JPH08230793A - 航空機 - Google Patents
航空機Info
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- JPH08230793A JPH08230793A JP3507095A JP3507095A JPH08230793A JP H08230793 A JPH08230793 A JP H08230793A JP 3507095 A JP3507095 A JP 3507095A JP 3507095 A JP3507095 A JP 3507095A JP H08230793 A JPH08230793 A JP H08230793A
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- Japan
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- rudder
- aircraft
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Links
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 5
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 241000272517 Anseriformes Species 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 230000001771 impaired effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は大迎角状態でも方向操縦性を失わな
い航空機を提供することを目的とする。 【構成】 本発明は前端ヒンジによって左右開き可能に
設けられた胴体後部の可動外板と、同可動外板を操舵指
令に応じて所要の開度に開くアクチュエータとを具備し
てなることを特徴とする航空機、を構成とする。
い航空機を提供することを目的とする。 【構成】 本発明は前端ヒンジによって左右開き可能に
設けられた胴体後部の可動外板と、同可動外板を操舵指
令に応じて所要の開度に開くアクチュエータとを具備し
てなることを特徴とする航空機、を構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、大迎角時等においても
方向操縦性を失わない航空機に関する。
方向操縦性を失わない航空機に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来航空機の方向操縦を行ない、かつ、
飛行中の方向安定及び釣り合いを確保するためには、図
４に示すように垂直尾翼の一部分として取り付けられた
方向舵（ラダー）０４が用いられている。
飛行中の方向安定及び釣り合いを確保するためには、図
４に示すように垂直尾翼の一部分として取り付けられた
方向舵（ラダー）０４が用いられている。
【０００３】これは航空機０１の重心まわりのより大き
な方向モーメントを作り出すため、航空機０１の胴体０
２後部に取り付けられ、離着陸の障害にならない様、胴
体０２上部に突き出した翼、詳しくは垂直安定板０３の
後方部分がヒンジ取付で回転する構造となっているもの
である。
な方向モーメントを作り出すため、航空機０１の胴体０
２後部に取り付けられ、離着陸の障害にならない様、胴
体０２上部に突き出した翼、詳しくは垂直安定板０３の
後方部分がヒンジ取付で回転する構造となっているもの
である。
【０００４】特に機動性を要求される航空機０１ａで
は、図５に示すように気流に対して大きな迎え角で飛行
するため、渦及び剥離を含む流れ０９が生じ、方向舵０
４ａがそれに曝らされて効きが悪くなるので図６に示す
ように胴体前方からの乱れた気流を少しでも回避するた
め大きくて高い垂直尾翼即ち、垂直安定板０３ａ、方向
舵０４ａを装備する。もしくは図７に示すように傾斜さ
せた２枚の双垂直尾翼０５と方向舵０４ｂを胴体中心線
から離して取り付ける。
は、図５に示すように気流に対して大きな迎え角で飛行
するため、渦及び剥離を含む流れ０９が生じ、方向舵０
４ａがそれに曝らされて効きが悪くなるので図６に示す
ように胴体前方からの乱れた気流を少しでも回避するた
め大きくて高い垂直尾翼即ち、垂直安定板０３ａ、方向
舵０４ａを装備する。もしくは図７に示すように傾斜さ
せた２枚の双垂直尾翼０５と方向舵０４ｂを胴体中心線
から離して取り付ける。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の航空機、詳
しくはその方向舵（ラダー）には解決すべき次の課題が
あった。
しくはその方向舵（ラダー）には解決すべき次の課題が
あった。
【０００６】即ち、航空機が水平飛行に近い巡航状態で
は、方向舵は比較的乱れの少ない気流に曝されているた
め効きが保たれるが、機動性の高い飛行状態で気流に対
する迎え角が大きい場合、方向舵は、胴体前方及び主翼
前縁で剥離した渦の多くまたエネルギーを失なった乱れ
の大きな気流に曝されるため、舵面を変化させても必要
な空気力を発生せず、釣り合いを取るための舵の効きは
大幅に低下するという問題があった。
は、方向舵は比較的乱れの少ない気流に曝されているた
め効きが保たれるが、機動性の高い飛行状態で気流に対
する迎え角が大きい場合、方向舵は、胴体前方及び主翼
前縁で剥離した渦の多くまたエネルギーを失なった乱れ
の大きな気流に曝されるため、舵面を変化させても必要
な空気力を発生せず、釣り合いを取るための舵の効きは
大幅に低下するという問題があった。
【０００７】また、これを解決するために垂直尾翼を高
くすると抵抗増加につながり、かつ、横からのレーダ発
射面積が増大するため、秘匿性が損われるという問題も
あった。
くすると抵抗増加につながり、かつ、横からのレーダ発
射面積が増大するため、秘匿性が損われるという問題も
あった。
【０００８】本発明は上記課題を解決した、大迎角時等
にも方向操縦性を失なわない航空機を提供することを目
的とする。
にも方向操縦性を失なわない航空機を提供することを目
的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、前端ヒンジによって左右開き可能に設けら
れた胴体後部の可動外板と、同可動外板を操舵指令に応
じて所要の開度に開くアクチュエータとを具備してなる
ことを特徴とする航空機、を提供しようとするものであ
る。
手段として、前端ヒンジによって左右開き可能に設けら
れた胴体後部の可動外板と、同可動外板を操舵指令に応
じて所要の開度に開くアクチュエータとを具備してなる
ことを特徴とする航空機、を提供しようとするものであ
る。
【００１０】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１１】即ち、通常飛行時にはアクチュエータにて
可動外板を閉じる（以降、「収納」という）と可動外板
は胴体後部形状と一致しているため、全く不必要な空気
力は発生しない。
可動外板を閉じる（以降、「収納」という）と可動外板
は胴体後部形状と一致しているため、全く不必要な空気
力は発生しない。
【００１２】即ち、巡航時に垂直尾翼の方向舵のみで必
要な釣り合いモーメントが得られる場合には可動外板は
収納されている。
要な釣り合いモーメントが得られる場合には可動外板は
収納されている。
【００１３】機動性の高い飛行状態で、気流に対する迎
え角が大きい場合には、可動外板はアクチュエータの動
作で胴体表面から必要なだけ開いて方向モーメントを作
り出す。即ち、迎え角の大きい場合、胴体上部及び垂直
尾翼は乱れた気流に曝されているため、方向舵の効きが
悪いが胴体後部の下方及び側方は比較的乱れの少ない気
流に曝されているため、可動外板を開く（突き出す）こ
とによって必要な空気力を確保することができ、方向モ
ーメントを補完することができる。
え角が大きい場合には、可動外板はアクチュエータの動
作で胴体表面から必要なだけ開いて方向モーメントを作
り出す。即ち、迎え角の大きい場合、胴体上部及び垂直
尾翼は乱れた気流に曝されているため、方向舵の効きが
悪いが胴体後部の下方及び側方は比較的乱れの少ない気
流に曝されているため、可動外板を開く（突き出す）こ
とによって必要な空気力を確保することができ、方向モ
ーメントを補完することができる。
【００１４】
【実施例】本発明の一実施例を図１〜図３により説明す
る。
る。
【００１５】図１は本実施例の航空機が大きな迎角とな
り左舷のボディラダー（可動外板）３を開いた状態の斜
視図、図２は本実施例の要部即ち、胴体２の後部の拡大
図（方向舵５等は省略して示す）、図３はボディラダー
３の作動図で、（ａ）は開いた状態、即ち操舵時を、
（ｂ）は閉じた状態、即ち収納時を各示す図である。
り左舷のボディラダー（可動外板）３を開いた状態の斜
視図、図２は本実施例の要部即ち、胴体２の後部の拡大
図（方向舵５等は省略して示す）、図３はボディラダー
３の作動図で、（ａ）は開いた状態、即ち操舵時を、
（ｂ）は閉じた状態、即ち収納時を各示す図である。
【００１６】これらの図において、１は航空機、２は航
空機１の胴体、２ａは胴体後部、３は胴体後部２ａの左
右の外板の一部を前端のヒンジ８まわりに左右開き可能
に形成され、所要時に左右の片側を開いて方向舵の作用
を行なわせるためのボディラダー（可動外板：但し、右
舷側は胴体２に隠れて見えず）、４は垂直尾翼、５は方
向舵、６はエンジン排気口、７は一端を胴体後部２ａ側
に、他端をボディラダー３の内側に連結され、伸縮によ
ってボディラダー３を開閉するアクチュエータである。
アクチュエータ７はパイロット指令（操作を含む直接、
間接の）によって、あるいは機体姿勢、対気速度、風向
その他の情報を刻々に取入れ、パイロットの操舵指令を
最適に執行するよう３舵（方向舵、昇降舵、エルロン）
等に指令する演算器からの指令によって操作されるよう
構成されている。
空機１の胴体、２ａは胴体後部、３は胴体後部２ａの左
右の外板の一部を前端のヒンジ８まわりに左右開き可能
に形成され、所要時に左右の片側を開いて方向舵の作用
を行なわせるためのボディラダー（可動外板：但し、右
舷側は胴体２に隠れて見えず）、４は垂直尾翼、５は方
向舵、６はエンジン排気口、７は一端を胴体後部２ａ側
に、他端をボディラダー３の内側に連結され、伸縮によ
ってボディラダー３を開閉するアクチュエータである。
アクチュエータ７はパイロット指令（操作を含む直接、
間接の）によって、あるいは機体姿勢、対気速度、風向
その他の情報を刻々に取入れ、パイロットの操舵指令を
最適に執行するよう３舵（方向舵、昇降舵、エルロン）
等に指令する演算器からの指令によって操作されるよう
構成されている。
【００１７】８はボディラダー３開閉用に後胴開口部９
の前端とボディラダー３の前端とを連結して設けられた
ヒンジ、９はボディラダー３が胴体後部２ａにその外板
の一部として収納されるとき、それを受容可能に胴体後
部２ａに開口された後胴開口部である。
の前端とボディラダー３の前端とを連結して設けられた
ヒンジ、９はボディラダー３が胴体後部２ａにその外板
の一部として収納されるとき、それを受容可能に胴体後
部２ａに開口された後胴開口部である。
【００１８】次に上記構成の作用について説明する。
【００１９】先ず、航空機１が巡航の状態で、ボディラ
ダー３収納時にはボディラダー３は胴体後部２ａの一部
として滑らかな面を構成する。
ダー３収納時にはボディラダー３は胴体後部２ａの一部
として滑らかな面を構成する。
【００２０】ボディラダー３は操舵時には左右何れかの
側が胴体後部２ａの面から外側にヒンジ８を中心にアク
チュエータ７で所要量（角）押し出され、必要な方向釣
り合いのための空気力を発生する。方向操縦及び釣り合
いに必要な空気力は基本的には垂直尾翼４及び方向舵５
で発生されるが、大きな迎え角で飛行する場合は、これ
らを補完する空気力をボディラダー３が発生する。
側が胴体後部２ａの面から外側にヒンジ８を中心にアク
チュエータ７で所要量（角）押し出され、必要な方向釣
り合いのための空気力を発生する。方向操縦及び釣り合
いに必要な空気力は基本的には垂直尾翼４及び方向舵５
で発生されるが、大きな迎え角で飛行する場合は、これ
らを補完する空気力をボディラダー３が発生する。
【００２１】ボディラダー３を操舵した側は圧力が高く
なるため、機体重心に対して、胴体後部２ａを操舵して
いない側に向かって押す力、たとえば図１では胴体後部
２ａを右側に押す力が発生する。これは機首を左側に向
けるモーメントとなり、方向安定及び釣り合いをとる舵
面として作用する。胴体後部２ａは重心からの距離が長
くとれるため、必要なモーメントを発生させるための空
気力が小さくてすむ。即ち、小さなボディラダー３で
も、或はわずかな開き（突き出し）量でも効きがよい。
なるため、機体重心に対して、胴体後部２ａを操舵して
いない側に向かって押す力、たとえば図１では胴体後部
２ａを右側に押す力が発生する。これは機首を左側に向
けるモーメントとなり、方向安定及び釣り合いをとる舵
面として作用する。胴体後部２ａは重心からの距離が長
くとれるため、必要なモーメントを発生させるための空
気力が小さくてすむ。即ち、小さなボディラダー３で
も、或はわずかな開き（突き出し）量でも効きがよい。
【００２２】以上の通り本実施例によれば胴体後部２ａ
の外板を利用したボディラダー３によって、大迎角時に
方向舵５の低下した効きを能率的に補完できるという利
点がある。
の外板を利用したボディラダー３によって、大迎角時に
方向舵５の低下した効きを能率的に補完できるという利
点がある。
【００２３】また、ボディラダー３は巡航時等には収納
して全く外板の一部として機能し、突出部がないので、
飛行抵抗を生じないという利点がある。
して全く外板の一部として機能し、突出部がないので、
飛行抵抗を生じないという利点がある。
【００２４】また、外板と面一に収納されるため、地上
整備等の邪魔にならないという利点がある。
整備等の邪魔にならないという利点がある。
【００２５】また、ボディラダー３は胴体後部２ａに設
けるので、重心（通常主翼の前寄り近傍に位置）より十
分離れた位置となるため、方向モーメントが有効に創出
されるという利点がある。
けるので、重心（通常主翼の前寄り近傍に位置）より十
分離れた位置となるため、方向モーメントが有効に創出
されるという利点がある。
【００２６】また、カナード等と相違し、地上ではボデ
ィラダー３を機体外板と面一に収納しておけるので突出
部がなく、人や整備車が不用意に接触して損壊された
り、或は人が怪我をしたりすることがないという利点が
ある。
ィラダー３を機体外板と面一に収納しておけるので突出
部がなく、人や整備車が不用意に接触して損壊された
り、或は人が怪我をしたりすることがないという利点が
ある。
【００２７】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【００２８】即ち、胴体後部に可動外板を設け、これを
舵面同様に作用させるので操舵面は重心から十分離れる
こととなり、小さい操舵面で必要なモーメントを作り出
すことができる。
舵面同様に作用させるので操舵面は重心から十分離れる
こととなり、小さい操舵面で必要なモーメントを作り出
すことができる。
【００２９】また、後胴部は大迎角でも比較的乱れの小
さな気流に曝されるため、通常の方向舵が大きな迎え角
で効きを失なう領域でも可動外板は必要な効きを確保す
ることができる。
さな気流に曝されるため、通常の方向舵が大きな迎え角
で効きを失なう領域でも可動外板は必要な効きを確保す
ることができる。
【００３０】また、可動外板は操舵しない場合は収納し
て後胴部の機体形状と面一になるため、巡航時は全く飛
行抵抗を生じない。
て後胴部の機体形状と面一になるため、巡航時は全く飛
行抵抗を生じない。
【００３１】また、可動外板は収納された状態では全く
突出部がないので、人や整備車が不用意に接触して損壊
されることがなく、また、人を怪我させることもない。
突出部がないので、人や整備車が不用意に接触して損壊
されることがなく、また、人を怪我させることもない。
【図１】本発明の一実施例の航空機が大きな迎角で、ボ
ディラダー（可動外板）３を開いた状態の斜視図、
ディラダー（可動外板）３を開いた状態の斜視図、
【図２】上記実施例の要部の拡大図、
【図３】上記実施例のボディラダー３の作動図で、
（ａ）は開いた状態、即ち、操舵時を、（ｂ）は閉じた
状態、即ち収納時をそれぞれ示す図、
（ａ）は開いた状態、即ち、操舵時を、（ｂ）は閉じた
状態、即ち収納時をそれぞれ示す図、
【図４】従来例の全体斜視図、
【図５】別の従来の航空機が大迎角時、主翼等から渦及
び剥離を含む流れ０９を生じ、その流れに方向舵０４ａ
が曝された状態を示す模式図、
び剥離を含む流れ０９を生じ、その流れに方向舵０４ａ
が曝された状態を示す模式図、
【図６】別の従来例（高垂直尾翼）の斜視図、
【図７】別の従来例（双垂直尾翼）の斜視図である。
１ 航空機 ２ 胴体 ２ａ 胴体後部 ３ ボディラダー（可動外板） ４ 垂直尾翼 ５ 方向舵 ７ アクチュエータ ８ ヒンジ
Claims (1)
- 【請求項１】 前端ヒンジによって左右開き可能に設け
られた胴体後部の可動外板と、同可動外板を操舵指令に
応じて所要の開度に開くアクチュエータとを具備してな
ることを特徴とする航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3507095A JPH08230793A (ja) | 1995-02-23 | 1995-02-23 | 航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3507095A JPH08230793A (ja) | 1995-02-23 | 1995-02-23 | 航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08230793A true JPH08230793A (ja) | 1996-09-10 |
Family
ID=12431754
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3507095A Withdrawn JPH08230793A (ja) | 1995-02-23 | 1995-02-23 | 航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08230793A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017153393A1 (fr) * | 2016-03-10 | 2017-09-14 | Institut Superieur De L'aeronautique Et De L'espace - Isae | Dispositif d'attenuation de sillage tourbillonnaire |
| CN116985994A (zh) * | 2023-09-21 | 2023-11-03 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种隐形飞行器 |
-
1995
- 1995-02-23 JP JP3507095A patent/JPH08230793A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2017153393A1 (fr) * | 2016-03-10 | 2017-09-14 | Institut Superieur De L'aeronautique Et De L'espace - Isae | Dispositif d'attenuation de sillage tourbillonnaire |
| FR3048674A1 (fr) * | 2016-03-10 | 2017-09-15 | Inst Superieur De L'aeronautique Et De L'espace - Isae | Dispositif d'attenuation de sillage tourbillonnaire |
| CN116985994A (zh) * | 2023-09-21 | 2023-11-03 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种隐形飞行器 |
| CN116985994B (zh) * | 2023-09-21 | 2023-11-28 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种隐形飞行器 |
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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: 20020507 |