JPH1016891A - 尾 翼 - Google Patents
尾 翼Info
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- JPH1016891A JPH1016891A JP17484896A JP17484896A JPH1016891A JP H1016891 A JPH1016891 A JP H1016891A JP 17484896 A JP17484896 A JP 17484896A JP 17484896 A JP17484896 A JP 17484896A JP H1016891 A JPH1016891 A JP H1016891A
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- tails
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- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 18
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 description 9
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 2
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
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Abstract
(57)【要約】
【課題】高仰角時に十分な方向安定性を確保できる尾翼
を提供する。 【解決手段】胴体後部の左右両舷に水平尾翼２ａ，２ｂ
および垂直尾翼３ａ，３ｂを備えた航空機において、左
右両舷毎に水平尾翼２ａ，２ｂおよび垂直尾翼３ａ，３
ｂを一体に形成して構成され、かつ胴体の長手方向に沿
った軸を中心として回転可能に設けられた一対の尾翼体
４ａ，４ｂと、航空機の高仰角時に尾翼体３ａ，３ｂを
約９０度回転させる回転機構（２１，２２，２３，２
４）とを備えた。
を提供する。 【解決手段】胴体後部の左右両舷に水平尾翼２ａ，２ｂ
および垂直尾翼３ａ，３ｂを備えた航空機において、左
右両舷毎に水平尾翼２ａ，２ｂおよび垂直尾翼３ａ，３
ｂを一体に形成して構成され、かつ胴体の長手方向に沿
った軸を中心として回転可能に設けられた一対の尾翼体
４ａ，４ｂと、航空機の高仰角時に尾翼体３ａ，３ｂを
約９０度回転させる回転機構（２１，２２，２３，２
４）とを備えた。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、高仰角での運用が
多用される航空機に適用される双垂尾形式の尾翼に関す
る。
多用される航空機に適用される双垂尾形式の尾翼に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】一般に、航空機の胴体後部には飛行中の
つり合い、安定性および操縦性を確保するための尾翼が
設けられている。尾翼は、水平尾翼と垂直尾翼との二つ
で構成され、水平尾翼は垂直方向の安定性および操縦性
を司り、垂直尾翼は水平方向の安定性および操縦性を司
っている。
つり合い、安定性および操縦性を確保するための尾翼が
設けられている。尾翼は、水平尾翼と垂直尾翼との二つ
で構成され、水平尾翼は垂直方向の安定性および操縦性
を司り、垂直尾翼は水平方向の安定性および操縦性を司
っている。
【０００３】ところで、航空機を高仰角で運用すると、
機体上方に発生する剥離域に垂直尾翼が入り込んで水平
方向の安定性（以下、方向安定性と称する）が低下す
る。従って、高仰角での運用が多用される航空機は、高
仰角時の方向安定性を確保する必要があり、そのための
方法として、高仰角時の剥離域を越えた高さにまで有効
となるように垂直尾翼を通常よりも高くする方法と、水
平尾翼および垂直尾翼の他にベントラルフィンを設ける
方法とが知られている。
機体上方に発生する剥離域に垂直尾翼が入り込んで水平
方向の安定性（以下、方向安定性と称する）が低下す
る。従って、高仰角での運用が多用される航空機は、高
仰角時の方向安定性を確保する必要があり、そのための
方法として、高仰角時の剥離域を越えた高さにまで有効
となるように垂直尾翼を通常よりも高くする方法と、水
平尾翼および垂直尾翼の他にベントラルフィンを設ける
方法とが知られている。
【０００４】図６は、後者の方法を採用した方向安定増
強尾翼の例であり、胴体１０１の後部には水平尾翼１０
２および垂直尾翼１０３が設けられ、さらに、ベントラ
ルフィン１０４が高仰角時の剥離域を避けるように胴体
１０１の下方に位置して設けられている。このベントラ
ルフィン１０４は、高仰角時に垂直尾翼１０３と共に方
向安定板として働く。
強尾翼の例であり、胴体１０１の後部には水平尾翼１０
２および垂直尾翼１０３が設けられ、さらに、ベントラ
ルフィン１０４が高仰角時の剥離域を避けるように胴体
１０１の下方に位置して設けられている。このベントラ
ルフィン１０４は、高仰角時に垂直尾翼１０３と共に方
向安定板として働く。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従来から知られている
高仰角時の方向安定性を高める方法のうち、垂直尾翼を
高くする方法は強度上の限界があり、しかも垂直尾翼が
高くなるにつれて空気抵抗が大きくなるという問題があ
る。また、ベントラルフィンを設ける方法は、離着陸時
の地面との接触を避ける必要からベントラルフィンの大
きさに制限がある。
高仰角時の方向安定性を高める方法のうち、垂直尾翼を
高くする方法は強度上の限界があり、しかも垂直尾翼が
高くなるにつれて空気抵抗が大きくなるという問題があ
る。また、ベントラルフィンを設ける方法は、離着陸時
の地面との接触を避ける必要からベントラルフィンの大
きさに制限がある。
【０００６】このように、高仰角時の方向安定性を確保
するために従来から知られている方法では、様々な制約
により十分な効果が得られないという問題があった。本
発明は、高仰角時に十分な方向安定性を確保できる尾翼
を提供することを目的とする。
するために従来から知られている方法では、様々な制約
により十分な効果が得られないという問題があった。本
発明は、高仰角時に十分な方向安定性を確保できる尾翼
を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
本発明は、胴体後部の左右両舷に水平尾翼および垂直尾
翼を備えた航空機において、左右両舷毎に水平尾翼およ
び垂直尾翼を一体に形成して構成され、かつ胴体の長手
方向に沿った軸を中心として回転可能に設けられた一対
の尾翼体と、航空機の高仰角時に尾翼体を約９０度回転
させる回転機構とを備えたことを特徴とする。
本発明は、胴体後部の左右両舷に水平尾翼および垂直尾
翼を備えた航空機において、左右両舷毎に水平尾翼およ
び垂直尾翼を一体に形成して構成され、かつ胴体の長手
方向に沿った軸を中心として回転可能に設けられた一対
の尾翼体と、航空機の高仰角時に尾翼体を約９０度回転
させる回転機構とを備えたことを特徴とする。
【０００８】本発明では、水平尾翼は低仰角時には水平
尾翼として働き、高仰角時には胴体下方の垂直尾翼とし
て働く。胴体下方には、胴体上方のように剥離域が発生
しないので、十分な方向安定性が確保できる。さらに、
ベントラルフィンを設けた場合と異なり、離着陸時の地
面との接触を心配する必要がなくなるので、予め水平尾
翼を十分な長さに設計すれば、さらに高い方向安定性を
確保できる。
尾翼として働き、高仰角時には胴体下方の垂直尾翼とし
て働く。胴体下方には、胴体上方のように剥離域が発生
しないので、十分な方向安定性が確保できる。さらに、
ベントラルフィンを設けた場合と異なり、離着陸時の地
面との接触を心配する必要がなくなるので、予め水平尾
翼を十分な長さに設計すれば、さらに高い方向安定性を
確保できる。
【０００９】一方、垂直尾翼は低仰角時には垂直尾翼と
して働き、高仰角時には水平尾翼として働く。上述した
ように高仰角時における方向安定性は、胴体下方に移動
して垂直尾翼として働く水平尾翼によって十分に確保さ
れるので、垂直尾翼は低仰角時の方向安定性が得られる
程度の高さに設計すればよく、従来のように空気抵抗が
大きくなるという問題がなくなる。
して働き、高仰角時には水平尾翼として働く。上述した
ように高仰角時における方向安定性は、胴体下方に移動
して垂直尾翼として働く水平尾翼によって十分に確保さ
れるので、垂直尾翼は低仰角時の方向安定性が得られる
程度の高さに設計すればよく、従来のように空気抵抗が
大きくなるという問題がなくなる。
【００１０】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の一実施形態に係
る尾翼を備えた航空機を後方から見た図である。この航
空機は双垂尾形式の尾翼を有しており、胴体１の後部の
左右両舷には水平尾翼２ａ，２ｂと垂直尾翼３ａ，３ｂ
とが設けられている。
る尾翼を備えた航空機を後方から見た図である。この航
空機は双垂尾形式の尾翼を有しており、胴体１の後部の
左右両舷には水平尾翼２ａ，２ｂと垂直尾翼３ａ，３ｂ
とが設けられている。
【００１１】水平尾翼２ａ，２ｂおよび垂直尾翼３ａ，
３ｂは、左右両舷毎に一体に形成され、一対の尾翼体４
ａ，４ｂを構成している。これら尾翼体４ａ，４ｂは、
胴体１の長手方向に沿った軸を中心として矢印方向６
ａ，６ｂで示すように９０度回転可能に設けられてい
る。また、水平尾翼１および垂直尾翼２の後部には、そ
れぞれ蝶番止めされた昇降舵および方向舵が取り付けら
れており、これら昇降舵および方向舵は、尾翼体４ａ，
４ｂ内部に設けられたアクチュエータによって９０度前
後の角度で駆動する。
３ｂは、左右両舷毎に一体に形成され、一対の尾翼体４
ａ，４ｂを構成している。これら尾翼体４ａ，４ｂは、
胴体１の長手方向に沿った軸を中心として矢印方向６
ａ，６ｂで示すように９０度回転可能に設けられてい
る。また、水平尾翼１および垂直尾翼２の後部には、そ
れぞれ蝶番止めされた昇降舵および方向舵が取り付けら
れており、これら昇降舵および方向舵は、尾翼体４ａ，
４ｂ内部に設けられたアクチュエータによって９０度前
後の角度で駆動する。
【００１２】図２は、尾翼体４ａ，４ｂの回転機構の具
体的な構成を示す図である。この回転機構は、モータ２
１、第１の駆動機構２２、ロッド２３、第２の駆動機構
２４から構成されている。
体的な構成を示す図である。この回転機構は、モータ２
１、第１の駆動機構２２、ロッド２３、第２の駆動機構
２４から構成されている。
【００１３】尾翼体４ａ，４ｂを回転させる場合、モー
タ２１が起動され、このモータ２１から伝えられるロー
ル方向の回転が第１の駆動機構２２を介してロッド２３
にピッチ方向の回転として伝えられ、このロッド２３の
ピッチ方向の回転が第２の駆動機構２４を介して尾翼体
４ａ，４ｂにロール方向の回転として伝えられること
で、尾翼体４ａ，４ｂは左右両舷で角度を一定に保ちな
がら矢印方向６ａ，６ｂで示すように回転する。
タ２１が起動され、このモータ２１から伝えられるロー
ル方向の回転が第１の駆動機構２２を介してロッド２３
にピッチ方向の回転として伝えられ、このロッド２３の
ピッチ方向の回転が第２の駆動機構２４を介して尾翼体
４ａ，４ｂにロール方向の回転として伝えられること
で、尾翼体４ａ，４ｂは左右両舷で角度を一定に保ちな
がら矢印方向６ａ，６ｂで示すように回転する。
【００１４】ここで、第１の駆動機構２２は、例えば図
３に示されるようにウォームおよびウォームホイールか
ら構成され、モータ２１のロール方向の回転はウォーム
３０に伝えられ、ウォーム３０およびウォームホイール
３１によりピッチ方向の回転に変換されて、ロッド２３
に伝えられる。また、第１の駆動機構２２は図４に示さ
れるように一対のギア（かさ歯車）４０，４１で構成さ
れてもよい。この場合、モータ２１の回転は、ギア４０
および４１によりピッチ方向の回転としてロッド２３に
伝えられる。
３に示されるようにウォームおよびウォームホイールか
ら構成され、モータ２１のロール方向の回転はウォーム
３０に伝えられ、ウォーム３０およびウォームホイール
３１によりピッチ方向の回転に変換されて、ロッド２３
に伝えられる。また、第１の駆動機構２２は図４に示さ
れるように一対のギア（かさ歯車）４０，４１で構成さ
れてもよい。この場合、モータ２１の回転は、ギア４０
および４１によりピッチ方向の回転としてロッド２３に
伝えられる。
【００１５】一方、第２の駆動機構２４は、例えば図５
に示されるように一対のギア（かさ歯車）５０，５１で
構成される。この場合、ロッド２３のピッチ方向の回転
は、ギア５０および５１を介して尾翼体４ａ，４ｂにロ
ール方向の回転として伝えられる。なお、図５は右舷の
尾翼体４ｂに対応する第２の駆動機構２４を示してい
る。
に示されるように一対のギア（かさ歯車）５０，５１で
構成される。この場合、ロッド２３のピッチ方向の回転
は、ギア５０および５１を介して尾翼体４ａ，４ｂにロ
ール方向の回転として伝えられる。なお、図５は右舷の
尾翼体４ｂに対応する第２の駆動機構２４を示してい
る。
【００１６】本実施形態では、航空機の低仰角時には尾
翼体４ａ，４ｂを回転させず、図１中に実線で示した状
態で使用する。この場合、水平尾翼２ａ，２ｂおよび垂
直尾翼３ａ，３ｂは、それぞれ通常の双垂尾形式の尾翼
と同様に機能する。
翼体４ａ，４ｂを回転させず、図１中に実線で示した状
態で使用する。この場合、水平尾翼２ａ，２ｂおよび垂
直尾翼３ａ，３ｂは、それぞれ通常の双垂尾形式の尾翼
と同様に機能する。
【００１７】一方、航空機の高仰角時には、操縦者の操
作によって尾翼体４ａ，４ｂを９０度回転させる。この
場合、水平尾翼２ａ，２ｂは、それぞれ図１中に点線で
示した位置に移動し、下方垂直尾翼５ａ，５ｂとして航
空機の水平方向の安定性および操縦性のを向上させる働
きを担う。垂直尾翼３ａ，３ｂは、低仰角時に水平尾翼
２ａ，２ｂがあった位置に移動し、左右両舷の水平尾翼
として航空機の水平方向の安定性および操縦性を向上さ
せる働きを担う。
作によって尾翼体４ａ，４ｂを９０度回転させる。この
場合、水平尾翼２ａ，２ｂは、それぞれ図１中に点線で
示した位置に移動し、下方垂直尾翼５ａ，５ｂとして航
空機の水平方向の安定性および操縦性のを向上させる働
きを担う。垂直尾翼３ａ，３ｂは、低仰角時に水平尾翼
２ａ，２ｂがあった位置に移動し、左右両舷の水平尾翼
として航空機の水平方向の安定性および操縦性を向上さ
せる働きを担う。
【００１８】すなわち、水平尾翼２ａ，２ｂは、低仰角
時には通常の水平尾翼と同様に機能し、高仰角時には胴
体１の下方に移動して下方垂直尾翼５ａ，５ｂとして働
く。胴体１の下方には、上方のように剥離域が発生しな
いので、高仰角時においても十分な方向安定性を確保す
ることができる。しかも、ベントラルフィンを設ける場
合と異なり、離着陸時の地面との接触を心配する必要が
なくなるので、予め水平尾翼２ａ，２ｂを高仰角時の方
向安定性が十分得られる長さに設計すれば、ベントラル
フィンを設ける方法に比べてより高い方向安定性を確保
することができる。
時には通常の水平尾翼と同様に機能し、高仰角時には胴
体１の下方に移動して下方垂直尾翼５ａ，５ｂとして働
く。胴体１の下方には、上方のように剥離域が発生しな
いので、高仰角時においても十分な方向安定性を確保す
ることができる。しかも、ベントラルフィンを設ける場
合と異なり、離着陸時の地面との接触を心配する必要が
なくなるので、予め水平尾翼２ａ，２ｂを高仰角時の方
向安定性が十分得られる長さに設計すれば、ベントラル
フィンを設ける方法に比べてより高い方向安定性を確保
することができる。
【００１９】一方、垂直尾翼３ａ，３ｂは、低仰角時に
は通常の双垂尾形式の垂直尾翼と同様に機能し、高仰角
時には左右両舷の水平尾翼として働く。上述したように
高仰角時における方向安定性は、下方垂直尾翼５ａ，５
ｂによって十分に確保されるので、垂直尾翼３ａ，３ｂ
は低仰角時の方向安定性が得られる程度の高さに設計す
ればよく、従来のように空気抵抗が大きくなるという問
題が生じない。
は通常の双垂尾形式の垂直尾翼と同様に機能し、高仰角
時には左右両舷の水平尾翼として働く。上述したように
高仰角時における方向安定性は、下方垂直尾翼５ａ，５
ｂによって十分に確保されるので、垂直尾翼３ａ，３ｂ
は低仰角時の方向安定性が得られる程度の高さに設計す
ればよく、従来のように空気抵抗が大きくなるという問
題が生じない。
【００２０】このように本実施形態の尾翼は、従来のよ
うに垂直尾翼を高くする方法やベントラルフィンを設け
る方法とは異なり、高仰角時に十分な方向安定性を確保
することができる。
うに垂直尾翼を高くする方法やベントラルフィンを設け
る方法とは異なり、高仰角時に十分な方向安定性を確保
することができる。
【００２１】
【発明の効果】以上説明したように本発明によれば、航
空機の低仰角時には通常の尾翼と同様に機能し、高仰角
時には尾翼体が９０度回転して、垂直尾翼は水平尾翼と
して、水平尾翼は胴体下方に位置する垂直尾翼として働
くため、胴体上方に発生する剥離域の影響がなくなり、
しかも離着陸時の地面との接触を心配する必要がないこ
とから高仰角時に下方垂直尾翼として機能する水平尾翼
を予め十分な長さに設計できるので、高仰角時において
も十分な方向安定性を確保する尾翼を提供することがで
きる。
空機の低仰角時には通常の尾翼と同様に機能し、高仰角
時には尾翼体が９０度回転して、垂直尾翼は水平尾翼と
して、水平尾翼は胴体下方に位置する垂直尾翼として働
くため、胴体上方に発生する剥離域の影響がなくなり、
しかも離着陸時の地面との接触を心配する必要がないこ
とから高仰角時に下方垂直尾翼として機能する水平尾翼
を予め十分な長さに設計できるので、高仰角時において
も十分な方向安定性を確保する尾翼を提供することがで
きる。
【図１】本実施形態の尾翼を適用した航空機を後方から
みた図
みた図
【図２】同実施形態の構成を説明するための図
【図３】図２中の第１の駆動機構の例を説明するための
図
図
【図４】図２中の第１の駆動機構の別の例を説明するた
めの図
めの図
【図５】図２中の第２の駆動機構の例を説明するための
図
図
【図６】従来の方向安定増強尾翼の例を示す図
１…胴体 ２ａ，２ｂ…水平尾翼 ３ａ，３ｂ…垂直尾翼 ４ａ，４ｂ…尾翼体 ５ａ，５ｂ…下方垂直尾翼 ６ａ，６ｂ…矢印方向 ２１…モータ ２２…第１の駆動機構 ２３…ロッド ２４…第２の駆動機構 ３０…ウォーム ３１…ウォームホイール ４０，４１，５０，５１…ギア １０１…胴体 １０２…水平尾翼 １０３…垂直尾翼 １０４…ベントラルフィン
Claims (1)
- 【請求項１】胴体後部の左右両舷に水平尾翼および垂直
尾翼を備えた航空機において、 左右両舷毎に水平尾翼および垂直尾翼を一体に形成して
構成され、かつ胴体の長手方向に沿った軸を中心として
回転可能に設けられた一対の尾翼体と、 前記航空機の高仰角時に前記尾翼体を約９０度回転させ
る回転機構とを備えたことを特徴とする尾翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17484896A JPH1016891A (ja) | 1996-07-04 | 1996-07-04 | 尾 翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17484896A JPH1016891A (ja) | 1996-07-04 | 1996-07-04 | 尾 翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1016891A true JPH1016891A (ja) | 1998-01-20 |
Family
ID=15985716
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17484896A Withdrawn JPH1016891A (ja) | 1996-07-04 | 1996-07-04 | 尾 翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1016891A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010280252A (ja) * | 2009-06-02 | 2010-12-16 | Keiji Shigemiya | 飛行機の垂直尾翼 |
| CN105667764A (zh) * | 2016-03-07 | 2016-06-15 | 邓冠柔 | 一种旋转尾翼式变体飞行器 |
| GB2565768A (en) * | 2017-08-15 | 2019-02-27 | Bae Systems Plc | A vehicle |
| US10899429B2 (en) | 2017-08-15 | 2021-01-26 | Bae Systems Plc | Vehicle |
-
1996
- 1996-07-04 JP JP17484896A patent/JPH1016891A/ja not_active Withdrawn
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010280252A (ja) * | 2009-06-02 | 2010-12-16 | Keiji Shigemiya | 飛行機の垂直尾翼 |
| CN105667764A (zh) * | 2016-03-07 | 2016-06-15 | 邓冠柔 | 一种旋转尾翼式变体飞行器 |
| GB2565768A (en) * | 2017-08-15 | 2019-02-27 | Bae Systems Plc | A vehicle |
| US10899429B2 (en) | 2017-08-15 | 2021-01-26 | Bae Systems Plc | Vehicle |
| GB2565768B (en) * | 2017-08-15 | 2022-05-18 | Bae Systems Plc | A vehicle |
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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: 20031007 |