JPH062480B2

JPH062480B2 - 翼端にフィン操舵面を有するデルタ翼構造

Info

Publication number: JPH062480B2
Application number: JP1320334A
Authority: JP
Inventors: 輝臣中谷; 三憲柳沢; 誠三鈴木
Original assignee: KAGAKU GIJUTSUCHO KOKU UCHU GIJUTSU KENKYUSHOCHO
Current assignee: KAGAKU GIJUTSUCHO KOKU UCHU GIJUTSU KENKYUSHOCHO
Priority date: 1989-12-08
Filing date: 1989-12-08
Publication date: 1994-01-12
Anticipated expiration: 2009-01-12
Also published as: JPH03182898A

Description

【発明の詳細な説明】（産業上の利用分野）本発明は、離着陸時の低速領域及び巡航時の超音速領域
における、特に横すべり等の操舵性能の向上を図ること
ができる航空機や飛翔体のデルタ翼構造に関する。

（従来の技術）航空機は多くの空力要素技術を結集させ、それらの機能
を高揚力装置、操舵面等の動きに置き換え制御すること
で飛行の安定性が確保されている。

従来、安定操縦に用いられている高揚力装置、操舵面に
は種々なものがある。高揚力装置には、フラップやボデ
ィーフラップ等の機械式後縁高揚力装置、ＵＳＢフラッ
プ、ジェットフラップ、及びスラット等の機械式前縁高
揚力装置等がある。

また、操舵面には、補助翼、昇降舵、方向舵、カナー
ド、スポイラ等がある。補助翼はロール方向の安定、昇
降舵は縦方向の安定、方向舵は横方向の安定の役目を果
す。また、胴体に設けた可動小翼のカナードは運動性能
の向上の役目を果す。

その他、一つの操舵面で二つの空力機能を別々に制御で
きるようにしたものに、エレボン、フラッペロン等があ
る。エレボンは、デルタ翼機のように水平尾翼のない無
尾翼の場合、昇降舵と補助翼の働きを兼ねて設けられて
いる。フラッペロンは、内フラップと外舷フラップ間に
設けられ、フラップと補助翼的な役目を果す。これらは
一つの操舵面で二つの働きをさせているが、二つの機能
を同時に操舵するわけではない。

上記のように、従来の高揚力装置及び各種操舵面は一つ
の操舵面で一つの役目を受け持ち、同時に二つ以上の機
能を果す操舵面及び操舵方法はなかった。

（発明が解決しようとする問題点）前記のように、従来の操舵面はほとんどのものが一つの
役目をうけてもつ方式を取っている。そのため、宇宙往
還機等のようにアスペクト比の小さいデルタ翼機では、
特に横方向の安定が悪く離着陸形態時には高迎角に伴う
胴体、主翼の影響を受けるため、また超音速の巡航形態
においては胴体及び主翼からでる衝撃波の影響を受ける
ため、舵面の効きが悪くなるなど飛行運動性能に問題が
ある。該問題を解決するためには、そのような影響下で
も舵面の効きを有効にする新たな操舵面を設ける必要が
ある。しかしながら、新たな操舵面を設けてその数を増
やすと、増えれば増える程、それだけ操縦が複雑になる
と共に構造が複雑になり故障も増大する等の問題があ
る。

本発明は、上記従来の問題点を解決するために創案され
たものであって、一つの操舵面で二つ以上の複合機能を
有し、アスペクト比の小さい翼機の離着陸形態時及び高
速巡航形態時等における運動性能を向上させることがで
き、確実に空気力を運動力に変換しうる新しい操舵面を
有する翼を提供することを目的とするものである。

（問題点を解決するための手段）上記問題点の解決のために本発明者は、一つの操舵面に
二つ以上の複合機能を持たせて、離着陸形態から巡航形
態までの飛行運動性能を確保する操舵方法が確保できれ
ば、操舵面の数を増やすことなく、飛行の安定確保がで
きるという点に着目し、その様な機能を満足させる操舵
面形状について研究を重ねた結果、本発明に到達したも
のである。

即ち、上記目的を達成する本発明のデルタ翼構造は、デ
ルタ翼の両端にフィン操舵面を、操舵ヒンジ軸線が機体
の中心軸に対しトーアウト角をもたせて対称に設け、該
両フィン操舵面を翼内外に設けたアクチュエータで前記
ヒンジ軸線を中心にして上下にキャント角を独立して変
えるように能動制御し、前記デルタ翼両端のフィン操舵
面のキャント角の組合せにより補助翼・方向舵・フラッ
プの複合機能を奏するようにしたことを特徴とする翼端
にフィン操舵面を有するものである。

上記フィン操舵面の形状及びトーアウト角は、航空機等
の巡航性能に対応した主翼形状によって決定される。

（作用）前記フィン操舵面は、翼端に操舵ヒンジ軸線が主翼基準
線上又は若干ずれた位置にあり、且つ航空機の機体中心
軸に対してトーアウト角をもたせて対称に設けられ、該
フィン操舵面の可動時には、常に機体軸に対し面が正対
しなうように制御される。

上記のように配置された左右のフィン操舵面は、個別に
能動制御して、ヒンジ軸線を中心にして上下にキャント
舵角を変えて左右のフィン操舵面の位置に組合せによ
り、補助翼、方向舵及びフラップの夫々の役目を同時に
果す複合機能を有する。

今、フィン操舵面をデルタ翼に採用した場合の該フィン
操舵面の機能の一例を確認するために、デルタ全翼機形
状をベースにフィン操舵面をおき各操舵面の面積を垂直
尾翼の1/2として、低速領域におる揚力性能及びヨーイ
ング回復性能について、数値計算を行なった。数値解法
には、亜音速以下では近似解として実績のあるパネル法
を用いた。デルタ翼機は、アスペクト比が小さいため
に、垂直尾翼を大きくするか、双尾翼にするのが普通で
ある。そこで方向舵と昇降舵の効きについて本フィン操
舵面の複合機能を確認するために、計算したものであ
る。その結果、第９図及び第１０図のグラフに示すよう
な空力特性を示した。なお、本計算では、機体モーメン
ト中心を任意の位置（５０％）にしているため、偏揺れ
モーメント係数Ｃｎ等は効きの比較としてのみ有効であ
る。

第９図のグラフは、マッハ０．１の低速領域において横
滑り角β＝５°の状態で左右のフィン操舵面のキャント
角が１０°、９０°（水平）及び１７０°にした場合
の、迎角αと揚力係数Ｃｎとの関係を示している。

該図から明らかなように、フィン操舵面のキャント角に
応じて揚力係数が変化し、フィン操舵面を下げた状態
（キャント角１７０°）では零揚力角が負の方向に移動
し一定迎角における揚力係数Ｃ_Ｌを増し、高揚力装置の
機能を果すことが判る。また、第１０図から明らかなよ
うに、キャント角の変化に応じて偏揺れモーメント係数
Ｃｎが変化するので、方向舵の機能を果し、フィン操舵
面を下げた状態では横方向の揺れ回復機能に効果を発揮
することが確認された。このことは、離着陸時に大きな
迎角を取るデルタ翼の場合、垂直尾翼が大面積の影に入
ってしまい方向舵のききが極端に低下するので、その機
能を補う意味で非常に有効である。

以上の２種類の数値解法によるシュミレーションの結果
だけでも、上記フィン操舵面を有効に機能させることに
よって、アスベスト比が小さいデルタ翼の欠点である離
着陸時の低速域における操舵性を改善することができる
ことが確認され、宇宙往還機、ＨＳＴ等への適用が期待
できる。

（実施例）以下、本発明の実施例を図面に基づいて詳細に説明す
る。

第１図〜第８図は本発明のフィン操舵面を宇宙往還機に
適用した場合の実施例を示している。

図中、１が宇宙往還機であり、デルタ翼（オージー翼）
である主翼２の両翼端にフィン操舵面３を有している。
該フィン操舵面３は、ヒンジ軸線４が主翼基準線上にあ
って、且つ機体中心軸に対しトーアウト角γを持たせ
て、両翼対称に設けられ、他の操舵面と同様に翼内外に
設けられた図示しないアクチュエータによってヒンジ軸
線４を中心に揺動駆動され、任意のキャント角δcant位
置をとることができる。なお、ヒンジ軸線は、翼の形状
や構造によっては、主翼基準線上とずれて位置する場合
もある。

フィン操舵面３の形状は、本実施例ではデルタ翼の翼端
の前縁延長線と後縁延長線及びヒンジ軸線とでなす三角
形状をなしているが、航空機の巡航性能に対応した翼形
状によって異なり、夫々の翼形状に合わせて最適形状が
決定される。同様に、トーアウト角γも翼形状によって
最適角度が決定される。また、フィン操舵面の大きさ
は、主翼面積、及び胴体と主翼との取付け位置（上翼、
中翼、下翼）等によって決定される。

なお、５は主翼後縁に設けられたエレボンであり、６は
垂直尾翼７に設けられた方向舵である。

以上のような翼構造において、フィン操舵面の機能例を
第３図乃至第８図により説明する。

宇宙往還機の大気圏再突入形態時には、第３図に示すよ
うに、フィン操舵面３を上げた状態（キャント角度が零
に近い状態）にすると、ヨーイングを押さえ横方向の姿
勢が安定し、極限環境下での翼端部の保護を図ることが
できる。また、旋回形態時には、第５図に示すように、
旋回方向と反対側の翼のフィン操舵面３のみを下げれ
ば、旋回方向の力を受け旋回する。同様にして、該フィ
ン操舵面の一方を作動させることによって、突風を受け
たり、横風によって発生する偏揺れモーメントに打ち勝
って横方の安定を得ることができる。

また、着陸形態時には、第７図及び第８図に示すよう
に、両フィン操舵面３とも下げれば、高揚力を得ること
ができると共に、横方向の安定を得ることができる。

（効果）本発明は、以上のような構成からなり、次のような格別
の効果を奏する。

上記のように配置された左右のフィン操舵面は、個別に
能動制御して、ヒンジ軸線を中心にしてキャント舵角を
変えて左右のフィン操舵面の舵角の組合せにより、補助
翼、方向舵及びフラップの夫々の役目を同時に果す複合
機能を有することができるので、舵面の数を減らすこと
ができ、安全性を向上させることができる。

また、アスペクト比が小さく飛行性能が不安定であるデ
ルタ翼機の飛行性能、特に離着陸時形態時等の低速時に
高揚力を得ることができ、デルタ翼機の離着陸時の高迎
角、及び高速度での離着陸に起因する問題点を改善する
ことができる。

さらに、デルタ翼機の超音速の巡航形態時において導
体、主翼からでる衝撃波の影響による舵面の効きが悪く
なるのを防ぎ、操舵安定性を改善することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図〜第６図は本発明をデルタ翼を持つ宇宙往還機に
適用した場合の構想図であり、第１図はその基本形態の
斜視図、第２図はその正面図、第３図は大気圏再突入形
態時の斜視図、第４図はその正面図、第５図は旋回形態
時の斜視図、第６図はその正面図、第７図は着陸形態時
の斜視図、第８図はその正面図、第９図は低速領域にお
けるフィン操舵面のキャント角をパラメータとする揚力
係数と迎角の関係を表すグラフ、第１０図は低速領域に
おけるフィン操舵面のキャント角をパラメータとする偏
揺れモーメント係数Ｃｎと迎角の関係を表すグラフであ
る。１：宇宙往還機２：主翼３：フィン操舵面
４：フィンジ軸線５：エレボン６：方向舵
７：垂直尾翼

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】デルタ翼を有する航空機又は宇宙機のデル
タ翼構造であって、前記デルタ翼の両端にフィン操舵面
を、操舵ヒンジ軸線が機体の中心軸に対しトーアウト角
をもたせて対称に設け、該両フィン操舵面を翼内外に設
けたアクチュエータで前記ヒンジ軸線を中心にして上下
にキャント角を独立して変えるように能動制御し、前記
デルタ翼両端のフィン操舵面のキャント角の組合せによ
り補助翼・方向舵・フラップの複合機能を奏するように
したことを特徴とする翼端にフィン操舵面を有するデル
タ翼構造。
【請求項２】前記フィン操舵面の形状は、航空機又は宇
宙機の飛行性能に対応した翼形状によって異なることを
特徴とする請求項１記載のデルタ翼構造。
【請求項３】前記操舵面のヒンジ軸トーアウト角は、航
空機又は宇宙機の飛行性能に対応した翼形状によって異
なることを特徴とする請求項１記載のデルタ翼構造。