JP4344821B2 - 可変デルタ翼航空機及びその機体姿勢制御方法 - Google Patents

Description

本発明は、デルタ翼構造の高速航空機に関し、より詳しくはデルタ翼を改良した可変デルタ翼構造の高速航空機及びその機体姿勢制御方法に関する。

従来、 超音速で飛行する高速航空機では、超音速における空気抵抗を低減するためにデルタ翼が良く用いられる。デルタ翼は直線翼に較べ、揚力係数が小さいため、離陸時に揚力が不足がちになる。そのため、離陸時の揚力を補うためにこれまで種々の提案がなされている。例えば、主翼とノーズの間に第２の翼として、回転可能にカナードを設け、離陸時にはカナードを機軸に直角に展開することによって揚力を補い、航空機速度に応じて回転させて飛行パフォーマンスを最適化し、超音速巡航の間は仕舞い込むようにしたものが提案されている（特許文献１参照）。また、可変後退角翼として離陸時に翼を左右に広げる翼構造も提案されているが、この機構を実現するためには機体構造強度を増す必要があり、機体重量の増加を招いてしまう。また、翼内に燃料を搭載するための容積が不足してしまう問題点もある。さらに、断面積分布、揚力分布が前後対称にならないため、超音速飛行時に抵抗が増加し、また揚力中心が後方へ移動するため、前後方向の釣り合いが崩れてしまうという解決すべき技術的な課題もある。

なお、米国のノースアメリカン社のＸＢ−７０機はデルタ翼の外翼を下方に折りたたむ機構を有するが、これは折りたたみ線が機体軸に平行で、翼下面の圧縮波揚力の利用を目的としており、揚力分布を滑らかにすることを意図していない。また、特許文献２では、翼端にフィン操舵面を有するデルタ翼構造が示されているが、該デルタ翼構造は、方向舵がデルタ翼の陰に入り舵効きが悪くなる離陸時等の低速時の操舵性を改善するものであり、超音速飛行時の揚力中心の移動を少なくするものではない。
米国特許第５９９２７９６号明細書 特公平６−２４８０号公報

上記のように超音速飛行の高速航空機としてデルタ翼が採用されているが、デルタ翼の欠点として離着陸時等の低速時における揚力を犠牲にする構造となっており、また遷音速時に揚力中心の移動をするため前後方向の釣り合いが崩れ、且つ上昇時の燃料が高いなどの問題点がある。これらの欠点を補うように、上記のように種々提案されているが、それぞれ一長一短あり、離陸・亜音速飛行・超音速飛行の何れの飛行フェーズにおいても満足する性能を有するものは実現してない。

そこで、本発明は かかる従来技術の課題に鑑みなされたものであって、デルタ翼の揚力中心の移動、空気抵抗の問題を解決し、遷音速時の揚力中心の移動を減少させ、離陸性能、亜音速性能を犠牲にせずに超音速飛行時の空気抵抗を少なくし、しかも上昇燃料の節約、オゾン層への影響軽減を図ることができる可変デルタ翼構造の航空機及びその姿勢制御方法を提供することを目的とする。

上記課題を解決する本発明の可変デルタ翼航空機は、主翼であって三角の平面形を基本とし、内翼と外翼からなり、該外翼が左右対称な機軸に斜めの線を軸として前記内翼に対して回転可能に設けられていることを特徴とするものである。前記左右の外翼の取付角度を個別に可変することができるようにするのが望ましい。また、前記内翼内に燃料タンクを設けることができる。

また、本発明の可変デルタ翼航空機の姿勢制御方法は、主翼としてのデルタ翼を内翼と外翼で構成し、該外翼を機軸に左右対称の斜めの線を軸として前記内翼に対して回転可能に設け、離陸時には前記外翼の取付角度を０度とし、高亜音速もしくは超音速飛行時には左右の前記外翼を上方に折り曲げた状態にして空気抵抗を防ぎ、且つ機体姿勢の変化に対して、左右の前記外翼の取付角度を個別に制御することにより機体姿勢を制御することを特徴とする。

本発明によれば、デルタ翼の超音速抵抗を低減させ、音速突破時の前後方向の揚力中心移動を少なくして、飛行安定性を向上させ、離陸性能、亜音速性能を犠牲にせずに、しかも上昇燃料の節約、オゾン層への影響を軽減させることができる。また、左右の外翼の取付角度を制御することで、機体の姿勢制御ができ、垂直安定板の廃止可能とし、機体重量の低減化を図ることができる。

以下、添付図面を参照しながら本発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明は本実施形態のみに限定されるものではない。本実施形態では、超音速航空機に適用した場合を示しているが、本発明は亜音速機等にも適用可能である。

図１は本発明の実施形態に係るデルタ翼航空機を示す平面概念図である。本実施形態のデルタ翼航空機１は、機体２を浮揚させる主翼であるデルタ翼３が内翼４と外翼５とから構成され、三角の平面形の翼形を基本としている。前記外翼５は、本実施形態では内翼４に対してその取付軸線６がマッハ線７と等しい位置に設定され、マッハ線を軸線として上下に揺動可能に取り付けられている。内翼４に対する外翼５の取付手段及び揺動駆動手段は、任意の手段が採用でき、特に限定されるものでないが、例えば外翼５は内翼４との接線部で回転可能なヒンジ等により取り付けられ、油圧シリンダ、電気モータ等の駆動装置により、任意の取付角度に設定可能に制御することができるようにする。

以上のように構成された本実施形態の可変デルタ翼航空機は、次のように機能する。
離陸時には、外翼５を内翼４の延長上に位置させて一体化した状態（取付角度０度）に設定する。この場合、機体２を浮揚させるための揚力を内翼４と外翼５が発生し、外翼５は内翼４と一体となって揚力を発生する。その際、揚力の中心は平均翼弦長の２５％付近に存在する。

飛行速度が音速を超えると、主翼周りの流れが変化し外翼５を内翼４と一体化して取り付けたままでは揚力中心が平均翼弦長の５０％と機体の後方に移動するため、高亜音速及び超音速飛行時には、図２（ｂ）に示すように、外翼５を上方に折り曲げた状態に上げ内翼４に対する取り付け角を大きくすることにより、空気抵抗の増加を防ぎ外翼５の揚力が減少する。これにより、内翼４は前後対称に近い揚力分布を持つようになり、ジョーンズの理論による低抵抗の機体が実現する。この際、内外翼の取付線がマッハ線よりも内側にあれば、外翼５の影響は内翼４に及ばない。したがって、本実施形態では、取付軸線をマッハ角に一致させてあるが、必ずしもそれに限定されず、取付軸線がマッハ線よりも内側にあるように取り付けてもよい。

図２は超音速巡航時の従来のデルタ翼と本発明における外翼を上げた機体の正面図の比較を示す一例である。
飛行機前方から両者を比較すると従来のデルタ翼１０では空気を受ける面が三角形であるのに対し、本発明の可変デルタ翼３では菱形に近くなっている。これにより、従来のデルタ翼１０では翼厚みの薄い後縁近くで翼スパン方向の揚力荷重を支えなければならず、撓み変形を生じ、構造重量増を招いていた。これに対し本発明の可変デルタ翼３では揚力は機体に固定された内翼部が主に受け持っており撓みを少なくすることができる。

図３は左右の外翼５に個別の取付角を変化させた状態を示す正面概念図である。
左右の外翼５を個別に制御してヒンジを中心にその取付角度を変化させることで、外翼の発生する揚力を制御することができ、それにより機体の左右方向、機軸回り、縦方向の各安定性をとることができる。

図４は本実施形態に係る可変デルタ翼による全機軸方向揚力分布の概念を示す線図である。
該線図において、ａは本実施形態の可変デルタ翼の全機軸方向揚力分布をし、ｂは従来のデルタ翼の全機軸方向揚力分布を示し、ｃは機体の揚力分布を示す概念図である。該図に示すように、従来のデルタ翼の場合は、揚力分布が前後非対称となっており、揚力中心が後方に移動しているため、前後方向の釣り合いが崩れている。これに対し、本実施形態の可変デルタ翼の場合は、機軸の前後方向にほぼ対称となっており、揚力中心の移動、空気抵抗の問題点を解決できる。特に、超音速飛行時、航空機が受ける空気抵抗を低減するためには、エリアルールの考えに従い、全機の断面積と揚力の分布を滑らかにする必要があるが、本実施形態の可変デルタ翼は、その条件に合致している。これに対して、細長胴体と従来のデルタ型主翼の組み合わせでは、図４において線図ｂに示すように、主翼部分の揚力が後縁で急激に減少する分布となってしまう。

一方、ジョーンズ等の理論では、超音速時の抵抗は機首と尾部を逆向きにした場合と等しいことから、このデルタ翼では大きな造波抵抗を生じることになる。これに対し、本発明の可変デルタ翼では、外翼部の揚力を減少させることで機体中央部で揚力が大きく、機首、機尾方向に滑らかに揚力が減少し、空気抵抗が低減される。

通常の航空機では機体の姿勢角、すなわちピッチ角、ヨー角、ロール角は、それぞれエレベータ、ラダー、エルロンで制御される。これに対し、本発明では左右の外翼の取付角の変更が、ピッチ角では同方向、ヨー角とロール角では逆方向に効く。そのことから、例えば図５にブロック線図で示すように、機体姿勢角制御システムを構成することによって、左右外翼アクチュエータを独立して作動させることにより、姿勢制御が可能であり垂直安定板を廃することができる。
図のブロック線図において、１１は中央演算装置としてのコントローラであり、該コントローラに干渉係数テーブルを随時更新できる記憶装置１２が連結され、左右の外翼５の揺動駆動装置であるアクチュエータ１３に制御信号を出力し、それにより左右の外翼５の取付角度が変化し、その結果随時変化する航空機１４のピッチ角、ロール角及びヨー角をそれぞれの姿勢センサー１５で検出し、それをコントローラ１１にフィードバックする構成となっている。

上記構成の機体姿勢角制御システムにおいて、指令入力により、姿勢角信号を受けたコントローラ１１は左右の外翼５の取付角によるピッチ角、ヨー角、ロール角への干渉係数を記憶装置１２に格納されている干渉係数テーブルを呼び出しそれぞの干渉係数を基にピッチ角、ヨー角、ロール角の制御値を算出し、その算出値により左右の外翼アクチュエータ１３を独立に作動させ、アクチュエータ１３に出力することにより、航空機１４の姿勢制御を行う。航空機の姿勢は、姿勢センサー１５により検出され、コントローラ１１にフィードバックされ、フィードバック制御される。したがって、外翼５で姿勢制御が可能であり従来の航空機における垂直安定板を廃することが可能である。

本発明は、航空機の垂直安定板を廃することも可能であり、機体重量の低減化を図ることができ、超音速航空機主翼のデルタ翼に適用できるばかりでなく、亜音速航空機のデルタ翼にも適用できる。

本発明の実施の形態例の平面概念図である。 従来のデルタ翼と本発明の外翼を上げた機体の正面図の比較の一例である。 本発明中の左右の外翼を独立して取付角を変化させる動作機構概念の一例である。 本発明中の可変デルタ翼による全機体揚力分布の概念の一例である。 本発明中の可変デルタ翼による姿勢制御概念ブロック図の一例である。

符号の説明

１ デルタ翼航空機
２ 機体
３ デルタ翼
４ 内翼
５ 外翼
６ 取付軸線
７ マッハ線
１０ 中央演算装置
１２ 記憶装置
１３ アクチュエータ
１４ 航空機
１５ 姿勢制御センサー

Claims (4)

1. 三角の平面形を基本とし、内翼と外翼からなる主翼としてのデルタ翼であって、該外翼が機軸に対し左右対称の機尾から前方へのマッハ線を取付軸線として前記内翼に対して該取付軸線の回りに回転可能に設けられていることを特徴とする可変デルタ翼航空機。
2. 前記左右の主翼外翼の取付角度を個別に可変することができることを特徴とする請求項１に記載の可変デルタ翼航空機。
3. 前記主翼内翼内に燃料タンクを有することを特徴とする請求項１又は２に記載の可変デルタ翼航空機。
4. 主翼としてのデルタ翼を内翼と外翼で構成し、該外翼を機軸に対し左右対称の機尾から前方へのマッハ線を取付軸線として前記内翼に対して該取付軸線の回りに回転可能に設け、離陸時には前記外翼の取付角度を０度とし、高亜音速もしくは超音速飛行時には左右の前記外翼を上方に折り曲げた状態にして空気抵抗を防ぎ、且つ機体姿勢の変化に対して、左右の前記外翼の取付角度を個別に制御することにより機体姿勢を制御することを特徴とする可変デルタ翼航空機の機体姿勢制御方法。

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