｐ…輸送機の予測速度、Ｘ−Ｘ…輸送機
の長手方向軸線。

フロントページの続き (56)参考文献特開昭53−136299（ＪＰ，Ａ) 特開昭55−11932（ＪＰ，Ａ) 特開昭59−73395（ＪＰ，Ａ) 特開昭58−128999（ＪＰ，Ａ) 特開昭61−188299（ＪＰ，Ａ) 米国特許4937754（ＵＳ，Ａ) 米国特許4949269（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64C 39/12 B64C 9/00

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】主翼（３）と、昇降舵空力翼面（４）
と、主翼前方の先尾翼エンペナージとを有する輸送機
（１）であって、前記先尾翼エンペナージの翼（５）
は、作動部材（１２）の作用により、前記輸送機（１）
の長手方向軸線（Ｘ−Ｘ）を横断する方向の軸線（Ｃ−
Ｃ）の回りに角度が調節可能であり、前記輸送機は更
に、前記先尾翼エンペナージの揚力がどの時点でも該輸
送機の抗力の予想最低値に対応するように、大気に関す
る該輸送機の速度（Ｖ）と飛行高度（Ｈ）の測定値を連
続的に受けて、前記先尾翼エンペナージに対する設定角
度を計算する計算手段（１４）を有し、該計算手段（１
４）により前記作動部材（１２）を制御して前記先尾翼
エンペナージの前記翼（５）を作動するようにする輸送
機において、 − 前記計算手段（１４）は更に、少なくとも・前記輸送機（１）の中心（ｃ）と、・前記輸送機の質量（ｍ）と、の測定値を連続的に受けると共に、大気の擾乱のない安
定飛行の局面の間、前記計算された設定角度を前記先尾翼エンペナージの前
記翼（５）に与えており、 − 飛行中の前記輸送機が大気の擾乱のない安定飛行の
局面にない時に少なくとも実質的に一定の揚力を前記先
尾翼エンペナージに与える手段（９，１２，１４，１
８；１４，１８，２０）が設けられている、輸送機。
【請求項２】少なくとも実質的に一定の揚力を前記先
尾翼エンペナージに与える手段（９）は、前記先尾翼エ
ンペナージを浮かせて、該先尾翼エンペナージ自体が風
の中で自由に方向付けられるようにした請求項１に記載
の輸送機。
【請求項３】少なくとも実質的に一定の揚力を前記先
尾翼エンペナージに与える手段（９，１２，１４，１
８；１４，１８，２０）は、メモリー中に前記先尾翼エ
ンペナージの揚力傾斜（ＣＺαＣ）を有する計算手段
（１４）を含み、該計算手段が、 − 前記翼（５）の迎え角（αＣ）、 − 前記輸送機のピッチング率（ｑ）、 − 前記輸送機の前方における大気に関する該輸送機
（１）の予測速度(Ｖｐ)、の測定値を連続的に受けて、
前記輸送機が大気の擾乱のない安定飛行の局面にない時
に、前記先尾翼エンペナージの揚力が少なくとも実質的
に一定であるように、該先尾翼エンペナージの前記翼
（５）に与えるべき設定角度を計算して、その結果とし
て前記先尾翼エンペナージの前記翼（５）を制御する請
求項１に記載の輸送機。
【請求項４】前記計算手段（１４）は前記作動手段
（１２）を介して前記先尾翼エンペナージの前記翼
（５）を制御する請求項３に記載の輸送機。
【請求項５】前記翼（５）は、別の作動部材（２０）
の作用により軸線（Ｌ−Ｌ）回りに角度が調節可能な後
縁操縦翼面（１９）を備えており、前記計算手段（１
４）は、前記別の作動手段（２０）を介して前記先尾翼
エンペナージの前記操縦翼面（１９）を制御する請求項
３に記載の輸送機。
【請求項６】前記昇降舵空力翼面は、尾部水平安定板
エンペナージにより形成されており、該尾部水平安定板
エンペナージの翼（４）は、前記輸送機（１）の長手方
向軸線（Ｘ−Ｘ）を横断する軸線（Ｐ−Ｐ）回りに角度
が調節可能であり、更に、前記計算手段（１４）は、大
気の擾乱のない安定飛行の局面の間、前記尾部水平安定
板エンペナージの前記翼（４）の角度を制御して、どの
時点でも、前記主翼（３）の揚力と、前記先尾部エンペ
ナージの揚力と、前記尾部水平安定板エンペナージの揚
力との３つの値の組が前記輸送機の抗力の予測最低値に
対応するようにする請求項１に記載の輸送機。
【請求項７】前記昇降舵空力翼面は前記主翼（３）の
後縁エレヴォンである超音速型の請求項１に記載の輸送
機。