JPH03292294A - 垂直離着陸航空機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は垂直離着陸航空機に関するものである。

〔従来の技術〕

従来の垂直離着陸航空機としては、ヘリコプタ、ティル
トロータ式航空！、Ｘ形つィング航空機等が矧られてい
る。

斜 第１Ｏ図はヘリコプタの胛視図である。ヘリコプタにお
いては、機体０１の上部に設けられ九ロータ０２ｅ回転
させることによって垂直離着陸が可能である。また、空
気力学的にロータ０２の回転面に傾斜させ、回転面が発
生する空気力の進行方間成分に二って水平飛行が行われ
る。

第１１図はティルトロータ式航空懺の斜視図である。こ
の航空機には機体ｏｉに固定翼０３が設けられており、
同固定翼の翼端にそのスパン方向の軸に関して回動可能
にエンジン０４が設けられ、同エンジンの前記スパン方
向に直交する回転軸二、通常の航空機の前進用プロペラ
に比して直径の大きいロータ０５が設けられている。こ
の航空機では垂直離着陸を行う時はエンジン０４０回転
＠金上に向け、ロータ０５が発生する空気力によって機
体Ｏ１を持ち上げる。ま次、エンジン０４の回転軸を前
方へ向けることによってロータ０５が発生する推力によ
って水平飛行を行う。

早１２図はＸ形つィング航空機の斜視図である。

この航空機に２いては、機体の上部にその平面形がＸ形
のロータ０６が設けられている。垂直ＩＩ着陸は、ヘリ
コプタの場合と同様にそのロータ０６に回転させて行う
が、水平飛行はロータ０６を固定して、通常の航９！、
４の主翼の働きをさせ、別に設けられている前進用エン
ジン０７の推力によって前進を行う。

〔発明が解決しようとする課題〕

航空機には、垂直離着ａ性２よび水平飛行性と共に、水
平飛行時の高速飛行性が望まれることが多い。

剪述の従来の垂直離着陸航空機は、いずれも垂直離着陸
や水平飛行は可能であるが、水平飛行時の高速飛行性は
必ずしも満されていなかつ几、ま几このほかにも性能あ
るいは効率の低いという問題があつ几。

ヘリコプタは前進飛行時回転ロータの前進側では衝撃波
の影響で空気抵抗が増し、後退側では高迎角になり失速
するため、高速飛行は不可能でおり、ま几固定翼機が主
翼で揚力を得てｂるのに対し、ヘリコプタではすべてロ
ータの回転で揚力と前進推力を出してＡる念め水平飛行
の効率が悪かつ友。ま几、ロータを回転させる動力源が
機体＠にある几め、ロータ自体の重量にも制限が６つ之
。

ティルトロータ式航空機はロータの方向を変えることｉ
Ｃよって垂直上昇下降と前進飛行とを切り変えるもので
あるが、垂直上昇下降に適し九大径のロータは、水平飛
行時にはロータの径が大きすぎて高速飛行には不向きで
あった。

Ｘ形つィング航空機は垂直上昇下降時はウィングを回転
させ、前進時にはウィングを固定して飛行するが、ウィ
ング回転用と前進用（別個のエンジンが必要である几め
、重量が大きくなり、飛行性能が低下する。この形の翼
では、ウィング回転時と固定時とでウィングの離縁と後
縁を逆転させる必要があるが、この航空機ではウィング
にふき出しを作り循環を制御することによって、上記逆
転と同様な効果を得ている。しかしふき出しの最適な制
御にはなはだ困難で、ま几ふき出し口の凍結等外気の影
響を受けやすく、その機能は安定していない。さらにＸ
形つィングを回転させる動力源が機体側にあるため、同
ウィングの重量に制限があり、主翼としての機能は低い
ものであつ几。

本発明は、上記のような欠点がなく、水平飛行時におい
ても高速で飛行することのできる垂直離着陸航空機を提
供しようとするものである。

〔課題を解決する友めの手段〕

本発明は蛸記課題を解決しｔものであって、機体上部に
おいて上下方向軸線まわりに回転できるように保持され
同回転の中心に関して互に反対方向に向って伸びている
２枚のブレードを有するロータ、同ロータの両縁部の下
部においてスパン方向に禅数に分割され独立に翼弦方向
に引出しできかつその外縁を下方へ回動できるよう設け
られたフラップ、前記ロータの両端部においてスパン方
向に設けられた回動軸によって回動ができる！’）Ｋ保
持され定一対のジェットエンジン、および前記ロータを
そのスパン方向が機体の前後方向に対して直角となる位
置で固定する装置を備え、かつ前記ロータの断面形は前
記フラップの収納時には前後対称形であることを特命と
する垂直離着陸航空機に関するものである。

〔作用〕

本発明の航空機は、垂直離着陸あるいはホバリング２行
う時は、ロータ端のジェットエンジンの方向を互に反対
方向あるいは同反対方向よりそれぞれ斜上向きに設定し
て、ロータ金回転させ、同ロータの回転状態における後
縁側のフラップを引出して後縁を形成させる。この時本
航空機は回転するロータが発生する揚力と、ジェットエ
ンジンが斜上向きとなっている時は、その推力の上向き
成分とによって上記垂直の飛行あるいはホバリングを行
うことができる。

本発明の航空機が水平飛行を行う時は、ロータをそのス
パンが去体の前後方向に対して直角となる位置で停止さ
せて固定装置によって固定し、資−夕端のジェットエン
ジンをいずれも前向きに設定する。また進行方向と反対
側の７ラツプを引出して後縁全形成させる。この時、固
定され九ロータは通常の固定翼の働きをなし、前方へ向
けられ几ジェットエンジンは通常の航空機と同様な推進
装置として働き、高速水平飛行を行うことができる。

本発明の航空機のロータに設けられているスパン方向に
複数に分割されたフラップはそｎぞれ独立に動くので、
ロータ上に最適な揚力分布を形成することができる。

〔実施例〕

第１図は本発明の垂直離着陸航空機の一実施例の平面図
、第２図は同実施例の側面図である。図において、ｌは
機体、２はその中心から両便へ向って２枚のブレードを
有し、忙記機体の上部において、回転および固定可能に
設けられたロータ、３は同ロータの回転軸、４は同ロー
タの端部に設けられているジェットエンジンである。ロ
ータ２はジェットエンジン４の推力によって、回転軸３
のまわシに回転することができる。５は同ロータ２の回
転円である。６は垂直安定板、７は水平安定板、８はテ
ールロータである。図において点線で描かれているロー
タとジェットエンジンは、実線で描かれているそれらの
ものが回転軸３のまわりに９０晩回転して到達し元位置
を示している。

第３図は上記実施例のロータ端部の平面図、第４図は同
端邪の側面図である。第４図の９はロータ内にそのスパ
ン方向に設けられ念エンジン回動軸、第３図のｌＯは同
回動輔９の端部とジェットエンジン４との間に設けられ
交エンジンヒンジである。エンジン回動軸９ｒｉ第４図
に丞す工うにエンジン４を前向き、上向き、後向き、あ
る１ＡＦｉその中間の姿勢に回転させるｔめのものであ
る。まｔ１エンジンとンジ１０は第３図に示すようにエ
ンジンの前部を進行方向に対して若干内側へ向けるため
のものである。これは、その推力の内向き成分によって
、ロータ回転時にロータに加わる遠心力を打消す究めで
ある。これらの図で点線で描かれ九図形に、ジェットエ
ンジンの回動後の位置を示している。

第５図は上紀実、捲例のロータ２の断面図である。

図において、２ＡＶｉロ一タ本体、ｌｌｄｌ不同の縁部
に設けられている７ラツブでおり、いずれも前後方向に
移動することができる。このロータ２は前後同形で対称
形となっている。第６図は同ロータの使用時の断面図で
ある。後縁となる方のフラップを移動させてロータ本体
２Ａの後縁に接続して縁を翼弦方向に伸延し元状態を示
している。

この状態で移動しｔフラップ１１の縁がロータの実質的
な後縁として作用する。また、このフラップは上記のＬ
うな櫨弦万同への移動だけでなく、下方へ弄すこともで
きる。これは後述のホバリング時に、通常の高揚力装置
として用いる念めである。

第７図は、以上の構成を有する垂直離着陸航空機が、垂
直離着陸あるいはホバリング等の垂直飛行を行っている
時の状態を示す斜視図である。この時にはエンジンを互
に反対方間に向け、かつ、エンジンの前部全回転状態の
ロータｃｇして、その前方斜上方へ向ける。このように
することによって、エンジンの推力の水平方向成分に二
ってロータが回転して揚力を発生し、さらにエンジンの
推力の上向きの成分にＬつで揚力が追加され、機体が浮
び上る。フラップは同転状態のロータの後＃！側のもの
を移動させてロータの後縁を形成させる。エンジンは第
３図に点綴で示したように推進力を若干内佃へ同けてロ
ータに加わる遠心力を打消す。またロータの回転時の摩
ｐＪＶｃよって生じる機体の回転を抑えるためにテール
ロータ８を回転させる。以上の操作に二って本実施例の
航空機は垂直飛行が可能である。

第８図は上記航空機が水平飛行を行っている状態を示す
斜視図である。この状態ではロータは機体の前後方向の
線に直交する位置で停止させて図示されていない固定装
置によって固定さｎ１王翼として作用する。エンジンは
機体の＠後方向の線に平行にしその前部は機体の前方へ
向けられ、通常の固定翼航空機の推進機と同様に作用す
る。また垂直飛行時に後進していた側のロータでは、機
体の進行方向前方の７ラツプが引込まｔ１後方のフラッ
プが引外出され、主翼として作用するロータの後縁を形
成する。テールロータは停止しているが、垂直安定板の
中に取付けられているので、前進飛行時の空気抵抗は少
い。

以上の操作によって、本実施例の航空機は高速水平飛行
が可能でおる。

第９図は上記航空機がホバリングを行ってめる時の７ラ
ツプ引出し下降伏裡を示す正面図である。

フラップ１１はロータのスパン方向に３分割されてｂる
ので、適切な引出しと、その下降とによって最も効率：
ｂ揚力分布を発生させ高揚力を得ることができる。

以上の構造・作用を有する本実施例の恍空機は次のよう
な効果を有している。

（１）　　ロータ翼端のジェットエンジンの方向を互に
反対方向に向け、かつ、やや上向きにすることＫｊつで
、ロータによる揚力とエンジン推力の上向き成分［よっ
て垂直離着陸およびホバリングができる。

（２）　　ロータを機体中心線に直角に固定し、翼端の
ジェットエンジンを機体前方へ向けることによって高速
水平飛行ができる。

（３）　　ロータ自体に推進エンジンが設けてさるので
、機体側にエンジンを有するヘリコプタやＸ形つィング
航空機に比してロータの大形化が可能となり、ロータ自
体にフラップ等を設けることができる。

（４）　　ロータの断面において、前後同形の対称翼と
し、フラップの出し入れに工って、ロータ回転時、同固
定時に、それぞれ最適な翼形となるよう断面形？変える
ことができる。

（５）　　ロータのスパンにわ友って、フラップの降し
具合を変えることによって、ホバリングに最適な揚力分
布を得ることができる。

（６）　ロータ回転時に翼端エンジンの推力を若干内向
きにして遠心力を打消すので、ロータの強度要求が軽減
し、ロータを軽く作ることができる。

（７）フラップの引き出し方に工ってロータのピッチ角
を変えるので、ロータ付根部でピッチ角を変える必要が
なく、ロータ付根部の構造強度を大きくすることができ
る。

１８）　　ロータを機体中心線に直角に固定し定ままで
通常の固定翼機と同様な離着陸も可能である。

（９）エンジン故ｆｉ４ｉｃは通常のヘリコプタと同様
に、ロータのオートローテーションに二って安全に着陸
できる。

α〔ロータの駆動機構が機体内になバので、機体内が広
く使える。

〔発明の効果〕

本発明の垂直離着陸航空機は、前後縁に独立に動く複数
の７ラツプを備え両端部ＩＣ回動可能なジェットエンジ
ンを備えｔロータを有し、ジェットエンジンを互に反対
方向ある１Ａｉｌ″ｊ同反対方回よりそれぞれ鋼上向へ
向けてロータを回転させたり、おるいはロータを機体の
前後方向に対して直角に固定しジェットエンジンをいず
れも前方へ向けることができるので、垂直離着陸、ホバ
リング、通常速度の水平飛行のみならず、高速の水平飛
行も行うことができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の垂直離着陸航空機の一実施例の平面図
、第２図は同実施例の側面因、第３図はの断面図、第６
図は上記ロータの使用状態における断面図、第７図は上
記実施例の航空機の垂直飛行時の斜視図、第８図は上記
実施例の航空機の水平飛行時の斜視図、第９図は上記実
施例のロータのホバリング時のフラップ引出状＠全示す
正面図、第１Ｏ図は従来技術の例としてのヘリコプタの
斜視図、第１１図は同ティルトロータ式航孕機の斜視図
、第１２図は同Ｘ形つィング絖空機の斜視図である。 ｌ・・・機体、　　　　　　２・・・ロータ、２人・−
ロータ本体、　　３−・・ロータ回転軸、４・・・ジェ
ットエンジン、 ５・・・ロータ回転円、　　６・・・垂直安定板、７・
・・水平安定板、　　　８・・・テールロータ、９・・
・エンジンＤｏｍｍ、ｔｏ・・・エンジンヒンジ、１１
・・・フラップ、 Ｏｌ・・・機体、　　　　　０２・・・ロータ、０３・
・・固定翼、　　　　０４・・・エンジン、０５・−・
ロータ、　　　　０６・・・Ｘ形つィング、０７・・・
前進用エンジン。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 　機体上部において上下方向軸線まわりに回転できるよ
   うに保持され同回転の中心に関して互に反対方向に向つ
   て伸びている２枚のブレードを有するロータ、同ロータ
   の両縁部の下部においてスパン方向に複数に分割され独
   立に翼弦方向に引出しできかつその外縁を下方へ回動で
   きるよう設けられたフラップ、前記ロータの両端部にお
   いてスパン方向に設けられた回動軸によつて回動ができ
   るように保持された一対のジェットエンジン、および前
   記ロータをそのスパン方向が機体の前後方向に対して直
   角となる位置で固定する装置を備え、かつ前記ロータの
   断面形は前記フラップの収納時には前後対称形であるこ
   とを特徴とする垂直離着陸航空機。