JPH0466394A - 航空機 - Google Patents
航空機Info
- Publication number
- JPH0466394A JPH0466394A JP17963290A JP17963290A JPH0466394A JP H0466394 A JPH0466394 A JP H0466394A JP 17963290 A JP17963290 A JP 17963290A JP 17963290 A JP17963290 A JP 17963290A JP H0466394 A JPH0466394 A JP H0466394A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aileron
- spoiler
- ailerons
- aircraft
- wing
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 5
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 5
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 5
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
Landscapes
- 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、主翼にエルロンとスポイラを備えた航空機に
関する。
関する。
従来航空機の横操縦は、主としてエルロン方式とスポイ
ラ方式２つの方式が採用されている。
ラ方式２つの方式が採用されている。
第５図及び第６図に示すエルロン方式では、左右の主翼
３の翼端に位置しているエルロン２１ヲ使用し、片側の
エルロンを後縁下２２とし反対側のエルロンを後縁上３
３として１対として操舵して、前後軸まわりの横揺れモ
ーメント３７を得て航空機１を操縦する。第６図では、
左翼エルロンを後繰下２２とし、右翼エルロンを後縁上
２３として右翼を下にするような横揺れモーメント３７
を得る様子を示している。これらのエルロン２１は、第
９図に示すように、ヒンジ３１まわりに、矢印３２ムこ
示すようにエルロン２１の移動ができるようになってい
る。
３の翼端に位置しているエルロン２１ヲ使用し、片側の
エルロンを後縁下２２とし反対側のエルロンを後縁上３
３として１対として操舵して、前後軸まわりの横揺れモ
ーメント３７を得て航空機１を操縦する。第６図では、
左翼エルロンを後繰下２２とし、右翼エルロンを後縁上
２３として右翼を下にするような横揺れモーメント３７
を得る様子を示している。これらのエルロン２１は、第
９図に示すように、ヒンジ３１まわりに、矢印３２ムこ
示すようにエルロン２１の移動ができるようになってい
る。
他の１つの方式であるスポイラ方式では、第７図及び第
８図に示すように、片側の主Ｒ３のスポイラ２７を上に
して、前後軸まわりの横揺れモーメント３７を得て、航
空機１を操縦する。第８図では、右翼側をスポイラ上２
８をとして右翼を下にするような横揺れ−メント３７を
得る様子を示している。
８図に示すように、片側の主Ｒ３のスポイラ２７を上に
して、前後軸まわりの横揺れモーメント３７を得て、航
空機１を操縦する。第８図では、右翼側をスポイラ上２
８をとして右翼を下にするような横揺れ−メント３７を
得る様子を示している。
これらのスポイラ２７は、第１０図に示すように、王Ｈ
３上面のヒンジ３３まわりに、矢印３４に示すようにス
ポイラ２７の移動ができるようになっている。
３上面のヒンジ３３まわりに、矢印３４に示すようにス
ポイラ２７の移動ができるようになっている。
前記のエルロンとスポイラの２つの方式における操舵に
よる偏揺れモーメント、操舵による揚力変化、高速時に
おける効き、及びフランプ面積の４つの項目について、
エルロン方式とスポイラ方式の特性を比較して次の表１
に示す。
よる偏揺れモーメント、操舵による揚力変化、高速時に
おける効き、及びフランプ面積の４つの項目について、
エルロン方式とスポイラ方式の特性を比較して次の表１
に示す。
表
両者の方式は、それぞれ一長一短があり、航空機の設計
においては、方針によっていずれかが採用されている。
においては、方針によっていずれかが採用されている。
エルロン方式では、表１及び第５図に示すように、右旋
回のための操縦枠の右側移動に対し、機首を重心６まわ
りに左へふるような偏揺れモーメント２４が発生する。
回のための操縦枠の右側移動に対し、機首を重心６まわ
りに左へふるような偏揺れモーメント２４が発生する。
これを修正するために、第５聞及び第６図に示すように
、パイロットが垂直尾翼５に設けられた方向舵８を操舵
して方向舵後縁布２５として、この方向舵８Ｌこよる機
首を右へふる偏揺れモーメントを発生させて、前記偏揺
れモーメント２４をキャンセル（相殺）している。又は
、航空機１に自動的に作用するよう自動操縦装置を搭載
して、エルロン２１を操縦すると自動的に方向舵８が操
舵されて、自動的に偏１８れモーメントをキャンセルす
るようにしておくことが必要となる。
、パイロットが垂直尾翼５に設けられた方向舵８を操舵
して方向舵後縁布２５として、この方向舵８Ｌこよる機
首を右へふる偏揺れモーメントを発生させて、前記偏揺
れモーメント２４をキャンセル（相殺）している。又は
、航空機１に自動的に作用するよう自動操縦装置を搭載
して、エルロン２１を操縦すると自動的に方向舵８が操
舵されて、自動的に偏１８れモーメントをキャンセルす
るようにしておくことが必要となる。
さらに、このエルロン方式は、エルロン２】が主翼端に
位置しているため、高速時の効きが劣化したり、フラッ
プ２０の幅を制限してフラップ２０の面積が小さくなっ
て、高揚力特性が低下し、耐着陸性能が劣化することと
なるという欠点がある。
位置しているため、高速時の効きが劣化したり、フラッ
プ２０の幅を制限してフラップ２０の面積が小さくなっ
て、高揚力特性が低下し、耐着陸性能が劣化することと
なるという欠点がある。
スポイラ方式では、表１及び第７図に示すように、右旋
回のための操縦枠の右側移動に対し機首を重心６まわり
に右へふるような偏揺れモーメント２９が発生する。こ
れを修正するために、第７図及び第８図に示すように、
パイロットが垂直尾翼５に設けられた方向舵８を操舵し
て方向舵後縁左３０として、この方向舵８による機首を
左へふる偏揺れモーメントを発生させて、前記偏揺れモ
ーメント２９をキャンセル（相殺）している。又は、航
空機１に自動的に作用するよう自動操縦装置を搭載して
、スポイラ２７を操縦すると自動的に方向舵８が操舵さ
れて自動的に偏揺れモーメントをキャンセルするように
しておくことが必要となる。さらに、このスポイラ方式
は、片側の翼のスポイラ２７を上げのみに使用するので
、スポイラ操舵において、若干揚力が減少するという欠
点を有している。
回のための操縦枠の右側移動に対し機首を重心６まわり
に右へふるような偏揺れモーメント２９が発生する。こ
れを修正するために、第７図及び第８図に示すように、
パイロットが垂直尾翼５に設けられた方向舵８を操舵し
て方向舵後縁左３０として、この方向舵８による機首を
左へふる偏揺れモーメントを発生させて、前記偏揺れモ
ーメント２９をキャンセル（相殺）している。又は、航
空機１に自動的に作用するよう自動操縦装置を搭載して
、スポイラ２７を操縦すると自動的に方向舵８が操舵さ
れて自動的に偏揺れモーメントをキャンセルするように
しておくことが必要となる。さらに、このスポイラ方式
は、片側の翼のスポイラ２７を上げのみに使用するので
、スポイラ操舵において、若干揚力が減少するという欠
点を有している。
この発明は、従来のものがもつ、以上のような問題点を
解消させ、操舵による偏揺れモーメントの発生が少なく
、操舵による揚力減少のなく、高速時の効き特性が良好
で、フラップ面積の制限の少ない航空機を提供すること
を目的とする。
解消させ、操舵による偏揺れモーメントの発生が少なく
、操舵による揚力減少のなく、高速時の効き特性が良好
で、フラップ面積の制限の少ない航空機を提供すること
を目的とする。
本発明の航空機は、主翼に設けられたエルロンとスポイ
ラ、及びこのエルロンとスポイラを同時に作動する横操
縦システムを有する。
ラ、及びこのエルロンとスポイラを同時に作動する横操
縦システムを有する。
本発明では、横操縦システムによって、同時に主翼に設
けられたエルロンとスポイラが作動され例えば、片側の
主翼のエルロンをエルロン後縁下とし、同時に反対側の
主翼のスポイラをスポイラ上としたり、又は、片側の主
翼エルロンをエルロン後縁下とし、同時に反対側の主翼
のスポイラをスポイラ上かつエルロンをエルロン後縁上
とすることによって、前後軸まわりの横揺れモーメント
が得られる。
けられたエルロンとスポイラが作動され例えば、片側の
主翼のエルロンをエルロン後縁下とし、同時に反対側の
主翼のスポイラをスポイラ上としたり、又は、片側の主
翼エルロンをエルロン後縁下とし、同時に反対側の主翼
のスポイラをスポイラ上かつエルロンをエルロン後縁上
とすることによって、前後軸まわりの横揺れモーメント
が得られる。
本発明では、前記のように、エルロン方式とスポイラ方
式の両方式を併用し、同時にこれらを作動させているた
めに、エルロンとスポイラの横操舵によって発生する偏
揺れモーメントはキャンセル（相殺）される。
式の両方式を併用し、同時にこれらを作動させているた
めに、エルロンとスポイラの横操舵によって発生する偏
揺れモーメントはキャンセル（相殺）される。
また揚力は、スポイラの操舵によって若干減少するが、
復縁が下げられたエルロンにより揚力が増加するので、
スポイラの操舵による揚力の減少が補充され、高速時に
おいても、スポイラにより良好な効き特性が得られる。
復縁が下げられたエルロンにより揚力が増加するので、
スポイラの操舵による揚力の減少が補充され、高速時に
おいても、スポイラにより良好な効き特性が得られる。
また、スポイラを設けているので、エルロン面積を小さ
くすることができ、フラップ面積も十分な大きさが確保
される。
くすることができ、フラップ面積も十分な大きさが確保
される。
本発明の第１の実施例を、第１図及び第２図によって説
明する。１は、胴体２、主翼３、水平尾翼４及び方向舵
８をもつ垂直尾翼５を備えた航空機である。両側の主翼
３の各々の後縁の翼端部にはエルロン１１が設けられ、
各主翼３のエルロン１１が設けられていない！棋寄りの
後縁より前方の上面には、スポイラ１０が設けられてい
る。また、各主翼３の後縁のエルロン１１より翼根側の
部分には、エルロン１１に連接され翼根部迄延びるフラ
ップ９が設けられている。これらのスポイラ１０とエル
ロン１１は、図示しない通常の横操縦システム、例えば
通常の操縦枠及び同操縦桿とスポイラ、エルロンを接続
する索によって、次に述べるように作動するように構成
されている。なお、この横操縦システムは、従来の航空
機において慣用されているものであるので、第１図及び
第２図中にその図示を省略する。即ち、本実施例のエル
ロン１１は後縁下げ側のみに作動するようにし、反対側
の主翼３のスポイラ１０を同時に上げ作動させるように
なっている。
明する。１は、胴体２、主翼３、水平尾翼４及び方向舵
８をもつ垂直尾翼５を備えた航空機である。両側の主翼
３の各々の後縁の翼端部にはエルロン１１が設けられ、
各主翼３のエルロン１１が設けられていない！棋寄りの
後縁より前方の上面には、スポイラ１０が設けられてい
る。また、各主翼３の後縁のエルロン１１より翼根側の
部分には、エルロン１１に連接され翼根部迄延びるフラ
ップ９が設けられている。これらのスポイラ１０とエル
ロン１１は、図示しない通常の横操縦システム、例えば
通常の操縦枠及び同操縦桿とスポイラ、エルロンを接続
する索によって、次に述べるように作動するように構成
されている。なお、この横操縦システムは、従来の航空
機において慣用されているものであるので、第１図及び
第２図中にその図示を省略する。即ち、本実施例のエル
ロン１１は後縁下げ側のみに作動するようにし、反対側
の主翼３のスポイラ１０を同時に上げ作動させるように
なっている。
ル
第２図では、右側の主翼３のエルロン１１をエルロン後
縁下１２として、同時に右側の主翼３のスポイラ１０を
スポイラ上１３として右側の主ｊ！３を下にする横揺れ
モーメント３７を得るようにしている。
縁下１２として、同時に右側の主翼３のスポイラ１０を
スポイラ上１３として右側の主ｊ！３を下にする横揺れ
モーメント３７を得るようにしている。
スポイラ１３による偏揺れモーメントと、エルロン後縁
下１２による重心６まわりの偏揺れモーメントの方向は
、前記のように異なるため、両者はキャンセル（相殺）
されることになる。
下１２による重心６まわりの偏揺れモーメントの方向は
、前記のように異なるため、両者はキャンセル（相殺）
されることになる。
また、スポイラ上１３による若干の揚力減少は、エルロ
ン後縁下１２で補充され、高速時の効きもスポイラ上１
３によ良好な効き特性が保たれる。また更に、スポイラ
１０の効きがエルロン１１の効きに付加されるので、エ
ルロン１１幅は小さくてスミ、十分なフラップ面積が確
保できて高揚力が得られ、通常のエルロン方式の航空機
よりも良好な離着陸性能を得ることができる。
ン後縁下１２で補充され、高速時の効きもスポイラ上１
３によ良好な効き特性が保たれる。また更に、スポイラ
１０の効きがエルロン１１の効きに付加されるので、エ
ルロン１１幅は小さくてスミ、十分なフラップ面積が確
保できて高揚力が得られ、通常のエルロン方式の航空機
よりも良好な離着陸性能を得ることができる。
本発明の第２の実施例を、第３図及び第４図によって説
明する。
明する。
本実施例は、主翼３に前記第１の実施例と同様なスポイ
ラ１０．フラップ９及びエルロン１】を備えているが、
図示しない同様な横操縦システムによって、両側の主翼
３のエルロン１１を、通常のエルロンのように一方を後
縁上、他方を後縁下と反対方向に作動させ、同時に、エ
ルロンを後縁上にした側の主翼３のスポイラ１０をスポ
イラ上に作動させる、ように構成されている。
ラ１０．フラップ９及びエルロン１】を備えているが、
図示しない同様な横操縦システムによって、両側の主翼
３のエルロン１１を、通常のエルロンのように一方を後
縁上、他方を後縁下と反対方向に作動させ、同時に、エ
ルロンを後縁上にした側の主翼３のスポイラ１０をスポ
イラ上に作動させる、ように構成されている。
第４図では、左側の主１１３のエルロン１１をエルロン
後縁下１７として、右側の主翼３のスポイラ１゜をスポ
イラ上１８及び同右側の主翼３のエルロンをエルロン後
縁上１９として、右翼の主翼３を下にするような横揺れ
モーメント３７を得ている。
後縁下１７として、右側の主翼３のスポイラ１゜をスポ
イラ上１８及び同右側の主翼３のエルロンをエルロン後
縁上１９として、右翼の主翼３を下にするような横揺れ
モーメント３７を得ている。
この時、スポイラ上１８による重心６まゎりの偏揺れモ
ーメントと、エルロン後縁上８とエルロン後縁下１７に
よる重心６まわりの偏揺れモーメントの方向が異なるた
め、両者がキャンセル（相殺）されて好都合である。ま
た、スポイラ上１８、エルロン後縁上１９による揚力減
少は、エルロン後縁下１７で補充される。更に、スポイ
ラ１ｏにより、エルロン１１の効きがプラスされるので
、エルロン１０幅は小さくてすみ、フラップ９の十分な
面積が確保できて、高揚力が得られ、本実施例は通常の
エルロン方式機よりも良好な離着陸性能を得ることがで
きる。
ーメントと、エルロン後縁上８とエルロン後縁下１７に
よる重心６まわりの偏揺れモーメントの方向が異なるた
め、両者がキャンセル（相殺）されて好都合である。ま
た、スポイラ上１８、エルロン後縁上１９による揚力減
少は、エルロン後縁下１７で補充される。更に、スポイ
ラ１ｏにより、エルロン１１の効きがプラスされるので
、エルロン１０幅は小さくてすみ、フラップ９の十分な
面積が確保できて、高揚力が得られ、本実施例は通常の
エルロン方式機よりも良好な離着陸性能を得ることがで
きる。
以上のように、この発明によれば、従来の航空機がもつ
問題点を、エルロン方式とスポイラ方式を同時に併用し
て、その両者の良好な特性を発揮することにより解消し
て、操舵による偏揺れモーメントの発生が少く、かつ、
操舵による揚力減少がなく、高速時における効き特性が
良好であり、しかも、十分なフラップ面積を・確保する
ことができる航空機を提供することができる。
問題点を、エルロン方式とスポイラ方式を同時に併用し
て、その両者の良好な特性を発揮することにより解消し
て、操舵による偏揺れモーメントの発生が少く、かつ、
操舵による揚力減少がなく、高速時における効き特性が
良好であり、しかも、十分なフラップ面積を・確保する
ことができる航空機を提供することができる。
また、本発明は、従来の航空機に比して、パイロットの
作業負担の軽減が可能となり、機構の複雑性が簡素化で
き、故障等も減少させることができ、航空機の飛行安全
の確保に対しても寄与することができる。
作業負担の軽減が可能となり、機構の複雑性が簡素化で
き、故障等も減少させることができ、航空機の飛行安全
の確保に対しても寄与することができる。
第１図は本発明の第１実施例の平面図、第２図は同第１
の実施例を後方から見た立面図、第３図は本発明の第２
の実施例の平面図、第４図は同第２の実施例を後方から
見た立面図、第５図は従来のエルロン方式の航空機の平
面図、第６図は同従来のエルロン方式の航空機を後方か
ら見た立面図、第７図は従来のスポイラ方式の航空機の
平面図、第８図は同従来のスポイラ方式の航空機を後方
から見た立面図、第９図はエルロンの断面図、第１Ｏ図
はスポイラの断面図、第１１図は偏揺れモーメント特性
を示すグラフである。 １・・・航空機、 ２・・・胴体３・・・主
翼、 ４・・・水平尾翼。 ５・・・垂直尾翼、 卒：≠１ ８・・・方向舵、 ９・・・フラップ。 １０・・・スポイラ、１１・・・エルロン。 下 １２・・・エルロン後縁４． １３・・・スポイラ上１
７・・・エルロン後縁下、１８・・・スポイラ上１９・
・・エルロン後縁上、２０・・・フラップ２１・・・エ
ルロン、２２・・・エルロン後縁下２３・・・エルロン
後縁上。 ２４・・・エルロン操舵による偏揺れモーメント２５・
・・方向舵後縁布、２６・・・フラップ２７・・・スポ
イラ、２８・・・スポイラ上２９・・・スポイラ操舵に
よる偏揺れモーメント３０・・・方向舵後縁左、３１・
・・ヒンジ３３・・・ヒンジ、３７・・・横揺れ−メン
ト。 代理人 弁理士 坂 間 暁 外２名第１図 第３図 第２図 第４図 第５図 第６図 第７図 第８図
の実施例を後方から見た立面図、第３図は本発明の第２
の実施例の平面図、第４図は同第２の実施例を後方から
見た立面図、第５図は従来のエルロン方式の航空機の平
面図、第６図は同従来のエルロン方式の航空機を後方か
ら見た立面図、第７図は従来のスポイラ方式の航空機の
平面図、第８図は同従来のスポイラ方式の航空機を後方
から見た立面図、第９図はエルロンの断面図、第１Ｏ図
はスポイラの断面図、第１１図は偏揺れモーメント特性
を示すグラフである。 １・・・航空機、 ２・・・胴体３・・・主
翼、 ４・・・水平尾翼。 ５・・・垂直尾翼、 卒：≠１ ８・・・方向舵、 ９・・・フラップ。 １０・・・スポイラ、１１・・・エルロン。 下 １２・・・エルロン後縁４． １３・・・スポイラ上１
７・・・エルロン後縁下、１８・・・スポイラ上１９・
・・エルロン後縁上、２０・・・フラップ２１・・・エ
ルロン、２２・・・エルロン後縁下２３・・・エルロン
後縁上。 ２４・・・エルロン操舵による偏揺れモーメント２５・
・・方向舵後縁布、２６・・・フラップ２７・・・スポ
イラ、２８・・・スポイラ上２９・・・スポイラ操舵に
よる偏揺れモーメント３０・・・方向舵後縁左、３１・
・・ヒンジ３３・・・ヒンジ、３７・・・横揺れ−メン
ト。 代理人 弁理士 坂 間 暁 外２名第１図 第３図 第２図 第４図 第５図 第６図 第７図 第８図
Claims (1)
- 主翼に設けられたエルロンとスポイラ、及びこのエル
ロンとスポイラを同時に作動する横操縦システムを有す
ることを特徴とする航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17963290A JPH0466394A (ja) | 1990-07-09 | 1990-07-09 | 航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17963290A JPH0466394A (ja) | 1990-07-09 | 1990-07-09 | 航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0466394A true JPH0466394A (ja) | 1992-03-02 |
Family
ID=16069162
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17963290A Pending JPH0466394A (ja) | 1990-07-09 | 1990-07-09 | 航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0466394A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5375793A (en) * | 1992-08-14 | 1994-12-27 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Process for the control of the control surfaces of an aircraft for the low speed compensation of a lateral path deviation |
| FR2770824A1 (fr) * | 1997-11-12 | 1999-05-14 | Aerospatiale | Procede de commande des gouvernes d'un avion pour agir contre une deviation laterale de trajectoire au sol |
| US6095459A (en) * | 1997-06-16 | 2000-08-01 | Codina; George | Method and apparatus for countering asymmetrical aerodynamic process subjected onto multi engine aircraft |
| CN115092380A (zh) * | 2022-08-22 | 2022-09-23 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种适用于扁平融合体布局飞行器的三通道解耦控制面 |
-
1990
- 1990-07-09 JP JP17963290A patent/JPH0466394A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5375793A (en) * | 1992-08-14 | 1994-12-27 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Process for the control of the control surfaces of an aircraft for the low speed compensation of a lateral path deviation |
| US6095459A (en) * | 1997-06-16 | 2000-08-01 | Codina; George | Method and apparatus for countering asymmetrical aerodynamic process subjected onto multi engine aircraft |
| FR2770824A1 (fr) * | 1997-11-12 | 1999-05-14 | Aerospatiale | Procede de commande des gouvernes d'un avion pour agir contre une deviation laterale de trajectoire au sol |
| WO1999024317A1 (fr) * | 1997-11-12 | 1999-05-20 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Procede de commande des gouvernes d'un avion pour agir contre une deviation laterale de trajectoire au sol |
| US6241183B1 (en) | 1997-11-12 | 2001-06-05 | Aerospatiale Societe Nationale Industriele | Method for controlling an aeroplane control surfaces to counter ground lateral drift |
| CN115092380A (zh) * | 2022-08-22 | 2022-09-23 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种适用于扁平融合体布局飞行器的三通道解耦控制面 |
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