WO1980002681A1 - Vertical take-off and landing aircraft and jet engine therefor - Google Patents

Description

/ 明 細 垂直離着陸でき る航空機及びその ジ エ ツ ト ェ ン シ ン

「技術分野」 こ の発明は、 垂直離着陸でき る航空機及びそれに使わ 5 れる ジ ェ ッ ト · エ ン ジ ンに関する。

「背景技術」

現在実用化されている垂直離着陸機 と してヘ リ コ ブタ 一力 あるカ 、 ¾速飛行ができ .ない欠点がある o 高速飛行でき る も の と して、 固定翼を持つも のが多 く /ク 試作研究されてき たが、 いずれも試作機の域を出ず、 ご く わずかの実用化されたも の も経済性、 安定性、 操縦性、 騷音等の点に多 く の未解決の問題を持ってお ]?、 これ ら の制約の少 い特殊用途の軍用機に限 られ、 一般の輸送 機への進出は、 当分考え られないのが現状である O

/ 「発明の開示」 こ の発明は、 垂直、 停空、 高速水平前進飛行は勿論の こ と、 どの よ う 飛行状態か らで も任意の方向への飛行 を ご く 短時間に行える う えに、 安定性、 操縦性が良 く 、 低騷音で経済性 も 良い、 垂直離着陸でき る航空機 とそれ 。 を よ ] 効果的に達成するための ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ンを得 る こ と を 目 的 とする o こ の発明 に よ る航空機を図面に も とずいて説明すれば、 次の通 ]9 であ る o

-BU EAU,

OMPI 、 7/IPO 第 1 図は、 こ の発明に よ る航空機の第 1 実施態様を示 す一部切断正面図であ ]?、 第 2 図は、 同 じ第 1 実施態様 を示す一部切断側面図である o

球形を した胴体 1 は、 中空に成っていて、 乗務員、 乗 客、 機械装置、 貨物その他の積載物を収容するための容 積を与える も のであ る O 胴体： L の下に、 胴体： L の直径 よ ]? も大き い直径の円筒形を したジ ヱ ッ ト 《 ェ ン ジ ン 2 を、 噴射 口が下に る よ う に置 く 。 ジ - ッ ト · ヱ ン ジ ン 2 には、 それをつ ！）下げるための一対の取手部 3 、 5

/ 0 がある o 胴体 1 の中程を囲.う よ う に帯状を した輪を置 き、 それを ジ ン パ ル環 4 とする。 胴体 1 の周 ]) をジ ン パ ル環 4 が回転でき る よ う に、 両者を一対の軸 5 、 5 で 回転結合する。 胴体 1 の周 ！） を ジヱ ッ.ト · エ ン ジ ン ² が回転でき る よ う に、 ジ ン パ ル環 ⁴ と ジ ヱ ッ ト · ェ ン ジ

/ S ン の取手部 3 、 3 と を軸 5 、 5 とほぼ直角 を成す一対の 軸 6 、 6 で回転結合する o 即ち、 胴体 1 と ジ ェ ッ ト · エ ン ジ ン 2 はジ ン バ ル環 ⁴ を介 して ジ ン バ ル結合 してい るわけである o 従って、 胴体 1 を水平に保ったま ま で も、 ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン 2 だけを任意の方向へ傾むける

20 こ とができ る よ う にな つている ο ジンパ ル結合の作動 機構については十分知 られている こ と ので、 図の簡略 化のため省略 した₀

第 3 図は、 こ の態様に使われている ジ ヱ ッ ト · ェ ン ジ ン の正面断面図である o 直径が大き いため平た く な つ ているだけで、 作動原理、 構造 と も ご く 普通の ヱ ッ ト · エ ン ジ ン と 同 じであ る。 圧縮機 ⁷ 及びタ 一 ビ ン 8 は一体 と な って発電機を兼ねたモー タ ー 9 の軸 10に 固着 して、 それを軸に回転する o モー タ ー 9 はケー ス ： L 1に取 ] 付け られている。 噴射口 13の間が適当につ がって、 ケー ス 11の内外は一体と る っている。 空気は 上方 よ 取 ]?入れ られ、 圧縮機 7 で圧縮され、 燃焼室 12 へ送 ]?込ま れる。 そこで加熱膨張された空気はター ビ ン 8 を回転させたのち、 噴射口 13よ ！）大気中へ加速噴射 される。

/ 上記の よ う に構成された航.空機が離陸するには、 噴射 口 13を下に向けガ スを噴射すれば、 上方への推力を得て 浮き上がる し、 推力を調節すれば、 空中停止も でき る。 次に噴射口 13をいずれかの方向へ少 し傾むければ、 この 航空機は、 それ と反対方向に推力を受け、 この推力と こ

/ の航空機の重力 と の合力方向へ飛行する ο 推力 と噴射 口 13の方向を調節すれば、 任意の方向へ、 任意の加速度 を も って飛行する こ とが容易にでき る。

この よ う に、 この航空機は揚力を空中停止時だけでな く 、 低高速飛行時共ジ エ ツ ト · エ ン ジ ン の推力だけで得 20 ている ₀

従来か らジ エ ツ ト · エ ン ジ ン の推力だけで飛行する と い う考えはある。 そ ·のために軽量、 小型、 高出力の ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン の開発 も積極的に進め られている。

しか し、 噴射ガ ス速度の早い ジ ュ ッ ト · エ ン ジ ン の推力 ^ を直接航空機の揚力に使 う のは、 燃料効率、 即ち経済性

3ΜΡΪ ,、 W1PO が非常に悪 く 、 特殊用途は別 と して、 一般の輸送機への 適用は と て も考え られ のが現状である o

この発明に よ る航空機は、 この問題を直径の大き なジ エ ツ ト · エ ン ジ ンを使 う こ と で解決 してい る o こ うす

S る と垂直飛行や低速飛行時に、 この航空機が浮揚するた めに必要な推力は、 大量の空気を少 し加速する こ とで得 られる o 高速飛行時には、 取 ]9 入れた大量の高速空気 を少 し加速 し、 斜め後方へ噴射する こ と で、 こ の航空機 の浮揚と前進飛行に要する推力 と を得る こ とができ る o / 0 そのため低高速飛行時共に推.力当た ]) の出力が少 く て すみ、 大き ¾推力が経済性良 く 得 られる o 噴射ガス速 度は比較的低いので、 噴射ガス に よ る騒音も少 ¾い O ま た噴射ガ スは大き 直径の ジエ ツ ト · ·エ ン ジ ン の外周 部分 よ ]?環状に噴射される こ とか ら、 推力は この航空機

/ S の周辺に環状に発生する o そのため、 この航空機の安 定性は非常に良 く ¾ つている o - こ の よ う 禾 IJ点がある代 ]9 、 ジ ェ ッ ト · エ ン ジンの直 径を大き く しただけ、 ジ - ッ ト · エ ン ジ ン の重量が増す 欠点がある。 しか し、 こ の代 ])主翼や尾翼が不要に 0 るばか ] で ¾ く 、 従来の垂直離着陸機が垂直か ら水平へ の飛行遷移時に必要 とする特別 ¾安定装置や操縦装置も 不要にな るので、 この航空機全体の重量は従来の垂直離 着陸機 よ ！） ずっ と輊 く でき る。

第 4 図は、 この発明に よ る航空機の第 2 実施態様を示 S す一部切断正面図である ο 丸い皿を二枚向い合わせに

α?ΛΡΐ IPO 置き、 その中央を く ] 抜いた形状の外縁部 14を ジ ン バ ル 環 4 の上部に取 ] 9 付けて、 胴体 1 の一部 と ジ ヱ ッ ト · ェ ン ジ ン 2 の側面を囲んだ点が先き の態様と異る る。 外 縁部 I⁴の外周には空気口 15、 · ·が開いている。

この航空機は、 その重量のため、 傾むけたジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン 2 の方向 と飛行方向 とが異な るため、 胴体 1 と ジ エ ツ ト ， エ ン ジ ン 2 は一般に側面 よ ] 空気抵抗を受け る形と る o これは形状的に大き 空気抵抗を受け易 い し、 ま た飛行方向に対 し不対称 ¾ため、 その作用点は 10 飛行状態に よ って複雑に変ィ匕.し易い o この こ とは高速

飛行時に大き る空気抵抗を受けるだけでる く 、 その作用 点が複雑に変化するので飛行姿勢を安定的に保ちに く い 欠点がある ο

そこでこの態様の よ う に外縁部 14を設け、 それを飛行 方向に対 し水平に保ち、 ジ ッ ト · エ ン ジ ン 2 だけを傾 むける よ う に飛行すれば、 空気抵抗の低下 と飛行姿勢の 安定が得 られる o ま た外縁部 14はその内部で高速飛行 時、 空気口 i ⁵、 · · よ ！）高速で入ってき た空気を減速加圧 してジ ッ ト · エ ン ジ ン に供給する働き もする o

。 第 5 図は、 こ の発明に よ る航空機の第 3 実施態様を示

す一部切断正面図である o 胴体 1 と外縁部 14を軸 5 で 回転結合 し、 外縁部 I ⁴と ジ ヱ ッ ト ' エ ン ジ ン ² を軸 ⁶ で 回転結合 している点が第 2 実施態様 と異な る ₀ 言いか えれば、 外縁部 14がジ ン バ ル環の働き を兼ねているわけ =2 である。 作用効果は先き の態様と 同 じである o ―

OMPI

WIP0 、 以上の態様では、 ジ ヱ ッ ト * エ ン ジ ン の直径は胴体 1 よ ] 大き な も のを示 した o 燃料効率や安定性を良く す るには直径の大き い方が有利だが、 胴体 1 よ 多少小さ く て も 良い。 一概にその限度を決める こ と は困難であ

J- る力 実用的にはジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン の回転軸に直角 な 面の面積は、 胴体 1 の平面面積の半分程度以上が望ま し い ο

第 6 図は、 以下の態様に使われる ジ エ ツ ト ， エ ン ジ ン の正面断面図である o 第 3 図の ジ ヱ ッ ト ， エ ン ジ ン の , 0 直径を広げてい く と、 推力発生に直接関係の い中央部 分も増大 して く る o そこでこ の部分を タ ー ビ ン 8 と 同 心円状に抜き取 ]?、 でき た面を内側面 16 とする。 中央 ' 部分を抜き取って も タ ー ビ ン 8 の回転に支障を き たさ

い よ う に、 内側面 16に内接する ロ ー ラ 17、 17 を全周で 3 / ケ所以上設ける o ロ ー ラ 17、 17 は中心を発電機を兼ね るモー タ 一 9、 9の軸 10、 10に固着 してある o モーター

9、 9はケー ス 11に取 付けてある o

この よ う る構成である力 ら、 モー タ 一 9、 9を回転させ ロ ー ラ 17、 17 を介 してタ ー ビ ン S を回転させれば、 その ュ。 後のジ ェ ッ ト · エ ン ジ ン の作動原理は第 3 図の も の と全 く 同 じと ¾ る。 ロ ー ラや内側面を歯車にすれば、 タ ー ビ ン と モ ー タ ー の動き は確実にな る。

この よ う に して、 ジ ッ ト · エ ン ジ ン の中央部分を抜 く とそれだけ輊量化でき るだけでる く 、 回転部分の慣性 S モ ー メ ン ト も小さ く でき る o この こ と は、 回転中の ジ

0 Ρ エ ツ ト · エ ン ジ ン の向 き を変え易 く 、 又、 回転数も変え 易い こ と と る。 ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン の推力は回転数 に よ って大き く 変るので、 推力の変化も させ易い こ と と る。 その う え以下の態様に示す よ う に、 その中央の 空間を有効に利用でき る利点 も あ る o

第 7 図は、 この発明に よ る航空機の第 4 実施態様を示 す正面図であ る o 第 6 図に示すジ エ ツ ト · エ ン ジ ンを 使って、 胴体 1 の下方にあ ったジ ェ ッ ト · エ ン ジ ン 2 を 胴体 1 の側面にま で引 き 上げた点が第 1 実施態様と異

/ 0 る。 こ う する と、 胴体 1 と .ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン ² の重 な ]9 合った分だけ側面面積が減るので、 それだけ側面方 向へ飛行する と き の空気抵抗が低減でき る o ま たジ ェ ッ ト ， エ ン ジ ン 2 を上方へ持ってい った'だけ推力の発生 点が上方へ移動するので、 それだけ航空機の安定性も増 す o

第 8 図は、 こ の発明に よ る航空機の第 5 実施態様を示 す一部切断正面図である o 逆さ に した一枚の円形の皿 の中央を く ]9抜いた形状で、 ジ ン バ ル環を兼ねた外縁部 I⁴を設けた点が第 4 実施態様 と異な る ₀ こ う する と、 3-0 第 3 実施態様 と 同様に、 空気抵抗が減 ] 水平飛行の安定

性が増す o

第 9 図は、 この発明に よ る航空機の第 6 実施態様を示 す一部切断正面図である。 円形を した外縁部 14の左右 両側を切 ]? 落す よ う に短 く し、 だ円状に した点が第 5 実 ^ 施態様 と異な る ο この航空機は どの方向へも飛行でき

WIPO s- るが、 高速飛行する方向をだ円の長軸方向だけに限定す るな らば、 この よ う に飛行方向 と 直角を ¾す面の断面積 を少な く して、 空気抵抗を減 らすこ とができ る o

第 10図は、 この発明に よ る航空機の第 7 実施態様を示 す一部切断側面図である o 胴体 1 の上方に円形の皿を 伏せた形状を した外縁部 14を設け、 それと ジ ン バル環 4 を接続部 18、 18 で結んだ点が第 4 実施態様と異 る o いま ま での態様の う ち外縁部 14を持つも のは、 外縁部 14 を飛行方向に平行に保ったま ま では、 外縁部 14に邪魔さ

/ 0 れて、 ジ ヱ ッ ト * ヱ ン ジ ン 2 .を大き く 傾むける こ とがで き い欠点がある o こ の態様では外縁部 14と ジ ッ ト • エ ン ジ ン 2 が離れてい る の で、 外縁部 14を飛行方向に 平行に保ったま ま ジ ュ ッ ト · エ ン ジ ン ² を大き く 傾むけ る こ とができ るので、 安定した高速飛行に有利である。

/ 第 11図は、 こ の発明に よ る航空機の第 8 実施態様を示 す一部切断側面図であ ])、 第 12図は同 じ第 8 実施態様の も のの、 高速飛行時の一部切断正面図である ο 第 4 実 施態様の取付部 3、 3の縦横を広げて、 円弧をえがいた円 筒状に し、 ジ ェ ッ ト · エ ン ジ ン 2 と胴体： L と を囲 った形 。 状を した外縁部 I⁴を設けた点が第 4 実施態様と異るる。

いま ま での態様では、 外縁部 14は飛行時の安定 と空気抵 抗を減 らす役目 を していたが、 この態様ではそれらの働 き は してい い ο ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン 2 を少 し傾むけ て飛行する時には、 ほ とんど役に立たないが、 大き く 傾

^ むけざるを得 い高速時には、 高速空気を減速加圧 して、 て ビ 4 0Γ ΓΙ . 7

ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン ² へ供給する役を,する o

以上の態様に於いては、 胴体に対 して ジ エ ツ ト · ェ ン ジ ンを任意の方向へ傾むける方法 と して、 一番適 してい る と思われる ジ ンパル結合だけを示 したが、 他に も方法

S は沢山 ある o 要はその 目 的さえ達するな らばどの方法 で も 良い o

ジ エ ツ ト · エ ン ジ ンは遠心圧縮式の も のを示 したが、 軸流式でも 良い o この航空機では、 一般航空機用の ジ エ ツ ト * エ ン ジ ン と反対に、 回転軸に直角な面の面積を

/ 広 く 、 厚みを薄 く する方が良.いので、 構造の簡易 遠心 圧縮式の方が適 している o

胴体と して球形の も のだけ示 したが、 ジ ： n ッ ト · ェン ' ジ ンを必要 とする角度に傾むけ られる らば、 どの よ う な形状で も よい 0

/ S 外縁部の形状 と して、 円形、 だ円、 円筒の三態様を示 したが、 飛行の安定、 空気抵抗の低減、 空気の減速加圧 等の 目的を も って胴体の周 ]? を囲 う も のであれば、 これ にこだわる必要は い O たま たま それが翼の よ う に揚 力を発生させる こ と に ¾ つ て もさ しっかえ ¾い。

20 着陸装置は図示 していないが、 棒状の足や、 車等を任 意の位置につけて も 良い し、 ま た無 く て も 良い o

こ の発明に よ る航空機は、 以上説明 した よ う に従来の 垂直難着陸機に比べ、 基本的には胴体 と ジ ッ ト · ェ ン ジンだけか ら成っているので、 構造が簡単である。 プ

2S 口 ペ ラ や ロ ー タ ーの よ う る も のが いので、 機体 よ 少 / 0

し広い場所があれば安全に離着陸でき、 停空か ら高速飛 行ま ででき る o どの よ う な飛行状態に於いて も、 任意 の方向への強力な加速、 減速飛行ができ る o 特別 装 置が く て も、 従来の垂直離着陸機が困難と した垂直か - ら水平への飛行遷移時に於ける安定性、 操縦性が良い。

ジ エ ツ ト · エ ン ジ ンの推力を直接揚力に しているに もか かわ らず、 大量の空気を少 し加速する方式を採っている ので、 低高速飛行時共に燃料効率が良い ₀ 噴射ガス速 度が比較的低いので、 噴射ガスに よ る騷音は小さい等の

/ 0 多 く の長所がある o

さ らに、 第 6 図に示すよ う ¾回転中央部を中空にした ジ ェ ッ ト · エ ン ジ ンを こ の航空機に使 う と、 ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン が輊 く な つただけ、 こ の航空機も輊 く る る o ジ ェ ッ ト · エ ン ジ ン の中空部分に胴体を置けば、 両者の / 重 ]?合った分だけ側面面積が減 ]9、 飛行時の空気抵抗 をそれだけ減 らせる。 ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ンを胴体側面 へ引 き上げただけ、 推力発生部分が上方へ移るので、 そ れだけ安定性が増す。 ジ ェ ッ ト · ヱ ン ジ ン の回転部分 の憒性モー メ ン ト が小さ く な るの で、 ジ ヱ ッ ト 《 ェ ン ジ 0 ン の推力及び方向の変更が容易 と る る o そのためこの 航空機の方向変更及び加速、 減速飛行が一層容易 と ¾ る 等の長所を増すこ とができ る。

全態様と も、 胴体と ジ ッ ト · エ ン ジ ンを結ぶ可変機 構 と して ジ ン バル結合を示 した。 他にいろい ろの機構 . S が考え られるが、 構造が簡単で、' 作動 し易 く 、 任意の方

OMPI / / 向へジ ヱ ッ 卜 • エ ン ジ ンを傾むける こ とができ る もの と しては 、 ジ ン パ ル結合が最適である。 部を設ける と、 飛行の安定性が増 し、 空気抵抗を 減 らすこ とができ る ο 高速飛行時には高速空気を減速、 加圧して ジ ュ ッ ト · エ ン ジ ン へ供給する働き も する o 外縁部にジン バ ル環の働き を兼ねさせれば、 それだけ 重量の輊減ができ る o 「図面の簡単 ¾説明」 第 1 図及び第 2 図は、 それぞれこの発明に よ る航空機

/ 0 の第 1 実施態様を示す一部切.断正面図及び一部切断側面

O

第 3 図は、 この発明に よ る航空機の第 1 実施態様か ら 第 3 実施態様ま でに使われてい る ジ ェ ッ ト · エ ン ジ ン の 正面断面図 o

/ 第 4 図及び第 5 図は、 それぞれこの発明に よ る航空機

の第 2 実施態様及び第 S 実施態様を示す一部切断正面図 o 第 6 図は、 この発明に よ る航空機の第 4 実施態様か ら 第 8 実施態様ま でに使われる ジ ヱ ッ ト ' エ ン ジ ン の正面 断面図

20 第 7 図は、 この発明に よ る航空機の第 4実施態様を示 す正面図 o

第 8 図及び第 9 図は、 それぞれこの発明に よ る航空機 の第 5 実施態様及び第 6 実施態様を示す一部切鞒正面図。 第 10図は、 この発明に よ る航空機の第 7 実施態様を示

=2J- す一部切断側面図 o

麵 Ρϊ Ά IPO 、 / 2

第 11図及び第 12図は、 それぞれこの発明に よ る航空機 の第 8 実施態様を示す一部切断側面図及び高速飛行時の

—部切新正面図 o

1 は胴体、 2 はジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン、 4 はジ ン バル環、

S 14 は外縁部 o

「発明を実施するための最良の形態」

この発明は、 ご く 基礎的な原理を示した ものであ ] そ の応用範囲は非常に広 く 、 求め られる多 く の設計条件に よ ！）、 その最良の形態は全 く 異 った も の と ってしま

/ O う ο そこで、 こ こでは垂直.か ら任意の方向へ亜音速飛 行ま ででき る、 この発明に よ る航空機を仮定 して述べる o ま た単一の一般的発明概念を形成する S つの発明を含 むので、 各々 について最良の形態を示す- o

回転中央部が中空で ¾ ジ ッ ト · エ ン ジ ンを使った

/ この航空機については、 第 5 図に示す第 ： 3 実施態様の形 態の もの o

回転中央部が中空にな っている ジュ ッ ト · エ ン ジ ンを 使ったこの航空機については、 第 8 図に示す第 5 実施態 s 様の形態の も の o

0 回転中央部を中空に したジ ニ ッ ト · エ ン ジ ンについて は、 第 6 図に示す形態の も の。

OMP!

Claims

/ 3 求 の 範 囲

1. 胴体（1)の下に ジ ヱ ッ ト · ェ ン ジ ン の回転軸に直角 ¾面の面積が胴体（1)の平面面積の半分以上 と ¾ る ジェ ッ ト · エ ン ジ ン ）を噴射口 を下に して置き、 胴体 (1)と ジ ニ

S ッ ト ， エ ン ジ ン（²)の間を可変機構で結んだ航空機 o

2. 胴体（1) と ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン ）を結ぶ可変機構を ジ ン バ ル結合と した、 請求の範囲第 1項記載の航空機 o

3. 胴体（1) の周 ]) に外縁部（14 )を設けた、 請求の範囲 第 1項又は第 2 項記載の航空櫸₀

/ 0 4. 外緣部（I⁴ )を ジ ン バ ル環に した、 請求の範囲第 3 項記載の航空機 ο

5. 胴体（1) の周 ]? に、 ジ ェ ッ ト · ェ ン.ジ ン の回転中央 部分を中空に したジ エ ツ ト · ェ ン ジ ン（²)を噴射口を下に して置き 、 胴体（1) と ジ ヱ ッ ト · ェ ン ジン の間を可変機 ノ 構で結んだ航空機。

6. B同体 ) と ジ ェ ッ ト · エ ン ジ ン (²)を結ぶ可変機構を ジ ン バ ル結合 と した、 請求の範囲第 5 項記載の航空機 0

7. 胴体（1)の周 ] に、 外縁部（14 )を設けた、 請求の範 囲第 5 項又は第 6 項記載の航空機 o

。

8. 外縁部（14 ) を ジ ン バ ル環に した、 請求の範囲第 マ 項記載の航空機 ο

9. ジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン の回転中央部分を広 く 中空に したジ ヱ ッ ト · エ ン ジ ン ₀