JP2003137192A - 垂直離着陸機 - Google Patents
垂直離着陸機Info
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/025—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/001—Shrouded propellers
-
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- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
- B64C15/12—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets the power plant being tiltable
-
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- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
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-
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- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 操縦安定性に優れ、全ての空間ベクトルに対
する推力の出力が可能で機動性に富むと共に、クルーズ
用ファンとリフト用ファンを共通とし、無駄を省いたコ
ア分離型ターボファン・エンジンを用いた垂直離着陸機
を提供する。 【解決手段】 コア分離型ターボファン・エンジンにお
けるファン・エンジンを、ピッチ方向及びロール方向に
回転可能に2軸で支持して構成し、かつ、このファン・
エンジンを垂直離着陸機に設けた前翼と後翼のそれぞれ
両側に配し、2軸でチルトさせることでホバリングとク
ルージングを同一ファン・エンジンでおこなえるように
した。
する推力の出力が可能で機動性に富むと共に、クルーズ
用ファンとリフト用ファンを共通とし、無駄を省いたコ
ア分離型ターボファン・エンジンを用いた垂直離着陸機
を提供する。 【解決手段】 コア分離型ターボファン・エンジンにお
けるファン・エンジンを、ピッチ方向及びロール方向に
回転可能に2軸で支持して構成し、かつ、このファン・
エンジンを垂直離着陸機に設けた前翼と後翼のそれぞれ
両側に配し、2軸でチルトさせることでホバリングとク
ルージングを同一ファン・エンジンでおこなえるように
した。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は垂直離着陸機(VT
OL)に関し、特に、コア・エンジンと、該コア・エン
ジンから高圧空気を供給され、2軸で支持したファン・
エンジンとからなるコア分離型ターボファン・エンジン
と、前記ファン・エンジンをそれぞれ両側に設置した前
翼と後翼とからなり、ホバリングとクルージングを同一
推進装置でおこなえるようにした垂直離着陸機に関する
ものである。
OL)に関し、特に、コア・エンジンと、該コア・エン
ジンから高圧空気を供給され、2軸で支持したファン・
エンジンとからなるコア分離型ターボファン・エンジン
と、前記ファン・エンジンをそれぞれ両側に設置した前
翼と後翼とからなり、ホバリングとクルージングを同一
推進装置でおこなえるようにした垂直離着陸機に関する
ものである。
【0002】
【従来の技術】都市間における短時間での移動のため
に、都市部に近接した空港の建設が望まれているが、従
来型のジェット機は長大な滑走路と離着陸を安全に行う
ための広大な空域を必要とし、空港建設に莫大な費用を
必要とするため地方の中小都市での建設は難しく、また
大都市においても広大な土地の確保が困難なことと航空
機の高騒音や安全面のため、近郊への空港建設は非常に
困難である。そのため、大都市においても空港が遠隔地
に建設され、一方中小都市においては空港建設そのもの
が難しいため大都市近郊の空港まで行かねばならず、い
ずれの場合も空港へのアクセスに時間を取られると共に
大きな費用がかかり、場合によっては陸路での移動の方
が時間的にも経済的にも有利な場合が生じる。
に、都市部に近接した空港の建設が望まれているが、従
来型のジェット機は長大な滑走路と離着陸を安全に行う
ための広大な空域を必要とし、空港建設に莫大な費用を
必要とするため地方の中小都市での建設は難しく、また
大都市においても広大な土地の確保が困難なことと航空
機の高騒音や安全面のため、近郊への空港建設は非常に
困難である。そのため、大都市においても空港が遠隔地
に建設され、一方中小都市においては空港建設そのもの
が難しいため大都市近郊の空港まで行かねばならず、い
ずれの場合も空港へのアクセスに時間を取られると共に
大きな費用がかかり、場合によっては陸路での移動の方
が時間的にも経済的にも有利な場合が生じる。
【0003】こういった問題を解決する手段としては、
ヘリコプターや垂直離着陸機(VTOL)の利用が考え
られるが、ヘリコプターは運べる重量やスピードが限ら
れ、都市間の移動手段として満足できるものではない。
一方垂直離着陸機は、離着陸を垂直に行うため長い滑走
路が不要であるにもかかわらずクルージングは高速に行
え、空港の占有面積が小さくて済むから建設費を安くで
き、中小都市においても空港建設が可能であると共に大
都市においても都心近くに建設が可能で、都市間の高速
移動に適している。
ヘリコプターや垂直離着陸機(VTOL)の利用が考え
られるが、ヘリコプターは運べる重量やスピードが限ら
れ、都市間の移動手段として満足できるものではない。
一方垂直離着陸機は、離着陸を垂直に行うため長い滑走
路が不要であるにもかかわらずクルージングは高速に行
え、空港の占有面積が小さくて済むから建設費を安くで
き、中小都市においても空港建設が可能であると共に大
都市においても都心近くに建設が可能で、都市間の高速
移動に適している。
【0004】垂直離着陸機として実用に供されているも
のは、チルト・ロータ・タイプやチルト・ウィング・タ
イプがある。チルト・ロータ・タイプの垂直離着陸機
は、翼端に設けたロータ(エンジン)をファンごとチル
トできるようにし、離陸時にはロータを垂直として垂直
離陸し、通常運航時にはロータを水平として航行するも
のであり、チルト・ウィング・タイプは翼にファンを設
け、この翼をチルト可能として離陸時は垂直とし、通常
運航時には翼を水平として航行するものである。また垂
直離着陸機は、垂直離着陸時の姿勢制御、すなわち重心
周りのモーメント(釣り合い)が重要であるため、姿勢
制御のための専用ファンを機体左右に設けたり、あるい
はファン(推力点)を機体前後に設けたりして釣り合い
をとる形式のものも提案されている。
のは、チルト・ロータ・タイプやチルト・ウィング・タ
イプがある。チルト・ロータ・タイプの垂直離着陸機
は、翼端に設けたロータ(エンジン)をファンごとチル
トできるようにし、離陸時にはロータを垂直として垂直
離陸し、通常運航時にはロータを水平として航行するも
のであり、チルト・ウィング・タイプは翼にファンを設
け、この翼をチルト可能として離陸時は垂直とし、通常
運航時には翼を水平として航行するものである。また垂
直離着陸機は、垂直離着陸時の姿勢制御、すなわち重心
周りのモーメント(釣り合い)が重要であるため、姿勢
制御のための専用ファンを機体左右に設けたり、あるい
はファン(推力点)を機体前後に設けたりして釣り合い
をとる形式のものも提案されている。
【0005】しかしながら上記したチルト・ロータ・タ
イプやチルト・ウィング・タイプの垂直離着陸機にあっ
ては、エンジンが大きくなるため機体の重心から離して
配置する必要があり、慣性モーメントが大きくなって機
動性に欠ける。また、ファン2基タイプだと、ファン径
が大きくなって滑空着陸が不可能となり、万一ロータの
チルト機構が故障した場合、着陸できないという安全面
上の問題があると共に支点が2点のため操縦が不安定と
いう欠点がある。特にチルト・ウィング・タイプにあっ
ては、チルト機構が大型化し、さらに垂直離着陸時の釣
り合いを確保するための姿勢制御機構(機体前後のファ
ン等)も複雑化する等の理由により、機体の重量が増大
化するのが一般である。従って、垂直離着陸時の成立の
可否に係わる、もしくはペイロードの減少につながると
いう問題点もあった。
イプやチルト・ウィング・タイプの垂直離着陸機にあっ
ては、エンジンが大きくなるため機体の重心から離して
配置する必要があり、慣性モーメントが大きくなって機
動性に欠ける。また、ファン2基タイプだと、ファン径
が大きくなって滑空着陸が不可能となり、万一ロータの
チルト機構が故障した場合、着陸できないという安全面
上の問題があると共に支点が2点のため操縦が不安定と
いう欠点がある。特にチルト・ウィング・タイプにあっ
ては、チルト機構が大型化し、さらに垂直離着陸時の釣
り合いを確保するための姿勢制御機構(機体前後のファ
ン等)も複雑化する等の理由により、機体の重量が増大
化するのが一般である。従って、垂直離着陸時の成立の
可否に係わる、もしくはペイロードの減少につながると
いう問題点もあった。
【0006】こういった問題点を解決するため、200
1年7月発行の「航空技術」第10〜19頁に記載され
た「革新的VTOL旅客機の構想」(以下従来技術1と
称する)、及び特許第1861368号(特公平5−8
7655号公報、以下従来技術2と称する)には、コア
分離型ターボファン・エンジンを用いて操縦安定性と低
騒音、高速クルージングを可能とする垂直離着陸機が示
されている。
1年7月発行の「航空技術」第10〜19頁に記載され
た「革新的VTOL旅客機の構想」(以下従来技術1と
称する)、及び特許第1861368号(特公平5−8
7655号公報、以下従来技術2と称する)には、コア
分離型ターボファン・エンジンを用いて操縦安定性と低
騒音、高速クルージングを可能とする垂直離着陸機が示
されている。
【0007】コア分離型ターボファン・エンジンという
のは、圧縮機、該圧縮機を駆動するための燃焼器及びタ
ービンで構成されるコア・エンジンと、該コア・エンジ
ンからの高圧空気が高圧空気ダクトなどで供給され、フ
ァン駆動用の燃焼器とタービン、及び該タービンにより
駆動されるファンとで構成されるファン・エンジンを分
離したエンジンである。従来のターボファン・エンジン
は、ファン、圧縮機、燃焼器、タービンをケース内に配
してファンとタービンをシャフトで連結し、ファンで加
速した空気を圧縮機で圧縮して燃焼することでタービン
を回転させ、連結されたファンを回転させてタービンの
排気とファンで排出された空気によって推力を得ていた
が、ファンの軸心とタービンの軸心とを同一直線上に配
していることからファンの推力方向に沿ってコア・エン
ジンを配置する必要があり、このためターボファン・エ
ンジンの航空機への取り付け位置が限定され、設計の自
由度が小さかった。
のは、圧縮機、該圧縮機を駆動するための燃焼器及びタ
ービンで構成されるコア・エンジンと、該コア・エンジ
ンからの高圧空気が高圧空気ダクトなどで供給され、フ
ァン駆動用の燃焼器とタービン、及び該タービンにより
駆動されるファンとで構成されるファン・エンジンを分
離したエンジンである。従来のターボファン・エンジン
は、ファン、圧縮機、燃焼器、タービンをケース内に配
してファンとタービンをシャフトで連結し、ファンで加
速した空気を圧縮機で圧縮して燃焼することでタービン
を回転させ、連結されたファンを回転させてタービンの
排気とファンで排出された空気によって推力を得ていた
が、ファンの軸心とタービンの軸心とを同一直線上に配
していることからファンの推力方向に沿ってコア・エン
ジンを配置する必要があり、このためターボファン・エ
ンジンの航空機への取り付け位置が限定され、設計の自
由度が小さかった。
【0008】それに対してこのコア分離型ターボファン
・エンジンは、コア・エンジンとファン・エンジンとを
離して設置できる上にファン・エンジンを薄型に構成で
き、コア・エンジンの作動がファンの作動状態に影響さ
れないため、安定性に優れ、応答性の良いエンジンとな
る。また、開発が容易で整備性も良く、更に一基のコア
・エンジンで複数のファン・エンジンを駆動できるな
ど、エンジンとしての柔軟性が格段に増える
・エンジンは、コア・エンジンとファン・エンジンとを
離して設置できる上にファン・エンジンを薄型に構成で
き、コア・エンジンの作動がファンの作動状態に影響さ
れないため、安定性に優れ、応答性の良いエンジンとな
る。また、開発が容易で整備性も良く、更に一基のコア
・エンジンで複数のファン・エンジンを駆動できるな
ど、エンジンとしての柔軟性が格段に増える
【0009】そのため従来技術1及び従来技術2におい
ては、図15に示したように、このコア分離型ターボフ
ァン・エンジンを用い、コア・エンジン160を航空機
の機体161の機体後部に配し、垂直離着陸用のホバリ
ング用リフト・ファン162を翼163の両側に設ける
と共に、クルージング用ファン164を機体後部に設
け、前記コア・エンジン160でこれらホバリング用リ
フト・ファン162とクルージングファン164の両方
を切替えて駆動できるようにした。このようにすること
により、これまで実現性の無かった高速VTOL機が構
成できる。
ては、図15に示したように、このコア分離型ターボフ
ァン・エンジンを用い、コア・エンジン160を航空機
の機体161の機体後部に配し、垂直離着陸用のホバリ
ング用リフト・ファン162を翼163の両側に設ける
と共に、クルージング用ファン164を機体後部に設
け、前記コア・エンジン160でこれらホバリング用リ
フト・ファン162とクルージングファン164の両方
を切替えて駆動できるようにした。このようにすること
により、これまで実現性の無かった高速VTOL機が構
成できる。
【0010】すなわちリフト・ファン162が薄いた
め、リフト・ファン162を超低騒音にすることができ
ると共に機体を高速飛行に適した形状にでき、気流の乱
れや不均一に対して安定性が高い。また、重心に対して
対称位置にあるリフト・ファン162のコア・エンジン
160が共通であるため、コア・エンジン160に異常
が生じた場合でも機体のバランスが崩れにくく、クルー
ジング用ファン164とリフト・ファン162でコア・
エンジン160を共用するため軽量となる。
め、リフト・ファン162を超低騒音にすることができ
ると共に機体を高速飛行に適した形状にでき、気流の乱
れや不均一に対して安定性が高い。また、重心に対して
対称位置にあるリフト・ファン162のコア・エンジン
160が共通であるため、コア・エンジン160に異常
が生じた場合でも機体のバランスが崩れにくく、クルー
ジング用ファン164とリフト・ファン162でコア・
エンジン160を共用するため軽量となる。
【0011】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、この図
15に示したような従来技術1、2に示された垂直離着
陸機においては、リフト時とクルーズ時のファンが完全
分離しており、ホバリング時にはクルーズ用ファン16
4の重量が、クルーズ時にはリフト用ファン162の重
量がそれぞれよけいな重量となって無駄であり、また、
リフト用ファン162が完全固定式であるため、ホバリ
ング時の微調整が難しくなる。
15に示したような従来技術1、2に示された垂直離着
陸機においては、リフト時とクルーズ時のファンが完全
分離しており、ホバリング時にはクルーズ用ファン16
4の重量が、クルーズ時にはリフト用ファン162の重
量がそれぞれよけいな重量となって無駄であり、また、
リフト用ファン162が完全固定式であるため、ホバリ
ング時の微調整が難しくなる。
【0012】そのため本発明においては、コア分離型タ
ーボファン・エンジンを用い、操縦安定性に優れ、全て
の空間ベクトルに対する推力の出力が可能で機動性に富
むと共に、クルーズ用ファンとリフト用ファンを共通と
し、無駄を省いた垂直離着陸機を提供することが課題で
ある。
ーボファン・エンジンを用い、操縦安定性に優れ、全て
の空間ベクトルに対する推力の出力が可能で機動性に富
むと共に、クルーズ用ファンとリフト用ファンを共通と
し、無駄を省いた垂直離着陸機を提供することが課題で
ある。
【0013】
【課題を解決するための手段】そのため本発明において
は、請求項1に記載したように、ホバリングとクルージ
ングを同一推進装置でおこなえるようにした垂直離着陸
機において、前記推進装置はコア・エンジンと、該コア
・エンジンから高圧空気を供給されるファン・エンジン
とからなるコア分離型ターボファン・エンジンで構成さ
れ、機体の前後に配した前翼と後翼とからなる翼体を有
し、それぞれの翼体の両側に前記ファン・エンジンを配
すると共に、該ファン・エンジンを2軸で支持してホバ
リングとクルージングを同一推進装置でおこなえるよう
にしたことを特徴とする。
は、請求項1に記載したように、ホバリングとクルージ
ングを同一推進装置でおこなえるようにした垂直離着陸
機において、前記推進装置はコア・エンジンと、該コア
・エンジンから高圧空気を供給されるファン・エンジン
とからなるコア分離型ターボファン・エンジンで構成さ
れ、機体の前後に配した前翼と後翼とからなる翼体を有
し、それぞれの翼体の両側に前記ファン・エンジンを配
すると共に、該ファン・エンジンを2軸で支持してホバ
リングとクルージングを同一推進装置でおこなえるよう
にしたことを特徴とする。
【0014】このように翼体を前翼と後翼にわけ、前記
推進装置を構成するファン・エンジンを前翼と後翼の両
側に設けると共にファン・エンジンを2軸で支持して理
論的に全ての空間ベクトルに推力が出せるようにするこ
とで、操縦安定性が増し、さらにホバリング時も機体を
傾けることなく前後、左右、回転の運動が可能となっ
て、大きな機動性が得られる。また、また、機体を任意
の姿勢に保持した状態でのホバリングも可能となる。さ
らに、ファン径も、ファン2基タイプと較べて小さくす
ることができるから、いずれかのファンが故障して垂直
着陸できない場合も、安全な滑空着陸が可能となる。
推進装置を構成するファン・エンジンを前翼と後翼の両
側に設けると共にファン・エンジンを2軸で支持して理
論的に全ての空間ベクトルに推力が出せるようにするこ
とで、操縦安定性が増し、さらにホバリング時も機体を
傾けることなく前後、左右、回転の運動が可能となっ
て、大きな機動性が得られる。また、また、機体を任意
の姿勢に保持した状態でのホバリングも可能となる。さ
らに、ファン径も、ファン2基タイプと較べて小さくす
ることができるから、いずれかのファンが故障して垂直
着陸できない場合も、安全な滑空着陸が可能となる。
【0015】また、ファン・エンジンを2軸で支持する
ことによって推力を下方と後方に向けることが可能とな
り、同一ファン・エンジンでホバリングとクルージング
をおこなうことができると共にリフト形態からクルーズ
状態への遷移もスムーズに行うことが可能となり、非常
に効率の良い垂直離着陸機が実現できる。
ことによって推力を下方と後方に向けることが可能とな
り、同一ファン・エンジンでホバリングとクルージング
をおこなうことができると共にリフト形態からクルーズ
状態への遷移もスムーズに行うことが可能となり、非常
に効率の良い垂直離着陸機が実現できる。
【0016】またコア・エンジンは、請求項2に記載し
たように、前記前翼と後翼の間の機体両側に中間翼部を
設け、前記コア・エンジンを機体重心近傍の中間翼部に
配したことを特徴とする。
たように、前記前翼と後翼の間の機体両側に中間翼部を
設け、前記コア・エンジンを機体重心近傍の中間翼部に
配したことを特徴とする。
【0017】このように、コア・エンジンを機体重心近
傍の中間翼部に配することによって機体の重量配分のバ
ランスが良くなり、コア・エンジンの故障などがあって
も滑空を安全におこなうことができると共に翼強度も軽
減でき、またコア・エンジンの火災などの場合も機体に
及ぶことが少なく、安全性の面でも優れている。
傍の中間翼部に配することによって機体の重量配分のバ
ランスが良くなり、コア・エンジンの故障などがあって
も滑空を安全におこなうことができると共に翼強度も軽
減でき、またコア・エンジンの火災などの場合も機体に
及ぶことが少なく、安全性の面でも優れている。
【0018】そして後翼は、請求項3に記載したよう
に、前記後翼は、前記前翼に配したファン・エンジンの
クルーズ時の排気が重ならないよう前翼より高くしたこ
とを特徴とする。
に、前記後翼は、前記前翼に配したファン・エンジンの
クルーズ時の排気が重ならないよう前翼より高くしたこ
とを特徴とする。
【0019】このように、クルーズ時の排気が重ならな
いよう後翼を前翼より高くすることにより全てのファン
・エンジンの推力が揚力発生に貢献し、かつ、滑空離陸
時において機体後部が下がった場合でも、ファン・エン
ジンと地上とのクリアランスが保たれて安全に離陸する
ことが可能となる。
いよう後翼を前翼より高くすることにより全てのファン
・エンジンの推力が揚力発生に貢献し、かつ、滑空離陸
時において機体後部が下がった場合でも、ファン・エン
ジンと地上とのクリアランスが保たれて安全に離陸する
ことが可能となる。
【0020】そして本発明になる垂直離着陸機は、前記
したようにファン・エンジンを前翼と後翼の両側に設け
ると共にファン・エンジンを2軸で支持することで、理
論的に全ての空間ベクトルに推力が出せるからクルージ
ング時も機体制御をこれらファン・エンジンでおこなう
ことができ、通常の航空機に用いられる垂直尾翼、水平
尾翼、垂直尾翼に設けられて機体のヨウ方向の制御を行
うラダー、水平尾翼に設けられて機体の前後の傾きを制
御するエレベータなどが不要となるが、クルージング時
の機動性を、空力弾性を利用することで確保するため、
請求項4に記載したように、前記後翼にエルロン、ラダ
ーを配し、尾翼を設けないことを特徴とすることがで
き、機体構造を単純化できて機体そのものを安く構成す
ることができる。
したようにファン・エンジンを前翼と後翼の両側に設け
ると共にファン・エンジンを2軸で支持することで、理
論的に全ての空間ベクトルに推力が出せるからクルージ
ング時も機体制御をこれらファン・エンジンでおこなう
ことができ、通常の航空機に用いられる垂直尾翼、水平
尾翼、垂直尾翼に設けられて機体のヨウ方向の制御を行
うラダー、水平尾翼に設けられて機体の前後の傾きを制
御するエレベータなどが不要となるが、クルージング時
の機動性を、空力弾性を利用することで確保するため、
請求項4に記載したように、前記後翼にエルロン、ラダ
ーを配し、尾翼を設けないことを特徴とすることがで
き、機体構造を単純化できて機体そのものを安く構成す
ることができる。
【0021】そしてファン・エンジンを支持する2軸
は、請求項5に記載したように、前記ファン・エンジン
は、該ファン・エンジンを第1のヒンジで支持したサポ
ートリングと、該サポートリングを翼体に取り付ける第
2のヒンジと、前記第1と第2のヒンジのそれぞれを回
転させる機構とを有していることを特徴とする。
は、請求項5に記載したように、前記ファン・エンジン
は、該ファン・エンジンを第1のヒンジで支持したサポ
ートリングと、該サポートリングを翼体に取り付ける第
2のヒンジと、前記第1と第2のヒンジのそれぞれを回
転させる機構とを有していることを特徴とする。
【0022】このようにファン・エンジンを構成するこ
とによって推力方向を自由に制御することが可能とな
り、前記したように理論的に全ての空間ベクトルに推力
が出せるから、大きな機動性が得られる。
とによって推力方向を自由に制御することが可能とな
り、前記したように理論的に全ての空間ベクトルに推力
が出せるから、大きな機動性が得られる。
【0023】さらにファン・エンジンへの高圧空気と燃
料の供給は、請求項6に記載したように、前記サポート
リングの第1と第2のヒンジに燃料供給路を設け、燃料
とコア・エンジンからの高圧空気とを第2のヒンジに支
持されたサポートリングを介して第1のヒンジに支持さ
れたファン・エンジンに供給するようにしたことを特徴
とする。
料の供給は、請求項6に記載したように、前記サポート
リングの第1と第2のヒンジに燃料供給路を設け、燃料
とコア・エンジンからの高圧空気とを第2のヒンジに支
持されたサポートリングを介して第1のヒンジに支持さ
れたファン・エンジンに供給するようにしたことを特徴
とする。
【0024】このようにファン・エンジンを駆動する高
圧空気と燃料を、ファン・エンジンを構成するサポート
リングとヒンジを通して供給することで安全に、確実に
供給が可能となる。
圧空気と燃料を、ファン・エンジンを構成するサポート
リングとヒンジを通して供給することで安全に、確実に
供給が可能となる。
【0025】さらに本発明における垂直離着陸機は、前
記したようにファン・エンジンの推力を理論的に全ての
空間ベクトルに出せるから、場合によってはこの推力が
コックピットを含むキャビンへ向かうことも考えられ、
こういった危険を防止するため本発明においては、請求
項7に記載したように、前記翼体に設けられたファン・
エンジンとコクピットを含むキャビン間とに、遮蔽板を
有していることを特徴とする。
記したようにファン・エンジンの推力を理論的に全ての
空間ベクトルに出せるから、場合によってはこの推力が
コックピットを含むキャビンへ向かうことも考えられ、
こういった危険を防止するため本発明においては、請求
項7に記載したように、前記翼体に設けられたファン・
エンジンとコクピットを含むキャビン間とに、遮蔽板を
有していることを特徴とする。
【0026】このようにすることにより、例え事故や誤
りでファン・エンジンの推力がコックピットを含むキャ
ビンへ向かっても、遮蔽板がこの推力をキャビン及びコ
ックピットから遮蔽するため、安全な航行が可能とな
る。
りでファン・エンジンの推力がコックピットを含むキャ
ビンへ向かっても、遮蔽板がこの推力をキャビン及びコ
ックピットから遮蔽するため、安全な航行が可能とな
る。
【0027】
【発明の実施の形態】以下、図面に基づいて本発明の実
施の形態を例示的に詳しく説明する。但し、この実施の
形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、そ
の相対配置などは、特に特定的な記載がない限りはこの
発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではなく、単なる
説明例に過ぎない。
施の形態を例示的に詳しく説明する。但し、この実施の
形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、そ
の相対配置などは、特に特定的な記載がない限りはこの
発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではなく、単なる
説明例に過ぎない。
【0028】図1は本発明になる垂直離着陸機の実施の
形態を機体上方から見た平面図であり、図2は同じく推
進装置を構成するチルト・ファン・エンジンをチルトさ
せた状態の正面図、図3は本発明を構成するコア分離型
ターボファン・エンジンのコア・エンジンとファン・エ
ンジンの構造を説明するための図、図4は同じくファン
・エンジンを説明するための図、図5乃至図12は本発
明になる垂直離着陸機のホバリングとクルージングの各
種形態を説明するための図、図13及び図14は、本発
明の垂直離着陸機の制御を説明するための図である。
形態を機体上方から見た平面図であり、図2は同じく推
進装置を構成するチルト・ファン・エンジンをチルトさ
せた状態の正面図、図3は本発明を構成するコア分離型
ターボファン・エンジンのコア・エンジンとファン・エ
ンジンの構造を説明するための図、図4は同じくファン
・エンジンを説明するための図、図5乃至図12は本発
明になる垂直離着陸機のホバリングとクルージングの各
種形態を説明するための図、図13及び図14は、本発
明の垂直離着陸機の制御を説明するための図である。
【0029】図中1は本発明の垂直離着陸機の機体、2
は翼体で、このうち21は前翼、2 2は後翼、23は前
翼と後翼を結ぶ中間翼部、3はコア・エンジン、4はチ
ルト・ファン・エンジン、5は後翼22に設けたエルロ
ン(昇降舵)とラダー(方向舵)、6は車輪、7は事故
や誤りでファン・エンジンの推力がコックピットを含む
キャビン方向へ向かった場合にこれを遮る遮蔽板、20
はタービン、21は軸、22は圧縮機、23は燃焼機、
24はコア・エンジン3からの高圧空気をチルト・ファ
ン・エンジン4に送る高圧ダクト、25はチルト・ファ
ン・エンジン4に燃料を供給する燃料供給パイプ、2
6、27はチルト・ファン・エンジン4やヒンジ駆動用
モータの制御用ワイヤハーネス、30は推進力を発生さ
せるためのファン・エンジン、31、32、33、34
はこのファン・エンジン30をサポートリング35と翼
体2に回転可能に取り付けるヒンジ、36、37、3
8、39はこれらヒンジ31〜34を回転駆動する定位
置保持特性に優れた油圧揺動モータ(ラックピニオン形
シリンダ等)、40はファン・エンジン30を構成する
静翼、41は同じく動翼、42はタービン、43は燃焼
機、44はタービンの回転を減速して動翼41を回転さ
せる減速ギアである。
は翼体で、このうち21は前翼、2 2は後翼、23は前
翼と後翼を結ぶ中間翼部、3はコア・エンジン、4はチ
ルト・ファン・エンジン、5は後翼22に設けたエルロ
ン(昇降舵)とラダー(方向舵)、6は車輪、7は事故
や誤りでファン・エンジンの推力がコックピットを含む
キャビン方向へ向かった場合にこれを遮る遮蔽板、20
はタービン、21は軸、22は圧縮機、23は燃焼機、
24はコア・エンジン3からの高圧空気をチルト・ファ
ン・エンジン4に送る高圧ダクト、25はチルト・ファ
ン・エンジン4に燃料を供給する燃料供給パイプ、2
6、27はチルト・ファン・エンジン4やヒンジ駆動用
モータの制御用ワイヤハーネス、30は推進力を発生さ
せるためのファン・エンジン、31、32、33、34
はこのファン・エンジン30をサポートリング35と翼
体2に回転可能に取り付けるヒンジ、36、37、3
8、39はこれらヒンジ31〜34を回転駆動する定位
置保持特性に優れた油圧揺動モータ(ラックピニオン形
シリンダ等)、40はファン・エンジン30を構成する
静翼、41は同じく動翼、42はタービン、43は燃焼
機、44はタービンの回転を減速して動翼41を回転さ
せる減速ギアである。
【0030】本発明における垂直離着陸機は、コア分離
型ターボファン・エンジンを用い、図1に示したように
機体1の前後に前翼21、後翼22からなる翼体2を設
けると共に、この前翼21、後翼22の間に中間翼部2
3を形成して燃料用のインテグラル・タンク(図示せ
ず)と機体重心位置にコア・エンジン3を配し、さらに
前翼21、後翼22の両側に、コア・エンジン3から高
圧空気の供給を受けて駆動されるチルト・ファン・エン
ジン41、42、43、44を配してなる。そして後翼
22は、図2のように前翼21より高く形成し、前翼2
1に配したチルト・ファン・エンジン41、42、から
の排気が後翼22に配したチルト・ファン・エンジン4
3、44に当たらないようにし、全てのチルト・ファン
・エンジン4の推力が揚力発生に貢献できるようにする
と共に滑空離陸時において機体後部が下がった場合で
も、チルト・ファン・エンジン43、44と地上とのク
リアランスが保たれて安全に離陸することができるよう
にしてある。
型ターボファン・エンジンを用い、図1に示したように
機体1の前後に前翼21、後翼22からなる翼体2を設
けると共に、この前翼21、後翼22の間に中間翼部2
3を形成して燃料用のインテグラル・タンク(図示せ
ず)と機体重心位置にコア・エンジン3を配し、さらに
前翼21、後翼22の両側に、コア・エンジン3から高
圧空気の供給を受けて駆動されるチルト・ファン・エン
ジン41、42、43、44を配してなる。そして後翼
22は、図2のように前翼21より高く形成し、前翼2
1に配したチルト・ファン・エンジン41、42、から
の排気が後翼22に配したチルト・ファン・エンジン4
3、44に当たらないようにし、全てのチルト・ファン
・エンジン4の推力が揚力発生に貢献できるようにする
と共に滑空離陸時において機体後部が下がった場合で
も、チルト・ファン・エンジン43、44と地上とのク
リアランスが保たれて安全に離陸することができるよう
にしてある。
【0031】そしてコア分離型ターボファン・エンジン
を構成するコア・エンジン3とチルト・ファン・エンジ
ン4は、図3に詳細を示したように、まずコア・エンジ
ン3は、タービン20と軸21で結合された圧縮機2
2、この圧縮機22が圧縮した空気と燃料を混合して燃
焼させ、タービン20を回転させる燃焼機23などで構
成される。一方チルト・ファン・エンジン4は、推進力
を発生させるためのファン・エンジン30と、このファ
ン・エンジン30をヒンジ31、32で回転可能に保持
し、さらにヒンジ33、34で回転可能に翼体2に取り
付けたサポートリング35とからなる。そしてこれらヒ
ンジ31〜34は、高圧ダクト24、燃料供給パイプ2
5などの配管類、制御用のワイヤハーネス26、27な
どを通すため中空とし、定位置保持特性に優れた油圧揺
動モータ(ラックピニオン形シリンダ等)36〜39な
どで駆動できるようにしてある。
を構成するコア・エンジン3とチルト・ファン・エンジ
ン4は、図3に詳細を示したように、まずコア・エンジ
ン3は、タービン20と軸21で結合された圧縮機2
2、この圧縮機22が圧縮した空気と燃料を混合して燃
焼させ、タービン20を回転させる燃焼機23などで構
成される。一方チルト・ファン・エンジン4は、推進力
を発生させるためのファン・エンジン30と、このファ
ン・エンジン30をヒンジ31、32で回転可能に保持
し、さらにヒンジ33、34で回転可能に翼体2に取り
付けたサポートリング35とからなる。そしてこれらヒ
ンジ31〜34は、高圧ダクト24、燃料供給パイプ2
5などの配管類、制御用のワイヤハーネス26、27な
どを通すため中空とし、定位置保持特性に優れた油圧揺
動モータ(ラックピニオン形シリンダ等)36〜39な
どで駆動できるようにしてある。
【0032】ファン・エンジン30は、図4(A)に正
面図を、図4(B)に断面図を示したように、静翼4
0、動翼41を有し、前記コア・エンジン3から高圧ダ
クト24を介して送られてくる高圧空気と、図示してい
ないインテグラル・タンクから燃料供給パイプ25を介
して送られてくる燃料を混合して燃焼させ、タービン4
2を回転させる燃焼機43、タービンの回転を減速して
動翼41を回転させる減速ギア44などで構成される。
面図を、図4(B)に断面図を示したように、静翼4
0、動翼41を有し、前記コア・エンジン3から高圧ダ
クト24を介して送られてくる高圧空気と、図示してい
ないインテグラル・タンクから燃料供給パイプ25を介
して送られてくる燃料を混合して燃焼させ、タービン4
2を回転させる燃焼機43、タービンの回転を減速して
動翼41を回転させる減速ギア44などで構成される。
【0033】そしてこれらコア・エンジン3、及びチル
ト・ファン・エンジン4は、図3に示したように、コア
・エンジン3の圧縮機22で圧縮した高圧空気をチルト
・ファン・エンジン4に送るため、コア・エンジン3の
圧縮機22からヒンジ33(または34)、サポートリ
ング35、ヒンジ32(または31)、ファン・エンジ
ン30の静翼40などを介して高圧ダクト24で結ばれ
ている。また燃料供給のためのパイプ25、ファン・エ
ンジン30の回転制御やヒンジ31〜34の回転駆動制
御を行うためのワイヤハーネス26、27などもこれら
ヒンジ34(または33)、サポートリング35、ヒン
ジ31(または32)、ファン・エンジン30の静翼4
0などを介してファン・エンジン30の燃焼機43、油
圧揺動モータ36〜39などと結ばれている。またこれ
ら高圧ダクト24、燃料供給のためのパイプ25は、ヒ
ンジ部31〜34において回転継手、またはフレキシブ
ル継手などを用い、回転運動に対応できるようにしてあ
る。
ト・ファン・エンジン4は、図3に示したように、コア
・エンジン3の圧縮機22で圧縮した高圧空気をチルト
・ファン・エンジン4に送るため、コア・エンジン3の
圧縮機22からヒンジ33(または34)、サポートリ
ング35、ヒンジ32(または31)、ファン・エンジ
ン30の静翼40などを介して高圧ダクト24で結ばれ
ている。また燃料供給のためのパイプ25、ファン・エ
ンジン30の回転制御やヒンジ31〜34の回転駆動制
御を行うためのワイヤハーネス26、27などもこれら
ヒンジ34(または33)、サポートリング35、ヒン
ジ31(または32)、ファン・エンジン30の静翼4
0などを介してファン・エンジン30の燃焼機43、油
圧揺動モータ36〜39などと結ばれている。またこれ
ら高圧ダクト24、燃料供給のためのパイプ25は、ヒ
ンジ部31〜34において回転継手、またはフレキシブ
ル継手などを用い、回転運動に対応できるようにしてあ
る。
【0034】図13は、このような本発明の垂直離着陸
機の制御をおこなうための制御ブロック図を示したもの
で、図中100はフライトコントロール用のコンピュー
タ、101はモーション・センサーで、x、y、z方向
の加速度を測定する加速度計、ピッチ(Pitch)、
ロール(Roll)、ヨー(Yaw)方向の回転を検出
するレート・ジャイロなどで構成される。102は、フ
ライトコントロール状態を表示するマルチ・ファンクシ
ョナル・ディスプレイ(Multi Function
al Disply)で、BIT(Built In
Test)入力やオートバイロット入力の状態を表示す
る。103は高度を測定する電波高度計、104は機体
の状態を検出するエア・データ・センサー・システム
で、機体の迎角を検出するαトランスミッタ、横滑り角
を検出するβセンサ、速度を検出するピトー・スタティ
ック・プローブ、温度を検出する全温度プローブなどで
構成される。105はパイロット入力で、ピッチとロー
ル角を入力する操縦桿、ヨー制御、またはステアリング
のペダル、エンジンのスロットル、トリムの制御などを
おこなう。106は慣性航法装置、107は車輪6の収
納状況の検出装置、108はサポートリング35の回転
角度を制御する外リング・ロータリ・アクチュエータ、
109はファン・エンジン30の回転角度を制御するフ
ァン・エンジン・ロータリ・アクチュエータ、110は
ファン・エンジンへの燃料の供給量を制御するファン・
エンジン燃料供給ノズル調節弁、111はファン・エン
ジンへの高圧空気の供給量を制御するファン・エンジン
・ブリード・エア供給ノズル調節弁、112はコア・エ
ンジンへの燃料の供給量を制御するコア・エンジン燃料
供給ノズル調節弁、113はエルロン5の角度を調節す
るフラッペロン・アクチュエータ、114はステアリン
グ・コントロール・ボックス、115はラダー5の角度
を調節するラダー・アクチュエータである。
機の制御をおこなうための制御ブロック図を示したもの
で、図中100はフライトコントロール用のコンピュー
タ、101はモーション・センサーで、x、y、z方向
の加速度を測定する加速度計、ピッチ(Pitch)、
ロール(Roll)、ヨー(Yaw)方向の回転を検出
するレート・ジャイロなどで構成される。102は、フ
ライトコントロール状態を表示するマルチ・ファンクシ
ョナル・ディスプレイ(Multi Function
al Disply)で、BIT(Built In
Test)入力やオートバイロット入力の状態を表示す
る。103は高度を測定する電波高度計、104は機体
の状態を検出するエア・データ・センサー・システム
で、機体の迎角を検出するαトランスミッタ、横滑り角
を検出するβセンサ、速度を検出するピトー・スタティ
ック・プローブ、温度を検出する全温度プローブなどで
構成される。105はパイロット入力で、ピッチとロー
ル角を入力する操縦桿、ヨー制御、またはステアリング
のペダル、エンジンのスロットル、トリムの制御などを
おこなう。106は慣性航法装置、107は車輪6の収
納状況の検出装置、108はサポートリング35の回転
角度を制御する外リング・ロータリ・アクチュエータ、
109はファン・エンジン30の回転角度を制御するフ
ァン・エンジン・ロータリ・アクチュエータ、110は
ファン・エンジンへの燃料の供給量を制御するファン・
エンジン燃料供給ノズル調節弁、111はファン・エン
ジンへの高圧空気の供給量を制御するファン・エンジン
・ブリード・エア供給ノズル調節弁、112はコア・エ
ンジンへの燃料の供給量を制御するコア・エンジン燃料
供給ノズル調節弁、113はエルロン5の角度を調節す
るフラッペロン・アクチュエータ、114はステアリン
グ・コントロール・ボックス、115はラダー5の角度
を調節するラダー・アクチュエータである。
【0035】また図14は、運転モードの切替スイッチ
を示したもので、120はモード切替スイッチ、121
は自動離着陸を指示する自動離着陸ボタンで、この自動
離着陸ボタン121を押しながらモード切替スイッチを
操作することで、自動離陸や自動着陸を実行することが
できる。122は地上でコア・エンジン3のスタートか
らコア・エンジン3とチルト・ファン・エンジン4がア
イドル状態となるまで、及び、アイドル状態からエンジ
ン停止するまでの状態を選択するためのスタート・モー
ド、123は機体が水平状態で翼による揚力飛行以外の
飛行を行う場合に対して選択するホバリング・モード、
124は機体が水平状態で翼による揚力飛行を行う場合
に対して選択するクルーズ・モードである。
を示したもので、120はモード切替スイッチ、121
は自動離着陸を指示する自動離着陸ボタンで、この自動
離着陸ボタン121を押しながらモード切替スイッチを
操作することで、自動離陸や自動着陸を実行することが
できる。122は地上でコア・エンジン3のスタートか
らコア・エンジン3とチルト・ファン・エンジン4がア
イドル状態となるまで、及び、アイドル状態からエンジ
ン停止するまでの状態を選択するためのスタート・モー
ド、123は機体が水平状態で翼による揚力飛行以外の
飛行を行う場合に対して選択するホバリング・モード、
124は機体が水平状態で翼による揚力飛行を行う場合
に対して選択するクルーズ・モードである。
【0036】このように構成した本発明の垂直離着陸機
において、垂直離陸を行う場合は図5に示したようにチ
ルト・ファン・エンジン4の推力が地上を向くように
し、パイロット入力105における図14に示したモー
ド切替スイッチでスタート・モード122を選択する
と、コア・エンジン燃料供給ノズル調節弁112が調節
され、翼2の中間翼部23に設けられたインテグラル・
タンクから燃料がコア・エンジン3、燃料供給パイプ3
を介してファン・エンジン30に送られ、コア・エンジ
ン3が始動される。そして、コア・エンジン3のタービ
ン20が回転し、圧縮機22で高圧空気が生成されると
この高圧空気が高圧ダクト24を介してファン・エンジ
ン30に送られ、ファン・エンジン・ブリード・エア供
給ノズル調節弁111が調節されると共に、ファン・エ
ンジン燃料供給ノズル調節弁110が調節され、ファン
・エンジン30の燃焼機43で燃料が燃焼されてタービ
ン42が回転し、減速ギア44を介して動翼41が回転
してアイドル状態に達する。
において、垂直離陸を行う場合は図5に示したようにチ
ルト・ファン・エンジン4の推力が地上を向くように
し、パイロット入力105における図14に示したモー
ド切替スイッチでスタート・モード122を選択する
と、コア・エンジン燃料供給ノズル調節弁112が調節
され、翼2の中間翼部23に設けられたインテグラル・
タンクから燃料がコア・エンジン3、燃料供給パイプ3
を介してファン・エンジン30に送られ、コア・エンジ
ン3が始動される。そして、コア・エンジン3のタービ
ン20が回転し、圧縮機22で高圧空気が生成されると
この高圧空気が高圧ダクト24を介してファン・エンジ
ン30に送られ、ファン・エンジン・ブリード・エア供
給ノズル調節弁111が調節されると共に、ファン・エ
ンジン燃料供給ノズル調節弁110が調節され、ファン
・エンジン30の燃焼機43で燃料が燃焼されてタービ
ン42が回転し、減速ギア44を介して動翼41が回転
してアイドル状態に達する。
【0037】そして、チルト・ファン・エンジン4のフ
ァン・エンジン30の推力が一定以上に達したところで
パイロット入力105における図14に示したモード切
替スイッチでホバリング・モード123を選択すると、
コア・エンジン燃料供給ノズル調節弁112が調節され
てコア・エンジン3の出力が増大され、同時にファン・
エンジン燃料供給ノズル調節弁110、ファン・エンジ
ン・ブリード・エア供給ノズル調節弁111が調節され
てチルト・ファン・エンジン4の推力が大きくなって機
体は上昇する。そのため、機体が一定の高度に達したと
ころでパイロット入力105における図14に示したモ
ード切替スイッチでクルーズ・モードを選択すると、外
リング・ロータリ・アクチュエータ108に信号が送ら
れてチルト・ファン・エンジン41から44のサポート
リング35が徐々にチルトして前進力が与えられ、翼2
による揚力が生じて本発明の垂直離着陸機のクルージン
グ状態を後ろから見た図6に示したように、チルト・フ
ァン・エンジン4の推力がすべて後方に出力される状態
でクルージングが行われる。
ァン・エンジン30の推力が一定以上に達したところで
パイロット入力105における図14に示したモード切
替スイッチでホバリング・モード123を選択すると、
コア・エンジン燃料供給ノズル調節弁112が調節され
てコア・エンジン3の出力が増大され、同時にファン・
エンジン燃料供給ノズル調節弁110、ファン・エンジ
ン・ブリード・エア供給ノズル調節弁111が調節され
てチルト・ファン・エンジン4の推力が大きくなって機
体は上昇する。そのため、機体が一定の高度に達したと
ころでパイロット入力105における図14に示したモ
ード切替スイッチでクルーズ・モードを選択すると、外
リング・ロータリ・アクチュエータ108に信号が送ら
れてチルト・ファン・エンジン41から44のサポート
リング35が徐々にチルトして前進力が与えられ、翼2
による揚力が生じて本発明の垂直離着陸機のクルージン
グ状態を後ろから見た図6に示したように、チルト・フ
ァン・エンジン4の推力がすべて後方に出力される状態
でクルージングが行われる。
【0038】その後は、パイロット入力105によりパ
イロットが操縦桿やステアリングペダルなどで手動操縦
を行ったり、モーション・センサー101、電波高度計
103、エア・データ・センサー・システム104等か
らの情報を基に、慣性航法装置106などを使って自動
操縦をおこなうことができる。
イロットが操縦桿やステアリングペダルなどで手動操縦
を行ったり、モーション・センサー101、電波高度計
103、エア・データ・センサー・システム104等か
らの情報を基に、慣性航法装置106などを使って自動
操縦をおこなうことができる。
【0039】すなわち、ホバリングにおいてもクルージ
ングにおいても全てのチルト・ファン・エンジン4が使
われるわけであり、従来装置のようにリフト時とクルー
ズ時のファンが完全分離し、ホバリング時にはクルーズ
用ファンの重量が、クルーズ時にはリフト用ファンの重
量がそれぞれよけいな重量となって無駄を生じることが
無い。そのためチルト・ファン・エンジン4のファン・
エンジン30の径を小さくでき、いずれかのファンが故
障して垂直着陸できない場合も、図7に示したような形
態で安全な滑空着陸が可能となる。
ングにおいても全てのチルト・ファン・エンジン4が使
われるわけであり、従来装置のようにリフト時とクルー
ズ時のファンが完全分離し、ホバリング時にはクルーズ
用ファンの重量が、クルーズ時にはリフト用ファンの重
量がそれぞれよけいな重量となって無駄を生じることが
無い。そのためチルト・ファン・エンジン4のファン・
エンジン30の径を小さくでき、いずれかのファンが故
障して垂直着陸できない場合も、図7に示したような形
態で安全な滑空着陸が可能となる。
【0040】なお以上の説明では、スタート・モード1
22からホバリング・モード123、クルーズ・モード
124と順次切替てゆく場合を説明したが、着陸してい
る状態のスタート・モード122から直接クルーズ・モ
ード124に切替ることもできる。この場合は、クルー
ズ状態の想定高度、方位、速度(水平状態で翼による揚
力飛行となることが条件)をマルチ・ファンクショナル
・ディスプレイ102で入力し、自動離着陸ボタン12
1を押しながらクルーズ・モード124に切替ると、マ
ルチ・ファンクショナル・ディスプレイ102で入力し
た状態になるまで前記した過程を経て自動遷移させるこ
とができる。
22からホバリング・モード123、クルーズ・モード
124と順次切替てゆく場合を説明したが、着陸してい
る状態のスタート・モード122から直接クルーズ・モ
ード124に切替ることもできる。この場合は、クルー
ズ状態の想定高度、方位、速度(水平状態で翼による揚
力飛行となることが条件)をマルチ・ファンクショナル
・ディスプレイ102で入力し、自動離着陸ボタン12
1を押しながらクルーズ・モード124に切替ると、マ
ルチ・ファンクショナル・ディスプレイ102で入力し
た状態になるまで前記した過程を経て自動遷移させるこ
とができる。
【0041】また、クルーズ・モード124からホバリ
ング・モード123に切替た場合は、高度コントロー
ル、方位維持のまま、外リング・ロータリ・アクチュエ
ータ108に信号が送られてチルト・ファン・エンジン
41から44のサポートリング35が徐々にチルトし、
推力が下方に向けられて定位置でのホバリング・モード
にされる。さらに、マルチ・ファンクショナル・ディス
プレイ102から着陸想定ポイントを入力し、クルーズ
・モード124から自動離着陸ボタン121を押しなが
らスターと・モード122に切替た場合は、上記したク
ルーズ・モードからホバリング・モードへの切替、そし
て入力した着陸想定ポイントへの着陸とスタート・モー
ドへの切替が自動的に行われる。
ング・モード123に切替た場合は、高度コントロー
ル、方位維持のまま、外リング・ロータリ・アクチュエ
ータ108に信号が送られてチルト・ファン・エンジン
41から44のサポートリング35が徐々にチルトし、
推力が下方に向けられて定位置でのホバリング・モード
にされる。さらに、マルチ・ファンクショナル・ディス
プレイ102から着陸想定ポイントを入力し、クルーズ
・モード124から自動離着陸ボタン121を押しなが
らスターと・モード122に切替た場合は、上記したク
ルーズ・モードからホバリング・モードへの切替、そし
て入力した着陸想定ポイントへの着陸とスタート・モー
ドへの切替が自動的に行われる。
【0042】また本発明の垂直離着陸機は、各チルト・
ファン・エンジン4のファン・エンジン30が、前記し
たようにサポートリング35とヒンジ31〜34によっ
てロール方向とピッチ方向に回転可能であり、そのため
理論的に全ての空間ベクトルに推力が出せるから、ホバ
リング時も機体を傾けることなく、図8から図12に示
したように、前後、左右、回転の運動が可能となって大
きな機動性が得られる。
ファン・エンジン4のファン・エンジン30が、前記し
たようにサポートリング35とヒンジ31〜34によっ
てロール方向とピッチ方向に回転可能であり、そのため
理論的に全ての空間ベクトルに推力が出せるから、ホバ
リング時も機体を傾けることなく、図8から図12に示
したように、前後、左右、回転の運動が可能となって大
きな機動性が得られる。
【0043】まず図8はホバリング時のピッチ運動を制
御する場合の説明図であり、この場合は、パイロット入
力105の操縦桿を操作すると、後翼22に設けられた
チルト・ファン・エンジン43、44がファン・エンジ
ン・ロータリ・アクチュエータ109により、推力が矢
印80、81で示したように互いに逆方向に向かう(こ
の図8の場合は機体の外側に向かうよう)ようロール回
転させられ、機体の後ろ側の揚力が減少して矢印82で
示したようなピッチ運動させることができる。機首側を
下げる場合は、前翼22に設けられたチルト・ファン・
エンジン41、42の推力が互いに逆方向に向かうよう
ロール回転させればよい。
御する場合の説明図であり、この場合は、パイロット入
力105の操縦桿を操作すると、後翼22に設けられた
チルト・ファン・エンジン43、44がファン・エンジ
ン・ロータリ・アクチュエータ109により、推力が矢
印80、81で示したように互いに逆方向に向かう(こ
の図8の場合は機体の外側に向かうよう)ようロール回
転させられ、機体の後ろ側の揚力が減少して矢印82で
示したようなピッチ運動させることができる。機首側を
下げる場合は、前翼22に設けられたチルト・ファン・
エンジン41、42の推力が互いに逆方向に向かうよう
ロール回転させればよい。
【0044】次に図9は、ホバリング時のロール運動を
制御する場合の説明図であり、この場合は前翼21と後
翼22に設けられたチルト・ファン・エンジン41、4
3の推力が、矢印83、84で示したように互いに逆方
向に向かう(この図9の場合は機体の前と後ろに向かう
よう)ようピッチ回転させ、機体の左側の揚力を減少さ
せることで、矢印85で示したようなロール運動を生じ
させるものである。逆側にロールさせる場合は、チルト
・ファン・エンジン42、44の推力が互いに逆方向に
向かうようピッチ回転させればよい。
制御する場合の説明図であり、この場合は前翼21と後
翼22に設けられたチルト・ファン・エンジン41、4
3の推力が、矢印83、84で示したように互いに逆方
向に向かう(この図9の場合は機体の前と後ろに向かう
よう)ようピッチ回転させ、機体の左側の揚力を減少さ
せることで、矢印85で示したようなロール運動を生じ
させるものである。逆側にロールさせる場合は、チルト
・ファン・エンジン42、44の推力が互いに逆方向に
向かうようピッチ回転させればよい。
【0045】次に図10は、ホバリング時の重心周りの
ヨー運動を制御する場合の説明図であり、この場合は前
翼21に設けられたチルト・ファン・エンジン42と後
翼2 2に設けられたチルト・ファン・エンジン43の推
力が、矢印86、87で示したように互いに逆方向に向
かう(この図10の場合はチルト・ファン・エンジン4
3の推力が前方に、チルト・ファン・エンジン42の推
力が後方に向くようにしている)ようピッチ回転させ、
矢印88で示したように機体を時計回りさせるものであ
る。逆側に回転させる場合は、チルト・ファン・エンジ
ン43の推力を後方に、チルト・ファン・エンジン42
の推力を前方に向けるか、チルト・ファン・エンジン4
1の推力を後方に、チルト・ファン・エンジン44の推
力を前方に向くようにピッチ回転させればよい。
ヨー運動を制御する場合の説明図であり、この場合は前
翼21に設けられたチルト・ファン・エンジン42と後
翼2 2に設けられたチルト・ファン・エンジン43の推
力が、矢印86、87で示したように互いに逆方向に向
かう(この図10の場合はチルト・ファン・エンジン4
3の推力が前方に、チルト・ファン・エンジン42の推
力が後方に向くようにしている)ようピッチ回転させ、
矢印88で示したように機体を時計回りさせるものであ
る。逆側に回転させる場合は、チルト・ファン・エンジ
ン43の推力を後方に、チルト・ファン・エンジン42
の推力を前方に向けるか、チルト・ファン・エンジン4
1の推力を後方に、チルト・ファン・エンジン44の推
力を前方に向くようにピッチ回転させればよい。
【0046】次に図11は、ホバリング時に左右方向の
重心並進運動を制御する場合の説明図であり、この場合
はチルト・ファン・エンジン41から44を、全て矢印
89から92で示したように反時計回りにロール回転さ
せ、各チルト・ファン・エンジン41から44の推力を
全て図上右方向に向かわせ、矢印93で示したように、
機体を左側に並進させるものである。機体を右側に並進
させる場合は、チルト・ファン・エンジン41から44
を全て時計回りにロール回転させればよい。
重心並進運動を制御する場合の説明図であり、この場合
はチルト・ファン・エンジン41から44を、全て矢印
89から92で示したように反時計回りにロール回転さ
せ、各チルト・ファン・エンジン41から44の推力を
全て図上右方向に向かわせ、矢印93で示したように、
機体を左側に並進させるものである。機体を右側に並進
させる場合は、チルト・ファン・エンジン41から44
を全て時計回りにロール回転させればよい。
【0047】次に図12は、ホバリング時に前後方向の
重心並進運動を制御する場合の説明図であり、この場合
はチルト・ファン・エンジン41から44を、全て矢印
94から97で示したように時計回りにピッチ回転さ
せ、各チルト・ファン・エンジン41から44の推力を
全て機体前方に向かわせ、矢印98で示したように、機
体を後ろ側に並進させるものである。機体を前方に並進
させる場合は、チルト・ファン・エンジン41から44
を全て反時計回りにロール回転させればよい。
重心並進運動を制御する場合の説明図であり、この場合
はチルト・ファン・エンジン41から44を、全て矢印
94から97で示したように時計回りにピッチ回転さ
せ、各チルト・ファン・エンジン41から44の推力を
全て機体前方に向かわせ、矢印98で示したように、機
体を後ろ側に並進させるものである。機体を前方に並進
させる場合は、チルト・ファン・エンジン41から44
を全て反時計回りにロール回転させればよい。
【0048】このように本発明の垂直離着陸機では、ホ
バリング時であっても機体を傾けることなく前後、左
右、回転の運動が可能であり、大きな機動性が得られる
わけであるが、更に複雑な運動を制御する場合や能動的
に複雑な運動を行わせる場合は、以上述べてきたような
図8から図12で説明した動作を組み合わせることで容
易に実施することができる。
バリング時であっても機体を傾けることなく前後、左
右、回転の運動が可能であり、大きな機動性が得られる
わけであるが、更に複雑な運動を制御する場合や能動的
に複雑な運動を行わせる場合は、以上述べてきたような
図8から図12で説明した動作を組み合わせることで容
易に実施することができる。
【0049】なお、以上の飛行制御はフライ・バイ・ワ
イヤ、またはフライ・バイ・ライトなどを用いて自動制
御するようにすることにより、より安全確実な運行が可
能となる。
イヤ、またはフライ・バイ・ライトなどを用いて自動制
御するようにすることにより、より安全確実な運行が可
能となる。
【0050】また以上の説明では、チルト・ファン・エ
ンジン4を4つ配置した場合を例にとって説明してきた
が、例えば機体1の後部の一段高くした部分にチルト・
ファン・エンジン4を1つだけ設け、チルト・ファン・
エンジン4を3つで構成しても以上述べてきたような種
々の効果が得られる。
ンジン4を4つ配置した場合を例にとって説明してきた
が、例えば機体1の後部の一段高くした部分にチルト・
ファン・エンジン4を1つだけ設け、チルト・ファン・
エンジン4を3つで構成しても以上述べてきたような種
々の効果が得られる。
【0051】
【発明の効果】以上記載の如く請求項1に記載した本発
明によれば、翼を前翼と後翼にわけ、前記推進装置を構
成するファン・エンジンを前翼と後翼の両側に設けると
共にファン・エンジンを2軸で支持して理論的に全ての
空間ベクトルに推力が出せるようにすることで、操縦安
定性が増し、さらにホバリング時も機体を傾けることな
く前後、左右、回転の運動が可能となって、大きな機動
性が得られる。また、機体を任意の姿勢に保持した状態
でのホバリングも可能となる。さらに、ファン径も、フ
ァン2基タイプと較べて小さくすることができるから、
いずれかのファンが故障して垂直着陸できない場合も、
安全な滑空着陸が可能となる。
明によれば、翼を前翼と後翼にわけ、前記推進装置を構
成するファン・エンジンを前翼と後翼の両側に設けると
共にファン・エンジンを2軸で支持して理論的に全ての
空間ベクトルに推力が出せるようにすることで、操縦安
定性が増し、さらにホバリング時も機体を傾けることな
く前後、左右、回転の運動が可能となって、大きな機動
性が得られる。また、機体を任意の姿勢に保持した状態
でのホバリングも可能となる。さらに、ファン径も、フ
ァン2基タイプと較べて小さくすることができるから、
いずれかのファンが故障して垂直着陸できない場合も、
安全な滑空着陸が可能となる。
【0052】また、ファン・エンジンを2軸で支持する
ことによって推力を下方と後方に向けることが可能とな
り、同一ファン・エンジンでホバリングとクルージング
をおこなうことができると共にリフト形態からクルーズ
状態への遷移もスムーズに行うことが可能となり、非常
に効率の良い垂直離着陸機が実現できる。
ことによって推力を下方と後方に向けることが可能とな
り、同一ファン・エンジンでホバリングとクルージング
をおこなうことができると共にリフト形態からクルーズ
状態への遷移もスムーズに行うことが可能となり、非常
に効率の良い垂直離着陸機が実現できる。
【0053】そして請求項2に記載した本発明によれ
ば、コア・エンジンを機体重心近傍の中間翼部に配する
ことによって機体の重量配分のバランスが良くなり、コ
ア・エンジンの故障などがあっても滑空を安全におこな
うことができると共に翼強度も軽減でき、またコア・エ
ンジンの火災などの場合も機体に及ぶことが少なく、安
全性の面でも優れている。
ば、コア・エンジンを機体重心近傍の中間翼部に配する
ことによって機体の重量配分のバランスが良くなり、コ
ア・エンジンの故障などがあっても滑空を安全におこな
うことができると共に翼強度も軽減でき、またコア・エ
ンジンの火災などの場合も機体に及ぶことが少なく、安
全性の面でも優れている。
【0054】そして請求項3に記載した本発明によれ
ば、クルーズ時の排気が重ならないよう後翼を前翼より
高くすることにより全てのファン・エンジンの推力が揚
力発生に貢献し、かつ、滑空離陸時において機体後部が
下がった場合でも、ファン・エンジンと地上とのクリア
ランスが保たれて安全に離陸することが可能となる。
ば、クルーズ時の排気が重ならないよう後翼を前翼より
高くすることにより全てのファン・エンジンの推力が揚
力発生に貢献し、かつ、滑空離陸時において機体後部が
下がった場合でも、ファン・エンジンと地上とのクリア
ランスが保たれて安全に離陸することが可能となる。
【0055】そして請求項4に記載した本発明によれ
ば、ファン・エンジンを前翼と後翼の両側に設けると共
にファン・エンジンを2軸で支持することで、理論的に
全ての空間ベクトルに推力が出せるからクルージング時
も機体制御をこれらファン・エンジンでおこなうことが
でき、通常の航空機に用いられる垂直尾翼、水平尾翼、
水平尾翼に設けられて機体の前後の傾きを制御するエレ
ベータなどが不要となり、機体構造を単純化できて機体
そのものを安く構成することができる。
ば、ファン・エンジンを前翼と後翼の両側に設けると共
にファン・エンジンを2軸で支持することで、理論的に
全ての空間ベクトルに推力が出せるからクルージング時
も機体制御をこれらファン・エンジンでおこなうことが
でき、通常の航空機に用いられる垂直尾翼、水平尾翼、
水平尾翼に設けられて機体の前後の傾きを制御するエレ
ベータなどが不要となり、機体構造を単純化できて機体
そのものを安く構成することができる。
【0056】そして請求項5に記載した本発明によれ
ば、ファン・エンジンは推力方向を自由に制御すること
が可能となり、理論的に全ての空間ベクトルに推力が出
せるから大きな機動性が得られる。
ば、ファン・エンジンは推力方向を自由に制御すること
が可能となり、理論的に全ての空間ベクトルに推力が出
せるから大きな機動性が得られる。
【0057】さらに請求項6に記載した本発明によれ
ば、ファン・エンジンを駆動する高圧空気と燃料を、推
進装置を構成するサポートリングとヒンジを通して供給
することで安全に、確実に供給が可能となる。
ば、ファン・エンジンを駆動する高圧空気と燃料を、推
進装置を構成するサポートリングとヒンジを通して供給
することで安全に、確実に供給が可能となる。
【0058】さらに請求項7に記載した本発明によれ
ば、遮蔽板がこの推力をキャビン及びコックピットから
遮蔽するため、安全な航行が可能となる。
ば、遮蔽板がこの推力をキャビン及びコックピットから
遮蔽するため、安全な航行が可能となる。
【図1】 本発明になる垂直離着陸機の実施の形態を機
体上方から見た平面図である。
体上方から見た平面図である。
【図2】 本発明になる垂直離着陸機の実施の形態を機
体前方から見た正面図である。
体前方から見た正面図である。
【図3】 本発明になる垂直離着陸機におけるコア分離
型ターボファン・エンジンのコア・エンジンとチルト・
ファン・エンジンの構造、及び高圧空気と燃料の供給経
路を示す模式図である。
型ターボファン・エンジンのコア・エンジンとチルト・
ファン・エンジンの構造、及び高圧空気と燃料の供給経
路を示す模式図である。
【図4】 本発明になる垂直離着陸機におけるファン・
エンジンの構造を説明するための図で、(A)は正面
図、(B)は断面図ある。
エンジンの構造を説明するための図で、(A)は正面
図、(B)は断面図ある。
【図5】 本発明になる垂直離着陸機のホバリング形態
を正面から見た模式図である。
を正面から見た模式図である。
【図6】 本発明になる垂直離着陸機のクルージング形
態を後方から見た模式図である。
態を後方から見た模式図である。
【図7】 本発明になる垂直離着陸機の実施形態におけ
る固定翼と同様な離着陸形態を側方から見た模式図であ
る。
る固定翼と同様な離着陸形態を側方から見た模式図であ
る。
【図8】 本発明になる垂直離着陸機の実施形態におけ
るピッチ運動を制御するため、後翼の左右に設けたチル
ト・ファン・エンジンの傾き具合を示した模式図であ
る。
るピッチ運動を制御するため、後翼の左右に設けたチル
ト・ファン・エンジンの傾き具合を示した模式図であ
る。
【図9】 本発明になる垂直離着陸機の実施形態におけ
るロール運動を制御するため、前翼と後翼の片側に設け
たチルト・ファン・エンジンの傾き具合を示した模式図
である。
るロール運動を制御するため、前翼と後翼の片側に設け
たチルト・ファン・エンジンの傾き具合を示した模式図
である。
【図10】 本発明になる垂直離着陸機の実施形態にお
けるヨー運動を制御するため、前翼と後翼の互いに交差
するチルト・ファン・エンジンの傾き具合を示した模式
図である。
けるヨー運動を制御するため、前翼と後翼の互いに交差
するチルト・ファン・エンジンの傾き具合を示した模式
図である。
【図11】 本発明になる垂直離着陸機の実施形態にお
ける左右方向の重心並進運動を制御するため、全てのチ
ルト・ファン・エンジンを傾けた場合の正面模式図であ
る。
ける左右方向の重心並進運動を制御するため、全てのチ
ルト・ファン・エンジンを傾けた場合の正面模式図であ
る。
【図12】 本発明になる垂直離着陸機の実施形態にお
ける前後方向の重心並進運動を制御するため、全てのチ
ルト・ファン・エンジンを傾けた場合の側面模式図であ
る。
ける前後方向の重心並進運動を制御するため、全てのチ
ルト・ファン・エンジンを傾けた場合の側面模式図であ
る。
【図13】 本発明になる垂直離着陸機の制御をおこな
うための制御ブロック図である。
うための制御ブロック図である。
【図14】 本発明になる垂直離着陸機の運転モードの
切替スイッチを示した図である。
切替スイッチを示した図である。
【図15】 従来のコア分離型ターボファン・エンジン
を用いた垂直離着陸機の説明図である。
を用いた垂直離着陸機の説明図である。
1 機体
2 翼体
3 コア・エンジン
4 チルト・ファン・エンジン
5 エルロン(昇降舵)、ラダー(方向舵)
6 車輪
7 遮蔽板
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成13年11月16日(2001.11.
16)
16)
【手続補正1】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】0025
【補正方法】変更
【補正内容】
【0025】さらに本発明における垂直離着陸機は、前
記したようにファン・エンジンの推力を理論的に全ての
空間ベクトルに出せるから、この推力(ファン・エンジ
ンの回転面)がコックピットを含むキャビンへ向かうこ
とも考えられ、こういった危険を防止するため本発明に
おいては、請求項7に記載したように、前記翼体に設け
られたファン・エンジンとコクピットを含むキャビン間
とに、遮蔽板を有していることを特徴とする。
記したようにファン・エンジンの推力を理論的に全ての
空間ベクトルに出せるから、この推力(ファン・エンジ
ンの回転面)がコックピットを含むキャビンへ向かうこ
とも考えられ、こういった危険を防止するため本発明に
おいては、請求項7に記載したように、前記翼体に設け
られたファン・エンジンとコクピットを含むキャビン間
とに、遮蔽板を有していることを特徴とする。
【手続補正2】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】0026
【補正方法】変更
【補正内容】
【0026】このようにすることにより、例え事故や誤
りでファン・エンジンの推力(回転面)がコックピット
を含むキャビンへ向かっても、遮蔽板がこの推力(危険
回転面)をキャビン及びコックピットから遮蔽するた
め、安全な航行が可能となる。
りでファン・エンジンの推力(回転面)がコックピット
を含むキャビンへ向かっても、遮蔽板がこの推力(危険
回転面)をキャビン及びコックピットから遮蔽するた
め、安全な航行が可能となる。
【手続補正3】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】0029
【補正方法】変更
【補正内容】
【0029】図中1は本発明の垂直離着陸機の機体、2
は翼体で、このうち21は前翼、2 2は後翼、23は前
翼と後翼を結ぶ中間翼部、3はコア・エンジン、4はチ
ルト・ファン・エンジン、5は後翼22に設けたエルロ
ン(昇降舵)とラダー(方向舵)、6は車輪、7は事故
や誤りでファン・エンジンの推力(回転面)がコックピ
ットを含むキャビン方向へ向かった場合にこれを遮る遮
蔽板、20はタービン、21は軸、22は圧縮機、23
は燃焼機、24はコア・エンジン3からの高圧空気をチ
ルト・ファン・エンジン4に送る高圧ダクト、25はチ
ルト・ファン・エンジン4に燃料を供給する燃料供給パ
イプ、26、27はチルト・ファン・エンジン4やヒン
ジ駆動用モータの制御用ワイヤハーネス、30は推進力
を発生させるためのファン・エンジン、31、32、3
3、34はこのファン・エンジン30をサポートリング
35と翼体2に回転可能に取り付けるヒンジ、36、3
7、38、39はこれらヒンジ31〜34を回転駆動す
る定位置保持特性に優れた油圧揺動モータ(ラックピニ
オン形シリンダ等)、40はファン・エンジン30を構
成する静翼、41は同じく動翼、42はタービン、43
は燃焼機、44はタービンの回転を減速して動翼41を
回転させる減速ギアである。
は翼体で、このうち21は前翼、2 2は後翼、23は前
翼と後翼を結ぶ中間翼部、3はコア・エンジン、4はチ
ルト・ファン・エンジン、5は後翼22に設けたエルロ
ン(昇降舵)とラダー(方向舵)、6は車輪、7は事故
や誤りでファン・エンジンの推力(回転面)がコックピ
ットを含むキャビン方向へ向かった場合にこれを遮る遮
蔽板、20はタービン、21は軸、22は圧縮機、23
は燃焼機、24はコア・エンジン3からの高圧空気をチ
ルト・ファン・エンジン4に送る高圧ダクト、25はチ
ルト・ファン・エンジン4に燃料を供給する燃料供給パ
イプ、26、27はチルト・ファン・エンジン4やヒン
ジ駆動用モータの制御用ワイヤハーネス、30は推進力
を発生させるためのファン・エンジン、31、32、3
3、34はこのファン・エンジン30をサポートリング
35と翼体2に回転可能に取り付けるヒンジ、36、3
7、38、39はこれらヒンジ31〜34を回転駆動す
る定位置保持特性に優れた油圧揺動モータ(ラックピニ
オン形シリンダ等)、40はファン・エンジン30を構
成する静翼、41は同じく動翼、42はタービン、43
は燃焼機、44はタービンの回転を減速して動翼41を
回転させる減速ギアである。
【手続補正4】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】0058
【補正方法】変更
【補正内容】
【0058】さらに請求項7に記載した本発明によれ
ば、遮蔽板がこの推力(ファン・エンジンの回転面)を
キャビン及びコックピットから遮蔽するため、安全な航
行が可能となる。
ば、遮蔽板がこの推力(ファン・エンジンの回転面)を
キャビン及びコックピットから遮蔽するため、安全な航
行が可能となる。
Claims (7)
- 【請求項1】 ホバリングとクルージングを同一推進装
置でおこなえるようにした垂直離着陸機において、 前記推進装置はコア・エンジンと、該コア・エンジンか
ら高圧空気を供給されるファン・エンジンとからなるコ
ア分離型ターボファン・エンジンで構成され、機体の前
後に配した前翼と後翼とからなる翼体を有し、それぞれ
の翼体の両側に前記ファン・エンジンを配すると共に、
該ファン・エンジンを2軸で支持してホバリングとクル
ージングを同一推進装置でおこなえるようにしたことを
特徴とする垂直離着陸機。 - 【請求項2】 前記前翼と後翼の間の機体両側に中間翼
部を設け、前記コア・エンジンを機体重心近傍の中間翼
部に配したことを特徴とする請求項1に記載した垂直離
着陸機。 - 【請求項3】 前記後翼は、前記前翼に配したファン・
エンジンのクルーズ時の排気が重ならないよう前翼より
高くしたことを特徴とする請求項1に記載した垂直離着
陸機。 - 【請求項4】 前記後翼にエルロン、ラダーを配し、尾
翼を設けないことを特徴とする請求項1に記載した垂直
離着陸機。 - 【請求項5】 前記ファン・エンジンは、該ファン・エ
ンジンを第1のヒンジで支持したサポートリングと、該
サポートリングを翼体に取り付ける第2のヒンジと、前
記第1と第2のヒンジのそれぞれを回転させる機構とを
有していることを特徴とする請求項1に記載した垂直離
着陸機。 - 【請求項6】 前記サポートリングの第1と第2のヒン
ジに燃料供給路を設け、燃料とコア・エンジンからの高
圧空気とを第2のヒンジに支持されたサポートリングを
介して第1のヒンジに支持されたファン・エンジンに供
給するようにしたことを特徴とする請求項5に記載した
垂直離着陸機。 - 【請求項7】 前記翼体に設けられたファン・エンジン
とコクピットを含むキャビン間とに、遮蔽板を有してい
ることを特徴とする請求項1に記載した垂直離着陸機。
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