JPH04100800A - 可動小翼を備えた航空機 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野］ 本発明は大迎角における機体の逸脱（Ｄｅｐａｒ　Ｌｕ
ｒｅ）を防止する可動小翼（ヘーン）を備えた航空機に
関する。

〔従来の技術〕

従来のたとえば戦闘機の平面図（右片側）を第７図に示
す。

図に示すような従来の戦闘機等の航空機においては、性
能改善のため縦静安定緩和（ＲｅｌａｘｅｄＳｔａｔｉ
ｃ　５ｔａｂｉｌｉｔｙ、以下Ｒ５Ｓという）を大きく
する傾向ニーある。しかし乍らこのようにした場合、平
面投影面積のうち重心より前方部分の配合が大きくなる
ため大迎角における圧力中心力重心より前に位置するよ
うになりこのため頭下げモーメントが充分に出す、ディ
ープ　ストールに入ったり、ロール能力（ロール角速度
）に制限を受けたりする。この傾向は単発機で後部胴体
が細い場合１＋特に顕著である。

又、従来の機体では大迎角における方向安定低下から生
ずる横滑りに起因するピッチングモーメントを制御する
手段を持たない。横滑りにより頭上げモーメントを生し
る場合逸脱の傾向が強くなる。

なお、第７回は左方が機首で、４は主翼、５は水平尾翼
を示す。

［発明が解決しようとする課題］ 上記従来の航空機には解決すべき次の課題があった。

即ち、従来の高機動を目的とする機体においては旋回率
等の性能向上を目指すため、いわゆる静安定緩和（Ｒｅ
ｌａｘｅｄ　５ｔａｔｉｃ　５ｔａｂｉｌｉｔｙ）を採
用するのが一般的であるがこれは機体に働く空気力の作
用点（空力中心）が重心より前方に位置することを示し
、迎角が外乱により一旦増加するとますます増えるいわ
ゆる不安定性を持つ。通常の迎角域ではこの不安定性は
水平尾翼及びそれを駆動するコンピュータにより防止さ
れるが水平尾翼の効きが低下する大迎角域では防くこと
が困難となる。

このため以下の問題が生しる。

（１）−旦、制御された飛行から逸脱（Ｄｅｐａｒ　Ｌ
ｕｒｅ）すると頭下げモーメントの不足から通常迎角域
へ姿勢を戻すことが困難となる。

（２）正常迎角域の中でもスムーズにロール（横転）す
るためには速度ベクトル回り（いわゆる安定軸回り）に
ロールする必要があるが、この際仰角が大きいと遠心力
が頭を上げる方向に作用する。従来の機体ではもともと
頭を上げる傾向が強いのでこれに対抗するにはロール角
速度を下げねばならず、運動能力が低下する。

（３）高迎角においては垂直尾翼の効きも低下するので
方向安定が低下し、横滑り角が大きく出やすい傾向とな
る。この横滑り角により頭上げのモーメントが生しると
逸脱（Ｄｅｐａｒｔｕｒｅ）をもたらす。

これらの諸問題を解決するため単に水平尾翼を拡大する
ことも考えられるが大仰角域の特性だけのためにそうす
ることは重量・抵抗上のペナルティが大きい。

以上から通常迎角域では性能上充分なＲ５Ｓを持ちなが
ら大迎角域では充分な頭下げモーメントを得るような工
夫が必要となる。

〔課題を解決するだめの手段〕

本発明は上記課題の解決手段として機体重心より後方の
機体内に設けられた機体側方へ突出・引込み可能な小翼
と、同小翼の突出・引込みを行なう駆動手段と、機体の
迎角、マツハ数、動圧等を関数として上記小翼の突出・
引込み操作を上記駆動手段に指令する制御手段とを具備
してなることを特徴とする可動小翼を備えた航空機を提
供しようとするものである。

（作用〕 本発明は上記のように構成されるので次の作用を有する
。

即ち、後部胴体の側方部から迎角、マツハ数、動圧等の
関数として小翼を出し入れすることにより機体に働く空
気力の作用点を後方に下げ、これにより機体重心まわり
に大迎角時に頭下げモーメントを発生せしめる。この結
果、機体がディープストール等から守られる。通常の迎
角域では小翼は格納状態となるため、Ｒ５Ｓの低下も招
かず抵抗の増加も無く性能も低下しない。

小翼の上反角又は下反角（機体形状による）により上向
きの空気力を生しさせ、これにより頭下げモーメントを
発生させる。

〔実施例〕

本発明の一実施例を第１〜第６図を参照しながら説明す
る。なお、従来例と同様の構成品には同符号を付し、説
明を省略する。第１図は本実施例の構成要素を模式的に
示す図で、１は飛行制御用コンピュータである。但し、
これは固有のものである必要はなく、従来から用いられ
ている機体の飛行制御用コンピュータを流用すればよい
。２は後述するベーン３の作動筒、３は本実施例の要で
あるベーンを示す。

第２図は上記構成要素を搭載した本実施例に係る航空機
の平面図の右片側を示す回でベーン３は主翼４と水平尾
翼５との中間近傍の胴体６内に第１図に示す構成で装着
されており、飛行制御用コンピュータ１の指令によって
作動する作動筒２により、両矢印で示すように胴体６の
内外へ出入りする。

図は外へ出た状態をハンチングして示すもので、機軸に
対する前後方向の位置は重心より十分後方に設定しであ
る。このため、ベーン３が胴体６内に引込んでいる（閉
）場合は図示のように圧力中心が大迎角時、重心より前
方にあるのに対し、ベーン３が胴体６外へ出た場合は圧
力中心は重心の後方に移動する。ベーン３が胴体６の外
周側面よリ、そのピボット軸を中心に外方へ突出する角
度、即ち、開度のスケジュール並びに上（下）反角は風
洞試験データにより適切に設定する。開度は第３図に示
すように迎角、マツハ数、動圧等の関数で表わされる。

第４図は機体におけるベーンあり、なしの頭下げモーメ
ントの差を示す比較線画で、ベーンあり、即ち、ベーン
３を外へ突出させた開の方が頭上げモーメントが大きい
ことを示す。第５図はベーン３を開にした場合のロール
能力の向上を、第６図は同しくベーン３を開にした場合
の横滑り時の効果を示す。

以上の通り、本実施例によれば大迎角時にベーン３を突
出して、頭下げモーメントを大きくし、機体がディープ
ストール等に陥らないようにすることができるという利
点がある。また、頭下げ能力の付加により横転能力（ロ
ール角速度）が向上し、マニューバビリティが向上する
という利点がある。

〔発明の効果〕

本発明は上記のように構成されるので次の効果を有する
。

即ち、通常迎角で性能向上のため必要なＲ５Ｓを与えた
場合に不足となる、大迎角における頭下げモーメントを
小翼（ベーン）をつけて補うことにより次の効果が奏せ
られる。

ｍ　　Ｍ体がディープ・ストール（Ｄｅｅｐ　５ｔａｌ
ｌ）に陥らない。

（２’ｌ　　４１！体のロール（横転）能力が向上する
。

（３）大迎角横滑り時の頭下げモーメントが大きくなり
、機体が逸脱（Ｄｅｐａｒｔｕｒｅ）に入り難くなる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明の一実施例に係る構成要素の模式回、
第２図は上記実施例の平面図（右片側）、第３図は上記
実施例に係るベーンの開度スケジュールの線図で、（ａ
）は対迎角の、（ｂ）は対マツハ数の各線図、第４図は
上記実施例のベーンを突出（開）させた場合と、引込め
た場合をベーンあり、なしで模したベーンの頭下げ効果
の線図、第５図は上記実施例のロール能力向上の説明図
で、（ａ）は大迎角の機体の側面図、（ｂ）は（ａ）に
対応するモメント対５ｔａｂｉｌｉｔｙの線図、第６区
は上記実施例のベーンの横滑り時の効果の説明図で、（
ａ）は右片側平面図、（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ矢視断面
区、第７回は従来例の右片側平面図である。 １・・・飛行制御用コンピュータ ２・・・作動筒、　　　　　３・・・ベーン。 ４・・・主翼、　　　　　　５・・・水平尾翼６・・・
胴体。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 機体重心より後方の機体内に設けられた機体側方へ突出
   ・引込み可能な小翼と、同小翼の突出・引込みを行なう
   駆動手段と、機体の迎角、マッハ数、動圧等を関数とし
   て上記小翼の突出・引込み操作を上記駆動手段に指令す
   る制御手段とを具備してなることを特徴とする可動小翼
   を備えた航空機。