JP2008075582A

JP2008075582A - Ｖ／ｓｔｏｌ機用推進システム

Info

Publication number: JP2008075582A
Application number: JP2006256636A
Authority: JP
Inventors: Yukio Matsuda; 幸雄松田; Masashi Harada; 正志原田; Satoru Iwase; 識岩瀬
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2006-09-22
Filing date: 2006-09-22
Publication date: 2008-04-03

Abstract

【課題】ファンにより垂直及び短距離で離着陸する形態のＶ/ＳＴＯＬ機において、安全性が高く且つ簡素な機構で低開発コストが期待される高効率のＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムを提供する。
【解決手段】機体の水平軸に対してファン２０を所定の角度で傾斜させて配設し、ファン２０が後方へ排気する排気流を排気ダクト４０に導き、排気ダクト４０の側面に可動ドア５０を配設し、推力方向を水平方向にする場合は、可動ドア５０を閉じ、他方、推力方向を垂直方向にする場合は可動ドア５０を開とする。なお、可動ドア５０は第１ドア５１および第３ドア５４が併せ面を形成し、第１ヒンジ５３および第２ヒンジ５５で各々駆動され、更に第２ドア５２が第１ヒンジ５３に関して第１ドア５１と反対側に配設され、第１ドア５１と一緒に第１ヒンジ５３で駆動されるように構成されている。
【選択図】図１

Description

本発明は、Ｖ/ＳＴＯＬ機用推進システム、特にファンにより垂直及び短距離で離着陸する形態のＶ/ＳＴＯＬ機において、安全性が高く且つ簡素な機構で低開発コストが期待される高効率のＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムに関するものである。

垂直離着陸機及び超短距離離着陸機（以下、「Ｖ/ＳＴＯＬ機」という。）の最も重要な成立要件は、垂直/短距離離着陸及び水平飛行の両者を可能とする推力方向が異なる推進システムを開発することである。代表的なＶ/ＳＴＯＬ機として、チルトローター/チルトウイング機は、ローター/プロペラの角度を機体水平軸から９０°〜０°と可変することによってこれを実現している。またハリヤー/ＪＳＦ（=Joint Strike Fighter; 統合攻撃戦闘機）などの軍用機は、ジェットエンジンのノズルの角度を９０°〜０°と可変することにより、ジェット推力を偏向してこれを実現している。
ところで、ファンによるＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムでは、ファンそのものを機体水平軸から９０°〜０°に可変する形式（例えば、特許文献１を参照。）と、垂直/短距離離着陸用ファンと水平飛行用ファンを各々別々に備える形式の推進システムがある（例えば、特許文献２を参照。）。
以上のＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムは、離着陸と水平飛行に対して推進装置そのものを９０°〜０°に可変するタイプと、可変機構を持たずに９０°及び０°方向に固定した推力を発生する別々の推進装置を備えるタイプに分けられる。前者はエンジンとローター(チルトローター）、主翼全体（チルトウイング）又はファン（チルトファン）の角度を可変する可動機構や、高温・高速度のジェット噴流を偏向する可変ノズル(ジェット推力偏向軍用機)が必要であり、基本的に構造が複雑で開発コストが増大になり、また安全性は低い。しかしその反面、離着陸/水平飛行時とも同じ推進装置を使うため効率が良い。対する後者は可変機構が無く、推進装置は各々別々に作動すれば良いことから、その構造は簡単で、また安全性は非常に高い。しかしながら、離着陸時は水平飛行用の推進装置がデッドウェイトになり、一方、水平飛行時は離着陸用の推進装置がデッドウェイトになり効率が悪い。

特開２００３−１３７１９２号公報特開２００３−２０６８０６号公報

上述した通り、従来のＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムではシステムの効率を優先させると、開発コストや安全性が低下し、他方、開発コストや安全性を優先させると、システムの効率が低下するという、システムの効率と開発コスト等のトレードオフの関係にあった。
そこで、本発明が解決しようとする課題は、上記従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、ファンにより垂直及び短距離で離着陸する形態のＶ/ＳＴＯＬ機において、安全性が高く且つ簡素な機構で低開発コストが期待される高効率のＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムを提供することにある。

前記目的を達成するため請求項１に記載のＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムは、コアエンジンと、該コアエンジンから圧縮空気を抽気して推進力を発生するファンとから成るコア分離型ターボファンエンジンを備えたＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムであって、前記ファンは、機体の水平軸に対して傾いて配設され且つ該ファンが後方へ排気する排気流をダクトで導き、該ダクトの内部に該排気流を偏向させる偏向手段を配設し、該偏向手段の偏向角を可変にして前記ファンの推力方向を垂直方向から水平方向に連続的に偏向させることを特徴とする。
上記航空用推進システムでは、ファンが機体の水平軸に対して予め所定の角度で傾いて配設されているため、従来よりも小さい偏向角で排気の方向を機体の水平軸に対して０°から９０°の範囲で可変にすることが可能となる。また、変化させる偏向角も従来のＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムに比べ小さいため、偏向に伴う排気流のエネルギーのロスが少なく好適にファンの推力方向を垂直方向から水平方向に連続的に偏向させることが可能となる。
例えば、コア分離型ターボファンエンジンにおけるファンを機体の水平軸に対し、ある角度で傾けて搭載し、その後流をダクトで導き、その後方に排気流を偏向させる可動装置(ルーバーまたはドアなど)を設置する。この偏向装置により垂直離着陸時はその排気流を機体の水平軸に対し９０°傾ける。この偏向角度を徐々に機体の水平軸と平行にすれば、ファン推力を円滑に垂直方向から水平方向に偏向することができる。このようにファン推力を垂直から水平方向まで任意の角度に偏向させることで、垂直離着陸はもちろん任意の滑走距離で短距離離着陸が可能になる。

本発明のＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムによれば、コア分離型ターボファンエンジンにおけるファンを機体に対し所定の傾斜角度で配設し、ファンから後方へ排気される排気流をダクトで導き、そのダクト内部に設けられた排気流を偏向する偏向手段によってファンの推力を垂直方向から水平方向まで９０°から０°の任意の範囲に偏向させるだけの簡素な機構で構成されているため、従来の垂直離着陸機に見られた、ロール方向及びピッチ方向に対しファンを回転可能に支持した複雑な可動機構が不要となる。また、ファンを駆動する圧縮空気を発生するコアエンジンは任意の位置に搭載できるため、全体の構成は非常にシンプルとなり開発コストは低く、安全性は高くなる。またファンは離着陸及び水平飛行時とも常時稼働しているので、機体に対してデッドウェイトにならず効率がよい。

以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。

図１は、本発明の実施例１に係るＶ/ＳＴＯＬ機用推進システム１００を示す要部説明図である。なお、図１の（ａ）は、推力方向が水平方向の場合を示し、同（ｂ）は同垂直方向の場合を示している。
このＶ/ＳＴＯＬ機用推進システム１００は、後述のファンを駆動するための圧縮空気を発生させるコアエンジン１０と、コアエンジン１０からその圧縮空気の一部を抽気して垂直離着陸用または水平移動用の推進力を発生するファン２０と、その圧縮空気をファン２０へ移送する抽気ダクト３０と、ファンの排気する排気流を後方へ導くダクト４０と、ダクト４０の途中に配設され排気流の流れ方向を偏向する偏向手段としての可動ドア５０とを具備して構成されている。

コアエンジン１０、ファン２０及び抽気ダクト３０は、いわゆる、コア分離型ターボファンエンジンを成している。コア分離型ターボファンエンジンとは、通常のターボジェットエンジンの圧縮機後段から、大量の空気を抽気する構造のコアエンジンと、その空気により駆動されるファンから成る型式の超高バイパス比ターボファンエンジンで、推進力を生み出すファンと、これを駆動する空気発生器であるコアエンジンとが機械的に分離されており、両者は細い抽気ダクトで結合されているため、両者の機体搭載位置は互いに限定されることがない。またファンの形状を非常に薄くできるため、本発明で必要なファンの搭載とこれを駆動する推進システムとしては最適である(コアエンジン分離型ターボファンエンジン、特許第1861368号)。

ファン２０は、例えばファン（図示せず）と空気タービン（図示せず）がシャフト（図示せず）を介して同軸上に連結され、その空気タービンがコアエンジン１０から抽気された圧縮空気で駆動されると、空気タービンの回転によって同軸上にあるファンも駆動され、その結果、ファンは前方の空気を吸い込み速度ヘッドを付与しながら後方へ排気することで推進力を発生させている。

また、ファン２０は、機体の水平軸に対して所定の角度、例えば３０°〜４５°に傾いて機体の重心近傍に配設されている。

また、本実施例では、コアエンジン１０とファン２０は、排気ダクト４０を介してタンデム状に配設されているが、コアエンジン１０はファン２０に対し離隔して配設されていても良い。なお、コアエンジン１０がファン２０から離隔している場合でも、ファン２０は機体の重心近傍に配設されていることが望ましい。

可動ドア５０は、第１ドア５１及び第３ドア５４が併せ面を成して、その第１ドア５１は第１ヒンジ５３によって、その第３ドア５４は第２ヒンジ５５によって駆動されるように構成され、更に、第１ヒンジ５３に関して第１ドア５１の反対側に第２ドア５２が配設されて、第１ドア５１が駆動されると、第２ドア５２も一緒に駆動されるように構成されている。

図１の（ａ）に示すように、ファン２０が水平方向の推力を発生する場合は、第１ドア５１及び第３ドア５４は閉じており、逆に第２ドア５２は開いており、ファンから斜め後方へ排気される排気流は、排気ダクト４０の内側面にあたり水平方向に偏向される。

他方、図１の（ｂ）に示すように、ファン２０が、垂直方向の推力を発生する場合は、第１ドア５１及び第３ドア５４は開いており、逆に第２ドア５２は閉じて排気ダクト４０の出口部を塞ぎ、ファンから斜め後方へ排気される排気流は、第２ドア５２にあたり垂直方向に偏向される。

図１から分かるように、このようなファンを駆動するには、コアエンジンの配置が自由なコア分離型ターボファンエンジンを用いることが必須である。別の手段として例えばターボシャフトエンジンによりファンを駆動することも可能であるが、ターボシャフトエンジンとファンとの軸位置の相互関係より非常に難しく、かつギアなどの装備が必要となるため事実上本発明を実施し得ない。

図２は、本発明の実施例２に係るＶ/ＳＴＯＬ機用推進システム２００を示す要部説明図である。なお、図２の（ａ）は、推力方向が水平方向の場合を示し、同（ｂ）は同垂直方向の場合を示している。
このＶ/ＳＴＯＬ機用推進システム２００は、上記実施例１に係るＶ/ＳＴＯＬ機用推進システム１００と同じくコア分離型ターボファンエンジンを利用することを前提に成り立っている。但し、ファン２０が後方へ排気する排気流の方向を偏向する偏向手段が上記実施例１に係るＶ/ＳＴＯＬ機用推進システム１００と異なり、本Ｖ/ＳＴＯＬ機用推進システム２００では、ルーバー６０を使用することにより、ファン２０の排気流の方向を可変にして、本システム２００の推力方向を垂直方向から水平方向に連続的に偏向させている。

図２に示すように、排気ダクト４０の側面にはヒンジ機構を備えた吹出口７０が配設され、吹出口７０は、ルーバー６０の動作に応じて開閉動作を行う。具体的には、図２の（ａ）に示すように、ルーバー６０がファン２０の排気方向に対し反時計方向（ＣＣＷ）に傾いて本システム２００の推力方向が水平方向である場合は、吹出口７０は閉じている。他方、同（ｂ）に示すように、ルーバー６０がファン２０の排気方向に対し時計方向（ＣＷ）に傾いて本システム２００の推力方向が垂直方向である場合、吹出口７０は開いている。

図２は、ファン排気流の偏向にルーバーを用いる場合で、図２の（ａ）に示すようにルーバーを水平にすればファン排気流は後方に噴出して水平方向の推力が得られ、同（ｂ）に示すようにルーバーを垂直にすればファン排気流は下方に噴出して垂直離着陸の推力が得られるようになる。

以上の通り、可動ドア５０及びルーバー（装置）６０は、ファン排気流を導く排気ダクト４０の内部に設置するため、可変装置などは比較的簡単に構成できる。またファン排気流（空気流）は、圧力及び温度が大気と同程度であるため、耐圧及び耐高温性を要求されないので軽量で頑丈な装置が容易に実現できる。

上記Ｖ/ＳＴＯＬ機用推進システム１００,２００は、ファン２０を機体に対し所定の傾斜角度で配設し、ファンから後方へ排気される排気流を排気ダクト４０で導き、そのダクト内部に設けられた可動ドア５０又はルーバー６０等の偏向手段によってファンの推力を垂直方向から水平方向まで９０°から０°の任意の範囲に偏向させるだけの簡素な機構で構成されているため、従来の垂直離着陸機に見られた、ロール方向及びピッチ方向に対しファンを回転可能に支持した複雑な可動機構が不要となる。またファン２０を駆動する圧縮空気を発生するコアエンジン１０は任意の位置に搭載できるため、全体の構成は非常にシンプルとなり開発コストは低く、安全性は高くなる。また、ファン２０は離着陸及び水平飛行時とも常時稼働しているので、機体に対してデッドウェイトにならずシステムの効率が向上する。

本発明を適用可能な分野としては、比較的低速で小型のＶ/ＳＴＯＬ有人機用の推進装置が考えられるが、特に運用上常に決まった滑走場所を得られない無人観測機の推進システムとしての利用が最適である。現在主流であるプロペラを推進器とする無人観測機では、離着陸にある程度の滑走距離を必要とするため、横風などの外乱に対して離着陸時の操作が最大の問題になっているが、本発明による推進システムを実施した機体では、垂直〜超短距離離着陸が可能であるため、この問題を解決する無人観測機が実現することが出来る。

本発明の実施例１に係るＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムを示す要部説明図である。本発明の実施例２に係るＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムを示す要部説明図である。

符号の説明

１０コアエンジン
２０ファン
３０抽気ダクト
４０排気ダクト
５０可動ドア
６０ルーバー
７０吹出口
１００,２００Ｖ/ＳＴＯＬ機用推進システム

Claims

コアエンジンと、該コアエンジンから圧縮空気を抽気して推進力を発生するファンとから成るコア分離型ターボファンエンジンを備えたＶ/ＳＴＯＬ機用推進システムであって、前記ファンは、機体の水平軸に対して傾いて配設され且つ該ファンが後方へ排気する排気流をダクトで導き、該ダクトの内部に該排気流を偏向させる偏向手段を配設し、該偏向手段の偏向角を可変にして前記ファンの推力方向を垂直方向から水平方向に連続的に偏向させることを特徴とするＶ/ＳＴＯＬ機用推進システム。