JPH08253197A - 姿勢制御装置 - Google Patents
姿勢制御装置Info
- Publication number
- JPH08253197A JPH08253197A JP6060295A JP6060295A JPH08253197A JP H08253197 A JPH08253197 A JP H08253197A JP 6060295 A JP6060295 A JP 6060295A JP 6060295 A JP6060295 A JP 6060295A JP H08253197 A JPH08253197 A JP H08253197A
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- JP
- Japan
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- tail
- thrust
- exhaust
- exhaust nozzle
- aircraft
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 航空機の姿勢制御装置に関し、尾翼をエンジ
ン排気口まわりに回転可能とすると共に推力偏向を組合
せて制御可能とする。 【構成】 航空機エンジンの排気ノズル２のまわりに回
転可能な可動部１を取付け、可動部１には尾翼３が固定
される。尾翼３には推力偏向板４がその舵角をＰ方向に
変更可能に取付けられ、排気ノズル２からの排気方向、
即ち、推力を偏向できる。尾翼３は大迎角時には胴体後
方気流に入るのを防ぐように、その取付角を回転し、変
更でき、更に、推力変更板で推力を偏向できるので尾翼
の空力作用と推力偏向とを複合して姿勢を制御すること
ができる。
ン排気口まわりに回転可能とすると共に推力偏向を組合
せて制御可能とする。 【構成】 航空機エンジンの排気ノズル２のまわりに回
転可能な可動部１を取付け、可動部１には尾翼３が固定
される。尾翼３には推力偏向板４がその舵角をＰ方向に
変更可能に取付けられ、排気ノズル２からの排気方向、
即ち、推力を偏向できる。尾翼３は大迎角時には胴体後
方気流に入るのを防ぐように、その取付角を回転し、変
更でき、更に、推力変更板で推力を偏向できるので尾翼
の空力作用と推力偏向とを複合して姿勢を制御すること
ができる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は広範囲の飛行条件で飛行
する航空機の姿勢制御装置に関する。
する航空機の姿勢制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の高機動性が要求される航空機にお
いては大迎角で飛行するケースが多くなり、この大迎角
での舵の動きを確保するために尾翼を大型化して舵の効
きを確保するようにしている。又、機体の姿勢の安定化
を図るためにエンジンの排気ノズルの向きを変えて制御
することも行われている。
いては大迎角で飛行するケースが多くなり、この大迎角
での舵の動きを確保するために尾翼を大型化して舵の効
きを確保するようにしている。又、機体の姿勢の安定化
を図るためにエンジンの排気ノズルの向きを変えて制御
することも行われている。
【０００３】図５は前述の垂直尾翼を大型化した航空機
の斜視図である。図５（ａ）において、２１は機体で２
２はその排気ノズル、２３は飛行により生ずる気流で２
４は機体２３の胴体後流、２５は大型の垂直尾翼であ
る。（ａ）においては、機体２１は気流２６に対して大
きな迎角１０で飛行している状態を示している。このよ
うな従来の横方向の姿勢制御装置である垂直尾翼２５に
おいては、尾翼２５を大型化することにより、発生する
気流２３の胴体後流２４で尾翼２５が完全に覆われ、操
縦性を悪くするのを防ぎ、舵の効きを確保している。
の斜視図である。図５（ａ）において、２１は機体で２
２はその排気ノズル、２３は飛行により生ずる気流で２
４は機体２３の胴体後流、２５は大型の垂直尾翼であ
る。（ａ）においては、機体２１は気流２６に対して大
きな迎角１０で飛行している状態を示している。このよ
うな従来の横方向の姿勢制御装置である垂直尾翼２５に
おいては、尾翼２５を大型化することにより、発生する
気流２３の胴体後流２４で尾翼２５が完全に覆われ、操
縦性を悪くするのを防ぎ、舵の効きを確保している。
【０００４】又、（ｂ）に示すような双垂直尾翼の機体
２７では、尾翼２９の取付け角（キャント角）２８を変
えることにより、胴体後流の中に垂直尾翼２９が入って
しまうのを防ぐようにしている。
２７では、尾翼２９の取付け角（キャント角）２８を変
えることにより、胴体後流の中に垂直尾翼２９が入って
しまうのを防ぐようにしている。
【０００５】図６はエンジンの排気ノズル２２を推力偏
向ノズル３０とした例で、（ａ）はエンジンの排気方
向、即ち、推力の向きを３１，３２で示すように向きを
制御し、変えることにより、機体の姿勢制御を行い、姿
勢の安定化を図るものである。又、（ｂ）においては、
排気ノズル２２に偏向板３３を付け、この偏向板３３を
制御して推力の向きを変えるようにしている。
向ノズル３０とした例で、（ａ）はエンジンの排気方
向、即ち、推力の向きを３１，３２で示すように向きを
制御し、変えることにより、機体の姿勢制御を行い、姿
勢の安定化を図るものである。又、（ｂ）においては、
排気ノズル２２に偏向板３３を付け、この偏向板３３を
制御して推力の向きを変えるようにしている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】前述の図５（ａ）のよ
うに、垂直尾翼２５の大型化は、気流と接する面積の増
加に伴う摩擦抵抗の増大や、超音速巡航時の衝撃波造波
抵抗の増大など、機体２１の全機の抵抗が大きくなる要
因となる。又、図５（ｂ）のように、大型化した尾翼２
９にキャント角２８を持たせると、主翼との干渉が大き
くなり、主翼の空力特性低下を招く。
うに、垂直尾翼２５の大型化は、気流と接する面積の増
加に伴う摩擦抵抗の増大や、超音速巡航時の衝撃波造波
抵抗の増大など、機体２１の全機の抵抗が大きくなる要
因となる。又、図５（ｂ）のように、大型化した尾翼２
９にキャント角２８を持たせると、主翼との干渉が大き
くなり、主翼の空力特性低下を招く。
【０００７】又、図６のように、推力偏向ノズル３０や
偏向板３３では、様々な方向にノズルの向きを変えられ
る機構が必要となるが、このような機構を専用に設け、
かつ独自に制御するので構造が複雑であり、構造重量の
大幅な増大を招く。
偏向板３３では、様々な方向にノズルの向きを変えられ
る機構が必要となるが、このような機構を専用に設け、
かつ独自に制御するので構造が複雑であり、構造重量の
大幅な増大を招く。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために、エンジンの排気ノズル周囲に回転可能に
取付けた可動部と、この可動部に固定し、その取付角が
変えられる尾翼と、排気ノズルの排気口にのぞんで配置
され、排気方向を偏向させる推力偏向板とを設けた構成
とする。
決するために、エンジンの排気ノズル周囲に回転可能に
取付けた可動部と、この可動部に固定し、その取付角が
変えられる尾翼と、排気ノズルの排気口にのぞんで配置
され、排気方向を偏向させる推力偏向板とを設けた構成
とする。
【０００９】即ち、本発明は、航空機のエンジン排気ノ
ズルの周囲に取付けられ、同排気ノズルと同軸で回転可
能な可動部と、同可動部に固定され、同可動部の回転に
よりその取り付け角の変更を可能とする尾翼と、前記排
気ノズルの排気口にのぞんで配置され、その舵面の角度
を変えて排気方向を偏向し、推力偏向を行う推力偏向板
とを具備してなり、前記尾翼の回転と前記推力偏向とを
組み合せて航空機の姿勢を制御可能とすることを特徴と
する姿勢制御装置を提供する。
ズルの周囲に取付けられ、同排気ノズルと同軸で回転可
能な可動部と、同可動部に固定され、同可動部の回転に
よりその取り付け角の変更を可能とする尾翼と、前記排
気ノズルの排気口にのぞんで配置され、その舵面の角度
を変えて排気方向を偏向し、推力偏向を行う推力偏向板
とを具備してなり、前記尾翼の回転と前記推力偏向とを
組み合せて航空機の姿勢を制御可能とすることを特徴と
する姿勢制御装置を提供する。
【００１０】
【作用】本発明はこのような手段により、可動部を回転
させることにより、尾翼の取り付け方向を飛行姿勢に応
じて変えることができ、尾翼が胴体や主翼の後流に入ら
ないようにして後流による操舵が悪くなるのを防ぎ、舵
面としての効果を確保することができる。これにより垂
直尾翼を大型化する必要がなくなり、尾翼大型化による
空力特性低下を防ぐことができる。
させることにより、尾翼の取り付け方向を飛行姿勢に応
じて変えることができ、尾翼が胴体や主翼の後流に入ら
ないようにして後流による操舵が悪くなるのを防ぎ、舵
面としての効果を確保することができる。これにより垂
直尾翼を大型化する必要がなくなり、尾翼大型化による
空力特性低下を防ぐことができる。
【００１１】更に、推力偏向板をエンジンの排気口にの
ぞんで配置することにより、排気口で推力偏向板を偏向
させることにより、推力偏向による効果を得ることがで
きる。この効果と尾翼舵面の空力的効果とを組み合わせ
て制御し、姿勢制御に複合的に活用できる。この推力偏
向板は、例えば、排気口に位置するように回転する尾翼
端に取付けて尾翼の回転と共にその偏向板の舵面を変え
るように制御すれば良く、又、固定垂直尾翼と回転尾翼
を有する機体では、固定垂直尾翼で排気口に位置するよ
うにこの推力偏向板を取付けて、尾翼の回転を制御する
と共に、この偏向板の偏向を組合せて制御しても良いも
のである。
ぞんで配置することにより、排気口で推力偏向板を偏向
させることにより、推力偏向による効果を得ることがで
きる。この効果と尾翼舵面の空力的効果とを組み合わせ
て制御し、姿勢制御に複合的に活用できる。この推力偏
向板は、例えば、排気口に位置するように回転する尾翼
端に取付けて尾翼の回転と共にその偏向板の舵面を変え
るように制御すれば良く、又、固定垂直尾翼と回転尾翼
を有する機体では、固定垂直尾翼で排気口に位置するよ
うにこの推力偏向板を取付けて、尾翼の回転を制御する
と共に、この偏向板の偏向を組合せて制御しても良いも
のである。
【００１２】このような姿勢制御装置により、尾翼を小
型にすることができ、尾翼の空力抵抗を小さくすること
ができる。又、推力偏向板が従来のものに比べて簡素化
されるので機体の重量が軽減され、効率的な航空機の姿
勢制御が可能となる。
型にすることができ、尾翼の空力抵抗を小さくすること
ができる。又、推力偏向板が従来のものに比べて簡素化
されるので機体の重量が軽減され、効率的な航空機の姿
勢制御が可能となる。
【００１３】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面に基づいて具体
的に説明する。図１は本発明の第１実施例に係る姿勢制
御装置を示し、（ａ）は機体中心Ｌから左側を示す平面
図、（ｂ）はその斜視図である。両図において、１は排
気ノズル２の中心軸まわりに回転可能に取付けられた可
動部、３は尾翼で、可動部１に固定され、可動部１と共
に排気ノズル２のまわりを回転する機構である。４は舵
面（推力偏向板）で舵角を符号Ｐで示すように調整可能
に尾翼３に取付けられ、その一部は排気ノズル２の排気
口で排気方向を偏向させることができる。このような構
成は左右対称に配置されているものである。
的に説明する。図１は本発明の第１実施例に係る姿勢制
御装置を示し、（ａ）は機体中心Ｌから左側を示す平面
図、（ｂ）はその斜視図である。両図において、１は排
気ノズル２の中心軸まわりに回転可能に取付けられた可
動部、３は尾翼で、可動部１に固定され、可動部１と共
に排気ノズル２のまわりを回転する機構である。４は舵
面（推力偏向板）で舵角を符号Ｐで示すように調整可能
に尾翼３に取付けられ、その一部は排気ノズル２の排気
口で排気方向を偏向させることができる。このような構
成は左右対称に配置されているものである。
【００１４】このような構成の第１実施例の姿勢制御装
置における作用を図２により説明する。図２は尾翼３の
可動状態を説明する図で、（ａ）は航空機が離着陸を行
い、又、巡航している状態を示し、尾翼３は可動部１を
排気ノズル２のまわりに回転させ、胴体の上方へ向う角
度で設定されている。（ｂ）は大迎角時の状態を示し、
尾翼３は同様に下向きとなるように可動部１を回転させ
て設定している。
置における作用を図２により説明する。図２は尾翼３の
可動状態を説明する図で、（ａ）は航空機が離着陸を行
い、又、巡航している状態を示し、尾翼３は可動部１を
排気ノズル２のまわりに回転させ、胴体の上方へ向う角
度で設定されている。（ｂ）は大迎角時の状態を示し、
尾翼３は同様に下向きとなるように可動部１を回転させ
て設定している。
【００１５】又、前述のように飛行姿勢に応じて尾翼３
の向きを変え、尾翼３が胴体や主翼の後流に入るのを防
ぐと共に尾翼３の舵面４の舵角を変化させることによ
り、空力的な力と同時に舵面４による推力偏向が可能と
なりこの推力偏向による力を複合的に利用して機体の姿
勢制御を行うことができる。
の向きを変え、尾翼３が胴体や主翼の後流に入るのを防
ぐと共に尾翼３の舵面４の舵角を変化させることによ
り、空力的な力と同時に舵面４による推力偏向が可能と
なりこの推力偏向による力を複合的に利用して機体の姿
勢制御を行うことができる。
【００１６】次に、図３は本発明の第２実施例に係る姿
勢制御装置の斜視図である。図において、１１は排気ノ
ズル１２のまわりに回転可能に設けられた可動部、１３
はこの可動部１１に固定され、可動部１１と共に回転可
能な可動尾翼、１５は機体１７に固定した固定垂直尾翼
である。１４は固定尾翼１５の後部の上方に取付けられ
た舵面、１６は同じく固定垂直尾翼１５の下部で、符号
Ｑで示すように舵角を調整駆動可能に取付けられた推力
偏向板である。このような機構が機体１７の左右に対称
に配置されているものである。
勢制御装置の斜視図である。図において、１１は排気ノ
ズル１２のまわりに回転可能に設けられた可動部、１３
はこの可動部１１に固定され、可動部１１と共に回転可
能な可動尾翼、１５は機体１７に固定した固定垂直尾翼
である。１４は固定尾翼１５の後部の上方に取付けられ
た舵面、１６は同じく固定垂直尾翼１５の下部で、符号
Ｑで示すように舵角を調整駆動可能に取付けられた推力
偏向板である。このような機構が機体１７の左右に対称
に配置されているものである。
【００１７】次に、このような構成の第２実施例におけ
る作用を図４により説明する。（ａ）は機体の離着陸を
行い、又、巡航している状態を示し、可動尾翼１３はほ
ぼ水平位置に設定して固定垂直尾翼１５と共に水平尾翼
として機能する。このような状態において、固定垂直尾
翼１５が前述の図５に示すように胴体の後流に入り、操
縦性能の効きがなくなった場合には、推力偏向板１６を
作動させて排気ノズル１２の排気方向、即ち推力を偏向
させて姿勢制御を可能とする。
る作用を図４により説明する。（ａ）は機体の離着陸を
行い、又、巡航している状態を示し、可動尾翼１３はほ
ぼ水平位置に設定して固定垂直尾翼１５と共に水平尾翼
として機能する。このような状態において、固定垂直尾
翼１５が前述の図５に示すように胴体の後流に入り、操
縦性能の効きがなくなった場合には、推力偏向板１６を
作動させて排気ノズル１２の排気方向、即ち推力を偏向
させて姿勢制御を可能とする。
【００１８】（ｂ）は機体が大迎角で飛行する状態を示
し、可動翼１３はＲ方向に回転して胴体の下向きに設定
して垂直尾翼１５が胴体後流で機能が低下したとしても
この可動翼１３が垂直尾翼としての役割を果たすことが
可能となり、空力的な姿勢制御が確保できる。又、排気
ノズル１２のノズル口には固定垂直尾翼１５に取付けら
れた推力偏向板１６があるのでこの推力偏向板１６によ
り推力方向を制御することができる。
し、可動翼１３はＲ方向に回転して胴体の下向きに設定
して垂直尾翼１５が胴体後流で機能が低下したとしても
この可動翼１３が垂直尾翼としての役割を果たすことが
可能となり、空力的な姿勢制御が確保できる。又、排気
ノズル１２のノズル口には固定垂直尾翼１５に取付けら
れた推力偏向板１６があるのでこの推力偏向板１６によ
り推力方向を制御することができる。
【００１９】以上説明の第１実施例によれば、機体尾部
のエンジン排気ノズル２に回転可能な可動部１を設け、
この可動部１に取り付け角が変えられるように小型の尾
翼３を取り付け、飛行姿勢に応じて尾翼３の向きを変え
ることにより、尾翼３が胴体や主翼の後流に入るのを防
ぐことが可能となり、舵効きを確保すると共に尾翼３を
小型にすることができ、尾翼の抵抗を低減させることが
可能になる。
のエンジン排気ノズル２に回転可能な可動部１を設け、
この可動部１に取り付け角が変えられるように小型の尾
翼３を取り付け、飛行姿勢に応じて尾翼３の向きを変え
ることにより、尾翼３が胴体や主翼の後流に入るのを防
ぐことが可能となり、舵効きを確保すると共に尾翼３を
小型にすることができ、尾翼の抵抗を低減させることが
可能になる。
【００２０】又、第２実施例によれば、排気ノズル１２
に同様に可動部１１を回転可能に取付け、この可動部で
可動尾翼１３を回転させ、後流の影響を避けることを可
能とし、更に、固定垂直尾翼１５に推力偏向板１６を取
付けることにより、排気ノズル１２の排気方向、即ち、
推力偏向装置として用いることができるので従来のよう
な複雑な機構を必要とせずに推力偏向の簡素化を図り、
構造重量の増大を防ぐことができる。
に同様に可動部１１を回転可能に取付け、この可動部で
可動尾翼１３を回転させ、後流の影響を避けることを可
能とし、更に、固定垂直尾翼１５に推力偏向板１６を取
付けることにより、排気ノズル１２の排気方向、即ち、
推力偏向装置として用いることができるので従来のよう
な複雑な機構を必要とせずに推力偏向の簡素化を図り、
構造重量の増大を防ぐことができる。
【００２１】なお、本発明は航空機の姿勢制御装置とし
て説明したが、本発明は例えば、推進力に水ジェット噴
射を利用している船舶の姿勢制御装置としても適用でき
るものである。
て説明したが、本発明は例えば、推進力に水ジェット噴
射を利用している船舶の姿勢制御装置としても適用でき
るものである。
【００２２】
【発明の効果】以上、具体的に説明したように、本発明
によれば、エンジンの排気ノズル周囲に回転可能に取付
けた可動部と、この可動部に固定し、その取付角が変え
られる尾翼と、排気ノズルの排気口にのぞんで配置さ
れ、排気方向を偏向させる推力偏向板とを設けた構成と
したので、次のような効果を奏する。
によれば、エンジンの排気ノズル周囲に回転可能に取付
けた可動部と、この可動部に固定し、その取付角が変え
られる尾翼と、排気ノズルの排気口にのぞんで配置さ
れ、排気方向を偏向させる推力偏向板とを設けた構成と
したので、次のような効果を奏する。
【００２３】（１）尾翼の取り付け方向を可変とするこ
とにより、空力抵抗の小さい小規模な尾翼で、広幅な飛
行条件における効きを確保できる。
とにより、空力抵抗の小さい小規模な尾翼で、広幅な飛
行条件における効きを確保できる。
【００２４】（２）尾翼と推力偏向板とを組み合せて用
いることにより、従来用いられていた推力偏向ノズルよ
り簡素な構造で、推力の偏向が可能となる。
いることにより、従来用いられていた推力偏向ノズルよ
り簡素な構造で、推力の偏向が可能となる。
【００２５】（３）尾翼の空力的作用と、推力偏向板と
の作用を複合して利用することにより、効率的な姿勢制
御が可能となる。
の作用を複合して利用することにより、効率的な姿勢制
御が可能となる。
【図１】本発明の第１実施例に係る姿勢制御装置の図
で、（ａ）は部分的な平面図、（ｂ）はその斜視図であ
る。
で、（ａ）は部分的な平面図、（ｂ）はその斜視図であ
る。
【図２】本発明の第１実施例での作用の説明図で、
（ａ）は離着陸、巡航時、（ｂ）は大迎角時の状態を示
す。
（ａ）は離着陸、巡航時、（ｂ）は大迎角時の状態を示
す。
【図３】本発明の第２実施例に係る姿勢制御装置の全体
の斜視図である。
の斜視図である。
【図４】本発明の第２実施例での作用の説明図で、
（ａ）は離着陸、巡航時、（ｂ）は大迎角時の状態を示
す。
（ａ）は離着陸、巡航時、（ｂ）は大迎角時の状態を示
す。
【図５】従来の大型垂直尾翼を有する航空機の図で、
（ａ）は大迎角で飛行中の斜視図、（ｂ）はキャント角
を有する尾翼を持つ航空機の正面図である。
（ａ）は大迎角で飛行中の斜視図、（ｂ）はキャント角
を有する尾翼を持つ航空機の正面図である。
【図６】従来の航空機の推力偏向の説明図で、（ａ）は
排気方向を変える場合、（ｂ）は排気ノズルに偏向板を
設けた場合の例である。
排気方向を変える場合、（ｂ）は排気ノズルに偏向板を
設けた場合の例である。
１，１１ 可動部 ２，１２ 排気ノズル ３ 尾翼 ４，１４ 舵面 １３ 可動尾翼 １５ 固定垂直尾翼 １６ 推力偏向板 １７ 機体
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機のエンジン排気ノズルの周囲に取
付けられ、同排気ノズルと同軸で回転可能な可動部と、
同可動部に固定され、同可動部の回転によりその取り付
け角の変更を可能とする尾翼と、前記排気ノズルの排気
口にのぞんで配置され、その舵面の角度を変えて排気方
向を偏向し、推力偏向を行う推力偏向板とを具備してな
り、前記尾翼の回転と前記推力偏向とを組み合せて航空
機の姿勢を制御可能とすることを特徴とする姿勢制御装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6060295A JPH08253197A (ja) | 1995-03-20 | 1995-03-20 | 姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6060295A JPH08253197A (ja) | 1995-03-20 | 1995-03-20 | 姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08253197A true JPH08253197A (ja) | 1996-10-01 |
Family
ID=13146969
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6060295A Withdrawn JPH08253197A (ja) | 1995-03-20 | 1995-03-20 | 姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08253197A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115042957A (zh) * | 2022-05-26 | 2022-09-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种具有倾转变体尾翼的飞机 |
-
1995
- 1995-03-20 JP JP6060295A patent/JPH08253197A/ja not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115042957A (zh) * | 2022-05-26 | 2022-09-13 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种具有倾转变体尾翼的飞机 |
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| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20020604 |