JP2647258B2 - 垂直および短距離離着陸飛行機のための推進システム - Google Patents

垂直および短距離離着陸飛行機のための推進システム

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JP2647258B2
JP2647258B2 JP3511716A JP51171691A JP2647258B2 JP 2647258 B2 JP2647258 B2 JP 2647258B2 JP 3511716 A JP3511716 A JP 3511716A JP 51171691 A JP51171691 A JP 51171691A JP 2647258 B2 JP2647258 B2 JP 2647258B2
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage

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Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 米国政府は本発明に関する支払い済みライセンスおよ
び、限定された情況下で、特許所有者が米国海軍によっ
て提供される米国政府契約に規定される妥当な条件を以
て他者にライセンスを供与することを要求する権利を保
有する。
発明の分野 本発明は推進システムおよび、特に、垂直および短距
離離着陸（ヴィストール）飛行機のための推進システム
に関する。
関連技術の説明 飛行機のための推進システムの効率は、排出ガスの速
度が飛行機の前進速度と等しいとき最大にされる。従っ
て、離陸、着陸および停止飛行の間、大きな空気量に対
して小さな増分速度を提供するヘリコプターは、小さな
空気量に対して大きな増分速度を提供するジェット飛行
機よりも効率的であることは明らかである。しかし、ヘ
リコプターは、その極めて大きな直径の回転翌の故に、
毎時約321.8km（200マイル）を確実に大きくは超えない
限定された前進速度を有する。従って、ほとんどのヴィ
ストール飛行機は、一面においては利点があるが他面に
おいては欠点のある推進装置を使用している。例えば、
AV−8AハリヤV/STOL機は停止飛行および巡航推進の両方
のためにターボファンエンジンを使用する。ヘリコプタ
ーの場合と同様に、大きなファンは停止飛行における垂
直揚力のために重要な推力を提供するが、その対応的に
大きな正面面積は飛行機の抗力を増しそしてその最高速
度を辛うじてちょうど音速を超える程度に制限する。
R.G.マスグローブの米国特許第4474345号“タンデム
ファン直列流れヴィストール推進システム”において
は、超音速性能を提供し得る小ファンを備えたジェット
エンジンは垂直揚力を提供するように修正される。基本
エンジンファンは共通の駆動シャフトによって結合され
る前部および後部ファンを提供するように分割される。
ファンは飛行機内にその長手方向軸線に沿って配置され
るダクト内において中心に取付けられる。普通翼支持飛
行（以下普通飛行と呼ぶ）において、ファンはタービン
排気と混合しそして飛行機の後部に位置されるノズルを
通って出るファン排気と直列に働く。垂直運転モードに
おいては、転向装置が前部ファンの下流に位置されてお
りそして前部ファンからの排気を飛行機の長手方向軸線
に関して下方へ転向するための位置へ運動可能であり、
一方、これと同時に後部ファンへの空気の導入を許すた
めの補助吸込口を開く。後部転向装置がノズル内に位置
されており、後部ファンおよびエンジンコアからの排気
をやはり下方へ転向するための位置へ運動可能である。
かくして、垂直飛行のため転向装置が作動されて両ファ
ンおよびエンジンコアからの排気を飛行機の重心の前後
において下方への転向されるようにする。
しかし、タンデムファンエンジンはそれが普通飛行運
転モードにおいて有するそれよりも垂直離着陸運転モー
ドにおいては小さい推力を有する。推力は巡航において
は空気流が両ファンを通過するからより大きく、従っ
て、コアはより高い圧力レベルまで上げられる空気を供
給される；ところが、垂直モードにおいては、コアエン
ジン空気流は後部ファンのみを通過する。従って、タン
デムファン概念はヴィストール機にとっては効率的な設
計ではない。
R.E.ナイツェルの米国特許第4791783号“転換式飛行
機エンジン”においては、エンジンファンによって通常
発生されるほとんどすべての動力を、ヘリコプター回転
翼を駆動するための軸出力に転換するためのターボファ
ン概念が開示される。エンジンファンの外部分の両側に
配置される案内ベーンは、空気がエンジンコア内に流れ
るのを依然として許しつつ、ファンダクトを通る空気の
流れを遮断するように作動され得る。ファンシャフトの
前端部に取付けられた歯車は回転翼を駆動する駆動シャ
フトに結合される。そのようなシステムは離着陸間およ
び普通飛行間も最大効率を提供する。しかし、もし高速
飛行を達成しようとするならば、回転翼は停止（ｘ翼概
念）または停止格納されなくてはならない。前者の概念
は飛行機の最大速度を厳しく制限し、一方、後者は厳し
い重量ペナルティを生じるとともに複雑な折畳みおよび
格納システムを必要とする。
従って、本発明の一主目的は飛行機のための推進シス
テムを提供することである。
本発明の他の一主目的はヴィストール飛行機のための
推進システムを提供することである。
本発明のもう一つの目的は超音速ヴィストール飛行機
のための推進システムを提供することである。
本発明のさらにもう一つの目的は離陸、着陸および超
音速飛行の全モードにおいて改良された効率を有するヴ
ィストール飛行機のための推進システムを提供すること
である。
本発明の付加的目的は高速において極めて効率的であ
りそして着陸および離陸間十分な推力を有するヴィスト
ール飛行機のための推進システムを提供することであ
る。
発明の概要 本発明は、ファン部分、コンプレッサ部分、燃焼部
分、タービン部分およびノズル部分を含み、前記タービ
ン部分が、前記ファン部分に結合されてそれを駆動する
低圧タービン部および前記コンプレッサ部分に結合され
てそれを駆動する高圧タービン部を有しているターボフ
ァンエンジンを具備し、前記エンジンは、そのエンジン
が選択された動力設定状態にあるときに前記低圧タービ
ン部によって発生される動力の一部が前記ファン部分を
駆動するために抽出されるようにする第１の作動点で作
動できるようになっており、また、リフトファンと、前
記ファン部分を前記リフトファンに結合する駆動シャフ
ト手段と、前記ファン部分を前記リフトファンに係脱可
能に連結するためのクラッチ手段と、前記エンジンの前
記選択された動力設定状態において、前記第１の作動点
を第２の作動点にシフトして前記タービン部分の前記低
圧タービン部によって抽出される動力を増し、それによ
って、前記低圧タービン部によって抽出されて前記ファ
ン部分に供給される動力を、前記選択された動力設定状
態を変更することなしに、増加させることができるよう
にするためのシフト手段と、を具備するヴィストール飛
行機のための推進システムを提供する。
本発明においては、エンジンは、低圧タービン部によ
って発生される動力の一部がファン部分を駆動するため
に抽出されるようにする第１の作動点若しくは作動モー
ドと、前記第２の作動点若しくは作動モードとで選択的
に作動でき、前記シフト手段が第１の作動点から第２の
作動点へのシフトを行わせる。その作動点のシフトは、
エンジンの選択された動力設定状態を変更せずに行われ
る。即ち、両作動点におけるエンジンの動力若しくは軸
出力は一定であるが、第２の作動点では、低圧タービン
部によって抽出されてファン部分に供給される動力が増
加する。ファン部分に供給された、増大した分の過剰動
力は、リフトファンによって吸収される。
詳述すると、本発明の実施例による推進システムは、
機体内に取付けられたターボファンエンジンであってフ
ァンフェースを吸込ダクトに結合されたものを含む。エ
ンジンはファン、高圧コンプレッサ、燃焼、タービンお
よび噴出ノズル部分を有する混合流タイプである。ター
ビン部分は高圧コンプレッサ部分を駆動する高圧タービ
ン部およびファン部分を駆動する低圧タービン部を含
む。ファン部分の内部分は高圧コンプレッサ部分の前に
在りそして、従って、低圧コンプレッサ部分として働
く。ファン部分は第１のシャフトによって低圧タービン
部に結合されそして高圧コンプレッサは第１のシャフト
のまわりに回転可能に取付けられた中空のシャフトによ
って高圧タービン部に結合されるから、それらはしばし
ばスプールと呼ばれる。従って、これまで説明されたタ
ーボファンエンジンにおいては、それは二スプールエン
ジンと呼ばれる。さらに、高圧コンプレッサ部分、燃焼
部分および高圧タービン部は、ひとまとめにして、コア
またはコアエンジンと呼ばれる。
このタイプのエンジンにおいては、タービン排気はそ
の全推力の重要な部分を生みそして、好ましくは、普通
飛行モードで運転されるとき飛行機の後部において（混
合流）を出す共通ファンおよびタービン噴出ノズル部分
を有する。噴出ノズル部分は普通飛行のためには水平に
または離着陸のためには垂直下方にそして垂直から水平
におよびその逆に移行するときにはそれらの間の中間位
置に排気の流れを転向するように設計される。リフトフ
ァンロータを有する垂直に取付けられたリフトファン組
立体はエンジンの前に位置されそして駆動シャフトによ
ってエンジンファンの前部に結合される。クラッチがリ
フトファンロータをエンジンから切り離すためにリフト
ファン組立体とエンジンとの間の駆動線に取付けられ
る。リフトファンロータを駆動する動力は、エンジンコ
ア噴出ノズル面積（噴出ノズル部分出口横断面積）を増
すことによって得られる。これはより多くの動力がヴィ
ストール運転間にタービン排気から抽出されることを可
能にする。離着陸モードの間、並びに普通飛行モードへ
およびそれからの移行の間に、過剰動力は“クラッチ・
イン”されるリフトファンロータによって吸収される。
このようにして、エンジンの作動点は、第１の作動点で
ある普通飛行モードもしくは普通巡航運転モードから、
低速でより効率的であるリフトファンロータへより多く
の動力が供給される第２の作動点へシフトされる。リフ
トファン排気ダクト組立体は、普通飛行へのおよびそれ
からの移行間、垂直飛行における垂直方向から後ベクト
リング方向へ推力を偏向させるため推力方向変更システ
ムを装備される。水平飛行への移行後、エンジンの作動
点はより高速においてより効率的であるその普通巡航運
転モードへ戻される。
低圧タービン部分から抽出される動力を制御するた
め、噴出ノズル出口横断面積を変更するための機構が設
けられる。ターボファンの特定設計に応じて、付加的動
力を抽出するために低圧タービン部分へ１個以上の追加
タービンを付加することが望ましい。低圧タービン部分
のみがノズル出口横断面積の増大によって生じる背圧の
減少を感知すること；従って、高圧コンプレッサ部分を
駆動する高圧タービン部は背圧と減少をほとんどまたは
全く感知しないことに留意することが重要である。
もしエンジンが混合流ターボファンエンジンとして普
通飛行間運転されるならば、それはまたファン部分排気
をロール制御ノズル組立体へ転向させる複数のドアによ
ってファンダクトを遮断することによって垂直飛行運転
モードにおいて分離流エンジンとしても運転され得る。
ロール制御ノズル組立体はファン部分の後方でファンダ
クトに結合しそしてそれから外方へ延び、下向き可変横
断面積ロール制御ノズルにおいて終端する１対のダクト
から構成される。ファン部分ダクト壁においてダクト内
に位置される弁は、ロール制御力を生じさせるように差
別的に制御される各個のロール制御ノズル組立体へファ
ン排気を導入するように開く。垂直および移行飛行状況
における飛行機のためのピッチ軸線制御動力は、リフト
ファン組立体とエンジンコアタービン排気との間の推力
調整によって得られる。これはリフトファンロータのす
ぐ上流に配置される可変入口案内ベーンおよび可変横断
面積噴出ノズル部分によって達成される。入口案内ベー
ンの角度が変更されるにつれて、リフトファンロータを
駆動する動力は変更される。代替的に、リフトファン組
立体ノズル横断面積は同じ効果を提供するように変更さ
れ得る。リフトファンロータによって発生される推力の
変更は、低圧タービン部によって抽出される動力が対応
的に変化することを必要とする。これは、勿論、ノズル
部分出口横断面積を変更することによって達成され得
る。ピッチ制御のためリフトファンロータおよびエンジ
ンコア排気推力レベルを調整する間、これら推力の和は
本質的に一定に止どまる。
かくして、離陸のためリフトファンロータは“クラッ
チ・イン”され、そしてエンジン噴出ノズル組立体は排
気を下方へ転向させるように位置されそしてノズル部分
出口横断面積は付加的動力が低圧タービン部分によって
タービン排気から抽出されてファン部分およびリフトフ
ァンロータへ供給されるように増大される。従って、フ
ァン部分対コア空気流比（一般的にエンジンバイパス比
と呼ばれる）は有意的に模され、その結果として推力対
馬力特性比がより高くなる。離陸後、噴出ノズル部分は
排気が長手方向軸線に沿って指向される位置へ調整復帰
され、それは飛行機が速度を増すにつれてゆっくりと達
成される。エンジンの作動点はノズル部分横断面積を減
少させることによって、ファンロータがクラッチを切ら
れるとき、その定常位置へ戻される。実移行点、ノズル
横断面変更率およびノズル転向角度変更率などは特定の
飛行機および使用エンジンの設計によって変わる。
その構成および運転方向に関して本発明の特徴である
と信じられる新規の特色は、そのさらになる目的および
利点と共に、本発明の現在好ましいとされる実施例が例
として図解される添付図面と関連して以下述べる説明か
らより良く理解されるであろう。しかし、諸図面は図解
および説明のみを目的とするものでありそして本発明の
範囲の明確な限定として意図されないことが明白に理解
さるべきである。
図面の簡単な説明 第１図には主題推進システムを組込むヴィストール飛
行機の平面図が示される。
第２図には特に主題推進システムを図解する、線２−
２に沿って取られた第１図に示された飛行機の断面図が
示される。
第３図には第２図に示された推進システムのノズル部
分の拡大図が示される。
第４図には第１図に示された推進システムの後から前
を見た図面が示される。
第５図には線５−５に沿って取られた第１図に示され
た飛行機の断面図が示される。
好的実施例の説明 第１図には全体として符号10によって示される在来ヴ
ィストール型の飛行機であって長手方向軸線11を有する
ものが図解される。飛行機10は機首14、尾部16、翼18A
および18B、垂直安定板20、および水平安定板22Aおよび
22Bを有する胴体12を含む。その他の特色は操縦室24、
エンジン吸気ダクト28を形成するように接続するエンジ
ン吸込口26Aおよび26Bを含む。全体として符号30によっ
て示される主題推進システムは、ダクト28と連通する吸
込口32および尾部16の噴出ノズル部分34を有するターボ
ファンエンジン31を含む。ターボファンエンジン31は垂
直に取付けられたリフトファン組立体36に駆動シャフト
38によって結合される。さらに、エンジン30に結合され
そしてそれぞれ翼18Aおよび18Bの下側で胴体12の両側に
突出する制御ノズル組立体40Aおよび40Bが図示される。
ロール制御ノズル組立体40の機能のさらなる説明は後に
提供される。
第２図には特に推進システム30を図解する第１図に示
された飛行機の部分断面図が示される。前述のように、
推進システム30はターボファンエンジン31を含み、そし
て図解されるようにそれはファンおよびタービン排気が
共通ダクト内で一緒に混合されそして共通ノズルを通っ
て出て行く二スプール混合流タイプである。詳細に述べ
ると、エンジン31は円筒壁51によって画成されるファン
ダクト50内に位置されたファン48Aおよび48Bを有するフ
ァン部分46を含む。ファン48Aおよび48Bは回転可能に取
付けられた駆動シャフト52および駆動シャフト38に結合
される。駆動シャフト52の反対端はタービン部分58の低
圧タービン部56と結合される。低圧タービン部56は、説
明目的のため、２個のタービン59および60を有する。し
かし、後に論述されるように、ある場合においてはただ
１個または２個より多い個数が必要である。
中空の駆動シャフト62が一端において高圧コンプレッ
サ部分65にそしてその反対端においてタービン部分58の
高圧タービン部に結合されて駆動シャフト52の周囲に回
転可能に取付けられそして図示のように単一のタービン
66を有する。燃焼部分74は高圧コンプレッサ65と高圧タ
ービン66との間に位置される。普通飛行運転間、ファン
部分46およびタービン部分58の排気は共通ダクト部分75
内で互いに合流しそして噴出のズル部分34から出て行
く。高圧コンプレッサ部分65、燃焼部分74およびタービ
ン部分58は典型的にコアと呼ばれる。
噴出ノズル部分34は普通飛行のための長手方向軸線11
（第１図に最も明らかに見られる）と整合された水平方
向から、離陸および着陸のための垂直下向きの方向（90
度）に排気を転向するように設計されている。依然第２
図を参照しそしてさらに第１図に示された飛行機の機尾
図である第３図を参照すると、ノズル部分34は、ピボッ
ト点79を中心としてそれらの端部において回転可能に取
付けられた複数の矩形の伸縮運動部分78A,78Bおよび78C
を有することが見られ得る。従って、ノズルが後退され
るとき、それは概ね矩形の断面を有しそして符号34′に
よって示されるように延伸されるとき、排気を90度下向
きの方向に転向させる。このことから明らかなように、
伸縮運動部分78A,78B,78Cは、タービン部分58およびフ
ァン部分46からの排気を長手方向軸線と概ね整合された
方向から概ね垂直に下向きの方向に転向する手段になっ
ている。そのようなノズルは当技術においては既知であ
り従ってこれ以上詳細に説明されることを要しない。
延伸可能且つ後退可能の摺動板80がノズル部分34の底
に位置される。伸縮運動部分78A−Ｃが離着陸間に延伸
されるときノズル部分断面積は板80を内方へまたは外方
へ動かすことにより変更され得そしてそうすることによ
ってダクト50の共通ダクト部75内の背圧を変える。共通
ダクト75内において流れは亞音速であるから、低圧ター
ビン部56によってエンジンコア排気から抽出される動力
は低圧タービン部56における圧力差および関連温度変化
の関数である。さらに、燃焼部分74を離去しそして高圧
タービン66を通過しそして低圧タービン部56に進入する
燃焼生成物の圧力および温度は特定エンジン出力セッテ
ィングに対して一定である；従って、抽出動力はダクト
75内の圧力が減少されるにつれて増加する。背圧の減少
は高圧タービン68に対してほとんどまたは全く影響せ
ず、従って、コンプレッサ部分65に影響は及ぼされな
い。低圧タービン部分56によってタービン排気から抽出
される付加的動力はいま説明されるごときリフトファン
部分36に供給される。
主として第１図および第２図を参照すると、リフトフ
ァン組立体36は飛行機の頂92から延びる垂直のダクト90
であって複数の可動のドア94によって覆われた入口93お
よび複数のドア98によって覆われた飛行機の底97の出口
96を有するものを含むことが見られ得る。ドア94および
98は符号94Aおよび98Aによって示される普通飛行間の完
全後退位置から、符号94Bおよび98Bによって示される離
着陸のための完全開放位置まで運動可能である。ダクト
90内には、一端においてリフトファンロータ106に結合
され他端においてクラッチ108を介してシャフト38に結
合された歯車箱／トランスミッション組立体102が取付
けられる。リフトファンロータ106の頂にはそれから抽
出される動力を制御するのに使用される一組の可変入口
案内ベーン109が取付けられる。かくして、クラッチ108
が係合されているとき、エンジン31の低圧タービン部56
から抽出されるすべての付加的動力はリフトファンロー
タ106に供給される。
垂直運転モードにおいて、エンジン31はエンジンファ
ン部分46のバイパス空気流が飛行機の翼18Aおよび18B内
に位置されるノズルに送られて反動ロール制御動力を生
じることを可能にする別流れサイクルで作動し得る。依
然として第２図を参照しそしてさらに線５−５に沿って
取られた第１図の横断面図であってそれぞれ左および右
ロール制御組立体40Aおよび40Bを図示する第５図を参照
すると、ファン部分46の排気は複数のドア112によって
遮断され得ることが認められ得る。ダクト壁51に取付け
られたこれらドア112は、ファン部分46の排気を遮断す
るように内方へ運動可能である。左および右ロール制御
ダクト114Aおよび114Bは、それぞれ、ファン48Bのすぐ
下流でダクト壁51に取付けられそして長手方向軸線11か
ら外方へ延びそして、それぞれ、左および右の下向き可
変断面積ロール制御ノズル116Aおよび116Bにおいて終端
する。制御弁118Aおよび118Bは、それぞれ、ダクト114A
および114B内への流れを制御し、一方、ノズル116Aおよ
び116Bはロール制御のための流量を制御する。
かくして、垂直または短距離離陸手順はエンジン30の
始動を以て始まる。ノズル部分34はタービン排気が下方
へ指向されるように調整され、クラッチは係合され、ド
ア94および98は完全開放位置94Bおよび98Bに位置され
る。ドア112は、ノズル部分からファン部分の排気を転
向させる手段になっている。即ちこのドア112はファン
部分46の排気がロール制御ノズル組立体40Aおよび40Bに
転向されるように延ばされそして制御弁118Aおよび118B
が開かれる。摺動板80はより大きい動力がタービン部分
56（タービン59および60）から抽出されてファン部分46
およびリフトファン組立体36に伝達されるようにエンジ
ン作動点がシフトされるように調整される；しかし、付
加的動力はリフトファンロータ106によって吸収される
にすぎない。エンジン出力が増加されるにつれて、飛行
機はリフトファンロータ106、その排気がロール制御ノ
ズル116Aおよび116Bへ転向されるファン部分46からの推
力そしてさらにノズル部分34から出て行くタービン排気
からの推力によって高度を増す。
ファン部分46の排気を転向することの付加的利益は共
通ダクト部75内の背圧がさらに減少されることである；
かくして、この特色はタービン部分58の低圧タービン部
56によって抽出される動力を制御するために摺動板80と
共に使用され得る。実際上、ある場合においては、摺動
板80の必要が無くされるように共通ダクト部75内の背圧
を制御するためドア112および弁118Aおよび118Bを調整
することが可能である。
飛行機のピッチはリフトファンロータ106への空気流
を制御しそして、かくして、それによって生じる推力を
上げるまたは下げるのに使用され得る可変入力案内ベー
ン109の使用によって制御される。これら案内ベーン
は、リフトファンによって発生される推力を変更する手
段になっており、リフトファンロータ106の動力要求と
調和するように低圧タービン部56から抽出される動力を
適当に制御する摺動板80と共に使用される。リフトファ
ンロータ106によって生じる推力およびエンジンコアの
タービン排気から抽出される動力を調整する間、リフト
ファン組立体および排気ノズル部分の推力の総和は必然
的に一定に止どまる。
十分な高度に達した後、伸縮運動部分78A,78Bおよび7
8Cはゆっくりと後退されてタービン排気が飛行機の長手
方向軸線11と整合する方向に運動して前進推力を生じる
のを可能にする。また、リフトファン出口ドア98も排気
推力の方向を後方へ変えるように部分的閉鎖位置へ向か
って機尾の方向に回転される。これらドア98および伸縮
運動部分78A−Ｃは普通飛行への移行間飛行機前進速度
の関数として所望角度で合成推力を制御するように調整
される。十分な空間揚力が飛行機の高度を維持するため
に発生された後、リフトファンドア94および98は（符号
94Aおよび98Aによって示される位置まで）閉じられ、ド
ア112は後退され、弁118Aおよび118Bは閉鎖され伸縮運
動部分78A,78Bおよび78Cは完全に後退されそして摺動板
80はエンジン作動点がその巡航作動モードに戻されるよ
うに位置を変更される。垂直または短距離着陸のために
は手順は逆にされる。
本発明は特定の実施例に関連して説明されたが、当業
者によって為され得る非常に多くの変更および修正が存
在するから実施例は単に説明的であることが理解さるべ
きである。従って、本発明は別添請求項の精神および範
囲によってのみ限定されるものと解釈されるべきであ
る。
産業上の適用 本発明は航空機産業そして、特に、航空機のための推
進システムを製作する産業に適用される。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭57−160797（ＪＰ，Ａ) 米国特許2988301（ＵＳ，Ａ) 米国特許3087303（ＵＳ，Ａ) 米国特許3186165（ＵＳ，Ａ) 米国特許3907219（ＵＳ，Ａ) 英国特許1061397（ＧＢ，Ｂ)

Claims (11)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ファン部分、コンプレッサ部分、燃焼部
    分、タービン部分およびノズル部分を含み、前記タービ
    ン部分が、前記ファン部分に結合されてそれを駆動する
    低圧タービン部および前記コンプレッサ部分に結合され
    てそれを駆動する高圧タービン部を有しているターボフ
    ァンエンジンを具備し、 前記エンジンは、そのエンジンが選択された動力設定状
    態にあるときに前記低圧タービン部によって発生される
    動力の一部が前記ファン部分を駆動するために抽出され
    るようにする第１の作動点で作動できるようになってお
    り、また、 リフトファンと、 前記ファン部分を前記リフトファンに結合する駆動シャ
    フト手段と、 前記ファン部分を前記リフトファンに係脱可能に連結す
    るためのクラッチ手段と、 前記エンジンの前記選択された動力設定状態において、
    前記第１の作動点を第２の作動点にシフトして前記ター
    ビン部分の前記低圧タービン部によって抽出される動力
    を増し、それによって、前記低圧タービン部によって抽
    出されて前記ファン部分に供給される動力を、前記選択
    された動力設定状態を変更することなしに、増加させる
    ことができるようにするためのシフト手段と、 を具備するヴィストール飛行機のための推進システム。
  2. 【請求項２】請求の範囲第１項に記載されるシステムに
    おいて、前記エンジンが前記ファン部分および前記ター
    ビン部分の排気が共に前記ノズル部分から出る混合流エ
    ンジンであるシステム。
  3. 【請求項３】請求の範囲第２項に記載されるシステムに
    おいて、前記ノズル部分が前記タービン部分および前記
    ファン部分からの排気を、長手方向軸線と概ね整合され
    た方向から概ね垂直に下向きの方向に転向する手段を含
    むシステム。
  4. 【請求項４】請求の範囲第３項に記載されるシステムに
    おいて、前記シフト手段が、前記ノズル部分の出口横断
    面積を変更して前記タービン部分の後方の背圧を変更す
    る手段であるシステム。
  5. 【請求項５】請求の範囲第３項に記載されるシステムに
    おいて、前記シフト手段が、前記ノズル部分から前記フ
    ァン部分の排気を転向させる手段を含むシステム。
  6. 【請求項６】請求の範囲第３項に記載されるシステムに
    おいて、前記シフト手段が、前記ノズル部分の出口横断
    面積を変更する手段および前記ファン部分の排気を前記
    ノズル部分から転向させて前記タービン部分の後方の背
    圧を減少させる手段を共に含むシステム。
  7. 【請求項７】請求の範囲第５項または第６項に記載され
    るシステムにおいて、ファン部分の排気を前記ノズル部
    分から転向させる手段が、前記ファン部分の排気をロー
    ル制御ノズルへ転向させるシステム。
  8. 【請求項８】請求の範囲第７項に記載されるシステムで
    あってさらに前記リフトファンによって発生される推力
    を変更する手段を含むシステム。
  9. 【請求項９】請求の範囲第１項に記載されるシステムに
    おいて、前記シフト手段が前記ファン部分の後方に位置
    されるシステム。
  10. 【請求項１０】請求の範囲第９項に記載されるシステム
    において、前記シフト手段が前記エンジンを第１の作動
    点から第２の作動点にシフトするとき、前記ファン部分
    が推力を発生し続けるシステム。
  11. 【請求項１１】請求の範囲第10項に記載されるシステム
    において、前記クラッチ手段が前記ファン部分を前記リ
    フトファンに連結していて前記シフト手段が前記エンジ
    ンを第１の作動点から第２の作動点にシフトするとき
    に、前記ファン部分によって発生される推力が一定に維
    持されるシステム。
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