JP4623597B2

JP4623597B2 - 飛行機

Info

Publication number: JP4623597B2
Application number: JP2006336464A
Authority: JP
Inventors: 岡津守男
Original assignee: 岡津守男
Priority date: 2006-12-14
Filing date: 2006-12-14
Publication date: 2011-02-02
Anticipated expiration: 2026-12-14
Also published as: JP2008149735A

Description

本発明は飛行機に関し、特に、長さの異なる前後軸と左右軸を有する全翼機であって、低速性能と高速性能を併せ持つ飛行機に関する。

飛行中に、主翼を後退、あるいは前進させることで異なった翼形を持たせる可変後退翼（例えば、グラマンＦ−１４トムキャット）、左右一体の翼を機体の中心で回転させる斜め翼（例えば、ＮＡＳＡＡＤ−１斜め翼実験機）、長さの異なる２枚の翼を十字にして飛行速度に応じて９０度回転させる可変Ｘ翼などにより、高速性能と低速性能の両立を図ってきた。
しかしながら、可変後退翼は機構が複雑で重量がかさみ故障も多い。斜め翼は、左右の空気抵抗が異なり、補助翼などのききなどが複雑になる。また、回転部分の強度が問題となる。可変Ｘ翼も回転部の強度上の問題に加えて、用いていない翼はデッドウェイトとなるなどの問題がある。

離着陸、長距離飛行、滑空性能、高空飛行などは大きな揚力を発生する翼が必要とされるが、同じ翼面積であれば、翼幅が翼弦長に対して大きい、すなわちアスペクト比の大きい翼がより大きな揚力を発生する。反対に高速性能を達成するためには、アスペクト比の小さい短い翼を用いて前面面積を最小限にする必要がある。従って、低速性能と高速性能の両立は、それぞれが背反する性格の主翼を必要とするため困難であった。
本発明は上述のような事情に鑑み為されたものであり、低速性能と高速性能を併せ持つ飛行機を提供することを目的とする。

本発明は、短機軸と長機軸とを有し、低速性能と高速性能を併せ持つ全翼機である飛行機に関し、本発明の上記目的は、該飛行機に、前記短機軸方向に沿って伸び、前記短機軸に関してほぼ線対称な矩形若しくはテーパー状の短翼と、前記長機軸方向に沿って伸び、前記長機軸に関してほぼ線対称な矩形若しくはテーパー状の長翼とが、互いに他を二等分するように十字形に配置された機体と、前記機体のほぼ中央に回動自在に設置され、推力噴射方向を９０度以内の任意の角度で変更可能なジェットエンジンを搭載した推力変更装置とを備えるとともに、前記短機軸方向のロール制御を行うための少なくとも一対の第１補助翼を前記長翼に、かつ、前記長機軸方向のロール制御を行うための少なくとも一対の第２補助翼を前記短翼に備えることによって達成される。

さらに、本発明の上記目的は、前記推力変更装置を、空気取り入れ口とジェット噴射口を有し、内部に前記ジェットエンジンを搭載したドーム状の収納部と、該収納部を所望の角度だけ回転させる回転機構とを備えたものとすることにより、或いは、前記推力変更装置を、前記ジェットエンジンを設置した円盤状のマウント部と、該マウント部を所望の角度だけ回転させる回転機構と、空気取り入れ口とジェット噴射口が切り欠き状に設けられ、前記機体に固定された或いは前記機体と一体に形成されたドーム状のカバーとを備えたものとすることによって、より効果的に達成される。

本発明に係る飛行機は、十字翼、テーパー翼、矩形翼、などの平面形を有し、推力変更装置を装備し、前後軸方向へも、左右軸方向へも飛行可能な全翼機であるので、飛行中に旋回運動と推力変更の相乗効果によって前後軸と左右軸の変換を行い、短軸方向に飛行するときはアスペクト比が大きく低速性能に優れ、長軸方向に飛行するときはアスペクト比が小さく高速を達成でき、大きな可動部分が無いため重量、強度上の問題が無く、構造が簡単であるため軽量かつ頑丈に設計できるという効果がある。

本発明に係る飛行機は、十字翼、テーパー翼、矩形翼、などの平面形を有し、推力変更装置を具備し、飛行中に機軸を変更することにより、前後軸方向へも、左右軸方向へも飛行可能な全翼機である。以下、図面を参照しつつ、詳細に説明する。

図１は本発明に係る飛行機（無人機）の第１の実施形態の斜視図である。本実施形態における飛行機は、短機軸１方向及び長機軸２方向にそれぞれ独立した翼を持ち、矢印イの方向に飛行するときは長機軸２方向の翼が主翼となり、矢印ロの方向に飛行するときは短機軸１方向の翼が主翼となるように機体が構成されており、また、機体のほぼ中央には、ジェットエンジン１６を搭載した推力変更装置１４が、推力噴射方向を９０度以内の任意の角度で変更可能なように回動自在に設置されている。
さらには、各主翼には飛行方向の機軸に対するロール制御を行うための一対のエルロン（補助翼）４及び９が設けられている。なお、エルロン４は長機軸２のロール制御を、エルロン９は短機軸１のロール制御を行うためのものである。

図２は本発明の第１の実施形態に係る飛行機の平面図である。１は短機軸（低速飛行時における前後軸、高速飛行時における左右軸）、２は長機軸（高速飛行時における前後軸、低速飛行時における左右軸）、３は高速飛行時の前縁フラップ（高揚力装置）、４は高速飛行時のエルロン、５は高速飛行時の後縁フラップ、６は高速飛行時のスポイラー（揚力減少装置）、７は高速飛行時のエアブレーキ、８は低速飛行時の前縁フラップ、９は低速飛行時のエルロン、１０は低速飛行時の後縁フラップ、１１は低速飛行時のスポイラー、１２は低速飛行時のエアブレーキ、１３は空気取り入れ口可変ベーン（整流板）、１４は推力変更装置であり、回転式ドーム状のエンジン収納部である。１５はドームの回転レール、１６はジェットエンジン、１７は推力変更ノズルである。

図３は、それぞれ、低速飛行時（Ａ），高速飛行時（B）を示している。（Ａ）においては短機軸１を前後軸、長機軸２を左右軸としてAの方向へ飛行している。矢印Fは推力噴射の方向である。この状態から、（B）に示されている高速飛行時の状態へ移行すること、およびその逆を飛行中に安全に行うことが本発明の解決すべき課題である。
飛行中において前後軸と左右軸を変換するプロセスを、順を追って説明する。

図４は推力噴射の方向を、飛行方向に対して右に向けたときに生じる飛行姿勢の変化である。(1)において、本発明に関する飛行機は、短機軸ABを前後軸としてAの方向に水平飛行している。次に、(2)において、推力噴射の方向を、飛行方向に対して右側に向ける。
その結果、(3)において、機体の姿勢は両機軸を時計の回転方向へ若干回転させた、飛行方向へ対して斜め右を向いたものとなる。飛行方向そのものには変化が生じないため、(4)においても同じ姿勢、方向が維持されている。

図５はエルロン９を操作することで生じる飛行方向の変化を示している。(1)は低速水平飛行時を示す。このときの飛行方向は、短機軸ABを前後軸としてAの方向へ移動している。(2)において、左側のエルロンを上げ、右側のエルロンを下げると、機体の向きはそのままで、Ｘ側をさげ、Ｙ側を上げる形で、左方向へ下降しながら旋回を始める。下降のモーメントは重力加速度によって増加するため、旋回率も(2)から(3)よりも(3)から(4)へ移行する過程でより大きく、(4)においては移動方向がＸＹ軸方向により近づく。
なお、図６は、図５(2)，(3)，(4)における機体の姿勢と位置を後側から見たものであり、機体が下降しながら旋回していく様子が分かる。上述の説明に関しては、「図解雑学：飛行機のしくみ」（水木新平、櫻井一郎監修、ナツメ社、134〜135ページ）を参照されたい。

図７は、推力噴射の方向を変えることにより生じる機体姿勢の変化（ヨー制御）と、エルロン操作によって生じる下降旋回運動（ロール制御）を組み合わせることで、図３（A），(B)に示された機軸の変換を行う過程を示したものである。(1)は、推力噴射を右方向へ向けた結果の飛行姿勢で、図４の(3)に相当するものである。この姿勢を保ったまま、(2)においてエルロン９を操作し（左側を上げ、右側を下げる。）、左方向への下降旋回を開始する。AB軸、ＸＹ軸共に時計回りに若干回転しているため、機体の移動方向はより急速にＸＹ軸に接近する。(4)においてはＸＹ軸が事実上の前後軸となり、高速飛行用の翼（短翼）に揚力が発生し始める。(5)において、推力変更装置を回転させて推力噴射の方向をＸＹ軸に一致させ、エルロン９をたたむことで、前後軸をAB軸（短機軸）からXY軸（長機軸）へ変換することが完了し、高速飛行のための飛行形態が完成する。なお、再び低速飛行に戻る時も同様のプロセスが用いられるが、このときは推力の噴射方向が左向き、下降旋回の方向が右向きとなる。

図８は、推力変更装置１４の第１実施例を示す図であり、（A）は平面図、（B）は側面図、（C）は正面図、（D）は背面図を表している。円盤状のエンジンマウントベース２２の上にジェットエンジン１６が固定され、噴射口には推力変更ノズル１７が設けられている。
さらに、エンジンマウントベース２２全体を覆うドーム外板２１が設けられ、空気抵抗を少なくする働きをしている。また、エンジンマウントベース２２を回転させて、ジェットエンジンの噴射口を所望の方向に向けるためのドーム回転レール１５も設けられている。

第１実施例では、真円形の平面図を有するドーム状の構造の内部にジェットエンジンを装着し、ドームごと９０度回転させることによって推力噴射方向の変更を行う例を示しているが、同様の効果を達成するため、回転式のドームを有せず機体内部でエンジンのみを回転させるもの（第２実施例：後述の図９〜図１１）、機体外部に露出したエンジンを回転させるもの、エンジンの回転角度が９０度以下で推力変更ノズルと連動して推力噴射方向の変更を行うもの、エンジンを固定して推力変更ノズルのみにより推力噴射方向の変更を行うもの、なども考えられる。
同様に、ドーム／エンジン回転のメカニズムとしては、円周状のレール１５をはさむ動輪を回転して行うものを図示しているが、油圧ピストンその他のメカニズムも応用の対象である。
同じく、推力変更ノズル１７は、アメリカ空軍のF-22戦闘機などに用いられているものと類似の形状のものを図示しているが、現在研究開発中の流体ノズル（Fluidic Nozzle）などの応用も考慮される。なお、推力変更ノズル１７は、前後軸・左右軸を変換するときのみでなく、飛行中の姿勢制御や操縦のメカニズムとして、エルロン、フラップなどの操舵類と連動して、あるいは独立して機能させることも考慮される。

図９は推力変更装置１４の第２実施例を示す全体図（斜視図）であり、機体に固定された（あるいは機体と一体として形成された）ドーム状のカバーに、空気吸い込み口と噴射口の部分に切り欠き部２３が設けられており、この中にエンジンマウントベース２２にジェットエンジン１６が固定され、さらに内部側壁２４が設けられたユニット（図１０）が回動自在に固定されている。
図１１は推力変更装置１４の第２実施例を示す図であり、中央は平面図、左右は側面図、上は正面図、下は背面図を表している。円盤状のエンジンマウントベース２２の上にジェットエンジン１６が固定され、噴射口には推力変更ノズル１７が設けられている。
さらに、エンジンマウントベース２２の上にはジェットエンジン１６を挟むように左右に内部側壁２４が設けられてユニット化され、このユニットを覆うようにドーム状のカバー２１が設けられている。そして、回転機構１５によってユニットが９０度以内の範囲で回転したときに、空気吸い込み口と噴射口が塞がらないように、切り欠き部２３がカバー２１に設けられている。内部側壁２４は空気吸い込み口と噴射口以外の部分から空気が大量に入り込むことによって機体のバランスを崩さないように、切り欠き部に蓋をする役目を果たすものである。その他の部分の基本的構造は実施例１と同じであるので、説明は省略する。

本発明に係る飛行機は主として無人飛行に用いるものであり、機体に搭載されたコンピュータ（図示せず）、或いは地上からの無線による遠隔操縦によって飛行制御されるものである。用途としては軍事用か、或いは（急を要する）少量の貨物運搬などが考えられる。

本発明の一実施例に係る飛行機の斜視図である。本発明の一実施例に係る飛行機の平面図である。それぞれ、低速飛行時（Ａ），高速飛行時（Ｂ）の状態を示す図である。推力噴射の方向を、飛行方向に対して右に向けたときに生じる飛行姿勢の変化を示す図である。エルロンを操作することで生じる飛行方向の変化を示している。図５の(2)，(3)，(4)における機体の姿勢と位置(高度変化)を後ろから見た図である。推力噴射の方向を変えることにより生じる機体姿勢の変化(図４)と、エルロン操作によって生じる下降旋回運動（図６）を組み合わせることで、図３（A），(B)に示された機軸の変換を行う過程を説明するための図である。推力変更装置の第１実施例を示す図である。推力変更装置の第２実施例を示す全体図（斜視図）である。エンジンマウントベースにジェットエンジンが固定され、さらに内部側壁が設けられたユニットを示す図である。推力変更装置の第２実施例を示す図である。

符号の説明

１短機軸（低速飛行時の前後軸、高速飛行時の左右軸）
２長機軸（高速飛行時の前後軸、低速飛行時の左右軸）
３高速飛行時の前縁フラップ(高揚力装置)
４高速飛行時のエルロン(補助翼)
５高速飛行時の後縁フラップ
６高速飛行時のスポイラー(揚力減少装置)
７高速飛行時のエアブレーキ
８低速飛行時の前縁フラップ
９低速飛行時のエルロン
１０低速飛行時の後縁フラップ
１１低速飛行時のスポイラー
１２低速飛行時のエアブレーキ
１３空気取り入れ口可変ベーン（整流板）
１４回転式ドーム状のエンジン収納部（推力変更装置）
１５ドームの回転レール（回転機構）
１６ジェットエンジン
１７推力変更ノズル
２１ドーム外板（カバー）
２２円盤状のエンジンマウントベース
２３切り欠き部
２４内部側壁

Claims

短機軸（１）と長機軸（２）とを有し、低速性能と高速性能を併せ持つ全翼機である飛行機であって、該飛行機は、
前記短機軸方向に沿って伸び、前記短機軸に関して線対称な矩形若しくはテーパー状の短翼と、前記長機軸方向に沿って伸び、前記長機軸に関して線対称な矩形若しくはテーパー状の長翼とが、互いに他を二等分するように十字形に配置された機体と、
前記機体の中央に回動自在に設置され、推力噴射方向を９０度以内の任意の角度で変更可能なジェットエンジン（１６）を搭載した推力変更装置（１４）とを備えるとともに、
前記短機軸方向のロール制御を行うための少なくとも一対の第１補助翼（９）を前記長翼に、かつ、前記長機軸方向のロール制御を行うための少なくとも一対の第２補助翼（４）を前記短翼に備えたことを特徴とする飛行機。
前記推力変更装置は、空気取り入れ口とジェット噴射口を有し、内部に前記ジェットエンジンを搭載したドーム状の収納部と、該収納部を所望の角度だけ回転させる回転機構とを備えたものであることを特徴とする請求項１に記載の飛行機。
前記推力変更装置は、前記ジェットエンジンを設置した円盤状のマウント部と、該マウント部を所望の角度だけ回転させる回転機構と、空気取り入れ口とジェット噴射口が切り欠かれた切り欠き部（２３）が設けられ前記機体に固定された或いは前記機体と一体に形成されたドーム状のカバーと、を備えたものであることを特徴とする請求項１に記載の飛行機。