JPS5973395A - カナ−ド付き航空機 - Google Patents
カナ−ド付き航空機Info
- Publication number
- JPS5973395A JPS5973395A JP18440382A JP18440382A JPS5973395A JP S5973395 A JPS5973395 A JP S5973395A JP 18440382 A JP18440382 A JP 18440382A JP 18440382 A JP18440382 A JP 18440382A JP S5973395 A JPS5973395 A JP S5973395A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- canard
- aircraft
- angle
- attack
- mode
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Mechanical Control Devices (AREA)
- Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
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。
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、カナード（先尾翼）をそなえたＲ８Ｓモード
（Ｒｅｌａｘｅｄ ５ｔａｔｉｃ ５ｔａｂｉｌｉ
ｔｙ Ｍｏｄｅ ）の航空機に関する。
（Ｒｅｌａｘｅｄ ５ｔａｔｉｃ ５ｔａｂｉｌｉ
ｔｙ Ｍｏｄｅ ）の航空機に関する。
Ｒ８Ｓモードを適用した航空機においては、そのピッチ
ングモーメント特性は第１図に示すようになる。
ングモーメント特性は第１図に示すようになる。
ｆ：ｔＳ１図の迎角０の付近におけるピッチングモーメ
ントの不安定な勾配は、Ｒ８Ｓモードの特性そのもので
あり、おらに迎角を大きくしたときの安定な勾配は、翼
面が失速することにより、翼面の圧力中心が約１７１４
乎均空力翼弦長より後退し、約１／２平均空力翼弦長付
近に移動することによるものである。
ントの不安定な勾配は、Ｒ８Ｓモードの特性そのもので
あり、おらに迎角を大きくしたときの安定な勾配は、翼
面が失速することにより、翼面の圧力中心が約１７１４
乎均空力翼弦長より後退し、約１／２平均空力翼弦長付
近に移動することによるものである。
Ｒ９Ｓモードを適用した機体では、静的不安定を、迎角
変化等に対応してフライ・パイ・ワイヤ（Ｆｌｙ−Ｂｙ
−Ｗｉｒｅ）等によりピッチコントロールを自動的に制
御して安定化しているが、第１ ［Ａの（ＺｃｒｉＬを
超えると、頭上げモーメントをピッチコントロールで抑
えることがでとなくなって、迎角が増加するデパーチャ
となり、再びピッチングモーメントが零になる点で、釣
り合い状態つまりディープストール状態となり、正常な
飛行状態への回復が不可能となって事故につながること
になる。
変化等に対応してフライ・パイ・ワイヤ（Ｆｌｙ−Ｂｙ
−Ｗｉｒｅ）等によりピッチコントロールを自動的に制
御して安定化しているが、第１ ［Ａの（ＺｃｒｉＬを
超えると、頭上げモーメントをピッチコントロールで抑
えることがでとなくなって、迎角が増加するデパーチャ
となり、再びピッチングモーメントが零になる点で、釣
り合い状態つまりディープストール状態となり、正常な
飛行状態への回復が不可能となって事故につながること
になる。
原理的には、最大類下げの舵効きを大きくすれば、デパ
ーチャの発生を避けることがでとるが、ｒ＜ ｓ ｓモ
ードの効果を天外くするため不安定の量を大きくした場
合には、通常の手段でディープストールを避けようとす
るとカナードが非常に大きくなったり、胴体後部に水平
尾翼をそなえて縦操縦を補うなどの必要が生じ、カナー
ドの重量増加および抵抗増加によす機体性能の悪化をま
ね外、Ｒ８Ｓモードの効果を減殺することになる。
ーチャの発生を避けることがでとるが、ｒ＜ ｓ ｓモ
ードの効果を天外くするため不安定の量を大きくした場
合には、通常の手段でディープストールを避けようとす
るとカナードが非常に大きくなったり、胴体後部に水平
尾翼をそなえて縦操縦を補うなどの必要が生じ、カナー
ドの重量増加および抵抗増加によす機体性能の悪化をま
ね外、Ｒ８Ｓモードの効果を減殺することになる。
本発明は、上述の諸点に鑑みて、Ｒ８Ｓモードの（技能
をフルに発揮させるために大きく不安定としたカナード
付き航空機のディープストール問題を解決することを目
的とする。
をフルに発揮させるために大きく不安定としたカナード
付き航空機のディープストール問題を解決することを目
的とする。
このため本発明のカナード付き航空（幾は、主翼よりも
後方の胴体部分には水平尾翼をそなえずに、主翼よりも
前方の胴体部分にカナードをそなえたＲ３Ｓモードの航
空機において、上記カナードを繰蛇しうるカナード操舵
機構と、上記カナードの迎角が所定の角度以」二になる
と同カナードを上記カナード操舵機構から解放してフリ
ーフロート状態に切換えうるカナード切換機構とが設け
られたことを特徴している。
後方の胴体部分には水平尾翼をそなえずに、主翼よりも
前方の胴体部分にカナードをそなえたＲ３Ｓモードの航
空機において、上記カナードを繰蛇しうるカナード操舵
機構と、上記カナードの迎角が所定の角度以」二になる
と同カナードを上記カナード操舵機構から解放してフリ
ーフロート状態に切換えうるカナード切換機構とが設け
られたことを特徴している。
」二連の本発明のカナード付と航空（幾では、カナード
にフリーフロート（技能を持たせ、中迎角以下ではカナ
ードをフライ・パイ・ワイヤ（Ｆｌｙ Ｂｙ−Ｗｉｒ
ｅ）により操舵し、大迎角ではカナードを７リーフロー
ト状態にすることにより、Ｒ８Ｓモードで犬浮く不安定
とした機体のデパーチャやディープストールの問題が解
決されるとともに、水平尾翼を不必要として、水平尾翼
の重量および抵抗を無くし、航空はとしての性能を大幅
に向上させることができる。
にフリーフロート（技能を持たせ、中迎角以下ではカナ
ードをフライ・パイ・ワイヤ（Ｆｌｙ Ｂｙ−Ｗｉｒ
ｅ）により操舵し、大迎角ではカナードを７リーフロー
ト状態にすることにより、Ｒ８Ｓモードで犬浮く不安定
とした機体のデパーチャやディープストールの問題が解
決されるとともに、水平尾翼を不必要として、水平尾翼
の重量および抵抗を無くし、航空はとしての性能を大幅
に向上させることができる。
以下、図面により本発明の一実施例としてのカナード付
き航空機について説明すると、第２図はその平面図、第
３図はその側面図、第４図はその特性図、第５図はその
カナードの特性図である。
き航空機について説明すると、第２図はその平面図、第
３図はその側面図、第４図はその特性図、第５図はその
カナードの特性図である。
第２，３図に示すように、カナード１か、主翼２よりも
前かの、胴体３の前部において、回転軸４を介し左右対
称に装着されており、その操舵（コントロール）はカナ
ード操舵機構５により行なわれるようになっている。
前かの、胴体３の前部において、回転軸４を介し左右対
称に装着されており、その操舵（コントロール）はカナ
ード操舵機構５により行なわれるようになっている。
そして、カナード１の迎角が所定の角度（中迎角）以上
になると同カナードをカナード操舵機ｔＲ５から解放し
てフリーフロート状態に切換えうる、電磁クラッチのご
ときカナード切換（幾構６が設けられている。
になると同カナードをカナード操舵機ｔＲ５から解放し
てフリーフロート状態に切換えうる、電磁クラッチのご
ときカナード切換（幾構６が設けられている。
なお、第２，３図中の符号７は、垂直尾Ｒ（方向舵）を
示し、Ｐｌはカナード１．主翼２および胴体３の空力中
心、Ｒ２は、主翼２および胴体３の空力中心、Ｃには重
心位置、Ｌｃはカナード揚力、ＬＬＩＩ［］は主Ｒ２お
よび胴体３の揚力、Ｌはカナード１．主翼２および胴体
３の揚力を示している。
示し、Ｐｌはカナード１．主翼２および胴体３の空力中
心、Ｒ２は、主翼２および胴体３の空力中心、Ｃには重
心位置、Ｌｃはカナード揚力、ＬＬＩＩ［］は主Ｒ２お
よび胴体３の揚力、Ｌはカナード１．主翼２および胴体
３の揚力を示している。
この航空機は、上述のごとくカナード１をそなえて、Ｒ
３Ｓモード（第４図参照）を適用されており、ＣにはＰ
ｌよりも後方に置かれるとともにＲ２よりも前方に置か
れ、またカナード１の回転軸４はＬｃの着力点よ１）も
前方に置かれている。
３Ｓモード（第４図参照）を適用されており、ＣにはＰ
ｌよりも後方に置かれるとともにＲ２よりも前方に置か
れ、またカナード１の回転軸４はＬｃの着力点よ１）も
前方に置かれている。
次に、第３，４図も参照して、」二連の本発明の航空機
の作用効果について説明すると、この航空ｔａでは、迎
角の絶対値がαｃｒｉＬより小さい場合は、カナード１
を操舵し、機体をコントロールする。
の作用効果について説明すると、この航空ｔａでは、迎
角の絶対値がαｃｒｉＬより小さい場合は、カナード１
を操舵し、機体をコントロールする。
そして、迎角の絶対値がαｃｒｉｔを超えたら、カナー
ド切換機構６でカナード１をフリーフロート状態へ切換
えることにより、頭下げモーメントを発生させ、迎角の
絶対値を減少させて、フントロール可能領域に戻し、再
びカナードで機体をコントロールすることができる。
ド切換機構６でカナード１をフリーフロート状態へ切換
えることにより、頭下げモーメントを発生させ、迎角の
絶対値を減少させて、フントロール可能領域に戻し、再
びカナードで機体をコントロールすることができる。
なお、どのような運動を行なっても迎角かαｃｒｉＬ以
−ヒにならない迎角制限対策は極めて難しいため、迎角
が何らかの理由で大きくなったとき、安全に回復できる
能力は重要である。
−ヒにならない迎角制限対策は極めて難しいため、迎角
が何らかの理由で大きくなったとき、安全に回復できる
能力は重要である。
第５図中の符号δｃｍａｘは、フントロール可能とする
カナード舵角の最大値を示している。
カナード舵角の最大値を示している。
通常の運用迎角範囲ではカナード１のフントロールを実
施し、デパーチャおよびディープストール領域からの回
復はカナードのフリーフロートによ１）行なうので、コ
ントロール可能とすべきカナードの舵角範囲を小さくす
ることができる。
施し、デパーチャおよびディープストール領域からの回
復はカナードのフリーフロートによ１）行なうので、コ
ントロール可能とすべきカナードの舵角範囲を小さくす
ることができる。
もし、フリーフロートなしでデパーチャを避けようとす
れば、カナード１のコントロール可能範囲を舵角±７０
° 〜±９０゛とする必要があり、これを実現すること
は極めて困難となる。
れば、カナード１のコントロール可能範囲を舵角±７０
° 〜±９０゛とする必要があり、これを実現すること
は極めて困難となる。
なお、機体迎角の絶対値の減少に伴ない、カナート１に
イ動く空気力のモーメントにより、カナード舵角が小さ
くなるので、コントロール可能舵角範囲を小さくするこ
とかできる。
イ動く空気力のモーメントにより、カナード舵角が小さ
くなるので、コントロール可能舵角範囲を小さくするこ
とかできる。
つまり中舵角までは舵面を操舵し、大舵角では水平カナ
ードの空気力により舵面の位置が決まるようにするもの
である。
ードの空気力により舵面の位置が決まるようにするもの
である。
迎角をαとしで、１α１〉αｃｒｉｔとなった場合に、
カナード１をフリー７０−ト状態・＼切換え、そのフリ
ーフロート状態から操舵状態への切換えは１αＩくα１
となったときに行なう必要があるが、これらの切換えに
ついては、αを計測してその計測信号をカナード切換機
構６へ入力し、」二部の切換えを自動的に行なう手段と
、パイロット繰作しこよ１）行なう手段がある。
カナード１をフリー７０−ト状態・＼切換え、そのフリ
ーフロート状態から操舵状態への切換えは１αＩくα１
となったときに行なう必要があるが、これらの切換えに
ついては、αを計測してその計測信号をカナード切換機
構６へ入力し、」二部の切換えを自動的に行なう手段と
、パイロット繰作しこよ１）行なう手段がある。
カナード１を操舵するカナード操舵機構５としては、油
圧アクチュエータや電動アクチュエータが用いられるほ
か、池の適宜のものを用いることができ、またカナード
１をフリーフロート状態へ切換えうるカナード切換機構
６についても、油道切換元バルブや電磁クラッチあるい
は池の適宜の手段が用いられる。
圧アクチュエータや電動アクチュエータが用いられるほ
か、池の適宜のものを用いることができ、またカナード
１をフリーフロート状態へ切換えうるカナード切換機構
６についても、油道切換元バルブや電磁クラッチあるい
は池の適宜の手段が用いられる。
以−）１詳述したように、本発明のカナード（＝ｊき航
空機ｌこよれば、ｒ＜ ｓ ｓモードの機体におけるデ
パーチャやディープストールの問題か解決され、しかも
水平尾翼を省略してその重量および抵抗を無くし、大幅
な性能向」二に寄与しうるのである。
空機ｌこよれば、ｒ＜ ｓ ｓモードの機体におけるデ
パーチャやディープストールの問題か解決され、しかも
水平尾翼を省略してその重量および抵抗を無くし、大幅
な性能向」二に寄与しうるのである。
第１図はＲ３Ｓモードを適用した航空機の特性図であり
、第２〜５図は本発明の一実施例としてのカナ−トイ＾
１き航空機を示すもので、第２図はその平面図、第３図
はその側面図、第４図はその特性図、第５図はそのカナ
ードの特性図である。 １・・カナード、２・・主翼、３１％・・胴体、４・・
回転軸、５・・カナード操舵機構、６・・カナード切換
（幾構、７・・垂直尾翼。 復代理人 弁理士 飯 沼 義 ４ 第１図 褒を 牧人 一策 ＼ −ＱＯ′ 第２ 図 ｊ支Ｊ−１ｊ”’ −１Ｔす′ 第３図 ミミ≦二ｑｏ’ 第４図 第５図 手続補正書 昭和５７年１２月１５Ｅ１ 特許庁長官 若 杉 和 夫 殿 ２ 発明の名称 カナード付き航空（幾 ３ 補正をする者 事件との関係 出願人 郵便番号 ３ （’） ０ 住所 東京都千代田区丸の内二丁目５番１号名
称（［３２０） 三菱重工業株式会社・４復代理人 郵便番号 １６０ 住所 東京都新宿区南元町５番地３号６ 補正
の対象 明細書の発明の詳細な説明の欄。 ７ 補正の内容 ）明細書第１頁の下から３行口に記載されたｌ−Ｒ３５
モード」を「大きなＲ３Ｓモード」に補正する。
、第２〜５図は本発明の一実施例としてのカナ−トイ＾
１き航空機を示すもので、第２図はその平面図、第３図
はその側面図、第４図はその特性図、第５図はそのカナ
ードの特性図である。 １・・カナード、２・・主翼、３１％・・胴体、４・・
回転軸、５・・カナード操舵機構、６・・カナード切換
（幾構、７・・垂直尾翼。 復代理人 弁理士 飯 沼 義 ４ 第１図 褒を 牧人 一策 ＼ −ＱＯ′ 第２ 図 ｊ支Ｊ−１ｊ”’ −１Ｔす′ 第３図 ミミ≦二ｑｏ’ 第４図 第５図 手続補正書 昭和５７年１２月１５Ｅ１ 特許庁長官 若 杉 和 夫 殿 ２ 発明の名称 カナード付き航空（幾 ３ 補正をする者 事件との関係 出願人 郵便番号 ３ （’） ０ 住所 東京都千代田区丸の内二丁目５番１号名
称（［３２０） 三菱重工業株式会社・４復代理人 郵便番号 １６０ 住所 東京都新宿区南元町５番地３号６ 補正
の対象 明細書の発明の詳細な説明の欄。 ７ 補正の内容 ）明細書第１頁の下から３行口に記載されたｌ−Ｒ３５
モード」を「大きなＲ３Ｓモード」に補正する。
Claims (1)
- 主翼よりも後方の胴体部分には水平尾翼をそなえずに、
主−翼よりも前方の胴体部分にカナードをそなえたＲ８
Ｓモードの航空（；引こおいて、上記カナードを操舵し
うるカナード操舵機構と、上記カナードの迎角が所定の
角度以」−になると同カナードを上記カナード操舵（戊
構から解放してフリーフロート状態に切換えろるカナー
ド切換機構とが設けられたことを特徴とする、カナード
付き航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18440382A JPS5973395A (ja) | 1982-10-20 | 1982-10-20 | カナ−ド付き航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18440382A JPS5973395A (ja) | 1982-10-20 | 1982-10-20 | カナ−ド付き航空機 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5973395A true JPS5973395A (ja) | 1984-04-25 |
| JPS6212080B2 JPS6212080B2 (ja) | 1987-03-16 |
Family
ID=16152553
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18440382A Granted JPS5973395A (ja) | 1982-10-20 | 1982-10-20 | カナ−ド付き航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5973395A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS621695A (ja) * | 1985-04-09 | 1987-01-07 | ダイナミツク・エンジニアリング・インコーポレイテツド | 高運動性航空機とその飛行方法 |
| JP2004323012A (ja) * | 2003-04-29 | 2004-11-18 | Boeing Co:The | 回転軸の周りに回転可能な部材を回転可能な態様で作動させるためのアセンブリおよび方法、航空機、航空機を制御するためのアセンブリ、ならびに航空機のための先尾翼アセンブリ |
| JP2016203876A (ja) * | 2015-04-27 | 2016-12-08 | 映二 白石 | 貨物輸送用の航空機 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5511932A (en) * | 1978-07-11 | 1980-01-28 | Boeicho Gijutsu Kenkyu Honbuch | Canard |
-
1982
- 1982-10-20 JP JP18440382A patent/JPS5973395A/ja active Granted
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5511932A (en) * | 1978-07-11 | 1980-01-28 | Boeicho Gijutsu Kenkyu Honbuch | Canard |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS621695A (ja) * | 1985-04-09 | 1987-01-07 | ダイナミツク・エンジニアリング・インコーポレイテツド | 高運動性航空機とその飛行方法 |
| JP2004323012A (ja) * | 2003-04-29 | 2004-11-18 | Boeing Co:The | 回転軸の周りに回転可能な部材を回転可能な態様で作動させるためのアセンブリおよび方法、航空機、航空機を制御するためのアセンブリ、ならびに航空機のための先尾翼アセンブリ |
| JP4646543B2 (ja) * | 2003-04-29 | 2011-03-09 | ザ・ボーイング・カンパニー | 航空機の可動翼のための、回転可能な部材を作動させる装置 |
| JP2016203876A (ja) * | 2015-04-27 | 2016-12-08 | 映二 白石 | 貨物輸送用の航空機 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6212080B2 (ja) | 1987-03-16 |
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