JPH02262497A - 可変尾翼をもつ航空機 - Google Patents
可変尾翼をもつ航空機Info
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- JPH02262497A JPH02262497A JP8146089A JP8146089A JPH02262497A JP H02262497 A JPH02262497 A JP H02262497A JP 8146089 A JP8146089 A JP 8146089A JP 8146089 A JP8146089 A JP 8146089A JP H02262497 A JPH02262497 A JP H02262497A
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- aircraft
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- actuator
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- axis
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- 230000033001 locomotion Effects 0.000 abstract description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 abstract description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 12
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 11
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 210000003127 knee Anatomy 0.000 description 1
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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。
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、尾翼を機軸方向の軸まわり回転をさせるよう
にした航空機に関する。
にした航空機に関する。
従来の航空機の尾翼構造に関する一例は、第６図に示す
通り、左右一対の水平尾翼２１と一枚の垂直尾翼２２と
を機体に固定した構造が一般的である。
通り、左右一対の水平尾翼２１と一枚の垂直尾翼２２と
を機体に固定した構造が一般的である。
上記の従来の航空機は、次の欠点を有する。
即ち、航行中の航空機が上昇（降下）あるいは方向変更
等飛行経路の変更を行うために、それぞれ水平尾翼と垂
直尾翼の機能を有する独立の構造を必要とし、重量増、
抵抗増大等をまねいている。
等飛行経路の変更を行うために、それぞれ水平尾翼と垂
直尾翼の機能を有する独立の構造を必要とし、重量増、
抵抗増大等をまねいている。
本発明は、上記の従来の航空機のもつ欠点を解決しよう
とするものである。
とするものである。
本発明は、航空機の機軸方向の軸まわりに回転可能な一
対の尾翼、及び同尾翼の各々を上記軸まわりに回転させ
る装置を備えた。
対の尾翼、及び同尾翼の各々を上記軸まわりに回転させ
る装置を備えた。
本発明は、一対の尾翼の各々を機軸方向の軸まわりに回
動させることにより、水平尾翼と垂直尾翼の機能を合せ
有することとなり、重量軽減、抵抗減少が可能となり航
空機の性能が向上する。
動させることにより、水平尾翼と垂直尾翼の機能を合せ
有することとなり、重量軽減、抵抗減少が可能となり航
空機の性能が向上する。
また、尾翼の一方を上方へ、他方を下方へと反対方向に
回転させて尾翼を上下垂直方向にした上、舵をとれば、
航空機を水平旋回させうる等の運動を行なうことも可能
である。
回転させて尾翼を上下垂直方向にした上、舵をとれば、
航空機を水平旋回させうる等の運動を行なうことも可能
である。
本発明の第１の実施例を第１図ないし第３図によって説
明する。
明する。
２は図示しない装置によって、第１図中αに示す↓うに
迎角が変更できるようになっている航空機１の左右一対
の尾翼であって、各尾翼２の胴体３側に接続部２Ｂが設
けられ、同接続部２Ｂを介して各尾翼２は機軸方向の軸
２Ａに同軸まわりに回転できるように取付けられ、また
上記接続部２Ｂの端部は、胴体にその一端が枢支された
上下方向に配置されたアクチュエータ６の他端に枢着さ
れている。
迎角が変更できるようになっている航空機１の左右一対
の尾翼であって、各尾翼２の胴体３側に接続部２Ｂが設
けられ、同接続部２Ｂを介して各尾翼２は機軸方向の軸
２Ａに同軸まわりに回転できるように取付けられ、また
上記接続部２Ｂの端部は、胴体にその一端が枢支された
上下方向に配置されたアクチュエータ６の他端に枢着さ
れている。
一方、航空機１には、第３図に示すように、パイロット
からの入力を受ける操縦桿等１３からの電気信号が入力
されると共に、機体運動による加速度センサ、ピッチレ
ートセンサ等の航法システム１４からの電気信号が入力
される信号処理機１５からの信号とが入力される制御バ
ルブ１７が設けられ、同制御バルブ１７の出力が上記各
アクチュエータ６へ入力されるようになっている。
からの入力を受ける操縦桿等１３からの電気信号が入力
されると共に、機体運動による加速度センサ、ピッチレ
ートセンサ等の航法システム１４からの電気信号が入力
される信号処理機１５からの信号とが入力される制御バ
ルブ１７が設けられ、同制御バルブ１７の出力が上記各
アクチュエータ６へ入力されるようになっている。
本実施例では、パイロット入力によって操作される操縦
桿等１３及び航法システム１４からの電気信号によって
、信号処理機１５、制御バルブ１７を経てアクチュエー
タ６が作動され、その上下動によって尾翼２は機軸方向
２人まわりに回動され、各尾蓚２は第２図θに示すよう
に水平面に対して傾刺した位置へ移動する。
桿等１３及び航法システム１４からの電気信号によって
、信号処理機１５、制御バルブ１７を経てアクチュエー
タ６が作動され、その上下動によって尾翼２は機軸方向
２人まわりに回動され、各尾蓚２は第２図θに示すよう
に水平面に対して傾刺した位置へ移動する。
第４図によって本発明の第二の実施例を説明する。航空
機には、上記第一の実施例と同様な操縦桿等１３、航法
システム１４、信号処理機１５及び制御バルブ１７が設
けられ、同町御バルブ１７の出力が各尾翼２のアクチュ
エータ６゜７に入力されるようになっている。アクチュ
エータ６は、！ｔｔｌＪ御バルブ１７からの油圧出力を
受けて上下動する油圧式のもので、その下端は胴体３に
枢支されており、またアクチュエータ７は制御バルブ１
７からの電気出力を受けて水平軸まわりに回転する電気
式のものである。上記アクチュエータ６の他端とアクチ
ュエータ７の一端は互いに枢着されており、アクチュエ
ータ７の他端は動力伝達装置８に接続されている。各尾
翼２は、その興長刀向の第一の回転軸４を有し、尾翼２
の胴体側に設けられた傘歯車を倫えた動力伝達機構１２
と動力伝達装置の傘歯車を備えた動力伝達機構９は上記
回転軸４上に対向して配置され、両者は回転軸４に交叉
する機軸方向の第二の回転軸５上に対向して設けられた
傘歯車をもつ動力伝達機構１０．１１を介して連結され
ている。
機には、上記第一の実施例と同様な操縦桿等１３、航法
システム１４、信号処理機１５及び制御バルブ１７が設
けられ、同町御バルブ１７の出力が各尾翼２のアクチュ
エータ６゜７に入力されるようになっている。アクチュ
エータ６は、！ｔｔｌＪ御バルブ１７からの油圧出力を
受けて上下動する油圧式のもので、その下端は胴体３に
枢支されており、またアクチュエータ７は制御バルブ１
７からの電気出力を受けて水平軸まわりに回転する電気
式のものである。上記アクチュエータ６の他端とアクチ
ュエータ７の一端は互いに枢着されており、アクチュエ
ータ７の他端は動力伝達装置８に接続されている。各尾
翼２は、その興長刀向の第一の回転軸４を有し、尾翼２
の胴体側に設けられた傘歯車を倫えた動力伝達機構１２
と動力伝達装置の傘歯車を備えた動力伝達機構９は上記
回転軸４上に対向して配置され、両者は回転軸４に交叉
する機軸方向の第二の回転軸５上に対向して設けられた
傘歯車をもつ動力伝達機構１０．１１を介して連結され
ている。
談た、上ｇピ動力伝達機構９．１２は、回転軸４上に配
置された軸１８に遊飲され、同軸１８は回転軸５まわり
に回転できるようになっている。なお、１６は匍」御バ
ルブ】７に接続されたアクチュエータ作動源、１８は信
号処理機１５に接続された電源である。
置された軸１８に遊飲され、同軸１８は回転軸５まわり
に回転できるようになっている。なお、１６は匍」御バ
ルブ】７に接続されたアクチュエータ作動源、１８は信
号処理機１５に接続された電源である。
以上のように構成された本実施例においては、制御バル
ブ１７からの出力によって、アクテユ状 ニーｊ１７が作動されて回転すると、動力）達装置８を
介して動力伝達機構９が回転し、動力伝達機構１０．１
１を介して動力伝達１２か回転軸４まわりに回転するこ
とによって、尾翼２の迎角が変更される。一方、制御バ
ルブ１７からの出力によってアクチュエータ６が作動さ
れて上下動すると、軸１８で連結された動力伝達機構９
〜１２は一体となって機軸方向の回転軸５まわりに回動
し、これに伴って尾翼２が同回転軸５まわりに回転して
上下動する。
ブ１７からの出力によって、アクテユ状 ニーｊ１７が作動されて回転すると、動力）達装置８を
介して動力伝達機構９が回転し、動力伝達機構１０．１
１を介して動力伝達１２か回転軸４まわりに回転するこ
とによって、尾翼２の迎角が変更される。一方、制御バ
ルブ１７からの出力によってアクチュエータ６が作動さ
れて上下動すると、軸１８で連結された動力伝達機構９
〜１２は一体となって機軸方向の回転軸５まわりに回動
し、これに伴って尾翼２が同回転軸５まわりに回転して
上下動する。
本発明の第三の実施例を第５図によって説明する。
本実施例は、上記第一の実施例において、尾翼２に、軸
２１才わりに回転できる舵面１９を設けると共に、同舵
面１９の作動用アクチュエータ２０を付設したものであ
る。
２１才わりに回転できる舵面１９を設けると共に、同舵
面１９の作動用アクチュエータ２０を付設したものであ
る。
上記の各実施例では、尾翼２はアクチュエータロによっ
て、機軸方向の軸２人、５まゎりに回動して上下動する
ことができ、これによって尾翼に水平尾翼と垂直尾翼の
機能を合せて持たせることができる。しかも尾翼２の位
置は自由に設定することができ、所望の性能を得ること
ができる。
て、機軸方向の軸２人、５まゎりに回動して上下動する
ことができ、これによって尾翼に水平尾翼と垂直尾翼の
機能を合せて持たせることができる。しかも尾翼２の位
置は自由に設定することができ、所望の性能を得ること
ができる。
また更に、一方の尾翼を下方へ、他方の尾翼を上方へ移
動させて上下垂直方向に位置させ、その迎角又は舵角を
とることによって、航空機を水平旋回させること−もで
きる。
動させて上下垂直方向に位置させ、その迎角又は舵角を
とることによって、航空機を水平旋回させること−もで
きる。
本発明は、次に示す効果を有する。
（１）一対の尾翼を機軸方向の軸まわりに回転させて水
平尾翼と垂直尾翼との機能を合せ持たせることができ、
垂直尾翼または水平尾翼を必要としないだめに、重量軽
減、抵抗減少が可能であり、航空機の性能が向上する。
平尾翼と垂直尾翼との機能を合せ持たせることができ、
垂直尾翼または水平尾翼を必要としないだめに、重量軽
減、抵抗減少が可能であり、航空機の性能が向上する。
（２）戦闘機にあっては上記（１）に伴って相手レーダ
反射面積が減少することにより秘匿性、生存性の増大を
もたらすことができる。
反射面積が減少することにより秘匿性、生存性の増大を
もたらすことができる。
第１図は本発明の第１の実施例の全体図、第２図は第１
図のＡ−Ａ断面図、第３図は同実施例の制御ブロック図
、第４図は１本発明の第二の実施例の説明図、第５図は
本発明の第三の実施例の説明図、第６図は従来の航空機
の一例を示し、第６図囚は同側面図、第６図０は同正面
図である。 １・・・航空機、 ２・・・尾翼、２人・・・回転
軸、 ３・・・胴体、４．５・・・回転軸、 ６，７
・・・アクチュエータ、８・・・動力伝達装置、 ９．１０，１１，１２・・・動力伝達機構、１３・・・
操縦枠等、 １４・・・航法システム、 １５・・・信号処理機、 １６・・・アクチュエータ作動源、 １７・・・制御バルブ。 第３図 第２圓 ３川１ｘ 第４図 躬５図
図のＡ−Ａ断面図、第３図は同実施例の制御ブロック図
、第４図は１本発明の第二の実施例の説明図、第５図は
本発明の第三の実施例の説明図、第６図は従来の航空機
の一例を示し、第６図囚は同側面図、第６図０は同正面
図である。 １・・・航空機、 ２・・・尾翼、２人・・・回転
軸、 ３・・・胴体、４．５・・・回転軸、 ６，７
・・・アクチュエータ、８・・・動力伝達装置、 ９．１０，１１，１２・・・動力伝達機構、１３・・・
操縦枠等、 １４・・・航法システム、 １５・・・信号処理機、 １６・・・アクチュエータ作動源、 １７・・・制御バルブ。 第３図 第２圓 ３川１ｘ 第４図 躬５図
Claims (1)
- 航空機の機軸方向の軸まわりに回転可能な一対の尾翼、
及び同尾翼の各々を上記軸まわりに回転させる装置を備
えたことを特徴とする可変尾翼をもつ航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8146089A JPH02262497A (ja) | 1989-04-03 | 1989-04-03 | 可変尾翼をもつ航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8146089A JPH02262497A (ja) | 1989-04-03 | 1989-04-03 | 可変尾翼をもつ航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02262497A true JPH02262497A (ja) | 1990-10-25 |
Family
ID=13747013
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8146089A Pending JPH02262497A (ja) | 1989-04-03 | 1989-04-03 | 可変尾翼をもつ航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02262497A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0640398A (ja) * | 1991-03-18 | 1994-02-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 高機動性航空機用舵面 |
| CN104787361A (zh) * | 2015-04-02 | 2015-07-22 | 北京航天自动控制研究所 | 升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法 |
| CN108100212A (zh) * | 2018-01-29 | 2018-06-01 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机 |
| CN110032206A (zh) * | 2019-05-06 | 2019-07-19 | 北京理工大学 | 远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制*** |
| FR3079207A1 (fr) * | 2018-03-21 | 2019-09-27 | Airbus | Aeronef presentant des empennages horizontaux articules |
| EP4063259A1 (en) * | 2021-03-26 | 2022-09-28 | Airbus Operations, S.L.U. | Aircraft empennage |
-
1989
- 1989-04-03 JP JP8146089A patent/JPH02262497A/ja active Pending
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0640398A (ja) * | 1991-03-18 | 1994-02-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 高機動性航空機用舵面 |
| CN104787361A (zh) * | 2015-04-02 | 2015-07-22 | 北京航天自动控制研究所 | 升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法 |
| CN104787361B (zh) * | 2015-04-02 | 2015-11-04 | 北京航天自动控制研究所 | 升力式飞行器再入制导的阻力加速度变化率的确定方法 |
| CN108100212A (zh) * | 2018-01-29 | 2018-06-01 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机 |
| CN108100212B (zh) * | 2018-01-29 | 2023-09-05 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机 |
| FR3079207A1 (fr) * | 2018-03-21 | 2019-09-27 | Airbus | Aeronef presentant des empennages horizontaux articules |
| US11220323B2 (en) | 2018-03-21 | 2022-01-11 | Airbus Sas | Aircraft having articulated horizontal tail units |
| CN110032206A (zh) * | 2019-05-06 | 2019-07-19 | 北京理工大学 | 远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制*** |
| EP4063259A1 (en) * | 2021-03-26 | 2022-09-28 | Airbus Operations, S.L.U. | Aircraft empennage |
| US12006022B2 (en) | 2021-03-26 | 2024-06-11 | Airbus Operations S.L.U. | Aircraft empennage |
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