JP2004123068A

JP2004123068A - Propulsion method and device of vertical takeoff/landing airplane

Info

Publication number: JP2004123068A
Application number: JP2002294174A
Authority: JP
Inventors: Yukio Matsuda; 松田　幸雄; Yoshio Saito; 齋藤　喜夫
Original assignee: National Aerospace Laboratory of Japan
Current assignee: National Aerospace Laboratory of Japan
Priority date: 2002-10-07
Filing date: 2002-10-07
Publication date: 2004-04-22
Anticipated expiration: 2022-10-07
Also published as: JP3790820B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a propulsion method and device for a vertical takeoff/landing airplane capable of changing the operating condition over the range covering from hovering to motions in a lateral plane without variation of the fuselage in the vertical direction resulting from a time lag in association with a change in the engine output. <P>SOLUTION: The levitating thrust force for the fuselage is generated as a reaction force to the blowout flow from fans 6a-6f driven by a mounted engine. A plurality of louvers 8a-8f are installed in the back stream of the fans, and the hovering condition is generated by inclining those 8c and 8d of the louvers in the opposite directions to each other for setting off their propulsive forces in a lateral plane. The moving condition is changed from hovering to the motions in the lateral plane by the propulsive force in the lateral plane produced by changing the inclinations of the louvers 8a, 8b, 8e, 8f. The varied portion of the levitating thrust force can be set off by adjusting the inclination angle of the louvers 8c and 8d without changing the engine output. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、垂直離着陸機において空中停止状態（ホバリング）と縦方向運動とに渡る範囲の運動、及び空中停止状態と横面内運動とに渡る範囲の運動を安定的に行わせる垂直離着陸機の推進方法及び装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、垂直離着陸機は、エンジンの排気ガスを垂直方向に噴出することにより、長い滑走路を必要とすることなく、狭い敷地に垂直に離着陸することができる航空機として知られている。
【０００３】
従来の垂直離着陸機は、一般に、ジェットエンジンを垂直離着陸機の機体に固定しておき、噴射ノズルの噴射角度のみを変更することによってジェットエンジンの推力の方向を変更している。排気ガスの噴射力は、噴射角度を変更する噴射ノズルを通過するときに損失があり、ジェットエンジンの効率的な使用が難しいという問題点がある。また、機体に取り付けられるジェットエンジンの取付け角度を変更することで、推力の方向を変更することも提案されている（例えば、特許文献１参照）。
【０００４】
しかしながら、エンジンで駆動するファンを垂直離着陸用動力装置とする垂直離着陸機については、例がないため、この種の垂直離着陸機を開示した文献は見いだせない。エンジンで駆動されるファンを垂直離着陸用動力装置とする垂直離着陸機では、ファンが発生させる気流を下方に吹き出すことにより、その反力がファンに作用して垂直離着陸機を縦方向（垂直方向）に浮揚させる浮揚推力を得ることができる。浮揚推力を機体に作用する重力よりも大きく又は小さくすることで、機体を縦方向に上下動運動をさせることができる。浮揚推力を重力に釣り合わせることに基づいて、ホバリング状態を得ることもできる。垂直離着陸機には、浮揚するだけでなく前後進運動、左右横進運動、機首の向きを変える旋転等の横面内運動をさせる必要があるが、横面内運動のための推進力についても、専用の動力装置を設けることなく、ファンからの気流による推力を利用するのが好ましい。
【０００５】
ファンの後流に置いたルーバーを傾斜制御させることによって、ファンの推力から横面内運動のための推進力を得ることは容易である。しかしながら、こうした制御においては、通常、ルーバーの向きをファンの後流がすべて垂直方向となる向きに揃えて推力をすべて縦方向推力とすることによって、機体のホバリング状態を得ている。この状態でルーバーを傾斜させてファンからの吹き出し流れから横面内推力を得ようとすると、ファン後流の垂直方向成分が減少することによって浮揚推力が減少するので、このままでは機体は下降する（図２、３参照）。また、得ようとする横面内推力の大きさによって浮揚推力の減少量も変化するので、機体の上下動が避けられない。従って、この推力変動分を何らかの方法で的確に補正する必要がある。浮揚推力を補正するには、一般的にはエンジンの出力を増減させて推力そのものを変えることが考えられる。しかしながら、浮揚推力のエンジン出力制御による補正方法では、このような微小な推力の加減は難しく、また必ず遅れを伴うので、ホバリング状態と横面内運動とに渡る範囲では垂直離着陸機の円滑な運動の変更が困難である。
【０００６】
【特許文献１】
特開平６−５６０９４号公報（第２　頁、図１　）
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
上記の垂直離着陸機のホバリング状態から横面内運動へ又はその逆の移行のように、ホバリング状態と横面内運動とに渡る範囲での運動状態の変更がスムーズでないことは、ファンによる推力をすべて浮揚推力とすることで垂直離着陸機のホバリング状態を得ている点に起因している。この点に着目して、ファンからの吹き出し流れの吹き出し方向を傾斜させることで横面内推力を得るが、横面内推力を生じることなく浮揚推力を増減させて、垂直離着陸機の運動状態を変更するときに生じようとする浮揚推力の変化と相殺することで、トータルとして浮揚推力を一定に維持し、横面内推力を安定して得る点で解決すべき課題がある。
【０００８】
この発明の目的は、垂直離着陸機において、例えば、ホバリング状態から横面内運動へと運動状態を変更する場合のように、ホバリング状態と横面内運動とに渡る範囲で運転状態を変更するときに、エンジンの出力変更に伴う時間遅れに起因した機体の縦方向の変動を防止することが可能な垂直離着陸機の推進方法及び装置を提供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記の課題を解決するため、この発明による垂直離着陸機の推進方法は、機体に搭載したエンジンで駆動されるファンを垂直離着陸用動力装置とする垂直離着陸機において、前記機体のホバリング状態と縦方向運動状態とに渡る範囲では前記ファンの後流に配設された複数のルーバーのうち一部を傾斜させたときの横面内推力を相殺させて正味推力を浮揚推力とし、前記機体の前記ホバリング状態と横面内運動状態とに渡る範囲では前記ルーバーの傾斜を変更することにより前記エンジンの出力と前記浮揚推力とを変化させることなく前記横面内推力の向きと大きさを制御することから成っている。
【００１０】
この垂直離着陸機の推進方法によれば、機体に搭載したエンジンで垂直離着陸用動力装置であるファンを駆動する。ホバリング状態と縦方向運動状態とに渡る範囲においては、ファンの後流に配設された複数のルーバーのうち、一部を傾斜させたときの横面内推力を相殺させて正味推力が浮揚推力とされる。機体は、正味の浮揚推力と垂直離着陸機に働く重力とが釣り合って縦方向速度がなければ、ホバリング状態となり、機体に働く重力と浮揚推力とが釣り合っていても速度が零でないとき、あるいは機体に働く重力と浮揚推力とが釣り合っていないときは、等速縦（上下）運動または縦方向の加速度運動状態となる。ホバリング状態と横面内運動状態とに渡る範囲においては、ルーバーの傾斜を変更することで横面内推力を生じさせることにより、機体はホバリング状態から横面内運動、或いは横面内運動からホバリング状態への変更を行うことができる。この場合、各ルーバーの傾斜角度を制御することで、エンジンの出力とトータルな浮揚推力とを変化させることなく横面内推力の向きと大きさを変更することができる。推力変化は何れもルーバーの傾斜で生じるので、縦方向運動と横面内運動における制御時の変動や遅れは同一特性となり、円滑な横面内運動制御が可能である。
【００１１】
また、この発明による垂直離着陸機の推進装置は、機体に搭載したエンジンで駆動され且つ前記機体に垂直に搭載された複数のファン、前記ファンの後流に配設された複数のルーバー、及び目標運転状態に応じて前記各ルーバーを駆動し前記ファンの後流に対する傾斜角度を変更させるための制御装置を備え、前記制御装置は、前記目標運転状態が前記機体のホバリング状態と縦方向運動状態とに渡る範囲にあるときには一部の前記ルーバーを傾斜させたときの横面内推力を相殺させて正味推力を浮揚推力とし、前記目標運転状態が前記機体の前記ホバリング状態と横面内運動状態とに渡る範囲にあるときには前記ルーバーの前記傾斜角度を変更することにより前記エンジンの出力と前記浮揚推力とを変化させることなく前記横面内推力の向きと大きさを制御することから成っている。
【００１２】
この垂直離着陸機の推進装置によれば、機体に搭載したエンジンが複数のファンを駆動し、ファンの後流をルーバーで制御することにより、機体に横方向の推進力を生じさせることができる。目標運転状態が前記機体のホバリング状態と縦方向運動状態とに渡る範囲にあるときには、制御装置は、一部のルーバーを傾斜させたときの横面内推力を相殺させて正味推力を浮揚推力とする。機体に働く重力と浮揚推力とが釣り合えば、速度が零のときホバリング状態が得られる。機体に働く重力と浮揚推力とが釣り合っていても速度が零でないとき、あるいは機体に働く重力と浮揚推力とが釣り合っていないときは、等速縦（上下）運動または縦方向の加速度運動状態となる。目標運転状態が機体のホバリング状態と横面内運動状態とに渡る範囲にあるときには、制御装置は、ルーバーの傾斜角度を変更することにより横面内推力の向きと大きさを制御することができる。この場合、各ルーバーの傾斜角度を調整することで、ファンの出力と浮揚推力とを一定に維持しながら横面内推力の向きと大きさを変更することができる。また、目標運転状態の変更前後においてエンジン出力は変更されないので、エンジン出力の応答遅れに伴う機体の不安定な縦方向運動も回避することができる。このように、推力変化は何れもルーバーで生じるので、縦方向運動と横面内運動における制御時の変動や遅れは同一特性となり、円滑な横面内運動制御が可能になる。
【００１３】
この垂直離着陸機の推進装置において、前記ルーバーは、前記機体の前方、後方及びその中間位置にそれぞれ左右一対に配置された前方ルーバー、後方ルーバー及び中央ルーバーから成り、前記前方ルーバーと前記後方ルーバーとの傾斜回動軸は、互いに平行であり且つ前記中央ルーバーの傾斜回動軸とは直交していることから成っている。左右に対になったルーバーを機体の前後及び中央の異なる位置において傾斜回動軸を互いに直交させて配置しているので、傾斜させるルーバーを選択することにより、トータルとしての浮揚推力を一定に保ちつつ、多様な横面内運動が可能となる。
【００１４】
この垂直離着陸機の推進装置において、前記制御装置は、前記前方ルーバー及び前記後方ルーバーと前記中央ルーバーとの一方を無傾斜状態とし、他方を互いに逆方向に同じ前記傾斜角度で傾斜させ、前記他方のルーバーによる前記横面内推力を相殺しつつ前記傾斜角度を変更することにより、前記ホバリング状態と前記縦方向運動とに渡る範囲での前記機体の運動を制御することから成っている。前方ルーバー及び後方ルーバーと中央ルーバーとの一方を無傾斜状態とすることで、その一方のルーバーによっては横面内推力は生じない。また、他方のルーバーは、互いに逆向きに同じ傾斜角度で制御されるので、左右方向などの横面内推力を発生することなく浮揚推力の増減だけを制御することができる。従って、他方のルーバーの傾斜角度を制御することによって、ホバリング状態と縦方向運動とに渡る範囲での機体の運動を制御することが可能である。
【００１５】
この垂直離着陸機の推進装置において、前記制御装置は、左右の前記中央ルーバーを互いに逆方向に傾斜状態として前記中央ルーバーによる前記横面内推力を相殺し、前記前方ルーバー及び前記後方ルーバーを左右とも同じ方向に同じ前記傾斜角度で傾斜し、そのときの前記前方ルーバーと前記後方ルーバーとによる浮揚推力の変化分を前記中央ルーバーの傾斜による浮揚推力の変化分で相殺することにより、前記ホバリング状態と前後進運動とに渡る範囲での前記機体の運動を制御することから成っている。この推進装置によれば、左右の中央ルーバーについては互いに逆方向に傾斜状態とすることで、中央ルーバーによる横面内推力が相殺される。前方ルーバー及び後方ルーバーを左右とも同じ方向に同じ傾斜角度で傾斜することにより、前方ルーバー及び後方ルーバーにはその傾斜角度に応じた前後方向推力が生じる。このとき、前方ルーバー及び後方ルーバーの傾斜角度に応じてファンによる浮揚推力が増減するが、浮揚推力の変化分は、中央ルーバーによる横面内推力の相殺状態を維持しつつ中央ルーバーの傾斜を制御することによる浮揚推力の変化分で相殺されるので、ホバリング状態と前後進運動とに渡る範囲で、機体の運動状態を滑らかに変更することができる。
【００１６】
この垂直離着陸機の推進装置において、前記制御装置は、前記前方ルーバー及び前記後方ルーバーを互いに逆方向に傾斜状態として前記前方ルーバー及び前記後方ルーバーによる前記横面内推力を相殺し、左右の前記中央ルーバーを同じ方向に同じ前記傾斜角度で傾斜し、そのときの左右の前記中央ルーバーによる浮揚推力の変化分を前記前方ルーバー及び前記後方ルーバーの傾斜による浮揚推力の変化分で相殺することにより、前記ホバリング状態と左右横進運動とに渡る範囲での前記機体の運動を制御することから成っている。この推進装置によれば、前方ルーバー及び前記後方ルーバーについては互いに逆方向に傾斜状態とすることで、前後の各ルーバーによる横面内推力が相殺される。中央ルーバーを左右とも同じ方向に同じ傾斜角度で傾斜することにより、左右の中央ルーバーにはその傾斜角度に応じた左右横進推力が生じる。このとき、中央ルーバーの傾斜角度に応じてファンによる浮揚推力が増減するが、浮揚推力の変化分は、前方ルーバー及び後方ルーバーによる横面内推力の相殺状態を維持しつつ前方ルーバー及び後方ルーバーの傾斜を制御することによる浮揚推力の変化分で相殺されるので、ホバリング状態と左右横進運動とに渡る範囲で、機体の運動状態を滑らかに変更することができる。
【００１７】
この垂直離着陸機の推進装置において、前記制御装置は、左右の前記中央ルーバーを互いに逆方向に傾斜状態として前記中央ルーバーによる前記横面内推力を相殺し、前記前方ルーバーと前記後方ルーバーとを左右それぞれの側で同じ方向に同じ前記傾斜角度で且つ左右で異なる方向に傾斜し、そのときの前記前方ルーバー及び前記後方ルーバーによる浮揚推力の変化分を前記中央ルーバーによる浮揚推力の変化分で相殺することにより、前記ホバリング状態と機首回転運動とに渡る範囲での前記機体の運動を制御することから成っている。この制御装置によれば、左右の中央ルーバーについては互いに逆方向に傾斜状態とすることで、左右の中央ルーバーによる横面内推力が相殺される。前方ルーバーと後方ルーバーとを左右それぞれの側で同じ方向に同じ傾斜角度で且つ左右で異なる方向に傾斜することにより、左右の前後の各ルーバーに生じる横面内推力によって機体には機首を回転させる偶力、即ち、旋転偶力が生じる。このとき、前方及び後方の各ルーバーの傾斜角度に応じてファンによる浮揚推力が増減するが、浮揚推力の変化分は、中央ルーバーによる横面内推力の相殺状態を維持しつつ中央ルーバーの傾斜を制御することによる浮揚推力の変化分で相殺されるので、ホバリング状態と旋転運動とに渡る範囲で、機体の運動状態を滑らかに変更することができる。
【００１８】
【発明の実施の形態】
以下、添付した図面に基づいて、この発明による垂直離着陸機の推進方法及び装置の実施例を説明する。図１はこの発明による垂直離着陸機の推進方法及び装置が適用される垂直離着陸機の概略を示す斜視図、図２はファンによる垂直離着陸機用動力装置の原理とルーバーによる推力偏向とを説明する概略図、図３は垂直離着陸機におけるルーバーの配置の一例を示す図である。
【００１９】
図１に示す垂直離着陸機１は、機体（胴体）２の中央下部３に、ファンの吹き出し流れが噴出する噴出部４を備えている。この例では、噴出部４は、機体２の左右にそれぞれ配置された二列の噴出部４ａ、４ｂから成っている。図２は、垂直離着陸機１の推進装置の原理を説明する模式図であり、図２（ａ）は、推進装置の基本的構造を示す模式図である。機体２に搭載されたエンジン５によってファン６が回転駆動され、ファン６からの吹き出し流れ７の方向がファン６の後流側に配置されたルーバー８によって制御される。ルーバー８を傾斜させることによって、機体２に横面内推進力が得られる。ここで、横面内推進力は、それぞれ後で詳述するが、機体２を前後に進ませる前後進推進力、機体２を左右に横進させる左右横進推進力、及び機体２に機首を重心回りに旋回させる旋転偶力を言う。図２（ｂ）は、ルーバーによる推力偏向を説明する模式図である。ルーバー８は、傾斜回動軸９の回りに回動可能に設けられており、図示しないアクチュエータによって駆動されて、吹き出し流れ７に対して傾斜した姿勢を取ることができる。ルーバー８は吹き出し流れ７に沿った状態、即ち、傾斜角度θがゼロであるとき、吹き出し流れ７の反作用力としてファン６に作用する力は、すべて垂直離着陸機１を浮き上がらせる垂直方向推力、即ち、浮揚推力として作用する。アクチュエータとしては、航空機における高揚力装置、例えば、フラッタを駆動するような、油圧アクチュエータを用いることができる。
【００２０】
図２（ｃ）は、ルーバーによってファンからの吹き出し流れが偏向される様子と推力偏向を説明する模式図である。ルーバー８が傾斜角度θだけ傾斜されると、ファン６からの吹き出し流れ７はルーバー８に当たり、縦方向成分７ａと横方向成分７ｂとを持つ斜め方向の流れ７’に偏向される。吹き出し流れ７の偏向の反作用として、ルーバー８には横方向成分７ｂに見合うだけの水平方向の横面内推力Ｆｈが作用し、この力はルーバー８を支持する支持構造（傾斜回動軸９を支持する軸受）を介して機体２に横面内推力として伝えられる。ファン６からの吹き出し流れ７の反作用としてファン６には浮揚推力が作用するが、ルーバー８を傾斜させた場合には、吹き出し流れ７がルーバー８を押し下げる方向の力、即ち、浮揚推力を減じる力を作用させる。その結果、機体２には、ベクトルである力の三角形の原理に基づいて、縦方向成分７ａに見合う程度にまで減少した浮揚推力Ｆｖ（図２（ｂ））を生じる。即ち、ファン６とルーバー８とを備える推進装置には、ルーバー８を傾斜させて横面内推力Ｆｈを生じさせるとそれに応じて浮揚推力Ｆｖも変動し、その変動程度は、横面内推力Ｆｈを大きく取れば取るほど浮揚推力Ｆｖも大きく減少するという特性がある。
【００２１】
図３に示すように、ファン６及びルーバー８は、機体の中心を対称に複数台（ここでは６台）が配置される。ここで、前方ルーバー８ａ，８ｂは、機体２の横方向に延びる向き配置されており、機体２の前後方向に傾斜可能である。また、中央ルーバー８ｃ，８ｄは、機体２の重心１０の両側において前方ルーバー８ａ，８ｂと直交する方向、即ち、前後方向にそれぞれ配置されており、機体２の左右方向に傾斜可能である。後方ルーバー８ｅ，８ｆは、前方ルーバー８ａ，８ｂと同様に、機体２の横方向に延びる向き配置されており、機体２の前後方向に傾斜可能である。各ルーバー８ａ〜８ｄは、それぞれ独自に制御可能であり、横面内運動モードに応じて傾斜角度が制御可能である。推力変化は何れもルーバーで生じさせるため、各ルーバー８ａ〜８ｄに同じ特性のルーバーを用いることにより、制御時の変動や遅れは同一特性となり、円滑な制御が可能になる。
【００２２】
図３において、機体２の高度を変えることなく安定に運動させるには、以下のルーバー制御を同時に行わせることで可能である。
（１）前後進運動
（ａ）初期状態
四枚の前後ルーバー８ａ，８ｂ，８ｅ，８ｆを閉じた状態、即ち垂直位置（傾斜角度θ＝０）に置き、左右二枚の中央ルーバー８ｃ，８ｄを互いに逆方向に適当な同じ傾斜角度で開いておく。ファン６ｃ，６ｄからの吹き出し流れ７が中央ルーバー８ｃ，８ｄの周囲を通過することによって、吹き出し流れ７に基づく推力はすべてが浮揚推力とならず一部は左右横進推力として現れる。しかしながら、ルーバー８ｃ，８ｄは互いに逆方向に同じ傾斜角度で開いているので、ルーバー８ｃ，８ｄにそれぞれに働く左右横進推力は大きさが同じであるが向きが互いに逆を向いているために相殺される。ファン６ｃ，６ｄからの吹き出し流れ７の反作用力として得られる浮揚推力は、ルーバー８ｃ，８ｄが閉じた状態のときに得られる浮揚推力よりも、吹き出し流れ７によってルーバー８ｃ，８ｄに働く押下げ力の分だけ減じられるが、機体２には正味の推力として浮揚推力のみが作用する。
（ｂ）運動制御
エンジン出力を変更することなく、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆを同一方向に且つ同じ傾斜角度で傾ける。ルーバー８ａ，８ｂ，８ｅ，８ｆによって、機体２には均等に同じ大きさの横面内推力としての前後進推力が与えられ、大きい傾斜角度ほど大きな前後進推力が得られる。しかしながら、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆの傾斜によって、ファン６ａ，６ｂ及びファン６ｅ，６ｆによって得られる浮揚推力が減少する。そこで、中央ルーバー８ｃ，８ｄの傾斜角度を同じ割合で減じていくことにより、左右横進推力の相殺状態を維持しながらファン６ｃ，６ｄによって得られる浮揚推力が増加し、ファン６ａ〜６ｆによって得られるトータルとしての浮揚推力を一定に保つことができる。従って、機体２には、その高度を維持したまま、前後進運動を行なわせることができる。図４に、前進推力Ｆｆによって前後進運動を行なう垂直離着陸機１の様子が示されている。なお、前後進運動からホバリング状態へ運動状態を移行する場合も、ルーバー８ａ〜８ｆを逆方向に制御することにより可能である。
【００２３】
（２）左右横進運動
（ａ）初期状態
左右二枚の中央ルーバー８ｃ，８ｄを閉じた状態、即ち垂直位置（傾斜角度θ＝０）に置き、左右二枚の前方ルーバー８ａ，８ｂ及び左右二枚の後方ルーバー８ｅ，８ｆを互いに逆方向に適当な同じ傾斜角度で開いておく。ファン６ａ，６ｂ，６ｅ，６ｆからの吹き出し流れ７が前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆの周りを通過することによって、吹き出し流れ７に基づく推力はすべてが浮揚推力とならず一部は前後進推力として現れる。しかしながら、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆは互いに逆方向に同じ傾斜角度で開いているので、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆにそれぞれに働く前後進推力は大きさが同じであるが向きが互いに逆を向いているために相殺される。ファン６ａ，６ｂ及び６ｅ，６ｆからの吹き出し流れ７の反作用力として得られる浮揚推力は、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆが閉じた状態のときに得られる浮揚推力よりも、吹き出し流れ７によって前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆに働く押下げ力の分だけ減じられるが、機体２には正味の推力として浮揚推力のみが作用する。
（ｂ）運動制御
エンジン出力を変更することなく、左右の中央ルーバー８ｃ，８ｄを同一方向に且つ同じ傾斜角度で傾ける。中央ルーバー８ｃ，８ｄによって、機体２には均等に同じ大きさの横面内推力としての左右横進推力が与えられ、大きい傾斜角度ほど大きな左右横進推力が得られる。しかしながら、中央ルーバー８ｃ，８ｄの傾斜によって、ファン６ｃ，６ｄによって得られる浮揚推力が減少する。そこで、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆの傾斜角度を同じ割合で減少していくことにより、前後進推力の相殺状態を維持しながらファン６ａ，６ｂ及び６ｅ，６ｆによって得られる浮揚推力を増加させて、ファン６ａ〜６ｆによって得られるトータルとしての浮揚推力を一定に保つことができる。従って、機体２には、その高度を維持したまま、左右横進運動を行なわせることができる。図５に、左横進推力Ｆｔによって左横進運動を行なう垂直離着陸機１の様子が示されている。なお、左右横進運動からホバリング状態へ運動状態を移行する場合も、ルーバー８ａ〜８ｆを逆方向に制御することにより可能である。
【００２４】
（３）旋転運動
（ａ）初期状態
左右二枚の前方ルーバー８ａ，８ｂ及び左右二枚の後方ルーバー８ｅ，８ｆは閉じた状態、即ち垂直位置（傾斜角度θ＝０）に置き、左右二枚の中央ルーバー８ｃ，８ｄは互いに逆に同じ適当な角度で開いておく。この状態は、（１）の前後進運動と同じであるので、再度の説明を省略する。
（ｂ）運動制御
エンジン出力を変更することなく、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆの内、左側の二つのルーバー８ａ，８ｃを同じ向きの同じ傾斜角度に傾斜させ、右側のルーバー８ｂ，８ｅをルーバー８ａ，８ｃとは逆方向の向きで同じ傾斜角度に傾斜させる。機体２には、各ルーバー８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｅに働く横面内力に基づいて、重心１０の回りに機首の向きを転じさせる横面内推力としての旋転偶力が与えられる。旋転偶力は、大きい傾斜角度ほど大きな偶力として得られる。しかしながら、各ルーバー８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｅの傾斜に起因して、ファン６ａ，６ｂ，６ｃ，６ｅによって得られる浮揚推力が減少する。そこで、中央ルーバー８ｃ，８ｄの傾斜角度を同じ割合で減少していくことにより、左右横進推力の相殺状態を維持しながらファン６ｃ，６ｄによって得られる浮揚推力を増加させて、ファン６ａ〜６ｆによって得られるトータルとしての浮揚推力を一定に保つことができる。従って、機体２には、その高度を維持したまま、旋転運動を行なわせることができる。なお、旋転運動からホバリング状態へ運動状態を移行する場合も、ルーバー８ａ〜８ｆを逆方向に制御することで可能である。
【００２５】
上記（１）に記載した前後進運動におけるルーバー８ａ〜８ｆの制御と推力の変化を、図６に示すグラフの記載に基づいて説明する。図６において、下横軸は左右二枚の前方ルーバー８ａ，８ｂ及び左右二枚の後方ルーバー８ｅ，８ｆの傾斜角度であって、左側から右側へ移るほど大きな傾斜角度を示す。この傾斜角度に対して変化する前進推力Ａ（Ｆｆ）を左縦軸の実線で示し、浮揚推力Ｂを右縦軸の実線で示す。また上横軸は左右二枚の中央ルーバー８ｃ，８ｄの傾斜角度であり、この傾斜角度に応じて生じる補正推力Ｃ（目盛りは右縦軸）を点線で示す。前進推力Ａは、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆを開いて傾斜角度を大きくするに従って増加するが、このとき同時に浮上推力Ｂは減少する。ここで補正推力Ｃについては、中央ルーバー８ｃ，８ｄの傾斜角度を当初開いておく（角度大）ことによって補正推力Ｃを小さくしておき、浮揚推力Ｂの減少に対応して中央ルーバー８ｃ，８ｄの傾斜角度を閉じる（角度小）ことで補正推力Ｃを大きくする。以上の制御により、補正推力Ｃによって浮揚推力Ｂの減少分を補うことで両推力の変動分は相殺され、トータルとしての浮揚推力は一定となる。従って、前進運動に移行しようとするときに浮揚推力が変わらないことで、垂直離着陸機は縦方向に不安定な動きをすることがなく、円滑な前進運動が可能となる。なお、横面内推力の変化及びそれに応じた浮揚推力の変動、並びにその変動を相殺するための補正推力については、上記の（２）左右横進運動、及び（３）旋転運動についても同様である。
【００２６】
図３に示すファンとルーバーとを備える推進装置において、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆの互いに逆に傾斜させた状態にするか又は傾斜角度をゼロにしておいた状態で、中央ルーバー８ｃ、８ｄを互いに逆に傾斜させると、機体２に前後進推力や旋転偶力を生じさせることなく、機体２を浮上又は下降させることが可能である。また、中央ルーバー８ｃ、８ｄを互いに逆に傾斜させた状態にするか又は傾斜角度をゼロにしておいた状態で、前方ルーバー８ａ，８ｂ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆを互いに逆に傾斜させると、左右横進推力や旋転偶力を発生させることなく、機体２を浮上又は下降させることができる。
【００２７】
図７は、この発明による制御装置による制御ブロック図である。制御装置２０の運動モード入力部２１には、操縦者によって入力操作部から垂直離着陸機１にさせようとする運動モード、即ち、前後進運動モード、左右横進運動モード又は旋転運動モードが入力される。入力は、単独モードであってもよく、また複数の運動モードが複合されたモードであってもよい。入力された運動モードに応答して、制御装置２０は、制御マップ選択部２２において、入力運動モードに応じた運動制御マップ（前後進運動制御マップ２３（図６に示す）、左右横動制御マップ２４、又は旋転運動制御マップ２５）を選択する。演算部２６は、選択した運動制御マップに基づいて、機体２の現在位置及び姿勢（目標位置及び姿勢を含むこともできる）の機体情報に応じて、前方ルーバー８ａ，８ｂ、中央ルーバー８ｃ，８ｄ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆの傾斜角度をそれぞれ演算して求め、その演算結果を制御出力部２７に出力する。制御出力部２７からの出力信号は、前方ルーバー８ａ，８ｂ、中央ルーバー８ｃ，８ｄ及び後方ルーバー８ｅ，８ｆの回動軸に関連して設けられているアクチュエータに送られて、各ルーバーの傾斜角度が制御される。制御装置２０によって、エンジン出力を変更することなく且つ必要とする推力以外の推力を生じさせることなく、更に、機体の高度を不安定にする縦方向運動を生じることなく、運動モードに応じた前後進推力、左右横進推力及び旋転偶力を得ることができる。
【００２８】
【発明の効果】
この発明による垂直離着陸機の推進方法及び装置は、上記のように、機体に搭載したエンジンで駆動されるファンを垂直離着陸用の推進装置に備え、機体のホバリング状態と縦方向運動状態とに渡る範囲ではファンの後流に配設された複数のルーバーのうち、一部を傾斜させたときの横面内推力を相殺させて正味推力を浮揚推力とし、機体のホバリング状態と横面内運動状態とに渡る範囲ではルーバーの傾斜角を変更することによりエンジンの出力と浮揚推力とを変化させることなく横面内推力の向きと大きさを制御することから成っているので、ホバリングからの前後進運動、左右横進運動、旋転運動への移行、又はその逆の方向への移行のような、ホバリング状態と横面内運動との間での垂直離着陸機の運動移行を円滑に行わせることができる。この垂直離着陸機の推進方法及び装置によれば、ルーバーの傾斜角度の制御によってファンの吹き出し流れから得られる推力の調整が行なわれ、エンジンの出力変更を伴わないので、エンジンの出力変更において回避できない時間遅れに起因した縦方向の推力変動による運動移行時の不安定な運動が回避され、安定して横面内運動を行なうことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】垂直離着陸機の例とルーバーの位置を示した斜視図である。
【図２】ジェットエンジンで駆動するファンによる、垂直離着陸機用の推進装置の原理を示す模式図である。
【図３】この発明による垂直離着陸機の推進装置におけるルーバーの配置の一例を示す図である。
【図４】この発明が適用された垂直離着陸機の前進運動の様子を示す図である。
【図５】この発明が適用された垂直離着陸機の左並進運動の様子を示す図である。
【図６】この発明による垂直離着陸機の推進方法及び装置における、前後運動でのルーバー傾斜制御の一例を、前後ルーバー角度と中央ルーバー角度の変化及びこれに対する前進推力と浮揚推力及び補正推力の変化を示すグラフである。
【図７】この発明による制御装置による制御ブロック図である。
【符号の説明】
１　垂直離着陸機　　　　　　　　　　２　機体
３　中央下部　　　　　　　　　　　　４，４ａ，４ｂ　噴出部
５　エンジン　　　　　　　　　　　　６　ファン
７　吹き出し流れ　　　　　　　　　　７’　偏向した吹き出し流れ
７ａ　縦方向成分　　　　　　　　　　７ｂ　横方向成分
８　ルーバー
８ａ，８ｂ　前方ルーバー　　　　　　８ｃ，８ｄ　中央ルーバー
８ｅ，８ｆ　後方ルーバー
９　回動軸　　　　　　　　　　　　　１０　重心
２０　制御装置
θ　傾斜角度
Ｆｖ　浮揚推力　　　　　　　　　　　Ｆｈ　横面内推力
Ｆｆ　前進推力　　　　　　　　　　　Ｆｔ　左並進推力[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft capable of stably performing a motion in a range between an air stop state (hovering) and a vertical motion, and a motion in a range between an air suspension state and an in-plane motion. The present invention relates to a propulsion method and apparatus.
[0002]
[Prior art]
Conventionally, a vertical take-off and landing aircraft is known as an aircraft that can vertically take off and land on a narrow site without requiring a long runway by jetting engine exhaust gas in a vertical direction.
[0003]
In the conventional vertical take-off and landing aircraft, generally, the jet engine is fixed to the body of the vertical take-off and landing aircraft, and the direction of the thrust of the jet engine is changed by changing only the injection angle of the injection nozzle. There is a problem in that the exhaust power of the exhaust gas has a loss when passing through an injection nozzle that changes the injection angle, and it is difficult to use the jet engine efficiently. It has also been proposed to change the direction of thrust by changing the mounting angle of a jet engine mounted on an airframe (for example, see Patent Document 1).
[0004]
However, there is no example of a vertical take-off and landing aircraft in which a fan driven by an engine is used as a vertical take-off and landing power unit, and thus no literature that discloses this type of vertical take-off and landing aircraft can be found. In a vertical take-off and landing aircraft that uses a fan driven by an engine as a vertical take-off and landing power unit, the airflow generated by the fan is blown downward, and the reaction force acts on the fan, causing the vertical take-off and landing aircraft to move vertically (vertically). Floating thrust to levitate. By making the levitation thrust larger or smaller than the gravity acting on the body, the body can be moved up and down in the vertical direction. A hovering state can also be obtained based on balancing the levitation thrust with gravity. A vertical take-off and landing aircraft must not only levitate, but also perform in-plane motions such as forward and backward motion, left-right lateral motion, and turning to change the direction of the nose. Also, it is preferable to use the thrust generated by the airflow from the fan without providing a dedicated power unit.
[0005]
By controlling the inclination of the louver placed downstream of the fan, it is easy to obtain the driving force for the in-plane motion from the thrust of the fan. However, in such control, usually, the hovering state of the airframe is obtained by aligning the direction of the louver with the direction in which all the wakes of the fan are vertical and setting all thrusts to vertical thrust. In this state, if the louver is inclined to obtain the thrust in the lateral surface from the flow blown out from the fan, the vertical component of the wake of the fan is reduced, and the levitation thrust is reduced. 2 and 3). In addition, the amount of decrease in the floating thrust varies depending on the magnitude of the thrust in the lateral surface to be obtained, so that the vertical movement of the aircraft is inevitable. Therefore, it is necessary to accurately correct the thrust fluctuation by some method. In order to correct the floating thrust, it is generally considered to increase or decrease the output of the engine to change the thrust itself. However, in the correction method using the engine output control of the levitation thrust, it is difficult to adjust such a small thrust, and there is always a delay. Therefore, the smooth movement of the vertical take-off and landing aircraft in the range between the hovering state and the in-plane movement. Is difficult to change.
[0006]
[Patent Document 1]
JP-A-6-56094 (page 2, FIG. 1)
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
As in the transition from the hovering state of the vertical take-off and landing aircraft to the movement in the horizontal plane or vice versa, the change of the movement state in the range between the hovering state and the horizontal plane movement is not smooth. This is due to the fact that the hovering state of the vertical take-off and landing aircraft is obtained by using all floating thrust. Focusing on this point, the in-plane thrust is obtained by inclining the blowing direction of the blowout flow from the fan, but the levitation thrust is increased or decreased without generating the in-plane thrust, and the motion state of the vertical take-off and landing aircraft is changed. There is a problem to be solved in that, by offsetting the change in the levitation thrust that is likely to occur when changing, the levitation thrust is kept constant as a whole, and the thrust in the lateral surface is stably obtained.
[0008]
An object of the present invention is to change the operating state of a vertical take-off and landing aircraft in a range between a hovering state and an in-plane motion, for example, when changing the motion state from a hovering state to an in-plane motion. Another object of the present invention is to provide a propulsion method and apparatus for a vertical take-off and landing aircraft capable of preventing vertical fluctuation of an airframe caused by a time delay due to a change in engine output.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
In order to solve the above problems, a method for propelling a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention is directed to a vertical take-off and landing aircraft in which a fan driven by an engine mounted on the aircraft is used as a vertical take-off and landing power unit. In the range extending to the motion state, the thrust in the lateral plane when a part of the plurality of louvers arranged in the wake of the fan is inclined is offset to make the net thrust a levitation thrust, and the hovering of the airframe is performed. By changing the inclination of the louver in the range between the state and the in-plane motion state, the direction and magnitude of the in-plane thrust are controlled without changing the engine output and the levitation thrust. Made up of
[0010]
According to this vertical take-off and landing aircraft propulsion method, a fan, which is a vertical take-off and landing power unit, is driven by an engine mounted on the fuselage. In the range between the hovering state and the vertical motion state, among the multiple louvers arranged downstream of the fan, the thrust in the horizontal plane when a part of the louvers is inclined is offset, and the net thrust is lifted thrust. It is said. The aircraft will hover if the net levitation thrust and the gravity acting on the vertical take-off and landing aircraft are balanced and there is no longitudinal speed. When the gravitational force acting on the wing and the levitation thrust are not balanced, a constant velocity vertical (vertical) motion or a vertical acceleration motion state is established. In the range between the hovering state and the in-horizontal movement state, by changing the inclination of the louver to generate thrust in the horizontal plane, the aircraft can move from the hovering state to the horizontal movement or from the horizontal movement to the hovering state. Changes to the state can be made. In this case, by controlling the inclination angle of each louver, it is possible to change the direction and magnitude of the in-plane thrust without changing the output of the engine and the total levitation thrust. Since both the thrust changes are caused by the inclination of the louvers, the fluctuations and delays in the control in the longitudinal motion and the in-plane motion have the same characteristics, and smooth in-plane motion control is possible.
[0011]
Further, a propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention includes a plurality of fans that are driven by an engine mounted on a fuselage and are mounted vertically on the fuselage, a plurality of louvers disposed downstream of the fans, and a target. A control device for driving each of the louvers according to the operation state and changing an inclination angle with respect to the wake of the fan, wherein the control device is configured such that the target operation state is a hovering state and a longitudinal movement state of the body. When it is in the range over, the thrust in the lateral plane when some of the louvers are inclined is offset to make the net thrust a levitation thrust, and the target operation state is the hovering state and the in-plane movement state of the aircraft. When the inclination angle of the louver is changed, the direction of the thrust in the lateral plane is changed without changing the output of the engine and the levitation thrust. It consists of controlling the size of the.
[0012]
According to the propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft, the engine mounted on the fuselage drives a plurality of fans, and the wake of the fans is controlled by louvers, so that a lateral propulsion force can be generated in the fuselage. When the target operation state is in the range between the hovering state and the vertical movement state of the aircraft, the control device cancels the thrust in the horizontal plane when some louvers are inclined, and sets the net thrust to the lift thrust. I do. If the gravity acting on the fuselage and the levitation thrust are balanced, a hovering state is obtained when the speed is zero. If the velocity acting on the fuselage and the levitation thrust are balanced but the velocity is not zero, or if the gravity acting on the fuselage and the levitation thrust are not balanced, the state of constant velocity vertical (vertical) motion or vertical acceleration motion Become. When the target operation state is in the range between the hovering state of the aircraft and the in-plane motion state, the control device can control the direction and magnitude of the in-plane thrust by changing the inclination angle of the louver. . In this case, by adjusting the inclination angle of each louver, it is possible to change the direction and magnitude of the in-plane thrust while maintaining the fan output and the levitation thrust constant. Further, since the engine output is not changed before and after the change of the target operation state, unstable longitudinal movement of the airframe due to a response delay of the engine output can be avoided. As described above, since any change in thrust is generated by the louver, fluctuations and delays in the control in the longitudinal motion and the in-plane motion have the same characteristics, and smooth in-plane motion control becomes possible.
[0013]
In this propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft, the louver is composed of a front louver, a rear louver, and a center louver which are respectively arranged in a pair of right and left at a front, a rear and an intermediate position of the airframe, and the front louver, the rear louver, Are parallel to each other and orthogonal to the tilt pivot axis of the central louver. The left and right pair of louvers are arranged at different positions at the front and rear and the center of the fuselage so that the tilting rotation axes are orthogonal to each other, so by selecting the louvers to be tilted, the total floating thrust is kept constant. In addition, various in-plane exercises are possible.
[0014]
In the propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft, the control device sets one of the front louver, the rear louver, and the center louver in a non-inclined state, inclines the other in the opposite direction at the same inclination angle, and inverts the other. By changing the inclination angle while canceling out the thrust in the lateral plane by the louver, the movement of the airframe in the range between the hovering state and the vertical movement is controlled. By setting one of the front louver, the rear louver, and the center louver in a non-inclined state, no thrust in the lateral plane is generated by one of the louvers. Further, since the other louvers are controlled at the same inclination angle in opposite directions, it is possible to control only the increase / decrease of the levitation thrust without generating the in-plane thrust in the lateral direction or the like. Therefore, by controlling the inclination angle of the other louver, it is possible to control the motion of the airframe in the range between the hovering state and the vertical motion.
[0015]
In the propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft, the control device sets the left and right central louvers in an inclined state in opposite directions to each other to offset the lateral in-plane thrust by the central louvers, and moves the front louvers and the rear louvers in both the left and right directions. By inclining at the same inclination angle in the same direction at the same inclination angle, the change in the levitation thrust due to the front louver and the rear louver at that time is offset by the change in the levitation thrust due to the inclination of the central louver, whereby the hovering state and And controlling the movement of the aircraft in a range extending back and forth. According to this propulsion device, the left and right central louvers are inclined in directions opposite to each other, thereby canceling out the thrust in the lateral plane by the central louvers. By inclining the front louver and the rear louver in the same direction in the left and right directions at the same inclination angle, a front-rear thrust is generated in the front louver and the rear louver in accordance with the inclination angle. At this time, the levitation thrust by the fan increases and decreases according to the inclination angle of the front louver and the rear louver, but the change in the levitation thrust controls the inclination of the central louver while maintaining the canceling state of the lateral thrust by the central louver. As a result, the movement of the aircraft can be smoothly changed within the range between the hovering state and the forward / backward movement.
[0016]
In the propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft, the control device sets the front louver and the rear louver to be inclined in directions opposite to each other, cancels out the thrust in the horizontal plane by the front louver and the rear louver, and sets the left and right center portions. By inclining the louvers in the same direction at the same inclination angle, the change in the levitation thrust due to the left and right central louvers at that time is offset by the change in the levitation thrust due to the inclination of the front louvers and the rear louvers. And controlling the movement of the body in a range between a hovering state and a lateral movement. According to this propulsion device, the forward louvers and the rear louvers are inclined in directions opposite to each other, so that the thrust in the lateral plane by the front and rear louvers is canceled. By inclining the center louver in the same direction in the left and right directions at the same inclination angle, the left and right central louvers generate a laterally thrusting force in accordance with the inclination angle. At this time, the levitation thrust by the fan increases or decreases in accordance with the inclination angle of the central louver, but the change in the levitation thrust depends on the front louvers and the rear louvers while maintaining the canceling state of the lateral thrust by the front louvers and the rear louvers. Since the change in the levitation thrust due to the control of the inclination is offset, the motion state of the aircraft can be smoothly changed in the range between the hovering state and the laterally-moving movement.
[0017]
In the propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft, the control device sets the left and right central louvers to be inclined in directions opposite to each other, cancels out the lateral thrust by the central louver, and moves the front louver and the rear louver right and left. Each side inclines in the same direction in the same direction at the same inclination angle and in different directions on the left and right, and the change in levitation thrust by the front louver and the rear louver at that time is offset by the change in levitation thrust by the central louver. Thus, the motion of the aircraft in the range between the hovering state and the nose rotation motion is controlled. According to this control device, the left and right central louvers are inclined in directions opposite to each other, thereby canceling out the lateral thrust by the left and right central louvers. By tilting the front louver and the rear louver in the same direction on the right and left sides in the same direction and in different directions on the left and right, the nose is rotated by the thrust generated in the left and right front and rear louvers in the horizontal plane. A rotating couple, that is, a turning couple is generated. At this time, the levitation thrust by the fan increases and decreases according to the inclination angles of the front and rear louvers, but the change in the levitation thrust changes the inclination of the central louver while maintaining the canceling state of the lateral thrust by the central louver. Since the change in the levitation thrust due to the control is offset, the motion state of the airframe can be smoothly changed within the range between the hovering state and the turning movement.
[0018]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of a method and an apparatus for propelling a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention will be described with reference to the accompanying drawings. FIG. 1 is a perspective view schematically showing a vertical take-off and landing aircraft to which the vertical take-off and landing aircraft propulsion method and device according to the present invention are applied, and FIG. 2 explains the principle of a vertical take-off and landing aircraft power unit using a fan and thrust deflection by a louver. FIG. 3 is a schematic diagram showing an example of the arrangement of louvers in a vertical take-off and landing aircraft.
[0019]
The vertical take-off and landing aircraft 1 shown in FIG. 1 is provided with a blowout section 4 at a lower central portion 3 of a fuselage (fuselage) 2 through which a blowout flow of a fan blows out. In this example, the ejection section 4 includes two rows of ejection sections 4a and 4b arranged on the left and right sides of the body 2, respectively. FIG. 2 is a schematic diagram illustrating the principle of the propulsion device of the vertical take-off and landing aircraft 1, and FIG. 2A is a schematic diagram illustrating a basic structure of the propulsion device. The fan 6 is rotationally driven by the engine 5 mounted on the body 2, and the direction of the blowout flow 7 from the fan 6 is controlled by a louver 8 arranged on the downstream side of the fan 6. By inclining the louver 8, the in-plane propulsion force is obtained for the body 2. Here, the in-lateral propulsion force will be described in detail later. The forward and backward propulsion force for moving the fuselage 2 back and forth, the left and right lateral propulsion force for horizontally moving the fuselage 2 left and right, and the nose Refers to the turning couple that turns around the center of gravity. FIG. 2B is a schematic diagram illustrating thrust deflection by a louver. The louver 8 is provided so as to be rotatable around an inclined rotation shaft 9, and can be driven by an actuator (not shown) to take a posture inclined with respect to the blowout flow 7. The louver 8 is in a state along the blowing flow 7, that is, when the inclination angle θ is zero, all the forces acting on the fan 6 as the reaction force of the blowing flow 7 are vertical thrusts for lifting the vertical take-off and landing aircraft 1, that is, , Acting as levitation thrust. As the actuator, a high-lift device in an aircraft, for example, a hydraulic actuator that drives a flutter can be used.
[0020]
FIG. 2C is a schematic diagram illustrating the state in which the blowout flow from the fan is deflected by the louver and the thrust deflection. When the louver 8 is inclined by the inclination angle θ, the blowout flow 7 from the fan 6 hits the louver 8 and is deflected to an oblique flow 7 ′ having a vertical component 7a and a horizontal component 7b. As a reaction to the deflection of the blowout flow 7, a horizontal in-plane thrust Fh corresponding to the lateral component 7b acts on the louver 8, and the thrust Fh is applied to the louver 8 by a supporting structure (a tilting rotation shaft 9). This is transmitted to the fuselage 2 via a supporting bearing) as a thrust in the lateral plane. A floating thrust acts on the fan 6 as a reaction of the blowout flow 7 from the fan 6, but when the louver 8 is inclined, the blowout flow 7 pushes the louver 8 downward, that is, a force that reduces the floating thrust. Act. As a result, the levitation thrust Fv (FIG. 2 (b)) is reduced in the body 2 based on the principle of the force triangle, which is a vector, so as to match the longitudinal component 7a. That is, in the propulsion device including the fan 6 and the louver 8, when the louver 8 is inclined to generate the in-plane thrust Fh, the levitation thrust Fv also changes accordingly. Has a characteristic that the larger the value is, the larger the levitation thrust Fv is.
[0021]
As shown in FIG. 3, a plurality of fans 6 and louvers 8 (here, six) are arranged symmetrically with respect to the center of the body. Here, the front louvers 8a and 8b are arranged to extend in the lateral direction of the body 2, and can be inclined in the front-back direction of the body 2. The central louvers 8c and 8d are arranged on both sides of the center of gravity 10 of the body 2 in directions perpendicular to the front louvers 8a and 8b, that is, in the front-rear direction, and can be inclined in the left-right direction of the body 2. Like the front louvers 8a and 8b, the rear louvers 8e and 8f are arranged so as to extend in the lateral direction of the body 2, and can be inclined in the front-rear direction of the body 2. Each of the louvers 8a to 8d can be independently controlled, and the inclination angle can be controlled in accordance with the in-plane motion mode. Since any change in thrust is generated by a louver, the use of louvers having the same characteristics for each of the louvers 8a to 8d makes the fluctuations and delays at the time of control the same, thereby enabling smooth control.
[0022]
In FIG. 3, it is possible to perform a stable movement without changing the altitude of the body 2 by simultaneously performing the following louver control.
(1) Forward and backward movement
(A) Initial state
The four front and rear louvers 8a, 8b, 8e, 8f are placed in a closed state, that is, in a vertical position (tilt angle θ = 0), and the two left and right central louvers 8c, 8d are rotated in opposite directions at an appropriate same tilt angle. Keep open. As the blowout flows 7 from the fans 6c and 6d pass around the central louvers 8c and 8d, all the thrusts based on the blowout flows 7 do not become levitation thrusts and some appear as left and right lateral thrusts. However, since the louvers 8c and 8d are opened in the opposite directions at the same inclination angle, the left and right lateral thrusts acting on the louvers 8c and 8d have the same magnitude, but the directions are opposite to each other. Offset. The levitation thrust obtained as a reaction force of the blowout flow 7 from the fans 6c, 6d is more depressing force acting on the louvers 8c, 8d by the blowout flow 7 than the levitation thrust obtained when the louvers 8c, 8d are closed. However, only the floating thrust acts on the fuselage 2 as a net thrust.
(B) Motion control
The front louvers 8a, 8b and the rear louvers 8e, 8f are inclined in the same direction and at the same inclination angle without changing the engine output. By the louvers 8a, 8b, 8e, 8f, forward and backward thrusts are equally given to the fuselage 2 as lateral in-plane thrusts, and larger forward and backward thrusts are obtained as the inclination angle increases. However, due to the inclination of the front louvers 8a and 8b and the rear louvers 8e and 8f, the floating thrust obtained by the fans 6a and 6b and the fans 6e and 6f decreases. Therefore, by reducing the inclination angles of the central louvers 8c and 8d at the same ratio, the floating thrust obtained by the fans 6c and 6d increases while maintaining the state of canceling the left and right lateral thrusts, and is obtained by the fans 6a to 6f. It is possible to keep the total floating thrust constant. Therefore, it is possible to cause the body 2 to perform the forward and backward movement while maintaining the altitude. FIG. 4 shows a state of the vertical take-off and landing aircraft 1 which makes a forward and backward movement by the forward thrust Ff. It should be noted that a transition from the forward-reverse movement to the hovering state is also possible by controlling the louvers 8a to 8f in the reverse direction.
[0023]
(2) Left and right lateral movement
(A) Initial state
The two left and right center louvers 8c and 8d are closed, that is, placed in a vertical position (inclination angle θ = 0), and the two left and right front louvers 8a and 8b and the two left and right rear louvers 8e and 8f are moved in opposite directions. Open at the same angle of inclination as appropriate. As the blowout flow 7 from the fans 6a, 6b, 6e, 6f passes around the front louvers 8a, 8b and the rear louvers 8e, 8f, the thrust based on the blowout flow 7 does not become all the floating thrust but partly. Appears as forward and backward thrust. However, since the front louvers 8a and 8b and the rear louvers 8e and 8f are opened in the opposite directions at the same inclination angle, the forward and backward thrusts acting on the front louvers 8a and 8b and the rear louvers 8e and 8f have the same magnitude. However, they are offset because the directions are opposite to each other. The levitation thrust obtained as a reaction force of the blowout flow 7 from the fans 6a, 6b and 6e, 6f is larger than the levitation thrust obtained when the front louvers 8a, 8b and the rear louvers 8e, 8f are closed. 7, the pushing force acting on the front louvers 8a and 8b and the rear louvers 8e and 8f is reduced, but only the levitating thrust acts on the fuselage 2 as a net thrust.
(B) Motion control
The left and right center louvers 8c and 8d are tilted in the same direction and at the same tilt angle without changing the engine output. By the central louvers 8c and 8d, the laterally thrusting force as the in-plane thrust of the same size is equally applied to the fuselage 2, and the greater the inclination angle, the greater the laterally thrusting force. However, the levitation thrust obtained by the fans 6c, 6d decreases due to the inclination of the central louvers 8c, 8d. Therefore, by decreasing the inclination angles of the front louvers 8a, 8b and the rear louvers 8e, 8f at the same rate, the lift thrust obtained by the fans 6a, 6b and 6e, 6f while maintaining the canceling state of the forward-reverse thrust. And the total floating thrust obtained by the fans 6a to 6f can be kept constant. Therefore, it is possible to cause the airframe 2 to perform the left-right lateral movement while maintaining the altitude. FIG. 5 shows a state of the vertical take-off and landing aircraft 1 performing the left lateral movement by the left lateral thrust Ft. It should be noted that the movement state can be shifted from the lateral movement to the hovering state by controlling the louvers 8a to 8f in opposite directions.
[0024]
(3) Rotational motion
(A) Initial state
The two left and right front louvers 8a and 8b and the two left and right rear louvers 8e and 8f are placed in a closed state, that is, in a vertical position (inclination angle θ = 0), and the two left and right center louvers 8c and 8d are reversed. Keep open at the same appropriate angle. This state is the same as the forward and backward movement of (1), and the description thereof will not be repeated.
(B) Motion control
Without changing the engine output, the left two louvers 8a and 8c of the front louvers 8a and 8b and the rear louvers 8e and 8f are inclined at the same inclination angle in the same direction, and the right louvers 8b and 8e are changed to the louvers 8a. , 8c in the opposite direction to the same inclination angle. The body 2 is provided with a turning couple as a lateral in-plane thrust for turning the nose around the center of gravity 10 based on the lateral internal force acting on each of the louvers 8a, 8b, 8c, 8e. The turning couple is obtained as a larger couple as the inclination angle increases. However, due to the inclination of each louver 8a, 8b, 8c, 8e, the floating thrust obtained by the fans 6a, 6b, 6c, 6e decreases. Therefore, by reducing the inclination angle of the central louvers 8c, 8d at the same rate, the levitation thrust obtained by the fans 6c, 6d is increased while maintaining the state of canceling the left and right lateral thrust, and the fans 6a to 6f are increased. As a result, the total floating thrust obtained can be kept constant. Therefore, it is possible to cause the airframe 2 to perform the turning motion while maintaining the altitude. It should be noted that when the movement state is shifted from the rotation movement to the hovering state, it is possible to control the louvers 8a to 8f in the opposite directions.
[0025]
The control of the louvers 8a to 8f and the change in thrust in the forward and backward movement described in the above (1) will be described based on the description of the graph shown in FIG. In FIG. 6, the lower horizontal axis represents the inclination angles of the two left and right front louvers 8a and 8b and the two left and right rear louvers 8e and 8f, and the larger the left to right, the larger the inclination angle. The forward thrust A (Ff) that changes with respect to the inclination angle is indicated by a solid line on the left vertical axis, and the floating thrust B is indicated by a solid line on the right vertical axis. The upper horizontal axis is the inclination angle of the two left and right central louvers 8c and 8d, and the corrected thrust C (scale is the right vertical axis) generated according to the inclination angle is indicated by a dotted line. The forward thrust A increases as the front louvers 8a, 8b and the rear louvers 8e, 8f are opened to increase the inclination angle, but at the same time, the floating thrust B decreases. Here, as for the corrected thrust C, the corrected thrust C is reduced by initially opening the inclination angle of the central louvers 8c and 8d (large angle), and the central louvers 8c and 8d are correspondingly reduced in accordance with the decrease in the floating thrust B. The correction thrust C is increased by closing the angle of inclination (small angle). With the above control, the compensation thrust C compensates for the decrease in the levitation thrust B, so that the fluctuations in both thrusts are offset, and the total levitation thrust is constant. Therefore, since the levitation thrust does not change when attempting to move to the forward motion, the vertical take-off and landing aircraft does not move in an unstable manner in the vertical direction, and a smooth forward motion is possible. The same applies to the above-mentioned (2) lateral movement and (3) rolling motion for the change of the thrust in the lateral plane and the change of the lift thrust corresponding thereto, and the correction thrust for canceling the change. is there.
[0026]
In the propulsion device including the fan and the louver shown in FIG. 3, the center louver is set in a state where the front louvers 8a and 8b and the rear louvers 8e and 8f are tilted opposite to each other or the tilt angle is set to zero. By inclining 8c and 8d in opposite directions, it is possible to lift or lower the fuselage 2 without generating forward and backward thrust or turning couple on the fuselage 2. When the front louvers 8a and 8b and the rear louvers 8e and 8f are tilted opposite to each other while the center louvers 8c and 8d are tilted opposite to each other or the tilt angle is set to zero, the left and right sides are changed. The airframe 2 can be lifted or lowered without generating a lateral thrust or a turning couple.
[0027]
FIG. 7 is a control block diagram of the control device according to the present invention. A motion mode for causing the vertical take-off and landing aircraft 1 to be operated by the operator from the input operation unit, that is, a forward / backward motion mode, a left / right lateral motion mode, or a rolling motion mode is input to the motion mode input unit 21 of the control device 20. You. The input may be a single mode or a mode in which a plurality of exercise modes are combined. In response to the input exercise mode, the control device 20 causes the control map selection unit 22 to execute an exercise control map (forward / backward exercise control map 23 (shown in FIG. 6), 24 or the turning motion control map 25) is selected. The calculation unit 26, based on the selected motion control map, according to the body information of the current position and the posture of the body 2 (the target position and the posture may be included), the front louvers 8a and 8b, and the center louvers 8c and 8d. And the inclination angles of the rear louvers 8e and 8f are calculated and output to the control output unit 27. The output signal from the control output unit 27 is sent to actuators provided in relation to the rotation axes of the front louvers 8a and 8b, the center louvers 8c and 8d, and the rear louvers 8e and 8f, and the inclination angle of each louver is provided. Is controlled. The control device 20 does not change the engine output and does not generate any thrust other than the required thrust, and furthermore, does not generate longitudinal motion that causes the aircraft to be unstable in altitude. The forward thrust, the left-right lateral thrust, and the turning couple can be obtained.
[0028]
【The invention's effect】
As described above, the vertical take-off and landing aircraft propulsion method and apparatus according to the present invention include a fan driven by an engine mounted on the fuselage in the vertical take-off and landing propulsion device, and cover the hovering state and the vertical movement state of the aircraft. In the range, among the multiple louvers arranged downstream of the fan, the thrust in the horizontal plane when a part of the louvers is tilted is canceled out, and the net thrust is used as the floating thrust, the hovering state and the in-plane motion state of the aircraft In this range, the direction and magnitude of thrust in the lateral plane are controlled without changing the engine output and the levitation thrust by changing the inclination angle of the louver, so forward and backward movement from hovering A smooth transition of the vertical take-off and landing motion between hovering and in-plane motion, such as a transition to a lateral, lateral, or rolling motion, or vice versa. Kill. According to the vertical take-off and landing aircraft propulsion method and apparatus, the thrust obtained from the blowout flow of the fan is adjusted by controlling the inclination angle of the louver, and the output of the engine is not changed. Unstable motion at the time of motion transition due to vertical thrust fluctuation due to a time delay is avoided, and stable in-plane motion can be performed.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view showing an example of a vertical take-off and landing aircraft and positions of louvers.
FIG. 2 is a schematic diagram showing the principle of a propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft using a fan driven by a jet engine.
FIG. 3 is a diagram showing an example of an arrangement of louvers in a propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention.
FIG. 4 is a diagram showing a state of a forward motion of a vertical take-off and landing aircraft to which the present invention is applied.
FIG. 5 is a diagram showing a state of a left translational movement of the vertical take-off and landing aircraft to which the present invention is applied.
FIG. 6 shows an example of louver inclination control in longitudinal motion in the method and apparatus for propelling a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, showing changes in longitudinal louver angle and central louver angle, and changes in forward thrust, levitating thrust and correction thrust with respect thereto. FIG.
FIG. 7 is a control block diagram of a control device according to the present invention.
[Explanation of symbols]
1 Vertical take-off and landing aircraft 2 Aircraft
3 Central lower part 4, 4a, 4b Ejection part
5 Engine 6 Fan
7 Outflow flow 7 'Deflected outflow flow
7a Vertical component 7b Horizontal component
8 louvers
8a, 8b Front louver 8c, 8d Central louver
8e, 8f Rear louver
9 Rotation axis 10 Center of gravity
20 Control device
θ tilt angle
Fv Levitation thrust Fh In-plane thrust
Ff Forward thrust Ft Left translation thrust

Claims

In a vertical take-off and landing aircraft in which a fan driven by an engine mounted on an airframe is used as a vertical take-off and landing power unit, a plurality of wings disposed downstream of the fan in a range between a hovering state and a vertical movement state of the airframe. The thrust in the lateral plane when a part of the louvers is inclined is offset to make the net thrust a levitation thrust, and the inclination of the louvers is changed in a range that covers the hovering state and the in-plane motion state of the aircraft. And controlling the direction and magnitude of the lateral in-plane thrust without changing the output of the engine and the levitation thrust.

A plurality of fans driven by an engine mounted on the fuselage and mounted vertically to the fuselage, a plurality of louvers disposed downstream of the fan, and the fan configured to drive each of the louvers according to a target operating state; A control device for changing an inclination angle with respect to the wake, wherein the control device inclines some of the louvers when the target operation state is in a range between the hovering state and the vertical movement state of the aircraft. The net thrust is used as a floating thrust by canceling the lateral thrust at the time of the above, and the inclination angle of the louver is set when the target operation state is in the range between the hovering state and the lateral movement state of the aircraft. Controlling the direction and magnitude of the thrust in the lateral plane without changing the output of the engine and the levitation thrust by changing Susumu apparatus.

The louver is composed of a front louver, a rear louver, and a center louver arranged in a pair on the left and right at the front, rear, and intermediate positions of the airframe, respectively. 3. The propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft according to claim 2, wherein the propulsion device is perpendicular to a tilt rotation axis of the central louver.

The control device sets one of the front louver and the rear louver and the center louver in a non-inclined state, inclines the other at the same inclination angle in directions opposite to each other, and controls the in-plane thrust by the other louver. 4. The propulsion device for a vertical take-off and landing aircraft according to claim 3, comprising controlling the motion of the airframe in the range between the hovering state and the vertical motion by changing the inclination angle while canceling each other.

The control device tilts the left and right central louvers in mutually opposite directions to offset the thrust in the lateral surface by the central louvers, and tilts the front louvers and the rear louvers in the same direction in the left and right directions at the same inclination angle. Then, by offsetting the change in the levitation thrust due to the front louver and the rear louver at that time with the change in the levitation thrust due to the inclination of the central louver, the hovering state and the forward / backward movement can be achieved. 4. A vertical take-off and landing aircraft propulsion device according to claim 3, comprising controlling the movement of the vehicle.

The control device sets the front louver and the rear louver in an inclined state in directions opposite to each other, cancels out the thrust in the lateral surface by the front louver and the rear louver, and sets the left and right central louvers in the same direction at the same inclination angle. The hovering state and the left-right translational motion are achieved by canceling the change in the levitation thrust due to the left and right central louvers at that time by the change in the levitation thrust due to the inclination of the front louver and the rear louver. 4. A vertical take-off and landing aircraft propulsion device according to claim 3, comprising controlling the movement of the vehicle in an area.

The control device sets the left and right central louvers in an inclined state in directions opposite to each other to offset the thrust in the lateral surface by the central louver, and sets the front louver and the rear louver in the same direction on the left and right sides in the same direction. The hovering state and the nose are inclined by inclining at different inclination angles and in different directions on the left and right sides, and by canceling the change in the floating thrust by the front louver and the rear louver at that time by the change in the floating thrust by the central louver. 4. A vertical take-off and landing aircraft propulsion device according to claim 3, comprising controlling the movement of the vehicle in a range extending from a rotational movement.