JPH037696A - 航空機の横操縦装置 - Google Patents
航空機の横操縦装置Info
- Publication number
- JPH037696A JPH037696A JP14112089A JP14112089A JPH037696A JP H037696 A JPH037696 A JP H037696A JP 14112089 A JP14112089 A JP 14112089A JP 14112089 A JP14112089 A JP 14112089A JP H037696 A JPH037696 A JP H037696A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- angle
- elevation
- sideways
- maneuvering
- attack
- 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.)
- Pending
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Toys (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】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、高迎角飛行時においても操縦能力をもつこと
ができる航空機の横操縦装置に関する。
ができる航空機の横操縦装置に関する。
従来の航空機では、第４図に示すように、横操縦装置と
して、機体１に取付けらねた主翼２の後縁部分の横操縦
舵面（エルロン）２ａを動かす方式が採用されている。
して、機体１に取付けらねた主翼２の後縁部分の横操縦
舵面（エルロン）２ａを動かす方式が採用されている。
上記従来の航空機の横操縦装置では、機軸Ａと機運方向
Ｖの間の角度、即ち機体の迎角αが大きくなると、主翼
全体にわたって剥離した流れＳが発生し、失速状態とな
シ、主翼の後縁部分の横操縦面２ａがこの剥離した流れ
Ｓ内に入るために横操縦能力が低下し、ついには逆効き
が生じて、操縦不能をもたらす結果となる。
Ｖの間の角度、即ち機体の迎角αが大きくなると、主翼
全体にわたって剥離した流れＳが発生し、失速状態とな
シ、主翼の後縁部分の横操縦面２ａがこの剥離した流れ
Ｓ内に入るために横操縦能力が低下し、ついには逆効き
が生じて、操縦不能をもたらす結果となる。
従来の航空機の機体は、このために、せいぜい迎角が２
０°ぐらいまでで、それ以上の迎角での飛行は操縦不能
となることから運用上厳しく制限されていた。ところが
近年、航空機の高機動性の要求から、失速領域以上の機
体の迎角においても飛行したいニーズが出てきた。しか
し、上記の従来の主翼の後縁を動かす横操縦舵面（エル
ロン）の場合は、当然ながら主翼が失速してしまうとそ
の機能を失うことから、失速迎角以上では横操縦舵面と
して用いることはできないという問題点があった。
０°ぐらいまでで、それ以上の迎角での飛行は操縦不能
となることから運用上厳しく制限されていた。ところが
近年、航空機の高機動性の要求から、失速領域以上の機
体の迎角においても飛行したいニーズが出てきた。しか
し、上記の従来の主翼の後縁を動かす横操縦舵面（エル
ロン）の場合は、当然ながら主翼が失速してしまうとそ
の機能を失うことから、失速迎角以上では横操縦舵面と
して用いることはできないという問題点があった。
本発明は、以上の従来の航空機の横操縦装置のもつ問題
点を解決しようとするものである。
点を解決しようとするものである。
本発明の航空機の横操縦装置は、主翼の左右の翼端部を
、それぞれ独立にその迎角を変更できる翼端舵面どした
。
、それぞれ独立にその迎角を変更できる翼端舵面どした
。
本発明では、主翼左右の翼端舵面をそれぞれ独立に操作
してその迎角を変えることによって、横操縦が行なわれ
る。
してその迎角を変えることによって、横操縦が行なわれ
る。
また機体の高迎角飛行時には、迎角の大きさに応じて翼
端舵面の迎角を変更してこれを機運の方向へ向かせるこ
とによって、高迎角時においても翼一端舵面上の流わの
剥離を抑えて流れをスムーズに保ち、横操縦能力が確保
される。
端舵面の迎角を変更してこれを機運の方向へ向かせるこ
とによって、高迎角時においても翼一端舵面上の流わの
剥離を抑えて流れをスムーズに保ち、横操縦能力が確保
される。
本発明の一実施例を第１図ないし第３図にＪ：って説明
する。
する。
３Ｌ、３Ｒは、それぞれ機体１の左右の主翼２の翼端部
に設けられた左側及び右側の翼端舵面であって、左アク
チュエータ１２Ｌ、右アクチユエータ１２Ｈによって、
それぞれ独立にその迎角が変更できるように主翼２の翼
端部に翼長方向の軸４まわりに回動できるように取付け
られている。また、機体１に設けられ機軸Ａと機運方向
■とのなす角度、即ち機体の迎角αを検出する迎角セン
サ１０の出力αＳとパイロットからの横操縦指令（△δ
）はコンピュータ１１．へ入力され、同コンピュータ１
１はこれに基づいて左右の翼端舵面の舵角指令δＬ、δ
Ｒ：δＬ＝ｆ（αＳ）＋９（Δδ）、δＲ＝ｆ（α５）
−９（Δδ）（ｆ、りは関数）を演算して、これをそれ
ぞれ左右のアクチュエータ１２Ｌ、１２Ｒへ出力するよ
う罠なっている。
に設けられた左側及び右側の翼端舵面であって、左アク
チュエータ１２Ｌ、右アクチユエータ１２Ｈによって、
それぞれ独立にその迎角が変更できるように主翼２の翼
端部に翼長方向の軸４まわりに回動できるように取付け
られている。また、機体１に設けられ機軸Ａと機運方向
■とのなす角度、即ち機体の迎角αを検出する迎角セン
サ１０の出力αＳとパイロットからの横操縦指令（△δ
）はコンピュータ１１．へ入力され、同コンピュータ１
１はこれに基づいて左右の翼端舵面の舵角指令δＬ、δ
Ｒ：δＬ＝ｆ（αＳ）＋９（Δδ）、δＲ＝ｆ（α５）
−９（Δδ）（ｆ、りは関数）を演算して、これをそれ
ぞれ左右のアクチュエータ１２Ｌ、１２Ｒへ出力するよ
う罠なっている。
本実施例では、左右の翼端舵面３Ｌ、３Ｒを操舵するこ
とによって横操縦を行なうことができるが、機体の迎角
αが大きくなると、迎角センサ１０の出力αＳによって
、コンピュータ１１内で最も横操縦能力が大きくなるよ
うな位置を演算し、左右のアクチュエータ１２Ｌ、１２
Ｒへ必要な舵角指令を出す。これによって左右の翼端舵
面３Ｌ、３Ｒは軸４まわりに回動してほぼ機運方向Ｖに
向く。これによって、迎角αが大きくなっても、翼端舵
面３Ｌ、３Ｒ上の流れの剥離が抑えられる。従って、パ
イロットからの横操縦指令△δに基づくコンピュータ１
１の指令によって左右のアクチュエータ１２Ｌ、１２Ｒ
を作動させることによって、左右の翼端舵面３Ｌ、３Ｒ
をこのはソ機運方向に向いた位置から左右の翼端舵面３
Ｌ、３Ｒの迎角を変えて舵角差を発生させることによっ
て、機運方向軸まわりの横操縦力（モーメント）を発生
することができる。
とによって横操縦を行なうことができるが、機体の迎角
αが大きくなると、迎角センサ１０の出力αＳによって
、コンピュータ１１内で最も横操縦能力が大きくなるよ
うな位置を演算し、左右のアクチュエータ１２Ｌ、１２
Ｒへ必要な舵角指令を出す。これによって左右の翼端舵
面３Ｌ、３Ｒは軸４まわりに回動してほぼ機運方向Ｖに
向く。これによって、迎角αが大きくなっても、翼端舵
面３Ｌ、３Ｒ上の流れの剥離が抑えられる。従って、パ
イロットからの横操縦指令△δに基づくコンピュータ１
１の指令によって左右のアクチュエータ１２Ｌ、１２Ｒ
を作動させることによって、左右の翼端舵面３Ｌ、３Ｒ
をこのはソ機運方向に向いた位置から左右の翼端舵面３
Ｌ、３Ｒの迎角を変えて舵角差を発生させることによっ
て、機運方向軸まわりの横操縦力（モーメント）を発生
することができる。
また、一般に、機体の高迎角時には横方向系のダイナミ
クスが方向安定の減少等により発散系になるが、本実施
例におけるように機運方向軸まわりの横操縦力が確保さ
れている場合には機体運動状態をこの横操縦舵面にフィ
ードバックすることにより安定系にすることが可能とな
る。
クスが方向安定の減少等により発散系になるが、本実施
例におけるように機運方向軸まわりの横操縦力が確保さ
れている場合には機体運動状態をこの横操縦舵面にフィ
ードバックすることにより安定系にすることが可能とな
る。
以上の通シ、本実施例では、低迎角飛行時は勿論、高迎
角飛行時においても、横操縦能力を確保することができ
、高迎角状況でも安定した飛行を行なうことができる。
角飛行時においても、横操縦能力を確保することができ
、高迎角状況でも安定した飛行を行なうことができる。
本発明は、主翼の左右の翼端部を、それぞれ独立にその
迎角を変更できる翼端舵面としたことによって、従来の
横操縦装置では横操縦を行なうことができなかった高迎
角飛行時においても安定した横操縦を行なうことができ
、従来飛行ができなかった領域においても充分安定した
飛行が可能である。
迎角を変更できる翼端舵面としたことによって、従来の
横操縦装置では横操縦を行なうことができなかった高迎
角飛行時においても安定した横操縦を行なうことができ
、従来飛行ができなかった領域においても充分安定した
飛行が可能である。
第１図は本発明の一実施例の斜視図、第２図は同実施例
の側面図、第３図は同実施例の翼端舵面作動システムの
系統図、第４図は従来の航を機の横操縦舵装置の側面図
である。 １・・・機体、２・・・主翼、３Ｌ・・・左側の翼端舵
面、３Ｒ・・・右側の翼端舵面、１０・・・迎角センサ
、１ １・・・コンピュータ、 ２Ｌ・・・左アクチュエー タ、 ２Ｒ・・・右アクチュエ タ、 Ａ・・・機軸、 ■・・・機運方向、 α・・・迎角。
の側面図、第３図は同実施例の翼端舵面作動システムの
系統図、第４図は従来の航を機の横操縦舵装置の側面図
である。 １・・・機体、２・・・主翼、３Ｌ・・・左側の翼端舵
面、３Ｒ・・・右側の翼端舵面、１０・・・迎角センサ
、１ １・・・コンピュータ、 ２Ｌ・・・左アクチュエー タ、 ２Ｒ・・・右アクチュエ タ、 Ａ・・・機軸、 ■・・・機運方向、 α・・・迎角。
Claims (1)
- 主翼の左右の翼端部を、それぞれ独立にその迎角を変更
できる翼端舵面としたことを特徴とする航空機の横操縦
装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14112089A JPH037696A (ja) | 1989-06-05 | 1989-06-05 | 航空機の横操縦装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14112089A JPH037696A (ja) | 1989-06-05 | 1989-06-05 | 航空機の横操縦装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH037696A true JPH037696A (ja) | 1991-01-14 |
Family
ID=15284622
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14112089A Pending JPH037696A (ja) | 1989-06-05 | 1989-06-05 | 航空機の横操縦装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH037696A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5918832A (en) * | 1997-03-14 | 1999-07-06 | General Atomics Aeronautical Systems, Inc. | Wing design using a high-lift center section, augmented by all-moving wing tips and tails |
| CN102642612A (zh) * | 2012-05-11 | 2012-08-22 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 飞机全弦长副翼 |
-
1989
- 1989-06-05 JP JP14112089A patent/JPH037696A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5918832A (en) * | 1997-03-14 | 1999-07-06 | General Atomics Aeronautical Systems, Inc. | Wing design using a high-lift center section, augmented by all-moving wing tips and tails |
| CN102642612A (zh) * | 2012-05-11 | 2012-08-22 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 飞机全弦长副翼 |
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