無尾翼航空機

航空学では、無尾翼航空機とは主翼以外に水平方向の空気力学的表面を持たない航空機のことである。^[1]胴体、垂直尾翼（垂直安定板）、および/または垂直方向舵を備えている場合もある。

無尾翼構成の理論上の利点としては、ホルテン H.IV滑空グライダーのような低い寄生抵抗と、ノースロップ B-2 スピリット爆撃機のような優れたステルス特性が挙げられます。欠点としては、トリムに対する潜在的な敏感性が挙げられます。

無尾翼航空機は開拓時代から飛行しており、最初に飛行した安定した航空機は1910年の無尾翼のダン D.5でした。最も成功した無尾翼構成は無尾翼デルタであり、特に戦闘機で使用されていますが、コンコルド旅客機もデルタ構成です。

NASA は、カナード翼はあるものの垂直尾翼のない 新型研究用航空機 X-36を「無尾翼」と表現しています。

無尾翼航空機は主翼以外に水平面を持たない。ピッチングとロールの両方の空力制御と安定化機能は主翼に組み込まれている。無尾翼タイプでも従来の垂直尾翼（垂直安定板）と方向舵を備えている場合がある。^{[2] [3] [4]}

全翼機は尾翼のない設計で、明確な胴体もなく、パイロットやエンジンなどが全部または一部が翼内に配置されています。

従来の固定翼航空機には、主翼とは別に水平安定板が付いています。この余分な表面により、特に高速時には、さらに抗力が生じ、より強力なエンジンが必要になります。縦方向 (ピッチ) の安定性と制御を他の方法で実現できる場合 (以下を参照)、安定板を取り外して抗力を減らすことができます。

無尾翼飛行機には独立した水平安定板がありません。このため、通常の翼の空力中心は飛行機の重心より前方に位置し、ピッチが不安定になります。空力中心を後方に移動させて飛行機を安定させるには、他の方法を使用する必要があります。設計者がこれを実現するには主に 2 つの方法があり、最初の方法は先駆的な飛行士JW Dunneによって開発されました。

後退翼またはデルタ翼として主翼の前縁を後退させ、外側の主翼部分の迎え角を減らすことで、外側の主翼を従来の水平尾翼安定装置のように機能させることができる。これを外側部分の翼幅に沿って段階的に行うと、翼端ウォッシュアウトと呼ばれる。ダンは、主翼上面を円錐状に湾曲させることでこれを達成した。水平飛行では、翼端が揚力に寄与しないように航空機を調整する必要がある。翼端は、小さなダウンスラストを提供する必要がある場合もある。これにより、翼の全体的な効率が低下するが、多くの設計、特に高速の場合、従来の安定装置よりも抗力、重量、コストが削減されるため、これは問題にならない。翼幅が長いと操縦性も低下するため、ダンの設計はイギリス陸軍に採用されなかった。

代替案としては、ピッチングモーメントが低いかゼロの 翼型の使用があり、これは例えばホルテンシリーズのグライダーや戦闘機に見られる。これらは、翼の後部または全体にリフレックス キャンバーまたは逆キャンバーを備えた珍しい翼型断面を使用している。リフレックス キャンバーでは、翼のより平坦な側が上に、強く湾曲した側が下に来るため、前部は高い迎え角を示し、後部はより水平で揚力に寄与しないため、水平尾翼または後退翼の洗い流された先端のように動作する。リフレックス キャンバーは、従来の翼型に大型のエレベーターを取り付け、それを著しく上方にトリミングすることでシミュレートできる。重心も通常の位置より前方に移動させる必要がある。ベルヌーイ効果により、リフレックス キャンバーは小さなダウンスラストを生成する傾向があるため、それを補正するために翼の迎え角が増加する。これにより、今度は追加の抗力が生じる。この方式では、後退翼やウォッシュアウト翼よりも翼の平面形状の選択肢が広く、設計には直線翼や円形翼 (Arup) も含まれる。しかし、高迎え角に伴う抗力により設計が非効率になると一般に考えられており、 FauvelやMarske Aircraftシリーズのグライダーなど、ごく少数の量産型でのみ採用されている。

もっと簡単な方法は、機体の主重量を翼のかなり下方に配置して不安定性を克服することです。こうすると、重力によって機体が水平姿勢に保たれ、パラグライダーのように空気力学的不安定性が打ち消されます。しかし、実際にはこれだけでは安定性を十分に得られないことがほとんどで、通常は前述の空気力学的技術によって補強されます。典型的な例は、ダンと同じスイープバック、ウォッシュアウト、円錐面を使用するロガロ翼ハンググライダーです。

安定性は人工的にも得られます。安定性と機動性はトレードオフの関係にあります。機動性を高めるには、安定性を低くする必要があります。最新のハイテク戦闘機の中には、ピッチングが空気力学的に不安定な機体もあり、安定性を得るためにフライバイワイヤのコンピューター制御に依存しているものもあります。ノースロップ グラマン B-2 スピリット全翼機がその一例です。

初期の設計の多くは、スタビライザーがないことを補うための効果的なピッチ制御ができませんでした。安定している例もありましたが、高さはエンジンのパワーでしか制御できませんでした。また、慎重に扱わないと、急激に上下にピッチングして制御不能になる例もありました。これらの理由から、無尾翼設計は不安定であるという評判がつきました。この評判が不当なものであることが広く認められたのは、ジェット機時代に無尾翼デルタ構成が成功してからのことでした。

通常採用される解決策は、主翼後縁に大きな昇降舵やエレボン面を設けることである。主翼が大きく後退していない限り、空力中心からの距離が小さくモーメントも少ないため、これらは大きな制御力を生成する必要がある。したがって、無尾翼型は、ピッチング操作中に従来の同等品よりも高い抗力を経験する可能性がある。大きく後退したデルタ翼では、後縁と空力中心の間の距離が大きくなるため、拡大した面は必要ない。ダッソー ミラージュ無尾翼デルタ シリーズとその派生型は、最も広く使用された戦闘機の 1 つであった。しかし、ミラージュでさえ、離着陸時に経験する大きな迎え角でのピッチ制御は問題となる可能性があり、後の派生型には追加のカナード面を備えたものもあった。

従来の飛行機はヨーイングが不安定で、直進するには尾翼が必要です。エルロンの動きによって逆ヨーイングが発生し、飛行機が旋回できなくなりますが、これも方向舵で補正する必要があります。後退翼は直線飛行では安定していますが、旋回中は逆ヨーイングが発生します。1 つの解決策は、翼に十分なねじれを与えて外側のセクションが下向きに傾き、負の揚力を与えることです。これにより、エルロンの逆ヨーイング動作が逆転し、飛行機が旋回しやすくなり、垂直方向の方向舵や差動抗力スポイラーが不要になります。

これにより生成されるベル型の揚力分布は、与えられた重量に対して誘導抗力を最小化することも示されています（与えられたスパンに対して誘導抗力を最小化する楕円分布と比較して）。^[5]

飛行翼機の歴史も参照

1905年から1913年にかけて、イギリス陸軍士官で飛行士のJW ダンは、本質的に安定し失速しない無尾翼航空機を開発した。飛行中のカモメの研究にヒントを得て、これらの航空機は円錐形の上面を持つ後退翼を特徴としていた。円錐は翼が先端に向かって次第に外側にねじれるように配置されており、外側のセクションで負の迎え角、つまり負の揚力を生み出し、ピッチとヨーの両方で全体的な安定性を生み出した。各翼端の後縁にある単一の操縦面は、エルロンとエレベーターを組み合わせた役割を果たした。ダンは、関連する空気力学の原理について高度な定性的な理解を持っており、翼端の負の揚力と急な下向きの反角が組み合わさって方向安定性を高める仕組みまで理解していた。^[6]

もともと単葉機として構想されていたが、陸軍向けのダンの初期設計は複葉機であることが求められ、通常は機体の間に胴体ナセルがあり、後部に推進プロペラが取り付けられ、各翼端の間には固定された翼端板フィンが備わっていた。

陸軍での勤務を終えた後、1910年にオービル・ライトとグリフィス・ブリューワーがD.5複葉機の安定飛行を目撃し、その旨の公式報告書を王立航空協会に提出した。 ^{[7]こうしてD.5複葉機は飛行中に自然な安定性を達成した初の飛行機となり、また初の実用的な無尾翼飛行機となった。後のD.8はアメリカの}W・スターリング・バージェスがバージェス・ダンとしてライセンス生産し、商業的に販売した。

彼はまた、単葉機にも復帰しました。1911年のD.6は、翼端が下反りしているプッシャー型の高翼単葉機で、操縦翼面が方向舵としても機能しました。

ダンの安定性に関する考えの多くは今でも有効であり、ジョン・K・ノースロップ（ノースロップ・グラマン B-2 スピリットステルス爆撃機の父）などの後継の設計者に影響を与えたことが知られている。 ^[要出典]

GTR ヒルとプテロダクティルス

第一次世界大戦後、パイロットのジェフリー・TR・ヒルも安定した失速しない設計を模索しました。ダンは当初いくらか協力し、ヒルは1920年代以降、無尾翼航空機のプテロダクティルシリーズを製造しました。ヒルはまた、本質的に安定した翼の理論を開発し始め、それを設計に取り入れました。

リッピッシュ デルタとメッサーシュミット Me 163コメット

ドイツの理論家たちは、安定翼の理論をさらに発展させました。設計者のアレクサンダー・リピッシュは、1931 年に最初の無尾翼機の設計であるデルタ I を製作しました。彼はその後もさらに洗練された設計を次々と製作し、第二次世界大戦の終わりには アメリカに渡り、研究を続けました。

第二次世界大戦中、リピッシュはドイツの設計者ヴィリー・メッサーシュミットのもとで、初の無尾翼航空機であるMe 163コメートの開発に携わった。この航空機は前線に配備された唯一のロケット推進迎撃機であり、戦争中に実戦配備された最速の航空機であった。

ホルテン兄弟

1930年代、ウォルター・ホルテンとライマー・ホルテンはシンプルな無尾翼グライダーの製造を開始し、1933年に初飛行を果たした。ホルテン夫妻は世界初のジェット推進全翼機、ホルテンHo 229を設計した。

ノースロップ

リピッシュと並行して、米国ではジャック・ノースロップが無尾翼設計に関する独自のアイデアを開発していました。N -1M は1941 年に飛行し、その後、一連の無尾翼型が続き、その中には本格的な全翼機もありました。

デ・ハビランド DH 108スワロー

1940年代、イギリスの航空機設計者ジョン・カーヴァー・メドウズ・フロストは、デ・ハビランド ヴァンパイアジェット戦闘機の前部胴体を使用して製造された、デ・ハビランド DH.108スワローと呼ばれる無尾翼ジェット推進研究機を開発した。このうちの1機は、音速の壁を破った最初の航空機の1機であった可能性がある。浅い急降下中に音速の壁を破り、複数の目撃者がソニックブームを聞いた。^[要出典]製造された3機はすべて致命的な墜落事故で失われた。

FMA I.Ae 38

DINFIA IA 38 は、1960 年代のアルゼンチンの4 発実験用無尾翼輸送機であり、ライマール・ホルテンの指揮の下、ドイツの ホルテン H.VIIIプロジェクトに基づいて設計され、DINFIAによって製造されました。

ノースロップ X-4 バンタム

DH.108 と同様に、双発ジェットエンジンを搭載した 1948 年製のノースロップ X-4 は、第二次世界大戦後に米国で開発された戦後 X プレーン実験機シリーズの 1 つで、高速遷音速飛行およびそれ以上の飛行の課題を調査する研究プログラムで飛行しました。DH.108 と同様の空力上の問題がありましたが、製造された 2 機の X-4 は、1950 年から 1953 年にかけて合計 80 回の研究飛行を重大な事故なく飛行試験プログラムで乗り切り、最高速度は 640 mph (1,035 km/h) でした。

ダッソーミラージュ

フランスの超音速ジェット戦闘機ミラージュシリーズは、無尾翼デルタ構成の一例であり、西側諸国のジェット機の中で最も多く生産された機体の一つとなった。対照的に、ソ連で広く生産された同等のデルタ翼戦闘機、ミコヤン・グレヴィチ MiG-21には尾部安定装置がある。

コンベア F2Y シーダート

1950 年代には、コンベア F2Y シーダートの試作機が音速を超えた 唯一の水上飛行機となりました。コンベアは他にもいくつかの成功した無尾翼デルタ型を製造しました。

超音速旅客機

英仏共同開発の超音速輸送機コンコルド とそのソ連版ツポレフTu-144は、尾翼のないデルタ翼の超音速ジェット旅客機であった。飛行中のこれらの航空機の優美さと美しさは、しばしば注目された。^[8]

ロッキード SR-71 ブラックバード

アメリカのロッキード SR-71 ブラックバード戦略偵察機は、マッハ 3 を超える速度を達成する最速のジェット機です。

NASAプラントル-D

NASA 予備研究空気力学設計低抗力 (PRANDTL-D) 翼は、NASA アームストロング飛行研究センターのアル・バウアーズによって開発された。バウアーズはルートヴィヒ・プラントルの研究にインスピレーションを受け、ダンと同様に鳥の飛行を観察した。ダンの設計と同様に、この翼には翼端を負の角度に設定し、同じ正のロール-ヨー結合を作成するのに十分な翼のねじれがある。 ^{[9] [10] [11]} バウアーズは揚力特性の定量分析を開発し、航空機の重量に対する誘導抗力を最小化するベル型の揚力分布というより一般的な発見につながった。彼はこの分布を「プラントル-D」シリーズの設計に適用した。^[5] 2017年末までに、彼はそのような研究モデルを3機飛行させた。^{[12] [13]}

• 圧力中心の移動
• 縦方向の静的安定性
• 無尾翼航空機の一覧

• Poulsen, CM「無尾翼機の試験、英国の先駆者へのオマージュ：Dunne 社の複葉機と単葉機」、p. 557、p. 558。Flight 、 1943 年 5 月 27 日、pp、556–558。

• 無尾翼航空機 - 設計と安定性に関する議論。