JPH05501095A - ターボクラフト - 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】 ターボクラフト 発明の分野 本発明は乗物を地上から上昇させ乗物が空中を移動するのを助ける上昇装置に関 するしのである。上昇作用はエアーフォイル部分を含む機体を上昇させることが 出来る乗物の上昇力を発生させる十分な角速度にてエアーフォイル部分を有する 多数のブレードを円形の回りに回転させることで発生される。

発明の経緯 空中にて並進連動を行なうべくエネルギーを変換することは当技術の従前の状態 では良く知られている。航空技術は今世紀初期の簡単な飛行機械から地球の引力 圏外を飛行する超音速飛行及びロケット迄進展している。しかしながら、航空交 通量の増加に伴い事故の件数とニア・ミスの件数も増加している。今日の航空機 の構造は雷雨及びウィンド・シェアの作用に対し破壊され昌い。その上、航空機 の動的安定性とバランスは不適切な荷重配列又は飛行姿勢の発生が原因となって 重心の移動が生じた場合相当危なくされ危険に晒される。航空管制網域の規模が 最近拡大するのに伴い一般の航空機による飛行の自由度が低減化し、それと共に 航空管制を適切に分離するのに要求される労力の集中化がもたらされている。

本発明はエアーフォイル型ブレードの逆回転がタンデム状に又は倒置関係的に又 は複数個の段階にて配列され地上で上昇するようソーサー型の乗物の外側縁部の 回りを移動し、実際、高い角度の上昇又は下降を達成出来る新規な飛行方法を提 供するものである。

この特性は今日の本質的に垂直離着陸パターンを時代遅れのものとし、これが逆 に極めて広い航空管制領域と滑走路を必要とする。

その上、これは今日の空港の規模縮小を可能にすると共に空中ての衝突という危 険性をそれに応して低減化し、航空管制網域の規模を低減化し又、空港の処理能 力を高めることが出来る。

その上、本発明の構造的にコンパクトな構成によれば高い風荷重に耐えることが 出来、構造上の破壊という危険性を低減化し、又、雷雨に遭遇した際の空中ての 分解を低減化出来る。

発明の要約 本発明は、軸線の回りを回転することで空中浮遊状態をもたらす所要の上昇力を 発生するローター（ターボ・ブレード）を備えているという意味で今日のヘリコ プタ−に実際上類似している。しかしながら、ヘリコプタ−のローターは軸に取 り付けられ、以下の如き固有の欠点項目、即ち、 １）応力の可逆が連続して繰り返し周期的に行なわれることによる金属の構造上 の疲労 ２）ローターが回転軸線に接近する際のローターの上昇力の非効率性 ３）高い翼荷重に起因するサービス・シーリング速度と巡航速度についての厳し い制限 ４）上昇中心点と乗物の重心の間の連続的に可変の偏心性による影響を受ける長 い片持ちレバー型ブレードである。

本発明は最初の３項目の欠点をほぼ全体的にわたり除去し、第４項目の欠点を相 当程度低減化する。

その上、本発明の機械的設計によれば乗物を全体の上昇力から全体の推力へ又は その逆に除々にシフトさせることが出来る。この状態により乗物はその割り当て られた飛行姿勢迄上昇出来、その状態に到達した時点で乗物は除々にそれが所望 の巡航速度を達成する迄上昇力から推力ヘシフトする。

本発明の目的は改良型エネルギー変換システムを提供することにある。

本発明の他の目的は３個の軸線の任意の軸線の周りで枢軸運動出来るような様式 で乗物内に装備出来、枢軸運動する間に航空機、ローター・クラフト又はその任 意の組み合わせが現在の技術状態において存在する際達成出来るような様式と同 し様式にて乗物を前方、後方、上方、下方及び／又は側方に移動させることが出 来るようなシステムを提供し且つ更にこうした運動を改善し、必要があれば電子 装置の助けを借りて地図上の２点間で乗客及び／又は荷物を運搬するよう当該乗 物を大気中で完全にその姿勢制御を達成することにある。

本発明の他の諸口的については前掲の説明及び添付の請求の範囲から明らかとな り、同様の参照文字が多数の図面においてその対応する部品を表している本明細 書の一部分を成す添付図面を参照する。

図面の簡単な説明 第１図はターボ・ジェット推進構成における本発明の平面図。

第２図は側面図。

ｗ１３図は水平横断面図。

第４図は長手方向横断面図。

第５図は正面図。

第６図は底面図。

第７図は本発明のピストン・プロペラ推進構成を示す。

第８図は第７図による構成の側面図を示す。

第９図は第７図による構成の水平横断面図を示す。

第１０図は第７図による構成の長手方向横断面図を示す。

第１１図は第７図による構成の正面図を示す。

第１２図は第４図より大きい尺度におけるターボ・プロップ／ターボ・ジェット ・エンジン推進構成の長手方向横断面図を示す。

第１３図は第４図より大きい尺度でのターボ・ファン／ターボ・ジェット・エン ジン推進構成を示す。

第１４図はターボ・ブレード・システムの部分横断面図を示す。

第１５図はターボ・ブレード・システムの他の部分横断面図を示す。

第１６図は動力のターボ・ブレード・システムへの機械的伝達の詳細を示す。

第１７図は排気マニホルドの半面図を示す。

第１８図は第１７図による排気マニホルドの横断面図を示す。

第１９図はエネルギー伝達排気ノズルとブレードの横断面図を示す。

第２０図はターボ・ブレード・エネルギー変換排気ノズルとブレードの立面図を 示す。

第２１図は第１０図より大きい尺度にて描いたピストン・プロペラ推進構成の長 手方向横断面図を示す。

第２２図はタンデム構成の逆回転ターボ・ブレード圧縮機の詳細部を示す。

好適実施態様の説明 本発明は基本的には航空機とヘリコプタ−の組み合わせである。

真 航空機として本発明は航空機が飛行するのに必要とされる十分な要素を含む。

第２図及び第４図はこの乗物の輪郭が航空機の翼と類似した空力的形状を有する こと、従って、上昇力を発生出来ることを意味している。この翼は実際飛行する 翼である。横方向に配設されたウィングレット１６はその効率を改善する目的か ら翼の周縁スパン端部に追加しである。

第１図乃至第６図には航空機が飛行するのに要求される基本的要素の残りの要素 即ちエルロン（３）、舵アッセブリ−（５）及びテール（エレベータ−）（４） が示しである。キャビン（１）は前方に操縦士と副操縦士（１７）用の座席及び 空間内の任意の箇所に配設された乗客用座席（１４）を有する乗物の中心に位置 付けである。

乗客用領域の後方にはエンンン室（１３）があり、その各側には下側に着陸用歯 車空間（２２）を有する荷物用スペース（１９）が設けである。燃料タンクは外 周縁部（２）の周りに位置付けである。

ガス・タービンの排気シュラウド（６）はエンジン排気ジェット・ノズル（１８ ）を包囲するキャビンの背後に位置付けである。吸気（２３）は下方ブレード（ ２４）及びレトロ・ブースティング・ジェット・ノズル（２１）と共に第６図に 示しである。

この乗物の円形構成は極めて広い翼面積を発生し、同様の重量の航空機に対して 相対的に極めて小さい真荷重を往復動的に発生する。

これは乗物がその対比可能な航空機より良好に空中を浮動出来る事を意味してい る。航空機で達成可能な高さはその真荷重に反比例する。従って、充分な発生力 で助けられれば本発明による航空機はこれと対比可能な航空機より高い飛行高度 を達成出来る。

その構成が原因で、本乗物により発生される全体の抵抗（前方面積＋露呈面の関 数）は同様の重量を持つこれと対比可能な航空機より高くなり得ることが認めら れている。この状況は同じ高さを飛行する際その対比可能な航空機に対する巡航 速度を低減化させる傾向がある。しかしながら、空気密度は全体の抵抗面積比が 一定の場合、指数関数的に高さと共に減少するので、作動条件値における僅かの 増加は両方の抗性力が等しくなるよう充分である。従って、充分高い飛行高度を 達成することに際しては、この乗物により発生される全体の抗性はこれと対比可 能な航空機の構成以下であろう。その点において、この巡航速度は早くなろう。

ターボ・ブレード・システム ヘリコプタ−としての本発明にはその上昇、ホバーリング及び飛行に必要な全て の要素が含まれいる。

第３図は本発明の水平横断面図を示す。複数個のターボ・ブレード（１５）が２ 個の円の内部に配設しである。内側円形ブレードの組みは一方向に回転し、一方 、外側の円形ブレードの組みは反対方向に回転する。この配設は本明細書では測 置関係（ｓｉｄｅ　ｂｙ　５ｉｄｅ）にあると称する。タンデム配列においては ２組のブレードが内部で回転する円は１個のみである。一方の組みが他方の組み に対して逆回転し、両方の組みは垂直に分離される。慢数個の組みはいずれか一 方の配列で構成可能である。蒸気タービンのクロく空気の流れを一方のブレード 段階から次のプレート段階へ再び流す目的からプレート段の間に多数の固定ブレ ードを導入出来る。

ヘリコプタ−のｆｌ１点と比較した場合のこれらのシステムのｆｌ１点を要約す ると以下の通りである。

１）各ブレードはヘリコプタ−・ローターの片持ち梁という概念と対比して簡単 に支持されたビームと同様、各端部において支持されている。高い応力又は逆の 応力がこの条件下で存在せず、通常の作動応力歪みサイクルのみが生じる。スパ ン比に対し安全な横断モジュールが与えであるのでブレードの有効寿命を不定的 に延ばすことが出来る。

２）制限された端部状態と組み合っているブレードの高いアスペクト比は極めて 効率的な上昇装置をもたらす。本発明のフレームを具体化している円の外側縁部 の箇所又はその付近に位置付けられ、各ブレードの組みは上昇力をそれが回転中 心に近ずくにつれてヘリコプタ−のローターの固有の空力的非効率性を回避する 。

３）本発明の全体のターボ・ブレード面積はその概念的構成が与えであるので同 様の重量を有するヘリコプタ−の全体のローター面積を容易に２倍に出来る。そ の高い空力的効率か加えられると結果的に低い真荷重が高い上昇角度と上昇速度 にて上昇出来る強力な上昇プラットホームをこれと対比可能なヘリコプタ−より 早くし、高い作動高度を保持出来るようにする。

４）本発明のターボ・ブレード・アッセンブリーの突出した前方面と露呈した面 で発生される全体の抗性は結合されたローター・アッセンブリーと対比可能なヘ リコプタ−の相対面を加えたもので達成される抗性以下である。従って、同量の 動力が与えられると、本発明のターボ・ブレード・アッセンブリーて得られる線 速度は夫々で発生される全体の抗性の同じ量を備えたヘリコプタ−・ローターの 場合より高くなろう。従って、上昇はブレードの線速度の直接的関数であるので 、ターボ・ブレード・アンセンブリ−の全体の上昇力も対比可能なヘリコプタ− の上昇力よりたかくなろう。

５）円形航空機体の外側部分の周りの箇所と結合されたターボ・ブレード・シス テムの逆回転効果は可変上昇カバターンの振動効果を中立化する傾向がある。こ の中立化作用は好適には対比可能なヘリコプタ−の単一ローター・システムで発 生される振動と比較する。

ジェット・エンジンとターボ・ブレード・システムの間の動力の伝達は、ファン ・ジェット・エンジンの軸回転エネルギーを機械的手段を通じてターボ・ブレー ドに伝えるか又はジェット・エンジンの高温空気ジェットを排気マニホルドを通 じてターボ・ブレード・アッセンブリーに向けることにより達成可能である。

上昇劇と揺れ制御システム 本発明を上昇姿勢から並進状態に変えるには上方及び下方の羽システムを作動さ せる必要がある。これらのシステムを第１図、第２図及び第５図（７）及び第６ 図（２４）に示す。

回転するターボ・ブレード・システムをヘリコプタ−として作動させるには、タ ーボ・ブレード・システムに流れる空気が自由に流れる必要性がある。結局、タ ーボ・ブレード・システムが位［＝ｔけられる面積を含む翼の上面と下面は空気 に対し開いている。他方、この乗物が航空機として作動するには空気の流れは翼 の上面と下面に沿って非中断的に流れなければならない。

上方羽システムと下方羽システムは長手方向軸線の周りで回転自在の且つターボ ・ブレード・システムの上方と下方で乗物の上面と下面に据え付けられる一連の 薄い平坦な金属部片である。第１図は相互に平行に且つ飛行線に対して直角に配 列された上昇劇７を示す。

第６図は相互に手行で且つ飛行線に対して平行に配列された羽（２４）を示す。

第７図の半径方向配列ら作成可能であり、この場合、容態（５３）は半径方向構 成を備えている。

乗物がホーバーリング姿勢状態にある間に主として使用されるヨーイング制御シ ステムは以下の２個のシステムのいずれかで構成可能である。

駆動されるプロペラ− このシステムは第２図に示される如く、舵アッセンブリー内に据え付けられる１ 個又は２個のプロペラ−５８からなっている。充分な動力をエンジンから得るか 又はプロペラ−を励起して逆回転ターボ−ブレード拳システムのヨ−イング発生 トルクとバランスするよう独立した駆動源を通じて発生出来る。

駆動されるジェット このシステムは乗物の長手方向軸線に対して成る角度にて設置され第２図に示さ れる如く水平安定装置の外面上に位置付けられる排気ジェット・ノズル２０から なっている。逆回転ターボ・ブレード・システムのヨーイング発生トルクをバラ ンスさせるため充分な力でいずれか一方を励起させるべく動力をエンジンから取 らなければターボ・ブレード・システムに加えて本発明には上昇力を高めるシス テムを装備出来る。これはレトロφブースティング・システム２１と称する事か 出来る。第６図参照。ターボ・ブレード・システムは実際多段タービンと類似し ている。これは上方上昇劇５７を通じて上方から流入する空気を圧縮する。この 空気が最後の段を離れる際、この圧搾空気の一部分が燃焼室１６９（第１２図） に案内され、そこでこの空気は燃料と混合され燃焼されて結果的に高温ガスと共 に下方の空気内に排出される。ジェット・エンジンの設計については当技術の先 行状部にて良く知られているのでレトロ・ブースティング・システムの設計上の 詳細をこれらの汁擾書の一部として含ませることは本明細書では行なわない。し かしながら、ブースター２１として本明細書で説明された様式及び第６図に図示 されたその使用上の概念は本発明の一部分である。これらの複数個のブースター ２１は圧搾空気空気室ハウジング内に据え付は可能であり、所望の巡航速度レベ ルか得られる迄上昇期間を唖くする目的に使用される。

多方向性制御システム 今日まで、本発明の航空機は上昇、ホーバーリング、前方への飛行、旋回及び下 降を行えるものとして示されて来ている。この操作能力は飛行機か操縦士の自由 裁量でローリング、ピッチング及びヨーイングを行なえることを意味している。

しかしながら、完全な方向制御を達成するにはそれに加えて航空機がホーバーリ ング姿勢中に横方向及び／又は後方向に移動出来る必要がある。ヨーイング制御 ノズルが位置付けられるのと全く同し様式で乗物の周縁部の周りに位置付けられ 且つ第２図及び第６図（２５）に示される如く、相互の間で適切に隔置された複 数個のノズルにジェット・エンジンの動力の一部分を向けることにより、水平面 内での全ての方向における完全な運動制御の達成が２個又は３個のノズルの一同 での燃焼により可能となる。

圧搾空気室 圧搾空気室はターボ・ファン及び／又はターボ・ジェット・エンジン・システム が現在の技術状態における航空機で達成されるものより高い高度にて飛行する充 分な動力を提供するようターボ・ファン及び／又はターボ俸ジェット拳エンジン ・システムに不可的予備圧搾空気（結果的に酸素）を提供する。その理由は、ジ ェット・エンジン・システムの最高高度点において付加的酸素が供給されれば動 力増加かジェット・エンジン・システムから得られることによる。

この状態は航空機の飛行高度と巡航速度の両方の増加をもたらす。

第１２図乃至第２１１図は主要システムを更に詳細に図解している。

第１２図は動力か機械的手段を通してターボ・ブレード・システムに伝えられる ターボ・プロップ・エンジン・システムの動力を受けるターボ・クラフトを表し ている。第１３図は動力が排気マニホルド・システム２０１を通してターボ・ブ レード・システムに送られるターボ・ジェット・エンジン・システムの動力を受 けるターボ・クラフトを表している。本発明を推進する目的で低い及び／又は高 いバイパス比ターボ・ファン・エンジン・システムといった他の推進手段が使用 可能であるが、簡潔性の理由からこれらについては本明細書では示されていない 。主たる問題は推進システムのみにあるのではなく、本発明に含まれる全てのシ ステムにある。

第１２図を参照すると、外部空気は下方羽１０１を通じて吸気室１０２内に流入 し、そこでこの空気は多段階圧縮機（ターボ・ブレード・システム）１０３内に 流入し、そこで圧縮される。この点で以下の項目を明瞭にする必要がある。

１）第１２図は内側圧縮機が外側圧縮機に対して反対の一方向に回転する倒置関 係の軸方向多段階圧縮機（ターボ・オペレート・システム）を示す。

２）固定子手段がこの図の一部分として示されていないが、これをシステムに加 えることが可能である。

固定子は空気の運動エネルギーを付加的圧力に変換して圧縮機（ターボ・ブレー ド・システム）の効率を高める。後者の同様の解決策ではタンデム型多段階圧縮 ＩＩ（ピストン・プロペラ−推進構成参照）を示し、そこで２個の回転システム の一方が構造フレームに固定的に取り付けられ、従って他方が回転している間に 静止状態にあるものを使用出来る。

多段階圧縮機から出る圧搾空気は圧搾空気室１０４に入る。飛行高度に応じてこ の圧搾空気は以下の１個以上の目的のため使用出来る。

１）ゲート弁１０９が閉しられた状態で、開いている下方羽システムを通して高 度に圧縮された空気を排出させることにより乗物を地上から上昇させ、その空中 ての上昇を助けること。

２）更に高速度の上昇を得る目的から下方羽システム（１０５）を閉し、ゲート 弁１０９を閉し且つレトロ・ブースティング・システムを燃焼させる間に燃焼室 と機体（レトロ・ブースティング・システム）下方に位置付けられたノズル（１ ０６）に供給すること。

３）高い高度及び巡航速度を得る目的からゲート弁１０８が開いた状態で排気導 管１０９を通して、下方羽システムの一部分が開き且つ下方羽システムが閉じた 状態でターボ・プロップ、ターボ・ファン又はターボ・ジェットとした推進シス テムの吸気室に付加的酸素を供給すること。

第１４図と第１５図は回転可能ハウジング１２１と１２８が転がり軸受け１１６ ．１１９を通じて固定ハウジング１２０に接続されているターボ・ブレード・シ ステムの詳細な配列を示す。羽１１４は容態の端部において玉軸受け１１５上に 設置された短軸１１７を通じて回転自在型ハウジング１２８に取り付けである。

この箇所において、２個の任意の状態について明瞭にしなければならない。これ ら２個の状態は以下の通りである。

１）ローリングの制御とピッチングの制御を独立的に且つエルロン及びテール・ アッセンブリーの如き全ての外面の他に擁護する。

２）ローリングとピッチングの制御をエルロン及びテールの作動のみを通じて得 る。

条件１）を達成すべき場合にはターボ・ブレード・システムの上昇能力は機体の 周縁部付近で変化しなければならないであろう。これはターボ・ブレード・シス テムの周縁部の周りの羽の衝撃角度を変える事により達成される。命令により操 縦士が制御するレバー（図示せざる）は棒とピストン１１０を僅かの皿上下動さ せる目的からハウジング１２８の周縁部の周りの異なるステーションに位置付け られた油圧シリンダー１１１に１共給する。ｌｉ＄　１１．０はこうした僅かの 垂直運動か出来るよう設計されたガイド１２７に固定される。

ガイド１２７には軸受はアッセンブリー１１３が含まれ、この軸受ケアソセンブ リーには接続棒１１２が取り付けられる。各ブレードは接続ピン１１８を通して １１１１２に接続される。棒１１２を上げることにより、そのステーションにお ける羽の組みがその衝撃角度、従って、その上昇力を上げ、一方、そのステーシ ョンに直径方向に移行する羽の組みがその衝撃角度、従って、その上昇力を低減 化する。この作動の結果、２個のステーションを含む垂直面に対し直角ノ軸線の 周りでローリング作用か生しる。このシステムはホーバーリング状態下でも常時 水平飛行を保つ目的上、オート・パイロｙト・システムに接続可能である。

条件２）を達成すべき場合には、ターボ・ブレード・システムは内側ハウジング １２８に直接取り付は固定する。回転する圧縮機態のジャイロスコープ的作用が 原因で、ターボ・クラフトの水平特性の大部分は固有にされるが、ピッチングと ローリングの制御は他の制御源に依存しなければならないであろう。

第１６図はエンジン室から軸１２６を通してクラッチ及びトランスミッション箱 １２４への動ノｊの機械的伝達を一層詳細に示している。このクラッチ・トラン スミッンヨン箱には内側ハウジング１２８に固定された連続歯車１２２に接続さ れた２個のターミナル歯車１２３が備えられ、各歯車１２３は他方の歯車とは反 対方向に回転し、倒置関係にあるターボ・ブレード・システムの逆方向の回転運 動を発生する。

第１３図は動力が排気マニホルド・システムを通してターボ・ブレード・システ ムに伝達されるターボ・ジェット・エンジン・システムでの動力を受けるターボ ・クラフトを示している。ターボ・ジェット・エンジン・システムが始動した後 、命令を出す操縦士はジェット・エンジンのテール・パイプ部分に位置付けられ たゲート弁１４０を励起する。操縦士の判断て、高温気体の一部分が第１８図に 示された排気主要部分１３０内、従って排気マニホルド１３１内に分割される。

その場所から高温ガスは第１７図、第１８図、第１９図及び第２０図に示された 垂直出口１３２を通してマニホルドの周縁の周りに分配される。そこから高温ガ スはノスル１３３内に分割され、２つの反対方向に排気され、この運動エネルギ ー全てを羽１３６へ伝達し、二の羽１３６はターボ・プレート・システムを含む 回転可能なハウジング１２８ヘガゼソト板１３７を介して固定されている。第１ ９図及び第２０図に示されたダイアフラム１３４、短軸１３５及びハウジング１ ３８は構造フレームの一部分である。

ターボ・クラフトの設計と作動は１ｏ個の基本的な推進−伝達−圧縮モードとし て以下の如く要約出来た。

１）レトロ・ブースティング倒置圧縮モードを備えたターボ・ファン−ターボ・ ジュツト推進／高エガス排気マニポルド・トランスミッション参モード。

２）レトロ・ブースティング・システムと倒置圧縮モードを有するターボ・プロ ップ推進／高温、ガス排気マニホルド・トランスミツシヨン・モード。

３）レト０・ブースティング及び倒置圧縮モードを有するターボ・プロップ推進 ／機械的トランスミッション。

４）倒置モードの代わりのタンデム型圧縮を有するモード位置。

５）倒置モードの代わりにタンデム型圧縮を有するモード２６）倒置モードの代 わりにタンデム型圧縮を有するモード３７）レトロ・ブースティング及び倒置圧 縮モードを有する往復動推進／機械的トランスミッション。

８）レトロ・ブースティング及びタンデム型圧縮モードを有する往復推進／機械 的トランスミッション。

９）タンデム型圧縮モードを存するがレトロブースティングを有しない往復動推 進／ｆｌｌｌｊｌＥ的トランスミノンヨン。

１０）倒置圧縮モードての固定千羽を資するモート１．２．３及び７゜ 往復動推進構成はピストン・プロペラ−推進構成として以下に説明する。

モード１．２．４．５及び１０てのターボ・クラフトの作動は以下の如く要約出 来る。命令を出す操縦士が離陸の開始準備態勢にあると、操縦士は高温排気ガス を圧縮機（ターボ・ブレード・システム）に接続する弁１４０ａ　（第１３図） を励起し、離陸ロールを開始させる動力を増加させる。垂直に排出される高温ガ スでタールマ力ダム・エプロンを焦がさないようローリングが要求される。こう する間に上方及び下方の羽システムが開いて出来るだけ大量の空気が圧縮機を通 じて流れるように出来る。大部分の動力を圧縮機に送るようエンジン・システム か全動力にて作動し、ゲート弁１４０ａがセットされた状態で、圧縮機の羽は充 分に加圧された空気が発生されて下方羽を通して排出されるよう充分な速度を得 、排気マニホルドからの高温ガスと共にトランスミッション・リフト・オフが得 られる。安定した高度に到達した後、命令を出す操縦士はレトロ・ブースティン グ・システムに点火する一方、同時に下方の羽システム、上方羽の一部分を閉し 、弁１４０ａをセットし、高い推力を伝えて上昇の適当な割合が得られる迄機体 の前進速度を高める。これらの状態下でエンジン・システムがその上昇を保つ充 分な動力を発生出来無いような空気密度の箇所迄高度が上がり続ける。その箇所 で命令を出す操縦士はレトロ・ブースティング・システムを閉じ、ゲート弁１０ ９を励起すると充分な加圧空気がジェット・エンジンの吸気室に入り、こうする 間に高い高度と巡航速度が得られる迄エンジンの動力を高める。この点で、機体 は上方羽か完全に開き、下方羽システムが閉し、レトロ・ブースティング・シス テムが閉じ、ゲート弁１４０ａが部分的に開いた状態で飛行しており、充分圧縮 された空気を出している圧縮機に供給し、その圧縮機をケート弁１０９を通して エンジンに出すのを維持すべく低い動力が設定され、推力に対し高い動力か設定 しである。着陸姿勢においては操作方法は以下の通り行なわれる。乗物かその目 的地に近ずくのに伴い、動力が低減化され、ターボ・ブレード（圧縮機）が非励 起状態にされ、上方羽と下方羽が完全に閉し、ゲート弁１４０ａがバイパスに対 して閉し、推力に対しで開き、ゲート弁１０９か閉しることから外部の空気は圧 搾空気室に流入出来ず、機体のピッチングは適切な滑空速度が得られる迄増加す る。パターン高度に到達すると、上方羽と下方羽が開かれ、動力が増加され、圧 縮機を励起する目的上弁１４０ａを通じて動力か分割され、弁１０９は閉した状 態を続け、レトロ・ブースティング・システムか遮蔽される。上昇力が増加され 、所定のパラメーターに到達する迄、前進速度が低減化される。この点て、操縦 士は動力を供給し及び／又は機体を所定の着陸領域へ向かって操作し実質的にヘ リコプタ−の着陸の場合と同じ様式にて着陸する。航空機構造上に適切に設置さ れたロケット装置により付加的推力を提供出来る。こうしたロケットは液体燃料 又は固体燃料の動力を受けるのが有利であり、高い高度に到達する上昇力を提供 するよう作用する。

今まで説明してきた本発明は１個以上のジェット・エンジンにより励起され推進 される。しかしながら、ジェット・エンジン・システムの代わりに推進動力用と して１個以上のプロペラ−に接続されたターボ・ブレード・システムを励起し、 駆動する目的で１個以上の往復動エンジンを使用することが本発明の他の態様を 構成している。

第７図乃至第１１図は、キャビン（５１）、風防ガラス及び窓（５２）、入りロ ドア（７１）、上方羽と下方羽（５３）、プロペラー保護シュラウド（５４）　 、テイル（５５）、エルロン（５６）、ウィングレット（５７）、ヨーイング制 御プロペラ−（５８）　、舵（５９）、垂直安定装置（６０）　、プロペラ−（ ６１）、ピッチング制御面（テイル）（６２）、キャビン内部（６３）、乗客用 座席（６４）　、ターボ・ブレード・システム（６５）、着陸用ギア（６６）、 往復動工／ジン室（６７）、プロペラ−軸（６８）　、下方羽（６９）及びプロ ペラ−軸保護シュラウド（７０）を示す。

又、第２１図及び第２２図はこれらのシステムの一部のシステムを一層詳細に示 している。第２１図は開いた位置における上方羽システムを点線（１０１）で示 している。閉した状態は翼の輪郭に従う実線として示しである。空気は上方羽シ ステムを通して吸気室（１０２）内に流入する。空気は図面に示された逆回転圧 縮機（ターボ・ブレード・システム）（１４１，１４３）の箇所を移動する。

これらの羽は形状が第１５図に１１７で示されたものと類似しており、一端部に おける転がり軸受け１４５及び他端部における半固定軸受け１４６上に設置され た軸１４４て支持されている。ターボ・ブレード・システム１４３は回転可能ハ ウジング１４２に取り付けられ、ターボ・ブレード・システム１４１は回転自在 型ハウジング１５２に取り付けられる。これら２個のハウジングは玉軸受け１４ ７により内側及び外側固定ハウジング１４０上に設置しである。これらの玉軸受 けは圧縮機態（ターボ・ブレード・システム）の回転により発生される遠心力と 熱に適合するよう成る程度の弾力性を受け入れるよう設計しである。連続する周 方向歯車１５１がハウジング１４２の外面に取り付けられ、トランスミッション 歯車１６３に取り付けられた歯車１５０を通じて励起される。同様に、歯車１５ ３がハウジング１５２に取り付けられ、逆回転運動にて歯車１５４を通じて励起 される。トランスミッション歯車とクラッチ・アツセブリー１６３はエンジンの 主要動力を軸１６５を通してトランスミッション歯車とクラッチ・アッセンブリ ー１６４に伝え、歯車１５０を通じて回転自在型ハウジング１４２に伝え、同様 に、トランスミッション南中とクラッチ・アッセンブリー１６４は回転動力を軸 １５５を通してヨーイング制御プロペラ−１６０に伝え、動力を推進するプロペ ラ−１５７へ軸１５６を通して伝え、歯車１５４を通して歯車１５３とハウジン グ１−５２へ伝える。

空気か圧縮されターボ・プレート・システム１４１．１４３から出ると、空気は 圧搾空気室１０４に流入する。ターボ・ファン又はターボ・ジェット推進構成の 場合に生したのと同様に、この空気室は排気導管１４９を通してピストン・エン ジンのターボ・チャージャーに接続され（明瞭性のため第２１図に図解されてい ない）おそらくはレトロ・ブースティング・システムに接続される。この空気室 の機能は３種類あり、夫々ターボ・クラフトの飛行姿勢に応じている。先に説明 した如く、離陸姿勢の場合、ターボ・クラフトは推進プロペラ−に対して小さい 動力設定、圧縮機（ターボ・ブレード・システム）に出される高いエンジン動力 及び両方の羽システムが完全に開いた状態で離陸ローリングを開始する。圧搾空 気はターボ・クラフトを地上から上昇させるのに充分な圧力を以て下方羽システ ム（１０５）通じてその下方の解放空気内に流れる。ターボ・クラフトが安定し た高度を達成すると直ちに、レトロ・ブースティング・システム（任意）が点火 され、低い羽システムが完全に閉じられよう。その時点に、動力は所望の上昇割 合が達成される迄、命令を出す操縦士の判断でレトロ・ブースティング・システ ムから推進プロペラ−へ分配される。現在のターボ・チャージ式ピストン・プロ ペラ−航空機で達成されるより高い飛行高度に到達する目的から本発明では次の 改革内容を提供する。ターボ・クラフトが上昇するのに伴い、適切な空気対燃料 費にて燃焼させ、所要の動力を得る目的から付加的酸素がピストン・エンジンに より要求される。これは圧搾空気室からの事前圧搾空気を排気導管１４９と弁１ ４８を通じてそのピストン・エンジンに取り付けであるターボ・チャージャーへ 接続することにより達成される。Ｐめ圧縮された空気を受け取ることによりター ボ・チャージャーは動力を高高度にて維持する目的上、充分な酸素をピストン・ エンジン噴射器に送出することが出来よう。このシステムの適切な機能を補填す る目的から別の作動が要求されよう。ターボ・クラフトの真荷重は極めて低いの で、翼の飛行能力を破壊せずに翼の比較的大きい上方部分が空気に対して開かれ よう。従って、所要の空気容積を圧縮する目的上充分な空気を圧縮機（ターボ・ ブレード・システム）で取り扱うよう下方羽の部分を空気に対して開かねばなら ないであろう。下方羽システムは閉しられレトロ・ブースティング・システムが 非励起状態にされよう。

第７図乃至第１１図及び第２１図及び第２２図に示されたターボ・プレート・シ ステムはタンデム型である。この構成の作動（上昇、ホーバーリング、飛行及び 着陸）はターボ・ファン、ターボ・ジェフト・エンジン推進モードのものと類似 していよう。

本発明について本明細書中にその最も実際的且つ好適な実施態様と考えられるも のの図示をし、説明をしてきた。しかしながら、本発明の範囲内で本発明を出発 点と成し得ること及び当技術の熟知者には明らかな改変か生しることか認識され る。

ＦＩＧ、６ 鈷 開　示　の　要　約 航空機の翼の輪郭としそ飛行方向における輪郭を有する実質的に円形の本体と、 少なくとも２個の同心的な逆回転ターボ・ブレード・アッセンブＩＪ−（１！５ ）を通じて流れる垂直の上昇空気流れを発生すべく前記本体内にある前記アッセ ンブリーを有する航空機。動力発生装置（６，１３，２１，２３）並びにターボ ・ブレード・アッセンブリー（１５）の回転運動を維持すべく当該ターボ・ブレ ード・アッセンブリーに動力発生装置を接続する装置（１２２，１２３，１２４ ，１２６）。

当該航空機には又、水平推力を航空機に与えるべく動力発生装置に接続された推 力装置（６，１８，１５７）、前記垂直上昇空気流れに力を与えるべくターボ・ ブレード・アッセンブリー下方に位置付けられた複数個の燃焼室（１０４）を含 むレトロ・ブースティング装置（２１，１６９）も含まれている。燃焼室（１０ ４）と流体連通状態にて前記ターボ・ブレード・アッセンブリー（１５）下方に 配設され、前記燃焼室（１０４）内の燃焼を保持し、前記動力発生手段（６，１ ３，２１，２３）内の動力を保持すべく酸素を供給するため動力発生手段の吸気 部分に配設された圧搾空気室（１０６）も含まれ、空気を吐出するため前記り− ボ・ブレード・アッセンブリー（１５）上方に配設された上方羽（７，１０１） 及び空気を排出すべく前記圧搾空気（１０６）下方に配設された下方羽（２４） が含まれ、又、個々の上方及び下方羽制御手段（１１０）が含まれている。

国際調査報告 １″＋′＋＊Ｉ°−°１Ａ″””１″″”　ＦＣＴ／ＵＳ９１７０２２６３

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １）航空機であって、航空機の翼の輪郭として飛行方向に輪郭を有する実質的に 円形の本体と、少なくとも２個の同心的逆回転ターボブレード・アッセンブリー を通じて垂直上昇空気流れを生じるべく前記本体内に配設された前記アッセンブ リーと、動力発生手段と、前記ターボ・ブレード・アッセンブリーの回転運動を 維持すべく前記動力発生手段を前記ターボ・ブレード・アッセンブリーに接続す る手段と、水平推力を前記航空機に適用するため前記動力発生手段に接続された 推力手段と、前記垂直上昇空気流れを高めるため前記ターボ・ブレード・アッセ ンブリー下方に配設された複数個の燃焼室を含むレトロ・ブースティング手段と 、前記燃焼室内の燃焼を保持すべく酸素を供給し、前記動力発生手段内に動力を 保持するよう前記燃焼室及び前記動力発生手段の吸気部分に流体連通する状態で 前記ターボ・ブレード・アッセンブリー下方に配設された圧搾空気室と、空気を 噴出させるため前記ターボ・ブレード・アッセンブリー上方に配設された上方羽 と、空気を排出するため前記圧搾空気室下方に配設された下方羽と、個々の上方 及び下方羽制御手段から成る航空機。 ２）燃料を前記燃焼室内に噴射する手段と、前記燃焼室内の圧搾燃料空気混合物 を燃焼する手段を含む請求の範囲１項記載の航空機。 ３）前記動力発生手段と連結する前記手段に、それぞれ前記動力発生手段を前記 ターボ・ブレード・アッセンブリーに係合させる駆動入力と駆動出力を有する歯 車ホイールが含まれる請求の範囲１項記載の航空機。 ４）前記動力発生手段内に少なくとも１個のジェット・エンジン・システムを含 み、前記動力発生手段を連結する前記手段に、ジェット・エンジン排気ガスの一 部分を分割する前記ジェット・エンジン・システムのテイル・パイプ部分内に配 設されたゲート弁、前記ゲート弁と流体連通状態にある円形排気マニホルド及び ジェット・エンジン排気ガスの前記部分を前記ターボ・ブレード・アッセンブリ ー上に配設された羽に向かって吐出するよう前記円形排気マニホルドに沿って配 設された複数個のノズルが含まれている請求の範囲１項記載の航空機。 ５）前記水平推力手段内のプロペラーを含み、前記動力作動手段に前記プロペラ ーに接続された動力軸が含まれる請求の範囲１項記載の航空機。 ６）前記水平推力手段に、前記航空機内の水平推力を達成するよう前記ジェット ・エンジン・システムと流体連通状態にある排気ガス・マニホルドが含まれる請 求の範囲４項記載の航空機。 ７）前記ターボ・ブレード・アッセンブリー上の周方向に配設された前記ターボ ・ブレード・アッセンブリー上の複数個の半径方向に延在するローター羽、前記 垂直上昇空気流れを制御すべく半径方向に延在する軸線の周りで前記ローター羽 を回転させる回転手段を含む請求の範囲１項記載の航空機。 ８）ローター・ブレード制御手段を含み、前記ターボ・ブレード・アッセンブリ ーが前記垂直軸線を通る面で定められるセクターに分割され、前記航空機のピッ チングとローリングを制御すべく前記セクターの各セクター内で前記回転手段を 独立的に制御するよう前記ローター・ブレード制御手段に接続された操舵手段を 含む請求の範囲７項記載の航空機。 ９）前記少なくとも２個の逆回転ターボ・アセンブリーが垂直に重ねられ、相互 に分離されている請求の範囲１項記載の航空機。 １０）前記少なくとも２個の逆回転ターボ・ブレード・アッセンブリーが円形体 の垂直軸線に対して直角の少なくとも１個の共通平面内で同心的に配設される請 求の範囲１項記載の航空機。 １１）空気の流れを再び向けるため前記逆回転ブレード・アッセンブリーの下方 に配設された航空機構造に固定される少なくとも２個の固定子ブレード・アッセ ンブリーを含む請求の範囲１０項記載の航空機。 １２）前記ターボ・ブレード・アッセンブリーの各回転ブレードが各端部におい て支持されている請求の範囲１０項及び１１項記載の航空機。 １３）前記実質的に円形の本体から半径方向に延在する翼と、前記延在している 部分に枢軸的に取り付けられたエプロンと、前記翼の端部から或る角度にて垂直 に延在するウイングレットを含む請求の範囲１項記載の航空機。 １４）前記実質的に円形の本体の後部に配設された水平安定化面と、前記安定化 面に枢軸的に取り付けられたエレベーター手段と、前記実質的に円形の本体の後 部に取り付けられた舵手段とを含む請求の範囲１項記載の航空機。 １５）垂直面内に配設されたヨーイング制御プロペラーと、前記ヨーイング制御 プロペラーを可変的に前記動力発生手段に接続する接続手段を含む請求の範囲３ 項記載の航空機。 １６）前記円形本体の周縁部に配設された前記運動制御手段内の排気ノズルと、 前記排気ノズルを制御する手段を含む請求の範囲４項記載の航空機。 １７）前記水平推進動力を増加させるよう前記航空機の後部に配設されたロケッ ト・システムと、前記ロケット・システムを制御する手段を含む請求の範囲１項 記載の航空機。 １８）前記動力発生手段内の少なくとも１個の往復動エンジンを含む請求の範囲 １項記載の航空機。