JPH06502364A - Ｖｔｏｌ航空機のための推進ユニット - 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】 いる意味で互いに比較的密接して配置されかつ適切な曲率半径を有し、最後の湾 曲部で生じた動圧増加がダクト出口部により回復され、 使用の際、ダクト貫流空気のためのサイフオン効果を揚力ダクトが発生すること を特徴とする請求の範囲第１１項又は第１２項記載の航空機のための推進ユニッ 　ト。

１４、　揚力ダクトの境界からの空気分離を減少するためにＳ状の湾曲部の中に 配置されている空気偏向板を揚力ダクトが有することを特徴とする請求の範囲第 １３項記載の航空機のための推進ユニット。

１５、　吸気損失を減少するために揚力ダクトの空気入口が円錐状で先細りする ことを特徴とする請求の範囲第１３項又は第１４項記載の航空機のための推進ユ ニット。

１６、　静圧を回復するための揚力ダクト空気出口に配置されているディフュー ザも揚力ダクトが有することを特徴とする請求の範囲請求の範囲第１３項から第 １５項のうちのいずれか１つの項航空機のための推進ユニット。

１７、　排気流の方向を制御するために空気出口に配置されている偏向板を揚力 ダクトが有することを特徴とする請求の範囲第１０項記載の航空機のための推進 ユニット。

１８、　揚カニニットにより発生される揚力を変化させるために上方及び／又は 下方へ空気を向けるための複数の制御ダクトも具備することを特徴とする請求の 範囲第１０項記載の航空機のための推進ユニット。

１９、　揚カニニットにより発生される空気量とは無関係に一定の質量の空気が ダクトを貫流することを特徴とする請求の範囲第１８項記載の航空機のための推 進ユニット。

２０、　上方へ空気のいくらかを分流するための揚力ダクトの中に定置されてい る分流板の形を制御ダクト有することを特徴とする請求の範囲第１８項記載の航 空機のための推進ユニット。

２１、揚力ダクトの中に配置されている弁手段により制御ダクトが空気を供給さ れ制御ダクトは揚力ダクトへの空気と制御ダクトへの空気を配分することができ ることを特徴とする請求の範囲第１８項記載の航空機のための推進ユニット。

２２、　揚力ダクトとは別個に制御ダクトが形成され、上方及び下方に配置され ている出口を制御ダクトは有し、上方配置されている出口への空気と及び下方に 配置されている出口への空気を配分するための弁手段を制御ダクトは有すること を特徴とする請求の範囲第１８項記載の航空機のための推進ユニット。

２３、　上昇飛行で航空機を推進するための揚カニニットを推進ユニットか有す る航空機のための推進ユニットにおいて、揚カニニットが、 複数の揚力ダクトに室外側周縁で取付けられている１つの室を有し複数の制御ダ クトをさらに有し揚力ダクトはほぼ下方へ排気し制御ダクトはほぼ上方へ排気す る空気をほぼ下方へ向けるためのダクトと、各揚力ダクト及び制御ダクトの貫流 空気を誘導するために配置されているエアポンプと、 制御ダクトを貫流する空気流を制御するための弁手段を具備し、 使用の際、各揚力ダクトからの排気流は上昇推力を発生することができかつほぼ 非収束でありダクト貫流空気質量は弁手段の動作とはほぼ独立していることを特 徴とする航空機のための推進ユニット。

２４、　制御ダクトが揚力ダクトから分離して形成され、上方へ排気する１つの 出口と下方へ排気する１つの出口を制御ダクトは有し弁手段は２つの出口へ空気 流を配分し、 使用の際、制御ダクト貫流空気の質量が一定であることを特徴とする請求の範囲 第２３項記載の航空機のための推進ユニット。

２５、　弁手段か回転スプリッタであり、上流端部から回転スプリッタの内部へ 向かって円錐状で先細りする１つの孔を回転スプリッタは有し、孔はその内部か ら下流端部へ向かって円錐状で広がり、キャスタ効果に類似の効果を実現するた めに先細りの程度は広がりの程度を上回り、下流端部はいずれかの出口に向ける ことが可能であることを特徴とする請求の範囲第２４項記載の航空機のための推 進ユニット。

２６、　制御ダクトが揚力ダクトと一体的に形成され、弁手段が制御ダクトの中 の空気流を最大と最小の間で配分することを特徴とする請求の範囲第２３項記載 の航空機のための推進ユニット。

２７、　室がカウリングを有し、ダクトへの吸気効率を高めるために上方にカウ リングは配置され、上流端部から内方へ向かって円錐状で先細りし次いで下流端 部へ向かって外方へ広がる湾曲内面をカウリングは有する請求の範囲第２３項記 載の航空機のための推進ユニット。

２８、エアポンプが低圧垂直軸ファンであり、フアンは微細なピッチを有し比較 的大きく比較的低速で動作し比較的高い推力を発生し比較的低い空気流速度を生 じ比較的低い側車を有することを特徴とする請求の範囲第２３項記載の航空機の ための推進ユニット。

２９、　ファンが複数の羽根を有し、航空機重量に起因し各羽根に作用する力と ファン重量に起因する遠心力の合成力が羽根底面における印加曲げモーメントの 相殺のために羽根を介して作用するような角度で羽根は水平から持上られ、羽根 の中のねじりモーメントを減少するために羽根の揚力中心と羽根の重心が位置す ることを特徴とする請求の範囲第２８項記載の航空機のための推進ユニット。

３０、　航空機の前方推進を実現するために配置されている推進ユニットをさら に具備することを特徴とする請求の範囲第２３項記載の航空機のための推進ユニ ット。

３１、　ダクトの中に配置されている水平軸ファンを推進ユニットが含み、ファ ンは粗目のピッチを有し比較的小さく比較的高速で動作し比較的低い推力を発生 し比較的高い空気流速度を発生し比較的低い側車を有することを特徴とする請求 の範囲３０記載の航空機のための推進ユニット。

３２　揚カニニットが航空機の低速前進飛行を実現することができ、揚カニニッ トの前進推力と推進ユニットの前進推力が揚カニニットのみによる飛行から推進 ユニットのみによる飛行への移行の間にわたりほぼ等しいことを特徴とする請求 の範囲第２３項記載の航空機のための推進ユニット。

３３、　揚力ダクトがバッフルを有し、空気抵抗が等しい複数の副ダクトを形成 するためにバッフルは空気人口から空気出口へ延在し、 使用の際、副ダクトなしの揚力ダクトの幾何学的形状は非効率的であるがしかし 副ダクトの幾何学的形状は効率的であることを特徴とする請求の範囲第２３項記 載の航空機のための推進ユニット。

３４、　上昇飛行で航空機を推進するための揚カニニットを推進ユニットを有す る改善された航空機において、揚カニニットが、 ダクトと下流端部の横断面とほぼ同一の横断面を有する流れの中にダクトの下流 端部からの排気があるように形状を形成されている空気をほぼ下方へ向けるため のダクトと、 ダクト貫流空気を誘導するために配置されているエアポンプを具備し、 使用の際、ダクトとからの排気流は航空機のための上昇飛行を実現しダクトから の排気流はほぼ非収束であることを特徴とする改善された航空機。

３５、　推進ユニットが請求の範囲第１項から第３３項のうちのいずれか１つの 項記載に対応する特徴を有することを特徴とする請求の範囲第３４項記載の改善 された航空機。

３６、　制御表面は有するが揚力面が無く、使用の際、航空機は垂直飛行及び空 中停止を行うことが可能であることを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５ 項記載の改善された航空機。

３７、　揚力面及び制御面を有する翼を具備し、翼の際に配置されている胴体を さらに具備し、胴体の下ｓｎｉ配置されている揚カニニットをさらに具備するこ とを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航空機。

３８、　揚力面及び制御面を有する複数の翼をさらに具備し、翼は胴体から延在 し、揚力を発生する各主翼の中に配置されている揚カニニットをさらに具備する ことを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航空機。

３９、　航空機の高度の制御を実現するために制御ダクトが各揚カニニットから 翼先端へ及び航空機ノーズへ及び航空機後尾へ延在することを特徴とする請求の 範囲第３８項記載の改善された航空機。

４０、　揚カニニットの揚力中心が翼の揚力中心及び航空機重心と垂直方向でほ ぼ一致することを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された 航空機。

４１、　揚カニニットが垂直飛行及び低速前進飛行で航空機を推進することが可 能であることを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航 空機。− ４２、高速前進飛行で航空機を推進するために推進ユニットが推進ユニットをさ らに具備することを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善され た航空機。

４３、　航空機の翼の中へ引っ込めることが可能なカウリングを揚カニニットが 有し、連続的な上部揚力面を形成するために揚カニニットへの人口を閉成するた めにカウリングの中に長手方向で風穴が配置され、連続的な下部揚力面を形成す るために揚力ユニ・ノドの出口は翼の中に引っ込め可能でありかつ下部揚力風穴 により閉成可能であることを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の 改善された航空機。

４４、　ジョイスティックをさらに具備し、ダクト貫流空気を配分するための弁 手段を制御するための推力制御レバーをさらに具備し、ジョイステイ・νりは航 空機の偏揺れ、縦揺れ、横揺れ制御のためにそれぞれの弁手段の相対的開放を実 現し、推力制御レノく−は推力制御のためにすべての弁手段の等しい動作を実現 することを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航空機 。

浄書（内容に変更なし） 明　細　書 発明の名称 ＶＴＯＬ航空機のための推進ユニット 技術分野 本発明は改善された航空機及びこのための推進ユニットに関する。特に本発明は 改善されたＶＴＯＬ　（垂直離着陸）航空機に関する。

背景技術 ヘリコプタ−の形のＶＴＯＬ航空機は公知である。

ヘリコプタ−の欠点は、その揚力羽根の回転の反作用が、水平軸の回りを回転す る尾部回転翼の使用を必要とすることにある。尾部回転翼の機能損失はヘリコプ タ−の耐空性にとって致命的である。揚力翼は非常に厳重な機械的要求を満たさ なければならず、それらの駆動及び制御のために非常に複雑なシステムを必要と する。ヘリコプタ−の飛行速度は、揚力翼が音速で回転する速度に制限されてい る。これらの条件下では、揚力翼がヘリコプタ−飛行方向とは反対の方向で走行 すると揚力翼の上の空気は停止しこれにより揚力はヘリコプタ−揚力面の半分以 上損失する。さらに揚力翼の下流側の空気は、揚力翼により定められている領域 の約半分の領域で回転の際に円錐状に収束する傾向を気の速度の約２倍で走行す る。所与の強さの垂直揚力を発生する−ために必要な動力は、回転揚力翼により 生じる空気流の速度に直接比例する。このようにして所要の強さの揚力のために 必要な動力はコーニングに起因して２倍となる。従って、コーニングに起因して 揚力翼により生じる揚力の効率損失は大きい。

垂直上昇を実現するために航空機の翼の中にファンを配置することも公知である 。しかしこのような場合にはファンの直径は翼の厚さより大きく、従ってファン の下流空気でコーニング効果がやはり発生する。コーニングは、翼をより厚く形 成することにより又はファンを小さくすることにより減少できる。前者の場合に は翼は効率的な前進飛行のためには厚すぎ、後者の場合にはファンは、航空機を 離陸するために十分な垂直推力を発生できない。

水平に取付られ前方に面しているジェットタービンを長いダクトの中に配置し、 ジェットタービンから流出し複数の長いダクトを貫流し例えば４本のノズルを介 して流出する空気流を制御し、ノズルは、垂直下方から水平後方までの種々の方 向で推力を発生するために回転することが可能である。このような航空機はＨＡ ＲＲＩＥＲとの名で販売されるジェット航空機により代表される。このようなダ クト及びノズルは比較的細くジェットタービンは、垂直及び水平飛行のための推 力を所要の強さで発生するために非常に高速で空気を排出しかつ圧力を発生しな ければならない。このような装置の欠点は、ノズルが効率的な高速前進推力のた めに設計されているがしかし垂直上昇モードでは非常に非効率的であることにあ る。従って垂直上昇の際に不釣り合いに大きい動力が必要となる。このような装 置の別の欠点は、排気の速度及び力に起因して離着陸パッドが、破損されないよ うに特別に処理されなければなければならないことにある。地面に固定されてい ない物体を排気ジェット気流か転倒しないように航空機の回りの比較的広い領域 を空にしておかなければならない。

コーニング現象は第２０ａ図に示されている。図中、ファンＦの下流側の空気は 、ファンＦの上流側の横断面の約半分の横断面に収束している。ファンＦの直接 下流には、ファンＦにより生じた比較的高い静圧が存在する。空気が下流に流れ ると静圧エネルギーが、空気流速度の増加となって現れる運動エネルギーに変換 される。変換は、ファンＦの１つの直径にほぼ等しい長さ内で生じる。

運動エネルギーへの静圧の変換は第２０ｂ図に略示されている。Ｓにより示され ている線は背圧エネルギーを表し、Ｋにより示されている線は運動エネルギーを 表し、Ｔにより示されているぜんは全圧力エネルギーを表す。全圧力エネルギー ・は、空気がファンＦを通過すると突然上昇し次いで緩慢に減少する。静圧エネ ルギーはファンＦに接近すると減少し、ファンＦを通過すると急激に最大まで増 加し、−ファンＦの直径にほぼ等しい距離だけ離れるとほぼ零まで減少する。運 動エネルギーはファンＦに接近すると増加しくすなわち空気はファンＦに接近し て流入する際に速度を上げる）空気かファンＦを通過すると滑らかに増加し、静 圧が零に減少する距離と同一の距離だけ離れると最大に達する。次いで運動エネ ルギーは徐々に減少する。静圧エネルギーは圧力ヘッド、運動エネルギーは速度 ヘッドとも呼ばれ、全圧力エネルギーは全ヘッドとも呼ばれる。

コーニングは、適切に設計されたダクトの中にファンを配置することにより除去 とまでいかなくともかなり減少できる。通常は円筒状ダクトの中のコーニングを 阻止するためにダクトはファンの直径より長くなければならない。矩形横断面の 中でダクト壁領域は有利には少なくともダクト横断面の約２倍である。このよう な場合にはファン周縁の空気はダクト内壁と実質的に接触したままでなければな らない。何故ならば空気はダクト壁を貫流してダクトの中に吸込まれることが可 能でないからである。このようなダクト空の排気は、ダクトの全下流端部にわた りほぼ同一の速度を有する。

従って、はぼ等しい圧力がダクト出口のほぼ全域にわたり作用し、これによりほ ぼ一様な推力が発生する。

これにより、所与の強さの垂直推力を発生するのに必要な動力は、コーニングか 発生し推力はほとんど一定でない無ダクト式ファンの場合に比して減少する。

ファンか第２１ａ図に示されているようにダクトＤの中に配置されダクト長かダ クト長に比して長い場合には空気はコーニングを阻止されダクトＤからの排気は はダクトＤの直径とほぼ同一の直径を有する。静圧エネルギーＳ１　運動エネル ギーに１　全エネルギーＴを示す圧力エネルギー線図か第２１ｂ図に示されてい る。

運動エネルギーはファンＦの入口でほぼ最大であり、すべての静圧エネルギーは ダクトＤで運動エネルギーに変換される。これは重要である。何故ならばこれに よりダクトＤの外部の空気の流速は増加せず、従ってコーニングが発生しないか らである。

ダクトは例えば円形、楕円形、矩形、三角形、より複雑な幾何学的形状等の種々 の横断面形状を有することが可能である。横断面形状は重心を有し臨界幅寸法を 有する。本発明においては臨界幅寸法とはダクトを横切る最短横断面寸法と定義 する。臨界幅寸法は、ダクト貫流空気の通路に直角にとられ、ダクト特性を部分 的に定める寸法である。上記のコーニング現象を回避するために臨界幅寸法は有 利にはダクト貫流空気流が走行する距離（以後、空気通路長と呼ぶ）より短いか 又はこれに等しい。臨界幅寸法が空気通路長より大きいとコーニングが惹起され る。コーニングの規模は、臨界幅寸法と空気通路長の間の差に依存する。しかし 、本発明の目的は、臨界幅寸法が空気通路長より僅かに大きくこれにより容認可 能なすなわち環境にとって容認可能な小さい規模のコーニングか発生しても容認 可能な程度には実現される。

円形横断面ダクトの場合には臨界幅寸法はダクトの寸法である。矩形横断面ダク トの場合には臨界幅寸法はダクトの最短幅寸法である。三角形横断面ダクトの場 合には臨界幅寸法は三角形の任意の頂点からその反対側の辺までの際短距離であ る。楕円形横断面の場合には臨界幅寸法は楕円を横切る最短距離である。

技術的課題 本発明の課題は、比較的薄い翼の中又は胴体の上で広いスペースのファンを使用 することが可能でありながら前述のようなダクトを提供するかにある。我々は、 ダクトを慎重に設計することにより比較的短いダクトの場合でもコーニングをほ ぼ除去することができ排気を航空機胴体の回りに分流することができることを発 見した。前者の場合にはダクトは、各副ダクトがその幅に比して比較的長いか各 副ダクトがその横断面に比して十分に大きい領域の壁を有する（すなわちこのよ うな副ダクトは適切に設計されている）ようにダクト下流の中に複数の副ダクト を設けられている。後者の場合には複数のダクトは、ファンを収容する上部開放 形室に接続されている。ダクトは胴体の回りに排気を分流する。通常は４本のダ クトは平面図で見てひし形すなわちダイヤモンド形に配置される。このようなダ クトの中の空気流は第２２ａ図に示され、空気圧エネルギー分布は第２２ｂ図に 示されている。圧力エネルギー分布は、湾曲部ではいくらか小さいにもかかわら ず第２１ａ図の直線形ダクトの場合と同様に好適である。これは重要である。

第２２ａｌｌのダクトは、空気中に発生した渦か除去されこれによりより大きい エネルギーが推力のために空気に伝達されるという別の利点を有する。ファンＦ はダクトＤの近くで終端するので、第２０ａ図の開放ファンの中で生しる先端損 失からエネルギーが回復される。良好に設計されたダクトの中では無コーニング のみにより２６％までのエネルギー回復が実現され渦除去のみにより２０％まで のエネルギー回復か実現されファン先端損失を減少するだけで１５％までのエネ ルギー回復が実現される。このようにしてダクト付きファンは開放ファンより大 幅に効率的である。

各ダクトからの垂直推力をほぼ等しくするためには、各ダクトがほぼ同一の内部 空気抵抗（以後、抵抗と呼ぶ）を有することか必要不可欠である。しかし、効率 的な前進飛行を実現するためにはダクトは異なる空気抵抗を示すことが可能でな くてはならない。例えば主ダクトはより大きい抵抗を示し従ダクトはより小さい 抵抗を示さなくてはならない。さもないと、前進飛行速度が増加するとノーズア ップ傾向か発生する。ノーズアップは、航空機重量を支持するために十分な推力 を翼が提供できる速度に航空機が到達するの８阻止する傾向がある。本発明では これは、カウリングを使用することによりそしてダクトの配置及び形状により実 現される。最前部ダクトは胴体の回りで航空機の前方に向けられ、最後部ダクト は航空機の後方へ向けられる。この効果は、垂直飛行では各ダクトが同一の抵抗 を有することにある。何故ならば流入空気か経験するダクト形状は各ダクトにお いて同一であるからである。

しかし前進飛行では、垂直推進ユニットを使用している一方で推進ユニット前部 への流入空気は推進ユニット後部への流入空気に比してより曲がりくねった通路 を走行しなければならない。このようにして前者はより大きい抵抗を有し後者は より小さい抵抗を有する。

これにより推進ユニット前部へ空気の大部分が流入する傾向が克服される。従っ て正味の結果は、空気はＶＴＯＬ航空機の訪部内部からも前部又は後部ダクトの いずれかを通っても空気は等しく流れる。従ってノーズアップ傾向は克服される 。

従って、尾部回転翼を必要とせず比較的簡単な構造を有しヘリコプタ−より大幅 に高速で飛行できるＶＴＯＬ航空機を提供することが望ましい。

本発明ではこれは、ＶＴＯＬ航空機の上から空気を吸引しこの空気を航空機の下 に強制的に送るためのエアポンプを提供することにより実現される。空気は１、 このように強制される空気の方向を変化させるために制御されることが可能な空 気流特性を有するダクトを強制的に貫流される。

本発明は垂直飛行及び水平飛行での使用のための揚カニニットを有する改善され たＶＴＯＬ航空機を提供する。

本発明の１つの実施例では、上昇飛行において航空機を推進するための揚カニニ ットを推進ユニットが有する航空機のための推進ユニットにおいて、揚カニニッ トが、 下流端部でダクトの横断面寸法とほぼ同一の横断面寸法を有する流れの中にダク トの下流端部からの排気があるように形状を形成されている空気をほぼ下方へ向 けるためのダクトと、 ダクトとを貫流する空気の流れを誘導するために配置されているエアポンプと有 し、 使用の際、ダクトとからの排気の流れは上昇推進力を発生しダクトとからの排気 の流れはほぼ非収束であることを特徴とする航空機のための推進ユニットが提供 される。

上記構成は第２３ａ図の推進ユニットが代表例である。

揚力ダクトのための空気通路長より大きいか又は大幅には小さくない臨界幅寸法 を揚力ダクトが有することによりダクトの下流端部の領域における空気流速がほ ぼ等しいことが実現される。

ダクトは航空機の胴体又は翼を通過して配置されている円筒状ダクトにより例示 される。このダクトは、ダクトを貫流する空気の通路を調整するための複数の副 ダクトを有する。副ダクトの幅は長さより小さく、従って副ダクトから流出する 空気のコーニングは回避されこれによりダクトから流出する空気のコーニングが 回避される。ダクトは、室外側周縁で環状円筒に取付けられている１つの室によ っても例示される。ダクトは、複数の揚力ダクトに室の外側周縁で取付けられて いる室によっても例示される。ダクトは、複数の揚力ダクト及び制御ダクトに室 の外側周縁で取付けられている室によっても例示される。この場合、制御ダクト は揚力ダクトと一体の場合も分離されている場合もある。有利にはダクト貫流空 気質量は、各揚力ダクト及び制御ダクト貫流空気の配分量とは独立してほぼ同一 である。

本発明の別の実施例では上昇飛行で航空機を推進するための揚カニニットを推進 ユニットが有する航空機のための推進ユニットにおいて、揚カニニットが、ダク ト貫流空気がほぼ偏向されないようにほぼ円筒状をダクトが有しダクトの下流端 部に複数の副ダクトをダクトが有し副ダクトの形状は副ダクトの下流端部で副ダ クトの横断面寸法とほぼ同一の横断面寸法の流れの中に副ダクトの下流端部から の排気があるように形成されている空気をほぼ下方へ向けるためのダクトと、 ダクト貫流空気流を誘導するために配置されているエアポンプを具備し、 使用の際、ダクトからの排気流が上昇推力を発生することができ副ダクトからの 排気流はほぼ非収束であることを特徴とする航空機のための推進ユニットが提供 される。

上記構成は第２３ｂ図の推進ユニットにり例示される。

有利にはダクト貫流空気流にほぼ平行に配置されている複数のバッフルにより副 ダクトが形成されている。

副ダクトは、複数の同心かつ環状の円筒又は複数の平行六面体を形成するように 配置されることが可能である。

本発明の別の実施例では上方飛行で航空機を推進するための揚カニニットを推進 ユニットが有する航空機のための推進ユニットにおいて、揚カニニットが、室周 縁で環状円筒に取付けられている１つの室を有する空気をほぼ下方へ向けるため のダクトと、ダクト貫流空気流を誘導するために配置されているエアポンプを具 備し、 使用の際、ダクトからの排気流は上昇推力を発生することができダクトからの排 気流は環状横断面を有しかつ非収束であることを特徴とする航空機のための推進 ユニットが提供される。

上記構成は第２３ｃ図に例示されている。

本発明の別の実施例では上昇飛行で航空機を推進するための揚カニニットを推進 ユニットが有する航空機のための推進ユニットにおいて、揚カニニットが、室周 縁で複数の揚力ダクトに取付けられている１つの室を有する空気をほぼ下方へ向 けるためのダクトと、それぞれの揚力ダクトの貫流空気流を誘導するために配置 されているエアポンプを具備し、使用の際、揚力ダクトからの排気流は上昇推力 を発生しそれぞれの揚力ダクトからの排気流はほぼ非収束であることを特徴とす る航空機のための推進ユニットが提供される。

上記構成は第２３ｄ図により例示される。

通常は揚力ダクトは室の外部にかつ室から下流に配置されている。通常は揚力ダ クトは互いから外部に配置されている。

有利には制御ダクトが、揚カニニットにより生じる推力をさらに制御するために 空気を上方へ向けるために設けられる。通常は制御ダクトは、空気を下方へ向け るために配置されている副ダクトを含む。

本発明の別の実施例では上昇飛行で航空機を推進するための揚カニニットを推進 ユニットが有する航空機のための推進ユニットにおいて、揚カニニットが、複数 の揚力ダクトに室外側周縁で取付けられている１つの室を有し複数の制御ダクト をさらに有し揚力ダクトはほぼ下方へ排気し制御ダクトはほぼ上方へ排気する空 気をほぼ下方へ向けるためのダクトと、各揚力ダクト及び制御ダクトの貫流空気 を誘導するために配置されているエアポンプと、 制御ダクトを貫流する空気流を制御するための弁手段を具備し、 使用の際、各揚力ダクトからの排気流は上昇推力を発生することができかつほぼ 非収束でありダクト貫流空気質量は弁手段の動作とはほぼ独立していることを特 徴とする航空機のための推進ユニットが提供される。

上記構成は第２３ｃ図により例示される。

制御ダクトは揚力ダクトから分離されていることも一体であることもある。前者 の場合には、上方へ排気する１つの出口と下方へ排気する１つの出口を制御ダク トは有し、制御ダクト貫流空気の質量が一定である。

後者の場合には弁手段が制御ダクトと揚力ダクトへの空気の配分を直接に制御す る。

有利にはエアポンプが、空気をほぼ半径方向で外方へ向けるためと揚力ダクト及 び制御ダクトの中へ下方へ向けるために配置されている（ただしエアポンプが空 気をほぼ下方のみに向けるためにのみ設けられている円筒状ダクトの場合を除く ）。

通常はエアポンプは、開放上部を有するファン室の中に収容されている低圧垂直 軸ファンであり、揚力ダクト及び制御ダクトは半径方向で外方へ向かってファン 室から延在する。有利にはファンは微細なピッチを有し比較的大きく比較的低速 で動作し比較的高い推力を発生し比較的低い空気流速度を生じ比較的低い側車を 有する。

有利にはファン室は、その周縁から上方に配置されているカウリングを有する。

有利には揚力ダクトは、排気を向けるためにそれらの出口に排気羽根を有する。

有利には所与の場所から揚力ダクトの上で揚力ダクトの下流端部までの空気抵抗 はほぼ同一である。

有利には、ダクトの中に配置されている通常は水平軸ファンを推進ユニットが含 む。ファンは粗目のピッチを有し比較的小さく比較的高速で動作し比較的低い推 力を発生し比較的高い空気流速度を発生し比較的低い側車を有する。

有利には揚カニニットの前進推力と推進ユニットの前進推力が揚カニニットのみ による飛行から推進ユニットのみによる飛行への移行の間にわたりほぼ等しい。

本発明では低速とは、前進飛行において揚カニニットが揚力を発生する必要がな くなる移行速度より遅い任意の速度を含むものとされる。高速とは、移行速度よ り大きい任意の速度を含むものとする。従って高速は、このような揚力を発生す るために推進ユニットのみが必要である任意の速度のことである。

本発明の別の実施例では上昇飛行で航空機を推進するための揚カニニットを推進 ユニットを有する改善された航空機において、瘍カニニットが、ダクトと下流端 部の横断面とほぼ同一の横断面を有する流れの中にダクトの下流端部からの排気 があるように形状を形成されている空気をほぼ下方へ向けるためのダクトと、 ダクト貫流空気を誘導するために配置されているエアポンプを具備し、 使用の際、ダクトとからの排気流は航空機のための上昇飛行を実現しダクトから の排気流はほぼ非収束であることを特徴とする改善された航空機が提供される。

上記構成は第２３ｆ図に例示されている。

推進ユニットは通常は前述のように定義することができる。

このような航空機は、制御面及び推進ユニットを有するが揚力面を有しない航空 機により例示される。このようなこきは垂直飛行及び空中停止が可能であり、奴 察プラットフォームとして又はクレーン又は持上げ装置として用いることが可能 である。航空機は、例えば建物・木等の間等の非常に制限されているスペース内 で動作することが可能であるという特別の利点を有する。このような航空機は、 揚力面及び制御面を有し、胴体の回りに配置されている揚カニニットをさらに有 する翼型航空機により例示されるか、又は揚力を発生する主翼のうちの２つの中 に配置されている揚カニニットを有する類似の航空機により例示される。推進ユ ニットが翼内に配置されている場合には揚カニニットのダクトは有利にはほぼ円 筒形状を有する。

有利には１つダクト又は複数のダクトの組合せの揚力に中心は翼の揚力中心及び 航空機重心に垂直方向で一致する。

有利には揚カニニットは垂直飛行及び低速旧道飛行において航空機を推進できる 。

有利には推進ユニットは推進ユニットも含む。有利には推進ユニットは高速前進 飛行において航空機を推進できる。

図面の簡単な説明 次に本発明を単なる例としての１つの実施例を図を用いて詳細に説明する。

第１図は推進ユニットを内蔵しＶＴＯＬ航空機は前進飛行モードで示されている ＶＴＯＬ航空機から見た斜視図、第２図はＶＴＯＬ航空機の胴体長に沿っての第 １図のＶＴＯＬ航空機の断面図、第３図は垂直飛行モード及び移行モードで推進 ユニットと一緒に示されている第１図のＶＴＯＬ航空機の鳥敞斜視図、第４図は 垂直飛行モードで上方及び下方へ向けられている空気の相対的量の視覚的表示が 示されている第３図のＶＴＯＬ航空機の鳥轍斜視図、第５図は１つの揚力ダクト を示すために部分的に切取られている第３図及び第４図のＶＴＯＬ航空機の鳥敞 斜視図、第６図は第１図のＶＴＯＬ航空機を下から見た斜視図、−第７図及び第 ８図は揚力ダクト及び制御ダクトの入口及び出口を示す第１７ｂ図のＶＴＯＬ航 空機のそれぞれ上面図及び下面部、第９図及び第１０図は第３図及び第１図の推 進ユニットの揚カニニットの部分横断面図、第１１図は別の実施例の制御ダクト の横断面図、第１２図は制御ダクトのさらに別の実施例の鳥微斜視図、第１３図 は複数の平行な副ダクトを有する揚力ダクトの別の実施例の部分横断面図、第１ ４図は移行モードでの仮定的空気通路を示す第１図のＶＴＯＬ航空機の略示側面 図、第１５図は揚カニニットのためのジョイスティック及びｂ推力制御レバーの 略示鳥敞斜視図、第１６図はそれぞれの揚カニニットの回転スプリッタに取付け られて示されているジョイスティック及び推力制御レバーの略示鳥轍斜視図、第 １７ａ図−第１７ｄ図は第１図のＶＴＯＬ航空機の推進ユニットを実施する種々 のＶＴＯＬ航空機の平面図、第１８図は翼内に配置されている揚カニニットを有 するＶＴＯＬ航空機の平面図、第１９図は第１８図のＶＴＯＬ航空機の翼の内の １つの切断線１９−１９による横断面図、第２０ａ図、第２１ａ図、第２２ａ図 はファンを貫流する空気、開放ファン、ダクト付きファン、本発明の１つの実施 例のダクト付きファンをそれぞれ略示する線図、第２０ｂ図、第２１ｂ図、第２ ２ｂ図は第２０ａ図、第２１特表千６−５０２３６４　（９） ａ図、第２２ａ図の配置に対応する圧力エネルギー分布の図である。

発明の最良の実施形態 第１図−第３図及び第６図には三角翼２及び先尾翼１４の形の揚力面、三角翼２ の上に配置されている２つの昇降舵の形の複数の制御面、三角翼１２の後縁２２ を挟んで間隔をおいて配置されている方向蛇２ｏの上に配置されている補助翼１ ８、揚カニニット２４、推進ユニット２６、胴体２を有するＶＴＯＬ航空機１０ が示されている。三角翼１４は三角翼１２の前縁３０の近辺に配置されている。

胴体２８は三角翼１２の下に配置され、先尾翼１４の前に配置されているコック ピット３２を有する。通常は先尾翼１４は、その自由端に配置され上方へ向けら れている垂直安定板３４を有する。三角ｌＲ１２は、三角翼１２の上面３８を閉 鎖するために胴体２８の長さに平行に蝶番されている２つのかもめ羽翼風穴３６ を有する。三角翼１２も、（後述の）制御ダクトの出口を閉鎖するために配置さ れている複数の制御ダクト風穴４０を有する。制御ダクト風穴４０も三角翼１２ の上面に配置されている。

特に第６図及び第８図に示されているように三角翼１２の下面は、揚力ダクトの 他端を閉鎖するための複数の別の揚力ダクト風穴４４を設けられている。前進飛 行モードと呼ぶ飛行モードではかもめ羽翼風穴３６、制御ダクト風穴４０、揚力 ダクト風穴４４はすべて、第１図に示されているように閉鎖位置に設定されてい る。他の２つの飛行モードではすなわち垂直飛行モード及び移行モードではかも め羽翼風穴３６、制御ダクト風穴４０、揚力ダクト風穴４４はすべて、特に第３ 図及び第６図に示されているように開放位置にある。

第２図に略示されているようにＶＴＯＬ航空機１０は、２つのクラッチ５４及び ５６のそれぞれに接続されている２つの出力シャフト５０及び５２を有するエン ジン４８を有する動カニニット４６も含む。クラ・ノチ５４の出力側は、揚カニ ニット２４を駆動するための駆動軸６２に結合されている直角駆動駆動装置６０ で終端する駆動シャフト５８に取付けられている。クラッチ５６の出力側は推進 ユニット２６を駆動するための駆動シャフト６４に取付けられている。

第９図に示されているように揚カニニット２４は、４つの揚力ダクト７０及び４ つの制御ダクト７２に接続されているファン室６８の中に配置されている揚力フ ァン６６を有する。有利には揚力ファン６６は、垂直に配置されている軸を有す る低圧ファンであり、このファンは微細なピッチを有し、比較的大きく、比較的 低速で動作し、比較的高い推力を生じ、比較的低い気流速度を生じ、低い側車を 有する。ファン室６８は、三角翼１２の上面３８を完成するために上部かもめ羽 翼風穴３６により閉鎖されることが可能な開放上部を有する。ファン室６８は、 揚力ダクト７０になめらかにつなかる弓状底面７４を有する。通常は揚力ファン ６６は、中央ノ）ブ７８から外方へ離れて配置されている３つの羽根７６を有す る。中央ノ１ブ７８は、駆動軸６２により回転されるように駆動軸６２に固定さ れている。羽根７２は中央ハブ７８から水平方向へ向かって約３度傾斜して配置 されている。このような羽根７６の角度付けは好適である。何故ならばＶＴＯＬ 航空機１０の重量に起因して羽根７６に作用する力と揚力ファン６６の回転に起 因する遠心力の合成力が羽根７６のそれぞれを介して作用するからである。従っ て羽根７６は純粋な張力で動作し、羽根７６と中央ノ１ブ７８の間の接合に曲げ モーメントは加わらない。従って揚力ファン６６の製造のための構造上の要求は 大幅に緩和され、揚力ファン６６は比較的軽量の材料により形成できる。水平か らの羽根７６の上昇角度は、ＶＴＯＬ航空機１０の寸法に依存して１度−１０度 の間で設定されることが目指される。羽根７６は、それらの揚力中心と質量中心 が一致しこれにより羽根７６にわたるねじりモーメントの発生が阻止されるよう に形成されている。

揚カニニット２６は、ファン室６８の上部周縁の回りに配置されているカウリン グ８０（第９図参照）を有する。有利にはカウリング８０は、はぼ垂直の外面８ ２及び湾曲状の内面８４を有する。我々は、カウリング８０の重量を増加すると 移行モードでは最前部揚カダクト７０の中への気流の滑らかさも増加することを 発見した。湾曲内面８４の形状も、揚力ダクト７０の中への気流を援助するため に重要である。湾曲内面８４は、垂直外面８２との接合部から、カウリング８０ が最大横断面を有する点まで円錐状で先細りし、この点からは湾曲内面８４は、 その下端で垂直外面８２に到達するまで再び円錐状で広がる。

揚力ダクト７０は、第８図に示されているように縦断面で見るとほぼＳ状に形成 され、それらの空気人口８５ａから見るとほぼ矩形に形成されている（第７図及 び第８図参照）。揚力ダクト７０の形状は、渦を減少し吸込を誘導することによ り揚力ダクト７０を通る空気をボンピングする効率を高めるために重要である。

このために空気偏向板８６及び８８が、揚力ダクト７０の境界に発生する空気分 離を減少するために８字の湾曲部に設けられている。

第９図の実施例では偏向板８８は、制御ダクト７２の境界を定めるためにも用い られる。制御ダクト７２は、カウリング８０と偏向板８８の間で上流へ向かって 配置されているそらし部９０を有する。有利には分流加減部材９０の角度は、前 記流れから分流される空気の量を加減するために調整することが可能である。

分流空気は、風穴４０に上方へ向かって配置されている制御ダクト７２の出口に 向けられている。残りの空気はそのまま揚力ダクト７０を貫流する。第１０図に 示されているようにカウリング８０は、前進飛行モードの場合には揚力ユニ・ス ト２４の中に引っ込められる。

揚力ダクト８０及び制御ダクト７２の形状がそれらの性能に大きく影響すること に注意すべきである。特に入口、すべての湾曲部、出口の形状は特別の注意を払 う必要がある。カウリング８０により提供されるような先細り入口は、気流の吸 気損失を減少するために有利である。カウリング８０の高さもこの損失に影響を 与える。湾曲部は、空気を効果的に貫流させるために有利には滑らかに湾曲され 、偏向板は、湾曲部での渦を減少し湾曲部からの空気を分流することにより前記 の貫流を援助するために湾曲部に通常は配置されている。順次の湾曲部の相互間 隔も、ダクトの全体的損失に重大な影響を与える。特に２つの互いに接近して配 置され良好に曲率を定められている湾曲部の全体的損失は、それらの個々の損失 の和より小さく、これにより全体的損失は好適に影響される。互いに接近して配 置されているとは、湾曲部間の間隔が通常はダクトの実効幅より約５借手さいこ とである。ダクトを慎重に設計することにより、クトを貫流する空気のサイフオ ン効果を得ることが可能である。

出口に出口ダクト部及びディフューザを設けることも、湾曲部の設計で得られた 利点を維持するために重要である。出口ダクト部は、最後の湾曲部得られた動圧 増加を回復する。出口ダクト部がないと最後の湾曲部で著しい損失が発生する。

ディフューザは出口の領域を広げさらに静圧の回復を促進する。達成可能な拡散 量はしかし、出口でダクトの壁から排気を分離する作用を有する出口の円錐状の 広かりの程度に制限されている。

各揚力ダクト７０の出口８５ｂは、特に第７図、第９図、第１０図に示されてい るように複数の排気偏向板９４を設けられている。排気偏向板９４は、揚力ダク ト７０の比較的浅い深さにわたって配置され、揚力ダクト７０の中に回転可能に 結合されている。排気偏向板９４は、揚力ダクト７０のそれぞれからの排気流の 方向を制御する。それぞれの揚力ダクト７０の中の排気偏向板９４のカウリング 度の独立制御はこのようにして、ＶＴＯＬ航空機１０の偏揺れ、縦揺れ、横揺れ 制御を行うことができる。例えば偏揺れ制御は第７図の航空機１０においては、 左舷側揚力ダクト７０からの排気を前方又は後方のうちの一方の方向に向けかつ 右舷側揚力ダクト７０からの排気を反対の方向に向けることにより実現される。

上方縦揺れ制御は、前部揚力ダクト７０からの排気を下方へむけかつ後部揚力ダ クト７０からの排気を上方へ向けることにより実現される。これによりいくらか の前方推進も得られる。

下方縦揺れ制御は前記とは反対の方法で実現される。

横揺れ制御は、左舷側揚力ダクト７０からの排気を航空機１０の長手方向対して 平行で互いに反対の方向に同一の量で向けかつ右舷側揚力ダクト７０からの排気 を前記の互いに反対の方向で同一の量で向けかつ左舷側で向けられる空気の量と 右舷側で向けられる空気の量を異ならせることにより実現される。通常は一方の 側の揚力ダクト７０からの排気は、航空機のその側の最大揚力を得るためにほぼ 下方へ向けられる。揚力制御は、前部の揚力ダクト７０からの排気を外方へ後部 揚力ダクト７０と同一の量でかつ反対の方向に向けることにより（後述ように） 制御ダクトの必要なしに実現できるか、又は代替的に左舷側揚力ダクト７０から の排気を外方へ右舷側揚力ダクト７０と同一の量でかつ反対の方向に向けること により実現できる。垂直揚力はこの場合には、下方へ向けられている空気の垂直 成分により得られ、このようにして方向の角度が揚力を制御する。

第１０図に示されているように出口８５ｂ及び排気偏向板９４は、前進飛行モー ドでは揚カニニット２２の中で回転可能である。

独立の揚カニニット７０を設けることは、ファン６６からの排気の渦流成分が回 復されさらなる推力の発生に用いられる利点を有する。ファン６６により空気に 付与されたエネルギーの約１５％までは渦発生のために吸収される。また回復は 、より大きい渦流を発生するより大きいピッチの羽根の場合により際だっている 。

第１１図には揚力ダクト７０から分離している制御ダクト９６の別の実施例が示 されている。制御ダクト９６は、それぞれ偏向板１０８及び１１０を有する上方 指向の出口１０４及び下方指向の出口１０６に接続している導管１０２の中にフ ァン室６８の弓状底面７４からの空気を向けるための複数の偏向板１００を有す る入口９８を有する。回転スプリッタ１１２の形の弁手段が導管１０２の端部に 配置されている。回転スプリッタ１１２は、横断面がほぼ矩形であり上流端部か ら回転スプリッタ１２の内部に向かって円錐状で先細りし次いで下流端部へ向か って出口１０４及び１０６への指向可能に円錐状で僅かに広がる孔１１４を有す る。有利には、回転スプリッタ１１２の上流端部の横断面が回転スプリッタ１１ ２の下流端部の横断面より大きいように先細りの程度は広がり程度を越える。

回転スプリッタ１１２を通過する空気通路を変化させることは、キャスタ効果に 類似の効果を介して回転スプリッタ１１２の回転安定性を実現するために好適で ある。回転スプリッタ１１２は、出口１０４及び１０６のいずれか一方又は双方 の中に向けられる空気の量を制御するために回転することが可能であるが、しか し空気質量はほぼ一定のままである。

第１２図には制御ダクト９６に類似の制御ダクト１１６が示されている。同一の 部分は同一の参照番号が付けられている。制御ダクト１１６は、偏向板１２０が 配置されている湾曲部１１８を有する。

第１３図には複数の副ダクト１２６を効果的に聡成できるように揚力ダクト１２ ２の全長にわたって延在する複数のバッフル１２４を揚力ダクト１２２が有する 点を除いては揚力ダクト７０と形状が類似の揚力ダクト１２２の別の実施例が示 されている。有利にはバッフル１２４はそれぞれの副ダクト１２５の空気抵抗が ほぼ同一であるように配置されている。これによりダクト１２２の効率は、ダク ト１２２の全体の幾何学的形状にもはや依存せず個々の副ダクト１２６の全体の 幾何学的形状に依存する。副ダクト１２６のアスペクト比はダクト１２２のアス ペクト比よりはるかに大きい。これは、ダクト１２２の所与の寸法に対して比較 的効率的に副ダクト１２５が設計されることが可能でありこれに対してバッフル １２４をなしのダクト１２２は比較的低効率であるという結果をもたらす。この 技術により比較的効率的なダクト１２２をＶＴＯＬ航空機１０の比較的狭幅な領 域内に形成することが可能である。有利にはディフューザ１２８は、ダクト１２ ２からの排気の静圧を増加するためのダクト１２２の出口９２に配置されている 。ディフューザ１２８はダクト１２２の出口８５ｂの領域を広げる。

揚カニニット２４の設計の際、角度を付けて揚力ファン６６の中に空気が流入す る異の効果を考慮することが重要である。揚カニニット２４を貫流する空気のた めの過程的通路が第１４図に示されている。この場合にはＶＴＯＬ航空機１０は 移行モードである。空気は揚力ファン６６へ最短距離の通路を通り、従ってこの 空気に対する空気抵抗は揚力ファン６６の前部の中への流入にとってはそれほど 重要でなく揚力ファン６６の後部の中への流入にとってはより重要である。それ ぞれの揚力ダクト７０を貫流する空気の正味抵抗が等しい場合には空気は、最後 部揚力ダクト７０ではなく最前部揚力ダクト７０を通過する通路を横切る。これ は、航空機１０が移行モードにある場合にはノーズアップ状態を惹起する傾向を もたらす。このような状態は回避されなければならない。何故ならばこれにより ＶＴＯＬ航空機１ｏの前進速度を低下させひいては前進飛行モードに達するため に十分な前進速度をＶ　ＴＯＬ航空機１０が得られなくなることがあるがらであ る。

この問題の解決方法は、最前部揚力ダクト７０に流入する空気が最後部ダクト７ ０への流入の場合よりも大きい空気抵抗に出会うように揚力ダクト７０の向きを 調整することにある。これは第１４図に、通路１３２に比して通路１３０で空気 がとる最も曲がりくねった通路により図示されている。空気のための通路の相違 は、最後部ダクト７０に比して最前部揚力ダクト７０における異なる抵抗を表す 。このような空気抵抗の相違は、時に第５図及び第８図に示されているように最 前部ダクト７０を部分的には前進飛行の方向に向けそして最後部ダクト７０を部 分的には前進飛行とは反対の方向に向けることにより実現される。この正味の結 果は、最前部揚力ダクト７０に入る及びを横切る及びから排出される空気の空気 抵抗は、最後部ダクト７０に入る及びを横切る及びから排出される空気の空気抵 抗にほぼ等しいことにある。従ってノーズアップ傾向は除去される。

第１４図に示されているように前部及び後部揚力ダクト７０の排気偏向板９４、 異なる角度（Ａ）で異なる程度の推力（Ｔ）を生じさせるために異なる程度の揚 力（Ｌ）及び推力（Ｐ）を生じさせるために異なる角度に調整することが可能で ある。これは、ノーズアップ傾向を克服するためにも利用することができる。

第１５図及び第１６図にはジョイスティック１３４と、第１１図又は第１２図に 示されているそれぞれの制御ダクトの回転スプリッタ１１２の向きの角度を制御 するための推力制御レバー１３６が示されている。

このために回転スプリッタ１１２は、　（第１２図に示されているように）一端 を固定されているレバー１３８を有する。ジョイスティック１３４は、クロスメ ンバノブが長さの中間に配置されているシャフト１４２の上に配置されているノ ブ１４０を有する。クロスメンバ１４４は、それぞれケーブル１４８．１５０． １５２．１５３に取付けられている４本のアーム１４６を有する。それぞれのケ ーブル１４８−１５４は−５の一プーリ１５６を通って走行しレバー１３８（第 １：図）又はさもなければそれぞれの回転スプリッタｌ：２に接続されている。

シャフト１４２は据え付は具；５８の中に配置されている。据え付は具１５８は 、已ヤフト１４２の軸方向及び回転運動を可能にする。東方向運動によりクロス メンバ１４４が昇降する。こｔに対して回転運動によりクロスメンバ１４４の２ つ芝土のアーム１４６が回転する。従ってジョイスティ・ツク１３４は、２以上 の制御ダクト７２の中の気流を和御するために操作される。推力＃Ｉｍレバー１ ３６はシャフト１４２の下端に結合され、これにより推力制御レバー１３４の回 転運動はシャフト１４２の軸方向運動を惹起しひいてはクロスメンバ１４４のそ れぞれのアーム１４６の端部の同時の運動をもたらしひいてはそれぞれの回転ス プリッタ１１２の同一の回転をもたらす。推力制御レバー１２６はこのようにし て推力制御オフセットを提供することができる。

有利にはジョイスティックのアームは、揚カニニット２４にわたって行われる制 御と同様にＶＴＯＬ航空機１０の揚力面にわたって制御するために昇降舵１６及 び昇降舵１８に連動的に接続されている。このような制御は、前進飛行モードへ の及びがらの移行を行うために重要である。

連　制御を行い、これに対して推力制御レバー１３４は、２　エンジン４８の動 作の所与の速度のための推力制御を１　行う。

１　我々は、いったん傾動されると航空機１ｏは自動的シ　に自身を矯正しない 、とくに（地面に最も近い揚力ダ軸　クト７０の抵抗を地面効果が増加すると予 測される）れ　地面に近い場合にはそれが顕著であることを発見した。

Ｊ　この問題を緩和するために、航空機１０の傾斜に抗すッ　る方向にジョイス ティック１３４を自動的に動がす雷同　力のちとにジョイスティック１３４が回 転するようにン　釣合おもりがジョイスティック１３４に取付けられる即　こと が可能である。

■　第１図に示されているように推進ユニット２６は通）　常はダクト１６２の 中に配置されている従来の推進フ丈　アン１６０の形状を有し、ファン１６０及 びダクト１６２の軸はほぼ水平に配置されている。通常は推進フＵ　７ン１６０ は３つの羽根１６４を有し、それぞれの羽根は比較的粗目のピッチを有する。有 利には推進ファン１６０は比較的寸法が小さく、比較的低い推力を有し、空中を かなりの速度でＶＴＯＬ航空機１０を推進するために比較的高い気流速度を有す る。有利にはダクトと１６２の長さは、推進ファン１６０の直径にほぼ等しい又 はより大きい。推進ファン１６０は駆動シャフト１６４に接続されている。

垂直飛行モードから前進飛行モードへの滑らかな移行のために横揺れ２４と推進 ユニット２６が、移行速度において推進ユニット２６にょる推力が揚カニニット ２４による前進推力にほぼ等しいように整合されると有利である。この点に関し て、揚力ダクト風穴４４は後方へ向かって角度付けされているので（第１４図参 照）揚力ダクト風穴４４は、揚カニニット２４の実効動作領域を減少するダク） ７０実効横断面領域を減少することに注意する必要がある。理想的には前進飛行 モードへの移行は、揚カニニット２４の実効横断面領域が推進ユニット２６の横 断面領域にほぼ等しい場合に行われる。

前記の推進ユニットは、第１７ａ図−第１７ｄ図に示されているように種々の翼 設計配置を有する航空機１０ａ−１０ｄの中に配置されていることが可能である 。第１７ａ図のＶＴＯＬ航空機１０ａは４−６座席の商業用又は人員運搬用航空 機であり、第１７ｂ図のＶＴＯＬ航空機１０ｂは６２−８０座席の都市間通勤航 空機であり、第１７ｃ図のＶＴＯＬ航空機１０ｃはステルス型爆撃機であり、第 １７ｄ図のＶＴＯＬ航空機１０ｄは無人飛行船（ＵＡＶ）である。

第１８図には翼１６６の中に揚カニニット２４がＳ配置されているＶＴＯＬ航空 機１０ｅが示されている。

揚カニニット２４は、揚カニニット２４の反対側から延在するそれぞれ２つの制 御ダクト１６８及び１７０を有する。制御ダクト１６８は翼１６６の先端に向が って延在し、制御ダクト１７０はＶＴＯＬ航空機１０のノーズ１７２及び後尾１ ７４へ向けられている。揚カニニット２４は、複数の同心の副ダクト１７８から 形成されるそれぞれ１つの揚力ダクト１７６を有する（第１９図も参照）。有利 には副ダクト１７８の空気抵抗は制御ダクト１６８及び１７０の空気抵抗にほぼ 同一である。代替的にファンは、中の気流を制御するためのダクト１６８及び１ ７０の中に配置されている。

通常はそれぞれの揚力ダクト１７６は、同心の副ダクト１７８の数に対応する数 の複数の排気偏向板（図示せず）を有する。

ＶＴＯＬ航空機１ｏは、偏揺れ・縦揺れ・揚カニニット制御を行うためと移行モ ードの際に推進制御を行御装置を有する。足で操作される制御装置は、それぞれ の揚力ダクト７０の排気偏向板９４の差動制御のために回転可能であることもあ り、すべての揚力ダクト７０のすべての排気偏向板９４の同時制御のために変位 可能であることもある。差動制御は有利には、偏揺れ制御のために左舷及び右舷 側の排気偏向板９４を反対の方向へ向けることと、縦揺れ制御のためには通常は 同一の方向へ向けるにもかかわらず異なる角度に前部及び後部の排気偏向板９４ を向けることと、横揺れのために左舷及び右舷排気偏向板９４を異なる角度で同 −の方向へ向けることを含む。有利には排気偏向板９４はすべて、前進飛行モー ドから垂直飛行モードへの移行を行うために同時に前方へ向けられることも可能 である。

航空機１０は、三角Ｊ［１２の前縁の中に配置されている引っ込め可能かつ無動 力下降の際に実効翼領域を広げるために先尾翼１４に向かって可動なウェブも有 することもある。ウェブは、無動力下降の際に三角翼１２の揚力中心を前方へ航 空機の重心へ向けて移動させる作用を有する。ウェブを担持するために三角翼１ ２から先尾翼１４までケーブルを設けることも可能である。ウェブなしの場合に は航空機１０のノーズは下方へ傾動しがちであり前進モーメントを生じさせる。

航空機１０の着地の際の衝撃をいくらかでも吸収緩和するために急激に膨張する エアバッグを胴体の下に設けることも可能である。

使用の際、ＶＴＯＬ航空機１０は垂直飛行モード、移行モード、前進飛行モード で飛行可能である。ＶＴＯＬ航空機１０が着陸していると仮定すると航空機１０ は次のステップにより垂直飛行モードに入ることができる。まず初めに、かもめ 羽翼３６が、揚力ファン６６を露呈するために開かれる。エンジン４８が始動さ れ、揚力ファン６６んお回転を惹起するためにクラッチ５４により揚力ファン６ ６に結合される。このような回転により空気は揚力ダクト７０を通って下方へ流 され排気偏向板９４を通過し出口８５ｂを通って排出される。エンジン４８の速 度は、ＶＴＯＬ航空機１０か離陸するまで揚力ダクト７０により発生される揚力 を増大するために増加される。揚力ファン６６の速度をさらに増加するとＶＴＯ Ｌ航空機１０は垂直加速する。これに対して垂直飛行モードでの偏揺れ、縦揺れ 、横揺れ制御は、制御ダクト７２を介して航空機１０の下方力を異なる大きさで 生じさせるために制御ダクト７２の回転スプリッタ１１２を角回転させるために ジョイスティック１３４を回転運動させることにより及び／又は各揚力ダクト７ ０により垂直揚力の大きさを変化させることにより行われる。ＶＴＯＬ航空機１ ０が固定高度にある際にはジョイスティック１３４をこのように回転運動させる とＶＴＯＬ航空機１０の水平平面内での空中停止モードでの飛行が実現される。

揚カニニット２４により生じる推力を変化させることは、エンジン４８の速度を 変化させるか又はすべての制御ダクト７２の中の空気流を変化させるために回転 スプリッタ１１２を同時に回転させるために推力制御レバー１３６によりジョイ スティック１３４を軸方向で変位させることにより実現されることが可能である 。

代替的に、足で操作される制御装置が、揚力ダクト７０の推力が向けられる角度 を変化させることにより類似の制御を実現するために排気偏向板９４の角度を変 化させるために付勢されることも可能である。

移行モードでの飛行は、例えば第１４図に示されているように揚力（Ｌ）の成分 と一緒に前−進推進（Ｐ）の成分を提供するためにすべての排気偏向板９４を下 方へ向けることにより実現される。揚力は航空機１０の重量を克服し、推進力は 前進飛行を実現する。前進飛行モードへの移行を実現するために、揚力ダクト７ ０を貫流する空気の速度が、前進飛行モードに必要なＶＴＯＬ航空機１０の最小 前進推進速度の少なくとも２倍であると好適である。

例えば、所要前進飛行速度か２２ｍ／ｓであるとすると有利には揚力ダクト７０ の空気流速度は約４４ｍ／Ｓである。移行速度ではエンジン４８は約５０％以上 の過剰動力を有すると好適である。排気偏向板９４がより後方へ向けられると揚 カニニット２４の実効横断面が減少し揚力ダクト７０の出口９２からの排気の速 度が増加することに注意すべきである。排気流速の増加は、移行モードへＶＴＯ Ｌ航空機１０を加速するのを援助するために用いられる。移行速度では三角翼１ ２及び先尾翼１４は、ＶＴＯＬ航空機１０の重量を支持するの中に十分な揚力を 生じさせる。この速度でクラッチ５６は、推進ユニット２６の推進ファン１６０ を回転させるために閉じる。推進ファン１６０は、この速度で揚力ファン６６に より発生される前進推進力を維持するように設計されている。エンジン４８が速 度を増加するとクラッチ５４は、揚力ファン６６を駆動するのを中止するために 開かれる。

前進飛行モードへの移行の完了は、三角翼１２にわたり流線型表面を形成するた めにかもめ型翼風穴３６を閉じカウリング８０をファン室６８の中に引っ込め制 御ダクト風穴４０を閉じ出口８５ｂを揚力ダクト７０の中に引っ込めることによ り実現される。

ジョイスティック１３４は昇降舵１６及び方向舵１８を制御することができるの でＶＴＯＬ航空機１０の操縦者は、航空機か垂直飛行モード、移行モード、前進 飛行モードのいずれであっても同一の方法で航空機の飛行を制御できる。前進飛 行モードでは昇降舵１６及び方向舵１８は偏揺れ、縦揺れ、横揺れ制御を実現し 、これに対してエンジンの速度は、推進ファン１６０により発生される推進力を 制御するために変化される。方向舵１８の制御は、足で操作されるペダルにより 通常の方法で実現される。

逆の順序のステップか、ＶＴＯＬ航空機１０を着陸させるために前進飛行モード から移行モードを通って垂直飛行モードへＶＴＯＬ航空機１０を制御するために 用いられることが可能である。しかし移行モードでは排気偏向板９４は前方へ向 けられている。

前述のことから、本発明のＶＴＯＬ航空機１０が垂直飛行モードと前進飛行モー ドの双方で飛行可能でありこれらの２つのモードの間でのいずれの移行も比較的 効率よく比較的高度の制御で行われることが分かる。

揚カニニット２４の中に揚力ダクト７０を設けることにより、揚力面内に垂直に 位置する回転軸を有する揚力ファンの中で生じるノーズアップ傾向の問題を克服 することが可能である。本発明の揚カニニット２４は、それぞれの揚力ダクト７ ０が垂直飛行モードにおいては同一の空気抵抗を有し移行モードにおいては異な る空気抵抗を有するという意外な効果を有する。揚力ダクト７０の配置及びカウ リング７０の設置は、最後部ダクト７０に比して最前部ダクト７０のダクト抵抗 の差を定める重要である。

制御ダクト７２は、揚カニニット２４からの空気のいくらかが三角翼１２の一部 を下方へ強制的に向けさせるために用いることか可能である。これにより三角翼 １２の高度の微細制御が実現される。大部分の実施例では制御ダクト７２及び７ ０の抵抗は同一であるので揚カニニット２４を貫流する空気の質量は、発生垂直 揚力の大きさにかかわりなく一定である。４つの揚力ダクト７０は、揚力ファン ６６により発生される空気から反作用トルクを除去し従って尾部回転翼が不要で ありそして渦の除去により回復されるエネルギーがより大きい推進力を提供する という別の利点も有する。

４つの揚力ダクト７０の使用は、ＶＴＯＬ航空機１０が地面効果内に到達すると 四足効果を実現する。四足効果は特に安定性が高く、ヘリコプタ−の場合のよう に単一の空気噴流が揚力を発生するよりはるかに好適である。揚力ダクト７０に より空気を外方へ偏向することにより、三角翼１２の下の比較的大きい胴体２８ の定置を可能にする。空気を偏向することによりＶＴＯＬ航空機１０が比較的薄 い前部翼輪郭を有することが可能となりかつ揚力ダクト７０及び制御ダクト７２ することが可能となる。

揚力の中心よりはるかに下に重心が位置することによりより空中停止及び前進飛 行において航空機がより安定する。ウェブが三角翼１２と先尾冥１４の間に位置 する状態である重心と揚力中心の相対的位置は、比較的制御された下降を実現す るために緊急垂直無動力状態でＶＴＯＬ航空機がほぼ水平のままである効果を有 する。三角翼１２の寸法が比較的大きいので下降速度は比較的遅く、これにより 破損着陸の際の生存確率を高める。排気偏向板９４にわたり制御が行われるので ＶＴＯＬ航空機１０は前進飛行モードから垂直飛行モードへ非常に急速に減速さ れることが可能である。

例えば１０ｍ５−２台の減速力が実現可能であり、これにより１時間当り１００ 　ｋｍから空中停止へ約３５ｍの距離で３−４秒以内で移行することが可能とな る。

このような減速は、自動車の減速に類似である。

空中停止モードでＶＴＯＬ航空機１０は、揚カニニット２４の使用によりある程 度の速度でのバック飛行を行うことが可能である。別個の推進ユニット２６の使 用によりＶＴＯＬ航空Ｆａ１０の最大速度は、垂直軸ファンの前進羽根の失速に より制限されず、従ってＶＴＯＬ航空機１０は、ヘリコプタ−の限界である２０ ０−５００　ｋ　ｍ　／　ｈを越える速度を達成できる。

当業者に自明の変更及び変形は本発明の範囲内とみなされる。例えば特に垂直飛 行において航空機１０の高度を制御するために回転可能に回転スプリッタを制御 するために別の機構を用いることも可能である。推進ユニット２６は、ファン以 外のもの例えばジェットエンジン等であることも可能である。かもめ羽翼風穴３ ６は、三角［１２の中に引っ込められるペダルにより置換されることも可能であ る。本発明の航空機１０は、三角翼１２の形状に起因してペイロードを運搬する ことが可能な５ＴＯＬ航空機としても用いることも可能である。

Ｆｌ＆ｌＪＥ巳ｇ＞６ ｎ仏懸ヂ５ｉ 手続補正言動式） ％式％ フロントページの続き （８１）指定国　ＥＰ（ＡＴ、ＢＥ、ＣＨ，ＤＥ。

ＤＫ、　ＥＳ、ＦＲ，ＧＢ、　ＧＲ，ＩＴ、　ＬＵ、　ＮＬ、ＳＥ）、０Ａ（Ｂ Ｆ、ＢＪ、ＣＦ、ＣＧ、ＣＩ、ＣＭ、ＧＡ、ＧＮ、ＭＬ、ＭＲ，ＳＮ、ＴＤ、Ｔ Ｇ）、ＡＴ、ＡＵ、　ＢＢ、ＢＧ、　ＢＲ，ＣＡ、　ＣＨ，Ｃ３，ＤＥ、　ＤＫ 。

ＥＳ、ＦＩ、　ＧＢ、　ＨＵ、ＪＰ、　ＫＰ、　ＫＲ，ＬＫ、　ＬＵ、ＭＣ，Ｍ Ｇ、　ＭＷ、ＮＬ、Ｎｏ、ＰＬ、ＲＯ，ＳＤ、ＳＥ、ＳＯ，ＵＳ

Claims (44)

【特許請求の範囲】
1. １．上昇飛行において航空機を推進するための揚力ユニットを推進ユニットが有 する航空機のための推進ユニットにおいて、揚力ユニットが、下流端部でダクト の横断面寸法とほぼ同一の横断面寸法を有する流れの中にダクトの下流端部から の排気があるように形状を形成されている空気をほぼ下方へ向けるためのダクト と、 ダクトとを貫流する空気の流れを誘導するために配置されているエアポンプと有 し、 使用の際、ダクトとからの排気の流れは上昇推進力を発生しダクトとからの排気 の流れはほぼ非収束であることを特徴とする航空機のための推進ユニット。
2. ２．揚力ダクトのための空気通路長より大きいか又は大幅には小さくない臨界幅 寸法を揚力ダクトが有することを特徴とする請求の範囲第１項記載の航空機のた めの推進ユニット。
3. ３．発生揚力を変化させるためにダクト貫流空気流及び／又は空気流の方向を制 御するための手段を具備することを特徴とする請求の範囲第１項又は第２項記載 の航空機のための推進ユニット。
4. ４．ダクト貫流空気流の質量とはほぼ独立に制御を制御手段が実現することを特 徴とする請求の範囲第３項記載の航空機のための推進ユニット。
5. ５．上昇飛行で航空機を推進するための揚力ユニットを推進ユニットが有する航 空機のための推進ユニットにおいて、揚力ユニットが、 ダクト貫流空気がほぼ偏向されないようにほぼ円筒状をダクトが有しダクトの下 流端部に複数の副ダクトをダクトが有し副ダクトの形状は副ダクトの下流端部で 副ダクトの横断面寸法とほぼ同一の横断面寸法の流れの中に副ダクトの下流端部 からの排気があるように形成されている空気をほぼ下方へ向けるためのダクトと 、 ダクト貫流空気流を誘導するために配置されているエアポンプを具備し、 使用の際、ダクトからの排気流が上昇推力を発生することができ副ダクトからの 排気流はほぼ非収束であることを特徴とする航空機のための推進ユニット。
6. ６．ダクト貫流空気流にほぼ平行に配置されている複数のバッフルにより副ダク トが形成されていることを特徴とする請求の範囲第５項記載の航空機のための推 進ユニット。
7. ７．副ダクトが複数の同心かつ環状の円筒から成ることを特徴とする請求の範囲 第６項記載の航空機のための推進ユニット。
8. ８．副ダクトが複数の平行六面体であることを特徴とする請求の範囲第６項記載 の航空機のための推進ユニット。
9. ９．上方飛行で航空機を推進するための揚力ユニットを推進ユニットが有する航 空機のための推進ユニットにおいて、揚力ユニットが、 室周縁で環状円筒に取付けられている１つの室を有する空気をほぼ下方へ向ける ためのダクトと、ダクト貫流空気流を誘導するために配置されているエアポンプ を具備し、 使用の際、ダクトからの排気流は上昇推力を発生することができダクトからの排 気流は環状横断面を有しかつ非収束であることを特徴とする航空機のための推進 ユニット。
10. １０．上昇飛行で航空機を推進するための揚力ユニットを推進ユニットが有する 航空機のための推進ユニットにおいて、揚力ユニットが、 室周縁で複数の揚力ダクトに取付けられている１つの室を有する空気をほぼ下方 へ向けるためのダクトと、それぞれの揚力ダクトの貫流空気流を誘導するために 配置されているエアポンプを具備し、使用の際、揚力ダクトからの排気流は上昇 推力を発生しそれぞれの揚力ダクトからの排気流はほぼ非収束であることを特徴 とする航空機のための推進ユニット。
11. １１．垂直飛行モードでは前部揚力ダクトと後部揚力ダクトは揚力ダクト貫流空 気に対して互いに等しい抵抗を有し、移行モードでは後部揚力ダクトを貫流する 空気に対して後部揚力ダクトが有する抵抗より大きい抵抗を前部揚力ダクトは前 部揚力ダクト貫流に対して有することを特徴とする請求の範囲１０記載の航空機 のための推進ユニット。
12. １２．前部揚力ダクトは前部に配置され後部揚力ダクトは後部に配置され、移行 モードでは後部揚力ダクトより前部ダクトの方が中の空気通路がより曲がりくね っているが垂直飛行モードでは双方の空気通路が同一であるように揚力ダクトの 形状が形成されていることを特徴とする請求の範囲第１１項記載の航空機のため の推進ユニット。
13. １３．縦断面で見ると揚力ダクトがほぼＳ状であそれらの空気流入口及び流出口 から見るとほば矩形でありＳ形状の湾曲部は発明の詳細な説明に定義されている 意味で互いに比較的密接して配置されかつ適切な曲率半径を有し、最後の湾曲部 で生じた動圧増加がダクト出口部により回復され、 使用の際、ダクト貫流空気のためのサイフォン効果を揚力ダクトが発生すること を特徴とする請求の範囲第１１項又は第１２項記載の航空機のための推進ユニッ ト。
14. １４．揚力ダクトの境界からの空気分離を減少するためにＳ状の湾曲部の中に配 置されている空気偏向板を揚力ダクトが有することを特徴とする請求の範囲第１ ３項記載の航空機のための推進ユニット。
15. １５．吸気損失を減少するために揚力ダクトの空気入口が円錐状で先細りするこ とを特徴とする請求の範囲第１３項又は第１４項記載の航空機のための推進ユニ ット。
16. １６．静圧を回復するための揚力ダクト空気出口に配置されているディフユーザ も揚力ダクトが有することを特徴とする請求の範囲請求の範囲第１３項から第１ ５項のうちのいずれか１つの項航空機のための推進ユニット。
17. １７．排気流の方向を制御するために空気出口に配置されている偏向板を揚力ダ クトが有することを特徴とする請求の範囲第１０項記載の航空機のための推進ユ ニット。
18. １８．揚力ユニットにより発生される揚力を変化させるために上方及び／又は下 方へ空気を向けるための複数の制御ダクトも具備することを特徴とする請求の範 囲第１０項記載の航空機のための推進ユニット。
19. １９．揚力ユニットにより発生される空気量とは無関係に一定の質量の空気がダ クトを貫流することを特徴とする請求の範囲第１８項記載の航空機のための推進 ユニット。
20. ２０．上方へ空気のいくらかを分流するための揚力ダクトの中に定置されている 分流板の形を制御ダクト有することを特徴とする請求の範囲第１８項記載の航空 機のための推進ユニット。
21. ２１．揚力ダクトの中に配置されている弁手段により制御ダクトが空気を供給さ れ制御ダクトは揚力ダクトヘの空気と制御ダクトヘの空気を配分することができ ることを特徴とする請求の範囲第１８項記載の航空機のための推進ユニット。
22. ２２．揚力ダクトとは別個に制御ダクトが形成され、上方及び下方に配置されて いる出口を制御ダクトは有し、上方配置されている出口への空気と及び下方に配 置されている出口への空気を配分するための弁手段を制御ダクトは有することを 特徴とする請求の範囲第１８項記載の航空機のための推進ユニット。
23. ２３．上昇飛行で航空機を推進するための揚力ユニットを推進ユニットが有する 航空機のための推進ユニットにおいて、揚力ユニットが、 複数の揚力ダクトに室外側周縁で取付けられている１つの室を有し複数の制御ダ クトをさらに有し揚力ダクトはほぼ下方へ排気し制御ダクトはほぼ上方へ排気す る空気をほぼ下方へ向けるためのダクトと、各揚力ダクト及び制御ダクトの貫流 空気を誘導するために配置されているエアポンプと、 制御ダクトを貫流する空気流を制御するための弁手段を具備し、 使用の際、各揚力ダクトからの排気流は上昇推力を発生することができかつほぼ 非収束でありダクト貫流空気質量は弁手段の動作とはほぼ独立していることを特 徴とする航空機のための推進ユニット。
24. ２４．制御ダクトが揚力ダクトから分離して形成され、上方へ排気する１つの出 口と下方へ排気する１つの出口を制御ダクトは有し弁手段は２つの出口へ空気流 を配分し、 使用の際、制御ダクト貫流空気の質量が一定であることを特徴とする請求の範囲 第２３項記載の航空機のための推進ユニット。
25. ２５．弁手段が回転スプリッタであり、上流端部から回転スプリッタの内部へ向 かって円錐状で先細りする１つの孔を回転スプリッタは有し、孔はその内部から 下流端部へ向かって円錐状で広がり、キャスタ効果に類似の効果を実現するため に先細りの程度は広がりの程度を上回り、下流端部はいずれかの出口に向けるこ とが可能であることを特徴とする請求の範囲第２４項記載の航空機のための推進 ユニット。
26. ２６．制御ダクトが揚力ダクトと一体的に形成され、弁手段が制御ダクトの中の 空気流を最大と最小の間で配分することを特徴とする請求の範囲第２３項記載の 航空機のための推進ユニット。
27. ２７．室がカウリングを有し、ダクトヘの吸気効率を高めるために上方にカウリ ングは配置され、上流端部から内方へ向かって円錐状で先細りし次いで下流端部 へ向かって外方へ広がる湾曲内面をカウリングは有する請求の範囲第２３項記載 の航空機のための推進ユニット。
28. ２８．エアポンプが低圧垂直軸ファンであり、フアンは微細なピッチを有し比較 的大きく比較的低速で動作し比較的高い推力を発生し比較的低い空気流速度を生 じ比較的低い剛率を有することを特徴とする請求の範囲第２３項記載の航空機の ための推進ユニット。
29. ２９．ファンが複数の羽根を有し、航空機重量に起因し各羽根に作用する力とフ ァン重量に起因する遠心力の合成力が羽根底面における印加曲げモーメントの格 殺のために羽根を介して作用するような角度で羽根は水平から持上られ、羽根の 中のねじりモーメントを減少するために羽根の揚力中心と羽根の重心が位置する ことを特徴とする請求の範囲第２８項記載の航空機のための推進ユニット。
30. ３０．航空機の前方推進を実現するために配置されている推進ユニットをさらに 具備することを特徴とする請求の範囲第２３項記載の航空機のための推進ユニッ ト。
31. ３１．ダクトの中に配置されている水平軸ファンを推進ユニットが含み、ファン は粗目のピッチを有し比較的小さく比較的高速で動作し比較的低い推力を発生し 比較的高い空気流速度を発生し比較的低い剛率を有することを特徴とする請求の 範囲３０記載の航空機のための推進ユニット。
32. ３２．揚力ユニットが航空機の低速前進飛行を実現することができ、揚力ユニッ トの前進推力と推進ユニットの前進推力が揚力ユニットのみによる飛行から推進 ユニットのみによる飛行への移行の間にわたりほぼ等しいことを特徴とする請求 の範囲第２３項記載の航空機のための推進ユニット。
33. ３３．揚力ダクトがバッフルを有し、空気抵抗が等しい複数の副ダクトを形成す るためにバッフルは空気入口から空気出口へ延在し、 使用の際、副ダクトなしの揚力ダクトの幾何学的形状は非効率的であるがしかし 副ダクトの幾何学的形状は効率的であることを特徴とする請求の範囲第２３項記 載の航空機のための推進ユニット。
34. ３４．上昇飛行で航空機を推進するための揚力ユニットを推進ユニットを有する 改善された航空機において、揚力ユニットが、 ダクトと下流端部の横断面とほぼ同一の横断面を有する流れの中にダクトの下流 端部からの排気があるように形状を形成されている空気をほぼ下方へ向けるため のダクトと、 ダクト貫流空気を誘導するために配置されているエアポンプを具備し、 使用の際、ダクトとからの排気流は航空機のための上昇飛行を実現しダクトから の排気流はほぼ非収束であることを特徴とする改善された航空機。
35. ３５．推進ユニットが請求の範囲第１項から第３３項のうちのいずれか１つの項 記載に対応する特徴を有することを特徴とする請求の範囲第３４項記載の改善さ れた航空機。
36. ３６．制御表面は有するが揚力面が無く、使用の際、航空機は垂直飛行及び空中 停止を行うことが可能であることを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項 記載の改善された航空機。
37. ３７．揚力面及び制御面を有する翼を具備し、翼の際に配置されている胴体をさ らに具備し、胴体の下ｓｎｉ配置されている揚力ユニットをさらに具備すること を特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航空機。
38. ３８．揚力面及び制御面を有する複数の翼をさらに具備し、翼は胴体から延在し 、揚力を発生する各主翼の中に配置されている揚力ユニットをさらに具備するこ とを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航空機。
39. ３９．航空機の高度の制御を実現するために制御ダクトが各揚力ユニットから翼 先端へ及び航空機ノーズへ及び航空機後尾へ延在することを特徴とする請求の範 囲第３８項記載の改善された航空機。
40. ４０．揚力ユニットの揚力中心が翼の揚力中心及び航空機重心と垂直方向でほぼ 一致することを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航 空機。
41. ４１．揚力ユニットが垂直飛行及び低速前進飛行で航空機を推進することが可能 であることを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航空 機。
42. ４２．高速前進飛行で航空機を推進するために推進ユニットが推進ユニットをさ らに具備することを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善され た航空機。
43. ４３．航空機の翼の中へ引っ込めることが可能なカウリングを揚力ユニットが有 し、連続的な上部揚力面を形成するために揚力ユニットヘの入口を閉成するため にカウリングの中に長手方向で風穴が配置され、連続的な下部揚力面を形成する ために揚力ユニットの出口は翼の中に引っ込め可能でありかつ下部揚力風穴によ り閉成可能であることを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善 された航空機。
44. ４４．ジョイスティックをさらに具備し、ダクト貫流空気を配分するための弁手 段を制御するための推力制御レバーをさらに具備し、ジョイスティックは航空機 の偏揺れ、縦揺れ、横揺れ制御のためにそれぞれの弁手段の相対的開放を実現し 、推力制御レバーは推力制御のためにすべての弁手段の等しい動作を実現するこ とを特徴とする請求の範囲第３４項又は第３５項記載の改善された航空機。