JPS621695A - 高運動性航空機とその飛行方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は、航空機の運用方法およびこの航空機の制御装
置に関する。

［従来の技術］ １９７８年頃までは、航空機を失速させることはこの航
空機がきりもみや好ましくないディープストールに陥る
ことになり、操縦不能な状態となるため、許容ざれない
飛行状態であるとされていた。このディープストール状
態とは、航空機が安定を保ってはいるが、高い迎え角で
失速しており、正常な飛行状態に回復するのは極めて困
難または不可能な状態である。つまり、このディープス
トール状態では、航空機が最大揚力を与える迎え所以上
の迎え角となっており、操縦不能の状態とはなっている
が、この航空機は高い降下率で降下している以外には、
特に特徴のある運動は生じない。

通常の航空機では、その迎え角が約１８゜ないし２０″
で失速する。

しかし、米国特許Ｎｏ．４．２６１．５３３および４，
０９９．６８７に開示されているように、水平尾翼が回
転できるようにこの尾翼および航空機の尾部を構成する
か、または主翼に装着したエンジンを傾動できるように
構成し、このディープストールのような高い迎え角の状
態で航空機を制御できるようにしたものがある。

これらのものによれば、高い降下率は制・゜―できない
が、その他の制御は推力を調整することによっておこな
うことができ、このような高い迎え角で飛行する場合の
安全性やその飛行特性の有用性等が研究されている。

このような場合の航空機の縦方向の制御は、上記の米国
特許Ｎｏ．４．２６１，５３３および４、０９９，６８
７に開示されているように、尾翼全体、または弦長の大
きなニレボンをこの航空機の迎え角と反対の方向にこの
迎え角と略等しい角度だけ回動させ、これらの尾翼の迎
え角を失速角度以下に維持し、この航空機の制御と安定
性を維持するものである。

また、米国特許Ｎｏ．４．２８１，８１０、米国特許Ｎ
ｏ．４，０１０，９２０および西ドイツ公開特許公報２
４２１５２４には、回動可能な先尾関を備えたものが開
示されている。しかし、これらのものは、失速角度以下
の低い迎え角で飛行する場合，の安定性および操縦性を
改善するものであり、高い迎え角で飛行する場合の安定
性および操縦性を改善するものではない。

多くの場合、通常の飛行ではその迎え角は最大揚力を与
える迎え角以下の角度に規制ざれており、この最大揚力
の迎え角を超えると完全に失速する。

また、ある種の航空機、たとえば前縁の後退角がきわめ
て大きい航空機やストレークすなわち胴体に帯状の板が
突設された航空機では、この翼面や舵面から気流の部分
剥離が発生し、最大揚力を与える迎え角以下の迎え角に
おいて安定性の問題が発生し、このため通常飛行の際の
迎え角が低く制限されている。

［発明が解決しようとする問題点コ 本発明は、以上の事情に基づいてなされたもので、上記
の問題を解決し、従来規制されていた以上の迎え角で飛
行することができる航空機およびその飛行方法を提供す
るものである。このような従来の制限を超えた飛行は超
通常飛行である。

［問題点を解決するための手段とその作用］本発明は、
超通常飛行が出来る航空機およびその飛行方法を提供す
るものである。この超通常飛行は、きわめて大きい迎え
角で飛行するもので、これによってピッチおよび飛行経
路の角度を変更し、通常の飛行では達成できなかった飛
行経路および鉛直方向の速度を達成することができる一
戸のである。

本発明の航空機、たとえば＾運動性戦術戦ａｍが超通常
飛行をする場合には、この航空機の主翼は部分的または
全面的に失速する。そして、この場合には縦方向の操縦
舵面、たとえば前尾翼はこの航空機の迎え角と反対の方
向にこれと略等しい角度だけ回動し、これによってこの
航空機が大きい範囲で迎え角、ピッチおよび飛行経路を
とれるように制御する。このような飛行状態は、ディー
プストールによって一４５″の降下、または＋９０゛の
鉛直上昇まで可能である。

また、この航空機は、推進装置の前端部の空気取入れ口
および後端部の排気口が上記と同様に回動することがで
きるように構成され、推力を任意の方向に向けることが
できる。

また、この航空機の胴体の前部、推進装置の排気口の近
傍および垂直尾翼には横方向にジェットを噴射するスラ
スタジェットが設けられており、これらのスラスタジェ
ットも上記と同様にその噴射方向を制御できるように構
成されている。

このような超通常飛行によれば、きりもみを防止して安
全性を向上し、また好ましくない失速およびきりもみか
ら迅速に回復でき、急な降下や着陸の際のアプローチを
おこなうことができ、また遠隔操縦機では急激で正確な
回避飛行ができ、運用性および運動性を＾めることがで
きる。

［実施例］ 以下図を参照して本発明の詳細な説明する。

第１八図ないし第１Ｃ図には、高運動性戦術戦闘機を示
し、この戦ｇａｍｌは本発明の超通常飛行をおこなうこ
とができるように構成されている。この戦闘機には、胴
体１１が備えられ、この胴体内にパイロットが搭乗し、
また燃料、ペイロード、操縦装置、航法装置、生命維持
装置等が搭載されている。この胴体１１は、機首部、中
央部および尾部を備えている。また、ジェットエンジン
推進装置１２には、その前部に方向可変形の空気取入れ
口１３が設けられ、迎え角が大きい場合でもこのジェッ
トエンジンの作動を維持できるように構成され、またそ
の後部には方向可変形の排気口１４が設けられ、この推
進装置１２の推力およびその方向を制御できるように構
成されている。なお、この実施例では２基のジェットエ
ンジン推進装置１２を示しているが、１基または３基以
上の推進装置を備えたものでもよい。また、この胴体１
１の尾部には後退間あるいは変形三角間からなる主翼１
５が装着されており、この主翼にはフラッパロン１６、
ニレボン１７およびスポイラ１８が設けられている。ま
た、この主１１５の下面には上記の推進装置１２が装着
されている。この主翼は、この航空機の空力特性に対応
して空力的な操縦力を発生する一次の操縦舵面として構
成され・でいる。

以下の説明のため、この航空機の互いに直交する３軸を
、その縦すわち水平軸をｘ−−ｘ”軸、横方向の軸をＹ
−−Ｙ′軸、鉛直方向の軸を２′−Ｚ′軸とし、またこ
れら角軸を含む互いに直交する３個の面を基準平面とす
る。

そして、上記の第１八図ないし第１Ｃ図に示すように、
胴体１１の中央部には一対の売尽！ｗ１９が設けられ、
これら売尽翼は上記の主１１１５の前方にこれと独立し
て設けられ、この主翼に対して第２の操縦舵面を構成し
ている。これらの売尽翼１９は、上記の縦方向の軸ｘ”
−ｘ−軸に対して対称に配置され、また第１８図に示す
如く横方向の軸Ｙ’Ｃ−Ｙ’Ｃ軸を中心として回動する
ように構成されている。この前尾翼の回動角度δＣの回
動範囲は、第１Ｃ図に示すように縦方向の軸ｘ′−Ｘ′
に対して約＋４５°　（後縁を下方に回動させた状態二
図示せず）から−９０°　（後縁を上方に回動させた状
態：第１Ｃ図に示す）の範囲である。

このように、この前尾翼が上記のように＋４５゜≧δＣ
≧−９０″の範囲で回動するので、この前尾翼が空気の
流れ方向に略整列され、この前尾関１９が失速すること
がない。

また、垂直層１２０方向の安定と減衰をなす。

この垂直尾翼２０の方向舵２１はヨ一方向の制御をなし
、またロール方向の制御は上記の主翼１５のフラッパロ
ン１６、ニレボン１７およびスポイラ１８によって制御
される。

また、第１Ｂ図に示すように、胴体１１の機首部、推進
装置１２の排気口１４近傍、および垂直尾翼２０には制
御用スラスタジェット２２が配置されている。これらの
制御用スラスタジェット２２は、補助動力装置（図示せ
ず）または推進装置１２のブリードエアを利用する。こ
れらの制御用スラスタジェット２２はこの航空機の速度
が零に近くなった場合にこの航空機を制御するものであ
る。

また、図示はされていないが、この航空機の胴体１１内
には、プログラムされ、パイロットによって操作される
自動航法検出器、コンピュータ、アクチュエータ等が搭
載されており、第１Ａないし第１Ｃ図に示すこの航空機
のｘ＝−ｘ”軸、Ｙ−−Ｙ”軸、２−−２−軸まわりの
迅速な操縦と安定性を与える。

そして、これら推進装置１２、主翼１５、前層ｌ１１９
、垂直層１２０、方向舵２１の作動を組合わせ、また各
種の安定・操縦装置によって、この航空機は最大揚力を
与える迎え角より大きい迎／え角で飛行することができ
る。そして、上記の舵面や装置等によって本発明の超通
常飛行が可能となる。

この高運動性戦闘機ａｍが本発明の超通常飛行をおこな
う場合の運動の名称、記号、数式等を以下に記す。

１）　交＝Ｖｃ。、γｃｏｓψ ２）　　Ｙ　”　Ｖ　ｃｏｏ　１　ｓｉｎψ３）ゑ＝Ｖ
ｓｉｎｒ ここで、 ｑご Ｄ：抵抗−〇ｏｑＳ ｇ二重力加速度 Ｌ；推力 Ｓ：翼面積 Ｔ：推力 ｔ：時間 Ｖ：飛行経路速度 ｖ Ｖ：飛行経路加速度（□） ｔ ｘ、ｙ、ｚ　：平坦な地面の軸 ｘ、９．ｚ：平坦な地面の軸の方向の速度成分Ｗ：重量 Ｑ−１／２ρ■２　：動圧 ρ：空気の密度 α：迎え角 γ：飛行経路の角度 ｉ：飛行経路の角速度 θ：ピッチ姿勢角度 φ：バンク角 ψ：飛行方向の角度 市：飛行方向の角速度（旋回率） である。

なお、これらの計算の際には、この高運動性戦闘機を点
質量とみなし、またこの戦闘機が横すべりをせず、さら
に平坦で回転しない地面の上を飛行すると仮定した。

また、第２Ｃ図には、超通常飛行の際の航空機の推力Ｔ
１揚力し、抵抗Ｄ、速度ｖ１および各種の姿勢が示され
ている。この超通常飛行では、この航空機は最大揚力を
与える迎え角より大きな迎え角で飛行し、この主１１５
の全面が完全に、または部分的に失速しており、また上
記の売尽翼１９は負方向に回動角度−６０だけ回動して
いる。

また、この売尽舅１９の回動角度の絶対値はこの航空機
全体の迎え角αに略等しく、この売尽翼１９は空気の流
れと略平行となり、失速することはない。よって、この
売尽宵１９は効果的な揚力発生翼として作用し、またこ
の航空機全体を制御するに必要な力およびモーメントを
発生する。

また、この航空機の上記各Ｘ、Ｙ、Ｚ輪まわりの速度成
分は、前記の１，２および３式によって、この航空機の
飛行速度Ｖ、飛行経路の角度γ、飛行方向の角度ψに対
応して決定される。

また、この航空機の飛行経路に沿った加速度※は、上記
の４式によって、推力Ｔ１抵抗０１重量Ｗ、迎え角α、
および飛行経路の角度γに対応して決定される。

また、飛行経路の角速度テは上記５式によって、推力Ｔ
１揚揚力１飛行経路に沿った速度■、重量Ｗ、迎え角α
、バンク角φ、および飛行経路の角度γによって決定さ
れる。

また、飛行方向の角速度ｔ、すなわちこの航空機の回転
率は、上記の６式にしたがって、推力Ｔ１揚力し、飛行
経路に沿った速度■、重量Ｗ、迎え角α、バンク角φ、
および飛行経路の角度γに対応して決定される。

さらに、上記の７式に示すように、この航空機のピッチ
角θは、迎え角αと飛行経路の角度γとの和に等しい。

また、高運動性戦術戦闘機としての性能の要目としては
、速度Ｖ１加速度ｖ１飛行経路の角速度を迅速に変化さ
せる能力である。この図示する高運動性戦術戦闘機は、
第３図に示すような水平−横方向のＸ−Ｙ平面における
旋回特性を向上したものである。この飛行方向の角速度
Ｗ１すなわち航空機の旋回率は、高度６．０００ｍ　（
２０，０００フイート）、翼面荷重Ｗ／Ｓが３３２ＫＧ
／ｒｌ（６８ボンド／平方フイート）の場合において、
この航空機のマツハ数Ｍに関連させたものである。また
、この航空機の重量対推力比Ｔ／Ｗは、Ｍ−０において
０．５、Ｍ−０，９において０゜９であり、これらの関
係の表を第３図の右上に示す。

通常の飛行領域は、最大揚力係数ｃＬｍａＸ　およびそ
の航空機の構造的な荷重ファクターηによって決定され
る。また、マツハ数Ｍに対する旋回率ψの曲線は、「コ
ーナ」状態と称される部分で交差する。本発明のような
装置を備えていない通常の戦闘機では、この旋回率ψは
上記のコーナ状態において瞬間的な最大値となる。たと
えば、第３図においては、通常の航空機による通常飛行
では、その許容される旋回率の瞬間的な最大値はマツハ
数Ｍが約０．７において毎秒的２３°である。また、こ
のコーナ状態では、通常の航空機の旋回半径Ｒは約５８
０ｍ　（１，９００フイート）である。

第３図において、超通常飛行の領域は、最大構造的荷重
ファクターηを上限とし、上記旋回率ψのコーナ状態を
下限とする領域にある。また、時間に対する飛行方向の
角度の変化は上記の６式によって求められ、これは飛行
方向角速度すなわち旋回率である。たとえば、迎え角α
が７０°で、バンク角ψが９０’の場合における旋回率
ψの変化を破線で示す。

本発明の高運動性戦術戦闘機曙では、迎え角７０°で飛
行し、マツハ数Ｍが０．１８以下で通常の旋回率ψの最
大値を超える旋回率で旋回し、またその飛行経路角度γ
は約６５°に達する。また、飛行経路の角度が７８°、
旋回率ψが毎秒５０°、旋回半径が３８ｍ　（１２５フ
イート）に達する。また、参考のため、推力から抵抗を
差引いた値が零の場合、すなわちＴ−Ｄ−０、つまり余
剰推力が零すなわちＰｓ＝Ｏの場合に、航空機が旋回す
る際の特性を示す。

また、この超通常飛行をより明確にするため、高運動性
戦術戦闘機の特性を第４図に示し、この第４図のデータ
は上記第３図のデータと同様であるが、推力Ｔおよび揚
力しに対応する旋回率ψのデータを追加しである。前記
の６式に示すように、この飛行方向の角速度すなわち旋
回率ψは、推力Ｔと揚力りに関連している。この第４図
に示す特別な飛行状態では、マツハ数Ｍが０．２８以下
の領域では上記６式の推力に関連した項が優越し、また
マツハ数Ｍが０．２８以上では揚力を含む項が優越する
。

また、第３，４図に示すような特性の高運動性戦術機ｎ
機が、超通常飛行特性を有しない通常のジェット戦闘機
と１対１で戦闘をおこなう場合の運用法を第５図に示す
。状況を明確にするため、敵機が長または中射程ミサイ
ルを装備しており、このミサイルの最大射程内で戦闘が
開始され、このミサイルを発射するとともに飛来してく
るミサイルを回避する行動をとり、接近戦闘に入るべく
行動すると仮定する。この通常ジェット戦闘機では、超
通常飛行する能力がないので、最大揚力係数を与える迎
え角以上の迎え角で飛行することはできず、その飛行は
上記のコーナ状態のマツハ数すなわち速度に制限される
。一方、本発明の高運動性戦術戦闘機は、これに対して
推力を好ましくは全出力まで増加させる。次に、パイロ
ットは迎え角を非常に大きい角度たとえば７０°まで上
げ、機を上昇させ、その飛行経路の角度γおよびバンク
角φを約９・０°に近付ける。

よって、この第５図に示し、第３．４図に示すこの高運
動性戦術戦闘機は超通常飛行となり、通常のジェット機
＋ｏａｉがそのコーナ状態のマツハ数Ｍすなわち速度■
における旋回率の２倍を超える旋回率ンで減速しかつ急
激に上昇する。このような旋回をおこなうことにより、
本発明の高運動性戦術戦闘機は敵のジェット戦闘機の内
側にまわり込み、敵機が旋回を完了してミサイルを発射
する前にこの敵機に向けて短射程のミサイルを発射する
いわゆる「スーパーショット」をおこない、敵機に勝利
することができる。

また、図示はされていないが、本発明の高運動性戦闘機
１ｌＩＩＩ用のこの戦術によって複数の航空機の空中戦
に大きな効果を上げることもできる。

また、本発明の方法は、上記のように大きな角度で回動
できる売尽翼１９を有し、また機首部、推進装置１２の
排気口１４の近傍、および垂直尾翼の両側に制御用のス
ラスタジェット２２を有する航空機を飛行およびｌｉｌ
制御するものであって、この方法によれば、この航空機
を超通常飛行で飛行させ、この本発明のような特性を有
しない従来のジェット戦闘機に比較して、従来の常識を
超えた高い運動性すなわち「高運動性」が得られる。従
来のジェット機では、その飛行はコーナ状態のマツハ数
Ｍすなわち速度Ｖ、つまり最大揚力係数を与える迎え角
の範囲内に制限されていた。

たとえば、この方法は、いくつかの段階で本発明の高運
動性戦術数１ｌＩＩを超通常飛行させるものである。ま
ず、この高運動性戦１ｌｌｌＩが、これと同様の能力を
有し、かつ本発明のような超通常飛行制御システムを備
えておらず、最大揚力をあてえる迎え角以下の迎え角の
範囲でしか飛行できない通常の敵ジェット戦闘機と交戦
を開始したとする。

この敵ジェット機は、その最大旋回率ψがコーナ状態に
おけるマツハ数Ｍすなわち速度■に制限され、またこの
旋回率ψは最大揚力によって制限され、さらにこの旋回
率ψはこのジェット機の構造的な荷重ファクターによっ
て制限される。

第４図によれば、通常の航空機が６．ＯＯＯｍ（２０，
０００フイート）の高度で飛行している場合には、その
最大旋回率ψは毎秒２２°ないし２５°であり、この状
態でのコーナ状態のマツハ数Ｍは約０．７すなわち毎秒
２２０ｍ（毎秒７２５フイート）である。

本発明の方法の第２の段階は、目視または電子機器で敵
機を確認したら、本発明の高運動性戦闘機をの推力を最
大出力とし、また売尽翼１９の回動、制御用スラスタジ
ェット２２の使用、可変空気取入れ口１３および排気口
１４の偏向等を組合わせて制御し、この戦闘機の迎え角
αを約３５゜とし、その飛行経路角度γおよび上昇率を
大きくとって上昇する。

そして、この高運動性戦闘機は大きな迎え角αのため抵
抗が大きく、減速する。そして、さらに迎え角αが６０
’から７０″の範囲まで増大し、またこの高運動性戦術
戦闘機は９０°の大きな角度でバンクする。このように
大きなバンク角をとることによって、この戦闘機は一層
減速して極めｔ低い速度となり、迅速に旋回および方向
変換をおこなう。この高運動性戦闘機の飛行方向角速度
テすなわち旋回率は、この場合のマツへ数がＭ−〇、２
８と低速であり、前記６式の推力の墳運動性戦闘機は迅
速に旋回および方向変換し、敵機に対する最適な発射位
置に位置する。

また、本発明の特徴は、第５図に示すように飛行経路が
急に上昇する部分においてパイロットが減速の加速度に
耐えられることである。すなわち、推力の偏向やこのよ
うに大きな迎え角による抵７坑によって生じる減速慣性
力は、最大揚力を与える迎え角で飛行する場合の減速慣
性力より大きい。

しかし、この場合の減速慣性力は、パイロットに経験的
に「眼球低下」と称されるストレスを与えるが、このス
トレスは、最大揚力を与える迎え角以下の迎え角で飛行
する通常のジェット機が減速する際にパイロットが受け
るストレス、すなわち「ベルト吊下げ状態」または「眼
球飛出し」と称されるストレスよりパイロットに与える
苦痛が少ない。

また、本発明の方法は、回転可能な一対の売尽肩１９を
偏向し、これを最大揚力を発生する迎え角以下の迎え角
に維持し、超非加速状態または非加速状態の調整された
飛行状態を達成するものである。

また、本発明の方法は、さらに推力の方向、調整をなし
、この高運動性の航空機をそのピッチングの姿勢をＯ′
″から９０°の範囲で変化させ、第５図に示すようにこ
の航空機を急激に上昇または下降させ、かつこの闇に安
定と制御を維持するものである。また、農終的には、パ
イロットはこの航空機を通常の非加速飛行状態に復帰さ
せることができる。

また、本発明の方法は、空力的な舵面１６゜１８．１９
および２１を操作し、またスラスタジェット２２の方向
を不所望な方向の動きと反対の方向に移動させ、この航
空機のロール、ヨー、ピッチのｔｌｌｌｌｌｌをなすも
のである。たとえば、第１Ｃ図に示すように、胴体１１
の機首部の下面にあるスラスタジェット２２を作動させ
るとともに推進装置の空気取入れ口１３および排気口１
４を偏向させ、機首を上げるとともに、推進装置１２の
後部の上面にあるスラスタジェット２２を作動させて尾
部を下げ、この航空機に生じる望ましくない機首下げの
モーメントを抑えることができる。また、これらのスラ
スタジエツ１−２２は、ロール、ヨー、ピッチの方向の
望ましくない動きを制御する。なお、これらの作動の詳
細は、この分野の通常の技術を有する者であれば容易に
理解できるので、ここでは詳述しない。また、これらス
ラスタジェット２２および推進装置の空気取入れ口１３
や排気口１４を偏向させることによって、ロール；ヨー
、ピッチの制御をおこない、主翼１５の失速を防止する
こともできる。また不注意により失速した場合には、パ
イロットが売尽舅１９、空気取入れ口１３および排気口
１４、スラスタジェット２２等を迅速に操作してこの航
空機の迎え角αを最大揚力を与える迎え角よりはるかに
大きな迎え角に維持することもできる。

また、この高運動性航空機が地面等に接触するような場
合には、失速しない範囲で航空機のピッチ角度θを維持
することができ、パイロットの射出脱出に好ましい姿勢
を維持することができ、パイロットの生存の確率が大き
くなる。この好ましい射出姿勢とは、航空機から地面と
離れる方向に射出されるような姿勢である。

また、本発明の方法は、上記の回動自在の光道１１１９
およびスラスタジェット２２を使用してロール、ヨー、
およびピッチを制御し、きりもみに入るような飛行状態
となることを防止できるものである。また、不注意によ
ってきりもみに入った場合には、この売尽舅１９および
スラスタジェット２２を使用してこのきりもみを持続さ
せる原因である空力的力と遠心力との釣合いを破るよう
な作動を行なうことができる。

また、この売尽翼１９とスラスタジェット２２とを使用
して、この高運動性航空機を超通常飛行状態である大き
な迎え角の状態から通常の飛行状態である最大揚力を与
える迎え角以下の迎え角で飛行する状態に復帰させるこ
ともできる。

なお、本発明は上記の実施例には限定されず、本発明の
分野における通常の技術を有する者であれば、本発明の
要旨を逸脱しない範囲で各種の変更等をおこなうことが
できる。

【図面の簡単な説明】

図は本発明の実施例を示し、第１Ａ図は本発明の高運動
性戦術戦闘機の正面図、第１Ｂ図は同平面図、第１Ｃ図
は同側面図である。また第２Ａ図はこの航空機をＸ、Ｙ
軸とともに示す平面図、第２Ｂ図はこの航空機をＹ、Ｚ
軸とともに示す正面図、第２Ｃ図はこの航空機をｘ、Ｚ
軸とともに１示す側面図である。また第３図はこの航空
機のＸ−Ｙ平面内における運動特性を示す線図、第４図
はこの航空機のＸ−Ｙ平面内における他の運動特性を示
す線図、第５図はこの航空機の運用を示す概略図である
。 １１・・・胴体、７２・・・推進装置、１３・・・空気
取入れ口、１４・・・排気口、１５・・・主翼、２２・
・・スラスタジェット 図面の浄書（内容に＊更なし） 手続補正書坊式） １．事件の表示 特願昭６１−０８１９６２号 ２、発明の名称 ・　高運動性航空機とその飛行方法 ３、補正をする者 事件との関係　　特許出願人 ダイ　−　チック・インコーホレーテッド４、代理人 東京都港区虎ノ門１丁目２６番５号　第１７森ビル〒１
０５　　電話　０３　（５０２）３１８１　（大代表）
６、補正の対象 適正な願書（代表者の氏名）、委任状およびその訳文。 図面 ７、補正の内容　　　別紙の通り 図面の浄書（内容に変更なし）

Claims (5)

【特許請求の範囲】
1. （１）機首部、中間部、尾部および少なくとも１個の垂
   直尾翼を備えた胴体と； 上記胴体の尾部に取付けられた主翼と； この主翼に取付けられた推進装置と； この推進装置の前端部に設けられた方向可変形の空気取
   入れ口およびこの推進装置の後端部に設けられた方向可
   変形の排気口と； 上記胴体の中間部に上記主翼の前方にこれと独立して回
   動自在に取付けられた先尾翼手段とを備え、この先尾翼
   は後縁上げ９０°から後縁下げ４５°の迎え角の範囲で
   回動し空気の流れを偏向し； また上記胴体の機首の周囲、上記推進装置の排気口の近
   傍、および少なくとも１個の上記垂直尾翼に、所定の方
   向に推力を発生するスラスタジエツト手段が設けられて
   いることを特徴とする高運動性航空機。
2. （２）所定の方向に向けて空中運用を開始する過程と； 推力を最大推力まで増加させる過程と； この航空機に装着されている一対の先尾翼を回動させ、
   この航空機の迎え角を最大揚力を発生する迎え角より大
   きな迎え角とし； 可変形の空気取入れ口および可変形の排気口の角度を上
   記先尾翼の迎え角と等しい角度に回動させてこの推力の
   方向を制御する過程と； バンク角を約９０°にとり、この航空機の速度をマッハ
   数０．２８Ｍ以下まで減速する過程と；この航空機を旋
   回させる過程と； この航空機を上記運用を開始した方向と反対の方向に向
   け； これによつてこの航空機を超通常飛行させて高運動性を
   発揮させることを特徴とする高運動性航空機の飛行方法
   。
3. （３）前記先尾翼をその迎え角が最大揚力を発生する迎
   え角より小さな迎え角となるように再回動させることを
   特徴とする前記特許請求の範囲第２項記載の高運動性航
   空機の飛行方法。
4. （４）航空機の機首の周囲、排気口の近傍、および少な
   くとも一方の垂直尾翼に設けられた制御用スラスタジエ
   ツトの方向を、ロール、ヨー、ピッチの角方向の望まし
   くない動きの方向と反対の方向に推力が発生するように
   制御することを特徴とする前記特許請求の範囲第２項記
   載の高運動性航空機の飛行方法。
5. （５）前記先尾翼の迎え角を、最大揚力を発生する迎え
   角より大きな迎え角に迅速に回動させてこの航空機を機
   首上げのピッチ角の姿勢に維持し；これによつてこの航
   空機が地面と接触する場合にパイロットの射出脱出に好
   ましい姿勢を維持し、このパイロットの生存の可能性を
   確保することを特徴とする前記特許請求の範囲第２項記
   載の高運動性航空機の飛行方法。