JPH03503871A - 垂直離着航空機 - 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】 五度腹豊五仝１ 私こと、アメリカ合衆国市民であり、ニューヨーク州すフォーク郡ノースポート に居住する、ウィリアム・ピー・ストラムボス（Ｗｉｌｌｉａｍ　Ｐ、　Ｓｔｒ ｕｍｂｏｓ）は上記名称の発明の発明者であり、以下はその発明の明細書である 。

木及肌Ω公！ 本発明は、垂直離着航空機（ｖｅｒｔｉｃａｌ　ｔａｋｅ−ｏｆｆ　ａｎｄｌａ ｎｄｉｎｇ　（ＶＴＯＬ）　ａｉｒｃｒａｆｔ）に関し、更に詳しくは、揚力面 の上面ブローイング（ｕｐｐｅｒ　５ｕｒｆａｃｅ　ｂｌｏｗｉｎｇ）を用いさ せ垂直飛行を達成する航空機に関する。

木カニ■青量 今日使われているあらゆるタイプの垂直離着航空機に共通しているのは、推進流 出物が下方に向かい、吹き下ろし運動［１（ｄｏｗｎｗａｓｈ　ｍｏｍｅｎｔｕ ｍ）に対し結果として生じる反動により揚力を生みだすという点である。しかし ながら、従来技術では、揚力を更に別の手段である上面ブローイングとよく呼ば れたりする手段によっても発生させることができる。上面ブローイングとは、物 体の上面を流れる流れを加速して物体下面の圧力に較べて圧力降下を創り出して 、その物体に揚力を発生させることである。上面ブローイングにより揚力が、揚 げられる物体を通る流れが下方に変化する必要なしに生じる。

本発明の垂直離着航空機では、推進器ファンにより推進スラストを提供し、通常 飛行の航空機を加速し航空機の前進速度により揚力面上に空気流を発生させる。

環状翼及びチャネルｇ　（ｒｉｎｇ　ａｎｄ　ｃｈａｎｎｅｌ　ｗｉｎｇｓ）は 有効な翼（ａｉｒｆｏｉｌ）であって、従って、航空機はエンジン・オン及びオ フの両方の通常飛行で通常の固定翼航空機の飛行特性を有する。従って、所要の 推進スラストを提供する推進ファンを備えた通常の航空機として飛ぶことができ る。垂直離着のためには、推進器ファンが揚力面上の流れを引起こす作用をして 揚力を発生させ、それと共に、揚力を引起こしたファン後流が尾翼内のスラスト ベクトル付け（ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）手段によって反動されて垂直離着航空機の 前進飛行を止める。前進飛行なしに揚力を生み出せるため、揚力ベクトルがまっ すぐ上を向く、即ち、ホバリング又は垂直飛行となる。翼及び尾翼内のスポイラ 等空気動力学的制御手段が、通常飛行での縦揺れ（ピッチ）、横揺れ（ロール） 、偏揺れ（ヨー）制御を提供する。環状尾翼内のスラスト反動・ベクトル付は手 段か推進器ファン後流れを縦揺れ及び偏揺れ制御のためベクトル付けし、推進器 スラストを反動させて、十分に制御されたホバリング飛行、垂直飛行が達成され る。通常飛行中にスポイラ同士の、そして垂直離着飛行中に翼スポイラとスラス トベクトル付は手段の協同操作により通常の飛行ラインの横方向の制御モーメン トが生み出される。

九近」Ｊ■λ阻述 上で既に論じたように、従来の過空気重（ｈｅａｖｉｅｒ−ｔｈａｎ−ａｉｒ） 垂直離着航空機の上向き力発生飛行は一塊の空気を下方に動かすことにより通常 生み出される。即ち、推進力と運動量に関していえば、上向き推進力は一塊の空 気の下方運動量を変えた結果である。翼の場合は、揚力を生じるのは翼によって 生み出される吹き下ろしである。ヘリコプタのロータ等の場合にも、ロータ翼で 生み出される吹き下ろしである。そしてロケット等の下向きベクトル付はジェッ トエンジンの場合には、上方力を生み出すのは下方噴きつけの運動量である。こ れらのいずれの場合にも、原理は同じであり、機構だけが異なっている。

しかし、先行技術では、上面ブローイングのみによって揚力を生み出すことも公 知である。その先行技術は、−塊の空気の下方運動量を変えることにより航空機 に上方推進力を提供しなくとも、揚力を生み出せることを教示している。又、そ の先行技術の設計では、上面ブローイングにより揚力を生み出すことのみならず 、推進手段によって生み出された水平力を反動させて垂直飛行能力を得られるよ うにすることも提案されている。その種の設計は、デー・ダブリュ・ウェルズ（ Ｄ、Ｗ、　Ｖｅｉｌｓ：アメリカ特許第１，８２４，２５０号）、アール・ダブ リュ・ディビス（Ｒ，Ｗ、　Ｄａｖｉｓ：アメリカ特許第１，９８７，６０７号 ）、エル・エフ・ヨルダン（Ｌ、Ｆ、　Ｊｏｒｄａｎ：アメリカ特許第２．４４ ９，７８０号）及びダブリュ・ニス・ミラー（Ｗ、ＳＭｉｌｌｅｒ　（アメリカ 特許第３，３６０．２Ｉ８号）で開示されている。

しかしながら、これらの先行技術設計は積極制御タイプでないので、飛行のいろ いろな相で、特に垂直飛行と水平飛行との間の臨界遷移相で困舞が生じる。従っ て、本発明の基本的な目的は、翼に噴きつける推進器を有して上面ブローイング により揚力を発生させ、揚力を生み出す推進器からの後流れを環状尾部尾翼装置 と反動させて飛行のあらゆる相における積極制御を提供し、尾翼内の推力ベクト ル制御手段が航空機の水平飛行に反動して十分に制御された垂直飛行又はそれへ 又はそれからの移行を達成することにある。

刃面ｐす免朋 第１図は通常飛行形態である本発明の垂直離着航空機の好適実施例の斜視図、 第２図は地上にある航空機を示す第１図の航空機実施例の破断斜視図、 第３図は地上にある航空機の別の図を示す第１図の航空機実施例の一部断面破断 斜視図、 第４図は垂直離着形態にある第１図の航空機実施例の一部断面破断斜視図、 第５図は垂直離着形態の第１図の航空機実施例の尾翼の一つの一部断面側面図、 第６図は通常飛行形態の第１図の航空機実施例の、尾翼の周ドア装置の破断断面 図、 第７図は垂直離着形態の第６図の周ドア装置の破断断面図、 第８図は本発明の垂直離着航空機の飛行制御装置の図、第９図は第１図の航空機 の通常飛行の飛行制御装置の斜視図、 第１０図及び第１１図は通常飛行形態の第１図の航空機のピッチ制御装置の作用 を示す一部断面概略側面図、第１２図は第１図の航空機の垂直離着飛行の飛行制 御装置の斜視図、 第１３図及び第１４図は垂直離着形態にある第１図の航空機のピッチ制御装置の 作用を示す一部断面概略側面図、第１５図、第１６図及び第１７図は推進器スラ スト調整の相異なる相における第１図の航空機の尾翼周ドア装置の部分断面概略 側面図、 第１８図は垂直離着形態の本発明の垂直離着航空機の別の実施例の一部断面側面 図、 第１９図は第１８図の航空機実施例の一部断面平面図、第２０図は第１８図の航 空機実施例の正面図、第２１図は通常飛行形態の本発明の垂直離着航空機のもう １つ別の実施例を示す側面図、 第２２図は第２１図の航空機実施例の平面図、そして第２３図は第２１図の航空 機実施例の正面図である。

吐１夾狙最五り亘 さて特に図面の第１図に関し、本発明の垂直離着航空機の好適実施例１０は胴体 １２と、胴体両側の固定環状翼１４゜１６と、環状翼１４．１６に関連するナセ ル１８，２０と、ナセル鼻部の推進手段２２と、ナセル後端の環状尾部尾翼装置 系２６゜２８とを有する。環状翼１４及びそれに関連するナセル１８等構成部品 は環状翼１６及びそれに関連するナセル２０等構成部品と略対称であることが認 識される。従って、説明簡略化のために一方の環状翼とそれに関連する構成部品 について説明する以下の詳細な説明が、他方の環状翼及びそれに関連する構成部 品の変更例に明らかに当ではまると了解される。

各環状翼は、その翼先端３４に平行な翼のど部３２の内周を囲む一連の散開可能 なスポイラ３０を有する。第２連の散開可能なスポイラ３６が、翼外周３８の少 なくとも上側４０及び下側４２セクタに翼先端３４と平行に位置決めされる。

スポイラ３０　、３６を翼先端付近に位置決めしたものを示しているが、その位 置は空気動力学的な要因に支配され、図示とは異なり得ることが理解される。更 に、散開可能な循環制御スラット４４が翼先端の下外側四半部に設けられる。公 知なように、弧状フェンス４５等の手段を循環制御のために翼に嵌着することが できる。ナセルはストラ１−４６．４８等の適宜手段で翼に適宜取付けられる。

推進器ファン２４はナセル鼻部内で作動するよう取付けられ、スピナ５０等の手 段を設けて据え付けを合理化することができる。第２図に示すように、翼と推進 器ファンの大きさ及び位置を調整して、ファン先端５２が翼の上部円弧を移動中 に翼上部セクタからの流れを「吸込む」よう作動することができるようにする。

環状溝５４を翼内側に設けてファン先端を収容し、隙間、先端ロス、振動等の問 題に対抗することができる。

適宜の動力装置を使ってファン２４を駆動することができる。第３図は、プロペ ラ軸５８と軸箱６０装置を介してファンを駆動するタービンエンジン５６を有す るターボプロップ（ｔｕｒｂｏｐｒｏｐ）型設備を示している。公知な様に、動 力装置はナセルに取付けないで胴体１２に取付けることもでき、適宜の軸、軸箱 及び駆動列を使ってナセルのファンを駆動することもできる。これまた公知な様 に、クロス軸６２をエンジン・オフ時の作動のために設けることができる。ター ビンエンジンは空気取入れ口６４を有することができ、尾部パイプノズル６６に はクラムシェルドア型逆スラスト装Ｈ６８を備えることができる。環状尾部尾翼 装置は適宜の尾部ストラド装置７２によりナセル後端７０に共軸に取付けられる （第４図及び第５図参照）。各環状尾部は、尾部先端７８に平行な空気動力学的 に適切な位置で尾部内周又はのど部７６を囲む一連のスポイラ７４を有する。環 状尾部の後端７９のまわりにはスラストベクトル付はドア装置８０があり、これ が尾部ブロッカドア装置８２と作動関係にある。適宜のリンク装置８４によりプ ロ・ツカドア装置８２を逆スラスト装置６８での操作のために接続する。

ブロッカドア装置８２のドア８８の先端８６はナセル尾部域７０のまわりに離間 して配された適宜のピボット９０にヒンジ止めされる。しまい込んだ状態ではド アはナセル面に極めて密接に接近して折畳まれる。散開されると、対応するピボ ット９０を中心に適宜の作動レバー装置９２により回転され、後端９４が直立さ れて環状尾部後端の内周７６に接触して環状尾部を介する縦方向流れを閉ざす。

しまい込んだ状態では、逆スラスト装置６８の各ドア９６は尾部パイプノズル６ ６に極めて密に接近して嵌入する。環状尾部ブロッカドア８８が散開して環状゛ 尾部を介する流れを止めると、リンク装置８４が逆スラストドア９６をノズル６ ６の上下端面の垂直ピボット９８のまわりにノズルを横切る位置へと旋回させる 。ドア９６がこの位置にあって、ガスタービンエンジンからの流出物は分割され 、横方向に相反側にそらされて流出物の反力が方向矢印９９で示すごとく打消さ れる。

通常の用語法に従い、クラムシェルドア装置６８を本明細書では逆スラスト装置 と称するけれども、本発明ではクラムシェルドアが従来のように逆スラスト装置 としてではなく主にスラスト減衰手段として用いられ、本発明での逆スラスト機 能は環状尾部のスラストベクトル付はドア装置８０と関連してブロックドア装置 ８２によって主に提供される。

第４図〜第７図に示すごとく、装置８０は環状尾部後端に平行に環状尾部の周ま わりに備えた一連のドア対１００゜１０２からなる。各ドアは外面１０４、内面 １０６及びそれらに接合した側壁１０８．１１０を有して開放箱型形状を呈する 。

ドア１００，１０２は各々ピボット１１２．１１４に枢着される。適宜のアクチ ュエータ１１６を備えて、ドアにピボット１２０，１２２で枢着された適宜のア クチュエータリンク１１８によりドアを開放位置、閉止位置及びその中間へと選 択的に旋回させる。

スラストベクトル付はドア１００，１０２が第６図に示すように閉じられると、 それらの内外面１０４ＪＯ６が環状尾部の内外面と連続した状態になる。これが 通常の水平飛行時の形態である。この形態では、制御目的のために必要な横方向 尾翼力が環状尾部ののど部内のスポイラ７４を選択的に発動させることにより生 み出される。しかしながら、垂直離着飛行では、制御目的のための縦方向及び横 方向のスラストがスラストベクトル付はドア１００．１０２を選択的に発動させ ることにより生み出される。垂直離着飛行では、尾部ブロッカ装置８２が散開さ れて環状尾部の後端を閉止し、ドア１００，１０２がアクチュエータ１１６によ り選択的に所定位置に開けられてブロッカドア８８によりそらされた推進型後流 れが方向矢印１１７で示されるようにスラストベクトル付はドアに向けられて垂 直離着飛行のための半径方向制御スラストを生み出す。

本発明では通常の動力飛行では、推進器ファン２２．２４がスラストを提供して 飛行のあらゆる相において通常の仕方で航空機を推進する。垂直離着飛行では、 ファンが翼面上の流れを提供して揚力を創り出し、ファン後流れが尾翼によって 作用されて水平飛行を調節し、十分に積極的な方向制御を提供する。環状翼と尾 部は有効な翼である。例えば、非動力状態では、航空機は翼が揚力を生み出し尾 部が方向制御を提供して十分に滑空して強制着陸制御が行なえる。

この航空機におけるパイロットの有する制御装置（第８図参照）操縦桿１２４と 、方向舵ヘダル１２６．１２８と、エンジンスロットルレバーと、逆スラストレ バー１３４とからなる。これらの多少とも従来からある制御装置の他に、パイロ ットには尾部層ドアベクトルレバー１３６と操縦桿に付けられた直接上下垂直力 と直接左右舷力を指示する押しボタン１３８，１４０及び１４２，１４４がある 。

航空機の三次元ガイドを提供するためのパイロットによる制御入力は適宜のリン ク装置により制御手段又は面に伝達されてそれらを発動させる。好ましくは、リ ンクはいわゆる「フライ−バイ−ワイヤＪ　（Ｈｙ−ｂｙ−ｗｉｒｅ）装置によ るもので、電気回路が制御手段又は面で電気アクチュエータに接続され、パイロ ットによる指令入力信号が所望の制御応答を生み出す（第８図参照）。このよう な制御装置は公知であり、従ってそれについて詳細にわたって説明する必要はな いと思われる。

エンジン速度と動力はスロットルレバー１３０，１３２によって制御される。逆 スラストレバー装置１３４を使って尾部ベクトル付はドア装置８０を発動させ、 ブロッカドア８８とクラムシェルドア９６と先端スラット４４を散開・しまい込 むのに用いられる。ベクトルレバー１３６はベクトル制御ドア装置８０の周ドア １００，１０２のピボット１１２，１１４まわりの集合的セツティングを制御し て、航空機の縦軸に沿って作用するスラストを支配するため垂直離着飛行での推 進後流れをベクトル付けする。通常のレベルでも又垂直離着飛行でも、操縦桿１ ２４により縦揺れ及び横揺れモーメントが指令され、方向舵ヘダル１２６．１２ ８により偏揺れモーメントが指令され、垂直側部カポタン１３８，１４０により かそれぞれ直接上方又は下方力を航空機の縦軸に垂直な垂直方向に指令され、側 カポタン１４２　、１４４により航空機縦軸に垂直なそれぞれ直接左舷及び右舷 力が指令される。

逆スラストレバー１３８が垂直離着飛行のために発動される場合には、操縦桿１ ２４により環状尾部の上下セクタ内でベクトルドア１００，１０２が発動され、 縦揺れモーメントが指令され、方向舵ヘダル１２６．１２８により環状尾部の側 セクタ内でベクトルドアが発動されて偏揺れモーメントが指令され、ベクトルレ バー１３６により縦軸に対してベクトル付けされたスラストの調整が指令されて 航空機をホバリングさせその軸に沿って前方（又は後方）運動を生み出す。

従来の航空機では、パイロットが４自由度、即ち、スラスト／引き（ｔｈｒｕｓ ｔ／ｄｒａｇ）　、縦揺れ、横揺れ及び偏揺れの独立直接制御を働かす。本発明 の航空機では７自由度が与えられ、パイロットは上記の４自由度に加え、直接垂 直上方又は下方力及び直接側力を指令し、それに加え、ホバリング飛行では、逆 行運動が得られる。環状翼は基本的には揚力方向の指向を持たず、本発明の航空 機は反転でき、パイロットは７自由度の直接制御を依然として保持する。

通常の巡航飛行での飛行機の制御に用いられる飛行制御面は第９図に示すごとく である。通常の巡航飛行では、操縦桿により環状尾部内周７６の上下セクタのス ポイラ７４が発動されることにより縦揺れモーメントが指令される。

環状尾部又は環状翼のような環状構造物内のスボイラを発動させることがどのよ うにして環状構造物の横方向力の発生になるのかを簡単に説明することが有益で あり得る。作動においては、推進器ファン（又は航空機の前進速度）が航空機の 動きにより環状構造物外側よりも環状構造物内側で流体をより高速で動かす。相 対流体速度の違いにより内面側の圧力が外面側の圧力よりも低い。

環中空部内のセクタでスポイラを発動させることにより流れの分離が生じ、その セクタでの揚力を有効に減らす。

１つの内面セクタで揚力を減らすことにより、環状面上の流れが妨げられない他 のセクタにある低圧力にくらべ、その領域での圧力上昇を起こす。シュラウド外 側周辺で優勢な比較的高圧力にむすびついた他のセクタでの低圧力にくらべて環 状翼ののど部の特定セクタの圧力上昇が、環に作用している力の不均衡を生み出 す。この圧力不均衡のため、環状構造物に作用する正味力が存在し、スポイラの 発動されるセクタを介して半径方向外方に通る力のベクトルが発動される。この 力か環を流れる流体の縦軸に対し垂直に作用する。

通常の巡航飛行で航空機をローリングさせるためには、操縦桿により環状翼のの ど部内の下側セクタ内でスポイラ３０を発動させる。通常の巡航飛行での片揺れ モーメントのためには、方向舵ヘダルにより環状尾部ののど部内での側セクタ内 でスポイラ７４を発動させる。

航空機を回転させることのない通常の巡航飛行での直接横方向力は、操縦桿の握 りの両側に位置した側カポタン１４２，１４４により指令されるスポイラ３０に よる。方向舵ヘダルは翼により側力が発生されるような時に偏揺れ回転を止める 又は調整するのに使われる。通常の巡航飛行時で航空機を回転させることのない 直接垂直力は、操縦桿の握りの前後にある垂直側ボタン１３８　、１４０を選択 的に押圧することにより指令されるスポイラ３０．３６による。

縦揺れにおける回転の調整又は防止は、操縦桿により通常の仕方で制御される。

発動されたスポイラは、航空機を揚げる力を生み出している翼面に相対する翼面 上を流れる流れの中へ延ばされる。従って、スポイラはその上の流れを妨げ、そ の流れをよどませる。これにより、流れが妨げられる面上の圧力が増加し、相反 上面に発生する揚力に加わる。従って、引張り力が増加するけれども、加えられ た揚力が直接垂直力を生み出し、それが揚力を増大させ、巡航飛行中の航空機を 維持する。ここでも、縦揺れにおける回転の防止又は調節は操縦桿の使用により 通常の仕方で制御される。

飛行の垂直離着飛行体勢を始めるために、逆スラストレバー１３４が発動され、 ブロッカドア装置８２、スラストベクトル付はドア装置８０、クラムシェルドア 装置６８及び先端スラット４４を散開させる。航空機の飛行による流れ及び尾翼 を介した後流れがブロッカドア８８によってブロックされ、スラストベクトル付 はドア１００ＪＯ２を介して向けられる。尾部ドアベクトルレバー１３６がセッ トされてベクトル付ｌナドアを介して流れのスラストベクトルを集合的に調節し て航空機をホバリング体勢にして、縦軸に沿った前後方向の飛行を制御する。個 々の対のベクトル付はドアの選択的調節が操縦桿と方向制御の方向舵ペダルによ って仲介される。先端フラップを延ばすことにより、翼下面にわたって起き得る 流れを減少又はよどませ、その下に大いに可能な静圧状態を引起こして、翼の上 下面間の差圧を引き立たせる。

垂直離着飛行中の航空機を制御するのに使われる飛行制御装置は第１２図に示す ごとくである。垂直離着体勢での縦揺れと偏揺れの制御モーメントを生み出すた めに、環状尾部のベクトル付はドア装置８０の周ドアが操縦桿及び方向舵の動き にで生じる指令により選択的に閉じられて尾部の力のアンバランスを生じさせる 。

垂直Ｕ着体勢における偏揺れ制御のために、方向舵ペダルにより環状尾部各々の 側部セクタの周ドア８０が選択的に発動される。垂直離着体勢における横揺れモ ーメントは操縦桿を横方向に動かすことにより巡航飛行での場合と同様に制御さ れる。飛行の垂直離着状態での直接側部力は、巡航飛行の場合での場合と同様に 、操縦桿の握りの側部についているボタン１４２．１４４を押すことにより指令 される。しかしながら、垂直離着では、方向舵ペダルから始まる指令により巡航 飛行の場合のような環状尾部のスポイラが発動されるのではなく周ドア８０Ｓ又 は８０Ｐが発動され、直接側部力が発生する間の航空機の偏揺れ回転を停止又は 調整する。

垂直離着体勢では、縦揺れと偏揺れの制御が通常飛行のように各々操縦桿と方向 舵ペダルで管理された状態で航空機が直接上方又は下方に航行する。離陸では、 逆スラストレバー１３４が動かされてブロッカドア、クラムシェルドア及び先端 スラットを散開し、エンジンスロットルを前進させて描面上に空気流を発生させ る。推進器ファンが航空機の重量よりも大きな揚力を生み出すのに十分な率で描 面上を空気を動かす時、航空機は上昇し始める。エンジンスロットルのセツティ ングの変動がある場合には常に、それに応じて尾部ドアベクトルレバー１３６が 調節されて航空機の縦軸方向に沿った飛行を停止又は調整する。特定のスロット ルセツティングで上昇率を増加させるのが望まれる場合には、操縦桿の前側の垂 直カポタン１３８が押される。この動作により環状真冬々ののど部内上側セクタ と下側セクタ外側のスポイラ３０Ｕ、３６０が発動されてこれらの面での流れを 遅くするか又はよどませる。上昇率の増加は、更にスロットルを開いて推進器の ブロー効果を高めることによって揚力追加しても得られる。航空機の縦軸に沿っ た水平移行は尾部ドアベクトルレバー１３６により停止又は調整されて環状尾部 周ドアから出る推進型流出物のスラストベクトルを調節し、所望の垂直飛行路を 得る。

環状尾部周ドアのスラストベクトルは、航空機の後退飛行を選択的に許す角度範 囲を有する。即ち、垂直飛行での、又はホバリング中での「バックアップＪ　　 （ｂａｃｋｅｄｕｐ）が得られる（第１５図〜第１７図）。垂直離着体勢での直 接下方移行は、推進エンジンをスロットルバックするか、操縦桿の握り後部の垂 直カポタン１４０を押すことにより調節される。垂直カポタンを発動させること により翼外側の頂部セクタのスポイラ３６Ｄと翼ののど部内の底部セクタのスポ イラ３０Ｓ、３０Ｐが散開し、それにより翼の揚力を制御可能にスポイルする。

従って垂直カポタンを使うことにより全エンシンカを用いて垂直着陸アプローチ を行なうことができる。揚力はスポイラによりスムーズに減少させられて垂直降 下制御が着陸のために行なわれる。しかしながら、スポイラは下降時のいつでも 引っ込めることができ、推進器により揚力面上に引起こされた流れにより連続的 に生み出される揚力が下降運動を阻んで航空機はホバリング又は垂直に下降でき る。推進器により揚面上に流れが連続的に引起こされるので、垂直離着体勢から 通常の巡航飛行へ移行するのはいつでもでき、単に逆スラストレバー１３４を動 がしてブロッカドア、クラムシェルドア及び先端スラットを散開させるだけでよ い。垂直離着から通常の飛行への移行（及びその逆）は航空機の飛行姿勢を変え ることなく、そして、高度ロスなしになされる。

以上で記述した二重翼・推進型航空機の実施例に加えて、本発明は単翼・推進器 を有する航空機１５０で実施できる。垂直離着体勢での航空機を示す第１８図〜 第２０図に示すごとく、そのような実施例は、適宜のストラド装置１５８．１６ ０で胴体まわりに共軸に固定された環状小翼１５４と環状単尾部１５６を備えた 胴体１５２を有する。推進は推進ファン１６４を駆動する適宜のエンジン１６２ で提供される。エンジンは空気取入れ口１６６とクラムシェルドア型スラスト減 衰器１７０を備えた尾部パイプ１６８を有する。航空機１５０は、着陸ギア等（ 図示せず）の通常の附属品を備えており、航空機１０と同じにパイロットの持つ 位置及び制御装置を備えたコックビットを有する。ここで冗長を防ぐため、航空 機１５０実施例の制御機器及び制御装置を理解するのには航空機１０実施例の図 面及び記述を参照すべきである。

本実施例の環状小翼に関しては、その設計及び構成は第１図の実施例の環状翼１ ４又は１６と同一であり、散開可能な内側スポイラ１７２、外側スポイラ１７４ 及び循環制御スラット１７６が設けられる。翼の下部セクタ１８０及び側部セク タ１８２のまわりに延びる環状溝１７８を設けてファンの先端を収容して、隙間 、先端ロス及び振動の問題に対処できる。本実施例の尾翼装置１５６も、設計、 構成、操作が第１図の航空機１０と同一である。例えば、尾翼装置１５６はスポ イラ１８６、スラストベクトル付はドア装置１８８及び尾部ブロッカドア装置１ ９０を有する。航空機を制御するためにパイロットの諸制御装置により環状翼及 び尾翼装置の種々の要素を発動させることは容易に理解でき、変更例も、第１図 の航空機１０実施例の作動についての説明を参照すれば、航空機１５０の単−翼 及び尾部に照して自ずから明らかである。航空機制御に用いられるスポイラ、特 に翼及び、必要なら尾部、の側部セクタ内でのそれらは、適当に分割されて横揺 れモーメントを生み出すのに使うことができる。

本発明は、チャネル翼、又は閉じた環状翼より少ない弧形状を有する翼でも実施 できる。第２１図〜第２３図に示すごとく航空機２００は胴体２０４に適宜のス トラット装置２０６で取付けられたチャネル翼２０２を有する。本実施例では、 推進装置は二重反転ファン２０８．２１０と環状翼流れ整直手段２１２を有して 尾翼２１４への適宜流れを保証するが、その他の点では、チャネル翼に起因する 構成及び制御の違いを除き第１８図〜第２０図の航空機１５０実施例と同一であ る。チャネル翼は翼１４．１６の替りに航空機１０に取付けることもできる。

ＦＩＧ、８ Ｆ　Ｉ　Ｇ、８ＣＯＮＴ　。

ＦＩＧ、ＩＩ ＦＪＧ、ｌ３ ＦＩＧ、ｊ６ の　　す いりｎ ＦＩＧ、　２Ｂ 国際ＩＪ４査報告

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．胴体（１５２）と、 該胴体に固定取付され翼弦が該胴体の縦軸に略平行な平面内を向いた翼面（１５ ４）と、 通常の飛行スラストを生み出し、当該垂直離着航空機を支持するのに十分な揚力 が前方移行なしに頂面ブローイングにより生み出されるよう前記翼面上に高速空 気流を生み出す推進手段（１６４）と、該推進手段の下流でそれからの流出物に 浸漬した環状尾翼手段（１５６）と、 前記翼面と関連してその断面上の流れを選択的に変えてその上の圧力を制御し、 制御目的のためにそれによって生じる揚力をベクトル付けする制御手段（１７２ ，１７４）と、 前記尾翼手段と関連して略水平飛行時にその断面上の流れを選択的に変えて圧力 を制御し、方向制御のために半径方向に生じる揚力をベクトル付けする制御手段 （１８６）と、 前記環状尾翼手段の中空部と関連してそれを流れる流れをブロックし、該ブロッ クされた流れを制御飛行方向及び速度に向ける流れベクトル付け手段（１８８， １８９）とで構成され、該ベクトル付け手段が推進スラストに反動して、前記推 進手段により生み出された前記翼面上の空気流による揚力発生中の前進飛行を調 節して、縦軸が略水平方向に維持された当該航空機による垂直飛行制御が前進飛 行なしで達成できるようにしたことを特徴とする垂直離着航空機。 ２．翼面が環（１５４）又はチャネル翼（２０２）である請求項１に記載の垂直 離着航空機。 ３．制御手段が翼面及び尾翼翼面各々の少なくとも内側又は少なくとも外側に設 けられたスポイラである請求項２に記載の垂直離着航空機。 ４．スポイラが環状に分割され、分割スポイラが個々でも総合でも発動される請 求項３に記載の垂直離着航空機。 ５．翼面（１４，１６）が胴体（１２）の両側に固定され、ナセル（１８，２０ ）が前記翼面の各々に固定関連し、それから後方に延び、該ナセルの各々が鼻部 と後端を有し、前記ナセルの縦軸は前記胴体の縦軸と略平行を成し、推進手段（ ２２，２４）が鼻部に位置し、尾翼手段（２６，２８）が各ナセルの後端に位置 する請求項１又は２に記載の垂直離着航空機。 ６．尾翼内の流れベクトル付け手段が、高速流を略後進方向から、航空機の縦軸 に沿って且つ縦揺れ軸及び偏揺れ軸まわりの動きが制御されるよう、前記流れに よって生じるスラストに選択的に反動する方向に変える手段である請求項１，２ 又は５に記載の垂直離着航空機。 ７．尾翼が環状尾部（１５６）を含み、該尾翼内の流れベクトル付け手段がブロ ッカドア（１８８）及び個々又は総合して発動される流れベクトル付けドア（１ ９０）とで構成され、ブロッカドアは前記環状尾部を流れる流れをブロックする よう散開可能であって、それを前記環状尾部の周にある流れベクトルドアを介し て半径方向外方へと向かわせ、出力スラストが制御機能のためにベクトル付けさ れるようにした請求項１，２，５又は６に記載の垂直離着航空機。 ８．推進手段が環状翼中空部又は翼溝の前後端の中間部で作動するファンである 請求項２又は５に記載の垂直離着航空機。