JPH08503672A - 複合式飛行機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 提案されている複合式飛行機は、鉛直方向の開口部（２）を備えた厚みのある中央翼の形状の胴体（１）を具備し、ここには揚力回転翼（４）が収容されている。更に飛行機は、外翼と、尾部ユニット（８）と、開口部の出口の周りのエアクッション（１９）に着陸装置を備える。飛行機の動力装置は、２つのエンジンモデュール（１３）を具備し、このエンジンモデュールは、開口部（２）の両側に配置され、且つ揚力回転翼（４）及び推進プロペラ（１２）に接続されている。揚力回転翼の回転平面における開口部の断面積は、着陸装置のエアクッションの面積の０．３から０．８に相当し、エンジンモデュールの１つに欠陥があっても、使用準備がなされていない着陸用地に飛行機を安全に着陸させることができる。

Description

【発明の詳細な説明】 複合式飛行機技術分野 本発明は、航空機の製造に関し、種々の役務を担う鉛直方向へ離着陸可能な飛 行機、すなわち乗客運搬、貨物、貨物及び乗客、救急、並びに他の特定目的の航 空機に利用できる。背景技術 鉛直方向への離着陸可能な飛行機は、使用準備がなされていない離着陸用地に おいて、これら飛行機を用いることができるので、航空機産業の題材の開発にお ける見込みのある方向性に属している。このような飛行機は、特に特定目的のた めの航空機産業及び国内航空路線にとって魅力あるものである。鉛直方向へ離着 陸可能な飛行機には、いくつかのタイプがある。 離着陸中の揚力を高速ジェットの反力によってもたらすような、鉛直方向へ離 着陸可能な飛行機が知られている。例えば、１９６７年の西独特許第１２４６４ ２２号、分類Ｂ６０Ｖ３／０８（ＮＰＣ：６２ｂ−６０）で開示されている飛行 機は、翼及び尾部ユニットと、翼の下に配置された水平飛行用の動力装置と、離 着陸用の動力装置とを備えた円箇形の胴体を具備する。前述の離着陸用の動力装 置は、胴体の中間部分の溝に配設されている。このタイプの構成の不都合な点は 、離着陸状態における燃料消費量が多く、垂直方向への離着陸のための動力装置 に追加のエンジンを設ける必要があるので、前述の飛行機の構造が複雑であると いうことである。更に、前述の離着陸中の高速ジェットは、離着陸用地の表面に 激しい衝撃を与え、これにより、このタイプの飛行機の作動は土壌場所（soil sites）からでは不可能になる。 従来の技術においては、１９７６年の米国特許第Ｒｅ２９０２３号、分類２４ ４−６で開示されているような、航空機とヘリコプタとを組み合わせた構成の鉛 直方向へ離着陸可能な飛行機が知られている。前述の飛行機は、高いところに設 けられた翼と、翼の先端に垂直尾翼とを有する胴体を備える。翼は、半円の切り とった後縁部を備える。胴体の後部部分の上方に揚力回転翼が設けられており、 その揚力回転翼の回転平面は、翼の水平面と一致する。飛行機は、水平飛行用の 動力装置をも備える。 開口した揚力回転翼が存在することで、実質的に、水平巡航飛行における飛行 機の空気学的要素が害される。更に、揚力回転翼及びその伝達システムの全体の 大きさは、前述の揚力回転翼が、常に、胴体又は他の支持構造の上方にあり、胴 体上の横断方向の流れによって離着陸における飛行機の特性に不都合な影響を及 ぼす。 従来の技術において、離着陸中における揚力と、水平飛行における推進力とを １つの装置、つまり傾斜プロペラによって発生するような複合式飛行機が知られ ている。このような飛行機は、１９７５年の英国特許第１４０５７３７号、分類 Ｂ７Ｗで開示されている。前述の従来の飛行機は、翼と尾部ユニットとを備えた 胴体を具備する。前述の翼は、傾けて製造されており、プロペラとともに動力装 置が翼の傾斜可能な部分に設けられている。離着陸のための揚力と水平飛行のた めの推進力とを発生するのに、同じプロペラが用いられる。前述の傾斜した翼を 備えた構成は、多くの設計者によってなされた揚力回転翼であって、実際の飛行 機で実現されている開口した揚力回転翼と比較して利点がある。しかしながら、 鉛直方向への離着陸と水平方向への飛行とを行うのに、１つの同じプロペラを使 用すると、前述のプロペラに対する非常に厳しい条件が課せられる。 傾斜したプロペラは、ヘリコプタの揚力回転翼と直径が同じでなく、したがって 離着陸中における前述のプロペラにおける特定負荷が、ヘリコプタのものよりも 大きい。したがって、より大きなエンジンパワーが必要となる。離陸中のプロペ ラにおけるより大きい特定負荷によって、プロペラの下の空気流の速度がより大 きなり、土壌におけるジェットの激しい侵食効果が生じる。この効果は、西独特 許第１２４６４２２号、分類Ｂ６０Ｖ３／０８で開示されているような反力ジェ ットを利用するような鉛直方向への離着陸可能な飛行機のものよりも小さいけれ ども、土壌場所の大部分にとっては非常に高いものである。飛行機は、強い音界 を発生する。更に、群のプロペラを備えた傾斜翼が存在することによって、飛行 機の形状が複雑になり、概して信頼性が損なわれる。離陸状態から水平飛行状態 へ、及びその逆の飛行機の移行は、制御システムにとって非常に複雑なものであ る。制御システム及び外翼パネル傾斜の機構における思いがけない欠陥が、結果 としては、重大な損害を与える。 揚力回転翼が飛行機の胴体内に配設された鉛直方向へ離着陸可能な複合式飛行 機が知られている。１９８７年のソ連邦発明者証特許第１５５０７９０号、分類 Ｂ６４Ｂ１／００で保護されている前述の飛行機においては、胴体は、対称に湾 曲した（円環状の）ディスク形状をしており、このディスクに翼と、尾部ユニッ トと、キャビンとが取り付けられている。ディスクの中央には、中央ボディと揚 力回転翼とを収容する鉛直方向の開口部がある。前述の開口部の入口部分及び出 口部分は、回転フラップで閉鎖され、この回転フラップは、水平飛行状態では閉 鎖されて、前述のディスクの滑らかな上面を形成する。離陸時には、ディスクの 上面の回転フラップは、鉛直方向へ転換して、鉛直方向の開口部への空気のアク セスを開く。前述の鉛直方向の開口部の入口空気取入開口部は、転換可能なシャ ッタの間の溝（channels）によって形成されている。前述のディスクの環状の空 間は、軽い気体で満たされている。飛行機は、翼に水平飛行用の推進プロペラと エアクッションにシャシーを有する。空間に軽い気体が充填されているために、 揚力回転翼の揚力を小さくし、またそれによってエンジンの出力を低くすること ができる。計算した結果では、浮揚力は飛行機の大きさと積載力が著しく大きい 場合（ディスク径５０ｍ以上）にのみ開口部内の揚力回転翼の所要揚力値に本質 的な影響を与えることを示している。離陸重量５０ｔ以下の飛行機では揚力回転 翼の揚力における利点は僅かである。飛行機は、ディスクの上面に離着陸時に開 く回転フラップを有する。この回転フラップは空気の主流に対して大きな空気力 学的な抗力を有するが、それは特に、回転フラップの開きが小さい時でも飛行機 の空気力学的な抗力は、急激に増大するため離陸から水平飛行への移行時に顕著 である。水平飛行から着陸への移行時には飛行機は揚力回転翼が過回転するほど 安定性が失われる可能性がある。飛行機の加速時にはディスクは水平のままでは 揚力を生み出さず、揚力は全て翼によって生じるため、空気力学的な特性は低い 。ディスクの大きさ（５０ｍ以上）を考えると、飛行機の上面の大部分は空気力 学的な揚力の発生には関係ないことになる。 技術的に出願発明に最も近いのは１９７３年の英国特許第１３３１６５号、分 類Ｂ７Ｗの飛行機である。飛行機は、下面が平らで断面が非対称の厚みのある揚 力翼状につくられた本体を有する。本体には、内部に水平方向の揚力回転翼を備 えた入口及び出口開口部を備えた湾曲した開口部を備える。胴体の底面は、開口 部の出口を包囲するエアクッションに着陸装置を備える。前述の飛行機は、外翼 と、一対の水平尾翼の尾部ユニットとを備える。飛行機は、水平飛行するために 、推進プロペラとジェットノズルとを備える。揚力回 転翼と推進プロペラとは、共通の動力装置によって回転される。前述の飛行機は 、流入する空気流に直面し且つ中央翼の上面に配置された開口した空気取入口を 備え、空気を前述の開口部へ供給する。動力装置の空気取入口は、前述の空気取 入口の背後に配設されており、且つ前述の空気取入口によって遮られている。 前述の飛行機の欠点は、水平飛行における空気力学的な抗力が高いことであり 、これは、開口部の永久的に作動する空気取入口の圧力によって生じる。プロセ スでは、先述の高い空気力学的な抗力は、流入空気流への空気取入口の突出部に 接続されているだけでなく、胴体の底面に対し実際には垂直な上面から出た少量 の空気にも接続されており、これは、また、流入流に対する更なる抵抗を生じる 。このタイブの鉛直方向へ離着陸可能である他の全ての飛行機のように、揚力回 転翼及びエアクッションの着陸装置の特性につながらず、これらを従来の装置の 単なる集合（集合体）に変える。発明の開示 本発明の目的は、プロペラと着陸装置とが最も望ましい協働状態を呈するよう な複合式飛行機の製造である。本発明の更なる目的は、水平飛行における飛行機 の空気力学的な特性を改善することである。また本発明の更なる目的は、流入空 気流による飛行機の胴体周りの空気流を改善することである。本発明の二次的な 目的は、着陸中における動力装置の電力を減少し、複合式飛行機の作動の信頼性 を高めることである。 順に挙げた上述の目的を達成するために、本発明に従うと、揚力回転翼を収容 する鉛直方向の開口部と、外翼及び尾部ユニットと、水平飛行のための推進ブロ ペラと、推進及び揚力プロペラを駆動するための動力装置と、前述の開口部の出 口を包囲するエアクッションにおける着陸装置とを有する非対称断面形状の胴体 を具備する複５ 合式飛行機において、揚力回転翼の共通ステップ及び周期ステップを変えるシス テムと、円環状の面として形成され且つ中央翼の上面に続く前記開口部の入り口 開口部とを備えており、揚力回転翼の回転平面における鉛直方向の開口部の断面 積が、着陸装置のエアクッションの面積の０．３から０．８に相当する複合式飛 行機が提供される。 この場合、動力装置は、鉛直方向の開口部の両側の中央翼に配設された２つの エンジンモデュールから形成されており、且つ２つの推進プロペラを有しており 、揚力回転翼は、両方のエンジンモデュールに接続されているが、各推進プロペ ラは、その推進プロペラ固有のエンジンモデュールへ接続されている。 更に、水平飛行のための推進プロペラは、最大の厚みの中央翼の後部部分の外 形の線を越えて中央翼の後部部分の上面の上方へ設けられている。 この場合、推進プロペラは、開口部の両側に配置されたパイロンに設けられて いる。 飛行機が、中央翼の船尾部分の上面の上方へ延び且つ開口部の両側に配置され た２つの長手方向の梁を備えるのに加えて、長手方向の梁に取り付けられた２つ の水平尾翼と、その水平尾翼と交差する尾部ユニットの水平尾翼とから形成され 、一方で推進プロペラが水平尾翼の前方に配設されたような尾部ユニットとを備 える。 本発明の本質は、揚力回転翼を備えた鉛直方向の開口部を水平飛行状態下で複 合式飛行機の空気力学的な構成に有することであり、飛行機の飛行の安全性及び 空気力学的特性を改善し且つ特に空気力学的効率を上げるために、エアクッショ ンと揚力回転翼との特性の間の協調を提供することである。開口した入口開口部 及び出口開口部を備えた鉛直方向の開口部を有する非対称の断面形状の厚みのあ る中央翼の形状の飛行機の胴体の製造においては、前記入口開口部は、中央翼の 上面へ滑らかに続く円環状の面として形成されており、平坦な環状翼と同様な２ つの順に設けられた空気力学的な表面に関する開口部領域における中央翼の流れ を確実なものとする。この場合、揚力回転翼によって開口部を遮閉することは、 環状翼と同様に、流れの状態の設定に対する障害とはならず、飛行機の能動的な 空気力学的な特性を確実なものとする。揚力回転翼による開口部の遮閉を減少す ることは、着陸装置のエアクッシヨンの面積の０．３から０．８のレベルで揚力 回転翼の回転平面における開口部の断面積を選択することによって助けられるが 、選択された面積比率で揚力回転翼の共通ピッチ及び周期ピッチを変えるための システムの応用によって、飛行中の１つの状態から他の状態への信頼性ある移行 を提供する。エアクッシヨンが作動状態にあるときの離陸において、揚力回転翼 は、最小限のステップを行い、スウェプト領域（swept area）に最小荷重をかけ る。揚力回転翼の共通ピッチ及び周期ピッチを変えるためのシステムによって飛 行機の高さを制御し、スクリーンの上方でのエアクッション状態から浮かんだ状 態へ飛行機を移行する間における揚力回転翼の共通ステップでの変化によって、 離陸中の飛行の高さが上昇される。プロセスでは、動力装置の回転数は、実際に は変化せず、動力装置は、高い効率で定格回転数で作動する。選択された面積比 率では、エアクッションは、また、プロペラの背後で開口部内に圧力の思わぬ変 化をおさえ、揚力プロペラの作動及び概して飛行機の作動の安定性を上昇する。 空気力学的な外形の最大の厚み値の線を越えて中央翼の後部部分の上面の上方 へ推進プロペラを配置することは、推進プロペラが翼の後部部分の上面の空気流 を強めるので、環状翼の形態における胴体の周りの流れを助ける。更に、推進プ ロペラは、開口部の両側か ら離れて配置され、推進プロペラ及び揚力回転翼は、互いに対する影響は最小限 になっている。 開口部の両側の胴体に配設された２つのエンジンモデュールからなる動力装置 を備えることによって、エンジンが開口部の揚力回転翼の揚力適用点のより近く へ配置され且つ飛行機の長手軸線の周りで対称に設けられるので、長手方向のバ ランスをとることが容易になる。揚力回転翼へ２つのエンジンモデュールを接続 し、各推進プロペラへエンジンモデュールを１つづつ接続することによって、エ ンジンの１つの欠陥によって、利用可能な全電力の損失という結果を招くことが ないので、飛行機の信頼性が高まる。本発明によると、揚力回転翼の回転平面に おける開口部の面積と、着陸装置のエアクッションの面積との選択した関係にお いて、水平飛行状態から着陸用地の上方で浮かんでいる状態への移行が、スクリ ーンの上方の浮かんだ状態で可能である、つまりスクリーンの上方又はエアクッ ションにおける飛行状態において、着陸用地の選択、及びそれに向かっての移動 のための時間をとるのに十分な高さで可能であるので、前述の飛行機を着陸する のに１つのエンジンモデュールで十分であり、この目的のためには、１つのエン ジンモデュールの電力で十分であるという利点がある。 後部部分の上面の上方へ突出した長手方向の梁は、中央翼の側縁部に沿った過 剰流を減少することによって、その空気力学的要素を改善する。プロセスでは、 垂直尾翼及び水平尾翼が、空気力学的遮閉をなす。推進プロペラが垂直尾翼の前 方に配置されていることで、低速飛行における飛行機の制御性が改善される。 出願人は、本発明が新規性の基準を満たすことが確認された特徴を利用して組 み合わせた複合式飛行機を知らない。本質的な特徴を利用した組み合わせは、従 来技術から明かではなく、したがって本 発明は、進歩性の基準をも満たしている。 本発明を図面を参照して説明する。図面の簡単な説明 図１は、部分的に省略した胴体の上面の上層を上からみた飛行機の全体的な構 成を示した図である。 図２は、線Ａ−Ａに沿った飛行機の長手断面図である。 図３及び図４は、揚力回転翼の共通ステップ及び周期ステップを変えるための システムの不等角投影図及び概略線図である。 図５は、垂直尾翼の前方に配置された推進プロペラを備えた飛行機の正面図で ある。 図６及び図７は、パイロンに配置された推進プロペラを備えた飛行機の側面図 及び正面図である。発明を実施するための最良の形態 前述の複合式飛行機は、湾曲した平面を有する前縁部と直線状の後縁部とを有 する非対称の厚みのある断面と、滑らかな側部外形と、平坦な底面とを備えた、 中央翼の形態の胴体１を具備する。胴体は、丸い入口縁部を有する鉛直方向の開 口部２を備える。前述の環状断面を有する開口部は、胴体の中央部分の平面の大 部分を占める。前述の開口部の内部には、揚力回転翼４を備えた流線型の中央ボ ディ３が配設されている。前述の中央ボディは、半径方向のパイロン５によって 開口部の壁に接続されている。飛行機は、乗員や乗客や貨物を収容するためのキ ャビン６と、外翼７と、尾部ユニット８とを備える。前述の飛行機の空気力学的 な面、つまり外翼と尾部ユニットとの空気力学的な面は、偏向することが可能な 制御要素、例えばフラップ９及び１０と、方向舵１１とを備える。飛行機は、水 平飛行するために、２つの推進プロペラ１２を備える。揚力回転翼４及び推進プ ロペラ１２は、２つのエンジンモデュール１３を有する動 力装置によって回転される。エンジンモデュール１３は、開口部２の両側の胴体 １へ配設されている。前述のエンジンモデュールは、シャフト１４を介して揚力 回転翼に、シャフト１５を介して推進プロペラに接続されている。揚力回転翼へ は、両方のエンジンモデュールが接続されているが、各推進プロペラへは、その 推進プロペラ固有のエンジンモデュールが接続されている。シャフト１４の一側 部は、揚力回転翼の減速ギア１６へ接続されており、他側部は、エンジンモデュ ールの制御可能な連結器１７へ接続されている。前述の制御可能な連結器１７は 、以下のタイブのもの、すなわち流圧的、機械的、電磁的なタイプのうちの１つ である。シャフト１５は、制御可能な連結器１８を介して、好ましくは調節可能 なギア比で、エンジンモデュールへ接続されている。前述の連結器１８は、いか なるタイプのものでも良い。飛行機は、鉛直方向の開口部の出口を包囲するエア クッション１９に着陸装置を備える。揚力回転翼の回転平面における開口部の断 面積は、着陸装置のエアクッション１９の面積の０．３から０．８に相当する。 特に、１８人乗りの飛行機においては、着陸装置のエアクッションの面積は、５ ８ｍ²に相当し、一方で鉛直方向の開口部の断面積は、揚力回転翼の回転平面に おいて、３８ｍ²である。開口部の入口開口部は、円環状の表面２０として形成 されており、その表面２０は、中央翼の上面へ滑らかに続いている。結果として 、中央翼の中央部分には、連続的に形成され且つ環状翼と同様の状態で流線型の 厚みのある空気力学的な外形があり、この空気力学的な外形によって、水平飛行 における飛行機の空気力学的な特性が改善される。 飛行機は、揚力回転翼の共通ステップ及び周期ステップを変えるためのシステ ムを備える。揚力回転翼のブレード２１が、中央の十字形部品２２へ蝶着されて おり、この中央の十字形部品２２は、減 速ギア１６の出力シャフト２３へ取り付けられている。揚力回転翼の共通ステッ プ及び周期ステップを変えるためのシステムの主要ユニットは、スワッシュプレ ートであり、このスワッシュプレートは、回転リング２４と、非回転リング２５ と、トルクアーム２６と、カルダンサスペンション２７とを具備する。回転リン グ２４は、キャリア２８を介して揚力回転翼のブレード２１に接続されている。 非回転リング及びカルダンサスペンション２７は、引張ロッド２９を介してレバ ーに接続されており、揚力回転翼の共通ステップ３０と揚力回転翼の周期ステッ プ３１とを制御する。 推進プロペラは、開口部の円環状の入口開口部の入口縁部と一致する中央翼の 後部部分の最も厚みのある外形の線を越えて、中央翼の後部部分の上面の上方へ 取り付けられている。推進プロペラを配設する特定領域は、風開口部試験によっ て決められる。特に推進プロペラは、中央翼の後部縁部へ向かって整列されずに 配置されている。飛行機の全体の寸法及び荷載許容量によって、推進プロペラは 、パイロン３２か、尾部ユニットかのいずれかに配置される。パイロン３２は、 開口部２の両側へ配設される。 尾部ユニットに推進プロペラを備えた飛行機は、中間翼の後部部分の上面の上 方へ突出した２つの長手方向の梁３３と、２つの垂直尾翼３４と、この垂直尾翼 と交差する水平尾翼３５とを備する。推進プロペラは、垂直尾翼３４の前方に配 置されている。 動力装置の空気取込口３６は、中央翼の上面に配置されている。 離陸中に、揚力回転翼４のブレード２１は、最大ステップ位置へ設定され、動 力装置は、推進プロペラ１２のシャフト１５に電力を供給せずに始動する。揚力 回転翼４が回転し、空気がエアクッション１９の着陸装置の空洞へ推される。共 通ステップ制御レバー３０を用いて、飛行機が離陸場所から上昇するまで、エア クッションの 圧力を上昇する。その後、揚力回転翼の共通ステップが増して、飛行機の状態が 、スクリーンの上方へ浮かんだ状態へ移行する。飛行機は、揚力回転翼の周期ス テップを制御するレバー３１と、揚力回転翼の共通ステップ及び周期ステップを 変えるシステムのスワッシュプレートとを介して、浮かんだ状態に制御される。 共通ステップを更に増すことで、揚力回転翼４の揚力は、飛行機の重量と等しく 、又はそれより大きくなり、飛行機は、揚力回転翼のおかげで空気中に支持され た状態に移行される。飛行機を加速するために、連結器１８に電力が供給され、 推進プロペラが回転し始める。推進プロペラによって生じる推進力が次第に発生 し、加速の初期段階においては、推進プロペラを駆動するためにかなりの量の電 力を必要とすることはない。中央翼が非対称な断面を有するので、ここでの揚力 は、迎え角がゼロから移行する間に生じる。更なる揚力が外翼によって引き起こ され、これら翼は、最大効率の迎え角に設定されている。飛行速度の上昇で、空 気力学的な揚力が上昇し、それぞれ、揚力回転翼４における揚力は、共通ステッ プにおける変化によって減少される。動力装置の節約された電力は、推進プロペ ラ１２へ伝達される。飛行機の重量と等しい空気力学的な揚力値を得る際に、揚 力回転翼４は、動力装置から電力供給を受けずに、飛行機は、航空機の構成に従 って飛行を続ける。航空機の構成に従った飛行への移行は、開口部の入口開口部 を閉鎖することを必要とせず、したがって揚力回転翼４が係合していないことで 飛行機の空気力学的な抗力が変化し、これによって飛行機の制御がより容易にな り、信頼性が増す。飛行機は、全表面、すなわち中央翼及び外翼の表面によって 生じた揚力によって空気中に維持され、飛行機の空気力学的な係数を改善する。 前述の飛行機は、空気の流入流へ突出した開口部の空気取込装置を持たず、これ は、空気力学的な抗力を減少し、且つ飛行機の 空気力学的な係数を改善する。揚力回転翼は、定格速度で飛行するときに作動せ ず、空気は開口部２を自由に通り、平坦な環状翼における流れと同様な状態で、 翼の前縁部と後縁部とを過ぎて流れる。 着陸中においては、飛行の水平方向への速度を遅くし、飛行機の重量よりも小 さい値へ空気力学的な揚力を下げ、連結器１７を係合し、揚力回転翼４を最小の 共通ステップで回転する。動力装置は、過剰電力を有しており、揚力回転翼の回 転によって、推進プロペラ１２の水平方向の推力が減少することはない。また、 開口部の入口開口部を開く必要がないので、揚力回転翼の回転によって飛行機の 空気力学的な抗力をかなり変えてしまうこともない。水平方向の飛行速度が遅く なると、より多くの電力を揚力回転翼へ伝達し、飛行機は、揚力回転翼４の揚力 によって、浮かんだ状態に置かれる。それから飛行機は、所定の場所で鉛直方向 へ着陸する。必要であるならば、飛行機は、地面又は水面の上方で浮かび、着陸 場所へ向かって移動したり、スクリーンの上方、又はエアクッション上で飛行体 制をとっても良い。 スクリーンの上方で応用された飛行機が浮かぶのに必要な電力は、動力装置の 全電力よりも少ないものに相当するということから、前述の飛行機は、必要であ るならば、１つのエンジンモデュール１３を使用して着陸できる。この場合、飛 行機は、スクリーンの効果が現れ且つ航空機の構成に従った水平飛行からスクリ ーンの上方での浮かんでいる状態へ移行するような高さへ降りる。同様の手法を 用いて、緊急時に飛行機を離陸させることが可能となる。産業上の利用の可能性 本発明に従った前述の飛行機を実現できるという可能性は、応用された飛行機 のモデルサンプルの試験によって確かめられている。航空機産業の現代の技術及 び材料を利用して実物大の飛行機を製造 してもよい。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 イフチン，バレリー アンドレエビチ ロシア連邦共和国，123481 モスコー，ウ リツァ スボボディ，85，コルプス ３, クバルチーラ 334 (72)発明者 パフレンコ，ニコライ セラフィモビチ ロシア連邦共和国，127591 モスコー，ウ リツァ 800 レト オフ モスクビー, ５，コルプス １，クバルチーラ 113 (72)発明者 ポグレビンスキ，エフゲニー ルボビチ ロシア連邦共和国，129224 モスコー，ウ リツァ シロカヤ 17，クバルチーラ 502 (72)発明者 スブボティン，ビクトル フラディミロビ チ ロシア連邦共和国，123242 モスコー，プ ロスチャド ボススタニア，１，クバルチ ーラ 129 (72)発明者 マイオロフ，オレグ ニコラエビチ ロシア連邦共和国，127560 モスコー，レ スコバ，30，クバルチーラ 45

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 開口した入口開口部と出口開口部とを備えた開口部（２）を有する非対称 な外形の厚みのある中央翼の形状の胴体（１）を具備しており、揚力回転翼（４ ）と、外翼（７）及び尾部ユニット（８）と、推進プロペラ（１２）と、前記推 進プロペラ及び前記揚力回転翼を駆動するための動力装置と、前記開口部の出口 開口部を包囲するエアクッション（１９）における着陸装置とを備えた複合式飛 行機において、前記揚力回転翼のブレード（２１）の共通ステップ及び周期ステ ップを変えるためのシステムを備え、前記揚力回転翼の回転平面における前記開 口部の断面積は、前記着陸装置のエアクッションの面積の０．３から０．８に相 当し、この場合、前記開口部の前記入口開口部は、前記中央翼の上面へ続く円環 状の面（２０）として形成されていることを特徴とする複合式飛行機。 ２． 前記動力装置は、前記開口部（２）の両側に配置された２つのエンジンモ デュール（１３）として設けられており、前記複合式飛行機は、２つの推進プロ ペラ（１２）を備えており、前記揚力回転翼（４）は、両方の前記エンジンモデ ュールへ接続されているが、各推進プロペラ（１２）は、該推進プロペラ（１２ ）固有のエンジンモデュールへ接続されていることを特徴とする請求項１に記載 の複合式飛行機。 ３． 前記推進プロペラ（１２）は、前記中央翼の後部部分の最大の厚みのある 外形部分の線を越えて前記中央翼の後部部分の上面の上方へ設けられていること を特徴とする請求項１に記載の複合式飛行機。 ４． 前記推進プロペラは、前記開口部の両側に配置されたパイロン（３２）に 設けられていることを特徴とする請求項１から３に記 載の複合式飛行機。 ５． 前記複合式飛行機は、前記中央翼の後部部分の上面の上方へ突出し且つ前 記開口部の両側に配置された２つの長手方向の梁（３３）を備えており、前記尾 部ユニット（８）は、前記長手方向の梁に設けられた２つの垂直尾翼（３４）と 、該垂直尾翼と交差する水平尾翼（３５）とを備える一方で、前記推進プロペラ （１２）は、前記垂直尾翼（３４）の前方へ配置されることを特徴とする請求項 １から３に記載の複合式飛行機。