JPS63184599A - 航空機における垂直尾翼装置 - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、平面形状を可変にした航空機における垂直尾
翼装置に関する。

〔従来の技術〕

従来、航空機の垂直尾翼の平面形は固定されておシ、後
退角等の形状は一定であった。

〔発明が解決しようとする問題点〕

高速機の尾翼は遷・超音速抵抗軽減のために、大きな前
縁後退角付きであり且つ尾翼面積も極力小さくされてい
る。

一方高速戦闘機では、空戦時旋回能力を高めるため極力
高揚力即ち高迎角を得られることが重要である。高迎角
となると垂直尾翼は主翼又は胴体のはく離流に入）効き
が低下し、遂には方向不安定となって姿勢制御が不可能
となシ空戦能力を失なう。高迎え角迄方向安定を保つた
めには極力垂直尾翼が高く機体のはく離流に埋没しない
ことが必要であるが、このよう表彰状は前記の高速性能
と矛盾する。この両要求を両立させ得る垂直尾翼が必要
となる。

又横風着陸能力確保のため、低速時には高速時以上に効
きのよい（後退角小、面積大）垂直尾翼を必要とするた
め、高速性能との両立が必要となる。

〔問題点を解決するための手段〕

本発明は、機体固定部のヒンジ廻りに前縁後退角を有す
る垂直尾翼を回動できるようにし、機体の迎角及び／又
は機速に応じ後退角、尾翼高、縦横比等垂直尾翼平面形
を変化させるようにした。

〔作用〕

本発明においては、高迎角時には後退角を減じ尾翼高を
高くして垂直尾翼が主翼又は胴体のはく耐流に入シ難く
する。また、低速時後退角を減じることで縦横比を大と
して尾翼揚力傾斜を大ならしめ、且つ尾翼面積も大とな
ることと合せ、後退翼垂直尾翼に比しよシ大きな方向安
定が得られる。

〔実施例〕

本発明の一実施例を図面によって説明する。

第１図に於いて主翼２及び胴体３を有する航空機１の垂
直尾翼４は下方の固定部６と同固定部６の内側面を摺動
できる上方の可動部５から成シ前縁後退角を有する。可
動部５は、第２図に示すようにその下部の前縁付近に設
けたヒンジ７廻りに回動できるように固定部６に取付け
られる。機体に取付けられたコントローラ１０からの信
号入力を受けるアクチュエータ１１のロット９の先端は
、可動部５の下部に枢着されていて、コントローラ１０
の信号入力を受けてアクチュエータ１１の作動によって
可動部５は、ヒンジ７の廻りに回動することかできる。

第２図に示すように、コントローラー０は迎角センサ８
よシ迎角信号αを受けるようになっていて、同コントロ
ーラに於いて迎角信号αによって後退角信号λ□を得る
。同様に、コントローラー０は速度センサ９よシも速度
信号■を受けるようになっていて、同コントローラー０
に於いて速度信号Ｖによって後退角信号λ　を得る。λ
□及びλ２は加算されλとなシアクチュエータ１１の入
力信号となる。アクチュエータ１１が、入力信号λによ
って作動すると、可動部５はヒンジ７廻りに入力信号に
応じて回動し後退角が八□から八２に、尾翼高はｂｖ□
からｂｖ２にまた尾翼面積はＳ　ｖ　１からＳｖ２に（
Ｓｖ２）Ｓｖ、）それぞれ変化する。この場合、迎え角
が増加すると共に及び機速が減少すると共に後退角を減
少し尾翼高を高くするように、垂直尾翼の可動部５がそ
のヒンジ７廻りに回動するようにアクチュエータ１１が
作動する。

第３図に示すように、主翼２及び胴体３のはく耐流１２
が垂直足Ｊ４４を覆うと尾翼は効きが低下する。第３図
に示すように、垂直足ｘ４が後退位置にあって固定され
ている場合は迎角α□で方向安定微係数Ｏｎβ＝０（第
５図実線１３参照）とな９方向安定を失なう。本実施例
においては、第４図に示すように垂直尾翼４が前進位置
にあシ迎角ａ　２　（ａ　ｚ　）α１　）で０ｎ７＝０
（第５図点線１３′参照）となシ、垂直尾翼が固定され
た場合に比し４６丈高い迎角迄方向安定を維持すること
ができる。

また、垂直尾翼に働く空気力ＣＹは、垂直尾翼揚力傾斜
をＣＹβ、横？ｉ＃！り角をβとするとＣＹ＝ｑＣＹβ
・β・Ｓ 従って、垂直尾翼の後退角へμ小１．ＩＩＲｖが大、面
積Ｓが大なる程、ＣＹは大となる。従って機速ｑの小さ
い低速時に、 へ１→八２１Ｓｖｌ→５ｖ２ （八、〉八２）（Ｓｖ□〈Ｓｖ□） とすればよシ大きな方向復元力を得ることができる。

上式において、 原、：垂直尾翼縦横比 Ａｏ　；基準揚力傾斜 Ｍ　；マツハ数（亜変速） をそれぞれ表す。

〔発明の効果〕

本発明は、上記の構成を有するので、次の効果を奏する
ことができる。

（１）ヒンジ点を下部前縁近くに設けた後退角を有する
垂直尾翼に於いて、高迎え角と共に後退角を減じて尾翼
高を高めることにより、主翼又は胴体のはく耐流から尾
翼を極力外に出して効きを確保する。これにより高後退
角時に比し大きな迎角α２迄方向安定（Ｃｎβ〉０）を
確保することができる。

（２）低速時には後退角を減じて尾翼揚力傾斜を大なら
しめ、且つ尾翼面積も大ならしめて低速に於いて必要な
方向安定を確保し、高速時には後退角を大、面積小とし
て抵抗を減することにより高、低速を通じての最適化が
可能である。

なお、上記実施例においては、垂直尾翼は下方の固定部
と上方の可動部から成シ、可動部は固定部に対して回動
できるようにしているが、本発明において、垂直尾翼全
体を可動部とし機体胴体にヒンジで取付けて機体に対し
て回動させるようにしてもよい。

従って、本明細書によって、機体固定部というのは、機
体胴体及び機体に固定された垂直尾翼の固定部等の固定
部を総称するものである。

また、上記実施例においては、迎え角及び機速の両方の
変化に応じて垂直尾翼を回動させているが、そのいづれ
か一方の変化に応じて回動させるようにしてもよいこと
は、いう迄もない。

【図面の簡単な説明】

第１図は、第２図に示す本発明の一実施例の垂直尾翼装
置を有する航空機の正面図、 第２図は、本発明の一実施例の説明図、第３図及び第４
図は、それぞれ従来の垂直尾翼及び上記実施例に係る垂
直尾翼装置を有する航空機におけるはく離流と垂直尾翼
の関係を示す説明図、 第５図は、迎え角αと方向安定微係数Ｃｎβとの関係を
示す特性図である。 図面中、 １は航空機、　２は主翼、　３は胴体、４は垂直尾翼、
　５は可動部、　６は固定部、７はヒンジ、　８は迎角
センサ、 ９は速度センサ、　　１０はコントローラ、１１はアク
チュエータ、 １２は翼及び胴体からのはく離流 をそれぞれ示す。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 下部の前縁近くにおいて機体固定部にヒンジにより取付
   けられ上方に伸びかつ同機体固定部に回動できる前縁後
   退角を有する垂直尾翼、及び迎角及び／又は機速に応じ
   て前記垂直尾翼可動上方部をヒンジ廻りに回動させる作
   動装置からなることを特徴とする航空機における垂直尾
   翼装置。