JPH0316319B2

JPH0316319B2 -

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Publication number: JPH0316319B2
Application number: JP59170546A
Authority: JP
Inventors: Rindaa Ruutan Erubaato
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1983-08-18
Filing date: 1984-08-17
Publication date: 1991-03-05
Also published as: IT8422347A0; GB2145049B; IT1175605B; FR2550755B1; FR2550755A1; IE842135L; JPS60110599A; IE55398B1; GB8420087D0; IL72708A; DE3430377A1; AU3201584A; SE8404077L; SE452297B; AU561636B2; GB2145049A; US4641800A; SE8404077D0; DE3430377C2

Description

【発明の詳細な説明】〔産業上の利用分野〕本発明は、タンデム翼航空機又はマルチ翼航空
機、特に高性能航空機に関する。

〔従来技術〕

ほとんどが超音速飛行のために設計されている
高速航空機は拡縮可能な「カナード」翼（先尾
翼）を有し、該カナード翼は展開時に、機の重心
点の前方に位置する空力中心のまわりに揚力を発
生させる。この揚力は、カナード翼系の後方に配
置された一次翼系が中立点を後方へシフトするよ
うに働く場合に生じる機首下げピツチングモーメ
ントを相殺することができる。

カナード翼は傾斜することができ、あるいはフ
ラツプを装備することもできるが、最も慣用の手
段は、重心点の前方で揚力を増大させるのに効果
的な完全展開位置と収納位置との間でカナード翼
を動かすことである。

前記収納位置においてさえもカナード翼は、高
速飛行方式又は巡航飛行方式で操作する場合に主
翼又は一次翼の連続部として部分的に展開され
る。例えば米国特許第4093156号明細書によれば
カナード翼は後退しかつデルタ翼の一体部分とし
て部分的に拡張された状態にある。

これらの公知の航空機は、離着陸時の航空機の
低速性能を高めるためにカナード翼系を使用して
いるが、その他多くの飛行体勢における性能及び
安定性に関しては、カナード翼系の意味を無視し
ている。

〔発明が解決しようとする問題点〕

タンデム翼機又はマルチ翼機は、慣用のタイプ
の主翼機を上回る固有の利点を有しているが、し
かしながら最近の複雑な高性能機の設計におい
て、その利点を充分に活かすことはこれまで不可
能であつた。従来のタンデム翼機の後部翼系又は
一次翼系に高揚力フラツプ組を設けることによつ
て航空機の中立点は後方に移動することになり、
またピツチングモーメントは、これを補償する前
部翼系又は二次翼系の能力以上に減少することに
なつた。従つて高揚力を得るのに必要な迎え角で
航空機を釣合わせるためには二次翼系又はカナー
ド翼系はその揚力を生ぜしめる能力を欠如してい
ることになる。

〔発明の構成〕

本発明の提供するタンデム翼航空機又はマルチ
翼航空機は、胴体と、該胴体に取付けられた一次
翼系及び二次翼系と、前進推力を発生させるため
の推進手段とから成り、これらの構成要素が、安
定した飛行を維持するのに有効な相互間隔を航空
機重心点と中立点との間に形成させるために協働
し、前記二次翼系が前記一次翼系の前方に取付け
られており、かつ該一次翼系の単位面積当りの正
の平均揚力よりも大きな、単位面積当りの正の平
均揚力を有し、しかも前記二次翼系が、収縮位置
と拡張位置との間の後退角の範囲にわたつて前後
に旋回運動可能な１対の可動翼エレメントを有
し、前記拡張位置における後退角が、前記収縮位
置における後退角よりも著しく小であり、前記一
次翼系が少なくとも１対の固定翼エレメントを有
し、前記二次翼系の可動翼エレメントと前記固定
翼エレメントが共に正の正味揚力を有し、前記固
定翼エレメントには表面積増大エレメントが所属
していて重心点の後方に配置されており、かつ独
立作動時には前記重心点と中立点との相互間隔を
変化させるように作用し、更に又、制御系が設け
られており、該制御系が、前記表面積増大エレメ
ントの同時運動と前記二次翼系の可動翼エレメン
トの後退角の変化とを、前記重心点と中立点との
相互間隔を実質的に維持するのに少なくとも必要
な程度調和させるように、前記表面積増大エレメ
ントを、該表面積増大エレメントのいかなる動作
位置においても二次翼系の可動翼エレメントと作
用結合していることを特徴としている。

〔実施例〕

次に図面につき本発明の有利な実施例を詳説す
る。

第２図及び第３図に示すように、２基の「推進
式」エンジン１８が一次翼系１４の後方に突出
し、しかもタンデム翼航空機１０の胴体１２の両
側で前記一次翼系１４に装着されている。特別の
形状が示すように慣用の尾翼群に代えて固定翼エ
レメント２２の末端に１対の所謂「ウイトコム
式」小翼２０が設けられており、前記固定翼エレ
メント２２は、拡張可能な表面積増大エレメント
２４と相俟つて一次翼系１４を形成している。前
記小翼２０は垂直に延びていて方向安定を生ぜし
め、すなわち通常、胴体の後端で機体の真中に尾
翼群の一部分として配置された垂直安定板の機能
を果たす。腹びれ２６は機体の真中に設けられて
おり垂直に下向きに張出している。該腹びれ２６
は多機能を有し、航空機の空力安定に寄与する一
方、不注意なオーバーローテイシヨン（機首上げ
過ぎ）時にプロペラ２８を地面に叩きつけるよう
な事態を避けるためのスキツド（そり）として働
く。縦ゆれコントロールのための慣用の昇降舵３
０（第３図）は可動翼エレメント３２の後縁に沿
つて配置されており、前記可動翼エレメント３２
は昇降舵３０と相俟つて、一次翼系１４から前方
に相当の間隔をおいて二次翼系１６を形成してい
る。慣用のフラツプエレメント３６は一次翼系１
４の固定翼エレメント２２の後縁に配置されてお
り、横ゆれコントロールのためのエルロン（補助
翼）として、あるいは又、横ゆれ及び縦ゆれと共
にコントロールするエレボンとして働く。２基エ
ンジン搭載のプロペラ推進式亜音速タンデム翼機
を例として挙げたが、同じ原理は、１基又は２基
以上のエンジンを搭載したジエツトエンジン機に
も適用することができる。同様に一次翼系１４は
単一の固定翼エレメント２２と所属の制御フラツ
プとから成つているが、このような翼表面を、対
称的に配置された２つ又はそれ以上の揚力作面面
に分割することも可能である。二次翼系１６と、
一次翼系１４の拡張可能な表面積増大エレメント
２４との整合した同時動作を以下第２図、第３
図、第４図及び第５図について説明する。可動翼
エレメント３２（第３図）はその内寄り端部にお
いて、実線で示した前方の完全に拡張した伸直位
置Ｅと鎖線で示した収縮位置Ｒとの間を運動する
ために、胴体内部でほぼ垂直に配置された旋回軸
A′を中心として旋回可能に支承されている。前
記の収縮位置Ｒは最も後退した位置である。これ
ら２つの位置ＥとＲは、第２図及び第４図におい
ても同じく確認することができる。また第３図か
ら判るように、前方の完全伸直位置Ｅへ拡張した
二次翼系１の可動翼エレメント３２の前縁は、航
空機の縦方向中心線に対して実質的に直角に位置
し、従つて前縁の所謂「「後退角」は0゜を成す。
該後退角は、縦方向中心線に対して直角な線と前
縁との成す角度である。二次翼系の可動翼エレメ
ントは、更に負の後退角の範囲へ前向きに運動す
ることもでき、この負の後退角は例えば、有効揚
力作用面積が、「高揚力」機能をもはや生ぜしめ
なくなるほど大きくなる前の−30゜をとることが
できる。

二次翼系１６の収縮位置又は完全伸直位置にお
いて、該二次翼系の両可動翼エレメントは、胴体
１２の中心線に対して同じ鋭角関係を生ぜしめる
位置へ旋回軸A′を中心として後方へ旋回して後
退角を増大させる。図示のように航空機が２基の
推進式エンジンによつてプロペラ駆動される亜音
速機として設計されている場合、各可動翼エレメ
ント３２は収縮位置において約37゜の後退角を形
成する。最大限約40゜が、亜音速飛行体勢に必要
な所要揚力を生ぜしめることのできるぎりぎりの
角度であるが、超音速範囲では正の最大後退角は
40゜を著しく上回る。航空機が亜音速飛行のため
に設計されているか、それとも超音速範囲で巡航
するために設計されているかの如何に問わず、肝
要な点は、二次翼系が、低速離着陸においてだけ
ではなくて、あらゆる飛行体勢において揚力を生
ぜしめるために展開されるのであり、かつそのた
めに極めて効果的であるということである。

第２図によれば二次翼系１６は完全伸直位置Ｅ
と収縮位置Ｒにおいて、並びにすべての中間位置
において、いずれも上反角を有しおり、該上反角
は、二次翼系１６の可動翼エレメント３２が後退
するにつれて極く僅かに（＜1゜）増大するにすぎ
ないが、図面を判り易くするために増大度は誇張
して示されている。

従つて両旋回軸A′が実質的に鉛直に、かつ互
に平行に位置しているとは云え、旋回軸A′に支
承されている可動翼エレメントの位置及び入射角
は、二次翼系の後退につれて前記のように上反角
が僅かに増大するように選ばれている。

上反角と入射角については第２図から明らかで
あるが、殊に第４図に示したように、入射角は、
二次翼系１６の可動翼エレメント３２が完全伸直
位置Ｅから収縮位置Ｒへ後退するにつれて減少す
る。可動翼エレメント３２のほぼ中間点における
入射角の実際の減少値は示さなかつたが、該入射
角は、完全伸直位置Ｅにおける5゜を僅かに上回る
最大入射角αから収縮位置Ｒにおける丁度3゜の入
射角βへ減少する。入射角の2゜の変化は、判り易
くするために著しく誇張して図示されている。第
４図における角度α及びβは翼弦線Ｃと通常の基
準線WLとの間で測定され、前記翼弦線Ｃは第３
図の断面線４−４の所にほぼ位置している。

第３図及び第４図では二次翼系１６の可動翼エ
レメント３２が、完全伸直位置Ｅと収縮位置Ｒと
の間で前進・後退する際に占める多数の中間位置
Ｍの１つが示されている。中間位置Ｍは第３図及
び第５図では、二次翼系１６の部分拡張位置に対
して一次翼系１４の表面積増大エレメント２４が
対応した展開位置を有することを表わすために鎖
線で示されている。換言すれば、二次翼系の可動
翼エレメントが完全伸直した位置Ｅに在る場合に
だけ、表面積増大エレメント２４も完全に拡張さ
れる（第３図、第４図及び第５図の実線位置）。
従つて前記の可動翼エレメント３２と表面積増大
エレメント２４が移行状態に在る場合には常に、
各エレメントは、航空機が実質的に釣合つた状態
を維持するように互に調和（コーデイネート）し
た位置を有している。そうではなくて例えば、表
面積増大エレメント２４が展開される前に二次翼
系の可動翼エレメント３２が収縮位置Ｒから完全
伸直位置Ｅへ動かされるならば、暫定的な不安定
状態が結果することになる。またその逆も同様で
ある。

第３図及び第５図では、一次翼系１４の固定翼
エレメント２２の後縁に特殊な形状の翼フラツプ
として構成されている表面積増大エレメント２４
は、固定翼エレメント２２の下側の成形凹所４０
（第５図）内に引込められた完全収納位置Ｒから
前記固定翼エレメント２２の後縁から後方に突出
する展開位置Ｍ又はＥへ移動する。完全収納位置
Ｒではフラツプ状表面積増大エレメント２４の下
面４２は、第５図に示したように一次翼系１４の
固定翼エレメント２２の下面における凸状面４４
の連続面を形成している。他方、展開時には、表
面積増大エレメント２４の上面４６は、一次翼系
１４の固定翼エレメント２２の後縁と表面積増大
エレメント２４の前縁との間にギヤツプ５０が在
る場合でさえも、固定翼エレメント２２の成形上
面４８の連続面を形成する。

また第３図によればダンデム翼航空機１０は重
心点Ｃと中立点Ｎとを有し、該中立点とは、一次
翼系と二次翼系とによつて生じた合成揚力が航空
機に作用する点をいう。重心点は、荷重分布に応
じて機首寄り及び尾部寄りに、一方の側から他方
の側へ、かつ又、上下にシフトする。第３図及び
第６図には、安定した操縦飛行を維持できる許容
重心点範囲Ｃ（Ｆ）〜Ｃ（Ａ）が示されている。荷
重のシフトあるいは燃料消費に起因する飛行中の
荷重の減少によつて重心点のシフトが生じる。ま
た、一次翼系１４の可動の表面積増大エレメント
２４及び二次翼系１６の可動翼エレメント３２の
位置に応じて或る程度重心点は前後にシフトされ
る。また中立点も、揚力発生エレメントの位置の
変化に応じてシフトする。一次翼の後退及び機速
に伴う航空機の中立点の変化は第５図及び第６図
に例示されており、また米国特許第3680816号明
細書第６欄に開示されている。特に本発明では、
一次翼系１４の表面積増大エレメント２４又は二
次翼系１６の後退角は、互に独立して作動される
ならば、中立点のシフトを惹起させることにな
る。しかし更に重要なことは、一方の可動エレメ
ント又は可動エレメントが重心点と中立点の相対
位置に変化を生ぜしめ、該変化が、一般的な状態
に基づいて或る限度を超えることが許容されるな
らば、飛行安定性に逆効果を及ぼすことになる点
である。換言すれば、予め定められた許容限度内
における重心点の位置には関わりなく、コントロ
ール可能な安定した釣合つた飛行を生ぜしめるよ
うな、重心点位置に対する中立点の相対位置範囲
は狭いということである。

ところで、高揚力離着陸方式と高速巡航方式と
によつて、かつ両者間の移行時には一次翼系１４
の可動の表面積増大エレメント２４と二次翼系１
６の可動翼エレメント３２とを同時に調和させて
動かすことによつて、安定した飛行状態が回復さ
れるばかりでなく維持される。第３図及び第６図
において記号Ｃ（Ｆ）とＣ（Ａ）は重心点運動の前
後位許容範囲にほぼ相応し、記号Ｃ（Ｍ）は前後
位許容範囲間の１つの代表的な重心点位置を表わ
している。他方、記号Ｎ（Ｌ）は記号Ｃ（Ｍ）に対
する中立点の近似位置を表わし、該中立点位置は
高揚力方式での飛行中の位置であるのに対し、記
号Ｎ（Ｃ）は高速方式における中立点の後方シフ
トを示している。

重心点と中立点との間の前記関係を得るために
は、一次翼系と二次翼系とに関して或る臨界パラ
メータが存在しなければならない。先ず第一に、
一次翼系及び二次翼系は共に、空力学的に正の揚
力を発生しうるものでなければならない。第二に
二次翼系は一次翼系より前方に位置しかつ一次翼
系の単位面積当りの正の平均揚力より大きな、単
位面積当りの正の平均揚力を有していなければな
らない。例えば平均巡航重量を11000ポンド
（5000Kg）として最大巡航速度において、図示の
二次翼系の単位面積当りの正の平均揚力は
45.5lb／ft²（0.22Nm^-2）であるのに対して、一次
翼系の単位面積当りの正の平均揚力は30.3lb／ft²
（0.15Nm^-2）にすぎない。この揚力関係を達成す
る一方、一次翼系の表面積増大エレメントを重心
点の後方に位置決めすることによつて、前記表面
積増大エレメントの各展開位置に対応した位置
（すなわち重心点に対する、不安定な又は操縦不
能の飛行を発生させるほどの大きさの中立点シフ
トを実質的に無効にする位置）へ二次翼系の可動
翼エレメントを前進させることが可能になる。

特に又、第３図及び第６図に関連して、例えば
胴体長が45 1/2フイート（13.9m）とすれば、重
心点の最大後向きシフト位置は、機首から約320
インチ（8.1m）の点にある。この点はパイロツ
トの着座する位置に相当し、貨物の位置ではな
く、飛行に要するだけの燃料の位置を表わす。航
空機が、より重い荷重で負荷されている場合、重
心点は、機首の後方15インチ（38cm）乃至305イ
ンチ（7.75m）Ｃ（Ｆ）の最大安全限度範囲を前
方にシフトすることになる。これはほぼ最大荷重
の条件下でのみ生じる。航空機は、重心点を更に
前方にシフトさせるほど負荷されても飛行しはす
るが、その操縦性は不充分になる。パイロツト
と、８名の乗客を収容する満席客室と満タンの燃
料と平均貨物量とから成る荷重を輸送する場合、
重心点Ｃ（Ｍ）は機首から約311インチ（7.9m）
の所、又はＣ（Ｆ）とＣ（Ａ）の間の約2/5の所に
ある。

他面において巡航方式における中立点Ｎ（Ｃ）
は機首の後方約335インチ（8.51m）の所に位置
し、かつ、二次翼系１６の可動翼エレメント３２
が、完全伸直（完全拡張）せしめられる高揚力方
に展開された場合には、中立点は機首の後方325
インチ（8.26m）の点へ約10インチ（25cm）前方
にシフトする。従つて燃料、乗客、貨物及びパイ
ロツト１名を満載して重心点Ｃ（Ｍ）が機首の後
方約311インチ（7.9m）の所に在るようにして離
陸する場合、中立点Ｎ（Ｌ）は前記重心点Ｃ（Ｍ）
の後方約14インチ（36cm）の所、つまり機首の後
方約325インチ（8.26m）の所にある。他方、一
次翼系の固定翼エレメントの下側に表面積増大エ
レメント２４を収納した状態の巡航方式では中立
点は機首の後方335インチ（8.51m）の所へ更に
約10インチ（25cm）後方にシフトすることにな
る。しかしながら航空機の飛行中にはいつでも航
空機は燃料を消費し、それによつて荷重は減少し
て重心点は後方へシフトするので、高揚力方式及
び巡航方式における重心点と中立点との間の、約
10インチ（25cm）の間隔差は約６インチ（15cm）
大になるが、この間隔差は釣合つた安定飛行の許
容限度範囲内にある。この無視できる差以上に重
要な点は、二次翼系の可動翼エレメントの拡張と
同時に表面積増大エレメント２４の展開によつて
中立点が、最後位の重心点位置から後方へ少なく
とも数インチ（数センチメートル）の所に常に留
まることである。もし、これらの揚力作用面を完
全伸直位置乃至完全拡張位置へこのように調和し
て同時に展開させることがないならば、高揚力方
式における中立点Ｚ（Ｌ）は重心点より前方にシ
フトすることになるか、少なくともシフトする可
能性があり、その結果不安定かつ危険な飛行条件
が生じることになる。

第７図には電子機械式制御系が例示されてお
り、該制御系によつて二次翼系１６の可動翼エレ
メント３２Ｒ，３２Ｌと一次翼系１４の表面積増
大エレメント２４Ｒ，２４Ｌとの調和した運動が
生ぜしめられ、高揚力飛行方式においても高速飛
行方式においても共に重心点と中立点との間の合
理的な密接な空間関係を維持することができる。
制御系５２は、操縦室内に配置された命令ユニツ
トＰを有し、該命令ユニツトはUP／DOWN主ス
イツチ５４を含み、該主スイツチは従属ユニツト
Ａ，Ｂ，Ｃを制御し、各従属ユニツトは夫々別個
の遠隔スイツチ制御部５６Ａ，５６Ｂ，５６Ｃを
有している。これらの遠隔スイツチ制御部自体は
夫々、前部モータ５８Ａ、左後部モータ５８Ｂ、
右後部モータ５８Ｃの正転運動及び逆転運動を
夫々制御する。３基のモータの夫々は、慣用のギ
ヤボツクスと連結された標準可逆電動機から成つ
ている。前部モータ５８Ａは二次翼系の可動翼エ
レメント３２Ｒ，３２Ｌを拡張・収縮するように
該可動翼エレメントと連結されているのに対し
て、左後部モータ５８Ｂ及び右後部モータ５８Ｃ
は、左側表面積増大エレメントつまりフラツプ機
構２４Ｌ及び右側表面積増大エレメントつまりフ
ラツプ機構２４Ｒを第１図に示したように作動す
るように、該機構と夫々連結されている。これら
のモータは、二次翼系の可動翼エレメントがその
前方伸直位置へ、また該位置から運動すると同時
に全表面積増大フラツプが拡張するような方向に
夫々応動する。これらの可動翼エレメントがその
移動経路の終端に達すると、リミツトスイツチ
（図示せず）が前記モータを停止し、かつ逆方向
に作動できるようにモータを逆転させる。前記の
すべての翼エレメントの運動を同期化する手段
（図示せず）が通常のように設けられている。そ
れというのは、これらの翼エレメントが一緒に運
動することが安定した安全飛行のために重要だか
らである。１つのモータが他のモータよりも進ん
だり遅れたりしても同期化が行われる。

これらのモータはサーボモータ６０Ａ，６０
Ｂ，６０Ｃ（第１図）に機械的に連結されており、
該サーボモータは、翼エレメントに結合されたね
じを回転作動するギヤボツクスを有している。サ
ーボモータ６０Ａは前部モータ５８Ａに連結され
ているのに対して、左右の後部モータ５８Ｂ，５
８Ｃはサーボモータ６０Ｂ，６０Ｃに連結されて
いる。前部の単一のサーボモータ６０Ａと所属の
クロス・リンク機構６２Ａは、二次翼系１６の左
右の可動翼エレメント３２Ｌと３２Ｒとを同時に
作動させるように協働する。サーボモータ６０
Ｂ，６０Ｃは可撓軸６４Ｓ，６４Ｔを介して従属
サーボモータ６０Ｓ，６０Ｔに直列に連結されて
いる。表面積増大エレメントつまりフラツプ機構
２４Ｌ，２４Ｒは夫々４つのサブフラツプを有し
ているが、該フラツプ機構の大きさと幅は、収納
位置と展開位置との間をスムーズかつ確実に移行
できるようにするようにするために、夫々が全部
で３基のサーボモータを必要とするような程度に
設計されている。それにも拘らず、すべてのサブ
フラツプは互に機械的に連結されているので、こ
れらのサブフラツプは１つのユニツトとして運動
する。遠隔検出器６６は制御系の種々の要素の位
置を検知し、この情報を命令ユニツトのデイスプ
レー装置６８に供給する。

図示の電気・機械系に代えて油圧系又は手動操
作される純機械式の装置を用いることも可能であ
り、但しこの場合、一次翼系と二次翼系の可動エ
レメントの運動が前述のように調和されているの
は勿論である。

〔発明の効果〕

本発明による航空機は、タンデム翼機又はマル
チ翼機の利点をすべての飛行体勢において活用す
るものであるから、当該技術分野における利用価
値は著しく大である。

【図面の簡単な説明】

第１図はタンデム翼航空機の一次翼系と二次翼
系とに所属した可動の揚力作用面を同時に調和さ
せて作動するための制御系を示す略示図、第２図
は二次翼系の可動翼エレメントを完全伸直位置
（実線）と収縮位置（鎖線）で示したタンデム翼
航空機の正面図、第３図は一次翼系と二次翼系の
可動の揚力作用面を種々の調和した作動位置で示
した拡大平面図、第４図は二次翼系の可動翼エレ
メントを完全伸直位置、完全収納位置及び部分収
縮位置で示した、第３図の４−４線に沿つた垂直
断面図、第５図は一次翼系の可動の表面積増大エ
レメントを、第４図に示した二次翼系の３つの位
置に対応した完全引込め位置、部分拡張位置及び
完全拡張位置で示した、第３図の５−５線に沿つ
た垂直断面図、第６図は重心点の許容範囲に対応
した航空機の中立点シフトを示した、第３図の胴
体軸線部分の拡大線図、第７図は一次翼系と二次
翼系の可動エレメントの運動を調和させるための
制御系の略示ブロツク図である。１０……タンデム翼航空機、１２……胴体、１
４……一次翼系、１６……二次翼系、１８……エ
ンジン、２０……小翼、２２……固定翼エレメン
ト、２４；２４Ｒ，２４Ｌ……表面積増大エレメ
ント、２６……腹びれ、２８……プロペラ、３０
……昇降舵、３２；３２Ｒ，３２Ｌ……可動翼エ
レメント、３６……フラツプエレメント、４０…
…成形凹所、４２……下面、４４……凸状面、４
６……上面、４８……成形上面、５０……ギヤツ
プ、５２……制御系、５４……UP／DOWN主ス
イツチ、５６Ａ，５６Ｂ，５６Ｃ……遠隔スイツ
チ制御部、５８Ａ……前記モータ、５８Ｂ……左
後部モータ、５８Ｃ……右後部モータ、６０Ａ，
６０Ｂ，６０Ｃ……サーボモータ、６０Ｓ，６０
Ｔ……従属サーボモータ、６２Ａ……クロス・リ
ンク機構、６４Ｓ，６４Ｔ……可撓軸、６６……
遠隔検出器、６８……デイスプレー装置。

Claims

【特許請求の範囲】１胴体１２と該胴体に取付けられた一次翼系１
４及び二次翼系１６と、前進推力を発生させるた
めの推進手段１８が設けられており、これらの構
成要素が、安定した飛行を維持するのに有効な相
互間隔を航空機重心点Ｃと中立点Ｎとの間に形成
させるために協働し、前記二次翼系１６が前記一
次翼系１４の前方に取付けられており、かつ該一
次翼系１４の単位面積当りの正の平均揚力よりも
大きな、単位面積当りの正の平均揚力を有し、し
かも前記二次翼系１６が、収縮位置Ｒと拡張位置
Ｅとの間の後退角の範囲にわたつて前後に旋回運
動可能な１対の可動翼エレメント３２Ｌ，３２Ｒ
を有し、前記拡張位置Ｅにおける後退角が、前記
収縮位置Ｒにおける後退角よりも著しく小であ
り、前記一次翼系１４が少なくとも１対の固定翼
エレメント２２を有し、前記二次翼系１６の可動
翼エレメント３２Ｌ，３２Ｒと前記固定翼エレメ
ント２２が共に正の正味揚力を有し、前記固定翼
エレメント２２には表面積増大エレメント２４が
所属していて重心点の後方に配置されており、か
つ独立作動時には前記重心点Ｃと中立点Ｎとの相
互間隔を変化させるように作用し、更に又、制御
系５２が設けられており、該制御系が、前記表面
積増大エレメント２４の同時運動と前記二次翼系
１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３２Ｒの後退角
の変化とを、前記重心点と中立点との相互間隔を
実質的に維持するのに少なくとも必要な程度調和
させるように、前記表面積増大エレメント２４を
該表面積増大エレメントのいかなる動作位置にお
いても二次翼系１６の可動翼エレメント３２Ｌ，
３２Ｒと作用結合していることを特徴とする、タ
ンデム翼航空機又はマルチ翼航空機。２制御系が第１の飛行方式において、二次翼系
１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３２Ｒを後退さ
せる一方、一次翼系１４の表面積増大エレメント
２４を収納位置へ引込めて高速巡航飛行体勢を形
成し、第２の飛行方式においては、前記可動翼エ
レメント３２Ｌ，３２Ｒを前方に拡張させる一
方、前記表面積増大エレメント２４を一次翼系１
４の固定翼エレメント２２に対して展開した位置
へ後方に向つて拡張させて離着陸に一層適した高
揚力飛行体勢を形成するように作動する、特許請
求の範囲第１項記載の航空機。３二次翼系１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３
２Ｒと一次翼系１４の表面積増大エレメント２４
とが、飛行中いかなる位置においても、重心点Ｃ
の後方に中立点Ｎを維持するために互に協働す
る、特許請求の範囲第１項又は第２項記載の航空
機。４二次翼系１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３
２Ｒが約40゜の角度にわたつて前進・後退する、
特許請求の範囲第１項から第３項までのいずれか
１項記載の航空機。５二次翼系１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３
２Ｒが、機体の横方向に間隔をおいて配置された
実質的に垂直な軸を中心として旋回運動可能に支
承されている、特許請求の範囲第１項から第４項
までのいずれか１項記載の航空機。６二次翼系１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３
２Ｒが完全に拡張したときの後退角がほぼ0゜であ
る、特許請求の範囲第１項から第５項までのいず
れか１項記載の航空機。７二次翼系１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３
２Ｒの完全収縮位置における後退角がほぼ37゜で
ある、特許請求の範囲第１項から第６項までのい
ずれか１項記載の航空機。８二次翼系１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３
２Ｒがいかなる位置においても上反角を有してい
る、特許請求の範囲第１項から第７項までのいず
れか１項記載の航空機。９二次翼系１６の可動翼エレメント３２Ｌ，３
２Ｒが収縮位置において一次翼系１４の前方に充
分な間隔をとつている、特許請求の範囲第１項か
ら第８項までのいずれか１項記載の航空機。１０二次翼系１６の可動翼エレメントの入射角
α，βが、後退角の変化に応じて変化する、特許
請求の範囲第１項から第９項までのいずれか１項
記載の航空機。