JPH0466393A - 航空機 - Google Patents
航空機Info
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- JPH0466393A JPH0466393A JP17618290A JP17618290A JPH0466393A JP H0466393 A JPH0466393 A JP H0466393A JP 17618290 A JP17618290 A JP 17618290A JP 17618290 A JP17618290 A JP 17618290A JP H0466393 A JPH0466393 A JP H0466393A
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- aircraft
- horizontal stabilizer
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- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
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Landscapes
- Types And Forms Of Lifts (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、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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
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)
- 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。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP17618290A JPH0466393A (ja) | 1990-07-05 | 1990-07-05 | 航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP17618290A JPH0466393A (ja) | 1990-07-05 | 1990-07-05 | 航空機 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0466393A true JPH0466393A (ja) | 1992-03-02 |
Family
ID=16009089
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP17618290A Pending JPH0466393A (ja) | 1990-07-05 | 1990-07-05 | 航空機 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH0466393A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009542520A (ja) * | 2006-07-11 | 2009-12-03 | エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 調整可能な水平尾翼 |
JP2010215035A (ja) * | 2009-03-13 | 2010-09-30 | Global Energy Co Ltd | 三胴型飛行機 |
-
1990
- 1990-07-05 JP JP17618290A patent/JPH0466393A/ja active Pending
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009542520A (ja) * | 2006-07-11 | 2009-12-03 | エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 調整可能な水平尾翼 |
JP2010215035A (ja) * | 2009-03-13 | 2010-09-30 | Global Energy Co Ltd | 三胴型飛行機 |
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