JPS5938198A - 可変前進翼機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は可変前進翼機に係り、特に主翼の前進角を飛行
条件に応じて最適な角度に設定できるようにした可変前
進翼機に関する。

一般に亜音速域と超音速域の両方を飛行できる航空機は
、主罪の揚力りの中心（空力中心）ＡＣが亜音速域と超
音速域とでは大幅に変化する。すなわ□ち、亜音速域に
おいては、第を図に示されるように、空力平均翼弦上萌
絆から３係程度のところに空力中心ＡＣがあると考えら
れるが、航空枦が超音速域まで加速すると、８弦方向の
揚力分布が変化し、空力中心ＡＤは、第２図に示きれる
ように、重心Ｃａを越えて空力平均ｐ弦上前縁からりＯ
〜５０％伺近まで後退することが知られている（第２図
参照）。なお１図中ＣＧは機体の重心、Ｗは重力を示し
ている。

第３図は飛行速度と空力中心の位置との関係を示したも
のであり、空力平均翼弦上前縁からの空力中心ＡＣの位
置が、亜音速域では約３係、超音速域では約ｔＩ！；ｓ
であることを示しており、こめ間の遷音速域では連続し
て変化していることを示している。

このように飛行速度が亜音速域から超音速域へ移行する
に伴って空力中心ＡＣが後退すると、水平尾翼に太きガ
下向きの力Ｒを発生させて機体の縦の釣合を保持しなけ
れば力らず、そのためにトリム抵抗が増大して飛行性能
が低下するという問題があった。第す図は空力中心が重
心に対して後退した場合Ａと後退しない場合Ｂにおける
航空機の機体の揚力係数と抵抗係数との関係を定性的に
示したものである。

この空力中心の後退の効果を軽減するために、従来の超
音速航空機においては、超音速時に機内の燃料を機体後
部にあるタンクに移送することによりで機体の重心を後
退させ機体に作用するモーメントを低減することが行な
われた例がある。

上述した空力中心の移動現象は、直角ＩＶ、や後退翼の
航空機に限られるものではなく、翼姶がｒＸｌの付は根
に対して前進している前進角をもった前進翼１幾につい
ても生ずる。従来のこの種の航空機の主翼は胴体に対し
て固定されておシ、前進角は不変のものであった。その
ために、上述した亜音速域から超音速域に移行した場合
に生ずるＱＰ力中心の推移に伴うトリム抵抗の増大によ
って飛行性能が著しく低下するという問題があった。

特に可変後退翼においては、亜音速域では主翼をほぼ直
角免に近い状態におき、亜音速域での航続性能等を最大
限に発揮させ、かつ超音速域では主翼の後退角を大きく
する事によって超音速域での造波抵抗の減少をはかるこ
とが行なわれできた。

しかしながら、主翼の後、退角を大きくすると主翼の平
均空力翼弦自体が後退し、かつ超音速状態でそういうこ
とを行なうので、空力中心が平均空力翼弦のｑθ〜ＳＯ
チに後退することが加わり空力中心の移動惜が大きく、
トリム抵抗の増大電が楡めて大きくなるという問題があ
った。

そこで本発明の目的は、！音速域では亜音速域に適した
直角翼に近い状態にする一方、超音速域では主翼の前進
角を大きくして造波抵抗の減少をはかり、トリム抵抗の
増大を抑制できるようにした可変前進翼機を提供するこ
とにある。

上記目的を達成するため１本発明は主翼の翼端が翼の付
は根に対して前進するように取付けられた前進兆機にお
いて；主翼の付は根が胴体に対して枢軸を介して回動可
能に枢着され、上献主翼と胴体との間に、主翼の前進角
を調整し、かつ所定前進角を設定したのちに主翼を胴体
に対して固定するアクチェータを組込むようＫしたもの
である。

しかして１本発明によれば、航空イ・費の飛行速度に応
じて主翼の前進角を調整１〜で空力中心の推移に起因し
たトリム抵抗の増大を防止できろ。また、本発明によれ
ば、亜追−速域では直角鰭に近い状態にして航続性能を
最大限に発」１１１させ、超音速域では主翼の′Ｆ均空
力翼弦な前進させ空力中心を平均空力翼弦内において後
退させ空力中心があ寸り動かないという効果が得られる
。

以下本発明による可変前進翼機の一実施例を第ｊ図乃至
第１コ図を参照して説明する。

第ｔ　Ｌｅａおよび第４図において、航空機の胴体／は
一対の１１１１．．２，２．水平尾翼３，３および廚１
直尾ｐ４４ｃをイ４Ｒλている。上記各主炉ノは、汐の
利は秋夕が胴体ｌに対して枢軸乙によって平面内を回ｖ
１１できるように枢着されている。」二記枢軸乙の位置
は、翼弦の中点より前方へ寄った位置に設定され、主翼
２の付は根部ｊにおける前縁７と後縁ｇは、それぞれ枢
軸乙の軸心を中心とした円弧の一部を形成している。そ
して、上記主翼コの付は根部ｊはフェアリング部り内に
収容されていて、主翼λが枢軸６を中心として回動した
ときでも前縁７と後縁ｇにすき間が生じないようになっ
ている。

しかして、上記主翼λはアクチェータ１０によって枢軸
２を中心として回動できると共に、設定角度位置で主列
、２をＢ−１体〆に対してロックできるようになってい
る。

上記アクチェータ／θとしては炉設ロック機能を備え、
油圧モータによシ作動するスクリュージヤツキが好適で
ある。このアクチェータ／θの固定端はビン／ｌによっ
て）ｌｔ１ｉｉ体側に相乗される一方、可動端は主翼２
の内端１゛・であって土肥枢軸乙の刺１心よりも後方ヘ
シフトした位置にビン／、′によって枢着されている。

なお、”］　ａｂ　Ｍｉｃａは相性１６の軸心よりも萌
方ヘシフトした位置であってもよい。

このように、アクチェータ１０を伸縮畑せることにより
主翼λの前進角０を自在に調節することができ、第夕図
は亜音速域における主藪λの前進角を示し７．第７図は
超音速域における主翼−の前進角θを示している。両図
から明らかなように、亜音速域を飛行する際には前、イ
ζ角θを小σくし、機体の揚抗比を大きくとって巡ｌ１
ｌＩ！Ｉ件峠を最大限に発揮できるようにしている。一
方、超音速域を飛行する際には、前進角θを大きくとっ
て、主翼の造波担、抗を減少させるとともに、揚力分布
の変化にローなう空力中心ＡＣの後退を主翼自体が前ボ
、する仁とにより打消し、空力中心ＡＣ／からＡｏ、２
への移動ｔＪ：、を最少にしトリム（１（抗火大幅に減
少させることができる。

第５図において、符号／４（は飛行機の飛行速ｎ）を６
川冨する速ｔｔｒセンサとしてのピトー管ズニあって°
。

自動操縦の場合、速度センサ／４’からの信号は自動操
縦装置１５に伝達芒れ、飛行速度を判定し前進角を静定
するための出力信号は杼作装（至）１４に加えられ、こ
れによってアクチェータ１０が駆動芒れて主翼２を所望
の前進角に設定する。そして前進角を設定後には、ロッ
ク機構が働いて主′翼λは胴体ｌに対して固定される。

なお、以上は自動操縦の場合であるが、マニュアル操作
時には、パイロットＰが速度計８を目視して直接操作架
内／６を働かすことができる。

第ｇ図はアクチェータｌＯの他の実施例を示（またもの
であシ、主ＰＫ、２の前進角を言論整する調整手段／７
と主翼コを設定芒れた位置で固定する停止手段７ｇとを
別１１＾１に並設した例でｋ）る。−ノηわち、調整Ｅ
ｊ段／７としては油圧ピストンンリンダ帖首が使用され
、シリンダ／７ａのに、、、、　ｊ°イ１，１がｌ二’
　７／９　ａ　ｋこよって胴体ｌに対し゛Ｃピン結合さ
れると５【鴨でピストンロッド／？ｂの操作端がビン／
ｑｂによって主翼λの付け４１（にビン結合され１い乙
。捷だ、停止手段ｉｇとし−Ｃは無段ロック機構を備え
たスクリュージヤツキが使用される。

第り図は飛行速度の検出から王ドの１′８す進Ｔへ設定
に至る信号の流れをブａｙり相図でろてしたものであり
、速度センサ７ｑからの信号は自動＄Ｊ縦装置／３に伝
達をれ、飛行速度を判Ｔしたのら、陳作装置ｌ乙に加え
られ、調整手段／７と停止手段／ｇとからなるアクチェ
ータ１０が駆動されて主翼−の前進角が設定式れる。ま
た飛行速度に加えて）ｌζ行迎角を信号として自動操に
装置６に送ってもよい。

寸だ、マニュアル操作の場合には、パイロットが速バ（
計を目視して１μ接操作装置を回がすことかできる。

次に本発明を垂直離着陸型航空機に適用した場合の利点
について説明する。

／５ＴＯＬ機は、第１Ｏ図に示したように、主翼コの左
右の後縁伺近にそれぞれ主エンジンの堆力偏内型刊気ノ
ズル２／　、　２／と、釣合を保つための補助推力シス
テムのノズル２２を胴体ｌの前方に備えている口このよ
うな／Ｂ　Ｔ　ＯＬ　　機が垂直に離陸する際、第１／
図に示すように、エンジンの推力の上向き成分Ｆ、、Ｆ
２の合計にょシ機体の全重醗を持ち上ける。この際に機
体の回りには、エンジンに吸込まれる空気の流れ２３や
、ノズルから噴出されるジェット流２ダや、それに引き
ずられて動く回りの空気の流れ２Ｓや地面にぶつかった
のち再び上昇する流れ−６等の複雑な空気の流れが生ず
る。これらの空気の流れのうち、上向き流れ斌と下向き
流れ域を平面的に示すと第１２図に示したようになる。

この図から明らかなように、各ノズル、２／　、　２２
の回りは下向きＩれ域ＪＡ、コｋＢ、ＩＡ；Ｃであり、
各ノズルを結ぶ線の２等分線付近は上向き流れ域２ＡＡ
、２６Ｂ、コロＣとなる。この上向き流れ域に機体の平
面形をなるべく多く分布させようとすると。

２４に、、２ｂＢの頭載に主翼！、Ｊが位置する前進翼
配置が効果的である。

しかしながら、Ｖ／　　　機は離陸後には主翼８Ｔ　Ｏ
１１ λ、２を胴体とを１ソ直交するイ装置まで後退させるか
、あるいは大きく前進させないと良好な飛行性能を発揮
させることができない。このように、ｖ／ＳＴｏ□１機
に本発明を適用した場合、離陸時と飛行時のそれぞれに
ついて最適な前進角を主翼に与えることが可能となる。

また、ｖｌい場所に収容するような場合、胴体に重なる
ような位置まで主翼を前進させることにより、機体の食
中を小さくすることも可能である。

以上の説明から明らかなように、本発明によれば、前進
翼機において、主翼の利は根を枢軸を介して回動できる
ように胴体に枢着しアクチェータで前進角を可変にでき
るようにしたから、飛行速度に応じて最適な前進角を主
翼に対して与えることができる。したがって、飛行速度
によって空力中心の位置が推移したときであっても、生
恥の位置を変位させることによって空力中心の移！！Ｔ
ＩＪ吐を少なくおさえてトリム抵抗を減少させることが
でき、飛行性能の低下を防止するととができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は亜音速域における空力中心の’ｆ＋’ｒ、　ｆ
ｉ（を示した側面図、ブπコ図は超音速域における空力
中心の位置を示した側面図、第３図は飛行速度と空力中
心の位置の関係を示した線図、第Ｖ図は枳抗係数と揚力
係数の関係を示した線図、第５図は本発明による可変萌
ｌ！＝、翼機の一実施例を示した平面図。 第６図は同可変前進Ｒ機の側面図、第７図は超音速域に
おける主翼の位置を示した平面図、＞Ｊ（ｆｆ図はアク
チェータの他の実施例を示した可変１）１ｊ進翼機の半
分をパした平面図、第り図は主翼の前進角の調整の棹様
を示したブロック線図、第７０図はＶ／　　　機のノズ
ルの位置を示した平面図、第ＴＯＬ １１図は　／　　　様の離陸時のジェット流名の状ＴＯ
Ｌ 態を示した説明図、第１．２図は、機体回りの気流の状
態を示した平面図である。 ／・胴体、コ・・・主翼、ｊ・・・翼の利は根、６・・
枢４Ｍ＋、＃７・・アクチェータ、／ｑ・・；士ｍ−，
センサ、　／３・・・自動操縦装置、１６・操作装貿。 出に：［１人代理人　　猪　　股　　　　　清いもシν
９や輪 第６図 躬ソ目 ６８図 第９図 第１０図 筋１１図 第１２図

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 ｌ、主翼の翼端が翼の付は根に対して前進するように取
   付けられた前進翼機において、主翼の付は根が胴体に対
   して枢軸を介して回動可能に枢着され、上記主翼と胴体
   との間に、主翼の前進角を調整しかつ所定前進角を設定
   したのちに主翼を胴体に対して固定するアクチェータを
   組込んだことを特徴とする可変前進翼機。 コ、上記アクチェータの操作端が、主翼の付は根であっ
   て上記枢軸の軸心よυ後方又は帥方へ離れた点にビン結
   合されていることを特徴とする特許請求の範囲第１項記
   載の可変前進翼機。 ３、上記アクチェータは、無段ロック機能を備えた油圧
   モータによシ作動するスクリュージヤツキであることを
   特徴とする特許請求の範囲第１項記載の可変前進翼機。 ≠、上記アクチェータは枢軸まわりに主翼を回動させて
   主Ｒの前進角をＨｉｌＪ整する調整手段と、無段階に進
   退可能であって前進角設定後の主翼を固定可能な停止手
   段とを別個に並設したことを特徴とする特許請求の範囲
   第を項記載の可変前ン 進腫機。 夕、上盲′両整手段が油圧ピストンシリンダ装置である
   ことを特徴とする特許請求の！ｂ、囲第ｖ項に記載の可
   変前進翼機。