JPH0710088A - 高揚力航空機 - Google Patents
高揚力航空機Info
- Publication number
- JPH0710088A JPH0710088A JP17859393A JP17859393A JPH0710088A JP H0710088 A JPH0710088 A JP H0710088A JP 17859393 A JP17859393 A JP 17859393A JP 17859393 A JP17859393 A JP 17859393A JP H0710088 A JPH0710088 A JP H0710088A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- lift
- aircraft
- moment
- landing
- tail
- 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
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 4
- 230000005484 gravity Effects 0.000 abstract description 7
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 3
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 離着陸（水）時に高揚力で飛行することがで
きる航空機の提供。 【構成】 航空機２０は、主翼２２と、垂直尾翼２３
と、主翼２２の前方に設けられた水平補助翼２４とを有
している。離着陸時の高揚力状態における空力中心Ｃ
は、巡航速度で飛行しているときの位置より後方に主翼
２２上で移動する。このため、揚力は、重心Ｇを中心と
するモーメントとなって機体２１の頭（機体２１の先
端）を下げる方向に機体に作用する。一方、このモーメ
ントを打消すため、水平補助翼２４には、機体２１の頭
を持ち上げる方向のモーメントを生じさせる揚力が上向
きに発生する。従って、航空機２０は、水平補助翼２４
によって揚力が増加した高揚力の状態で離着陸を行な
う。
きる航空機の提供。 【構成】 航空機２０は、主翼２２と、垂直尾翼２３
と、主翼２２の前方に設けられた水平補助翼２４とを有
している。離着陸時の高揚力状態における空力中心Ｃ
は、巡航速度で飛行しているときの位置より後方に主翼
２２上で移動する。このため、揚力は、重心Ｇを中心と
するモーメントとなって機体２１の頭（機体２１の先
端）を下げる方向に機体に作用する。一方、このモーメ
ントを打消すため、水平補助翼２４には、機体２１の頭
を持ち上げる方向のモーメントを生じさせる揚力が上向
きに発生する。従って、航空機２０は、水平補助翼２４
によって揚力が増加した高揚力の状態で離着陸を行な
う。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、離着陸（水）時に高揚
力で飛行するための航空機に関する。
力で飛行するための航空機に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、航空機は、図６に示すように、主
翼１１、垂直尾翼１２、水平尾翼１３、エンジン（図示
省略）等を有している。巡航速度で飛行しているときの
航空機１０の主翼１１の空力中心Ｃは、航空機１０の重
心Ｇの近くの位置にある。図７に示すように、フラップ
１４を下げた離着陸時の高揚力状態において、空力中心
Ｃは、後方に移動する。
翼１１、垂直尾翼１２、水平尾翼１３、エンジン（図示
省略）等を有している。巡航速度で飛行しているときの
航空機１０の主翼１１の空力中心Ｃは、航空機１０の重
心Ｇの近くの位置にある。図７に示すように、フラップ
１４を下げた離着陸時の高揚力状態において、空力中心
Ｃは、後方に移動する。
【０００３】このため、揚力は、重心Ｇを中心とするモ
ーメントとなって機体１５の頭（機体の先端）を下げる
方向（矢印Ａ方向）に機体１５に作用する。このモーメ
ントを打消すため、水平尾翼１３には、主翼１１に発生
した揚力の方向とは反対方向（矢印Ｂ方向）の揚力が発
生する。水平尾翼１３に発生した揚力は、機体１５の頭
を持ち上げる方向のモーメントとなる。
ーメントとなって機体１５の頭（機体の先端）を下げる
方向（矢印Ａ方向）に機体１５に作用する。このモーメ
ントを打消すため、水平尾翼１３には、主翼１１に発生
した揚力の方向とは反対方向（矢印Ｂ方向）の揚力が発
生する。水平尾翼１３に発生した揚力は、機体１５の頭
を持ち上げる方向のモーメントとなる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ところが、このような
航空機は、離着陸（水）時において、主翼に発生する揚
力の方向と、尾翼に発生する揚力の方向とが互いに逆向
きであるため、主翼の揚力損失が生じるという問題点を
有している。
航空機は、離着陸（水）時において、主翼に発生する揚
力の方向と、尾翼に発生する揚力の方向とが互いに逆向
きであるため、主翼の揚力損失が生じるという問題点を
有している。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、主翼と、垂直
尾翼と、前記主翼の前方に設けられた水平補助翼とを有
する航空機により、前記の課題を解決した。
尾翼と、前記主翼の前方に設けられた水平補助翼とを有
する航空機により、前記の課題を解決した。
【０００６】
【作用】離着陸時の高揚力状態における空力中心は、巡
航速度で飛行しているときの位置より後方に主翼上で移
動する。このため、揚力は、重心を中心とするモーメン
トとなって機体の頭を下げる方向に機体に作用する。こ
のモーメントを打消すため、水平補助翼には、主翼に発
生した揚力の方向と同じ方向の揚力が発生する。水平補
助翼に発生した揚力は、機体の頭を持ち上げる方向のモ
ーメントとなる。従って、離着陸時における機体全体の
揚力は、水平補助翼に発生する上向きの揚力によって増
加する。
航速度で飛行しているときの位置より後方に主翼上で移
動する。このため、揚力は、重心を中心とするモーメン
トとなって機体の頭を下げる方向に機体に作用する。こ
のモーメントを打消すため、水平補助翼には、主翼に発
生した揚力の方向と同じ方向の揚力が発生する。水平補
助翼に発生した揚力は、機体の頭を持ち上げる方向のモ
ーメントとなる。従って、離着陸時における機体全体の
揚力は、水平補助翼に発生する上向きの揚力によって増
加する。
【０００７】
【実施例】以下、本発明の実施例を図１乃至図５に基づ
いて説明する。航空機２０の機体２１には、主翼２２，
２２、垂直尾翼２３、先尾翼（水平補助翼）２４，２４
等が設けられている。主翼２２、垂直尾翼２３は機体２
１に固定されている。主翼２２には、エンジン２５とフ
ラップ２６が設けられている。先尾翼２４は、主翼２２
の前方に設けられている。先尾翼２４は、アクチュエー
タ３０によって傾動するようになっている。
いて説明する。航空機２０の機体２１には、主翼２２，
２２、垂直尾翼２３、先尾翼（水平補助翼）２４，２４
等が設けられている。主翼２２、垂直尾翼２３は機体２
１に固定されている。主翼２２には、エンジン２５とフ
ラップ２６が設けられている。先尾翼２４は、主翼２２
の前方に設けられている。先尾翼２４は、アクチュエー
タ３０によって傾動するようになっている。
【０００８】アクチュエータ３０は、サーボモータ３
１、ねじ軸３２、ナット３３、接続板３４等で構成され
ている。接続板３４は傾動中心軸３５によって機体２１
に傾動可能に設けられている。接続板３４には、先尾翼
２４が一体に設けられている。
１、ねじ軸３２、ナット３３、接続板３４等で構成され
ている。接続板３４は傾動中心軸３５によって機体２１
に傾動可能に設けられている。接続板３４には、先尾翼
２４が一体に設けられている。
【０００９】巡航速度で飛行しているときの航空機２０
の主翼２２の空力中心Ｃは、図３に示すように航空機２
０の重心Ｇの近くにある。重心Ｇは、一般に、主翼２２
の前縁２８から主翼２２の翼弦長の約（１／４）後方の
所にある。フラップ２６を下げた離着陸時において、空
力中心Ｃは、図４に示すように後方へ移動する。このた
め、揚力は、重心Ｇを中心とするモーメントとなって機
体２１の頭を下げる方向（矢印Ｄ方向）に機体２１に作
用する。
の主翼２２の空力中心Ｃは、図３に示すように航空機２
０の重心Ｇの近くにある。重心Ｇは、一般に、主翼２２
の前縁２８から主翼２２の翼弦長の約（１／４）後方の
所にある。フラップ２６を下げた離着陸時において、空
力中心Ｃは、図４に示すように後方へ移動する。このた
め、揚力は、重心Ｇを中心とするモーメントとなって機
体２１の頭を下げる方向（矢印Ｄ方向）に機体２１に作
用する。
【００１０】このモーメントを打消すため、先尾翼２４
には、主翼２２に発生した揚力の方向と同一方向（矢印
Ｅ方向）の揚力が発生する。先尾翼２４に発生した揚力
は、機体２１の頭を持ち上げる方向のモーメントとな
る。従って、航空機２０は、先尾翼２４に発生する上向
きの揚力によって機体全体の揚力が増加した状態で離着
陸を行なう。なお、離着陸時には、主翼２２より先に先
尾翼２４に揚力不足が生じないように、先尾翼２４の迎
角がアクチュエータ３０によって調整される。
には、主翼２２に発生した揚力の方向と同一方向（矢印
Ｅ方向）の揚力が発生する。先尾翼２４に発生した揚力
は、機体２１の頭を持ち上げる方向のモーメントとな
る。従って、航空機２０は、先尾翼２４に発生する上向
きの揚力によって機体全体の揚力が増加した状態で離着
陸を行なう。なお、離着陸時には、主翼２２より先に先
尾翼２４に揚力不足が生じないように、先尾翼２４の迎
角がアクチュエータ３０によって調整される。
【００１１】図５は、図１に示す航空機と、図６に示す
航空機の模型の風洞実験のデータのグラフである。グラ
フの横軸は機体２１の迎角、縦軸は機体２１に作用する
モーメント係数（Ｃｍ）と、揚力係数（ＣＬ）を示して
いる。曲線１は、主翼２２の揚力によって生じる機体２
１の頭下げモーメントを示している。曲線２は、主翼２
２のみの揚力を示している。曲線３は、先尾翼２４の揚
力と主翼２２の揚力を加えた揚力を示している。曲線４
は、従来の航空機の場合の水平尾翼の揚力と主翼の揚力
を加えた揚力を示している。
航空機の模型の風洞実験のデータのグラフである。グラ
フの横軸は機体２１の迎角、縦軸は機体２１に作用する
モーメント係数（Ｃｍ）と、揚力係数（ＣＬ）を示して
いる。曲線１は、主翼２２の揚力によって生じる機体２
１の頭下げモーメントを示している。曲線２は、主翼２
２のみの揚力を示している。曲線３は、先尾翼２４の揚
力と主翼２２の揚力を加えた揚力を示している。曲線４
は、従来の航空機の場合の水平尾翼の揚力と主翼の揚力
を加えた揚力を示している。
【００１２】曲線３と曲線４を比較すると解るように、
本発明の先尾翼２４は主翼２２の揚力を助ける方向に作
用し、従来の水平尾翼１３は主翼の揚力を打消す方向に
作用している。従って、先尾翼２４を具えた航空機２０
は、離着陸時に高揚力状態で離着陸を行なうことができ
る。
本発明の先尾翼２４は主翼２２の揚力を助ける方向に作
用し、従来の水平尾翼１３は主翼の揚力を打消す方向に
作用している。従って、先尾翼２４を具えた航空機２０
は、離着陸時に高揚力状態で離着陸を行なうことができ
る。
【００１３】
【発明の効果】本発明の航空機は、水平補助翼によって
揚力が増加した高揚力の状態で離着陸を行なうことがで
きるので、離着陸時の飛行状態の空力特性を向上させる
ことができる。又、短距離離着陸性能の向上を図ること
ができる。
揚力が増加した高揚力の状態で離着陸を行なうことがで
きるので、離着陸時の飛行状態の空力特性を向上させる
ことができる。又、短距離離着陸性能の向上を図ること
ができる。
【図１】本発明の実施例の航空機の概略斜視図である。
【図２】アクチュエータの概略側面図である。
【図３】巡航飛行状態における図１の航空機の側面図で
ある。
ある。
【図４】離着陸状態における図１の航空機の側面図であ
る。
る。
【図５】風洞実験結果のグラフである。
【図６】巡航飛行状態における従来の航空機の側面図で
ある。
ある。
【図７】離着陸状態における従来の航空機の側面図であ
る。
る。
２０ 航空機 ２２ 主翼 ２３ 垂直尾翼 ２４ 先尾翼（水平補助翼）
Claims (1)
- 【請求項１】 主翼と、垂直尾翼と、前記主翼の前方に
設けられた水平補助翼とを有することを特徴とする、高
揚力航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17859393A JPH0710088A (ja) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | 高揚力航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17859393A JPH0710088A (ja) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | 高揚力航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0710088A true JPH0710088A (ja) | 1995-01-13 |
Family
ID=16051178
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17859393A Pending JPH0710088A (ja) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | 高揚力航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0710088A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6722616B2 (en) | 2001-12-27 | 2004-04-20 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Method of lift control of aircraft and system therefor |
| JP2009166585A (ja) * | 2008-01-15 | 2009-07-30 | National Institute Of Advanced Industrial & Technology | 飛行機械の自動離陸システム |
| US9090346B2 (en) | 2009-10-07 | 2015-07-28 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Wing structure and fairing device |
-
1993
- 1993-06-28 JP JP17859393A patent/JPH0710088A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6722616B2 (en) | 2001-12-27 | 2004-04-20 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Method of lift control of aircraft and system therefor |
| JP2009166585A (ja) * | 2008-01-15 | 2009-07-30 | National Institute Of Advanced Industrial & Technology | 飛行機械の自動離陸システム |
| US9090346B2 (en) | 2009-10-07 | 2015-07-28 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Wing structure and fairing device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11180248B2 (en) | Fixed wing aircraft with trailing rotors | |
| US5141176A (en) | Tilt wing VTOL aircraft | |
| US6398157B1 (en) | Aircraft | |
| US5082204A (en) | All wing aircraft | |
| US5961068A (en) | Aerodynamic control effector | |
| US4566657A (en) | Span loaded flying wing control | |
| US6896221B1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| US5072894A (en) | Apparatus and method for increasing the angle of attack operating range of an aircraft | |
| US4398683A (en) | Aircraft with thrust and lift augmenting airfoil | |
| US7448578B2 (en) | Aircraft with forward opening inlay spoilers for yaw control | |
| US4291853A (en) | Airplane all-moving airfoil with moment reducing apex | |
| JP7608063B2 (ja) | 飛行体 | |
| JPH037098U (ja) | ||
| GB2592174A (en) | Multi-modal vehicle | |
| US4132375A (en) | Vortex-lift roll-control device | |
| US5020740A (en) | Pitch control trimming system for canard design aircraft | |
| US6543720B2 (en) | Directional control and aerofoil system for aircraft | |
| US4046338A (en) | Airfoil for aircraft having improved lift generating device | |
| US4890803A (en) | Airfoil with fixed and variable upper camber portions | |
| US2034218A (en) | Lateral control for airplanes | |
| US3249323A (en) | Closure for vtol aircraft | |
| JPH0710088A (ja) | 高揚力航空機 | |
| US3575363A (en) | Horizontal tail for aircraft | |
| US6732974B1 (en) | Tiperon | |
| CN212501012U (zh) | 一种三倾转飞行器 |