JP7474025B2 - 無垂直尾翼機 - Google Patents

Description

本発明は、垂直尾翼を備えない航空機である無垂直尾翼機に関する。

垂直尾翼を備えない従来の無垂直尾翼機として、特許文献１の無尾翼飛行機が知られている。この無尾翼飛行機の機体は、主胴部の側面から左右の後外側へ斜めに突出する左側胴部及び右側胴部を有している。この左側胴部及び右側胴部のそれぞれの後端部に昇降舵が配設されている。

特開２０１７－０１９３２２号公報

上記特許文献１の無尾翼飛行機では、横滑り時に機体の上面を流れる気流と下面を流れる気流との速度差を利用して、方向安定性を向上させている。このため、機体の上面及び下面を曲線的な形状とする必要があり、製造コストが低いとは言い難い。

本発明はこのような課題を解決するためになされたものであり、コスト上昇を抑えながら、簡易な構成により方向安定性を向上することができる無垂直尾翼機を提供することを目的としている。

本発明のある態様に係る無垂直尾翼機は、機軸方向に延びる胴体と、前記胴体の側面に設けられた主翼と、横滑りに対して前記胴体の後部における側面上に負圧を発生させる負圧発生部と、を備えている。

この構成によれば、側面上に発生した負圧によって横滑りによる機軸と飛行方向とのズレを減少する方向に力が発生する。このため、コスト上昇を抑えながら、簡易な構成により方向安定性を向上することができる。

この無垂直尾翼機では、前記胴体の後部は、天面又は底面と前記側面との間に形成された角部を有し、前記負圧発生部は前記角部であってもよい。この構成によれば、横滑りにより端面に沿って流れる気流が角部において剥離し、側面上に負圧が効率的に発生し、方向安定性を向上することができる。また、後部の角部を設けることによりここに負圧発生部が形成されるため、構成の簡易化及びコスト上昇の抑制を図ることができる。

この無垂直尾翼機では、前記胴体の後部の前記機軸に直交する断面における前記角部の内角が６０度以上１５０度以下であってもよい。この構成によれば、このような角度の角部において負圧が効率的に発生し、方向安定性を向上することができる。

この無垂直尾翼機では、前記胴体の後部は、前記機軸に直交する断面が多角形であってもよい。この構成によれば、負圧発生部において負圧が効率的に発生し、方向安定性を向上することができる。また、後部の形状により負圧発生部が形成されるため、構成の簡易化及びコスト上昇の抑制を図ることができる。

この無垂直尾翼機では、前記胴体の後部は、前記機軸に直交する断面の面積が後方ほど小さくなる形状を有していてもよい。この構成によれば、負圧発生部においてより効率的に負圧が発生し方向安定性を向上することができる。

この無垂直尾翼機では、前記胴体の後部の天面及び底面の少なくともいずれか一方の面が平坦面であってもよい。この構成によれば、平坦面の天面及び／又は底面に沿って流れる気流が角部において剥離し易いため、これにより発生する負圧によって方向安定性を向上することができる。

本発明は、以上に説明した構成を有し、コスト上昇を抑えながら、簡易な構成により方向安定性を向上することができる無垂直尾翼機を提供することができるという効果を奏する。

本発明の上記目的、他の目的、特徴、及び利点は、添付図面参照の下、以下の好適な実施態様の詳細な説明から明らかにされる。

本発明の実施の形態に係る無垂直尾翼機を上側から視た図である。 図１の無垂直尾翼機を左側から視た図である。 図１のＡ－Ａ’線に沿って切断した無垂直尾翼機の断面図である。 本発明の実施の形態の変形例に係る無垂直尾翼機を示す断面図である。 図５（ａ）及び図５（ｂ）は、本発明の実施の形態のその他の変形例に係る無垂直尾翼機を示す断面図である。 図６（ａ）及び図６（ｂ）は、本発明の実施の形態のその他の変形例に係る無垂直尾翼機を示す断面図である。

以下、本発明の実施の形態を、図面を参照しながら具体的に説明する。なお、以下では全ての図面を通じて同一又は相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。

（実施の形態）
実施の形態に係る無垂直尾翼機１０は、図１～図３に示すように、水平尾翼及び垂直尾翼を有さない全翼機等の飛行機であって、機体１１及び動力装置（図示せず）を備えている。なお、以下では、水平尾翼を有さない無垂直尾翼機について説明するが、無垂直尾翼機１０は垂直尾翼を有していなければ水平尾翼を有していてもよい。

機体１１は、胴体２０、主翼３０及び負圧発生部４０を有している。なお、前後方向に延びる機体１１の機軸１２に平行な方向を機軸方向と称し、機軸方向に対して互いに直交する方向を上下方向及び左右方向と称する。ただし、無垂直尾翼機１０の向きはこの方向に限定されない。

胴体２０は、略筒形状であって、機軸方向に延びている。胴体２０は、機軸方向において、前部（前側胴体２１）及び後部（後側胴体５０）を有している。機軸方向における後側胴体５０の寸法は、胴体２０の寸法に対して少なくとも５％以上６０％以下であり、より好ましくは２０％以上５０％以下である。

前側胴体２１は、機軸１２に直交する断面が円形状又は楕円形状であって、周方向において曲線で形成されている。前側胴体２１は、機軸１２に直交する断面の面積が前方ほど小さくなるように機軸方向において曲線状に傾斜し、前端部２２が閉じている。

後側胴体５０は、例えば、胴体２０の上下方向の寸法に対して５０％以上である。また、後側胴体５０は、上下方向の寸法が左右方向の寸法よりも短い。ただし、後側胴体５０は、上下方向の寸法が左右方向の寸法と同じ又は左右方向の寸法より長くてもよい。

後側胴体５０は、機軸１２に直交する断面の面積が後方ほど小さくなるように絞られ、後端部５１は、無垂直尾翼機１０の動力装置であるジェットエンジンのノズル出口として開口している。機軸方向において、後方ほど絞られる後側胴体５０の寸法は、前方ほど絞られる前側胴体２１の寸法よりも長く、例えば、後側胴体５０の全体に亘っている。ただし、この絞り形状は後側胴体５０の一部に形成されていてもよく、典型的には後側胴体５０において後端部５１を含む後部に形成する。

この実施の形態では、上下方向における後側胴体５０の寸法が後方ほど短くなるように、天面５６及び底面５７が機軸方向に直線状に傾斜している。機軸方向において後側胴体５０が傾斜する角度は２箇所５２、５３で角度が変化し、この傾斜角度は後方ほど大きくなっている。なお、上下方向における後側胴体５０の寸法が後方ほど短くなるように、天面５６及び底面５７が機軸方向に曲線状に傾斜していてもよい。また、後側胴体５０は、断面の面積が後方ほど小さくなるように、左右方向における寸法が後方ほど短くなっていてもよい。

また、左右方向における天面５６及び底面５７の寸法が後方ほど短くなるように、後側胴体５０が後方ほど絞られている。例えば、天面５６及び底面５７の両端は機軸１２に対して直線状に傾斜している。この傾斜角度は、後側胴体５０において前側胴体２１に接続される前端５０ａから後方へ所定距離にある所定箇所５０ｂで変化している。この後側胴体５０において前端５０ａから所定箇所５０ｂまでの前側部分５０ｃにおける傾斜角度よりも、所定箇所５０ｂから後端部５１までの後側部分５０ｄにおける傾斜角度は大きい。なお、機軸方向においてこの前側部分５０ｃの寸法は後側部分５０ｄの寸法よりも大きい。

後側胴体５０は、機軸１２に直交する断面の形状が、例えば、多角形であって、端面５４、側面５５及びこれらの間の角部を有している。この実施の形態では、後側胴体５０は六角形であって、２つの端面５４及び４つの側面５５を有している。２つの端面５４は、天面５６及び底面５７である。４つの側面５５は、右上側面５８、右下側面５９、左上側面６０及び左下側面６１であり、天面５６と底面５７とを接続する。

底面５７は、天面５６に略平行に設けられ、天面５６よりも下側に配置されている。この実施の形態では、天面５６は左右方向に直線状に延びる平坦面であって、底面５７は機軸１２から離れるように左右方向に曲線状に延びる湾曲面である。ただし、天面５６は湾曲面であってもよい。また、底面５７は平坦面であってもよい。なお、平坦面は、左右方向において直線状に延びていても、機軸方向においては曲線状に湾曲したり、直線状に傾斜したりしていてもよい。

右上側面５８は、上端部が天面５６の右端部に接続され、かつ、下端部が右下側面５９の上端部に接続されており、右下側面５９は下端部が底面５７の右端部に接続されている。左上側面６０は、上端部が天面５６の左端部に接続され、かつ、下端部が左下側面６１の上端部に接続されており、左下側面６１は下端部が底面５７の左端部に接続されている。

機軸１２を通る上下方向の線に対して右上側面５８と左上側面６０とが互いに線対称であって、かつ、右下側面５９と左下側面６１とも互いに線対称である。各側面５５は、機軸１２に直交する所定の方向において直線状に延びる平坦面である。ただし、各側面５５は、機軸方向においては曲線状に湾曲したり、直線状に傾斜したりしていてもよい。

右上側面５８及び左上側面６０のそれぞれは、天面５６に接続される端と主翼３０に接続される端との間の寸法が、後側胴体５０の前側部分５０ｃでは後方ほど大きくなり、後側胴体５０の後側部分５０ｄでは後方ほど小さくなる形状を有している。右下側面５９及び左下側面６１のそれぞれは、底面５７に接続される端と主翼３０に接続される端との間の寸法が、後側胴体５０の前側部分５０ｃでは後方ほど大きくなり、後側胴体５０の後側部分５０ｄでは後方ほど小さくなる形状を有している。

角部は、右上側面５８と天面５６との間の右上角部６２、左上側面６０と天面５６との間の左上角部６３、右下側面５９と底面５７との間の右下角部６４、及び、左下側面６１と底面５７との間の左下角部６５を有している。この右上角部６２の角度θ１、左上角部６３の角度θ１、右下角部６４の角度θ２、及び、左下角部６５の角度θ２は、１５０度以下であって、負圧を発生させる観点から、より好ましくは９０度以上１５０度以下の角度である。なお、角部の角度というときは、後側胴体５０の機軸１２に直交する断面における角部の内角を意味している。

主翼３０は、胴体２０の側面５５に設けられており、胴体２０から左右方向に直線状に延びている。主翼３０は、左右方向における寸法が後方ほど大きくなる形状であって、例えば、略三角形のデルタ翼である。主翼３０は、胴体２０に接続する翼根３１、及び、左右方向において翼根３１から最も離れた翼端３２を有している。なお、主翼３０はデルタ翼に限定されない。

前端部２２と翼端３２との間の主翼３０の前縁は、機軸方向において後方ほど翼根３１から離れるように略直線状に傾斜し、翼端３２は、後側胴体５０の所定の位置から機軸方向に直線状に延びている。また、主翼３０の後端は、機軸方向の主翼３０の寸法が翼端３２から翼根３１に近づくほど長くなるように曲線状に形成されている。

翼根３１は、前側胴体２１から後側胴体５０の後端に亘って設けられ、機軸方向に延びている。この実施の形態では、上下方向において、翼根３１は、右上側面５８と右下側面５９との間、及び、左上側面６０と左下側面６１との間に配置されている。

負圧発生部４０は、後側胴体５０における側面５５上に横滑りに対して負圧ＮＰが生じる部分であって、例えば、後側胴体５０の角部により構成されている。負圧発生部４０を成す各角部は機体１１の重心位置より後方に設けられ、その機軸方向寸法は、胴体２０の機軸方向寸法の少なくとも５％以上６０％以下であり、より好ましくは２０％以上５０％以下である。

例えば、図１の二点鎖線で示す無垂直尾翼機１０の飛行方向ＦＤと破線で示す機軸１２とが一致しない横滑り状態では、この間に横滑り角θｓが発生する。この場合、飛行方向ＦＤと反対方向に向かって気流ＡＦが胴体２０に対して流れる。

ここで、図３の点線で示す気流ＡＦは、機軸１２に対して交差する方向へ天面５６に沿って流れ、右上角部６２において剥離する。これにより、右上角部６２を挟んで天面５６と接続される右上側面５８上において負圧ＮＰが発生する。また、同様に、気流ＡＦは、機軸１２に対して交差する方向へ底面５７に沿って流れ、右下角部６４において剥離する。これにより、右下角部６４を挟んで底面５７と接続される右下側面５９上において負圧ＮＰが発生する。

このように、図１に示すように、飛行方向ＦＤに対して機首（前端部２２）が向いている側と同一側の側面５５上であって、機軸１２よりも気流ＡＦの下流側の側面５５に負圧ＮＰが発生する。この負圧ＮＰによって機軸１２の向きを気流ＡＦの方向に向けようとする力が発生する。このため、横滑り角θｓが減少し、機軸１２が飛行方向ＦＤへ近づくように向きを変える。よって、ヨーイングが制御されることにより、方向の安定性を向上させることができる。

上記実施の形態では、無垂直尾翼機１０には尾翼が設けられないことにより、飛行時の空気抵抗の低減化、重量の低減化、及び、部品点数の削減による低コスト化を図ることができる。

また、尾翼がないことによる方向の安定性の低下を、負圧発生部４０により発生する負圧によって低減することができる。さらに、側面５５及び天面５６が平坦面で形成されていることにより、負圧ＮＰが発生し易く、方向の安定性の低下をさらに低減することができる。

しかも、負圧発生部４０を構成する角部の角度θ１、θ２が１５０度以下であることにより、負圧ＮＰが発生し易く、方向の安定性の低下をさらに低減することができる。また、４つの角部により複数の負圧発生部４０が後側胴体５０に設けられることにより、方向の安定性の低下をさらに低減することができる。

機軸１２に直交する後側胴体５０の断面積が後方ほど小さくなるように、左右方向において後側胴体５０が後方に絞られているため、より効率的に負圧が発生する。さらに、左右方向において後側胴体５０が後方に絞られていることにより、負圧の発生領域が拡大し、方向の安定性の低下をさらに低減することができる。

また、方向安定性を向上する負圧発生部４０に隣接する側面５５及び天面５６が平面で構成されており、これらが曲面で構成されているものに比べて製造性に優れている。

＜変形例＞
変形例に係る無垂直尾翼機１０では、図４に示すように、機軸１２に直交する後側胴体１５０の断面は四角形であってもよい。この場合、後側胴体１５０は、端面５４、側面５５及びこの間の角部を備えている。端面５４は天面５６及び底面５７を有し、側面５５は右側面１５６及び左側面１５７を有している。

上下方向において、右側面１５６は、上端部が天面５６の右端部に接続され、かつ、下端部が底面５７の右端部に接続されている。左側面１５７は、上端部が天面５６の左端部に接続され、かつ、下端部が底面５７の左端部に接続されている。この右側面１５６及び左側面１５７において、上下方向の中心に翼根３１が設けられている。

角部は、右側面１５６と天面５６との間の右上角部１６２、左側面１５７と天面５６との間の左上角部１６３、右側面１５６と底面５７との間の右下角部１６４、及び、左側面１５７と底面５７との間の左下角部１６５を有している。この右上角部１６２の角度θ３、左上角部１６３の角度θ３、右下角部１６４の角度θ４、及び、左下角部１６５の角度θ４は、９０度である。

天面５６は左右方向に直線状に延びる平坦面であり、右側面１５６及び左側面１５７は上下方向に直線状に延びる平坦面であり、底面５７は左右方向に曲線状に延びる湾曲面である。なお、天面５６、右側面１５６及び左側面１５７の少なくともいずれかの面は湾曲面であってもよい。また、底面５７は平坦面であってもよい。これらの面が湾曲面で形成されている場合よりも、これらの面が平坦面で形成されている場合は、負圧発生部４０による方向安定性に優れている。

負圧発生部４０は、右上角部１６２、左上角部１６３、右下角部１６４及び左下角部１６５により構成されている。例えば、右上角部１６２及び右下角部１６４が気流ＡＦの下流側にある場合、右側面１５６上に負圧ＮＰが発生する。一方、左上角部１６３及び左下角部６５が気流ＡＦの下流側にある場合、左側面１５７上に負圧ＮＰが発生する。これにより、方向の安定性を向上することができる。

機軸１２に直交する後側胴体１５０の断面積は、機軸方向において変化せず一定である。この場合であっても、尾翼がないことによる方向の安定性の低下を低減することができる。ただし、後側胴体１５０は、上下方向及び左右方向の少なくともいずれか一方の寸法が後方ほど短くなり、機軸１２に直交する断面積が後方ほど小さくなるように絞られていてもよい。

（その他の変形例）
上記実施の形態では、機軸１２に直交する断面が六角形及び四角形の多角形である後側胴体５０、１５０について説明したが、後側胴体５０、１５０の形状はこれに限定されない。

例えば、図５（ａ）に示すように、図３に示した機軸１２に直交する六角形の断面において、後側胴体２５０の天面２５６及び底面２５７を機軸１２側に窪ませた多角形であってもよい。例えば、天面２５６は、屈曲部２５６ａにおいて２つの平面に屈曲した形状を有し、底面２５７は、屈曲部２５７ａにおいて２つの平面に屈曲した形状を有している。この場合も、天面２５６と側面５５との間に形成された角部２６２、２６３、及び、底面２５７と側面５５との間に形成された角部２６４、２６５は、負圧発生部４０を構成する。この角部２６２、２６３、２６４、２６５の角度θ２１、θ２２は、６０度以上１５０度以下の角度である。

例えば、図５（ｂ）に示すように、図４に示した機軸１２に直交する四角形の断面において、後側胴体３５０の側面３５６、３５７を機軸１２側に窪ませた多角形であってもよい。この場合も、天面５６と側面３５６、３５７との間に形成された角部３６２、３６３、及び、底面５７と側面３５６、３５７との間に形成された角部３６４、３６５は、負圧発生部４０を構成する。この角部３６２、３６３、３６４、３６５の角度θ３３、θ３４は、６０度以上９０度以下の角度である。

なお、図６（ａ）に示すように、後側胴体４５０は、機軸１２に直交する多角形の断面において一部に曲線を含んでいてもよい。例えば、天面４５６は機軸１２側に窪むように湾曲する湾曲面により形成され、底面４５７は機軸１２側に窪むように湾曲する湾曲面で形成されている。この場合も、天面４５６と側面５５との間に形成された角部４６２、４６３、及び、底面４５７と側面５５との間に形成された角部４６４、４６５は、負圧発生部４０を構成する。この角部４６２、４６３、４６４、４６５の角度θ４１、θ４２は、６０度以上１５０度以下の角度である。

また、上記実施の形態では、後側胴体５０を多角形状として形成した角部を負圧発生部４０としたが、これに限られない。機体１１が横滑りした場合に、後側胴体５０において機首が向く方の側面上に負圧が生じる構成であれば、他の構成も採用し得る。例えば、図６（ｂ）に示すように、後側胴体５５０の側面１５６、１５７を機軸１２側に窪ませるようにして、天面５５６の左右の端部５５６ａ、５５６ｂが側面１５６、１５７よりも側方へ突出するように形成されてもよい。この端部５５６ａ、５５６ｂが負圧発生部４０を構成する。なお、天面５５６と同様に、底面５５７の左右の端部が側面１５６、１５７よりも側方へ突出するように形成されており、負圧発生部４０を構成してもよい。また、端部５５６ａ、５５６ｂが突出する方向は側方に限定されず、上方及び上側左右の斜め方向であってもよい。

なお、上記全実施の形態は、互いに相手を排除しない限り、互いに組み合わせてもよい。また、上記説明は、例示としてのみ解釈されるべきであり、本発明は実行する最良の態様を当業者に教示する目的で提供されたものである。本発明の精神を逸脱することなくその構造及び／又は機能の詳細を実質的に変更できる。

本発明の無垂直尾翼機は、コスト上昇を抑えながら、簡易な構成により方向安定性を向上することができる無垂直尾翼機等として有用である。

１０ ：無垂直尾翼機
２０ ：胴体
３０ ：主翼
４０ ：負圧発生部
５０ ：後側胴体（後部）
５４ ：端面
５５ ：側面
５６ ：天面
５７ ：底面
５８ ：右上側面（側面）
５９ ：右下側面（側面）
６０ ：左上側面（側面）
６１ ：左下側面（側面）
６２ ：右上角部（角部）
６３ ：左上角部（角部）
６４ ：右下角部（角部）
６５ ：左下角部（角部）
１５０ ：後側胴体（後部）
１５６ ：右側面（側面）
１５７ ：左側面（側面）
１６２ ：右上角部（角部）
１６３ ：左上角部（角部）
１６４ ：右下角部（角部）
１６５ ：左下角部（角部）
２５０ ：後側胴体（後部）
２５６ ：天面
２５７ ：底面
２６２ ：右上角部（角部）
２６３ ：左上角部（角部）
２６４ ：右下角部（角部）
２６５ ：左下角部（角部）
３５０ ：後側胴体（後部）
３５６ ：右側面（側面）
３５７ ：左側面（側面）
３６２ ：右上角部（角部）
３６３ ：左上角部（角部）
３６４ ：右下角部（角部）
３６５ ：左下角部（角部）
４５０ ：後側胴体（後部）
４５６ ：天面
４５７ ：底面
４６２ ：右上角部（角部）
４６３ ：左上角部（角部）
４６４ ：右下角部（角部）
４６５ ：左下角部（角部）
５５０ ：後側胴体（後部）
５５６ ：右側面（側面）
５５６ａ：端部（負圧発生部）
５５６ｂ：端部（負圧発生部）
５５７ ：左側面（側面）

Claims (5)

1. 機軸方向に延びる前側胴体と、機体の重心位置より後方に設けられる後側胴体であって、前記機軸方向に延び前記機軸に直交する断面積が後方ほど小さくなるように左右方向において後方に絞られる後側胴体とを有する胴体と、
   前記胴体の側面に設けられた主翼と、
   前記後側胴体のみに設けられ、横滑りに対して前記後側胴体の側面上に負圧を発生させる負圧発生部と、を備え、
   前記後側胴体は、前記後側胴体の前端から所定箇所までにおける前記断面積の変化率よりも、前記所定箇所から前記後側胴体の後端部までにおける前記断面積の変化率の方が大きい、無垂直尾翼機。
2. 前記負圧発生部は、前記胴体の天面と前記側面との間に形成された上角部と、前記胴体の底面と前記側面との間に形成された下角部とを有する、請求項１に記載の無垂直尾翼機。
3. 前記後側胴体の前記機軸に直交する断面における前記上角部及び前記下角部の内角が６０度以上１５０度以下である、請求項２に記載の無垂直尾翼機。
4. 前記後側胴体は、前記機軸に直交する断面が多角形である、請求項１～３のいずれか一項に記載の無垂直尾翼機。
5. 前記後側胴体の天面及び底面の少なくともいずれか一方の面が平坦面である、請求項１または４に記載の無垂直尾翼機。

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