JPH0338499A - 可変主翼をもつ航空機 - Google Patents
可変主翼をもつ航空機Info
- Publication number
- JPH0338499A JPH0338499A JP16986889A JP16986889A JPH0338499A JP H0338499 A JPH0338499 A JP H0338499A JP 16986889 A JP16986889 A JP 16986889A JP 16986889 A JP16986889 A JP 16986889A JP H0338499 A JPH0338499 A JP H0338499A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aircraft
- main wing
- acceleration
- actuator
- speed
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 18
- 230000008030 elimination Effects 0.000 abstract 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 abstract 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、主翼の迎角を変えるようにした航空機に関す
る。
る。
従来の通常の航空機においては、第４図に示す通り、主
翼２が胴体３にボルト等の結合金具１０で取付角一定で
固定されている。
翼２が胴体３にボルト等の結合金具１０で取付角一定で
固定されている。
上記の従来の航空機は次の欠点を有する。
即ち、主翼が取付角一定で胴体に取付けられているため
に、航行中の航空機は、航空機の速度、高度１重量加速
度によりその姿勢を常に変化させて主翼の迎角な変えな
ければならない。特に離着陸時、又は戦闘機における照
準時等の精密を要する操作は、これによって困難ｕもの
とたっている。
に、航行中の航空機は、航空機の速度、高度１重量加速
度によりその姿勢を常に変化させて主翼の迎角な変えな
ければならない。特に離着陸時、又は戦闘機における照
準時等の精密を要する操作は、これによって困難ｕもの
とたっている。
本発明は、従来の航空機が有する上記の欠点を解消しよ
うとするものである。
うとするものである。
本発明の可変主翼をもつ航空機は、航空機に搭載された
航空機の速度、加速度、高度及び／又は重量の検出器、
及び同検出器によって検出された航空機の速度、加速度
、高度及び重量の少くともいづれか一に基づいて主翼の
迎角な変化させる駆動装置を備えている。
航空機の速度、加速度、高度及び／又は重量の検出器、
及び同検出器によって検出された航空機の速度、加速度
、高度及び重量の少くともいづれか一に基づいて主翼の
迎角な変化させる駆動装置を備えている。
本発明では、主翼の迎角を航空機の速度、加速度、高度
１重量の少くともいづれか一に基づいて変化させること
により、航空機の姿勢を一定に保ったまユ必要な揚力を
うろことが可能となり、操縦柱、安定性が向上する。
１重量の少くともいづれか一に基づいて変化させること
により、航空機の姿勢を一定に保ったまユ必要な揚力を
うろことが可能となり、操縦柱、安定性が向上する。
本発明の一実施例を第１図ないし第３図によって説明す
る。
る。
航空機ｌの主翼２は、胴体３の機軸方向の中心の両側に
おいて、一端な主Ｒ２、他端を胴体３に取付けられ上下
方向に延びるアクチュエータ４により保持されている。
おいて、一端な主Ｒ２、他端を胴体３に取付けられ上下
方向に延びるアクチュエータ４により保持されている。
同アクチュエータ４は、各側に機軸方向に間隔をおいて
１対づつ、計４個設けられている。また、航空機ｌには
その速度、加速度、高度１重量、航空機の重心位置等の
検出器５が搭載され、同検出器５からの信号は、信号処
理機６を介してアクチュエータ４の制御パルプ８へ入力
され、同パル７８によってアクチュエータ作動源７から
アクチュエータ４への圧油等を制御して、主翼２の傾き
が変更されるようになっている。
１対づつ、計４個設けられている。また、航空機ｌには
その速度、加速度、高度１重量、航空機の重心位置等の
検出器５が搭載され、同検出器５からの信号は、信号処
理機６を介してアクチュエータ４の制御パルプ８へ入力
され、同パル７８によってアクチュエータ作動源７から
アクチュエータ４への圧油等を制御して、主翼２の傾き
が変更されるようになっている。
以上のように構成された本実施例では、検出器５によっ
て航行中に航空機１の速度、加速度、高度１重量（又は
重心位置）等が検出され、これが信号処理機６を介して
アクチュエータ４の制御パルプ８へ入力され、これによ
ってアクチエエータ４によって主翼２の傾きが変更され
て主翼２の迎角が変更される。
て航行中に航空機１の速度、加速度、高度１重量（又は
重心位置）等が検出され、これが信号処理機６を介して
アクチュエータ４の制御パルプ８へ入力され、これによ
ってアクチエエータ４によって主翼２の傾きが変更され
て主翼２の迎角が変更される。
いま。
ρ：空気密度
Ｖ：飛行速度
Ｓ：主翼基準面積
ＯＬ＝揚力系数
Ｌ：揚力
Ｗ：重量
ｇ：重力の加速度
α：迎角
とすると、航空機の一般的な釣合は。
、９Ｗ＝Ｌ ・・・・・・・・・・・・・・・・・
・（１）で表わされる。
・（１）で表わされる。
式（１）を式（２）に代入し、整理するとＯＬ＝ ２．
９Ｗ／ρＶ２Ｓ ・・・・−・・−・（３１が得られ
る。
９Ｗ／ρＶ２Ｓ ・・・・−・・−・（３１が得られ
る。
揚力係数ｃＬと迎角αの関係は、当該航空機について空
洞試験等によって求められているので、上記（３）式の
右辺の重量Ｗ、空気密度ρ、飛行速度Ｖの変動に応じて
釣合状態にある揚力係数ＯＬを発生する主翼の迎角αが
求められる。
洞試験等によって求められているので、上記（３）式の
右辺の重量Ｗ、空気密度ρ、飛行速度Ｖの変動に応じて
釣合状態にある揚力係数ＯＬを発生する主翼の迎角αが
求められる。
本実施例では、上記のように、検出器５の検出した航空
機の速度、加速度１重量、及び高度（高度によって空気
密度が求められる）に基づいて主翼２の迎角を制御する
ことＶＣよって、機体の姿勢を変えることなく必要な揚
力を得ることができる。
機の速度、加速度１重量、及び高度（高度によって空気
密度が求められる）に基づいて主翼２の迎角を制御する
ことＶＣよって、機体の姿勢を変えることなく必要な揚
力を得ることができる。
また、本実施例によって、上記のように必要た揚力が得
ることができるために主翼に付随するフラップを削除す
ることも可能となり、空力特性、構造設計の融通性も大
巾に改善される。
ることができるために主翼に付随するフラップを削除す
ることも可能となり、空力特性、構造設計の融通性も大
巾に改善される。
なお、上記（１１〜（３）式は釣合状態にある飛行状態
を示しているが、航空機を加速度ａをもって上昇又は降
下させるときには、（１１式におけるｇをＩ±ａとすれ
ばよく、従って本実施例において加速度のファクターを
アクチエエータ４の制御に加えることによって、加速度
をもつ飛行を機体姿勢な変えることなく実現することが
できる。
を示しているが、航空機を加速度ａをもって上昇又は降
下させるときには、（１１式におけるｇをＩ±ａとすれ
ばよく、従って本実施例において加速度のファクターを
アクチエエータ４の制御に加えることによって、加速度
をもつ飛行を機体姿勢な変えることなく実現することが
できる。
また、離着陸時等における主翼の制御を主たる目的とす
る等、特定の場合に本発明を適用する場合には、上記速
度、加速度、高度１重量等のいづれかのもの又はその複
数を選択し、これに基づいて主翼の制御を行なうことが
できる。
る等、特定の場合に本発明を適用する場合には、上記速
度、加速度、高度１重量等のいづれかのもの又はその複
数を選択し、これに基づいて主翼の制御を行なうことが
できる。
本発明は次に示す効果を有する。
（１）主翼の迎角を適宜変更することによって、航空機
の速度、高度等運航条件に関係なく、その姿勢を一定に
保持することができ、１！％１１縦性、安定性が大巾に
向上する。
の速度、高度等運航条件に関係なく、その姿勢を一定に
保持することができ、１！％１１縦性、安定性が大巾に
向上する。
（２）主翼の空力設計、構造設計の融通性が増加する。
第１図は本発明の一実施例の全体図、第２図は第１図Ａ
部の詳細図、第３図は同実施例の制御ブロック図、第４
図は従来の航空機の主翼の取付状態を示す全体図である
。 １・・・航空機、 ２・・・主翼。 ３・・・胴体、 ４・・・アクチュエータ。 ５・・・検出器、 ６・・・信号処理機。 ７・・・アクチュエータ作動源。 ８・・・制御パルプ 代 理 入
部の詳細図、第３図は同実施例の制御ブロック図、第４
図は従来の航空機の主翼の取付状態を示す全体図である
。 １・・・航空機、 ２・・・主翼。 ３・・・胴体、 ４・・・アクチュエータ。 ５・・・検出器、 ６・・・信号処理機。 ７・・・アクチュエータ作動源。 ８・・・制御パルプ 代 理 入
Claims (1)
- 航空機に搭載された航空機の速度、加速度、高度及び／
又は重量の検出器、及び同検出器によって検出された航
空機の速度、加速度、高度及び重量の少くともいづれか
一に基づいて主翼の迎角を変化させる駆動装置を備えた
ことを特徴とする可変主翼をもつ航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16986889A JPH0338499A (ja) | 1989-07-03 | 1989-07-03 | 可変主翼をもつ航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16986889A JPH0338499A (ja) | 1989-07-03 | 1989-07-03 | 可変主翼をもつ航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0338499A true JPH0338499A (ja) | 1991-02-19 |
Family
ID=15894439
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16986889A Pending JPH0338499A (ja) | 1989-07-03 | 1989-07-03 | 可変主翼をもつ航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0338499A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001019671A1 (de) * | 1999-09-10 | 2001-03-22 | Markus Wacker | Gleichgewichtsgesteuertes flugzeug |
| JP2009298290A (ja) * | 2008-06-13 | 2009-12-24 | National Institute Of Advanced Industrial & Technology | 偏流飛行安定化飛行機械 |
| JP2009298287A (ja) * | 2008-06-13 | 2009-12-24 | National Institute Of Advanced Industrial & Technology | 伸縮軸飛行安定飛行機械 |
| JP4685783B2 (ja) * | 2003-05-16 | 2011-05-18 | スリーエム イノベイティブ プロパティズ カンパニー | 塗布ダイおよび使用方法 |
| JP2017534515A (ja) * | 2014-10-08 | 2017-11-24 | エアロモバイル， エス．アール．オー． | 飛行車両のための中央翼パネルおよびその制御方法 |
| JP2019038483A (ja) * | 2017-08-29 | 2019-03-14 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 航空機の翼荷重軽減装置及び航空機の翼荷重軽減方法 |
-
1989
- 1989-07-03 JP JP16986889A patent/JPH0338499A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001019671A1 (de) * | 1999-09-10 | 2001-03-22 | Markus Wacker | Gleichgewichtsgesteuertes flugzeug |
| JP4685783B2 (ja) * | 2003-05-16 | 2011-05-18 | スリーエム イノベイティブ プロパティズ カンパニー | 塗布ダイおよび使用方法 |
| JP2009298290A (ja) * | 2008-06-13 | 2009-12-24 | National Institute Of Advanced Industrial & Technology | 偏流飛行安定化飛行機械 |
| JP2009298287A (ja) * | 2008-06-13 | 2009-12-24 | National Institute Of Advanced Industrial & Technology | 伸縮軸飛行安定飛行機械 |
| JP2017534515A (ja) * | 2014-10-08 | 2017-11-24 | エアロモバイル， エス．アール．オー． | 飛行車両のための中央翼パネルおよびその制御方法 |
| JP2019038483A (ja) * | 2017-08-29 | 2019-03-14 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 航空機の翼荷重軽減装置及び航空機の翼荷重軽減方法 |
| US10556667B2 (en) | 2017-08-29 | 2020-02-11 | Subaru Corporation | Aircraft wing load alleviation device and aircraft wing load alleviation method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4598888A (en) | Fixed-wing aircraft with tandem supporting surfaces | |
| US2369652A (en) | Helicopter | |
| JP3638685B2 (ja) | 望ましくない横向き運動を減少するための方向舵修正コマンドを生成する方法およびシステム | |
| US3347498A (en) | Aircraft structural stress alleviators | |
| US5242130A (en) | Method and device for the reduction of the oscillations of a divergent nature of the fuselage of a helicopter | |
| EP3728028B1 (en) | Wing and rotor vectoring system for aircraft | |
| US3415469A (en) | Airplane | |
| US4103848A (en) | Variable incidence helicopter stabilator and fail safe actuator | |
| JP2019026236A (ja) | 垂直離着陸機 | |
| US3215374A (en) | Vehicle control system | |
| US20120068004A1 (en) | Auto-hover and auto-pilot helicopter | |
| US2859003A (en) | Aerodyne | |
| EP3476722A1 (en) | Tilt rotor flap whirl stability with hub shear feedback for high speed aircraft | |
| US2567212A (en) | Helicopter attitude indicator | |
| US9703294B2 (en) | Advanced control relationship for a deflectable stabilizer | |
| US4648569A (en) | Airplane automatic control force trimming device for asymmetric engine failures | |
| JPH0338499A (ja) | 可変主翼をもつ航空機 | |
| JP2016215958A (ja) | マルチコプター及びマルチコプターシステム | |
| CA1085368A (en) | Helicopter pitch rate feedback bias for pitch axis maneuvering stability and load feel | |
| US3061241A (en) | Control means for aircraft in power-supported flight | |
| US2743886A (en) | Vertical climbing airplane | |
| JPH07132893A (ja) | 回転翼機 | |
| IL72461A (en) | Increases helicopter load factor | |
| US3100612A (en) | Angle of attack control | |
| US2460804A (en) | Auxiliary control surface for highspeed aircraft |