JPH11348894A - 全翼航空機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 航空機の姿勢制御のための舵面を、機体と１
体化して設けるようにした翼面で兼用できるようにした
全翼航空機の提供。 【解決手段】 機体の中央に配置され、推進装置を装着
する中央部、機体軸方向と略直交する方向にそれぞれ配
設された第１の軸を介して、中央部の両側部に回動自在
にそれぞれ枢着されるとともに、中央に機体軸方向の隙
間を設けて、左右に分割された一対の内翼部、内翼部の
翼端に沿って配設された第２の軸を介して、左右内翼部
の翼端部にそれぞれ回動自在に枢着された外翼部からな
る。これにより、設計飛行域以外でも運動性に富み、ま
た脅威レーダにより探知されにくい航空機とすることが
できる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、航空機に設けられ
る翼を機体と１体となるようにして設け、飛行中の航空
機の姿勢制御を、この一体にして設けられた翼により行
うようにした全翼航空機に関する。

【０００２】

【従来の技術】航空機が出発地を離陸して、目的地に着
陸するまでには、航空機は高度、速度を変化させて飛行
する必要があり、そのためには、機首の方向を変化させ
て航空機の姿勢を制御できるようにした、航空機操縦装
置を設けるようにしている。

【０００３】このため、通常の航空機では、姿勢の制御
を行う操縦装置として、図４に示す補助翼０３（エルロ
ン）、昇降舵０２（エルロン）、方向舵（ラダー）から
３つの舵面を主として使用するようにしている。これら
の舵面のうち、補助翼０３は航空機０１に揚力を発生さ
せるため、胴体０８から両側部に張り出して設け、翼面
積を大きくされた主翼０５後縁部の翼端側に、方向舵０
４は航空機０１の方向安定性を保持させるため、胴体０
８の後端部から上方へ突出させて設けた垂直尾翼０７の
後縁部中央に、さらに、昇降舵０４は図４に示すものと
は異なり、航空機０１の水平安定性を保持させるため、
胴体０８の後端部か両側部に張り出して設けた、水平尾
翼０７の後縁部に、それぞれ主翼０５、垂直尾翼０７お
よび水平尾翼０７の一部として設けられ、これらの舵面
の舵角を制御することにより、航空機０１の飛行時にお
ける姿勢制御を行うようにしている。

【０００４】なお、図４に示す高運動性が要求される、
最近の高性能航空機では、昇降舵０２は、上述した通常
の航空機と異なり、水平尾翼０６の１部分に設けるよう
にしたものではなく、図４に示すように水平尾翼０７全
体が可動とされ、航空機の水平方向の飛行を安定させる
水平安定板と、機首の上下方向の動きを制御する昇降舵
０２との働きが結合された、いわゆる全可動水平尾翼と
して設けるようにしているものもある。

【０００５】また、姿勢の制御を行う操縦のための舵面
としては、上述した３つの舵面のほかに、フラップ、ス
ポイラ、空気ブレーキなども使用されているが、これら
も主翼０５又は胴体０８の一部として設けるようにして
いる。さらに、上述したそれぞれの舵面を動かす機構と
しては、小型の低速機に利用される、操縦桿やフットペ
ダルからケーブルやロッドを介して舵面を操作するよう
にした人力操縦機構と、ジャンボ輸送機や超音速機に利
用される、油圧や電気のサーボ機構を用いて舵面を操作
するようにした機力操縦機構とがある。

【０００６】図４に示すような、超音速で飛行し、しか
も、高性能の飛行性能を具えるようにした航空機０１で
は、後者の機力操縦機構が採用され、しかも、機力操縦
機構のうちでも、上述したそれぞれの舵面に発生する力
を、サーボ機構の支持部で完全に遮ってしまうようにし
た非可逆式機力操縦機構を採用するとともに、パイロッ
トに操縦の感覚を人工的に与える人工感覚装置を操縦機
構に組み込むようにしたものを採用するようにしてい
る。

【０００７】しかしながら、従来の航空機では別体で構
成され、それぞれ胴体に取付けられた主翼０５、水平尾
翼０６および垂直尾翼０７にそれぞれ設けられ、操縦に
より舵角を変化させて、航空機０１を姿勢変化を行うた
めのそれぞれの舵面によって発生する空気力は、舵面の
面積が小さいこともあって比較的小さく、このために、
舵面操縦による航空機０１の姿勢制御には時間を要し、
航空機の運動性能が悪くなるという不具合がある。

【０００８】特に、図４に示すような、高運動性に加え
て高速性を考慮して設計された高性能航空機では、設計
された飛行速度域では、特に問題が生じないが、低速飛
行時においては、それぞれの舵面に発生する空気力が飛
行速度の２乗に比例して発生することから、舵面による
航空機０１の姿勢制御力が顕著に小さくなり、航空機０
１の機動性が顕著に悪くなるという不具合がある。

【０００９】さらには、昇降舵０２、補助翼３、方向舵
４、等の舵面の何れも、舵面を設ける主翼０５、水平尾
翼０６および垂直尾翼０７が別体にされて、胴体０８に
取り付けるようにしているために、航空機１のいたると
ころには切れ目、すなわち、主翼０５、水平尾翼０６お
よび垂直尾翼０７の相互の間には、間隙が生じるものと
なり、さらには、これらの舵面の操舵時には、航空機０
１の平滑な翼面から舵面が鋭角に突出することになる。

【００１０】これらの航空機０１に生じる切れ目、およ
び平滑面からの鋭角な舵面の突出に起因して、これらの
切れ目周辺および舵面周辺からは、航空機０１に照射さ
れたレーダ波等の電波の反射が多く生じるため、航空機
０１が軍用目的等で使用される場合等には、火器管制レ
ーダ等の脅威レーダによる捕捉確率が高くなり、ステル
ス性が損われるという不具合がある。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】本発明は、航空機の機
首の方向を変化させて、姿勢制御を行い、出発地から目
的地まで飛行するようにした従来の航空機で生じてい
た、上述した不具合を解消するため、従来の補助翼、方
向舵、および昇降舵のように、別体として設けられた航
空機の主翼、垂直尾翼および水平尾翼に、それぞれ設け
るようにした舵面を操縦して姿勢制御を行い飛行するの
ではなく、航空機に１体にして設けられるようにした翼
全体を作動させて、姿勢の制御を行うようにして、姿勢
制御のために利用できる空気力が低速飛行時においても
大きくでき、高速飛行時と同様に低速飛行時において
も、航空機には、大きな機動性を得ることができ、さら
には、翼全体を操縦して姿勢の制御を行うようにした１
体の翼を設けるようにしたことにより、航空機には、主
翼、水平尾翼および垂直尾翼を別体にして設けることに
よる切れ目、又は航空機の表面から突起する鋭角な部分
がなくなり、若しくは、少くとも低減させることがで
き、脅威レーダから照射されたレーダ波の反射を小さく
でき、脅威レーダに捕捉される確率を少くでき、ステル
ス性を高めることのできる全翼航空機を提供することを
課題とする。

【００１２】

【課題を解決するための手段】このため、本発明の全翼
航空機は、次の手段とした。

【００１３】（１）全翼航空機を構成する機体の中央に
配置され、推進装置を装着するようにした中央部を設け
るようにした。この中央部には、上述した推進装置のほ
かに、乗員が搭乗するキャビンをはじめとする、通常の
航空機の胴体に設けるようにした装置、機器を搭載する
区画を設けるようにすることが好ましい。

【００１４】（２）中央部の中心線方向である、機体軸
方向と略直交する方向にそれぞれ配設された第１の軸を
介して、中央部の両側部に回動自在にそれぞれ枢着さ
れ、中央に機体軸方向と平行にされた隙間が設けられ
て、左右に分割された一対の内翼部を設けた。

【００１５】なお、左右の内翼部は、第１の軸まわりに
同時に同じ方向へ同量回動させることができるととも
に、第１の軸まわりに同時に逆方向へ同量回動させるこ
とができるようにすることが好ましく、また、設定され
た回動量に左右の内翼部を固定できるようにすることが
好ましい。また、第１の軸は、内翼部の空力中心が機体
の重心位置近傍から離隔した位置、好ましくは、機体重
心位置より後方に内翼部の空力中心が生じるようにし
て、左右の内翼部を回動自在に中央部の両側部に枢着、
連結するようにすることが好ましい。

【００１６】（３）機体軸方向と略直交する方向にそれ
ぞれ配設された第１の軸で、回動自在に枢着された左右
の内翼部の翼端に沿って配設された第２の軸を介して、
左右の内翼部の翼端部にそれぞれ回動自在に枢着された
外翼部を設けた。なお、第２の軸は、内翼部にスパン方
向の捩じり等が設けられず、また、翼端が機体軸方向と
平行に配置される場合には、機体軸方向と平行にそれぞ
れ配設されることになるが、内翼部の翼端が機体軸面と
平行な面内に設けらる場合は、内翼部に設けられる捩じ
りに拘わらず、第１の軸と略直交する左右内翼部の翼端
部方向に配設されることになる。

【００１７】また、左右の内翼部の翼端部にそれぞれ設
けられる外翼部は、第２の軸まわりに同時に同じ方向へ
同量回動させることができるとともに、第２の軸まわり
に、一方の外翼部のみを回動させることができるように
することが好ましく、また設定された回動量に外翼部を
固定できるようにすることが好ましい。

【００１８】これにより本発明の全翼航空機では、航空
機の頭上げ制御、いわゆるピッチング制御をするとき
は、左右の内翼部を第１の軸まわりに同一方向に同じ角
度だけ回動させることにより、従来の昇降舵を使用する
ことなく、機首の上げ、下げ制御ができるようになる。
さらに、左右の内翼部を第１の軸まわりに同一方向に同
じ角度、すなわち、航空機に発生する揚力と、航空機の
空力中心と航空機の重心位置との距離との積によって、
航空機に生じるピッチングモーメントをキャンセルする
揚力を、左右の内翼部が発生できる角度に設定すること
によって、従来の水平尾翼を使用することなく航空機の
水平安定性を保持できるようになる。

【００１９】また、航空機を機体軸まわりに回動させる
制御、いわゆるロール制御をするときは、左右の内翼部
を第１の軸まわりに逆方向に同じ角度だけ回動させるこ
とにより、従来の補助翼を使用することなく制御できる
ようになる。

【００２０】さらに、航空機を鉛直軸まわりを回動させ
る制御、いわゆるヨー制御をするときは、左右の外翼部
の一方のみを第２の軸まわりに回動させることにより、
従来の方向舵を使用することなく航空機の鉛直軸まわり
の制御ができるようになる。また、左右の外翼部を第２
の軸まわりに、同一方向に同じ角度だけ回動させて固定
することにより、垂直尾翼を使用することなく、航空機
の方向安定性を保持できるようになる。

【００２１】さらに、重要なことは、ピッチ制御、ロー
ル制御、およびヨー制御等が従来の昇降舵、補助翼およ
び方向舵よりも大きな空力面にされた、内翼部および外
翼部の第１の軸および第２の軸まわりの回動によりでき
ることにより、姿勢制御のための空気力が大きくでき、
翼面に発生する空気力が小さい低速飛行時においても、
高運動性の機動性に富む航空機とすることができる。

【００２２】また、内翼部および外翼部の全体を操縦し
て姿勢の制御を行うようにし、しかも、中央部内翼部、
外翼部が第１の軸、第２の軸で枢着、連結されて１体化
されたものにしたので、航空機には切れ目のない一体化
されたものとなり、さらには、航空機の表面から突出す
る鋭角な部分がなくなり、又は少くとも低減することが
できることから、脅威レーダから照射されたレーダ波の
反射波を少なくでき、ステルス性に富む航空機とするこ
とができる。

【００２３】

【発明の実施の形態】以下、本発明の全翼航空機の実施
の一形態を図面にもとづき説明する。図１は、本発明の
全翼航空機の実施の第１形態を示す平面図、図２は図１
に示す矢視Ａ−Ａにおける側面図で、図２（ａ）は左右
の内翼部を点線で示す状態から第１の軸まわりに同一方
向に回動させた状態を示す図、図２（ｂ）は左右の内翼
部を点線で示す状態から第１の軸まわりに逆方向に回動
させた状態を示す図、図３は図１に示す矢視Ｂ−Ｂにお
ける正面図で、一方の外翼部を回動させた状態を示す図
である。

【００２４】図に示すように、本実施の形態の全翼航空
機１は、大きく分類すると、図示省略した推進装置を収
めるようにした中央部２、中央部２の両側部に第１の軸
５を介して回転自由度を以て取付けられている内翼部
３、内翼部３の翼端部に第２の軸６を介して回転自由度
を持って取付けられている外翼部４とからなる。すなわ
ち、全翼航空機１の中央部分に配置され、推進装置を装
着するようにした中央部２には、推進装置のほかに乗員
が搭乗するキャビンをはじめとする、通常の航空機の胴
体内に設けるようにした装置、機器を搭載する区画を設
けるようにしている。

【００２５】また、中央部２の中心線方向である、機体
軸方向と略直交する方向には、中央部２の両側部からそ
れぞれ水平に突出された第１の軸５を介して、中央部２
の両側部で回動自在にされてそれぞれ枢着され、その中
心部分に機体軸方向と平行にされた隙間７を設けて、左
右に分割された一対の内翼部３を設けるようにしてい
る。この左右の内翼部３は、図２（ａ）に示すように、
第１の軸５まわりに同じ方向へ同時に同量回動させるこ
とができるようにするとともに、図２（ｂ）に示すよう
に、第１の軸５まわりに、同時に逆方向に同量回動させ
ることもできるようにしている。また、内翼部３は、設
定された回動量に固定できるようにしている。さらに、
左右の内翼部３を中央部２に枢着する第１の軸５は、内
翼部３の回動によって内翼部３に発生する揚力の中心、
いわゆる内翼部３の空力中心が、全翼航空機１の重心位
置近傍から離隔した位置、具体的には内翼部３の空力中
心が、全翼航空機１の重心位置より後方になるような位
置で、左右の内翼部３を回動自在にして中央部２の両側
部に枢着、連結するようにしている。

【００２６】また、機体軸方向と略直交する方向にそれ
ぞれ配設された第１の軸５と略直交するように配設され
た内翼部３の翼端に沿って、第２の軸６が配置され、こ
の第２の軸６を介して、左右の内翼部３の翼端部には、
それぞれ回動自在にされた外翼部４を枢着するようにし
ている。

【００２７】従って、第２の軸６は、内翼部３にスパン
方向の捩じりが設けられず、しかも内翼部３の翼端が機
体軸方向に形成されている場合には、機体軸方向にそれ
ぞれ配設されることになるが、捩じりが内翼部３に設け
られ、しかも内翼部３の翼端が機体軸面と平行に形成さ
れる場合には、第１の軸５と略直交する面内で左右の内
翼部３の翼端部に沿って配設されることになる。

【００２８】また、左右の内翼部３の翼端部にそれぞれ
設けられる外翼部４は、第２の軸６まわりに、同時に同
じ方向へ同量回動させることができるようにするととも
に、図３に示すように、第２の軸６まわりに左右の何れ
か一方の外翼部４のみを回動させることができるように
し、しかも内翼部３と同様に、設定された回動量に固定
できるようにしている。

【００２９】本発明の全翼航空機１では、上述の構成に
されているので、全翼航空機１の頭上げ制御、いわゆる
ピッチング制御をするときは、左右の内翼部３を第１の
軸５まわりに同一方向に同じ角度だけ回動させることに
より、従来の昇降舵０２を使用することなくピッチ制御
ができる。

【００３０】さらに、左右の内翼部３を第１の軸まわり
に同一方向に同じ角度、すなわち、内翼部３および外翼
部４に発生する揚力が殆んどである全翼航空機に発生す
る揚力と、この揚力中心と全翼航空機１の重心位置との
距離との積によって生じる全翼航空機１に発生するピッ
チングモーメントを、キャンセルできる揚力を左右の内
翼部３が発生できる角度に内翼部３の回動角を設定する
ことによって、従来の水平尾翼０６を使用することなく
航空機の水平安定性を保持できるようになる。

【００３１】また、全翼航空機１をその機体軸まわりに
回動させる制御、いわゆるロール制御をするときは左右
の内翼部３を第１の軸５まわりに逆方向に同じ角度だけ
回動させることにより、従来の補助翼０３を使用するこ
となくロール制御ができるようになる。

【００３２】さらに、全翼航空機１を鉛直軸まわりに回
動させる制御、いわゆるヨー制御をするときは、左右の
外翼部４の一方を第２の軸６まわりに回動させることに
より、従来の方向舵０４を使用することなく、ヨー制御
ができるようになる。また、左右の外翼部４を第２の軸
６まわりに同方向に同じ角度だけ回動させることによ
り、従来の垂直尾翼０７を使用することなく全翼航空機
１の方向安定性を保持できるようになる。

【００３３】また、ピッチ制御、ロール制御およびヨー
制御等が従来の昇降舵０２、補助翼０３および方向舵０
４よりも、大きな面積になる内翼部３および外翼部４
を、第１の軸５および第２の軸６まわりにそれぞれの回
動させるができることにより、姿勢制御に利用できる空
気力が大きくなり、翼面に発生する空気力が小さくなる
低速飛行時においても、高運動性の機動性に富む全翼航
空機１とすることができる。

【００３４】また、内翼部３および外翼部４の全体を操
縦して姿勢の制御を行うようにし、しかも中央部２、内
翼部３、外翼部４が、第１の軸５、第２の軸６でそれぞ
れ枢着、連結されて１体化されているので、全翼航空機
１には切れ目がなくなり、また全翼航空機１の表面から
突出する鋭角な部分がなくなり、又は少くとも低減でき
ることから、脅威レーダ等から照射されたレーダ波の反
射波を少なくでき、脅威レーダ等によって探知される確
率が低くなり、ステルス性に富むものとすることができ
る。

【００３５】

【発明の効果】以上説明したように、本発明の全翼航空
機は、機体の中央に配置され、推進装置を装着する中央
部、機体軸方向と略直交する方向にそれぞれ配設された
第１の軸を介して、中央部の両側部に回動自在にそれぞ
れ枢着されるとともに、中央に機体軸方向の隙間を設け
て、左右に分割された一対の内翼部、内翼部の翼端に沿
って配設された第２の軸を介して、左右内翼部の翼端部
にそれぞれ回動自在に枢着された外翼部からなるものと
した。

【００３６】これにより、本発明の全翼航空機は、第１
の軸まわりの左右内翼部の同方向若しくは逆方向の回動
により、ピッチ制御および水平安定飛行、若しくはロー
ル制御ができるとともに、第２の軸まわりの外翼部の回
動によりヨー制御および方向安定飛行ができるようにな
る。また、ピッチ制御、ロール制御およびヨー制御が、
翼面積の大きな内翼部および外翼部で行なわれるため
に、低速域においても大きな制御力を発生させることが
でき、高速域の飛行を目的として設計されたとしても、
低速域における高運動性の機動性に富む航空機とするこ
とができる。

【００３７】また、機体が一体化された切れ目のないも
のにされ、さらに、機体表面からの鋭角な突起物が少な
くとも低減できるので、照射されたレーダ波の反射を少
なくでき隠密性に富む航空機とすることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の全翼航空機の実施の第１形態を示す平
面図、

【図２】図１に示す矢視Ａ−Ａにおける側面図で、図２
（ａ）は左右の内翼部を点線で示す状態から第１の軸ま
わりに同一方向に回動させた状態を示す図、図２（ｂ）
は左右の内翼部を点線で示す状態から第１の軸まわりに
逆方向に回動させた状態を示す図、

【図３】図１に示す矢視Ｂ−Ｂにおける正面図で、一方
の外翼部を回動させた状態を示す図、

【図４】従来の航空機の全体図を示す斜視図である。

【符号の説明】

１ 全翼航空機 ２ 中央部 ３ 内翼部 ４ 外翼部 ５ 第１の軸 ６ 第２の軸 ７ 隙間 ０１ 航空機 ０２ 昇降舵 ０３ 補助翼 ０４ 方向舵 ０５ 主翼 ０６ 水平尾翼 ０７ 垂直尾翼 ０８ 胴体

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 機体の中央に配置され、推進装置が装着
   された中央部と、前記中央部に機体軸方向と略直交する
   方向に配設された第１の軸を介して回動自在に枢着さ
   れ、中央が機体軸方向と平行に分割された一対の内翼部
   と、前記内翼部の翼端に沿って配設された第２の軸を介
   して、前記内翼部の翼端部にそれぞれ回動自在に枢着さ
   れた外翼部とを設けたことを特徴とする全翼航空機。