JPH05155389A - カナード翼 - Google Patents
カナード翼Info
- Publication number
- JPH05155389A JPH05155389A JP31904691A JP31904691A JPH05155389A JP H05155389 A JPH05155389 A JP H05155389A JP 31904691 A JP31904691 A JP 31904691A JP 31904691 A JP31904691 A JP 31904691A JP H05155389 A JPH05155389 A JP H05155389A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- airframe
- canard
- wing surface
- actuator
- 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.)
- Withdrawn
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- Toys (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 低速時における空力特性を維持しながら極超
音速飛行や走行にも最適な機体形状を設定することがで
きることを目的とする。 【構成】 機体に収納可能に機首部に突設された翼面の
収納がアクチュエータにより加減され翼面による空力が
制御されるように構成する。
音速飛行や走行にも最適な機体形状を設定することがで
きることを目的とする。 【構成】 機体に収納可能に機首部に突設された翼面の
収納がアクチュエータにより加減され翼面による空力が
制御されるように構成する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、極超音速機、スペース
プレーンなどの宇宙往還機、航空機、高速走行自動車な
どに適用されるカナード翼に関する。
プレーンなどの宇宙往還機、航空機、高速走行自動車な
どに適用されるカナード翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】図３は従来の航空機に姿勢制御装置とし
て使用されているカナード翼の説明図である。図におい
て、従来カナード翼２は航空機の機首部に設けられ、機
体全体の揚力を減じることなく機体の姿勢制御を行うこ
とができる。また、コントロールモーメントを比較的長
く設定することができるので、翼面積を小さくすること
が可能である。
て使用されているカナード翼の説明図である。図におい
て、従来カナード翼２は航空機の機首部に設けられ、機
体全体の揚力を減じることなく機体の姿勢制御を行うこ
とができる。また、コントロールモーメントを比較的長
く設定することができるので、翼面積を小さくすること
が可能である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】宇宙往還機のスペース
プレーン１は極超音速で飛行する機体であるため、極超
音速の飛行時に最適な機体形状となっている。このよう
な機体形状では地上からの離陸時及び地上への着陸時な
ど低速飛行時における空力特性は犠牲になっており、機
体の姿勢制御のためのモーメントが充分でなく、特に離
陸時には機体の姿勢をピッチアップさせるための大きな
モーメントを必要とするが、このモーメントを主翼のエ
レボンのみで発生させることは困難である。このため、
スペースプレーン１の機首部に前記のようなカナード翼
２を装備した場合、極超音速で飛行する際に発生する空
気加熱により焼損する恐れがある。
プレーン１は極超音速で飛行する機体であるため、極超
音速の飛行時に最適な機体形状となっている。このよう
な機体形状では地上からの離陸時及び地上への着陸時な
ど低速飛行時における空力特性は犠牲になっており、機
体の姿勢制御のためのモーメントが充分でなく、特に離
陸時には機体の姿勢をピッチアップさせるための大きな
モーメントを必要とするが、このモーメントを主翼のエ
レボンのみで発生させることは困難である。このため、
スペースプレーン１の機首部に前記のようなカナード翼
２を装備した場合、極超音速で飛行する際に発生する空
気加熱により焼損する恐れがある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明に係るカナード翼
は上記課題の解決を目的にしており、機体に収納可能に
機首部に突設された翼面と、該翼面の収納を加減して上
記翼面による空力を制御するアクチュエータとを備えた
構成を特徴とする。
は上記課題の解決を目的にしており、機体に収納可能に
機首部に突設された翼面と、該翼面の収納を加減して上
記翼面による空力を制御するアクチュエータとを備えた
構成を特徴とする。
【０００５】
【作用】即ち、本発明に係るカナード翼においては、機
体に収納可能に機首部に突設された翼面の収納がアクチ
ュエータにより加減され翼面による空力が制御されるよ
うになっており、極超音速時には翼面が機体に収納され
て空気加熱から保護される。また、低速時には翼面の収
納が加減されて空気流に晒される面積と翼面の形状が変
化することにより、翼面による空力が制御されて機体の
姿勢制御が行われる。また、翼面が機体に収納された状
態と機外に展開された状態との中間の状態で翼面による
空力が制御されることにより、カナード翼を収納する際
に翼面による空力の急激な変化を避けることができる。
これらにより、極超音速で飛行または走行する機体にも
カナード翼を装着することが可能となる。
体に収納可能に機首部に突設された翼面の収納がアクチ
ュエータにより加減され翼面による空力が制御されるよ
うになっており、極超音速時には翼面が機体に収納され
て空気加熱から保護される。また、低速時には翼面の収
納が加減されて空気流に晒される面積と翼面の形状が変
化することにより、翼面による空力が制御されて機体の
姿勢制御が行われる。また、翼面が機体に収納された状
態と機外に展開された状態との中間の状態で翼面による
空力が制御されることにより、カナード翼を収納する際
に翼面による空力の急激な変化を避けることができる。
これらにより、極超音速で飛行または走行する機体にも
カナード翼を装着することが可能となる。
【０００６】
【実施例】図１は本発明の一実施例に係るカナード翼の
説明図、図２は本発明の他の実施例に係るカナード翼の
説明図である。図１において、本実施例に係るカナード
翼は宇宙往還機のスペースプレーン１に姿勢制御装置と
してスペースプレーン１の機首部に設けられ、機体全体
の揚力を減じることなく機体の姿勢制御を行うことがで
きる。また、コントロールモーメントを比較的長く設定
することができるので、翼面積を小さくすることが可能
である。スペースプレーン１は極超音速で飛行する機体
であるため、極超音速の飛行時に最適な機体形状となっ
ている。このような機体形状では地上からの離陸時及び
地上への着陸時など低速飛行時における空力特性は犠牲
になっており、機体の姿勢制御のためのモーメントが充
分でなく、特に離陸時には機体の姿勢をピッチアップさ
せるための大きなモーメントを必要とするが、このモー
メントを主翼のエレボン３のみで発生させることは困難
である。このため、このスペースプレーン１の機首部に
本カナード翼２が装備されているが、極超音速で飛行す
る際に発生する空気加熱から保護されるように引込み収
納式とする必要がある。また、カナード翼２による揚力
を制御するためにカナード翼２は可動翼とする必要があ
る。また、可動翼のカナード翼２を収納式とするには複
雑な制御装置を必要とするが、機体重量の増加とならな
いようにしないと機体全体のシステムが成立しなくな
る。また、カナード翼２を機体内に収納する際には空力
特性が大きく変動するため、収納に際しては機体の姿勢
変動が極力小さくなるように配慮する必要がある。ま
た、特に効率良く加速を実施しなければならないスペー
スプレーン１においては、カナード翼２の収納時にスペ
ースプレーン１の飛行条件を制約しないようにする必要
がある。
説明図、図２は本発明の他の実施例に係るカナード翼の
説明図である。図１において、本実施例に係るカナード
翼は宇宙往還機のスペースプレーン１に姿勢制御装置と
してスペースプレーン１の機首部に設けられ、機体全体
の揚力を減じることなく機体の姿勢制御を行うことがで
きる。また、コントロールモーメントを比較的長く設定
することができるので、翼面積を小さくすることが可能
である。スペースプレーン１は極超音速で飛行する機体
であるため、極超音速の飛行時に最適な機体形状となっ
ている。このような機体形状では地上からの離陸時及び
地上への着陸時など低速飛行時における空力特性は犠牲
になっており、機体の姿勢制御のためのモーメントが充
分でなく、特に離陸時には機体の姿勢をピッチアップさ
せるための大きなモーメントを必要とするが、このモー
メントを主翼のエレボン３のみで発生させることは困難
である。このため、このスペースプレーン１の機首部に
本カナード翼２が装備されているが、極超音速で飛行す
る際に発生する空気加熱から保護されるように引込み収
納式とする必要がある。また、カナード翼２による揚力
を制御するためにカナード翼２は可動翼とする必要があ
る。また、可動翼のカナード翼２を収納式とするには複
雑な制御装置を必要とするが、機体重量の増加とならな
いようにしないと機体全体のシステムが成立しなくな
る。また、カナード翼２を機体内に収納する際には空力
特性が大きく変動するため、収納に際しては機体の姿勢
変動が極力小さくなるように配慮する必要がある。ま
た、特に効率良く加速を実施しなければならないスペー
スプレーン１においては、カナード翼２の収納時にスペ
ースプレーン１の飛行条件を制約しないようにする必要
がある。
【０００７】このようにスペースプレーン１の機首部に
カナード翼２を装着する場合には種々の制約があるた
め、本カナード翼２はアクチュエータ２ｃが作動するこ
とによりリンク２ｂを介して翼面が回転軸２ａを中心に
回転し、機体内に収納の状態から機外に出し入れされ空
力作用面が変化するようになっており、機体の中心軸に
対して一定の角度を持って展開することにより気流に対
して迎角を持ち揚力が発生する。この揚力により機体の
ピッチ面内における姿勢制御が可能となっている。即
ち、低速飛行時には通常のカナード翼と同等の機能を有
するが、極超音速飛行の際には機体内に収納されること
により空気加熱から保護される。また、機軸に対して一
定の角度で翼面が出し入れされ、翼面の空気流に晒され
る面積が変化するとともに翼面の形状が変化することに
より翼面による空力を制御することが可能となる。ま
た、機体内に収納された状態と完全に展開された状態の
中間の状態に空力を制御することができ、カナード翼２
を機体内に収納する際に考慮しなければならない空力の
急変化を避けることができ、空力を滑かに変化させなが
ら機体内に収納することが可能となる。また、翼面によ
る空力を制御するアクチュエータとカナード翼２を収納
するアクチュエータとを共通のアクチュエータ２ｃとす
ることにより、機構が簡素化されるとともに軽量化が行
われる。
カナード翼２を装着する場合には種々の制約があるた
め、本カナード翼２はアクチュエータ２ｃが作動するこ
とによりリンク２ｂを介して翼面が回転軸２ａを中心に
回転し、機体内に収納の状態から機外に出し入れされ空
力作用面が変化するようになっており、機体の中心軸に
対して一定の角度を持って展開することにより気流に対
して迎角を持ち揚力が発生する。この揚力により機体の
ピッチ面内における姿勢制御が可能となっている。即
ち、低速飛行時には通常のカナード翼と同等の機能を有
するが、極超音速飛行の際には機体内に収納されること
により空気加熱から保護される。また、機軸に対して一
定の角度で翼面が出し入れされ、翼面の空気流に晒され
る面積が変化するとともに翼面の形状が変化することに
より翼面による空力を制御することが可能となる。ま
た、機体内に収納された状態と完全に展開された状態の
中間の状態に空力を制御することができ、カナード翼２
を機体内に収納する際に考慮しなければならない空力の
急変化を避けることができ、空力を滑かに変化させなが
ら機体内に収納することが可能となる。また、翼面によ
る空力を制御するアクチュエータとカナード翼２を収納
するアクチュエータとを共通のアクチュエータ２ｃとす
ることにより、機構が簡素化されるとともに軽量化が行
われる。
【０００８】図２において、本実施例に係るカナード翼
４は翼面を機体内に出し入れする方式ではなく、図に示
すように翼面を機側からリンクを介してアクチュエータ
によりヒンジ４ａを中心に開閉させる角度により翼面に
よる空力を制御するようになっており、収納時は翼面が
機体の外板の一部となる。このようにアクチュエータが
作動することによりリンクを介して機体の外側に翼面が
ヒンジ４ａを中心に回転して展開され、この回転量を加
減することにより翼面による空力が制御されるので、図
１におけるカナード翼２と同様の作用効果を有する。
４は翼面を機体内に出し入れする方式ではなく、図に示
すように翼面を機側からリンクを介してアクチュエータ
によりヒンジ４ａを中心に開閉させる角度により翼面に
よる空力を制御するようになっており、収納時は翼面が
機体の外板の一部となる。このようにアクチュエータが
作動することによりリンクを介して機体の外側に翼面が
ヒンジ４ａを中心に回転して展開され、この回転量を加
減することにより翼面による空力が制御されるので、図
１におけるカナード翼２と同様の作用効果を有する。
【０００９】これらのカナード翼２，４は高速走行自動
車などにおいても使用することができ、この場合はコー
ナリング時もしくは制動時に地面とタイヤとの接地力を
高めるために展開される。なお、この場合の翼面の取付
け角は車体に下向きの揚力が作用するように走行方向に
対して下向きとする。このようにしてスペースプレーン
などの宇宙往還機、極超音速飛行機、航空機、高速走行
自動車などにもカナード翼２、４を装着することが可能
となり、低速時の空力特性を維持しながら極超音速飛行
や走行にも最適な機体形状を設定することが可能とな
る。
車などにおいても使用することができ、この場合はコー
ナリング時もしくは制動時に地面とタイヤとの接地力を
高めるために展開される。なお、この場合の翼面の取付
け角は車体に下向きの揚力が作用するように走行方向に
対して下向きとする。このようにしてスペースプレーン
などの宇宙往還機、極超音速飛行機、航空機、高速走行
自動車などにもカナード翼２、４を装着することが可能
となり、低速時の空力特性を維持しながら極超音速飛行
や走行にも最適な機体形状を設定することが可能とな
る。
【００１０】
【発明の効果】本発明に係るカナード翼は前記のように
構成されており、極超音速で飛行または走行する機体に
もカナード翼を装着することが可能となるので、低速時
における空力特性を維持しながら極超音速飛行や走行に
も最適な機体形状を設定することができる。
構成されており、極超音速で飛行または走行する機体に
もカナード翼を装着することが可能となるので、低速時
における空力特性を維持しながら極超音速飛行や走行に
も最適な機体形状を設定することができる。
【図１】図１（ａ）は本発明の一実施例に係るカナード
翼の斜視図、同図（ｂ）はその作用説明図である。
翼の斜視図、同図（ｂ）はその作用説明図である。
【図２】図２（ａ）は本発明の他の実施例に係るカナー
ド翼の斜視図、同図（ｂ）はその作用説明図である。
ド翼の斜視図、同図（ｂ）はその作用説明図である。
【図３】図３は従来のカナード翼の斜視図である。
１ スペースプレーン ２ カナード翼 ２ａ 回転軸 ２ｂ リンク ２ｃ アクチュエータ ３ エレボン ４ カナード翼 ４ａ ヒンジ
Claims (1)
- 【請求項１】 機体に収納可能に機首部に突設された翼
面と、該翼面の収納を加減して上記翼面による空力を制
御するアクチュエータとを備えたことを特徴とするカナ
ード翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31904691A JPH05155389A (ja) | 1991-12-03 | 1991-12-03 | カナード翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31904691A JPH05155389A (ja) | 1991-12-03 | 1991-12-03 | カナード翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05155389A true JPH05155389A (ja) | 1993-06-22 |
Family
ID=18105905
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31904691A Withdrawn JPH05155389A (ja) | 1991-12-03 | 1991-12-03 | カナード翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05155389A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004323012A (ja) * | 2003-04-29 | 2004-11-18 | Boeing Co:The | 回転軸の周りに回転可能な部材を回転可能な態様で作動させるためのアセンブリおよび方法、航空機、航空機を制御するためのアセンブリ、ならびに航空機のための先尾翼アセンブリ |
| CN106864731A (zh) * | 2015-12-11 | 2017-06-20 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种飞机大迎角俯仰控制方法 |
| JP6383901B1 (ja) * | 2017-08-31 | 2018-08-29 | 一夫 有▲吉▼ | 横ひれ付き省エネジエット機 |
-
1991
- 1991-12-03 JP JP31904691A patent/JPH05155389A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004323012A (ja) * | 2003-04-29 | 2004-11-18 | Boeing Co:The | 回転軸の周りに回転可能な部材を回転可能な態様で作動させるためのアセンブリおよび方法、航空機、航空機を制御するためのアセンブリ、ならびに航空機のための先尾翼アセンブリ |
| JP4646543B2 (ja) * | 2003-04-29 | 2011-03-09 | ザ・ボーイング・カンパニー | 航空機の可動翼のための、回転可能な部材を作動させる装置 |
| CN106864731A (zh) * | 2015-12-11 | 2017-06-20 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种飞机大迎角俯仰控制方法 |
| JP6383901B1 (ja) * | 2017-08-31 | 2018-08-29 | 一夫 有▲吉▼ | 横ひれ付き省エネジエット機 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990311 |