JPH0466393A - 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、離陸、着陸時等の高揚力時に水平尾翼におけ
る空気の流れの剥離の発生を防ぐようにした航空機に関
する。

〔従来の技術〕

従来の航空機では、第１５図に示すように、水平尾翼４
の前縁部に逆キャンバ部４６を設けたり、第１６図に示
すように、固定スラット４７を設けたり、第１７図に示
すように、水平尾翼を回転中心５０まわりに回動してそ
の取付角を変化させたりして、主翼のフラップによる吹
き下し１３（第１８図参照）に対処していた。

〔発明が解決しようとする課題〕

航空機１は飛行速度範囲が非常に広いため、航空機ｌが
離陸、着陸するような低速度の飛行状態においては、第
１１図及び第１２図に示すように、主ｊ［２の後縁部分
に位置している高揚力装置であるフラップ１１を主Ｉ２
の斜め下側に下げて、揚力をかせいでいる。しかし、こ
のような航空機」が高揚力をもっている場合には、第１
２図に示すように、主翼２の後方で気流７に強力な下向
きの空気の流れすなわち吹き下し１３が発生しており、
水平尾翼４Ｌ二対しては上方から空気の流れが当り、水
平圧！４の下面に剥離１４を生しることがある。このよ
うな剥Ｈ１４がある場合には、水平尾翼４と昇降舵１２
の効きを減少して、重心１０まわりの縦揺れモーメント
９と迎角８との関係には、第１３図破線に示すように、
右上りの様子を示す部分が発生して、不安定域１６を生
したり、第１４図の破線に示すように、昇降舵１２によ
る縦揺れモーメント変化と迎角との関係において昇降舵
１２による緬揺れモーメント変化が極端に減少するとい
う不具合が生したりする。また、このような８Ｍ２４が
生じている場合には、航空機１の機体振動が発生して乗
員の乗り心地が変化したり、航空機１の機能を劣化した
り、航空ＩＩＩの寿命を短くしたりする不具合も合せて
生じることとなる。

このような不具合に対処するため、従来は、前記のよう
に、水平尾翼４の前縁部に第１５図に示すように、逆キ
ャンバ部４６を設けたり、第１６図に示すよう、に固定
スラット４７を設けたり、第１７図に示すように、水平
圧Ｉ４の取付角を変化させたりして、第１８図に示すよ
うに、水平尾翼４まわりに剥離のない空気の流れ５１が
生しるようにしていた。

しかし、第１５図に示す逆キ＋ンハ部４６、第１６図に
示す固定スラット４７を設ける場合には、常にこの状態
で飛行するため、航空機の巡航形態では空気抵抗増加を
きたして巡航性能を劣化しく逆キャンバ部４６、固定ス
ラット４７が必要なのは、航空機がＨ陸、着陸する場合
の高揚力時のフラップを下げている場合のみで、航空機
の大部分の巡航形態では不要であり、余分の空気抵抗増
加となる）、航空機の燃料消費量が増加するために必要
燃料量が増加し、これに伴って有償貨物量が減少したり
、燃料金額の増大を来したりする不具合をもたらしてい
た。また、第１７図に示す水平尾翼の取付角を変化させ
る場合には、水平尾翼４全体の取付角を変化するためそ
れに必要な動力が大規模となり、したがって強力なパワ
ーユニットが必要となり、大きな重量増加を来し、やは
り航空機の有償貨物量を減少したり、積載燃料量の制限
をうけて到達距離を短くしたり、航空機の故障の原因と
なったりするような不具合があった。

本発明は、従来の航空機がもつ以上のような問題点を解
消し、離陸、着陸する際等の高揚力時に住しる水平尾翼
の空気の流れの剥離を解消して、巡航形態の性能劣化を
もたらすことなく、安全かつ容易に運航できる航空機を
提供することを目的とする。

〔課題を解決するための手段〕

本発明の航空機は、前縁に可動部をもつ水平尾翼、及び
前記可動部を作動させて水平尾翼における空気流れの剥
離を防止する作動装置を備えている。

（作用） 航空機の離陸、着陸時におけるフラップの操作時等の高
揚力時において、主翼の吹き下しに対応して水平尾翼前
縁の可動部を作動装置によって作動させることによって
、水平尾翼における空気流れの剥離が防止され、水平尾
翼及び昇鋒舵の効きの減少が防止され、また、機体振動
の発生が防止される。

航空機の巡航状態においては、作動装置によって、水平
尾翼前縁の可動部は通常の非作動位置へ戻され抵抗が増
加することがない。

〔実施例〕

本発明の第１実施例を、第１図ないし第４図によって説
明する。

１は、胴体３、主ｊ［２、水平圧ｊ［４、垂直尾翼５及
びエンジン６をもつ航空機である。水平尾翼４の前縁可
動部１Ｂの上部後端は、ヒンジ２４によってそのまわり
に回動できるように水平尾翼４に取付られ、下部後端は
水平圧ｊ！４の下部上面の上を摺動できるようになって
いる。前記前縁可動部１８は、第１図に示す非作動位置
では、水平尾翼４と共に通常の航空機の水平尾翼と同様
な形状を形成するように構成され、また前縁可動部１８
の下部後端は水平尾翼４内に十分な重なりをもって収容
されるようになっている。水平尾翼４内には、油圧装置
又は電動モータ２２によって駆動されるアクチュエータ
２１が設けられ、同アクチュエータ２２は、支持部２０
を介して前記前縁可動部１８をヒンジ２４まわりに第２
図中矢印に示す方向へ回動するようになっている１２８
は、操縦室に設けらたスインチで、同スイッチ２Ｂは配
線２３によって前記油圧モータ又は電動モータ２２に接
続されている。

本実施例では、水平圧１４の前縁可動部１８は、支持部
２０を介して、油圧装置又は電動モータ２２及びアクチ
ュエータ２１の動力によりヒンジ２４のまわりにその先
端が上向きになるよう回動され、第１図に示す非作動（
収納位Ｗ）位置から第２図に示す作動位置にセットされ
る。

これらの操作は、次のようにして行われる。即ち、第４
図に示すように、パイロット２７のスィッチ２８操作に
より、電気信号が配線２３を経て油圧装置又は電動モー
タ２２に伝達され、これが作動して油圧装置又は電動モ
ータ２２及びアクチュエータ２１の動力によって、前記
のように前縁可動部１８は、第１図に示す非作動位置か
ら第２図に示す作動位置にセットされる。また、逆に、
第２図に示す作動位置から第１図に示す非作動位置へ回
動する。

従って、本実施例では、主翼２のフラップを作動させた
時等の高揚力時に、水平尾翼４の前縁可動部１８を、第
２図に示す作動位置へ回動することによって、主翼２の
吹き下しに対応する方向に前縁可動部１８を向け、これ
によって水平尾翼４における流れの剥離を防止し、水平
尾翼及び昇降舵の効きの減少を防止し、また機体振動の
発生を防ぐことができる。また、航空機が巡航状態に入
った時には、前記前縁可動部１８を第１図に示す非作動
位置（収納位置）へ戻し、空気抵抗の増大を抑えること
ができる。

本発明の第２の実施例を、第５図及び第６図によって説
明する。

本実施例は、水平用１！４の先端を円筒状に切欠き、後
端がこれに対応して円筒状に形成された前縁可動部２９
を上下方向のは〜′中心に位置するヒンジ３０によって
水平尾翼４に取付け、同前縁可動部２９を、アクチュエ
ータ２１により支持部３３を介してヒンジ３０まわりに
回動できるようにした点板外は前記第１の実施例と同一
の構成を供えている。

本実施例は、水平用１４の前縁可動部２９は、前記第１
の実施例と同様に、ヒンジ３０のまわりに支持部３３を
介して、油圧装置又は電動モータ２２及びアクチュエー
タ２１の動力により回動され、前縁可動部２９は、第１
図に示す非作動位置（収納位置）から第２図に示す作動
位置にセットされ、また、逆に第２図に示す作動位置か
ら第１図へ示す非作動位置へ戻される。

従って、本実施例においても、前記第１の実施例と同様
な作用及び効果を挙げることができる。

本発明の第３の実施例を、第７図及び第８図によって説
明する。

本実施例は、水平尾翼４の前端の一部を構成するように
水平尾翼４の前縁に前縁可動部３４を設け、同前縁可動
部３４を、支持部３５を介してアクチュエータ２１によ
って、斜め上方かつ前方に移動させ、同前縁可動部３４
を可動スラットとして作用させるようにしたもので、そ
の他の部分は前記第１及び第３の実施例と同一の構成を
備えている。

本実施例においては、第３図に示すスイッチ２８をパイ
ロット２７が操作することによって、水平尾翼４の前縁
可動部３４は、支持部３５を介して、油圧装置又は電動
モータ２２及びアクチュエータ２１の動力により、第８
図矢印方向へ移動され、第７図に示される非作動位置（
収納位置）から第８図に示される作動位置にセットされ
、また逆に第８図に示される作動位置から第７図に示さ
れる非作動位置へ戻される。

本実施例においても、高揚力時において前縁可動部３４
を第８図に示す位置ヘセットして、スラ。

トとして作用させることによって、水平尾翼４における
空気流れの剥離を防ぐことができ、また巡航時には第７
図に示す位置へ戻すことによって空気抵抗の増加を抑え
ることができ、前記第１及び第２の実施例と同様な作用
及び効果を挙げることができる。

本発明の第４の実施例を、第９図及び第１０図によって
説明する。

前記の第１〜３実施例では、前縁可動部の操作は、パイ
ロット２７の手動によるスイッチ操作によって行われて
いたものであるが、本実施例は、更に進めて、コンピュ
ータによって、第１ないし第３実施例の水平尾翼の前縁
可動部を制御し、パイロットの作業負担を軽減するよう
にしたものである。

本実施例は、前記第１ないし第３の実施例のいづれかに
おいて、パイロット２７によって操作されるスイッチ２
８と胴体３の前方の下部に設けた飛行状況センサ４０と
をそれぞれ配線４３．４４によって、胴体３内に設置さ
れたコンビエータ３９に接続し、同コンピュータ３９の
出力側を配線４５によって水平尾翼の前縁可動部１８．
２９又は３４の油圧装置又は電動モータ２２へ接続して
いる。また、前縁可動部位置センサ４１を前記コンピュ
ータ３９に接続している。

本実施例では、パイロット２７によるスイッチ２Ｂの信
号、飛行状況センサ４０によって飛行状況データ（速度
、高度、迎角、フラップ角等）及び水平尾翼４の前縁可
動部位置センサ４１による前縁可動部１８．２９又は３
４の位置データ等がコンピュータ３９に入力され、コン
ピュータ３９がこれらを処理して制御信号を出力する。

この制御信号は配ｗＡ４５を経て油圧装置又は電動モー
タ２２へ伝達されてこれらが作動し、この油圧装置又は
電動モータ２２およびアクチュエータ２１の動力によっ
て前縁可動部１８゜２９又は３４が作動位置にセントさ
れ、また作動位置から非作動位置へ戻る。

以上のように、パイロシト２７によるスイッチ２８の信
号の外に、飛行状況センサ４０等の信号を受けてコンピ
ュータ３９が作動し、その制御により前縁可動部１８．
２９又は３４が作動されるために、パイロット２７の操
縦作業負担は大幅に軽減され、航空機１の飛行安全に寄
与することができる。

〔発明の効果〕

以上のように、この発明によれば、従来の航空機が有し
ていた問題点を解消して航空機が離陸、着陸する際等の
高揚力時に生じる水平尾翼の空気の流れの剥離を解消す
ることができ、かつ、巡航形態の性能劣化をもたらすこ
ともなく、従って、安全かつ容易に運航できる航空機を
提供することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１の実施例の前縁可動部の非作動位
置（収納位置）を示す説明図、第２図は同第１の実施例
の前縁可動部の作動位置を示す説明図、第３図は同第１
の実施例の配置を示す全体図、第４図は同第１の実施例
の作動ブロック図、第５図は本発明の第２の実施例の前
縁可動部の非作動位置（収納位Ｗ）を示す説明図、第６
図は同第２の実施例の前縁可動部の作動位置を示す説明
図、第７図は本発明の第３の実施例の前縁可動部説明図
、第９図は本発明の第４の実施例の配置を示す全体図、
第１０図は同第４の実施例の作動ブロック図、第１１図
は航空機の全体図、第１２図は主翼とフラップによる吹
き下しを示す説明図、第１３図は縦揺れモーメントと迎
角との関係を示すグラフ、第１４図は昇鋒舵による縦揺
れモーメントと迎角との関係を示すグラフ、第１５図は
従来の航空機の水平尾翼の逆キャンバ部の説明図、第１
６図は従来の航空機の水平尾翼の固定スラットの説明図
、第１７図は従来の航空機の水平尾翼取付角変化を示す
説明図、第１８図は水平尾翼まわりの剥離のない流れの
状態を示す説明図である。 １・・・航空機、　　　　２・−・主翼。 ４・・・水平尾翼、　　　７・・・気流。 １１・・・フラップ、１２・・・昇陣舵。 １３・・・吹き下し、１４・・・剥離。 １Ｂ・・・前縁可動部、２０・・・支持部。 ２１・・・アクチュエータ。 ２２・・・油圧装置又は電動モータ。 ２４・・・ヒンジ、２７・・・パイロット。 ２８・・・スイッチ、２９・・・前縁５Ｉ動部。 ３０・・・ヒンジ、３３・・・支持部。 ３４・・・前縁可動部、３５・・・支持部。 ３９・・・コンピュータ、　　４０・・・飛行状況セン
サ９．４１・・・前縁可動部位置センサ。 代理人　弁理士　　坂　間　　　暁　外２名閏 第３図 第７図 第９図 第４図 第５図 第６図 第１１図 第１２図 第１４図

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 　前縁に可動部をもつ水平尾翼、及び前記可動部を作動
   させて水平尾翼における空気流れの剥離を防止する作動
   装置を備えたことを特徴とする航空機。