JPH092394A - Roll control device of aircraft - Google Patents
Roll control device of aircraftInfo
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- JPH092394A JPH092394A JP7157710A JP15771095A JPH092394A JP H092394 A JPH092394 A JP H092394A JP 7157710 A JP7157710 A JP 7157710A JP 15771095 A JP15771095 A JP 15771095A JP H092394 A JPH092394 A JP H092394A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、航空機のロール運動の
制御等に用いられる航空機のロール制御装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an aircraft roll control device used for controlling the rolling motion of an aircraft.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来の航空機のロール制御技術として
は、図３に示すようなエルロンを用いたロール制御技術
と、図４に示すようなスポイラによるロール制御技術が
ある。2. Description of the Related Art Conventional roll control techniques for aircraft include a roll control technique using an aileron as shown in FIG. 3 and a roll control technique by a spoiler as shown in FIG.
【０００３】エルロンを用いた従来のロール制御技術で
は、図３に示すように、航空機１０の左右の主翼１１の
後縁部に可動式の舵面としてのエルロン３を設け、これ
を左右逆方向に動かすことによって、矢印に示すよう
に、左右の主翼の揚力を変化させて機体のロール運動を
行なわせている。In the conventional roll control technique using ailerons, as shown in FIG. 3, ailerons 3 as movable control surfaces are provided at the trailing edges of the left and right main wings 11 of the aircraft 10, and the ailerons 3 are provided in the left and right reverse directions. By moving to, the lift force of the left and right main wings is changed, as shown by the arrow, to cause the roll motion of the airframe.
【０００４】スポイラを用いた従来のロール制御技術で
は、図４に示すように、左右の主翼１１の上面中ほどに
スポイラ４と呼ばれる可動式の抵抗板を設け、片側のス
ポイラ４を立てることで主翼１１の上面の流れを剥離さ
せ、揚力を減少させることにより機体のロール運動を行
なわせている。In the conventional roll control technique using a spoiler, as shown in FIG. 4, a movable resistance plate called a spoiler 4 is provided in the middle of the upper surfaces of the left and right main wings 11, and the spoiler 4 on one side is raised. The roll motion of the airframe is performed by separating the flow on the upper surface of the main wing 11 and reducing the lift.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】従来の技術であるエル
ロンによるロール制御技術では、図５に示すように、次
のような欠点を有する。 （１）主翼１１の外翼部後縁がエルロン３となるため
に、フラップ５を設ける場合にはフラップ５のスパンの
大きさが制限される（図５（ａ）参照）。 （２）エルロン３自体が可動式の舵面となっているため
に、エルロン３の回転と主翼１１の連成フラッタを考慮
する必要がある（図５（ｂ）参照）。 （３）エルロン逆効きに対する考慮が必要となる。即
ち、図５（ｃ）〜（ｅ）に示すように、操縦桿１２を横
方向へ動かして、一方のエルロン３を下げた時、エルロ
ン３によって生ずる上向きの空気力ＰA により、主翼１
１には頭下げのモーメントが働く（図５（ｄ）参照）。
主翼１１が捩れに弱い時には、主翼１１の捩れ変形によ
って生ずる下向きの空気力ＰF が大きくなり、主翼１１
とエルロン３によって生ずる空気力の合計が下向きとな
って、逆効き現象起こることがあり（図５（ｅ）参
照）、それに対する考慮が必要となる。なお、図５
（ｄ）及び図５（ｅ）においてαに迎角である。As shown in FIG. 5, the conventional aileron roll control technique has the following drawbacks. (1) Since the trailing edge of the outer wing portion of the main wing 11 is the aileron 3, the span size of the flap 5 is limited when the flap 5 is provided (see FIG. 5A). (2) Since the aileron 3 itself is a movable control surface, it is necessary to consider the rotation of the aileron 3 and the coupled flutter of the main wing 11 (see FIG. 5B). (3) It is necessary to consider the adverse effect of aileron. That is, as shown in FIGS. 5C to 5E, when the control rod 12 is moved laterally to lower one aileron 3, the aerodynamic force P A generated by the aileron 3 causes the main wing 1 to move upward.
A head-down moment acts on 1 (see FIG. 5 (d)).
When the main wing 11 is weak against twisting, the downward aerodynamic force P F generated by the twisting deformation of the main wing 11 increases, and the main wing 11
The total aerodynamic force generated by the aileron 3 and the aerodynamic force 3 may be downward, and the adverse effect phenomenon may occur (see FIG. 5 (e)), and it is necessary to consider it. FIG.
In (d) and FIG. 5 (e), α is the angle of attack.
【０００６】一方、もう一つの従来技術であるスポイラ
によるロール制御法では、次のような欠点を有する。 （１）抵抗板であるスポイラ４を立てることにより、主
翼上面の気流を乱し、片側翼の揚力を低下させてロール
させるために、機体全体の揚力が低下する（高度が下が
る）。 （２）低動圧時は、効きが良くない。On the other hand, another conventional roll control method using a spoiler has the following drawbacks. (1) By erecting the spoiler 4 which is a resistance plate, the air flow on the upper surface of the main wing is disturbed, and the lift force of the one side wing is reduced to roll, so that the lift force of the entire machine body is lowered (the altitude is lowered). (2) The effect is not good at low dynamic pressure.
【０００７】本発明は、以上の従来技術の欠点を解決す
ることができる航空機のロール制御装置を提供しようと
するものである。The present invention seeks to provide an aircraft roll control device that can overcome the above-mentioned drawbacks of the prior art.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】本発明の航空機のロール
制御装置は、左右の主翼の翼桁間にそれぞれ設置され互
いに独立に翼幅方向に移動可能な釣合いウエイトを備え
た。The roll control device for an aircraft of the present invention is provided with balance weights which are respectively installed between the wing spars of the left and right main wings and are movable independently in the spanwise direction.
【０００９】[0009]
【作用】本発明では、左右の主翼の翼桁間に設置された
釣合いウエイトを、通常の直線飛行時は機軸に対して対
線をなす位置におき、左右の釣合いウエイトの自重によ
る機軸まわりのモーメントを打消して機体にローリング
モーメントが発生しないようにする。機体にローリング
モーメントを発生させる時には、左右の釣合いウエイト
を独立に翼方向に移動させ、機軸まわりの、左右主翼の
自重によるモーメント差を生じさせることにより、機体
にローリングモーメントを発生させる。According to the present invention, the balance weights installed between the right and left main wing spars are placed in a position that makes a pair of lines with respect to the machine axis during normal straight flight, and the balance weights around the machine axis due to the own weight of the left and right balance weights. Cancel the moment so that no rolling moment occurs on the aircraft. When a rolling moment is generated in the airframe, the left and right balance weights are independently moved in the wing direction, and a moment difference due to the weight of the left and right main wings around the machine axis is generated to generate the rolling moment in the airframe.
【００１０】この場合、片側主翼のみで釣合いウエイト
を移動させるだけでなく、両翼の釣合いウエイトを同時
に外側／内側に動かすことによって、ロールレートを変
化させることも可能である。In this case, the roll rate can be changed not only by moving the balance weight only on one side of the main wing but also by moving the balance weights of both wings outward / inward at the same time.
【００１１】しかも、本発明では、左右の主翼の釣合い
ウエイトの移動によるモーメント差によりローリングモ
ーメントを発生させていて空気力を制御していないた
め、舵の逆効きが発生することがない。Moreover, in the present invention, since the rolling moment is generated by the moment difference due to the movement of the balance weights of the left and right main wings and the aerodynamic force is not controlled, the reverse effect of the rudder does not occur.
【００１２】[0012]
【実施例】本発明の第一実施例を、図１及び図２によっ
て、説明する。航空機１０の左右の各主翼１１の翼桁間
内に、通常の直線飛行時は左右同じ翼幅位置に機軸に対
称をなして釣合いウエイト１が、図１（ａ）で実線で示
すように置かれている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. Within the spans of the left and right main wings 11 of the aircraft 10, during normal flight, the balance weight 1 is placed at the same wing width position on the left and right symmetrically with respect to the machine axis as shown by the solid line in FIG. 1 (a). Has been.
【００１３】前記釣合いウエイト１は、図２に示すよう
に、前後の翼桁１４ａ，１４ｂの間の主翼の弾性軸１５
位置に置かれたガイドレール２に沿って図示しないアク
チュエータにより左右翼独立に翼幅方向に移動可能とな
っている。なお図１（ｂ）中、１３は航空機の胴体であ
り、また、図１（ｂ）においては主翼１１の上方と下方
に揚力Ｌと重量Ｗの分布が示されている。As shown in FIG. 2, the balance weight 1 has an elastic shaft 15 of the main wing between the front and rear blade spars 14a and 14b.
The left and right wings can be independently moved in the spanwise direction by an actuator (not shown) along the guide rail 2 placed at a position. In FIG. 1B, 13 is the fuselage of the aircraft, and in FIG. 1B, the distribution of the lift L and the weight W is shown above and below the main wing 11.
【００１４】本実施例において、図１（ａ）で実線で示
すように、左右の釣合いウエイト１が機軸に対して対線
をなして位置する場合には、重量Ｗの分布が図１（ｂ）
で実線で示すように左右釣合って、機軸まわりのモーメ
ントは生じない。しかし、図１（ａ）に点線で示すよう
に、左主翼のウエイト１を外側に移動させ、右主翼のウ
エイト１を内側に移動させることにより、図１（ｂ）で
点線で示すように、主翼１１の重量Ｗの分布が変化し、
機軸まわりの重量分布差がつくるモーメントが発生す
る。揚力Ｌの分布は、左右主翼では殆ど変化が無いた
め、合力として機軸まわりに左にロール運動させること
ができる。In this embodiment, as shown by the solid line in FIG. 1 (a), when the left and right balance weights 1 are positioned in line with the machine axis, the distribution of the weight W is shown in FIG. 1 (b). )
As shown by the solid line, the balance is left and right, and the moment around the machine axis does not occur. However, by moving the weight 1 of the left main wing outward and moving the weight 1 of the right main wing inward as shown by the dotted line in FIG. 1 (a), as shown by the dotted line in FIG. 1 (b), The distribution of the weight W of the main wing 11 changes,
A moment is generated by the difference in weight distribution around the machine axis. Since the distribution of the lift force L hardly changes on the left and right main wings, it is possible to make a roll motion to the left around the machine axis as a resultant force.
【００１５】また、左右の主翼のウエイト１を独立に動
かすことによってローリングモーメントを調節すること
ができ、ロールレートの変更も可能である。Further, the rolling moment can be adjusted by independently moving the weights 1 of the left and right main wings, and the roll rate can be changed.
【００１６】以上説明したように、本実施例では、航空
機１０のロール制御を行うことができる。しかも、空気
力をロール制御に用いてなく、かつ釣合いウエイトを主
翼の弾性軸１５位置に置いているために、ウエイト１の
移動によって翼１１に対する捩りモーメントとしては作
用せず、逆効きを防止することができる。As described above, in this embodiment, the roll control of the aircraft 10 can be performed. Moreover, since the aerodynamic force is not used for roll control and the balance weight is placed at the position of the elastic axis 15 of the main wing, the movement of the weight 1 does not act as a twisting moment with respect to the wing 11, thus preventing adverse effects. be able to.
【００１７】[0017]
【発明の効果】以上説明したように、本発明は次の効果
を有することができる。 （１）左右主翼において釣合いウエイトを翼幅方向に移
動させ自重によるモーメント差で、機体にローリングモ
ーメントを発生させることができ、また、片翼のみ、又
は両翼同時にウエイト移動を行うことで、ロールレート
を変化させることができる。 （２）主翼重量によりローリングモーメントを発生させ
るため、舵の逆効きの発生を防ぐことができる。 （３）スポイラ使用の場合と同様に、フラップを全スパ
ンに渉り設けることができる。As described above, the present invention can have the following effects. (1) By moving the balance weights in the left and right main wings in the span direction, a moment difference due to its own weight can generate a rolling moment on the airframe, and by moving the weights only on one side or simultaneously on both sides, the roll rate can be increased. Can be changed. (2) Since the rolling moment is generated by the weight of the main wing, the adverse effect of the rudder can be prevented. (3) As in the case of using the spoiler, the flap can be provided over the entire span.
【図面の簡単な説明】[Brief description of drawings]
【図１】本発明の一実施例を示し、図１（ａ）は胴体を
省略したその平面図、図１（ｂ）はその正面図である。1 shows an embodiment of the present invention, FIG. 1 (a) is a plan view in which a body is omitted, and FIG. 1 (b) is a front view thereof.
【図２】同実施例の要部の説明図である。FIG. 2 is an explanatory diagram of a main part of the embodiment.
【図３】エルロンを用いた従来の航空機のロール制御技
術の説明図である。FIG. 3 is an explanatory diagram of a conventional aircraft roll control technique using ailerons.
【図４】スポイラを用いた従来の航空機のロール制御技
術の説明図である。FIG. 4 is an explanatory diagram of a conventional aircraft roll control technique using a spoiler.
【図５】従来のエルロンを用いた従来の航空機のロール
制御技術の問題点を説明する図であり、図５（ａ）は同
ロール制御技術を適用した航空機の斜視図、図５（ｂ）
はエルロンと主翼の連成フラッタの説明図、図（ｃ）な
いし（ｅ）はそれぞれエルロンの逆効きを示す説明図で
ある。FIG. 5 is a diagram for explaining the problems of the conventional roll control technology for an aircraft using ailerons, FIG. 5 (a) is a perspective view of the aircraft to which the roll control technology is applied, and FIG. 5 (b).
Is an explanatory view of an aileron and a wing coupled flutter, and FIGS. 8 (c) to 8 (e) are explanatory views showing a reverse effect of the aileron.
１ 釣合いウエイト ２ ガイドレール ３ エルロン ４ スポイラ ５ フラップ １０ 航空機 １１ 主翼 １２ 操縦桿 １３ 胴体 １４ａ 主翼の前の翼桁 １４ｂ 主翼の後の翼桁 １５ 主翼の弾性軸 1 Counterweight 2 Guide rail 3 Aileron 4 Spoiler 5 Flap 10 Aircraft 11 Main wing 12 Control stick 13 Body 14a Front wing girder 14b Wing girder after main wing 15 Elastic axis of main wing
Claims (1)
置された互いに独立に翼幅方向に移動可能な釣合いウエ
イトを備えたことを特徴とする航空機のロール制御装
置。1. A roll control device for an aircraft, comprising: a balance weight, which is installed between respective spars of left and right main wings and is movable independently in the spanwise direction.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7157710A JPH092394A (en) | 1995-06-23 | 1995-06-23 | Roll control device of aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7157710A JPH092394A (en) | 1995-06-23 | 1995-06-23 | Roll control device of aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH092394A true JPH092394A (en) | 1997-01-07 |
Family
ID=15655686
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7157710A Withdrawn JPH092394A (en) | 1995-06-23 | 1995-06-23 | Roll control device of aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH092394A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2018507814A (en) * | 2015-03-10 | 2018-03-22 | クゥアルコム・インコーポレイテッドＱｕａｌｃｏｍｍ Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄ | Adjustable weight distribution for multi-rotor helicopter drone |
-
1995
- 1995-06-23 JP JP7157710A patent/JPH092394A/en not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2018507814A (en) * | 2015-03-10 | 2018-03-22 | クゥアルコム・インコーポレイテッドＱｕａｌｃｏｍｍ Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄ | Adjustable weight distribution for multi-rotor helicopter drone |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20020903 |