JPH0789492A - 飛しょう体 - Google Patents
飛しょう体Info
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- JPH0789492A JPH0789492A JP23954593A JP23954593A JPH0789492A JP H0789492 A JPH0789492 A JP H0789492A JP 23954593 A JP23954593 A JP 23954593A JP 23954593 A JP23954593 A JP 23954593A JP H0789492 A JPH0789492 A JP H0789492A
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- aircraft
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 構造の簡素化を図ると共に翼と胴体との干渉
を防止した飛しょう体を提供する。 【構成】 航空機１１の胴体１２に主翼１３，１４及び
尾翼１７，１８の上反角及び下反角と同一角度を有する
傾斜面１５，１６，１９，２０を形成し、その各傾斜面
１５，１６，１９，２０に面直方向に沿う回転軸２１，
２２，２３，２４により各主翼１３，１４及び尾翼１
７，１８の基端部が回動自在に装着されると共に各主翼
１３，１４及び尾翼１７，１８が作動装置８１によって
胴体１２から外方に突出した突出位置と各傾斜面１５，
１６，１９，２０に密着した収納位置との間で移動自在
に支持される。
を防止した飛しょう体を提供する。 【構成】 航空機１１の胴体１２に主翼１３，１４及び
尾翼１７，１８の上反角及び下反角と同一角度を有する
傾斜面１５，１６，１９，２０を形成し、その各傾斜面
１５，１６，１９，２０に面直方向に沿う回転軸２１，
２２，２３，２４により各主翼１３，１４及び尾翼１
７，１８の基端部が回動自在に装着されると共に各主翼
１３，１４及び尾翼１７，１８が作動装置８１によって
胴体１２から外方に突出した突出位置と各傾斜面１５，
１６，１９，２０に密着した収納位置との間で移動自在
に支持される。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機などの飛しょう
体の構造に関する。
体の構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機は、一般的に、胴体に主翼及び尾
翼が取付けられ、飛行状態の安定性を確保するためにこ
の主翼及び尾翼には上反角及び下反角が与えられてい
る。そして、運搬の容易性を上げるために主翼及び尾翼
が折畳可能なものが開発されている。
翼が取付けられ、飛行状態の安定性を確保するためにこ
の主翼及び尾翼には上反角及び下反角が与えられてい
る。そして、運搬の容易性を上げるために主翼及び尾翼
が折畳可能なものが開発されている。
【０００３】従来の折り畳み翼を有する航空機として
は、例えば、航空機の胴体の前部に水平な主翼が取付け
られると共に胴体の後部に尾翼が取付けられ、各水平軸
により中間部で主翼は上方へ、尾翼は下方へ回動自在に
構成することでこの主翼及び尾翼に上反角及び下反角が
与えられている。そして、主翼及び尾翼はそれぞれ基端
部が胴体に回動自在に取付けられており、運搬時には主
翼及び尾翼を回動させて胴体に沿わせることで、外方へ
の突出物を無くして運びやすくしている。
は、例えば、航空機の胴体の前部に水平な主翼が取付け
られると共に胴体の後部に尾翼が取付けられ、各水平軸
により中間部で主翼は上方へ、尾翼は下方へ回動自在に
構成することでこの主翼及び尾翼に上反角及び下反角が
与えられている。そして、主翼及び尾翼はそれぞれ基端
部が胴体に回動自在に取付けられており、運搬時には主
翼及び尾翼を回動させて胴体に沿わせることで、外方へ
の突出物を無くして運びやすくしている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上述した従来の航空機
にあって、主翼及び尾翼は基端部がそれぞれ胴体に回動
自在に取付けられ、且つ、中間部がそれぞれ上方あるい
は下方へ回動自在に取付けられており、１つの翼に対し
て２つの回動機構が必要となって機構が複雑化すると共
に航空機の重量が増加してしまうという問題があった。
また、主翼及び尾翼の中間部をそれぞれ上方あるいは下
方へ回動完了後、基端部を回動して胴体内に収納しなけ
ればならず、そのタイミングの制御が難しくなって正常
なタイミングから外れた場合には翼と胴体が干渉して破
損してしまう虞があった。
にあって、主翼及び尾翼は基端部がそれぞれ胴体に回動
自在に取付けられ、且つ、中間部がそれぞれ上方あるい
は下方へ回動自在に取付けられており、１つの翼に対し
て２つの回動機構が必要となって機構が複雑化すると共
に航空機の重量が増加してしまうという問題があった。
また、主翼及び尾翼の中間部をそれぞれ上方あるいは下
方へ回動完了後、基端部を回動して胴体内に収納しなけ
ればならず、そのタイミングの制御が難しくなって正常
なタイミングから外れた場合には翼と胴体が干渉して破
損してしまう虞があった。
【０００５】本発明はこのような問題を解決するもので
あって、構造の簡素化を図ると共に翼と胴体との干渉を
防止した飛しょう体を提供することを目的とする。
あって、構造の簡素化を図ると共に翼と胴体との干渉を
防止した飛しょう体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】上述の目的を達成するた
めの本発明の飛しょう体は、胴体に翼の上反角及び下反
角と同一角度を有する傾斜面が設けられ、該傾斜面に面
直方向に沿う回転軸により翼の基端部が回動自在に装着
されると共に、該翼が作動装置によって前記胴体から外
方に突出した突出位置と前記傾斜面に密着した収納位置
との間で移動自在に支持されたことを特徴とするもので
ある。
めの本発明の飛しょう体は、胴体に翼の上反角及び下反
角と同一角度を有する傾斜面が設けられ、該傾斜面に面
直方向に沿う回転軸により翼の基端部が回動自在に装着
されると共に、該翼が作動装置によって前記胴体から外
方に突出した突出位置と前記傾斜面に密着した収納位置
との間で移動自在に支持されたことを特徴とするもので
ある。
【０００７】
【作用】飛しょう体は、胴体の上反角及び下反角と同一
角度を有する傾斜面に回転軸により翼の基端部が回動自
在に装着されて作動装置により外方に突出した突出位置
と傾斜面に密着した収納位置との間を移動自在に支持さ
れたことで、翼の回動機構が簡素化されると共に翼と胴
体との干渉が防止される。
角度を有する傾斜面に回転軸により翼の基端部が回動自
在に装着されて作動装置により外方に突出した突出位置
と傾斜面に密着した収納位置との間を移動自在に支持さ
れたことで、翼の回動機構が簡素化されると共に翼と胴
体との干渉が防止される。
【０００８】
【実施例】以下、図面に基づいて本発明の実施例を詳細
に説明する。
に説明する。
【０００９】図１に本発明の一実施例に係る飛しょう体
としての航空機の平面視、図２にその航空機の側面視、
図３に航空機の正面視、図４に航空機の翼の傾斜構造を
表す詳細、図５に航空機の翼突出状態及び翼収納状態を
表す斜視、図６に航空機の運搬状態を表す概略、図７に
航空機の内部装備を表す概略、図８乃至図１３に航空機
の運用装備を表す詳細、図１４に主翼の作動装置を表す
概略、図１５及び図１６に航空機の推進装置を表す概略
を示す。
としての航空機の平面視、図２にその航空機の側面視、
図３に航空機の正面視、図４に航空機の翼の傾斜構造を
表す詳細、図５に航空機の翼突出状態及び翼収納状態を
表す斜視、図６に航空機の運搬状態を表す概略、図７に
航空機の内部装備を表す概略、図８乃至図１３に航空機
の運用装備を表す詳細、図１４に主翼の作動装置を表す
概略、図１５及び図１６に航空機の推進装置を表す概略
を示す。
【００１０】図１乃至図３に示すように、本実施例の飛
しょう体としての航空機１１において、胴体１２は前後
に長い四角筒形状をなし、前部が鋭角をなすように形成
されている。この胴体１２は一対の左右の主翼１３，１
４の上反角と同一角度の下傾斜面１５，１６が形成され
ると共に、一対の左右の尾翼１７，１８の下反角と同一
角度の上傾斜面１９，２０が形成されている。そして、
この下傾斜面１５，１６には面直方向の回転軸２１，２
２によってそれぞれ主翼１３，１４の基端部が回動自在
に取付けられると共に上傾斜面１９，２０には面直方向
の回転軸２３，２４によってそれぞれ尾翼１７，１８の
基端部が回動自在に取付けられている。即ち、図４に示
すように、胴体１２の下傾斜面１５の角度ρl と主翼１
３の上反角ρd とは同一角度となっており、一方、胴体
１２の上傾斜面１９の角度ρu と尾翼１７の下反角ρc
とは同一角度となっている。
しょう体としての航空機１１において、胴体１２は前後
に長い四角筒形状をなし、前部が鋭角をなすように形成
されている。この胴体１２は一対の左右の主翼１３，１
４の上反角と同一角度の下傾斜面１５，１６が形成され
ると共に、一対の左右の尾翼１７，１８の下反角と同一
角度の上傾斜面１９，２０が形成されている。そして、
この下傾斜面１５，１６には面直方向の回転軸２１，２
２によってそれぞれ主翼１３，１４の基端部が回動自在
に取付けられると共に上傾斜面１９，２０には面直方向
の回転軸２３，２４によってそれぞれ尾翼１７，１８の
基端部が回動自在に取付けられている。即ち、図４に示
すように、胴体１２の下傾斜面１５の角度ρl と主翼１
３の上反角ρd とは同一角度となっており、一方、胴体
１２の上傾斜面１９の角度ρu と尾翼１７の下反角ρc
とは同一角度となっている。
【００１１】そして、この主翼１３，１４及び尾翼１
７，１８は図示しない作動装置によって胴体１２から外
方に突出した突出位置と下傾斜面１５，１６及び上傾斜
面１９，２０にそれぞれ密着した収納位置との間で移動
自在となっている。また、胴体１２の後端部には胴体１
２内に搭載された図示しないエンジンによって駆動回転
自在な駆動軸２５が装着され、この駆動軸２５には２枚
のプロペラ２６が固定されている。
７，１８は図示しない作動装置によって胴体１２から外
方に突出した突出位置と下傾斜面１５，１６及び上傾斜
面１９，２０にそれぞれ密着した収納位置との間で移動
自在となっている。また、胴体１２の後端部には胴体１
２内に搭載された図示しないエンジンによって駆動回転
自在な駆動軸２５が装着され、この駆動軸２５には２枚
のプロペラ２６が固定されている。
【００１２】従って、本実施例の航空機１１において、
飛行中は、図５(ａ)に示すように、作動装置によって主
翼１３，１４及び尾翼１７，１８が胴体１２から外方に
突出した突出位置に保持され、運搬中は、図５(ｂ)に示
すように、作動装置によって主翼１３，１４及び尾翼１
７，１８が胴体１２の各傾斜面１５，１６，１９，２０
にそれぞれ密着した収納位置に保持されることとなる。
なお、この運搬中は、主翼１３，１４及び尾翼１７，１
８がそれぞれ収納位置に保持された状態で、図６に示す
ように、運搬用航空機３１の主翼３２，３３の下面部に
装着されることとなる。そして、所定の位置を飛行中
に、運搬用航空機３１から航空機１１を投下すること
で、その時、収納位置に保持された主翼１３，１４及び
尾翼１７，１８を作動装置によって突出位置に移動する
ことで、航空機１１を空中発進させることができる。
飛行中は、図５(ａ)に示すように、作動装置によって主
翼１３，１４及び尾翼１７，１８が胴体１２から外方に
突出した突出位置に保持され、運搬中は、図５(ｂ)に示
すように、作動装置によって主翼１３，１４及び尾翼１
７，１８が胴体１２の各傾斜面１５，１６，１９，２０
にそれぞれ密着した収納位置に保持されることとなる。
なお、この運搬中は、主翼１３，１４及び尾翼１７，１
８がそれぞれ収納位置に保持された状態で、図６に示す
ように、運搬用航空機３１の主翼３２，３３の下面部に
装着されることとなる。そして、所定の位置を飛行中
に、運搬用航空機３１から航空機１１を投下すること
で、その時、収納位置に保持された主翼１３，１４及び
尾翼１７，１８を作動装置によって突出位置に移動する
ことで、航空機１１を空中発進させることができる。
【００１３】ここで、上述した航空機１１の具体的な内
部構造について説明する。図７に示すように、航空機１
１の胴体１２内には、３つの大気情報取得装置４１、運
用装備包４２、冷却装置４３、大気情報計算機４４、飛
行制御計算機４５、上方連接受信機４６、全地球位置同
定装置受信機４７、慣性基準儀４８、燃料タンク４９、
アキュムレータ５０、配電器５１、発電機５２、エンジ
ン５３が搭載され、各主翼１３，１４及び尾翼１７，１
８にはサーボ発動機５４が装着されている。
部構造について説明する。図７に示すように、航空機１
１の胴体１２内には、３つの大気情報取得装置４１、運
用装備包４２、冷却装置４３、大気情報計算機４４、飛
行制御計算機４５、上方連接受信機４６、全地球位置同
定装置受信機４７、慣性基準儀４８、燃料タンク４９、
アキュムレータ５０、配電器５１、発電機５２、エンジ
ン５３が搭載され、各主翼１３，１４及び尾翼１７，１
８にはサーボ発動機５４が装着されている。
【００１４】なお、航空機１１の胴体１２内に搭載され
る運用装備包４２としては、例えば、図８に示すような
赤外線によって前方を監視する回転塔搭載前方視赤外線
監視装置６１や、図９に示すような赤外線走査偵察装置
６２、また、図１０に示すような映像写真機６３や全景
写真機６４を有する写真撮影装置６５、図１１に示すよ
うな電波欺瞞体射出機６６、図１２に示すような平面配
置アンテナ６７とジリバリング装置６８とマイクロ波発
生装置６９と測距測角装置７０と制御箱７１と送信機７
２とを有する能動電子妨害装置７３、図１３に示すよう
な電波受信機７４及びペイロード７５を有する対放射装
置７６等がある。
る運用装備包４２としては、例えば、図８に示すような
赤外線によって前方を監視する回転塔搭載前方視赤外線
監視装置６１や、図９に示すような赤外線走査偵察装置
６２、また、図１０に示すような映像写真機６３や全景
写真機６４を有する写真撮影装置６５、図１１に示すよ
うな電波欺瞞体射出機６６、図１２に示すような平面配
置アンテナ６７とジリバリング装置６８とマイクロ波発
生装置６９と測距測角装置７０と制御箱７１と送信機７
２とを有する能動電子妨害装置７３、図１３に示すよう
な電波受信機７４及びペイロード７５を有する対放射装
置７６等がある。
【００１５】また、航空機１１の胴体１２内には、図１
４に示すように、各主翼１３，１４の作動装置８１が搭
載されている。この作動装置８１において、胴体１２に
は一対のＬ字形状をなす作動リンク８２，８３が回動自
在に支持されており、この作動リンク８２，８３の一端
はそれぞれ作動ロッド８４，８５を介して主翼１３，１
４の基端に連結されている。一方、各作動リンク８２，
８３の他端はそれぞれアクチュエータ８６，８７が連結
されており、このアクチュエータ８６，８７にはアキュ
ムレータ５０が接続されている。
４に示すように、各主翼１３，１４の作動装置８１が搭
載されている。この作動装置８１において、胴体１２に
は一対のＬ字形状をなす作動リンク８２，８３が回動自
在に支持されており、この作動リンク８２，８３の一端
はそれぞれ作動ロッド８４，８５を介して主翼１３，１
４の基端に連結されている。一方、各作動リンク８２，
８３の他端はそれぞれアクチュエータ８６，８７が連結
されており、このアクチュエータ８６，８７にはアキュ
ムレータ５０が接続されている。
【００１６】従って、アキュムレータ５０から各アクチ
ュエータ８６，８７に高圧空気を送給してこのアクチュ
エータ８６，８７を作動させることで、各作動リンク８
２，８３を図１４に示す矢印方向に回動し、作動ロッド
８４，８５を牽引して主翼１３，１４を突出位置に移動
することができる。一方、アキュムレータ５０により各
アクチュエータ８６，８７から空気を排出してこのアク
チュエータ８６，８７を前述とは逆に作動させること
で、各作動リンク８２，８３を図１４に示す矢印方向と
は逆に回動し、作動ロッド８４，８５を押圧して主翼１
３，１４を収納位置に移動することができる。
ュエータ８６，８７に高圧空気を送給してこのアクチュ
エータ８６，８７を作動させることで、各作動リンク８
２，８３を図１４に示す矢印方向に回動し、作動ロッド
８４，８５を牽引して主翼１３，１４を突出位置に移動
することができる。一方、アキュムレータ５０により各
アクチュエータ８６，８７から空気を排出してこのアク
チュエータ８６，８７を前述とは逆に作動させること
で、各作動リンク８２，８３を図１４に示す矢印方向と
は逆に回動し、作動ロッド８４，８５を押圧して主翼１
３，１４を収納位置に移動することができる。
【００１７】なお、各尾翼１７，１８の作動装置も前述
した各主翼１３，１４の作動装置８１とほぼ同様の構造
をなしているため、説明は省略する。
した各主翼１３，１４の作動装置８１とほぼ同様の構造
をなしているため、説明は省略する。
【００１８】また、本実施例の航空機１１の推進装置
は、図１５に示すように、反復式エンジン５３を適用し
たものであって、燃料タンク４９と燃料パイプ９１を介
して連結されており、このエンジン５３によって駆動軸
２５を介して各プロペラ２６を回転させることができる
ようになっている。なお、本実施例の航空機１１の推進
装置としてはこの反復式エンジン５３に限定されるもの
ではない。即ち、図１６に示すように、胴体の後部にタ
ーボエンジン９５を搭載し、このターボエンジン８５と
燃料タンク４９とは燃料パイプ９６を介して連結されて
おり、且つ、胴体１２に形成された２つの空気取入口９
７が連通しておりこのエンジン６５によって推進できる
ようになっている。
は、図１５に示すように、反復式エンジン５３を適用し
たものであって、燃料タンク４９と燃料パイプ９１を介
して連結されており、このエンジン５３によって駆動軸
２５を介して各プロペラ２６を回転させることができる
ようになっている。なお、本実施例の航空機１１の推進
装置としてはこの反復式エンジン５３に限定されるもの
ではない。即ち、図１６に示すように、胴体の後部にタ
ーボエンジン９５を搭載し、このターボエンジン８５と
燃料タンク４９とは燃料パイプ９６を介して連結されて
おり、且つ、胴体１２に形成された２つの空気取入口９
７が連通しておりこのエンジン６５によって推進できる
ようになっている。
【００１９】また、図１７に本発明の他の実施例に係る
飛しょう体としての航空機の斜視概略、図１８にその航
空機の正面視、図１９に航空機の推進装置を表す概略を
示す。
飛しょう体としての航空機の斜視概略、図１８にその航
空機の正面視、図１９に航空機の推進装置を表す概略を
示す。
【００２０】図１７及び図１８に示すように、本実施例
の飛しょう体としての航空機１０１において、胴体１０
２は前部が鋭角で前後に長い菱形筒形状をなし、レーダ
ー波等の電波の反射方向を制限できるようになってい
る。そして、この胴体１０２の各傾斜面１０３，１０
４，１０５，１０６の後部には面直方向の回転軸１０
７，１０８，１０９，１１０によってそれぞれ安定板１
１１，１１２，１１３，１１４の基端部が回動自在に取
付けられている。そして、胴体１０２の各傾斜面１０
３，１０４，１０５，１０６の角度は各安定板１１１，
１１２，１１３，１１４の上反角あるいは下反角とは同
一角度となっている。そして、この安定板１１１，１１
２，１１３，１１４は図示しない作動装置（前述実施例
のものと同様のもの）によって胴体１０２から外方に突
出した突出位置と各傾斜面１０３，１０４，１０５，１
０６にそれぞれ密着した収納位置との間で移動自在とな
っている。また、図１９に示すように、胴体１０２の後
部には火せん式ロケットエンジン１１５が搭載され、こ
のロケットエンジン１１５によって航空機１０１が推進
できるようになっている。
の飛しょう体としての航空機１０１において、胴体１０
２は前部が鋭角で前後に長い菱形筒形状をなし、レーダ
ー波等の電波の反射方向を制限できるようになってい
る。そして、この胴体１０２の各傾斜面１０３，１０
４，１０５，１０６の後部には面直方向の回転軸１０
７，１０８，１０９，１１０によってそれぞれ安定板１
１１，１１２，１１３，１１４の基端部が回動自在に取
付けられている。そして、胴体１０２の各傾斜面１０
３，１０４，１０５，１０６の角度は各安定板１１１，
１１２，１１３，１１４の上反角あるいは下反角とは同
一角度となっている。そして、この安定板１１１，１１
２，１１３，１１４は図示しない作動装置（前述実施例
のものと同様のもの）によって胴体１０２から外方に突
出した突出位置と各傾斜面１０３，１０４，１０５，１
０６にそれぞれ密着した収納位置との間で移動自在とな
っている。また、図１９に示すように、胴体１０２の後
部には火せん式ロケットエンジン１１５が搭載され、こ
のロケットエンジン１１５によって航空機１０１が推進
できるようになっている。
【００２１】従って、本実施例の航空機１０１におい
て、飛行中は作動装置によって各安定板１１１，１１
２，１１３，１１４が胴体１０２から外方に突出した突
出位置に保持され、運搬中は作動装置によって各安定板
１１１，１１２，１１３，１１４が胴体１０２の各傾斜
面１０３，１０４，１０５，１０６にそれぞれ密着した
収納位置に保持されることとなる。なお、この運搬中は
各安定板１１１，１１２，１１３，１１４がそれぞれ収
納位置に保持された状態で図示しない運搬用航空機に装
着され、所定の飛行位置でこの航空機１０１を投下して
この時に各安定板１１１，１１２，１１３，１１４を突
出位置に移動することで、航空機１０１を空中発進させ
ることができる。
て、飛行中は作動装置によって各安定板１１１，１１
２，１１３，１１４が胴体１０２から外方に突出した突
出位置に保持され、運搬中は作動装置によって各安定板
１１１，１１２，１１３，１１４が胴体１０２の各傾斜
面１０３，１０４，１０５，１０６にそれぞれ密着した
収納位置に保持されることとなる。なお、この運搬中は
各安定板１１１，１１２，１１３，１１４がそれぞれ収
納位置に保持された状態で図示しない運搬用航空機に装
着され、所定の飛行位置でこの航空機１０１を投下して
この時に各安定板１１１，１１２，１１３，１１４を突
出位置に移動することで、航空機１０１を空中発進させ
ることができる。
【００２２】
【発明の効果】以上、実施例を挙げて詳細に説明したよ
うに本発明の飛しょう体によれば、胴体に翼の上反角及
び下反角と同一角度を有する傾斜面が設けられてその傾
斜面に面直方向に沿う回転軸により翼の基端部が回動自
在に装着されると共に翼が作動装置によって胴体から外
方に突出した突出位置と前記傾斜面に密着した収納位置
との間で移動自在に支持されたので、翼の突出及び収納
動作が回動動作のみとなってこの翼に適当な上反角及び
下反角を与えることができ、翼の作動構造の簡素化及び
重量の軽減を図ることができると共にその動作が確実と
なって翼と胴体との干渉を防止することができる。
うに本発明の飛しょう体によれば、胴体に翼の上反角及
び下反角と同一角度を有する傾斜面が設けられてその傾
斜面に面直方向に沿う回転軸により翼の基端部が回動自
在に装着されると共に翼が作動装置によって胴体から外
方に突出した突出位置と前記傾斜面に密着した収納位置
との間で移動自在に支持されたので、翼の突出及び収納
動作が回動動作のみとなってこの翼に適当な上反角及び
下反角を与えることができ、翼の作動構造の簡素化及び
重量の軽減を図ることができると共にその動作が確実と
なって翼と胴体との干渉を防止することができる。
【図１】本発明の一実施例に係る飛しょう体としての航
空機の平面図である。
空機の平面図である。
【図２】航空機の側面図である。
【図３】航空機の正面図である。
【図４】航空機の翼の傾斜構造を表す詳細図である。
【図５】航空機の翼突出状態及び翼収納状態を表す斜視
図である。
図である。
【図６】航空機の運搬状態を表す概略図である。
【図７】航空機の内部装備を表す概略図である。
【図８】航空機の運用装備を表す詳細図である。
【図９】航空機の運用装備を表す詳細図である。
【図１０】航空機の運用装備を表す詳細図である。
【図１１】航空機の運用装備を表す詳細図である。
【図１２】航空機の運用装備を表す詳細図である。
【図１３】航空機の運用装備を表す詳細図である。
【図１４】主翼の作動装置を表す概略図である。
【図１５】航空機の推進装置を表す概略図である。
【図１６】航空機の別の推進装置を表す概略図である。
【図１７】本発明の他の実施例に係る飛しょう体として
の航空機の斜視概略図である。
の航空機の斜視概略図である。
【図１８】航空機の正面図である。
【図１９】航空機の推進装置を表す概略図である。
１１ 航空機 １２ 胴体 １３，１４ 主翼 １５，１６ 下傾斜面 １７，１８ 尾翼 １９，２０ 上傾斜面 ２１，２２，２３，２４ 回転軸
Claims (1)
- 【請求項１】 胴体に翼の上反角及び下反角と同一角度
を有する傾斜面が設けられ、該傾斜面に面直方向に沿う
回転軸により翼の基端部が回動自在に装着されると共
に、該翼が作動装置によって前記胴体から外方に突出し
た突出位置と前記傾斜面に密着した収納位置との間で移
動自在に支持されたことを特徴とする飛しょう体。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23954593A JPH0789492A (ja) | 1993-09-27 | 1993-09-27 | 飛しょう体 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP23954593A JPH0789492A (ja) | 1993-09-27 | 1993-09-27 | 飛しょう体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0789492A true JPH0789492A (ja) | 1995-04-04 |
Family
ID=17046409
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP23954593A Withdrawn JPH0789492A (ja) | 1993-09-27 | 1993-09-27 | 飛しょう体 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0789492A (ja) |
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-
1993
- 1993-09-27 JP JP23954593A patent/JPH0789492A/ja not_active Withdrawn
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