JPS59501946A - 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】 本発明は、垂直離着陸性能を有する空気より重い機械、特に、これに限定するも のではないが、特定の運航モードの際の支持のために地面効果を利用する航空機 に関する。

背　景　技　術 垂直離着陸性能を有する種にな航空機が提案された。

英国特許第１４０５７３７号は、常態の前方推進の際、航空機を空中に支持する のに必要な全体の揚力が、水平面に対し小さい取付角で傾斜する平坦な胴体の基 部に作用する空気力学的力から得られる如く構成され、該胴体の各側部のスポン ソンないし短翼の尖端に固定される少くとも２つの揚力発生用エンジンユニット によって発生され少くともその全重量に等しい上昇力の結果として空中に留まり 得る空気より重い航空機を開示する。該航空機は、かなりな安定化問題を経験し 、特に、それが横滑りする傾向のある傾斜面での離陸の際に然りである。

エビエーショｙウィーク・工／ド・スペーステクノロジーの１９７６年６月２１ 日、頁４８−５２において公表された論文「研究中のノ・イブリッド大揚力飛行 船」は、飛行船、即ち、空気より軽い航空機を開示し、これは、剛性連結構造に よって気のうの下側へ各側部において、１台が前部に、１台が後尾に取付けられ る４台の改造されたヘリコプタの動力による揚力に関連して、葉巻き煙草形ヘリ ウム充填の大きな気のうの浮力による揚力を使用するノ・イゾリツド乗物である 。気のうの浮力による重量は、該乗物の空のはＶ全重量を相殺し、ペイロードの 持上げおよび乗物の操縦に利用可能なヘリコプタロータのスラストを残す。該乗 物は、気のうの形状のため、負の揚力を受け易い。

他の公知の形態の垂直離着陸機械は、ホーバークラフトとして通常公知の地面効 果機械であり、これは、はＶ平坦な下側面を有する負荷支持用プラットフォーム と、該機械を隣接する支持面より上に支持可能な支持用空気クッションを下側面 の下に形成して維持する装置とを備えている。該機械は、０．２またはそれ以上 の高さ・／有効直径（ｈ／ｄ）の値で傾斜地上において運転されるとき、周知の 様に不安定である。また、これ等は、谷または支持面における急な下向き傾斜と 、急な上り坂とを横切らねばならないとき、支持用空気クツンヨンの維持に困難 さを経験する。

本発明の目的は、同等なモードで運転されるとき、上述の航空機ないし乗物の各 々の種々な運転上の欠点を持たずに垂直離着陸性能を有する航空機を提供するこ とである。

発明の開示 本発明は、飛行船に固有に組込まれる安定化装置が飛行船の膨張可能な気のうよ りも空気より重い機械の残部に比し寸法において幾分小さく該機械を持上げるの に小さ過ぎる膨張可能な気のうを該機械に装着することによジ、該空気より重い 機械に組込む様に構成可能なことの認識から生じる。

本発明の一側面によると、体部と、負荷された際の航空機の垂直離着陸および空 中に留まる運航に必要な空気力学的揚力の少くとも大部分を与える様に該体部に 対して下方に向は得る空気流を形成する如く該体部で支持される装置と、該体部 の上に装着され従って。

膨張されたとき、その体積中心が航空機の重心より上にありこれにより航空機に 空気力学的安定化を与える膨張可能な気のうとを備える空気より重い航空機が提 供される。

本発明の他の側面によると、航空機を隣接する支持面より上に支持し得る支持用 空気クッションをその下に形成するのに好適なはｇ平坦な下側面を有する体部と 、離れた少くとも２つの個所で該下側面に対して下方の方向の空気流を形成しこ れにより該支持用空気クツショ／を形成可能な如く該体部で支持される装置と、 空気より軽いガスを充填され該体部の重心より上の体積中心を有して該体部上に 装着される気のうとを備える空気より重い航空機が提供される。

好ましくは、該下方の方向の空気流形成装置は、集合体としてスラストを発生可 能であり、該スラストに対する反作用は、少くとも航空機が部分的にのみ負荷さ れたとき、該下側面と該支持面との間に支持用空気クッションを維持可能な最大 高さよりも大きい高さへ航空機を付勢する。

航空機は、高度に負荷され又は、周辺の可撓性スカートに依存することなく、通 常の空気クッション乗物（即ち、地面効果機械）の様に、支持面より上の有用な 高さで運航可能でアリ、前方推進を与えるスラストファンと、安定化を与える膨 張された気のりとが設けられる。他方では、軽度に負荷され−ば、該航空機は、 地面効果の扶助で運航可能な高さの範囲を通って、前記下方の方向の空気流形成 装置によって発生される動的スラストで扶助されるスラストファンからの進路を 与えるクラ１ストにより、一方、膨張された気のうによって安定化されて、空中 に留まるかまたは前進飛行における自由空中運航へ殆んど垂直に上昇可能である 。

航空機における本発明の実施例は、該航空機の重心より上の体積中心を有し該航 空機の剛性構造内に設置されるかまたは該航空機の重心より上の所定の高さくメ タセンタ）で固定されるかのいづれかの気のりに貯蔵されるガス（例えばヘリウ ム）の泡の戦略的な設置および固定により、地面効果での運航、垂直離着陸、空 中浮遊および連通の前進飛行の際と、自由な動力なし垂直降下モードの際でも航 空機の固有の安定性の存在へ導く。

気のり内のガスの泡によって与えられる慣性質量は、これがなければ不安定な空 中に留まるプラットフォームが垂直から変位する傾向に強力に抵抗し、従って、 ジャイロ安定化装置に似た効果を有することが信じらレル。該メタルセンターの 腕の長さは、航空機が晒される付随する空気力学的／流体力学的および動的な攪 乱力に厳密に関連する。

空気の泡の安定化値（メタセンターの腕の長さに依存する）は、重量で航空機の 金偏重量の１０％だけ低下可能であり、ヘリウムの場合には、著しい一層の重量 低減と、この結果のエンジン馬力の要求の低下とがあるのが示される。本発明を 具現する航空機の運航の原理は、その重量の大部分を引き受ける如く上昇用ガス を使用する通常の飛行船の原理とは異なる。

釣合いを保つ目的の変更のためにガスの泡を垂直方向およげ長手方向に変位する 装置が設けられてもよい。

機械に本発明の特徴を組込むことにより、ホーバークラフトとして公知のもの一 様な地面効果機械に固有の周知の不安定性は、該機械が０．２またはそれ以上の 高さ／有効直径（ｈ／ｄ）の値で運航されるとき、消去され、該機械がｈ／ｄ＝ Ｑ、８またはそれ以上の運航高さまで地面効果で上昇するのを可能にし、しかも 、ジェット効果によって傾斜地上でも完全に安定に維持されることが信じられる 。

安定化用泡は、揚力または慣性の組合わされた中心が機械の重心に対し所要の関 係にある様に設置される如く、幾つかの（即ち、２またはそれ以上の）膨張可能 な外部気のうないしユニットに分離されてもよい。

該膨張されるユニットは、前方飛行の際に艮好な空気い）であるが自由垂直降下 の際に最大抗力（約Ｃｄ　＝１、．４）ｋも提供可能な翼として作用する如く使 用されてもよい。これ等のユニットは、外側補強用トーラスまたはチューブを有 する円形、またはデルタ形状の様な種々な平面形状を有し、また、前方飛行の際 の最小抗力と、動力なし垂直降下の際の最大抗力とを同様に提供する単なるスピ ンドル形状を有してもよい。

地面効果モードの航空機の前進運航を阻害する運動量の抗力は、航空機が有用な 地面効果の存在する高さよυ上の高さで運航されファンのみの進路に導く動的ス ラストで支持されるとき、有効でなくなる。

本発明を具現する幾つかの航空機は、添付図面を参照し例として下記に説明され る。こ−に、第１図は、本発明を具現する航空機の一形態の斜視図であり、 第２図は、第１図の航空機の前面図で、航空機の制御された降下を示し、 第６図は、本発明を具現する他の形態の航空機のガス充填気のうの斜視図であり 、 第４図は、本発明を具現する航空機の他の形態のガス充填気のうの斜視図であり 、 第５図は、本発明を具現する航空機の他の形態の図式的な平面図であり、 第６図は、空気クッションが形成されて航空機を支持する様に維持されるのに過 大な高さで地面効果運航・　モードにおける第５図に示される航空機の運航を示 す図式的な図であり、 第７図は第６図に示される航空機の沼沢地からの離陸を示す第６図と同様な図式 的な図を示し、第８図は、支持用空気クソショ／が維持されるのに過度に凹凸の ある表面上の低い高度で運航し本発明を具現する他の形態の航空機を示す第７図 と同様な図式％式％ 第９図は、航空機が空気クッション支持の運航モードで接近する断崖または滝の 様な下に横たわる面での急な坂を横切る際の第８図に示される航空機の運航全示 す第８図と同様な図式的な図でるＶ。

第１０図は、航空機が底に近づくまで任意の形態の地面効果支持が維持されるの に深過ぎる急な坂を横切る際の第８図に示される航空機の運航を示し、第１１図 は、航空機がプラットフォームにおいて矩し、空気クッション支持の運航モード で示され、第８図から第１０図に示される航空機の実際的な形態の図式的な斜視 図であり、 第１２図は、航空機を支持するために空気クッションが形成されて維持されるの に過大な高さで運航する航空機を示す第１１図と同様な図であり。

第１３図は、航空機の矩形プラットフォームが地面に対して斜めの際、本発明全 具現する他の形態の航空機のリフトファンの作用を示す三次元の図式的な図であ り、 第１４図は、本発明を具現する他の形態の航空機の斜視図である。

発明を実施するための形態 第１図、゛第２図は、低アスペクト比デルタ形状の翼１０を有する航空機を示す 。翼１０は、その下側に形成される３つの離れたボー）１４，１５．１６ｅ介し リフトファン（図示せず）によって送られる空気によって維持される空気のクッ ションを該下側と地面との間で該下側に収容し、これにより、地面効果によって 空気力学的揚力を与える様に構成される。各ボート１４．１５．１６ｔ−通って 排出される空気は、空気柱を形成し、該空気柱は、ボート１４，１５．１６の他 の２つから出る空気柱から離れていて、下側と地面との間の間隙を横切る。

胴体１７と、昇降舵１８と、垂直安定板１９と、方向舵２０とは、翼１０に装着 される。２つの短い短翼２１．２２は、胴体１７から上方へ延び、胴体１７から 分出する。各短翼２１．２２は、旋回するスラストファン２３．２４ｔ−装着す る。スラストファ７２３゜２４は、長手方向推進スラストと、所要の際に垂直ス ラストとを与える様に作用可能である。また、該ファン２３．２４は、垂直軸線 のまわりに航空機全回転させる如く作用可能である。

各短翼２１，２２は、胴体１７から遠い端部に夫々の流線形膨張ボッド２５．２ ６ｔ−装着する。各ボンド２５．２６は、ヘリウムで膨張される。

リフトファ／は、胴体１７に収容され、ボート１４゜１５．１６および胴体１７ の上側面に形成される空気取入れ口２７に好適なダクトで結合される。

航空機は、リフトファンが運転されないとき、地面上に休止する。航空機が始動 されるとき、地面に衝突する３本の空気柱からの空気は、下側と地面との間の空 間に方向づけられて、下側と地面との間に空気クツショ／を形成する。最初に、 該乗物は、地面から上昇され、空気クッションによって地面よｐ上に支持され、 空気クッション中の空気の圧力は、比較的高い。該航空機は、スラストファン２ ３．２４の作用により、ボンド２５．２６の間を上方へ延びる中心軸線のまわり の無作為な回転運動に抗して制御される。該航空機は、その下側と地面との間に 形成される高い圧力の空気クッションによって地面より上に支持される空気クッ ション乗物として作用し、非常に重く負荷されていれば、ボー）１４．１５．１ ６からの６本の空気柱の放出によって発生されるスラストは、空気クッションが ボート１４．１５．１６ｅ通って放出される空気によって維持される地面より上 の下側の最大高さよりも大きい距離だけ地面より上に航空機を上昇するのに不充 分である。該距離は、通常、下側の有効直径のイのオーダである。地面に対する 航空機の並進運動は、スラストファ７２３．２４の作用によって行われる。

ボンド２５．２６の内部に収容されるヘリウムの２つの泡は、航空機の重心より 上に特足の高さ変位する体積中心を有して配置される空気より軽いガスの慣性質 量金偏えてい込。これ等の慣性質量は、空中に浮んだとき、２つのボンド２５． ２６の間を上方へ延びる航空機の中心軸線が垂直である姿勢に航空機を嵌装する 如くアルキメデスの原理によって作用する嵌装力を与えるため、該姿勢から離れ ようとする機体の任意の傾向に抵抗する。

３つのボー）１４．１５．１６から出る下方の方向の空気柱によって発生される スラストが下側と地面との間に空気クッションを形成して維持するのに単に必要 なものよりも大きい様な航空機の負荷であれば、航空機は、それと地面との間に 空気クッションが維持される最大高さを越えて地面から離れる様に上方へ付勢さ れる。空気クッションが最初に消失するとき、航空機は、６つのボー）１４，１ ５．１６から出る下方の方向の空気柱のスラストに対する反作用と、地面から下 側面へ上方に偏向され更に下側面から再度下方へ偏向される空気の循環による上 向きスラストとの組合わせによって地面の上方に支持され、下側に当たる上方の 方向の空気との間に運動量の交換が存在し、これにより、ボー）１４，１５．１ ６から出る下方の方向の空気柱によるスラストヲ増大させる上向きスラストヲ発 生する。また、膨張されたボンド２５．２６によって与えられる特足の比較的小 さい量の揚力が存在する。

結局、航空機は、その下側に当たる様に地面から上方に偏向される空気の循環に よる意味のある上向きスラストが存在しない高さに達する。この高さは、通常、 下側の有効直径にはｙ等しい。航空機は、ボンド２５゜２６を膨張するヘリウム による揚力と、翼１０の延長部として作用するボンド２５．２６の構造および翼 １０による揚力とで増大される６つのボート１４゜１５．１６から出る下方の方 向の空気柱のスラストに対する反作用による揚力に全く依存する。

航空機は、充分な前進速度が翼面に伝達される総ての揚力に対して確定されるま で、通常の降着装置の代りに空気クッションによって地面より上に支持され通常 の短い滑走によｐ離陸可能であり、このとき、′リフトファンは、停止されても よく、従って、リフトファンの運転による運動量の抗力は、排除される。

自由飛行の際、航空機は、上述の様に、ボンド２５゜２６に収容されるヘリウム の２つの泡の作用によって安定化される。通常の着陸進入態勢は、第２図に示す 様に、垂直降下を促進するだめの最終引き起こしによって該自由飛行から実施可 能である。航空機は、６つの空気柱を発生する装置の成る故障により、ポート１ ４．１５．１６から出る６つの空気柱の１つのみが発生されたにしても、安全で 制御された垂直着陸を行い得る。これは、該降下の際、非対称なスラストがボン ド２５．２６に収容されるヘリウムの２つの泡の作用による嵌装偶力によって相 殺されるためである。総てのファンの故障の場合には、航空機は、昇降舵１８の 好適な調節によって通常の態様の制御された滑空降下を行い得る。極端な場合に 、地面に近づいた際、利用可能な制限された着陸用小区画（即ち、森林の開拓地 ）のみしかなければ、航空機は、引き起こして垂直降下に入ってもよく、受入れ 可能な接触速度で着陸し、この操縦は、ボンド２５．２６に収容されるヘリウム の泡の安定化作用と、昇降舵１Ｂの操作とによって可能になる。

下側は、はｇ平坦ではあるが、垂下する周辺突起を有する浅い凹形の形状に形成 される。この構成は、ボンド２５．２６に収容されるヘリウムの２つの泡の安定 化作用のため、航空機が空気力学的に不安定になる惧れ々しに、効果的な付加的 のパラシュート抗力特性を下側が与える利点を有している。

空気よジも軽いガスによって膨張されるボンドの種種な代りの形態は、上述の様 にアルキメデス効果によって嵌装偶力を与える如くボッド２５．２６の所足の個 所に使用されてもよい。２つのボンドを設けることは不可欠ではなく、航空機の 重心よジ上で垂直な幾何学的中心を持って配置される単一ポンドは、使用可能で ある。該ボンドは、細長く便利に葉巻き煙草形状でもよい。この代りに、第３図 に示す様な介在するシートによって閉鎖可能な膨張されたリング構造が使用され てもよく、するいは、第４図に示す様に、全体の構造を閉鎖する介在するシート により一端で一体に結合され他端で離される２つの葉巻き煙草形ポンドを有する デルタ形構造が使用されてもよい。

クッション形成用ファンは、第１図、第２図を参照して説明された様に機体内に 収容される代りに、下方に凹形の下側面を形成する負荷支持用プラット７オーー ムの周辺の外側に装着されてもよい。該配置は、装架される２対の直径方向に対 向する軸流ファン２８゜２９．２８Ａ、２９Ａを有する円形プラットフォーム１ ０Ａｔ−示す第５図に図式的に示される。直径方向孜対向するファンの対の１つ は、省略されてもよい。プラントフオームＩＯＡは、円形でなくてもよく、第８ 図、第９図、第１０図に示す矩形の様な任意の好適な形状が使用されてもよい。

該航空機の作用は、基本的に、上述と同様である。

第６図は、空気クッションが維持される高さより上であるが、航空機を支持する 任意の地面効果が存在するのを阻止する程高くなく航空機が上昇された際に、第 １図、第２図に示される航空機が如何に支持されるかを説明するために上述で簡 単に説明された循環モードを示す。第６図は、第５図に示される航空機の各ファ ７２Ｂ、２９がプラントフオームＩＯＡの周辺の外側で空気柱を下方に方向づけ るのを示す。空気柱は、地面１２に当たると、接触点から総ての方向へ広がる。

空気の幾らかは、凹形下側面と地面との間の空間に偏向され、直径方向に対向す るファ７２Ｂ、２９によって形成される空気柱により反対の方向へ内方に偏向さ れた空気に該空間で出会う。凹形下側面の中心の下方で出会う空気の２つの流れ は、上方へ流れる空気柱を形成する様に相互作用し、該空気柱は、上方へ流れて 凹形下側面の下側面にその中心で衝突する。上方へ移動する該空気柱は、下側と の接触によって偏向され。

凹形下側面の半径方向外周に向って総ての方向へ外方に拡がり、次に、下側面の 下方に彎曲した周辺によって再度下方へ偏向され、地面１２に向って戻る。

下側の周辺の外側で航空機の最低面より上に位置する細流ファン（第６図に示す 様な）の使用は、背圧および流れなしの條件によるファ／の失速の惧れを低減す る如く地面１２から充分に遠いファ／に導く。その上、第７図に示す様に、この 様に配置される軸流ファ７２Ｂ、２９は、空気クツショ／が発生されることなく 通常の空気クッション乗物が固く張り付けられる傾向のある種類の沼沢地の地面 よｐ上で上昇スラストが発生されて維持されるのを可能にし得る如く配置される 。

第８図は、通常の空気クッション乗物の空気クッションを維持するの全通常不可 能にする種類の粗い凹凸面上で空気クッションが維持される如く本発明を具現す る航空機が配置可能なことを示す。これは、第５図、第６図、第７図に示される 種類の乗物が装着する軸流ファンによって発生される分離された空気柱で生じる 循環効果による。

第９図、第１０図は、本発明を具現する航空機が、その地面効果モードで運転さ れ、断崖または滝の様な急な坂に近づいたとき、安定に維持され、転覆しないこ とを示す。これは、安定化用泡の効果と、第９図に示す様に、急な坂を越えて突 出る航空機の部分が空気クッションの維持される最大高さよりも大きいその下方 の地面から上の高さにあってさえも、上述の循環による成る形態の地面効果によ って支持される事実とによる。第１０図は、航空機が鋭い端縁上をはＶ水平に移 動した後、低い地面に近づくまで次第に降下し、次に、その下側と該地面との間 に形成される空気クッション上ではずみ、これにより、更に移動する様に該低い 面上に支持されることを示す。

第１１図、第１２図は、第８図から第１０図に図式的に示される基本的な配置を 有する実際的な形態の航空機を示す。該航空機の主要体部３１は、はｙ矩形であ る。２対の軸流ファン２８．２９．２８Ａ、２９Ａは、矩形体部３１の夫にの隅 に隣接して各々が配置される。航空機の上側半分の主要部分は、はソ矩形の膨張 されたマツトレス３２を有し、該マツトレスは、ヘリウムの様な空気より軽いガ スで膨張される。マツトレス３２は、延長可能なリンク機構３３によって主要体 部３１上に支持され、従って、機構３３の延長により主要体部３１から上方に離 れる位置へ移動可能である。該航空機ハ、空気クッションで支持される運転モー ドに対して第１１図に示す状態に配置され、延長可能なリンク機構３３は、収縮 され、従って、マツトレス３２は、低下位置にあり、航空機は、最もコンパクト な流線形モードにある。

航空機が空気クッションで支持されるモードから循環による地面効果によって地 面より上に支持される一層高いモードに移り、それから自由飛行に移るとき。

す／り機構３３は、第１２図に示す様に、主要体部３１上に離れてマツトレス３ ２を支持する如く延長される。マツトレス３２は、安定化ポンドとして役立つ。

第１図から第１２図に示される各航空機の軸流リフトファンによって形成される 離れた空気柱は、航空機が地面効果で運航されるとき、航空機全安定化する様に 作用する。この効果は、矩形の周辺枠組５２を有する矩形の主プラットフォーム ５１を示す第１３図に示され、枠組５２は、着脱可能な矩形の負荷支持用パレッ ト５３を包囲し、その夫々の隅に形成される下方に開口する夫々のチャンバ内に 各々が位置する４つの軸流ファン２８．２８Ａ、２９．２９Ａを有している。

枠５２上に支持される安定化ポンドは、便宜上図示されない。

プラットフォーム５１が地面１２に対して斜めのとき、各ファン２Ｂ　＋　２８ Ａ、２９　ｒ　２９Ａで発生される下方の方向の空気柱３４，３５．３６．３７ は、垂直に対して成る角度で地面１２に当たる。地面１２との衝突の際、各空気 柱３４，３５．３６．３７は、地面１２に沿って総ての方向へ広がる。他の空気 柱に向って流れる偏向された空気（例えば空気柱３４から空気柱３５へ向う）は 、他の空気柱３４．３５，３６゜３７から偏向された空気に出会い、これ等の下 方の方向の空気柱の間のほり中間で夫々の上方の方向の空気柱４１，４２，４３ ．４４を形成する如く該空気と協働する。地面１２に最も近いプラットフォーム ５１の部分の下の上方の方向の空気柱４ｌ−４４（即ち、第１３図の空気柱４１ ）は、隣接する２本の空気柱（即ち、第１３図の空気柱４２．４４）のプラット フォーム５１への不安定化効果に反抗し、一方５反対側の空気柱（即ち、第１３ 図の空気柱４３）は、プラットフォーム５１から外れる。従って、プラントフオ ーム５１への上方の方向の空気柱４１−４４の合成効果は、プラットフォーム５ １を矯正して地面１２にはソ平行な姿勢に戻す如く作用する安定化偶力である。

航空機が円形プラットフォームの周辺のまわりの外側の等しい角度間隔の位置（ 第５図に示す様に）、または矩形プラットフォームの隅ないし隅に隣接して（第 ８図から第１６図に示す様に）配置される２対の軸流ファ／２８．２９．２８Ａ 、２９Ａを有するとき、各ファン２８．２９１２８Ａ、２９Ａがそれ自体の夫夫 の工／ジンを備えることは、便利である。また、プラットフォームまたは体部に 対して直径方向または対角方向で対向する個所に位置するファンの各対２８゜２ ９または２８Ａｌ　２９Ａのファンを駆動する２台のエンジ／の制御装置を相互 に連結することは１便利である。便利に電気的に、またはその他の手段で連結さ れる相互に連結される対の制御装置は、任意の１台のエンジンの故障の際、相互 に連結され直径方向または対角方向で対向するエンジンが自動的に停止され、従 って、航空機のそれからの運航が他の対のエンジンおよびファ／のみの体制にお いて！ある如く構成される。

第１４図は、安定化ボッド５４を有する航空機を示し、該ポンドは、第４図に示 されるものと同様な膨張された気のうであり、一対の尾部垂直安定板を有し、航 空機のデルタ状翼として作用する。ボッド５４は、キャビ／構造５６および尾部 区画５７を有する体部５５の上部に装架される。キャビン構造５６の下側ｉｄ、 平坦でもよいが、航空機を支持する空気クッションをそれ自体と地面との間に収 容する様に構成されない。

該航空機は、地面効果において、または地面効果なしのいづれかで空中に留まり 得る自由飛行機として構成される。体部５５よりもかなり大きいプラットフォー ム領域を有する翼ないしボッド５４によって形成されるものを含む該航空機の下 側面の全体は、該航空機が地面に充分に接近するとき、該航空機に地面効果の支 持を与える如く地面と協働する。

垂直の離着陸および空中に留まるために下方に向けられ、自由飛行の前方推進の ために後尾に向けられる如くキャビン区画の直後で体部５５に回転可能に装着さ れる単−ニアシンを備えていれば、該航空機を飛行させることは可能であるが、 ２台の離れたファン全駆動する２台の該エンジンまたは１台の工／ジ／は、実際 上、地面効果モードにおいて効果的な地面効果支持を与えるために必要なことが 考えられる。従って、第１４図に示される航空機は、キャビン区画５６の両側に １台宛の２台のニアシンを備えている。１台のエンジンは、第１４図に５８で示 される。空気は、リフトエ／ジ／から取出されて尾部区画の後端に形成され横に 開口するジェットにダクトで導かれてもよく、制御フラップは、取出された空気 が偏揺れの際に方向制御を与える様に該ジェットから出る如く該ジェットを所足 の横方向で選択的に開口するために設けられる。

空気充填の膨張されたポンドを有する航空機は、該ポンドから成る程度の安定化 を得るが、空気充填気のうは、空気クッション支持の乗物が空気力学的に不安定 になり易い高さで該乗物の安定化を著しく改善しない。ヘリウムの様な空気より 軽いガスは、一層有用な安定化を与えるため、空気よりも好ましい。その上。

該ガスは、幾分かの揚力を与える。

浄書（内容に変更なし） ＦＩＧ　１１゜ 昭和５９年　７月７２−ｓ− 特許庁長官殿 １、事件の表示 ２、光切の名称 航　空　機 ３、補正をする者 事件との関係　特許出願人 住　所 氏　名 （名　称）　エアービルト　リミテッド４、代理人 ５、補正命令の日付 昭和　年　月　日 ８、補正の内容　別紙のとおり 手続補正書（方式） ％式％ ２、発明の名称 薇１ ３、補正をする者 事件との関係　特許出願人 ４、代理人 昭和５９　年８　月　７　日 図ｉら印１に文の朱書　（内容）こ変更なし）国際調査報告

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 負荷された際の航空機の垂直の離着陸および空中に留まる運航に必要な空気力学 的な揚力の少くとも大部分を与へる如く該体部（１０１１ＯＡ、３１．５１゜５ ５）に対して下方に方向づけ可能な空気流を形成する様に該体部（１０，１ＯＡ 、３１．５１．５５）で支持される装置とを備える空気より重い航空機において 。 膨張可能な気のう（２５，２６，３２，５４）が、前記体部の上に装着され、従 って、膨張されたとき、その体積中心が、前記航空機の重心より上にあり、これ により、該航空機に空気力学的な安定化を与えることを特徴とする航空機。 （２）前記体部（１０，１ＯＡ、３１，５１．５５）が、隣接する支持面（１２ ）より上に前記航空機全支持可能な支持用空気クッションをその下に形成するの に好適な下側面を有し、前記下方に方向づけられる空気流の形成装置が、少くと も２つの離れた個所で該下側面に対して下方に空気を方向づける如く構成され、 これにより、該支持用クッションを形成可能であり。 前記膨張可能な気のう（２５，２６，３２，５４）が、空気より軽いガスを充填 される請求の範囲第１項に記載の空気より重い航空機。 （３）　前記下方に方向づけられる空気流の形成装置が、集合的にスラストを発 生可能でアシ、該スラストの反作用が、少くとも部分的のみの前記航空機の負荷 の際、前記下側面と前記支持面（１２）との間に支持用空気クツ／コンを維持可 能な最大高さよりも大きい高さへ該航空機全付勢する請求の範囲第２項記載の航 空機。 （４）　前記下方に方向づけられる空気流の形成装置が、前記離れた個所の各々 において分離された明確な空気柱？形成する様に構成され、従って、前記航空機 が前記最大高さより上にあるとき、各派れの一部を形成する空気が、前記下側面 と前記支持面（１２）との間の空間に対して内方に偏向され、この様に偏向され た空気流の部分が、上方に方向づけられる空気流を形成する如く該空間のはｙ中 心で一体に組合わされ、該空気流が、前記下側面に衝突して循環する如く外方へ 偏向される請求の範囲第３項に記載の航空機。 （５）　前記気のうが、前記航空機の剛性構造内に設置される請求の範囲第２項 から第５項のいづれか１つの項に記載の航空機。 （６）釣合いを保つ目的の変更のため、前記気のうの垂直方向おＸび長手方向の 変位を行う装置が、設けられる請求の範囲第１項から第５項のいづれか１つの項 に記載の航空機。・ （７）　揚力または慣性の組合わさ扛た中心が前記航空機の重心に対して所要の 関係にある様に設置される如く、前記膨張された気のうが、複数の膨張された外 部ユニツ）（２５，２６）に分離される請求の範囲第１項から第６項のいづれか １つの項に記載の航空機。 （８）　前記膨張されたユニットが、前進飛行の際に空気力学的揚力を与え得る が自由垂直降下の際に最大抗力をも与え得る翼（５４）として作用する如く使用 される請求の範囲第７項に記載の航空機。 （９）　前記気のう（５４）が、デルタ状である請求の範囲第７項または第８項 に記載の航空機。 ００）　前記気のうが、葉巻き煙草状である請求の範囲第１項から第６項のいづ れか１つの項に記載の航空機。 ａυ　前記６気のり（３２）ないしユニットが、延長可能なサポー）（３３）に 装架され、従って、前記航空機の一運航モードに対して一位置に配置可能で、該 航空機の他の運航モードに対して他の位置へ可動である請求の範囲第６項または 第６項に従属するとき第７項から第１０項のいづれか１つの項に記載の航空機。 （１２＋　前記下方に方向づけられる空気流の形成装置が、前記下側面の周辺の 外側で別々の距離に離れて設置される２台またはそれ以上の軸流ファン（２８， ２８Ａ。 ２９．２９Ａ、５８）を備える請求の範囲第１項から第１１項のいづれか１つの 項に記載の航空機。 ａ■　前記下方に方向づけられる空気流の形成装置（２Ｂ、２８Ａ、２９．２９ Ａ、５Ｂ）が、前記下側面のレベルよシ上にある請求の範囲第１２項に記載の航 空機。 ■　下方の方向の空気流（３４−３７）’に発生する如く構成される２対の軸流 ファ７Ｃ２８、２９１２８Ａ。 ２９Ａ）を備え、該各ファノ（２８，２８Ａ、２９゜２９Ａ）が、それ自体のエ ンジンによって動力を与えられ、該６対のファン（，２８，２８Ａ、２９．２９ Ａ）に動力を与える２台のエンジンの制御装置が、１台の該工／ジ／の故障の際 、夫々の対のファ／の他のファ／に動力を与えるエンジンを自動的に停止する如 く連結配置される請求の範囲第２項から第５項のいづれか１つの項または第２項 に従属するとき第６項から第１３項のいづれか１つの項に記載の航空機。 浄書（内容に変更なし）