JPH04325395A - 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】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は航空機、詳しくは飛行中
、上反角効果を自由に調節できる航空機に関する。

【０００２】

【従来の技術】航空機は一般に、安定性と操縦性との関
係から、上下方向の揚力中心と重心との距りが所定の範
囲にあることを求められる。このため、従来は、固定し
た状態で図２３に示すように低翼機では主翼１の全幅に
わたって一様に上反角５０を設けたり、高翼機では下反
角５１を設けたり、主翼１の１部について、上反角５２
を設けたり、下反角５３を設けたりしている。また、図
２４（ａ），（ｂ）に示すように、主翼翼端増槽５４の
上下取付位置を変えたり、図２４（ｃ）に示すように、
主翼翼端部の一部分を折り曲げたり、図２４（ｄ）に示
すように主翼翼端増槽５４にフィン５６をつけたりして
、航空機の上反角効果を調節していた。なお、図２３，
２４中、１２は胴体である。

【０００３】

【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。

【０００４】即ち、図２０に示すように、航空機３７が
右側の横から風４４をうけると（横滑り飛行状態といい
、航空機３７の中心線１３と風４４とのなす角を横滑り
角４５という）、この時、通常の航空機３７では右翼を
上げ、左翼を下げる方向のマイナスの横揺れモーメント
を生ずる。横滑り角４５に対する横揺れモーメント４６
の変化する程度（通常、図２６に示すこの上反角効果１
８はマイナスの符号を有し、横滑り角４５が増加すると
図２５に示すようにマイナスの横揺れモーメント４６が
増加する）を上反角効果１８といい、航空機３７の安定
性、操縦性、乗員または乗客の乗り心地等に対して大き
く影響を及ぼす重要な空力パラメータである。

【０００５】この上反角効果１８の大きさを航空機３７
のあらゆる飛行範囲で常に適正に保つことは、航空機３
７の速度（図２７に示す航空機３７の迎角６０といいか
えることができる）、航空機の形態即ち、図２０に示す
主翼１の高揚力装置４１の位置、図２１に示す脚４３の
位置等によって上反角効果１８が異なるため、たとえば
図２６に上反角効果１８が迎角６０、高揚力装置４１の
位置等によって変化の様子を示すように大変困難であり
、ある飛行条件では適正になっていても他の飛行条件で
は適正でないこととなる。これは航空機の上反角効果１
８が主翼１の平面形、たとえば図２０に示すような主翼
１の後退角４０をはじめとする主翼１の形状や主翼１と
胴体１２との相対位置、たとえば図２２に示すような主
翼１の中翼４７、高翼４８、低翼４９等の上下位置や、
図２３に示す主翼１の上反角５０または下反角５１、ま
たは図２４に示す主翼翼端への主翼翼端増槽５４の付加
、主翼翼端増槽５４と主翼１との相対位置、主翼翼端増
槽５４にとりつけられたフィン５６、ならびに図２８に
示す航空機３７の高揚力装置４１の高揚力装置舵角６３
、図２９に示す脚４３の位置、図２０に示すプロペラ４
２の作動状態、水平尾翼３８形状、位置、垂直尾翼３９
形状、位置、その他の主翼１と水平尾翼３８または、主
翼１と垂直尾翼３９との相互干渉等によって影響をうけ
るためである。

【０００６】このように航空機３７の上反角効果１８を
航空機３７の飛行範囲のすべてにわたって適正な状態を
確保することは困難となり、航空機３７の試作機の飛行
試験段階において、主翼１の上反角５０，５２または下
反角５１，５３を変更したり、主翼翼端増槽５４の取付
位置、即ち、上下方向の主翼１との相対位置を変更した
りするような大改修が実施される場合があり、スケジュ
ールに大きなインパクトを与えて遅らせたり、多額の余
分の費用、労力をついやしたりするという問題もあった
。

【０００７】本発明は、以上のような問題点を解消して
、すべての航空機の飛行範囲で適切な上反角効果を有す
る航空機を提供することを目的とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、航空機の翼端に設けられた正及び負の上反
角効果発生手段と、同正及び負の上反角効果発生手段を
飛行中操作可能に設けられた操作手段とを具備してなる
ことを特徴とする航空機を提供しようとするものである
。

【０００９】

【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。

【００１０】即ち、航空機の翼端に、飛行中、操作手段
によって操作可能に、正及び負の上反角効果発生手段を
設けるので、離着陸状態、横風状態、迎角状態、姿勢急
変更状態等、飛行条件のあらゆる変化に対して上反角効
果を最適状態に維持することができる。

【００１１】即ち、飛行条件の変化に応じ、正または負
の上反角効果を適切に発生させて航空機としての上反角
効果を加減、最適値に調節できる。

【００１２】

【実施例】本発明の第１〜第５実施例を図１〜図１９に
より説明する。なお、従来例ないしは先の実施例と同様
の構成部材には同符号を付し、説明を省略する。また、
各実施例ともブロック図等を除いては機体中心線に対し
、片側のみを図示する。その場合、もう一方の側は当然
に対称である。また、各実施例の説明中、必要に応じて
従来例を引用したり、従来例の図を対比的に用いたりす
ることがある。

【００１３】先ず第１実施例について、図１〜図７を参
照しながら説明する。図１は、第１実施例の片側平面図
、図２は、第１実施例を後方から見る断面図、図３は、
第１実施例に係る主翼（可変部）中１５を後方から見る
断面図、図４は、第１実施例に係る主翼（可変部）上１
４を後方から見る断面図、図５は、第１実施例に係る主
翼（可変部）下１６を後方から見る断面図、図６は、第
１実施例に係る効果を示す図、図７は、第１実施例に係
る作動ブロック図である。

【００１４】これらの図において、主翼１は主翼（固定
部）２と主翼（可変部）３よりなる。即ち、主翼１の翼
端部に位置させて主翼（可変部）３を設け、この主翼（
可変部）３はヒンジ４のまわりに、油圧装置または原動
機７およびアクチュエータ６の動力によって、ロッド５
を介して移動１７を行なうことができて各状態、主翼（
可変部）上１４、主翼（可変部）中１５、主翼（可変部
）下１６とすることができる。

【００１５】航空機３７の飛行状態（飛行速度、上述し
た横揺れ角速度７０、バンク角６９等）、航空機３７の
機体形態（上述した脚４３の位置、高揚力装置４１の高
揚力装置舵角６３等）等を検出するセンサ１１を搭載し
、このセンサ１１の信号が配線８によりコンピュータ９
に入力され、このコンピュータ９で処理、解析、制御さ
れ最適な位置の制御信号が配線８を通って、油圧装置ま
たは電動機７に伝達され、この油圧装置または電動機７
が作動して、これらとアクチュエータ６との動力によっ
て、ロッド５を介して、主翼（可変部）３が、主翼（可
変部）上１４、主翼（可変部）中１５、主翼（可変部）
下１６のように移動１７を行なうことができる。

【００１６】この作動プロセスは図７の作動ブロック図
に示すとおりである。このようにして、主翼（可変部）
中１５、主翼（可変部）上１４、主翼（可変部）下１６
の状態が設定されると、主翼１の翼端部を図２３（ｃ）
，（ｄ）に示す上反角５２、下反角５３をつけた場合と
同様となる。図６に示すように、主翼（可変部）上１４
とすると上反角効果１８が大きくなり、主翼（可変部）
下１６とすると、上反角効果１８が小さくなる。

【００１７】コンピュータ９には、航空機３７の飛行状
態（飛行速度、横揺れ角速度７０、バンク角６９等）、
航空機３７の機体形態（脚４３の位置、高揚力装置４１
の高揚力装置舵角６３等）に関する設計計算、風洞試験
結果、シミュレータ試験結果、初期の飛行試験結果から
得られたデータ等をインプットしてあり、これらのデー
タとセンサ１１が検出して、コンピュータ９に入力した
データ等を処理、解析、制御して、制御信号を配線８に
より、油圧装置または電動機７に送信し、主翼（可変部
）３を作動させる。

【００１８】図１〜図５では航空機３７の右舷側のみを
示しているが、中心線１３に対称である。以下も同様で
ある。

【００１９】次に第２実施例について図８〜図１０を参
照しながら説明する。図８は、第２実施例に係る主翼翼
端上面上１９を後方から見る断面図、図９は、第２実施
例に係る主翼翼端上下面中２０を後方から見る断面図、
図１０は、本第２実施例に係る主翼翼端下面下２１を後
方から見る断面図である。

【００２０】航空機３７の主翼１の翼端部に移動可能な
主翼翼端上面２２、主翼翼端下面２３を設け、これを図
８に示すようにヒンジ６４まわりに主翼翼端上面上１９
としたり、図１０に示すようにヒンジ６４まわりに主翼
翼端下面下２１としたりして、図２３（ｃ），（ｄ）に
示す上反角５２、下反角５３を設けた場合と同様の作用
をさせる。

【００２１】主翼翼端上面２２および主翼翼端下面２３
は、油圧装置または電動機７およびアクチュエータ６の
動力により、ロッド２４を介して、ヒンジ６４のまわり
に移動１７できる。

【００２２】これらの作動プロセス、効果等は前述の第
１実施例と同様である。次に第３実施例について、図１
１〜図１３を参照しながら説明する。図１１は、第３実
施例に係る上面突き出し２６を後方から見る断面図、図
１２は、第３実施例に係る上下面突き出しなし２７を後
方から見る断面図、図１３は、下面突き出し２８を後方
から見る断面図である。

【００２３】航空機３７の主翼１の翼端部にガイド２５
を設け、このガイド２５に沿って、図１１に示すように
上面突き出し２６としたり、図１３に示すように下面突
き出し２８としたりして図２３（ｃ），（ｄ）に示す上
反角５２、下反角５３をつけた場合と同様の作用をさせ
る。

【００２４】上面突き出し２６および下面突き出し２８
は、油圧装置または電動機７およびアクチュエータ６の
動力によりロッド２６ａを介して、上面突き出し２６ま
たは、下面突き出し２８とすることができる。

【００２５】これらの作動プロセス、効果等は前述の第
１実施例と同様である。次に第４実施例について、図１
４〜図１７を参照しながら説明する。図１４は、第４実
施例に係る上面高圧ガス吹出し３４を後方から見る断面
図、図１５は、第４実施例に係る上下面高圧ガス吹出し
なし３５を後方から見る断面図、図１６は、第４実施例
に係る下面高圧ガス吹出し３６を後方から見る断面図、
図１７は、第４実施例に係る作動ブロック図である。

【００２６】航空機３７の主翼１の翼端部に上面高圧ガ
ス吹出口３２および下面高圧ガス吹出口３３を設け、高
圧ガス貯槽２９に蓄積された高圧ガスを配管３０を通し
て弁３１の制御により上面高圧ガス吹出口３２または下
面高圧ガス吹出口３３から上面高圧ガス吹出し３４また
は、下面高圧ガス吹出し３６を吹出すことができ、あた
かも主翼１の翼端部を図２３（ｃ），（ｄ）に示す上反
角５２、下反角５３を設けた場合と同様の作用をさせる
ことができる。

【００２７】航空機３７の飛行状態（飛行速度、横揺れ
角速度７０、バンク角６９等）、航空機３７の機体形態
（脚４３の位置、高揚力装置４１の高揚力装置舵角６３
等）等を検出するセンサ１１を搭載し、同センサ１１の
信号が配線１０により入力されるコンピュータ９で処理
、解析、制御され、制御信号が配線８を通って弁３１に
伝達され、弁３１の作動により、上面高圧ガス吹出し３
４または下面高圧ガス吹出し３６の状態とすることがで
きる。

【００２８】これらの作動プロセスは、図１７に示す作
動ブロック図のとおりであり、効果は、前述の第１実施
例と同様である。

【００２９】次に第５実施例について図１８，１９を参
照しながら説明する。図１８は、第５実施例の片側平面
図、図１９は、第５実施例に係る作動ブロック図である
。

【００３０】本実施例は第１実施例と近似した構成で前
述のセンサ１１、コンピュータ９等による自動システム
とは別の手段、即ち、パイロットの手動で操作する。主
として、航空機３７の試作機の飛行試験の初期段階にお
いて、使用するためパイロット６７のスイッチ６６操作
により手動的に航空機３７の飛行状態（飛行速度、横揺
れ角速度７０、バンク角６９等）、航空機３７の機体形
態（脚４３の位置、高揚力装置４１の高揚力装置舵角６
３等）等に合せて、適切な上反角効果１８を選択できる
構成としてある。

【００３１】パイロット６７がスイッチ６６を操作する
と電気信号が配線６５を通って、油圧装置または電動機
７に伝達され、油圧装置または電動機７が作動し、これ
とアクチュエータ６の動力により、ロッド５を介して主
翼（可変部）３を移動１７の状態にして第１実施例の場
合の主翼（可変部）上１４、主翼（可変部）中１５、主
翼（可変部）下１６と同じ状態にすることができる。

【００３２】これらの作動プロセスは図１９に示す作動
ブロック図のとおりである。効果については、第１実施
例と同様である。

【００３３】本実施例では、第１実施例の構成を手動操
作するのと同等として説明したが、本実施例は第２〜４
実施例に対しても第１実施例に対するのと同様に適用で
きる。

【００３４】この手動による操作は、第１〜４実施例に
対するセンサ１１、コンピュータ９等による自動システ
ムを構成するためのデータを収集するために初期段階に
必要で、航空機３７の開発の初期段階の試作機の飛行試
験において、特に重要な手段となり、この段階で得られ
た種々のデータがコンピュータ９等で制御される自動シ
ステム設定の基礎データとして量産機、即ち、自動操作
可能機で役立つこととなる。

【００３５】以上の通り、第１〜第５実施例によれば翼
端を上下に可動とすることによって、或は上、下面を選
択的に突出すことによって或は上、下面に選択的に高圧
ガスを吹出すことによって飛行中、正及び負の上反角効
果を任意に創出し、これによって機体全体としての上反
角効果を増加ないしは減じて最適値に調節できるという
利点がある。

【００３６】また、安定性を高めるために、操縦性を犠
牲にして比較的大きな固定上反角を設ける従来の構造を
必要としなくなるので、操縦性が向上するという利点が
ある。

【００３７】

【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。

【００３８】即ち、翼端に設けた正及び負の上反角効果
発生手段を必要に応じて、ないしは自動的に操作し、飛
行中、上反角効果を調節できるので、常に最適の上反角
効果が得られる。

【００３９】また、航空機が運用域で遭遇する必要最大
の上反角効果を創出するよう予め大きな固定上反角を設
けておく必要がないので操縦性が向上する。

【００４０】また、上反角効果発生手段を操作すること
によって安定性を高めることができる。

【００４１】また、機体姿勢変化、滑り、揺れ、特に横
揺れ、ダッチロール等を最低限に抑制できるので乗客の
乗心地を高めることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の第１実施例の片側の平面図である。

【図２】第１実施例を後方から見た断面図である。

【図３】第１実施例の主翼（可変部）中を後方から見た
断面図である。

【図４】第１実施例の主翼（可変部）上を後方から見た
断面図である。

【図５】第１実施例の主翼（可変部）下を後方から見た
断面図である。

【図６】第１実施例の効果を示す図である。

【図７】第１実施例の作動ブロック図である。

【図８】本発明の第２実施例の主翼翼端上面上を後方か
ら見る断面図である。

【図９】第２実施例の主翼翼端上下面中を後方から見た
断面図である。

【図１０】第２実施例の主翼翼端下面下を後方から見た
断面図である。

【図１１】本発明の第３実施例の上面突き出しを後方か
ら見た断面図である。

【図１２】第３実施例の上下面突き出しなしを後方から
見た断面図である。

【図１３】第３実施例の下面突き出しを後方から見た断
面図である。

【図１４】本発明の第４実施例の上面高圧ガス吹出しを
後方から見た断面図である。

【図１５】第４実施例の上下面高圧ガス吹出しなしを後
方から見た断面図である。

【図１６】第４実施例の下面高圧ガス吹出しを後方から
見た断面図である。

【図１７】第４実施例の作動ブロック図である。

【図１８】本発明の第５実施例の片側の平面である。

【図１９】第５実施例の作動ブロック図である。

【図２０】従来例の平面図である。

【図２１】従来例を後方から見た図である。

【図２２】従来例を後方から見た主翼取付状態の説明図
で、（ａ）は中翼、（ｂ）は高翼、（ｃ）は低翼である
。

【図２３】従来例を後方から見た主翼反角の説明図で、
（ａ），（ｃ）は上反角、（ｂ），（ｄ）は下反角であ
る。

【図２４】従来例を後方から見た主翼翼端増槽の諸形態
の説明図である。

【図２５】横揺れモーメントと横滑り角との関係を示す
線図である。

【図２６】上反角効果と迎角との関係を示す線図である
。

【図２７】迎角を定義する側面図である。

【図２８】高揚力装置の側断面図である。

【図２９】バンク角、横揺れ角速度を定義する図である
。

【符号の説明】

１　　　　　　主翼 ２　　　　　　主翼（固定部） ３　　　　　　主翼（可動部） ４　　　　　　ヒンジ ５　　　　　　ロッド ６　　　　　　アクチュエータ ７　　　　　　油圧装置または電動機 ８　　　　　　配線 ９　　　　　　コンピュータ １０　　　　配線 １１　　　　センサ １２　　　　胴体 １４　　　　主翼（可変部）上 １５　　　　主翼（可変部）中 １６　　　　主翼（可変部）下 １８　　　　上反角効果 １９　　　　主翼翼端上面上 ２０　　　　主翼翼端上面中 ２１　　　　主翼翼端下面下 ２２　　　　主翼翼端上面 ２３　　　　主翼翼端下面 ２４　　　　ロッド ２５　　　　ガイド ２６　　　　上面突き出し ２６ａ　　ロッド ２７　　　　上下面突き出しなし、 ２８　　　　下面突き出し ２９　　　　高圧ガス貯槽 ３０　　　　配管 ３１　　　　弁 ３２　　　　上面高圧ガス吹出口 ３３　　　　下面高圧ガス吹出口 ３４　　　　上面高圧ガス吹出し ３５　　　　上下面高圧ガス吹出しなし３６　　　　下
面高圧ガス吹出し ３７　　　　航空機 ６４　　　　ヒンジ ６５　　　　配線 ６６　　　　スイッチ ６７　　　　パイロット

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　航空機の翼端に設けられた正及び負の
   上反角効果発生手段と、同正及び負の上反角効果発生手
   段を飛行中操作可能に設けられた操作手段とを具備して
   なることを特徴とする航空機。