JP2003137192A - 垂直離着陸機 - Google Patents

垂直離着陸機

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JP2003137192A
JP2003137192A JP2001334845A JP2001334845A JP2003137192A JP 2003137192 A JP2003137192 A JP 2003137192A JP 2001334845 A JP2001334845 A JP 2001334845A JP 2001334845 A JP2001334845 A JP 2001334845A JP 2003137192 A JP2003137192 A JP 2003137192A
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fan
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Hideji Kawai
秀治 河合
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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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。

Description

【発明の詳細な説明】
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【図面の簡単な説明】
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【符号の説明】
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）
【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。
【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。
【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。
【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。

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【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。
  2. 【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。
  3. 【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。
  4. 【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。
  5. 【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。
  6. 【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。
  7. 【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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