JPH06255589A - 可変垂直尾翼 - Google Patents
可変垂直尾翼Info
- Publication number
- JPH06255589A JPH06255589A JP4269393A JP4269393A JPH06255589A JP H06255589 A JPH06255589 A JP H06255589A JP 4269393 A JP4269393 A JP 4269393A JP 4269393 A JP4269393 A JP 4269393A JP H06255589 A JPH06255589 A JP H06255589A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は航空機が高迎角飛行中でも胴体の後
流の外に垂直尾翼を位置させることのできる可変垂直尾
翼を提供することを目的とする。 【構成】 本発明は側面形状がＬ字形に近似した形状を
なす垂直尾翼と、同垂直尾翼をそのＬ字形の両辺間の隅
近傍で航空機のピッチ軸に平行にかつＬ字形の縦の辺が
航空機の後部胴体の上に突出する状態からＬ字形の横の
辺が後部胴体の下に突出する状態までの範囲を回動可能
に枢支する回転装置とを具備してなることを特徴とする
可変垂直尾翼を構成とする。
流の外に垂直尾翼を位置させることのできる可変垂直尾
翼を提供することを目的とする。 【構成】 本発明は側面形状がＬ字形に近似した形状を
なす垂直尾翼と、同垂直尾翼をそのＬ字形の両辺間の隅
近傍で航空機のピッチ軸に平行にかつＬ字形の縦の辺が
航空機の後部胴体の上に突出する状態からＬ字形の横の
辺が後部胴体の下に突出する状態までの範囲を回動可能
に枢支する回転装置とを具備してなることを特徴とする
可変垂直尾翼を構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機に使用される可変
垂直尾翼に関する。
垂直尾翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の航空機の可変垂直尾翼の例を左側
面図で図６に示す。垂直尾翼１は後部胴体５に回転装置
２で取り付けられている。垂直尾翼１を速度の上昇に応
じて後方に傾斜させることにより、後退角をつけ、空気
の圧縮性に起因する悪影響を軽減している。また、垂直
尾翼１の回転装置２を用い、垂直尾翼１に取り付けた水
平尾翼６の迎角を調整することが可能である。一般に、
飛行速度が変化すると、ピッチングモーメントのバラン
ス状態は変化するが、水平尾翼６の前記の迎角調整はこ
れに対処している。
面図で図６に示す。垂直尾翼１は後部胴体５に回転装置
２で取り付けられている。垂直尾翼１を速度の上昇に応
じて後方に傾斜させることにより、後退角をつけ、空気
の圧縮性に起因する悪影響を軽減している。また、垂直
尾翼１の回転装置２を用い、垂直尾翼１に取り付けた水
平尾翼６の迎角を調整することが可能である。一般に、
飛行速度が変化すると、ピッチングモーメントのバラン
ス状態は変化するが、水平尾翼６の前記の迎角調整はこ
れに対処している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の可変垂直尾
翼には解決すべき次の課題があった。
翼には解決すべき次の課題があった。
【０００４】即ち、従来の可変垂直尾翼は速度変化に起
因する空気の圧縮性の問題及びピッチングモーメントの
バランス変化の問題に対処するよう構成されたもので特
に高迎角域における飛行を目的としていない。従って、
高迎角飛行時には垂直尾翼が、胴体によって遮ぎられた
後流の中に位置するため、方向安定性が低下するという
問題があった。
因する空気の圧縮性の問題及びピッチングモーメントの
バランス変化の問題に対処するよう構成されたもので特
に高迎角域における飛行を目的としていない。従って、
高迎角飛行時には垂直尾翼が、胴体によって遮ぎられた
後流の中に位置するため、方向安定性が低下するという
問題があった。
【０００５】本発明は上記課題を解決するため、垂直尾
翼の側面形状をＬ字形に近似させ、通常飛行時はＬ字形
の縦の辺を機体上方に突出させ、高迎角飛行時はＬ字形
の横の辺を機体下方に突出させて方向安定を得ることの
できる可変垂直尾翼を提供することを目的とする。
翼の側面形状をＬ字形に近似させ、通常飛行時はＬ字形
の縦の辺を機体上方に突出させ、高迎角飛行時はＬ字形
の横の辺を機体下方に突出させて方向安定を得ることの
できる可変垂直尾翼を提供することを目的とする。
【０００６】
【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、側面形状がＬ字形に近似した形状をなす垂
直尾翼と、同垂直尾翼をそのＬ字形の両辺間の隅近傍で
航空機のピッチ軸に平行にかつＬ字形の縦の辺が航空機
の後部胴体の上に突出する状態からＬ字形の横の辺が後
部胴体の下に突出する状態までの範囲を回動可能に枢支
する回転装置とを具備してなることを特徴とする可変垂
直尾翼を提供しようとするものである。
手段として、側面形状がＬ字形に近似した形状をなす垂
直尾翼と、同垂直尾翼をそのＬ字形の両辺間の隅近傍で
航空機のピッチ軸に平行にかつＬ字形の縦の辺が航空機
の後部胴体の上に突出する状態からＬ字形の横の辺が後
部胴体の下に突出する状態までの範囲を回動可能に枢支
する回転装置とを具備してなることを特徴とする可変垂
直尾翼を提供しようとするものである。
【０００７】
【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。
を有する。
【０００８】即ち、垂直尾翼の側面形状をＬ字形に近似
させ、Ｌ字形の縦の辺が航空機の胴体の上に突出した状
態からＬ字形の横の辺が胴体の下に突出した状態の範囲
を回動可能に回転装置で枢支するので、低迎角飛行時に
はＬ字形の縦の辺を上方に突出させて垂直上方尾翼形態
に、高迎角飛行時にはＬ字形の横の辺を下方に突出させ
て垂直下方尾翼形態をとることができる。このように飛
行時の迎角に応じて垂直尾翼を動かすことにより、胴体
によっで流れが遮ぎられ速度の低下した後流の中に位置
することを防ぎ、方向安定性を確保する。
させ、Ｌ字形の縦の辺が航空機の胴体の上に突出した状
態からＬ字形の横の辺が胴体の下に突出した状態の範囲
を回動可能に回転装置で枢支するので、低迎角飛行時に
はＬ字形の縦の辺を上方に突出させて垂直上方尾翼形態
に、高迎角飛行時にはＬ字形の横の辺を下方に突出させ
て垂直下方尾翼形態をとることができる。このように飛
行時の迎角に応じて垂直尾翼を動かすことにより、胴体
によっで流れが遮ぎられ速度の低下した後流の中に位置
することを防ぎ、方向安定性を確保する。
【０００９】
【実施例】本発明の第１，２実施例を図１〜図５により
説明する。なお、従来例と同様の構成部材には同符号を
付し、説明を省略する。
説明する。なお、従来例と同様の構成部材には同符号を
付し、説明を省略する。
【００１０】（第１実施例）第１実施例を図１〜図４に
より説明する。
より説明する。
【００１１】図１は本実施例を備えた航空機の俯瞰的斜
視図、図２は本実施例の側面図で、（ａ）は垂直尾翼を
航空機の上方に突出させた状態を、（ｂ）は同じく下方
に突出させた状態を示す図、図３は本実施例の垂直尾翼
の形態変化と飛行状態等との関係を示すブロック図、図
４は図１，２に示す回転装置２の詳細を示す側面図であ
る。なお、回転装置２は、図の煩雑化を避けるため、図
１，２では模式的に破線の円形で示してある。
視図、図２は本実施例の側面図で、（ａ）は垂直尾翼を
航空機の上方に突出させた状態を、（ｂ）は同じく下方
に突出させた状態を示す図、図３は本実施例の垂直尾翼
の形態変化と飛行状態等との関係を示すブロック図、図
４は図１，２に示す回転装置２の詳細を示す側面図であ
る。なお、回転装置２は、図の煩雑化を避けるため、図
１，２では模式的に破線の円形で示してある。
【００１２】図１において、１は側面形状が近似的にＬ
字形をなす垂直尾翼、１ａは垂直尾翼１の縦翼、１ｂは
横翼、２は垂直尾翼１をそのＬ字形の縦の辺に相当する
縦翼１ａ、横の辺に相当する横翼１ｂの両翼間の隅近傍
で航空機３のピッチ軸（左右方向の軸）に平行に、か
つ、垂直尾翼１の縦翼１ａが航空機３の後部胴体５の上
に突出する状態から、垂直尾翼１の横翼１ｂが後部胴体
５の下に突出する状態までの範囲を回動可能に枢支する
回転装置、３は航空機、４は垂直尾翼１の縦翼１ａ、横
翼１ｂの各々の対向する内側に設けられた方向舵、５は
航空機３の後部胴体、６は後部胴体５に直接、設けられ
た水平尾翼である。
字形をなす垂直尾翼、１ａは垂直尾翼１の縦翼、１ｂは
横翼、２は垂直尾翼１をそのＬ字形の縦の辺に相当する
縦翼１ａ、横の辺に相当する横翼１ｂの両翼間の隅近傍
で航空機３のピッチ軸（左右方向の軸）に平行に、か
つ、垂直尾翼１の縦翼１ａが航空機３の後部胴体５の上
に突出する状態から、垂直尾翼１の横翼１ｂが後部胴体
５の下に突出する状態までの範囲を回動可能に枢支する
回転装置、３は航空機、４は垂直尾翼１の縦翼１ａ、横
翼１ｂの各々の対向する内側に設けられた方向舵、５は
航空機３の後部胴体、６は後部胴体５に直接、設けられ
た水平尾翼である。
【００１３】図４において、７は回転装置２の一部をな
すアクチュエータで、回転軸８からその半径方向に所要
距離、隔た位置で、かつ、半径方向とロッドとが略直角
となる位置に垂直尾翼１側の支点を有し、他方の側の支
点は後部胴体５の所要個所に設定されている。
すアクチュエータで、回転軸８からその半径方向に所要
距離、隔た位置で、かつ、半径方向とロッドとが略直角
となる位置に垂直尾翼１側の支点を有し、他方の側の支
点は後部胴体５の所要個所に設定されている。
【００１４】８は回転装置２の一部をなす回転軸で後部
胴体５側に両支点を有し、垂直尾翼１を貫通（ピッチ方
向に）する部位は垂直尾翼１に固定されている。即ち、
垂直尾翼１に負荷されるヨー及びロールモーメントは両
支点のベアリングで受持つ構成となっている。
胴体５側に両支点を有し、垂直尾翼１を貫通（ピッチ方
向に）する部位は垂直尾翼１に固定されている。即ち、
垂直尾翼１に負荷されるヨー及びロールモーメントは両
支点のベアリングで受持つ構成となっている。
【００１５】次に上記構成（実施例）の作用について説
明する。なお、回転装置２は理解を容易にするため、先
ず巨視的に概述し、詳細は図４において後述する。
明する。なお、回転装置２は理解を容易にするため、先
ず巨視的に概述し、詳細は図４において後述する。
【００１６】垂直尾翼１を回転装置２により回動させ、
高迎角ではない飛行時には、縦翼１ａを上方に突出させ
て速度上昇による空気の圧縮性の悪影響をおさえるよう
な後退角を持つように変化する。即ち、垂直上方尾翼形
態をとる。図２（ａ）はこの状態を示す。
高迎角ではない飛行時には、縦翼１ａを上方に突出させ
て速度上昇による空気の圧縮性の悪影響をおさえるよう
な後退角を持つように変化する。即ち、垂直上方尾翼形
態をとる。図２（ａ）はこの状態を示す。
【００１７】高迎角飛行時には、胴体後流中に垂直尾翼
１が位置することを防ぐために、回転装置２により横翼
１ｂを下方に突出させて垂直下方尾翼形態をとり、方向
安定性を確保する。図２（ｂ）はこの状態を示す。
１が位置することを防ぐために、回転装置２により横翼
１ｂを下方に突出させて垂直下方尾翼形態をとり、方向
安定性を確保する。図２（ｂ）はこの状態を示す。
【００１８】また、緊急脱出時には、図示しない射出座
席と垂直尾翼１とが接触しないよう、より高い安全性を
確保するために、垂直下方尾翼形態をとる。なお、当然
のことながら、離着陸時には垂直上方尾翼形態をとる。
席と垂直尾翼１とが接触しないよう、より高い安全性を
確保するために、垂直下方尾翼形態をとる。なお、当然
のことながら、離着陸時には垂直上方尾翼形態をとる。
【００１９】以上の垂直尾翼形態の決定方法を図３を参
照しながら説明する。垂直尾翼形態の変化の契機となる
のは、迎角、速度、高度などの飛行状態、着陸用の脚レ
バーの位置、脱出用レバーの位置、およびパイロットに
よるマニュアル入力である。飛行状態から最適な垂直尾
翼の回転量を計算し、それに応じた位置に垂直尾翼１を
変化させる。また、安全のために、脚レバー位置、脱出
レバー位置、マニュアル入力による回転量は飛行状態に
よる回転量より優先する。
照しながら説明する。垂直尾翼形態の変化の契機となる
のは、迎角、速度、高度などの飛行状態、着陸用の脚レ
バーの位置、脱出用レバーの位置、およびパイロットに
よるマニュアル入力である。飛行状態から最適な垂直尾
翼の回転量を計算し、それに応じた位置に垂直尾翼１を
変化させる。また、安全のために、脚レバー位置、脱出
レバー位置、マニュアル入力による回転量は飛行状態に
よる回転量より優先する。
【００２０】次に垂直尾翼１の回転装置２の詳細を図４
を参照しながら説明する。図４は、直動タイプのアクチ
ュエータ７で垂直尾翼１を駆動するものである。アクチ
ュエータ７の伸び縮みの量によって、垂直尾翼１が回転
軸８を中心に回転し、伸び縮み量の大小が垂直尾翼１の
回転量を調節する。
を参照しながら説明する。図４は、直動タイプのアクチ
ュエータ７で垂直尾翼１を駆動するものである。アクチ
ュエータ７の伸び縮みの量によって、垂直尾翼１が回転
軸８を中心に回転し、伸び縮み量の大小が垂直尾翼１の
回転量を調節する。
【００２１】（第２実施例）第２実施例を図５により説
明する。
明する。
【００２２】図５は本実施例に係る回転装置２の詳細側
面図で、回転装置２以外は第１実施例と同様の構成につ
き説明を省略する。
面図で、回転装置２以外は第１実施例と同様の構成につ
き説明を省略する。
【００２３】図５において７ａは回転装置２の一部をな
す回転式のアクチュエータで、アクチュエータ７ａの軸
と垂直尾翼１とは図示のように一対のスクリュウギヤと
なっている。即ち垂直尾翼１側がギヤ、アクチュエータ
７ａ側がスクリュウとなっていて相互に係合しており、
アクチュエータ７ａの往復回転により、垂直尾翼１が回
転軸８まわりに往復回動して、第１実施例と同様の垂直
上方尾翼形態、垂直下方尾翼形態を創出できるよう構成
されている。作用、効果については第１実施例と同様で
ある。但し、本実施例の場合は回転装置２がスクリュウ
ギヤであるため、イレバシブルであって、垂直尾翼１側
の空力的負荷変動が駆動側であるアクチュエータ７ａに
何等の影響も及ぼさず、かつ、設定される垂直尾翼１の
回動角が変動しないという利点がある。
す回転式のアクチュエータで、アクチュエータ７ａの軸
と垂直尾翼１とは図示のように一対のスクリュウギヤと
なっている。即ち垂直尾翼１側がギヤ、アクチュエータ
７ａ側がスクリュウとなっていて相互に係合しており、
アクチュエータ７ａの往復回転により、垂直尾翼１が回
転軸８まわりに往復回動して、第１実施例と同様の垂直
上方尾翼形態、垂直下方尾翼形態を創出できるよう構成
されている。作用、効果については第１実施例と同様で
ある。但し、本実施例の場合は回転装置２がスクリュウ
ギヤであるため、イレバシブルであって、垂直尾翼１側
の空力的負荷変動が駆動側であるアクチュエータ７ａに
何等の影響も及ぼさず、かつ、設定される垂直尾翼１の
回動角が変動しないという利点がある。
【００２４】以上の通り、第１、第２実施例によれば回
転装置２によって垂直尾翼１をピッチ軸に平行な軸まわ
りに回動させ、垂直上方尾翼形態、垂直下方尾翼形態の
何れをも任意に選択できるので、高迎角飛行時において
も方向安定を損なうことがないという利点がある。
転装置２によって垂直尾翼１をピッチ軸に平行な軸まわ
りに回動させ、垂直上方尾翼形態、垂直下方尾翼形態の
何れをも任意に選択できるので、高迎角飛行時において
も方向安定を損なうことがないという利点がある。
【００２５】また、空中緊急脱出時等には容易に垂直下
方尾翼形態を選択できるので高い安全性を得られるとい
う利点がある。
方尾翼形態を選択できるので高い安全性を得られるとい
う利点がある。
【００２６】また、飛行速度に応じ、垂直尾翼の後方へ
の傾斜、即ち後退角を最適値に調節できるので、空気の
圧縮性による悪影響を低減できるという利点がある。
の傾斜、即ち後退角を最適値に調節できるので、空気の
圧縮性による悪影響を低減できるという利点がある。
【００２７】
【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。
の効果を有する。
【００２８】（１）常に胴体流後中の外に垂直尾翼を位
置させることができるので高迎角時の方向安定性を確保
できる。
置させることができるので高迎角時の方向安定性を確保
できる。
【００２９】（２）飛行速度に応じた後退角を垂直尾翼
に持たせることで、空気の圧縮性による悪影響を低減で
きる。
に持たせることで、空気の圧縮性による悪影響を低減で
きる。
【００３０】（３）空中脱出時に垂直尾翼位置を適所に
選択することにより垂直尾翼に接触する可能性を低減
し、より高い安全性を確保できる。
選択することにより垂直尾翼に接触する可能性を低減
し、より高い安全性を確保できる。
【図１】本発明の第１実施例に係る航空機の斜視図、
【図２】第１実施例の垂直尾翼形態の図で、（ａ）は垂
直上方尾翼形態の図、（ｂ）は垂直下方尾翼形態の図、
直上方尾翼形態の図、（ｂ）は垂直下方尾翼形態の図、
【図３】第１実施例の飛行状態等と垂直尾翼の形態変化
の関係を示すブロック図、
の関係を示すブロック図、
【図４】第１実施例の回転装置の詳細側面図、
【図５】本発明の第２実施例の回転装置の詳細側面図、
【図６】従来の可変垂直尾翼の側面図である。
１ 垂直尾翼 １ａ 縦翼 １ｂ 横翼 ２ 回転装置 ３ 航空機 ４ 方向舵 ５ 後部胴体 ６ 水平尾翼 ７，７ａ アクチュエータ ８ 回転軸
Claims (1)
- 【請求項１】 側面形状がＬ字形に近似した形状をなす
垂直尾翼と、同垂直尾翼をそのＬ字形の両辺間の隅近傍
で航空機のピッチ軸に平行にかつＬ字形の縦の辺が航空
機の後部胴体の上に突出する状態からＬ字形の横の辺が
後部胴体の下に突出する状態までの範囲を回動可能に枢
支する回転装置とを具備してなることを特徴とする可変
垂直尾翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4269393A JPH06255589A (ja) | 1993-03-03 | 1993-03-03 | 可変垂直尾翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4269393A JPH06255589A (ja) | 1993-03-03 | 1993-03-03 | 可変垂直尾翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06255589A true JPH06255589A (ja) | 1994-09-13 |
Family
ID=12643131
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4269393A Withdrawn JPH06255589A (ja) | 1993-03-03 | 1993-03-03 | 可変垂直尾翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06255589A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010280252A (ja) * | 2009-06-02 | 2010-12-16 | Keiji Shigemiya | 飛行機の垂直尾翼 |
| CN110745234A (zh) * | 2019-11-15 | 2020-02-04 | 西安爱生技术集团公司 | 一种内埋式无人机舵面操纵机构 |
-
1993
- 1993-03-03 JP JP4269393A patent/JPH06255589A/ja not_active Withdrawn
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010280252A (ja) * | 2009-06-02 | 2010-12-16 | Keiji Shigemiya | 飛行機の垂直尾翼 |
| CN110745234A (zh) * | 2019-11-15 | 2020-02-04 | 西安爱生技术集团公司 | 一种内埋式无人机舵面操纵机构 |
| CN110745234B (zh) * | 2019-11-15 | 2023-02-10 | 西安爱生技术集团公司 | 一种内埋式无人机舵面操纵机构 |
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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: 20000509 |