(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
左右の主翼（ＷＬ，ＷＲ）の後縁にそれぞれ動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を上下動可能に設け、前記左右の動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を相互に逆位相で上下動させてローリングモーメントを制御し、前記左右の動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を同位相で上下動させて揚力あるいはピッチングモーメントを制御し、かつ前記左右の動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を同位相で微小舵角だけ上下動させて抗力を制御する飛行機の動翼作動装置であって、
機体前後方向に延びるロータ軸（１１）まわりに左右回転自在に設けられたロータ（１２）と、
ロータ（１２）と一体に左右回転し、かつロータ軸（１１）に沿って前後動自在に設けられたスライダ（２２）と、
一端がロータ軸（１１）に枢支された左第１リンク（３１Ｌ）と、
一端がロータ軸（１１）に枢支された右第１リンク（３１Ｒ）と、
一端がスライダ（２２）に枢支されて他端が左第１リンク（３１Ｌ）の中間ないし他端に枢支された左第２リンク（３３Ｌ）と、
一端がスライダ（２２）に枢支されて他端が右第１リンク（３１Ｒ）の中間ないし他端に枢支された右第２リンク（３３Ｒ）と、
左右方向内端が左第１リンク（３１Ｌ）の前記他端に枢支されて左右方向外端が連結機構を介して左動翼（ＦＥＬ）に接続された左第３リンク（３６Ｌ）と、左右方向内端が右第１リンク（３１Ｒ）の前記他端に枢支されて左右方向外端が連結機構を介して右動翼（ＦＥＲ）に接続された右第３リンク（３６Ｒ）と、を備え、
ロータ（１２）およびスライダ（２２）をロータ軸（１１）まわりに左右回転させ、左右の第２リンク（３３Ｌ，３３Ｒ）および左右の第１リンク（３１Ｌ，３１Ｒ）を介して左右の第３リンク（３６Ｌ，３６Ｒ）を左右同方向に移動させることにより、左右の動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を相互に逆位相で上下動させるとともに、
スライダ（２２）をロータ軸（１１）に沿って前後動させ、左右の第２リンク（３３Ｌ，３３Ｒ）を介して左右の第１リンク（３１Ｌ，３１Ｒ）および左右の第３リンク（３６Ｌ，３６Ｒ）を左右逆方向に移動させることにより、左右の動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）を同位相で上下動させることを特徴とする飛行機の動翼作動装置。
【請求項２】
スライダ（２２）をロータ軸（１１）に沿って前後動させるアクチュエータ（２３）と、主翼（ＷＬ，ＷＲ）の抗力を最小にする左右の動翼（ＦＥＬ，ＦＥＲ）の舵角を算出し、この舵角に基づいて前記アクチュエータ（２３）の作動を制御する制御手段（ＣＵ）とを備えたことを特徴とする、請求項１に記載の飛行機の動翼作動装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、左右の主翼の後縁にそれぞれ上下動可能に設けた左右の動翼を相互に逆位相で、あるいは同位相で上下動させる飛行機の動翼作動装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
かかる飛行機の動翼作動装置は、特公昭６０−４７１５６号公報、実公昭５３−３３３６０号公報、特開昭４９−１２４８００号公報により公知である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところで上記従来の飛行機の動翼作動装置は、エルロン操作入力およびフラップ操作入力を多数のリンクやレバーを組み合わせた複雑なミキシング機構を介して動翼に伝達しているので、部品点数が多くなって構造が複雑化し、コストの増加、重量の増加、故障の発生の要因となるだけでなく、装置全体が大型化して機体への搭載スペースの確保が難しくなるという問題があった。また上記従来の動翼はエルロン機能やフラップ機能を備えるだけで、抗力の低減機能を備えていなかった。
【０００４】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、シンプルで小型軽量な構造であって機体への搭載が容易であり、かつエルロン機能、エレベータ機能あるいはフラップ機能に加えて抗力低減機能を併せ備えた飛行機の動翼作動装置を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、左右の主翼の後縁にそれぞれ動翼を上下動可能に設け、前記左右の動翼を相互に逆位相で上下動させてローリングモーメントを制御し、前記左右の動翼を同位相で上下動させて揚力あるいはピッチングモーメントを制御し、かつ前記左右の動翼を同位相で微小舵角だけ上下動させて抗力を制御する飛行機の動翼作動装置であって、機体前後方向に延びるロータ軸まわりに左右回転自在に設けられたロータと、ロータと一体に左右回転し、かつロータ軸に沿って前後動自在に設けられたスライダと、一端がロータ軸に枢支された左第１リンクと、一端がロータ軸に枢支された右第１リンクと、一端がスライダに枢支されて他端が左第１リンクの中間ないし他端に枢支された左第２リンクと、一端がスライダに枢支されて他端が右第１リンクの中間ないし他端に枢支された右第２リンクと、左右方向内端が左第１リンクの前記他端に枢支されて左右方向外端が連結機構を介して左動翼に接続された左第３リンクと、左右方向内端が右第１リンクの前記他端に枢支されて左右方向外端が連結機構を介して右動翼に接続された右第３リンクとを備え、ロータおよびスライダをロータ軸まわりに左右回転させ、左右の第２リンクおよび左右の第１リンクを介して左右の第３リンクを左右同方向に移動させることにより、左右の動翼を相互に逆位相で上下動させるとともに、スライダをロータ軸に沿って前後動させ、左右の第２リンクを介して左右の第１リンクおよび左右の第３リンクを左右逆方向に移動させることにより、左右の動翼を同位相で上下動させることを特徴とする飛行機の動翼作動装置が提案される。
【０００６】
上記構成によれば、ロータおよびスライダをロータ軸まわりに左右回転させることにより、左右の第２リンクおよび左右の第１リンクを介して左右の第３リンクを左右同方向に移動させ、左右の動翼を相互に逆位相で上下動させてエルロンとして機能させることができ、またスライダをロータ軸に沿って前後動させることにより、左右の第２リンクを介して左右の第１リンクおよび左右の第３リンクを左右逆方向に移動させ、左右の動翼を同位相で上下動させてフラップあるいはエレベータとして機能させることができ、更に左右の動翼を同位相で微小角度上下動させて主翼の境界層を制御することで抗力を低減することができる。これにより、動翼にフラップ機能を発揮させて最大揚力の増加を図り、あるいは動翼にエレベータ機能を発揮させてピッチングをコントロールしながら、同時にエルロン機能を発揮させてローリングのコントロールを支障なく行うことができ、更に巡航時には主翼の抗力を低減して燃料消費量を節減することができる。しかも共通のロータ軸上に支持したロータおよびスライダにそれぞれ左右の第１リンクの一端および左右の第２リンクの一端を枢支するとともに左右の第１リンクの中間ないし他端に左右の第２リンクの他端を枢支し、かつ左右の第１リンクの他端に枢支した左右の第３リンクで左右の動翼を作動させるので、極めてシンプルな構造で低コストであるばかりか、小型軽量であって機体への搭載も容易である。
【０００７】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、スライダをロータ軸に沿って前後動させるアクチュエータと、主翼の抗力を最小にする左右の動翼の舵角を算出し、この舵角に基づいて前記アクチュエータの作動を制御する制御手段とを備えたことを特徴とする飛行機の動翼作動装置が提案される。
【０００８】
上記構成によれば、制御手段が主翼の抗力を最小にする左右の動翼の舵角を算出し、この舵角に基づいてアクチュエータが作動して左右の動翼の舵角を制御するので、主翼の抗力を効果的に低減することができる。
【０００９】
尚、実施例のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲは本発明の動翼に対応し、実施例のセンターシャフト１１は本発明のロータ軸に対応、実施例のセンタープーリ１２は本発明のロータに対応し、実施例のコントロールユニットＣＵは本発明の制御手段に対応する。
【００１０】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１１】
図１〜図２３は本発明の一実施例を示すもので、図１は飛行機の主翼の平面図、図２は図１の要部拡大図、図３はフラッペロンの作動装置の斜視図、図４は図３の要部拡大図、図５は図３の５方向拡大矢視図、図６は５の６−６線拡大矢視図、図７は図５の７−７線拡大矢視図、図８は図３の８方向拡大矢視図、図９は図８の９−９線矢視図、図１０はフラッペロンを左に操作したときの作用説明図、図１１はフラッペロンを下げたときの作用説明図、図１２はフラッペロンを下げた状態から左に操作したときの作用説明図、図１３はフラッペロンを微小舵角上げたときの作用説明図、図１４は左右のフラッペロンの舵角差を説明する図、図１５は飛行機の主翼のプロフィールを示す図、図１６は飛行機の抗力低減制御のブロック図、図１７は飛行機の縦の運動における揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αの関係を示す図、図１８はＸＹＺ座標軸および飛行機の運動状態を表す変数を示す図、図１９はフラッペロンの舵角を種々に変化させたときの迎角に対する抗力係数の変化特性を示すグラフ、図２０は飛行制御のブロック図、図２１は抗力低減制御のフローチャート、図２２はフラッペロンの舵角と抗力との関係を示す図、図２３は抗力低減制御のシミュレーション結果を示すグラフである。
【００１２】
図１に示すように、飛行機の左右の主翼ＷＬ，ＷＲの後縁には、翼根側に位置する左右のフラップＦＬ，ＦＲと、翼端側に位置する左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲとが設けられる。フラップＦＬ，ＦＲは飛行機の離着陸時に最大揚力を増加させるべく、図示した格納位置から後方に迫り出しながら下降する。フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲはエルロン機能と、フラップ機能と、抗力低減機能とを兼ね備えるもので、巡行時に左フラッペロンＦＥＬが上がって右フラッペロンＦＥＲが下がると左ローリングモーメントが発生し、右フラッペロンＦＥＲが上がって左フラッペロンＦＥＬが下がると右ローリングモーメントが発生する。また離着陸時には左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが同位相で下がるとフラップ機能を発揮し、その下げ位置を基準として左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが相互に逆位相で上下動するとエルロン機能を発揮する。更に、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが同位相で微小舵角だけ昇降すると、主翼ＷＬ，ＷＲの境界層の遷移点が変化して抗力低減機能を発揮する。
【００１３】
次に、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの作動装置の構造を図２〜図９に基づいて説明する。
【００１４】
図２および図３に示すように、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの作動装置は、主翼ＷＬ，ＷＲの後縁付近の機体中心線ＣＬ上に前後方向に配置されたセンターシャフト１１を備えており、このセンターシャフト１１に回転自在に支持されたセンタープーリ１２は、パイロットにより操作されるコントロールホイール（図示せず）にコントロールケーブル１３を介して接続される。センタープーリ１２の左右両側には前後方向に延びるプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒが設けられており、これらプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒに左ドライブプーリ１５Ｌおよび右ドライブプーリ１５Ｒがそれぞれ回転自在に支持される。また左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの翼根側端部の近傍にプーリシャフト１６Ｌ，１６Ｒが設けられており、これらプーリシャフト１６Ｌ，１６Ｒに左ドリブンプーリ１７Ｌおよび右ドリブンプーリ１７Ｒがそれぞれ回転自在に支持される。そして左ドライブプーリ１５Ｌおよび左ドリブンプーリ１７Ｌが、左フラップＦＬの前縁に沿って延びるコントロールケーブル１８Ｌで接続され、また右ドライブプーリ１５Ｒおよび右ドリブンプーリ１７Ｒが、右フラップＦＲの前縁に沿って延びるコントロールケーブル１８Ｒで接続される。
【００１５】
図４〜図７を併せて参照すると明らかなように、センタープーリ１２には後方に向かって延びる３本のガイドロッド２１…が植設されており、このガイドロッド２１…にはスライダ２２が前後摺動自在に支持される。センタープーリ１２の後方に電気モータよりなるアクチュエータ２３が設けられる。アクチュエータ２３の出力軸２４はセンターシャフト１１の同軸上に配置されており、その外周に形成された雄ねじがスライダ２２に設けたナット部材２５に螺合する。従って、アクチュエータ２３を駆動すると、ナット部材２５と共にスライダ２２が３本のガイドロッド２１…に案内されて前後動する。アクチュエータ２３は、パイロットがフラップ操作レバー（図示せず）を操作した際に出力される電気信号に基づいて作動する。
【００１６】
センタープーリ１２およびスライダ２２間に挟まれたセンターシャト１１に、二股になった左第１リンク３１Ｌの一端および二股になった右第１リンク３１Ｒの一端が上下回動自在に枢支される。図６から明らかなように、後面視で左第１リンク３１Ｌはセンターシャト１１から左下方に延び、右第１リンク３１Ｒはセンターシャト１１から右下方に延びている。またスライダ２２の左上に一端をボールジョイント３２Ｌで枢支された左第２リンク３３Ｌの他端は、ボールジョイント３４Ｌで左第１リンク３１Ｌの中間に枢支される。同様に、スライダ２２の右上に一端をボールジョイント３２Ｒで枢支された右第２リンク３３Ｒの他端は、ボールジョイント３４Ｒで右第１リンク３１Ｒの中間に枢支される。尚、左右の第２リンク３３Ｌ，３３Ｒの他端を左右の第１リンク３１Ｌ，３１Ｒの中間に枢支する代わりに、左右の第１リンク３１Ｌ，３１Ｒの他端に枢支しても良い。後面視（図６参照）で、左第２リンク３３Ｌは一端側から他端側に向けて左上方から右下方に延びており、また右第２リンク３３Ｒは一端側から他端側に向けて右上から左下に延びている。そして側面視（図７参照）で、左右の第２リンク３３Ｌ，３３Ｒは一端側から他端側に向けて後上方から前下方に延びている。
【００１７】
左第１リンク３１Ｌの他端がピン３５Ｌを介して左第３リンク３６Ｌの右端に枢支されており、略左右方向に延びる左第３リンク３６Ｌの左端は左ドライブプーリ１５Ｌの下部にピン３７Ｌを介して枢支される。また右第１リンク３１Ｒの他端がピン３５Ｒを介して右第３リンク３６Ｒの左端に枢支されており、略左右方向に延びる右第３リンク３６Ｒの右端は右ドライブプーリ１５Ｒの下部にピン３７Ｒを介して枢支される。
【００１８】
図３、図８および図９から明らかなように、左ドリブンプーリ１７Ｌの左端部後面にアーム４１Ｌが突設される。左フラッペロンＦＥＬのヒンジラインＨＬ（図８参照）よりも前方位置にコ字状のブラケット４２Ｌが設けられており、このブラケット４２Ｌに上下方向に延びるピン４３Ｌを介してフラッペロンリンク４４Ｌが枢支される。そして左ドリブンプーリ１７Ｌのアーム４１Ｌの先端と、フラッペロンリンク４４Ｌの先端とがボールジョイント４５Ｌで枢支される。
【００１９】
このように、左第３リンク３６Ｌと左フラッペロンＦＥＬとを、左ドライブプーリ１５Ｌ、コントロールケーブル１８Ｌ、左ドリブンプーリ１７Ｌおよびフラッペロンリンク４４Ｌよりなる連結機構を介して連結したので、機体中心線ＣＬから左右に離れた位置にある左フラッペロンＦＥＬを、簡単かつ軽量な構造で確実に駆動することができる。
【００２０】
尚、右第３リンク３６Ｒと右フラッペロンＦＥＲとの連結機構の構造は、上述した左第３リンク３６Ｌと左フラッペロンＦＥＬとの連結機構に対して左右対称な同一構造であるため、その重複する説明は省略する。
【００２１】
次に、前述の構成を備えた本発明の実施例の作用について説明する。
【００２２】
図３および図４に示すように、飛行機の巡行時にフラップＦＬ，ＦＲおよびフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲは共に下げ角０°の上げ位置にあり、パイロットがコントロールホイールを左右に操作していないとき、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角は共に０°で中立位置にある。従って、機体中心線ＣＬを通る鉛直面に対して、左右の第１リンク３１Ｌ，３１Ｒ，左右の第２リンク３３Ｌ，３３Ｒ、左右の第３リンク３６Ｌ，３６Ｒ、左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒおよび左右のドリブンプーリ１７Ｌ，１７Ｒは左右対称な位置にある。
【００２３】
この状態から、パイロットがコントロールホイールを例えば左に操作すると、図１０に示すように、コントロールホイールにコントロールケーブル１３を介して接続されたセンタープーリ１２がセンターシャフト１１まわりに左に回転し、このセンタープーリ１２に３本のガイドロッド２１…を介して支持されたスライダ２２も一体で左に回転する。するとスライダ２２にボールジョイント３２Ｌを介して一端を枢支された左第２リンク３３Ｌが押し下げられ、この左第２リンク３３Ｌの他端にボールジョイント３４Ｌを介して接続された左第１リンク３１Ｌがセンターシャフト１１まわりに左に回転するとともに、前記左第１リンク３１Ｌの他端にピン３５Ｌを介して接続された左第３リンク３６Ｌが右方向に移動する。左第３リンク３６Ｌの右方向の移動に伴って、プーリシャフト１４Ｌに支持された左ドライブプーリ１５Ｌが左に回転し、その左ドライブプーリ１５Ｌにコンロールケーブル１８Ｌを介して接続された左ドリブンプーリ１７Ｌがプーリシャフト１６Ｌまわりに左に回転する。
【００２４】
その結果、左ドリブンプーリ１７Ｌに設けたアーム４１Ｌがボールジョイント４５Ｌを介してフラッペロンリンク４４Ｌの先端を押し下げる。このとき、フラッペロンリンク４４Ｌの先端は左フラッペロンＦＥＬのヒンジラインＨＬよりも前方に位置しているため、左フラッペロンＦＥＬの前縁がヒンジラインＨＬを支点にして下がり、左フラッペロンＦＥＬの後縁がヒンジラインＨＬを支点にして上がる。このときの左フラッペロンＦＥＬの上方向の最大舵角は２５°に設定される。
【００２５】
またセンタープーリ１２およびスライダ２２が一体で左に回転すると、スライダ２２にボールジョイント３２Ｒを介して一端を枢支された右第２リンク３３Ｒが引き上げられ、この右第２リンク３３Ｒの他端にボールジョイント３４Ｒを介して接続された右第１リンク３１Ｒがセンターシャフト１１まわりに左に回転するとともに、前記右第１リンク３１Ｒの他端にピン３５Ｒを介して接続された右第３リンク３６Ｒが右方向に移動する。右第３リンク３６Ｒの右方向の移動に伴って、プーリシャフト１４Ｒに支持された右ドライブプーリ１５Ｒが左に回転し、その右ドライブプーリ１５Ｒにコントロールケーブル１８Ｒを介して接続された右ドリブンプーリ１７Ｒがプーリシャフト１６Ｒまわりに左に回転する。
【００２６】
その結果、右ドリブンプーリ１７Ｒに設けたアーム４１Ｒがボールジョイント４５Ｒを介してフラッペロンリンク４４Ｒの先端を押し上げる。このとき、フラッペロンリンク４４Ｒの先端は右フラッペロンＦＥＲのヒンジラインＨＬよりも前方に位置しているため、右フラッペロンＦＥＲの前縁がヒンジラインＨＬを支点にして上がり、右フラッペロンＦＥＲの後縁がヒンジラインＨＬを支点にして下がる。このときの右フラッペロンＦＥＲの下方向の最大舵角は２０°に設定される。
【００２７】
以上のように、コントロールホイールを左に操作すると、左フラッペロンＦＥＬの後縁が中立位置から上がって左主翼ＷＬの揚力が減少し、また右フラッペロンＦＥＲの後縁が中立位置から下がって右主翼ＷＲの揚力が増加するため、左右の主翼ＷＬ，ＷＲの揚力差によって左ローリングモーメントが発生する。
【００２８】
以上、コントロールホイールを左に操作して左ローリングモーメントを発生させる場合について説明したが、コントロールホイールを右に操作して右ローリングモーメントを発生させる場合の作用は、左右が逆になるだけで実質的に同一である。
【００２９】
ところで、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを同じ角度だけ上下逆方向に操舵すると、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを下げた方の主翼ＷＬ，ＷＲの抗力が増加するのに対し、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを上げた方の主翼ＷＬ，ＷＲの抗力が減少するため、旋回方向と逆向きのヨーイングモーメントが発生し（アドバースヨー現象）、スムーズな旋回が妨げられてしまう。そこで、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲをエルロンとして機能させる際に、その上方向の舵角が下方向の舵角よりも大きくなるように設定することにより、左右の主翼ＷＬ，ＷＲの抗力差を減少させてスムーズな旋回を可能にしている。
【００３０】
図１４（Ａ）に示すように、仮に第２リンク３３Ｌ，３３Ｒと第３リンク３６Ｌ，３６Ｒとを接続するピン３５Ｌ，３５Ｒがセンターシャフト１１の直下に在り、左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒのピン３７Ｌ，３７Ｒがプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒの直下にあり、センタープーリ１２および左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの直径が等しく、かつセンターシャフト１１の高さと左右のプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒの高さとが一致していれば、センタープーリ１２の回転角が左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの回転角と等しくなり、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲをエルロンとして機能させる際に舵角差を発生させることはできない。
【００３１】
それに対して、図１４（Ｂ）に示すように、センターシャフト１１の高さに対して左右のプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒの高さを異ならせたり、図１４（Ｃ）に示すように、センタープーリ１２の直径に対して左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの直径を異ならせたりすると、左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの回転角を異ならせて左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを異なる舵角で上下逆方向に作動させることができる。しかしながら、これらの手法で得られる左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角差は僅かであるため、アドバースヨー現象を充分に補償することは困難である。
【００３２】
一方、図１４（Ｄ）に示す本実施例では、左第１リンク３１Ｌと左第３リンク３６Ｌとを接続するピン３５Ｌがセンターシャフト１１の左下方に在り、また右第１リンク３１Ｒと右第３リンク３６Ｒとを接続するピン３５Ｒがセンターシャフト１１の右下方に在るため、例えばセンタープーリ１２およびスライダ２２がセンターシャフト１１まわりに左に回転したとき、左第１リンク３１Ｌと左第３リンク３５Ｌとを接続するピン３５Ｌの右方向への移動量が大きくなり、右第１リンク３１Ｒと右第３リンク３６Ｒとを接続するピン３５Ｒの右方向への移動量が小さくなる。従って、右方向に大きく動く左第３リンク３６Ｌに接続された左フラッペロンＦＥＬの上方向の舵角が大きくなり、右方向に小さく動く右第３リンク３６Ｒに接続された右フラッペロンＦＥＲの下方向の舵角は小さくなり、左右の主翼ＷＬ，ＷＲの抗力差を減少させてアドバースヨー現象を充分に補償することができる。
【００３３】
尚、センターシャフト１１の高さに対して左右のプーリシャフト１４Ｌ，１４Ｒの高さを高くすることと、センタープーリ１２の直径に対して左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの直径を小さくすることとは、アドバースヨー現象を増長させる方向に働くが、ピン３５Ｌ，３５Ｒの位置をセンターシャフト１１の左右下方にずらしたことは、上記アドバースヨー現象を増長させる作用を打ち消して余りある効果を発揮するため、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの上方への舵角を下方への舵角よりも充分に大きくし、アドバースヨー現象を確実に補償して旋回性能を高めることができる。
【００３４】
さて、離着陸時にフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを同位相で下げてフラップ機能を発揮させるには、図７および図１１に示すように、パイロットのフラップ操作レバーの操作によりアクチュエータ２３を駆動し、雄ねじよりなる出力軸２４に螺合するナット部材２５を牽引することにより、スライダ２２をガイドロッド２１…に沿って後方に移動させる。図７から明らかなように、スライダ２２が後退すると、その左右両端に設けたボールジョイント３２Ｌ，３２Ｒの位置も後退するため、これらボールジョイント３２Ｌ，３２Ｒに上端を枢支された左右の第２リンク３３Ｌ，３３Ｒが、実線の状態から鎖線の状態に傾斜する。これにより左右の第２リンク３３Ｌ，３３Ｒの下端のボールジョイント３４Ｌ，３４Ｒが引き上げられ、左右の第１リンク３１Ｌ，３１Ｒがセンターシャフト１１まわりに上方に回動する。
【００３５】
その結果、左右の第１リンク３１Ｌ，３１Ｒの下端にピン３５Ｌ，３５Ｒを介して接続された左右の第３リンク３６Ｌ，３６Ｒが、相互に離反するように左右方向外側に等距離だけ移動するため、左ドライブプーリ１５Ｌが右方向に、右ドライブプーリ１５Ｒが左方向に同じ角度だけ回転する。而して、左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒにコントロールケーブル１８Ｌ，１８Ｒを介して接続された左右のドリブンプーリ１７Ｌ，１７Ｒも相互に逆方向に同じ角度だけ回転し、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが何れも１０°ずつ下がる。尚、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ角は任意に設定することが可能である。このフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ状態から、アクチュエータ２３を逆方向に駆動してスライダ２２を元の位置まで前進させると、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲは中立位置まで上がる。
【００３６】
上述したフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ状態において、機体のローリングを制御すべく、パイロットがコントロールホイールを例えば左に操作すると、図１２に示すように、センタープーリ１２およびスライダ２２がセンターシャフト１１まわりに左に回転する。するとスライダ２２に連結された左第２リンク３３Ｌが押し下げられ、この左第２リンク３３Ｌに接続された左第１リンク３１Ｌがセンターシャフト１１まわりに左に回転し、左第１リンク３１Ｌに接続された左第３リンク３６Ｌが右方向に移動する。左第３リンク３６Ｌの右方向の移動に伴って、プーリシャフト１４Ｌに支持された左ドライブプーリ１５Ｌが左に回転し、その左ドライブプーリ１５Ｌにコンロールケーブル１８Ｌを介して接続された左ドリブンプーリ１７Ｌがプーリシャフト１６Ｌまわりに左に回転する。その結果、左ドリブンプーリ１７Ｌに設けたアーム４１Ｌがボールジョイント４５Ｌを介してフラッペロンリンク４４Ｌの先端を押し下げるため、左フラッペロンＦＥＬの前縁がヒンジラインＨＬを支点にして下がり、左フラッペロンＦＥＬの後縁がヒンジラインＨＬを支点にして上がる。このときの左フラッペロンＦＥＬの上方向の最大舵角は、前記フラッペロンＦＥＬの下げ位置（下向きに１０°）を基準として２０°に設定される。
【００３７】
またセンタープーリ１２およびスライダ２２がセンターシャフト１１まわりに左に回転すると、スライダ２２に連結された右第２リンク３３Ｒが引き上げられ、この右第２リンク３３Ｒに接続された右第１リンク３１Ｒがセンターシャフト１１まわりに左に回転し、右第１リンク３１Ｒに接続された右第３リンク３６Ｒが右方向に移動する。右第３リンク３６Ｒの右方向の移動に伴って、プーリシャフト１４Ｒに支持された右ドライブプーリ１５Ｒが左に回転し、その右ドライブプーリ１５Ｒにコンロールケーブル１８Ｒを介して接続された右ドリブンプーリ１７Ｒがプーリシャフト１６Ｒまわりに左に回転する。その結果、右ドリブンプーリ１７Ｒに設けたアーム４１Ｒがボールジョイント４５Ｒを介してフラッペロンリンク４４Ｒの先端を押し上げるため、右フラッペロンＦＥＲの前縁がヒンジラインＨＬを支点にして上がり、右フラッペロンＦＥＲの後縁がヒンジラインＨＬを支点にして下がる。このときの右フラッペロンＦＥＲの下方向の最大舵角は、前記フラッペロンＦＥＬの下げ位置（下向きに１０°）を基準として下方向に１０°に設定される。
【００３８】
以上のように、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが下げ状態にあっても、その下げ状態を基準として左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを相互に逆方向に作動させることができるので、離着陸時にフラップＦＬ，ＦＲおよびフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを共に下ろして最大限の揚力を確保しながら、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲにエルロン機能を発揮させて機体のローリング制御を支障なく行うことができる。このとき、コントロールホイールの操作とアクチュエータ２３の作動とは相互に干渉しないため、コントロールホイールの操作がアクチュエータ２３によって阻害されたり、アクチュエータ２３の作動がコントロールホイールに伝達されたりする虞がない。
【００３９】
以上、コントロールホイールを左に操作して左ローリングモーメントを発生させる場合について説明したが、コントロールホイールを右に操作して右ローリングモーメントを発生させる場合の作用は、左右が逆になるだけで実質的に同一である。
【００４０】
またフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが図１１に示す下げ状態にあるとき、図３に示す中立位置状態にあるときに比べて、左第１リンク３１Ｌと左第３リンク３６Ｌとを接続するピン３５Ｌの位置が機体中心線ＣＬに対して更に左寄りの位置に移動し、また右第１リンク３１Ｒと右第３リンク３６Ｒとを接続するピン３５Ｒの位置が機体中心線ＣＬに対して更に右寄りに位置に移動する。このように、ピン３５Ｌ，３５Ｒの位置が左右方向外側に移動すると、センタープーリ１２の回転角に対する左右のドライブプーリ１５Ｌ，１５Ｒの回転角の比率が低下するため、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ状態を基準とした上下方向の舵角が減少する。
【００４１】
即ち、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの中立位置状態での舵角を０°として、エルロン操作による上方向の最大舵角は２５°、下方向の最大舵角は２０°であるが、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ状態での舵角を０°として、エルロン操作による上方向の最大舵角は２０°、下方向の最大舵角は１０°となる。つまりフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの中立位置状態では、エルロンの全舵角（左右舵角差）は２５°＋２０°＝４５°であるのに対し、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ状態では、エルロンの全舵角（左右舵角差）は２０°＋１０°＝３０°である。従って、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ状態で最大舵角でエルロン操作を行った場合、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの最大下げ角が本来は１０°＋２０°＝３０°となる筈のところ、１０°＋１０°＝２０°に抑えることが可能となり、コントロールホイールの操舵力の軽減を図るともに、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの過剰な下げ角による翼端失速の発生を回避することができる。
【００４２】
またセンタープーリ１２、スライダ２２およびアクチュエータ２３をセンターシャフト１１の軸線上に整列して配置し、センタープーリ１２およびスライダ２２をセンターシャフト１１の軸線まわりに回転させるだけでフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲにエルロン機能を発揮させ、またスライダ２２をセンターシャフト１１の軸線に沿って往復動させるだけでフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲにフラップ機能を発揮させるので、極めてシンプルな構造で低コストであるばかりか小型軽量であり、かつ一つのフラッペロンユニットなので機体への搭載も容易である。
【００４３】
また巡航時に左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを同位相で微小舵角（例えば、最大値で±５°）昇降させて主翼ＷＬ，ＷＲの抗力低減機能を発揮させることができる、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを同位相で下げるには、図１１で説明したように、アクチュエータ２３を駆動してナット部材２５を牽引することによりスライダ２２をガイドロッド２１…に沿って後方に移動させれば良い。逆に、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを同位相で上げるには、図１３に示すように、アクチュエータ２３を駆動してナット部材２５を押圧することによりスライダ２２をガイドロッド２１…に沿って前進させれば良い。
【００４４】
但し、主翼ＷＬ，ＷＲの抗力低減のためのフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの下げ角および上げ角は微小であるため、図１１で説明したフラップ機能を発揮させる場合に比べてアクチュエータ２３の作動量は小さくなる。またフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲにフラップ機能を発揮させる場合には、パイロットによるフラップ操作レバーの操作に基づいてアクチュエータ２３を駆動していたが、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲに抗力低減機能を発揮させる場合には、アクチュエータ２３は後述するコントロールユニットにより自動的に駆動される。
【００４５】
次に、左右のフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを同位相で微小舵角だけ昇降させて飛行機の抗力を低減する制御の内容を、図１５〜図２３に基づいて説明する。
【００４６】
図１５は、主翼ＷＬ，ＷＲのプロフィールを示すもので、その後縁にはフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲが舵角δｆを下方および上方に可変にして設けられる。主翼ＷＬ，ＷＲの表面に沿って形成される境界層は上流側の層流境界層ＢＬL と下流側の乱流境界層ＢＬT とから構成される。層流境界層ＢＬL および乱流境界層ＢＬT の遷移点ｔの位置は、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させることにより前後に移動する。層流境界層ＢＬL の摩擦抵抗は乱流境界層ＢＬT の摩擦抵抗に比べて大幅に小さいため、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを制御して層流境界層ＢＬL および乱流境界層ＢＬT の遷移点ｔをできるだけ後縁側に移動させれば、層流境界層ＢＬL の領域を拡大して主翼ＷＬ，ＷＲの抗力を低減することができる。
【００４７】
図１６に示すように、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆの制御ユニットＣＵは、飛行機の推力Ｔを推定する推力推定手段Ｍ１と、飛行機の運動状態（速度、角速度、姿勢角、迎角）を検知する運動状態検知手段Ｍ２と、推力Ｔおよび飛行機の前記運動状態に基づいて飛行機の抗力Ｄを推定する抗力推定手段Ｍ３と、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させたことにより発生する抗力Ｄの変化に基づいて、該抗力Ｄを最小化するためのフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆの操作量を算出する操作量算出手段Ｍ４と、前記操作量に基づいてフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを操作する操作手段Ｍ５とを備える。
【００４８】
飛行機の推力Ｔはパイロットのスロットルレバー操作により変化するもので、推力推定手段Ｍ１はエンジン回転数等に基づいて推力Ｔの大きさを推定する。
【００４９】
運動状態検知手段Ｍ２により検知される飛行機の運動状態を表す変数は、
φ；ロール姿勢角（Ｘ軸まわりのオイラー角）
θ；ピッチ姿勢角（Ｙ軸まわりのオイラー角）
Ｕ；Ｘ軸方向の速度
Ｖ；Ｙ軸方向の速度
Ｗ；Ｚ軸方向の速度
Ｐ；ロール角速度（Ｘ軸まわりの角速度）
Ｑ；ピッチ角速度（Ｙ軸まわりの角速度）
Ｒ；ヨー角速度（Ｚ軸まわりの角速度）
α；飛行体の進行方向と飛行体の中心線との成すピッチ角（迎角α）
である。ロール姿勢角φ、ピッチ姿勢角θおよび迎角αは垂直ジャイロ等で検知可能であり、ロール角速度Ｐ、ピッチ角速度Ｑおよびヨー角速度Ｒはレートジャイロ等で検知可能であり、Ｘ軸方向の速度Ｕ、Ｙ軸方向の速度ＶおよびＺ軸方向の速度Ｗはピトー管等で検知可能である。
【００５０】
尚、推力推定手段Ｍ１による推力Ｔの推定と、運動状態検知手段Ｍ２による飛行機の運動状態の検知との順序は任意であり、推力Ｔを推定した後に運動状態を検知しても良いし、運動状態を検知した後に推力Ｔを推定してもも良いし、両者を同時に行っても良い。
【００５１】
抗力推定手段Ｍ３は、推力推定手段Ｍ１で推定した推力Ｔと、運動状態検知手段Ｍ２で検知した運動状態φ，θ，Ｕ，Ｖ，Ｗ，Ｚ，Ｐ，Ｑ，Ｒ，αとに基づいて、飛行機の抗力Ｄを推定する。以下、その手順を説明する。
【００５２】
図１７は、飛行機の機体に固定したＸＹＺ座標軸（Ｘ軸を定常釣合い飛行時の機体速度ベクトルの方向に一致させた安定軸）を用いて、機体が外乱を受けている状態での揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αの関係を示したものである。Ｘ軸方向およびＺ軸方向の力の釣合いから、Ｘ軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の空気力Ｚａは、揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αを用いて、
Ｘａ＝Ｔ＋Ｌ・ sinα−Ｄ・ cosα                …（１）
Ｚａ＝−Ｌ・ cosα−Ｄ・ sinα                  …（２）
で与えられる。
【００５３】
上記（１）式および（２）式から揚力Ｌを消去すると、抗力Ｄは、
Ｄ＝（Ｔ−Ｘａ）・ cosα−Ｚａ・ sinα          …（３）
で与えられる。（３）式は、Ｘ軸方向の空気力Ｘａ、Ｚ軸方向の空気力Ｚａ、推力Ｔおよび迎角αを知れば、抗力Ｄが推定できることを示している。そして推力Ｔは前記推力推定手段Ｍ１により推定可能であり、迎角αは前記運動状態検知手段Ｍ２により検知可能である。残るＸ軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の空気力Ｚａは、前記運動状態検知手段Ｍ２で検知した運動状態から以下のようにして算出可能である。
【００５４】
良く知られているように、飛行機のＸ軸方向およびＺ軸方向の運動方程式は、ｍを機体の質量とし、ｇを重力加速度として、（４）式および（５）式で表される（図１８参照）。ここで、機体の質量ｍおよび重力加速度ｇは既知であり、燃料の消費に伴う質量ｍの変化も算出可能であり、更に飛行機の運動状態φ，θ，Ｕ，Ｖ，Ｗ，Ｚ，Ｐ，Ｑ，Ｒ，αは運動状態検知手段Ｍ２で検知可能である。
【００５５】
ｍ・（ｄＵ／ｄｔ＋Ｑ・Ｗ−Ｒ・Ｖ）＝−ｍ・ｇ・ sinθ＋Ｘａ…（４）
ｍ・（ｄＷ／ｄｔ＋Ｐ・Ｖ−Ｑ・Ｕ）＝ｍ・ｇ・ cosθ・ cosφ＋Ｚａ…（５）
従って、Ｘ軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の空気力Ｚａは、（６）式および（７）式で与えられ、これを前記（３）式に代入すれば飛行機の抗力Ｄを算出することができる。
【００５６】
Ｘａ＝ｍ・（ｄＵ／ｄｔ＋Ｑ・Ｗ−Ｒ・Ｖ）＋ｍ・ｇ・ sinθ…（７）
Ｚａ＝ｍ・（ｄＷ／ｄｔ＋Ｐ・Ｖ−Ｑ・Ｕ）−ｍ・ｇ・ cosθ・ cosφ…（８）
次に、操作量算出手段Ｍ４により、飛行機の抗力Ｄを最小化するためのフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆの操作量を算出する。以下、その手順を説明する。
【００５７】
図１９は、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを種々に変化させたときの迎角αに対する抗力係数ＣD の変化特性を示すもので、迎角αが何れの大きさにあっても、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆの変化に応じて抗力係数ＣD が変化することを示している。換言すると、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させれば抗力係数ＣD を変化させることができる。
【００５８】
図２０はフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させることで飛行機の抗力Ｄを低減するシステムを示すものである。抗力低減制御によりフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させるとピッチングモーメント係数ＣM が変化し、このピッチングモーント係数ＣM に動圧ρ（Ｕ2 ＋Ｗ2 ）／２および翼面積Ｓの積を乗算して算出したピッチングモーメントＭは、エレベータ等の操舵翼の制御により更に変化する。このピッチングモーメントＭを積分することにより、飛行機のピッチ姿勢角θが算出される。
【００５９】
抗力低減制御によるフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆの変化および前記ピッチ姿勢角θの変化により揚力係数ＣL が変化し、この揚力係数ＣL に動圧ρ（Ｕ2 ＋Ｗ2 ）／２および翼面積Ｓの積を乗算して算出した揚力Ｌは、操舵翼の制御により更に変化する。この揚力Ｌを機体重量ｍｇで除算した値を積分することにより、Ｚ軸方向の速度Ｗが算出される。
【００６０】
抗力低減制御によるフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆの変化および前記ピッチ姿勢角θの変化により抗力係数ＣD が変化し、この抗力係数ＣD に動圧ρ（Ｕ2 ＋Ｗ2 ）／２および翼面積Ｓの積を乗算して算出した抗力Ｄは、エンジン制御により変化した推力Ｔと加算され、その加算した値を積分することにより、Ｘ軸方向の速度Ｕが算出される。
【００６１】
このようにして算出された抗力Ｄは推力Ｔと共に繰り返し抗力低減制御に用いられ、飛行機の抗力Ｄを最小にすべくフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆが更新される。
【００６２】
次に、図２１のフローチャートに基づいて抗力低減制御の内容を説明する。
【００６３】
先ず、ステップＳ１でフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを予め設定された初期値Δａだけ増加させた後、ステップＳ２で前記（３）式に基づいて抗力Ｄを推定する。続くステップＳ３で抗力Ｄの前回値および今回値の偏差Δｄを算出する。ステップＳ１で舵角δｆを初期値Δａだけ増加させた結果、ステップＳ３で前記偏差Δｄが正値であれば、つまり舵角δｆを増加させた結果として抗力Ｄが増加していれば、ステップＳ４で舵角δｆを減少させ、逆に前記ステップＳ３で前記偏差Δｄが負値であれば、つまり舵角δｆを増加させた結果として抗力Ｄが減少していれば、ステップＳ４で舵角δｆを更に減少させる。而して、前記ステップＳ２〜ステップＳ４を繰り返すことにより、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを抗力Ｄが最小になる舵角に収束させることができる。
【００６４】
前記ステップＳ４で、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆの操作量は、前記初期値Δａではなく、Ｋを定数として−Δａ×（Δｄ／Ｋ）に設定される。その理由は、図２２に▲１▼で示すように操舵角Δｆの変化量に対する抗力Ｄの変化量が大きい領域では舵角δｆの操作量を大きくし、また図２２に▲２▼で示すように操舵角Δｆの変化量に対する抗力Ｄの変化量が小さい領域では舵角δｆの操作量を小さくするためであり、これにより舵角δｆを抗力Ｄが最小になる目標舵角に収束させる制御の応答性および収束性を高めることができる。
【００６５】
以上のように、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを操作手段Ｍ５で微小角度変化させ、その結果生じた抗力Ｄの増減を監視して前記舵角δｆを更に微小角度変化させる操作を繰り返すことにより、前記舵角δｆを飛行機の抗力Ｄが最小になる目標舵角に収束させることができる。また、この抗力低減制御は実際の抗力Ｄを監視しながら行われるので極めて効果的であるだけでなく、飛行体の運動状態に関わらずに効果を発揮することができる。しかも飛行機の主翼ＷＬ，ＷＲに元々備えられているフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを抗力可変手段として利用しているので、特別の抗力可変手段が不要になって重量およびコストが削減される。
【００６６】
図２３には、前記抗力低減制御をシミュレートした計算結果が示されており、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆの変化によって抗力Ｄおよび抗力係数ＣD が減少していることが確認される。
【００６７】
尚、抗力低減制御によりフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲの舵角δｆを変化させて抗力を低減するとき、それに伴ってピッチングモーメントおよび揚力も変化してしまい、飛行機の姿勢や運動状態が望ましくない方向に変化する可能性がある。例えば、フラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを下げ方向に操作すると、機首上げ方向のピッチングモーメントが発生するとともに主翼ＷＬ，ＷＲの揚力も増加する。そこで、水平尾翼や先尾翼に設けたエレベータをトリムすることにより機首下げ方向のピッチングモーメントを発生させてピッチ軸まわりの釣合いを保つことができる。このエレベータの操作に伴う抗力の増加は無視できる程度であるため、全機の抗力は確実に減少する。
【００６８】
以上、本発明の実施例を詳述したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００６９】
例えば、実施例では動翼としてエルロン機能およびフラップ機能を発揮するフラッペロンＦＥＬ，ＦＥＲを例示したが、本発明はデルタ翼の後縁に設けられてエルロン機能およびエレベータ機能を発揮するエレボンに対しても適用することができる。
【００７０】
また実施例ではセンタープーリ１２をコントロールホイールで作動させているが、それをコントロールコラムで作動させても、電気アクチュエータあるいは油圧アクチュエータで作動させても良い。
【００７１】
またスライダ２２を前後動させるアクチュエータ２３を電気モータで構成する代わりに油圧シリンダで構成することができ、またスライダ２２をマニュアルで前後動させることも可能である。
【００７２】
【発明の効果】
以上のように請求項１に記載された発明によれば、ロータおよびスライダをロータ軸まわりに左右回転させることにより、左右の第２リンクおよび左右の第１リンクを介して左右の第３リンクを左右同方向に移動させ、左右の動翼を相互に逆位相で上下動させてエルロンとして機能させることができ、またスライダをロータ軸に沿って前後動させることにより、左右の第２リンクを介して左右の第１リンクおよび左右の第３リンクを左右逆方向に移動させ、左右の動翼を同位相で上下動させてフラップあるいはエレベータとして機能させることができ、更に左右の動翼を同位相で微小角度上下動させて主翼の境界層を制御することで抗力を低減することができる。これにより、動翼にフラップ機能を発揮させて最大揚力の増加を図り、あるいは動翼にエレベータ機能を発揮させてピッチングをコントロールしながら、同時にエルロン機能を発揮させてローリングのコントロールを支障なく行うことができ、更に巡航時には主翼の抗力を低減して燃料消費量を節減することができる。しかも共通のロータ軸上に支持したロータおよびスライダにそれぞれ左右の第１リンクの一端および左右の第２リンクの一端を枢支するとともに左右の第１リンクの中間ないし他端に左右の第２リンクの他端を枢支し、かつ左右の第１リンクの他端に枢支した左右の第３リンクで左右の動翼を作動させるので、極めてシンプルな構造で低コストであるばかりか、小型軽量であって機体への搭載も容易である。
【００７３】
また請求項２に記載された発明によれば、制御手段が主翼の抗力を最小にする左右の動翼の舵角を算出し、この舵角に基づいてアクチュエータが作動して左右の動翼の舵角を制御するので、主翼の抗力を効果的に低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】飛行機の主翼の平面図
【図２】図１の要部拡大図
【図３】フラッペロンの作動装置の斜視図
【図４】図３の要部拡大図
【図５】図３の５方向拡大矢視図
【図６】図５の６−６線拡大矢視図
【図７】図５の７−７線拡大矢視図
【図８】図３の８方向拡大矢視図
【図９】図８の９−９線矢視図
【図１０】フラッペロンを左に操作したときの作用説明図
【図１１】フラッペロンを下げたときの作用説明図
【図１２】フラッペロンを下げた状態から左に操作したときの作用説明図
【図１３】フラッペロンを上げたときの作用説明図
【図１４】左右のフラッペロンの舵角差を説明する図
【図１５】飛行機の主翼のプロフィールを示す図
【図１６】飛行機の抗力低減制御のブロック図
【図１７】飛行機の縦の運動における揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αの関係を示す図
【図１８】ＸＹＺ座標軸および飛行機の運動状態を表す変数を示す図
【図１９】フラッペロンの舵角を種々に変化させたときの迎角に対する抗力係数の変化特性を示すグラフ
【図２０】飛行制御のブロック図
【図２１】抗力低減制御のフローチャート
【図２２】フラッペロンの舵角と抗力との関係を示す図
【図２３】抗力低減制御のシミュレーション結果を示すグラフ
【符号の説明】
ＣＵ                コントロールユニット（制御手段）
ＦＥＬ，ＦＥＲ      フラッペロン（動翼）
ＷＬ，ＷＲ          主翼
１１                センターシャフト（ロータ軸）
１２                センタープーリ（ロータ）
２２                スライダ
２３                アクチュエータ
３１Ｌ，３１Ｒ      第１リンク
３３Ｌ，３３Ｒ      第２リンク
３６Ｌ，３６Ｒ      第３リンク
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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