JPH07267190A - 航空機 - Google Patents
航空機Info
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- JPH07267190A JPH07267190A JP5882594A JP5882594A JPH07267190A JP H07267190 A JPH07267190 A JP H07267190A JP 5882594 A JP5882594 A JP 5882594A JP 5882594 A JP5882594 A JP 5882594A JP H07267190 A JPH07267190 A JP H07267190A
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- Japan
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- angle
- ventral
- aircraft
- fin
- ventral fin
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- Withdrawn
Links
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- 230000007812 deficiency Effects 0.000 abstract 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 abstract 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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Landscapes
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 従来の固定式ベントラル・フィンをもつ航空
機の高迎角領域での方向安定の不足を補い、また横すべ
り能力が要求される領域ではその能力を増大し、さらに
高動圧領域での横転運動の特性・性能を改善するように
する。 【構成】 胴体１０の後部の下方にベントラル・フィン
６を設け、このベントラル・フィン６をアクチュエータ
３で垂直方向の軸まわりに回転させるようにし、ベント
ラル・フィン６を操作することによって横すべり角を増
大又は減少することができるようにした。ベントラル・
フィン６を複数設けた場合には、逆方向の舵角をとらせ
ることによって、空力ブレーキ力を発生することもでき
る。
機の高迎角領域での方向安定の不足を補い、また横すべ
り能力が要求される領域ではその能力を増大し、さらに
高動圧領域での横転運動の特性・性能を改善するように
する。 【構成】 胴体１０の後部の下方にベントラル・フィン
６を設け、このベントラル・フィン６をアクチュエータ
３で垂直方向の軸まわりに回転させるようにし、ベント
ラル・フィン６を操作することによって横すべり角を増
大又は減少することができるようにした。ベントラル・
フィン６を複数設けた場合には、逆方向の舵角をとらせ
ることによって、空力ブレーキ力を発生することもでき
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はベントラル・フィンを有
する航空機に関する。
する航空機に関する。
【０００２】
【従来の技術、発明が解決しようとする課題】従来の航
空機において、胴体の下部に固定式のベントラル・フィ
ンを設ける場合がある。
空機において、胴体の下部に固定式のベントラル・フィ
ンを設ける場合がある。
【０００３】図６に、この従来の航空機の固定式のベン
トラル・フィンの効果を示す。航空機の方向安定は垂直
尾翼の効果によるところが大きいが、高迎角領域では胴
体の空力的な干渉等によりその効果は低下する。ベント
ラル・フィンは胴体の下部にあって、図６に示すよう
に、特に高迎角領域での方向安定に寄与する。しかしな
がら、この固定式のベントラル・フィンを備えた航空機
においても、図６に示すように、機体全体としては方向
不安定となる領域が存在している。
トラル・フィンの効果を示す。航空機の方向安定は垂直
尾翼の効果によるところが大きいが、高迎角領域では胴
体の空力的な干渉等によりその効果は低下する。ベント
ラル・フィンは胴体の下部にあって、図６に示すよう
に、特に高迎角領域での方向安定に寄与する。しかしな
がら、この固定式のベントラル・フィンを備えた航空機
においても、図６に示すように、機体全体としては方向
不安定となる領域が存在している。
【０００４】一方、低迎角領域等充分に方向安定がある
領域では大きな横すべり角の実現が望ましいが、通常大
横すべり運動に対しては垂直尾翼荷重、エンジン・スト
ール等が障害となる。このうち、垂直尾翼荷重は横すべ
り角による荷重成分と方向舵による荷重成分が重なって
厳しい荷重を発生し、航空機の大横すべり運動を制限す
る場合が多い。
領域では大きな横すべり角の実現が望ましいが、通常大
横すべり運動に対しては垂直尾翼荷重、エンジン・スト
ール等が障害となる。このうち、垂直尾翼荷重は横すべ
り角による荷重成分と方向舵による荷重成分が重なって
厳しい荷重を発生し、航空機の大横すべり運動を制限す
る場合が多い。
【０００５】また、機体が横転運動をすると慣性連成、
空力連成等により横すべり角が発生する。通常このよう
な横すべり角は方向舵を使って押さえるが、高動圧域で
の横転の場合には方向舵の空力ヒンジ・モーメントが方
向舵アクチュエータの能力を上回り、方向舵が思い通り
の舵角まで取ることができず、横すべり角を押さえられ
ないことがある。このような場合、従来の航空機では横
転率を下げて過大な横すべり角の発生を防ぐ処置が採ら
れている。
空力連成等により横すべり角が発生する。通常このよう
な横すべり角は方向舵を使って押さえるが、高動圧域で
の横転の場合には方向舵の空力ヒンジ・モーメントが方
向舵アクチュエータの能力を上回り、方向舵が思い通り
の舵角まで取ることができず、横すべり角を押さえられ
ないことがある。このような場合、従来の航空機では横
転率を下げて過大な横すべり角の発生を防ぐ処置が採ら
れている。
【０００６】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる航空機を提供しようとするものである。
できる航空機を提供しようとするものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明の航空機は、胴体
の後部の下方にアクチュエータにより垂直方向の軸まわ
りに回転するベントラル・フィンを設けたことを特徴と
する。
の後部の下方にアクチュエータにより垂直方向の軸まわ
りに回転するベントラル・フィンを設けたことを特徴と
する。
【０００８】
【作用】本発明では、胴体の後部の下方に設けられたベ
ントラル・フィンはアクチュエータによって垂直方向の
軸まわりに回転して舵角をとる。
ントラル・フィンはアクチュエータによって垂直方向の
軸まわりに回転して舵角をとる。
【０００９】高迎角等によって航空機が方向不安定な領
域において、横すべり角を減小する方向へベントラル・
フィンの舵角をとることによって、ベントラル・フィン
によって横すべりの増大を防止することができ、より高
い迎角域まで安定な飛行が可能になる。また、航空機が
方向安定がある領域において横すべり角を必要とすると
きには、横すべり角を増大する方向へベントラル・フィ
ンの舵角をとることによって、大きな横すべり角を実現
することができる。また、航空機の高動圧域の横転時に
おいては、横すべり角を減小する方向にベントラル・フ
ィンの舵角をとることによって、方向舵の舵角を空力ヒ
ンジ・モーメントがアクチュエータの能力以下の範囲と
しても、充分に横すべり角を減少させることができる。
また更に、ベントラル・フィンを複数個設けて、これら
のうちの一部と残部との舵角を逆方向にとることによっ
て、空力ブレーキとして作用させることができる。
域において、横すべり角を減小する方向へベントラル・
フィンの舵角をとることによって、ベントラル・フィン
によって横すべりの増大を防止することができ、より高
い迎角域まで安定な飛行が可能になる。また、航空機が
方向安定がある領域において横すべり角を必要とすると
きには、横すべり角を増大する方向へベントラル・フィ
ンの舵角をとることによって、大きな横すべり角を実現
することができる。また、航空機の高動圧域の横転時に
おいては、横すべり角を減小する方向にベントラル・フ
ィンの舵角をとることによって、方向舵の舵角を空力ヒ
ンジ・モーメントがアクチュエータの能力以下の範囲と
しても、充分に横すべり角を減少させることができる。
また更に、ベントラル・フィンを複数個設けて、これら
のうちの一部と残部との舵角を逆方向にとることによっ
て、空力ブレーキとして作用させることができる。
【００１０】
【実施例】本発明の一実施例を、図１ないし図５によっ
て説明する。図２ないし図５に示すように、航空機の胴
体１０の後部の直下には垂直尾翼１２の両側に左右対称
に２個のベントラル・フィン６，６が設けられている。
て説明する。図２ないし図５に示すように、航空機の胴
体１０の後部の直下には垂直尾翼１２の両側に左右対称
に２個のベントラル・フィン６，６が設けられている。
【００１１】図１に示すように、各ベントラル・フィン
６の上面には、胴体１０を下方から上方へ向って貫通す
る垂直方向に配置されたピボット・シャフト５が取り付
けられている。胴体１０の後部の下面上には、胴体隔壁
２に取り付けられ垂直断面がコ字状をなすフィッティン
グ１が取り付けられ、油圧アクチュエータ３の前端が同
フィッティング１に枢着されている。前記ベントラル・
フィン６のピボット・シャフト５の上方の部分はフィッ
ティング１によって回転可能に支持されており、油圧ア
クチュエータ３の先端は、一端がピボット・シャフト５
に固定されたアクチュエータ・フィッティング４に枢着
されている。
６の上面には、胴体１０を下方から上方へ向って貫通す
る垂直方向に配置されたピボット・シャフト５が取り付
けられている。胴体１０の後部の下面上には、胴体隔壁
２に取り付けられ垂直断面がコ字状をなすフィッティン
グ１が取り付けられ、油圧アクチュエータ３の前端が同
フィッティング１に枢着されている。前記ベントラル・
フィン６のピボット・シャフト５の上方の部分はフィッ
ティング１によって回転可能に支持されており、油圧ア
クチュエータ３の先端は、一端がピボット・シャフト５
に固定されたアクチュエータ・フィッティング４に枢着
されている。
【００１２】なお、前記油圧アクチュエータ３は、水平
尾翼、方向舵、エルロン等の舵面の舵角と同時に、図示
しない胴体１０内に設けられた飛行制御用コンピュータ
で行われるようになっている。また、図２ないし図５に
おいて、１１は垂直尾翼、１２はその方向舵である。
尾翼、方向舵、エルロン等の舵面の舵角と同時に、図示
しない胴体１０内に設けられた飛行制御用コンピュータ
で行われるようになっている。また、図２ないし図５に
おいて、１１は垂直尾翼、１２はその方向舵である。
【００１３】本実施例では、油圧アクチュエータ３を作
動させることによって、同油圧アクチュエータ３の軸力
はアクチュエータ・フィッティング４によってピボット
・シャフト５まわりの回転トルクに変換され、ベントラ
ル・フィン６はピボット・シャフト５の垂直方向の軸心
のまわりに回転して舵角をとることになる。
動させることによって、同油圧アクチュエータ３の軸力
はアクチュエータ・フィッティング４によってピボット
・シャフト５まわりの回転トルクに変換され、ベントラ
ル・フィン６はピボット・シャフト５の垂直方向の軸心
のまわりに回転して舵角をとることになる。
【００１４】本実施例の航空機の飛行状態に対応する作
動について、以下に説明する。
動について、以下に説明する。
【００１５】図２は、特に高迎角域で航空機が方向不安
定となった場合のベントラル・フィン６の作動状態を示
す。図２に示すように、発生する横すべり角βを減少さ
せる方向へベントラル・フィンを操舵する。これによっ
て、必要とする航空機の方向安定を得ることができる。
定となった場合のベントラル・フィン６の作動状態を示
す。図２に示すように、発生する横すべり角βを減少さ
せる方向へベントラル・フィンを操舵する。これによっ
て、必要とする航空機の方向安定を得ることができる。
【００１６】図３は、方向安定がある領域で大すべり角
を出そうとする場合のベントラル・フィン６の作動状態
を示す。図３に示すように、方向安定を妨げる方向へベ
ントラル・フィン６を操舵しながら方向舵１２を操舵す
る。これによって、航空機の横すべり角βを大きくする
ことができる。
を出そうとする場合のベントラル・フィン６の作動状態
を示す。図３に示すように、方向安定を妨げる方向へベ
ントラル・フィン６を操舵しながら方向舵１２を操舵す
る。これによって、航空機の横すべり角βを大きくする
ことができる。
【００１７】図４は、高動圧域での横転運動時に発生す
る横すべり角βを方向舵１２で押さえようとした時に方
向舵の空力ヒンジ・モーメントがアクチュエータ能力以
上にあって所望の方向舵舵角が得られない場合のベント
ラル・フィン６の作動状態を示す。図４に示すように、
この時ベントラル・フィン６を横すべり角βを減少させ
るように操舵する。これによって、航空機の姿熱は横す
べり角βが減少するように修正される。
る横すべり角βを方向舵１２で押さえようとした時に方
向舵の空力ヒンジ・モーメントがアクチュエータ能力以
上にあって所望の方向舵舵角が得られない場合のベント
ラル・フィン６の作動状態を示す。図４に示すように、
この時ベントラル・フィン６を横すべり角βを減少させ
るように操舵する。これによって、航空機の姿熱は横す
べり角βが減少するように修正される。
【００１８】図５は、ベントラル・フィンを空力ブレー
キとして使用する場合のベントラル・フィン６の作動状
態を示す。図５に示すように、２個のベントラル・フィ
ン６を互いに反対方向の舵角をもつように作動させるこ
とによって、２個のベントラル・フィン６，６で発生す
る横方向の空気力を打消し、航空機に空力ブレーキ力を
作用させて大きい減速を行うことができる。
キとして使用する場合のベントラル・フィン６の作動状
態を示す。図５に示すように、２個のベントラル・フィ
ン６を互いに反対方向の舵角をもつように作動させるこ
とによって、２個のベントラル・フィン６，６で発生す
る横方向の空気力を打消し、航空機に空力ブレーキ力を
作用させて大きい減速を行うことができる。
【００１９】なお、前記実施例は２個のベントラル・フ
ィンを備えているが、胴体の縦方向の対称面にベントラ
ル・フィンを１個取り付けるようにすることもできる。
この場合には、図５に示す状態を除く図２ないし図４に
示す状態でこの１個のベントラル・フィンを作動させる
ことになる。
ィンを備えているが、胴体の縦方向の対称面にベントラ
ル・フィンを１個取り付けるようにすることもできる。
この場合には、図５に示す状態を除く図２ないし図４に
示す状態でこの１個のベントラル・フィンを作動させる
ことになる。
【００２０】
【発明の効果】本発明の航空機は、胴体の後部の下方に
設けられたベントラル・フィンをアクチュエータによっ
て垂直方向の軸まわりに回転させることによって、次の
効果を得ることができる。
設けられたベントラル・フィンをアクチュエータによっ
て垂直方向の軸まわりに回転させることによって、次の
効果を得ることができる。
【００２１】即ち、横すべりの増大を減少させることが
でき、より高い迎角域まで安定な飛行を可能とする。ま
た、従来の航空機に比べて相対的に小さな方向舵操舵で
大きな横すべり角が実現できるので、横すべり運動に対
する荷重による制限を緩和することができる。また、従
来の航空機に比べて横すべり角の抑制量が増加するの
で、横転運動の特性が改善され、かつ横すべり角によっ
て生じる荷重によって横転率が制限されることもなくな
るので、高動圧域においても高い横転率の運動を可能に
することができる。
でき、より高い迎角域まで安定な飛行を可能とする。ま
た、従来の航空機に比べて相対的に小さな方向舵操舵で
大きな横すべり角が実現できるので、横すべり運動に対
する荷重による制限を緩和することができる。また、従
来の航空機に比べて横すべり角の抑制量が増加するの
で、横転運動の特性が改善され、かつ横すべり角によっ
て生じる荷重によって横転率が制限されることもなくな
るので、高動圧域においても高い横転率の運動を可能に
することができる。
【００２２】また更に、複数のベントラル・フィンを設
けた場合には、空力ブレーキとして使用するができ、従
来の航空機に比し大きな減速を行うことができる。
けた場合には、空力ブレーキとして使用するができ、従
来の航空機に比し大きな減速を行うことができる。
【図１】本発明の一実施例を示し、図１（ａ）はその立
面図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、図
１（ｃ）は図１（ｂ）のＢ−Ｂ矢視断面図である。
面図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、図
１（ｃ）は図１（ｂ）のＢ−Ｂ矢視断面図である。
【図２】前記実施例の高迎角領域でのベントラル・フィ
ンの作動状態の説明図である。
ンの作動状態の説明図である。
【図３】前記実施例の方向安定がある領域で大すべり角
を出そうとする場合のベントラル・フィンの作動状態の
説明図である。
を出そうとする場合のベントラル・フィンの作動状態の
説明図である。
【図４】前記実施例の高動圧領域での横転運動時に横す
べり角を抑えようとする場合のベントラル・フィンの作
動状態の説明図である。
べり角を抑えようとする場合のベントラル・フィンの作
動状態の説明図である。
【図５】前記実施例の空力ブレーキ力を発生させる場合
のベントラル・フィンの作動状態の説明図である。
のベントラル・フィンの作動状態の説明図である。
【図６】従来の固定式ベントラル・フィンの方向静安定
効果を示すグラフである。
効果を示すグラフである。
１ フィッティング ２ 胴体隔壁 ３ 油圧アクチュエータ ４ アクチュエータ・フィッティング ５ ピボット・シャフト ６ ベントラル・フィン １０ 胴体 １１ 垂直尾翼 １２ 方向舵
Claims (1)
- 【請求項１】 胴体の後部の下方にアクチュエータによ
り垂直方向の軸まわりに回転するベントラル・フィンを
設けたことを特徴とする航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5882594A JPH07267190A (ja) | 1994-03-29 | 1994-03-29 | 航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5882594A JPH07267190A (ja) | 1994-03-29 | 1994-03-29 | 航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07267190A true JPH07267190A (ja) | 1995-10-17 |
Family
ID=13095426
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5882594A Withdrawn JPH07267190A (ja) | 1994-03-29 | 1994-03-29 | 航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07267190A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2020075691A (ja) * | 2018-11-07 | 2020-05-21 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 一体の外側着陸装置ビーム支持取付具 |
-
1994
- 1994-03-29 JP JP5882594A patent/JPH07267190A/ja not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2020075691A (ja) * | 2018-11-07 | 2020-05-21 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 一体の外側着陸装置ビーム支持取付具 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20010605 |