JP7155174B2 - 航空機の垂直離着陸システムの構成 - Google Patents

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優先権の主張
本願は、２０１７年６月２７日に出願した米国特許仮出願第６２／５２５５９２号の優先権を主張するものである。

すべてのＶＴＯＬ航空機は、エンジン（１つまたは複数）のサイジングおよび力のバランスという課題に直面する。 Ｄａｎｉｅｌ Ｒａｙｍｅｒ、「Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｄｅｓｉｇｎ： Ａ Ｃｏｎｃｅｐｔｕａｌ Ａｐｐｒｏａｃｈ」（ＡＩＡＡ Ｅｄｕｃａｔｉｏｎ Ｓｅｒｉｅｓ）、７５４頁（５ｔｈ ｅｄ．、２０１２年）を参照されたい。

垂直離陸は、高い推力重量比を用いて達成され得る。対照的に、水平飛行（巡航）中には、揚力が航空機に寄与し、推力要件ははるかに小さい。しかし、意図が、ある時間期間にわたって水平に飛行する航空機を設計することである場合に、ＶＴＯＬ要件は、エンジン要件をあまりに制限的にし、巡航状態で機能性を伴わずに運ばれる大量の重量を追加するはずである。したがって、巡航が主役となるＶＴＯ航空機のエンジンのサイジングおよび推力のマッチングは、重大な問題になる。

バランスは、ＶＴＯＬ航空機の設計の最も重要な牽引役の１つである。離陸フェーズ中に、航空機のバランスを維持するために、推力は、航空機の周囲に分散されなければならず、モーメントは、質量中心の回りでバランスをとられなければならない。航空機は、推力の源が１つの位置だけにある場合にはバランスをとることができない。たとえば、Ｈａｒｒｉｅｒなどの水平航空機が、空中でバランスをとられている時であっても、航空機は、常にモーメント（力（推力）×航空機の質量中心の回りのモーメント・アームとして計算される）を相殺するために、特に選択された位置で複数の推力生成要素を使用する必要がある。これは、推力の大多数が、たとえば航空機の後部に配置される（ＶＴＯＬ航空機で通常見られるように）場合に、達成が困難である。

本発明の実施形態を示す上面図である。 図１に示された本発明の実施形態を示す背面図である。 図１に示された本発明の実施形態を示す正面図である。 本発明の代替実施形態を示す分解等角図である。 本発明の代替実施形態を示す背面透視図である。 図６Ａ-図６Ｄ。着陸／離陸面に対する相対的な、離陸から水平飛行までの本発明の実施形態の進行を示す図である。 本発明の実施形態による流れのステーションを強調した、ターボシャフト／ターボプロップ・エンジンの上半分を示す図である。 本発明の一実施形態を示す上面図である。 図８に示された実施形態を示す横断面図である。 図８に示された実施形態を示す正面図である。 図８に示された実施形態を示す背面図である。 本発明の代替実施形態を示す上面図である。 図１２に示された実施形態を示す横断面図である。 図１２に示された実施形態を示す正面図である。 離陸から巡航への移行中の図８に示された実施形態を示す横断面図である。 図８に示された実施形態の巡航位置を示す図である。

本願は、本発明の１つまたは複数の実施形態を説明することを意図されたものである。「ｍｕｓｔ」、「ｗｉｌｌ」、および類似物などの絶対名辞ならびに特定の量の使用が、そのような実施形態の必ずしもすべてではなくそのような実施形態のうちの１つまたは複数の適用可能と解釈されなければならないことを理解されたい。したがって、本発明の実施形態は、そのような絶対名辞の文脈で説明される１つまたは複数の特徴または機能性を省略し、またはその変更を含むことができる。さらに、本願の見出しは、参照のみのためのものであって、いかなる形でも、本発明の意味また解釈に影響してはならない。

本願は、全般的には無人航空機の推力増強に関する。具体的には、本明細書で開示される本発明の１つまたは複数の実施形態は、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機および短距離離着陸（ＳＴＯＬ）航空機に対する独自の解決策を提供する。本明細書で使用される時に、用語「テールシッタ」および「飛行体」は、本発明の１つの実施形態を指す場合がある。

本発明の実施形態は、推力の強化および増強を介して推力重量比およびエンジンのサイジングの問題に対処する。本発明の好ましい実施形態では、エジェクタ／スラスタ自体は、２：１を超え、３：１に近い増強を可能にするように設計される。これは、これらのスラスタが従来のターボジェットによって作られる推力より２～３倍高い推力を作るように設計されることを意味する。推力増強設計は、その各出願が本明細書に完全に示されるかのように参照によってこれによって組み込まれている、２０１６年６月２７日に出願した米国特許出願第１５／２２１３８９号、名称「ＦＬＵＩＤＩＣ ＰＲＯＰＵＬＳＩＶＥ ＳＹＳＴＥＭ」（「’３８９出願」）および２０１６年９月２日に出願した米国特許出願第１５／２５６１７８号（「‘１７８出願」）に開示されている。本明細書で使用される時に、「スラスタ」は、’３８９出願ならびにすべてのその後続版および改善に記載されている大幅な増強を有するそのようなエジェクタ／スラスタを指す。

本発明の好ましい実施形態では、プライマリ・フローの源としてのガス発生器を有するスラスタが用いられる。本発明で、プライマリ・フローを供給するガス発生器を有するそのようなスラスタを利用することは、必要ではないが、そのようなスラスタの利用は、推力増強の効果を強化することができる。

さらなる増強を、たとえばシュラウドとして働くテールシッタのクローズド／ボックス・ウイングに関連するスラスタからの排気を使用することによって形成され得る副大エジェクタ（ｓｅｃｏｎｄａｒｙ， ｍａｊｏｒ ｅｊｅｃｔｏｒ）を介して達成することができる。翼は、スラスタの高速排気が翼およびスラスタによって形成されるエジェクタ（「シュラウド」）の主ノズルとして働くことを可能にする形で設計される任意の他の形状をとることもできる。シュラウドの効果は、推力を少なくとも１０％～２５％だけさらに増強することができる。効果的に、スラスタおよびシュラウドは、たとえば１．１（シュラウド付きスラスタから）×２．５（スラスタから）の増強（２．７５の合計増強をもたらす）の推力増強という組合せ効果を有することができる。したがって、そのようなシステムは、単純なターボジェットによって生成される推力を他の点で約２．７５倍増強することによって離陸時の航空機の重量と等しい推力を作ることができる。

その尾部の上で垂直に離陸するすべての航空機において、航空機は、当然、航空機が一定の巡航速度で前方に飛び続けるために、許容可能な姿勢で水平になるようにその姿勢を調整し、推力を下げる必要がある。スロットル減少を介する推力減少は、航空機の抗力に打ち勝つのに必要な出力を調整することができ、これは、航空機を前方に推進し、その速度を維持するのに十分な、システム全体のより少ない増強をも意味する可能性がある。

本発明の一実施形態では、１５０ポンド航空機は、ガス発生器になるように適合された７５重量ポンド・ターボジェットを使用することができる。この概念は、２０１５年１２月４二つに出願した米国特許仮出願第６２／２６３４０７号、名称「ＭＩＣＲＯ－ＴＵＲＢＩＮＥ ＧＡＳ ＧＥＮＥＲＡＴＯＲ ＡＮＤ ＰＲＯＰＵＬＳＩＶＥ ＳＹＳＴＥＭ」（「’４０７仮出願」）および２０１６年１２月２日に出願した米国特許出願第１５／３６８４２８号（「‘４２８出願」）に開示されている。’４０７仮出願および‘４２８出願は、参照によってその全体を本明細書に組み込まれている。この実施形態では、これらの推力増強エジェクタは、たとえば、オリジナルの１．７５倍の増強を作ることができ、これは、７５に１．７５を乗算することを意味し、これは、１３１．２５ポンドの増強された推力をもたらす。スラスタの周囲のシュラウドがないと、推力は、この値に制限され、推力が航空機を地面から持ち上げることを可能にしない可能性がある。しかし、これらのスラスタを包む主スラスタ（１つまたは複数）の周囲の箱型構造などの翼があれば、推力の全体的な増強は、たとえば、１．１５に１３１．２５を乗算したものになり、１５０．９４ポンドをもたらし、したがって、航空機の重量を超え、離陸を可能にする。

テールシッタ機上で燃料が消費される時に、航空機の重量は、より軽くなり、航空機の加速度は、より大きくなり、したがって、離陸は、増加する速度および増加する加速度で発生する。航空機は、乗員がいない場合があるので、加速度は、人間の安全性の標準規格および生命に別状のない標準規格に関して制限される、現在の人間によって制限される加速度を超える可能性がある。一実施形態では、加速度は、重力加速度の２０倍を超える場合がある。したがって、短い時間の後に、航空機は、スロットル変更および操縦翼面変更によってその姿勢を変更し、水平飛行を達成する能力を有することができる。揚力は、航空機がその姿勢を変更する時に増加するが、組み合わされた増強は、スロットル引き戻しに起因して値において減少する。テールシッタは、第１レベルのスラスタへのエンジン負荷（エルゴ・ガス発生器の主な流れ）を付随して減らすことと、スラスタが抗力に打ち勝つのに十分な推力を作っている間に姿勢を維持するために箱型の翼が適当な揚力を作ることを可能にすることとによって、水平飛行を達成することができる。

逆に、目的地への接近時に、航空機の姿勢は、増加 迎え角を用いて調整され得、推力増強は、前進速度が下がるので再び揚力の必要に取って代わり、航空機は、スラスタおよびその組み合わされた増強効果によってバランスをとられて、最終的にその尾部の上に垂直に着陸することができる。

本発明の１つまたは複数の実施形態は、航空機内の様々な位置にまたがる推力の分布を有することによって達成される、質量中心の回りで力およびモーメントのバランスをとるのに必要な、力とより短いモーメント・アームを有するモーメントとのバランスという問題を克服することができる。これは、これらの実施形態が、より多くの制御を有し、ホバー位置／直立位置を維持することをより簡単にすることを可能にする。

’３８９出願および’４０７出願で議論されているように、独自の技術は、様々なスラスタ（たとえば、前部では、ホバリング・フェーズで離陸および着陸に使用され、水平飛行でオフに切り替えられる先尾翼の背後の「前部エジェクタ」および、後部では、推力の大部分を生成する「尾部エジェクタ」）内で達成される増強レベルを伴う、航空機の様々な位置にまたがる推力の分布を可能にする。

従来の小さい（２５０重量ポンド推力未満）ミニ・ジェット・エンジンは、通常単一の位置で、典型的には排気セクションの中央で、推力を提供する。一部の小型ターボファンも、航空機の集中化された点で推力を提供する。本発明の１つまたは複数の実施形態は、円形の形ではなくほぼ線形および／または非円形の形での推力の分布を可能にし、したがって、翼もしくは他のエーロフォイルおよび／または航空機の操縦翼面の長さによって推力を分散させる。テールシッタでは、主なホット・ストリームと圧縮器からのストリームのブリード空気部分との両方が、増強するスラスタの原動力となる流体として使用される。この実施形態は、集中化された点ではなく、線形の、主に非円形で分散された点での推力の分布を可能にするので、航空機のよりよい推進効率を達成する。さらに、よりよい性能（たとえば、スラスタが所与の先尾翼の下流に配置される場合の所与の先尾翼の失速マージンの増加またはスラスタが主翼の上流の最適位置に配置される場合の主翼に対する揚力の増強）を得るためのエーロフォイルの形状に従うスラスタの鋳造および成形というオプションの有利な特徴がある。したがって、分散された推力は、そうでなければ７５重量ポンドのターボジェットのホット・ストリームおよび高速ストリームをターボジェット・エンジンの背後の集中化された位置からたとえば航空機上の少なくとも４つの位置に分散させることによって、航空機の性能を改善する。この例では、スラスタは、（ｉ）それぞれ圧縮器抽気システムおよびガス発生器の排気から圧縮空気またはガス・ストリームを受け取り、（ｉｉ）そうでなければ４つの主ストリームの単純な等エントロピ膨張から生じるはずの４つの推力のそれぞれを１．５倍～３倍増強するように、最適の形で航空機内のこれらの４つの位置に配置される。これは、４つの位置からの有利に分散した流れおよび推力をももたらし、したがって、航空機操縦性および推進効率を強化する。

本発明の一実施形態（ターボプロップＳＴＯＬバージョン）は、ガス発生器のブリード・システムによって供給される原動力となる流体に基づく推力の増強を含む。ブリード・システムは、ブリードからの原動力となる空気を左舷前スラスタおよび右舷前スラスタに提供する。前スラスタは、ブリード・システムによって供給される原動力となる空気の１ポンド／秒ごとに１００重量ポンド～３００重量ポンドの比推力に対応する増強を提供する。この値は、構成要素の制限された効率および高度な技術の欠如に起因する、小型ターボジェット・エンジンを用いて入手される通常の５０～６０重量ポンド／ポンド／秒比推力をはるかに超える。ガス発生器に向けられる時に、圧縮空気の値は、システムの前後のスラスタを使用することによって利用され、２：１を超える増強率をもたらす。したがって、より多くの推力を、同一のエネルギ入力から得ることができる。

そのような実施形態では、制御バルブが、左舷スラスタと右舷スラスタとの間の流れのバランスを提供するのに使用される。空気の変調は、エンジン・ブリードと制御バルブ・ボックスとの間に配置されたバルブを用いて入手され得る。バルブは、前スラスタの一方または両方への通路を開閉することと、原動力となる流れの供給を変更することとによって、各スラスタ上の流れの制御および／または２つの前スラスタの間の動力となる空気の流れのバランスを可能にする。これは、推力のアンバランスを生成し、このアンバランスは、航空機の姿勢の変化をもたらす。スラスタは、プライマリ・フロー（原動力となる流体流れ）に関して変調されると同時に、その主軸の周囲でスイベル回転もされ得る。これは、ピッチおよびロールに対する制御ならびにヨーに対するある制限された制御およびその組合せを可能にする。

一実施形態では、スラスタは、尾筒または導管を介して生成器によって配送される排気ガスの高圧ホット・ストリーム（からブリード空気を除いたもの）を供給される。尾筒は、ガス発生器の排気を前記後部スラスタに接続する。スラスタは、推力を増強するための原動力となる空気としてこの配送を使用する。このジェット増強システムは、追加の燃料消費を犠牲にして航空機の高速移動を可能にし、２００ＭＰＨを超える航空機の対気速度および８０～９０％に近い推進効率をもたらすように具体的に設計される。このシステムは、ファンまたはファンを駆動するタービンを有しない低バイパス・ファンに通常の、生成される重量ポンドあたり０．８～１．１ポンド／時の通常の燃料消費率をもたらす。これらのレベルは、ドローンの現在の市場の大多数である小型ターボジェットを用いて通常入手される通常の１重量ポンドあたり１．５ポンド／時よりはるかに高性能である。このシステムは、これまでの、はるかにより小さいスケールの、フリー・タービンおよびファンを使用しない低バイパス・ターボファンの燃料消費率の性能を達成することもでき、したがって、推進システム全体の重量および複雑さを低下させ、ファン／フリー・タービン・アセンブリなどの大型の動くアセンブリを除去することができる。

一実施形態では、航空機の使命が、より高い推進効率でのより長い持続時間／距離およびより低い対気速度である場合に、推進システムの後部は、共通の同一のガス発生室（推進システムの前）および増強する「コールド」スラスタを保持しながらタービン／プロペラ・システムによって置換されるのに十分に柔軟にされ得る。タービンは、ジェット増強システムの場合と同一の流れを受けるが、ガス発生器排気流れからエネルギを抽出することができ、これを、エジェクタ・タイプ・スラスタ内の流れを流体的に増強するのではなくプロペラを回転させるのに使用される機械仕事に変えることができる。インターフェースは非常に似ており、置換は、排気ガスがその後ろで下流方向にプロペラのウォッシュ内に排出されるプロペラを駆動するフリー・タービンに向かって熱い加圧されたガスを案内する導管への尾筒導管の除去からなる。そのような柔軟なシステムの利点は、類似する配置を用いて、ターボプロペラ・プッシャまたはジェット増強システムを交換可能とすることができ、ユーザが、目下の使命に基づいてシステムを選択することを可能にすることである。したがって、説明されるターボプロペラ・プッシャ・システムは、達成される各馬力または同等の推力重量ポンドあたり０．６ポンド／時未満の燃料消費率レベルを達成することができる。本発明の一実施形態では、ＵＡＶは、１５０ｍｐｈの平均巡航速度で移動しながら２００マイルも先に小包を配送できる可能性がある。

さらに、プロペラは、たとえば、本明細書で説明されるボックス・ウイングによって完全に包含され得、したがって、ターボプロップによって生成される騒音は、直接の手段（ボックス・ウイング）および間接の手段（ウイング内部の騒音軽減材料）によって大幅に低減され得る。さらに、ターボプロップは、それでも、前スラスタの存在および前スラスタに動力を与えるためのブリード空気の使用から利益を得、ＶＴＯＬだけではなく、適当であり、ＶＴＯＬが必要ではない場合に、短距離の離着陸をも可能にする。

本発明の１つまたは複数の実施形態では、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）概念は、離陸に必要な滑走路長を大幅に減らす、前スラスタの実施形態によって達成され得る。スラスタをスイベル回転することによって、追加のベクタード・スラストが、離陸中にピッチを増やすように向けられ、従来の航空機と比較して、必要な長さを減らすことができる。前スラスタは、巡航中またはロイタリング中にオフに切り替えられ、あるいは、揚力、推力、またはその両方を増強するために飛行の様々なステージで再アクティブ化され得る。推力の増強は、まさにスラスタの設計を介して達成され得る。揚力の増強は、先尾翼（前翼）と主ボックス・ウイングとの両方に関する前スラスタの配置によって達成され得る。前スラスタの下流位置は、先尾翼の失速を遅らせ、失速が発生する前の、より大きい迎え角およびより大きい揚力係数での動作を可能にする。これは、スラスタの前で作成される、より低い圧力が、より大きい迎え角のほとんどの翼での失速の主原因である翼の上での分離を遅れさせることに起因する。主翼に起因する揚力増強は、主に、前スラスタから生じる増加した流れ（航空機の対気速度より局所的に速い）に起因し、前記流れは、ボックス・ウイングの下部の上で案内され、当業者に既知のように、主翼の揚力を増強する。

図１～図３は、異なる透視図から、本発明の実施形態による航空機１００を示す。図１～図３では、航空機１００は、特にＶＴＯＬ能力を強調した、ジェット増強推進システムを有する。より具体的には、航空機１００は、前部部分１０２および尾部部分１０３を有する本体１０１を含む。本体１０１は、航空機１００の有人動作を可能にするように構成されたコックピット部分（図示せず）を含むことができる。すべての航空機／帆船と同様に、航空機１００は、右舷側および左舷側を有する。流体生成器１０４が、本体１０１に結合され、流体流れを作る。一実施形態では、流体生成器１０４は、本体１０１内に配置される。少なくとも１つの前部導管（図３の１１１）および少なくとも１つの尾部導管１１２が、流体生成器１０４に流体的に結合される。

第１および第２の前部エジェクタ１０５、１０６が、少なくとも１つの前部導管１１１に流体的に結合され、前部部分１０２に結合され、それぞれ右舷側および左舷側に結合される。前部エジェクタ１０５、１０６は、それぞれ、出口構造１０７、１０８を含み、この出口構造１０７、１０８から、少なくとも１つの前部導管１１１からの流体が、所定の調整可能な速度で流れ出る。さらに、前部エジェクタ１０５、１０６のそれぞれ全体は、たとえば航空機１００が離陸し、はるかに急峻な迎え角で上り続け、したがって必要な滑走路長を短縮することを可能にする、前向き成分と上向き成分との両方を有する推力方位を提供するために、前部エジェクタの前縁に平行に向けられた軸（すなわち、横軸）の回りで回転可能である。上昇の終りまたは上昇中に、前部エジェクタ１０５、１０６は、飛行の主方向に再整列され、または、エンジン／ガス発生器１０４のブリード・バルブをオフに切り替えることと、後推進システム（たとえば、尾部エジェクタ１０９、１１０）を駆動するガス発生器の速度および動作をそれに従って適合させることとによって、完全にシャット・オフされ得る。着陸後、前部エジェクタ１０５、１０６は、着陸の方向に対して逆の推力を提供し、着陸距離を短縮するために、１８０度スイベル回転され得る。一実施形態では、前部エジェクタ１０５、１０６のそれぞれ全体は、前部エジェクタの前縁に垂直に向けられた軸の回りで回転可能である。

第１および第２の尾部エジェクタ１０９、１１０は、少なくとも１つの尾部導管１１２に流体的に結合され、尾部部分１０３に結合される。尾部エジェクタ１０９、１１０は、出口構造１１３、１１４を含み、この出口構造１１３、１１４から、少なくとも１つの尾部導管１１２からの流体が、所定の調整可能な速度で流れ出る。さらに、尾部エジェクタ１０９、１１０のそれぞれ全体は、尾部エジェクタの前縁に平行に向けられた軸（すなわち、横軸）の回りで回転可能である。一実施形態では、尾部エジェクタ１０９、１１０のそれぞれ全体は、尾部エジェクタの前縁に垂直に向けられた軸の回りで回転可能である。

一実施形態では、流体生成器１０４は、流体流れが低温である第１の領域と、流体流れが高温である第２の領域とを含む。少なくとも１つの前部導管１１１は、第１の領域から前部エジェクタ１０５、１０６に流体を供給し、少なくとも１つの尾部導管１１２は、第２の領域から尾部エジェクタ１０９、１１０に流体を供給する。

主エーロフォイル要素１１５が、尾部部分１０３に結合される。要素１１５は、前部エジェクタからの流体が主エーロフォイル要素の少なくとも１つの空気力学的表面の上を流れるように、前部エジェクタ１０５、１０６のすぐ下流に配置される。一実施形態では、主エーロフォイル要素１１５は、前縁１２１および後縁１２２を有するクローズド・ウイングであり、クローズド・ウイングの前縁および後縁は、内部領域１２３を画定する。尾部エジェクタ１０９、１１０は、少なくとも部分的に、内部領域１２３内（すなわち、前縁１２１と後縁１２２との間）に配置され、内部領域内で、エーロフォイル要素１１５に対して相対的に制御可能に移動可能（たとえば、前進、収縮など）である。したがって、シュラウドが、主エーロフォイル要素１１５によって尾部エジェクタ１０９、１１０の周囲に形成され、これによって、マクロエジェクタを形成する。

航空機１００は、前部部分１０２に結合され、それぞれ右舷側および左舷側に結合される第１および第２の先尾翼１１７、１１８をさらに含む。先尾翼１１７、１１８は、航空機１００が移動している時に、先尾翼上を流れる周囲空気の境界層を発達させるように構成される。先尾翼１１７、１１８は、前部エジェクタが境界層に流体的に結合されるように、それぞれ前部エジェクタ１０５、１０６のすぐ上流に配置される。前部エジェクタ１０５、１０６は、入口部分（たとえば、前縁）１１９、１２０をそれぞれ含み、前部エジェクタは、境界層が入口部分によって吸い込まれるように位置決めされる。

図４は、代替実施形態による航空機４００を分解図で示す。簡潔さのために、図１～図３に示された対応物と同一の特性を有する、図４に示された要素は、同一の参照番号を使用して示される。航空機４００は、流体生成器１０４、尾部エジェクタ１０９、１１０、熱い加圧された排気ガスを尾部エジェクタに案内する尾部導管１１２、および後スラスタ左舷ストラット４０１を含む。航空機４００は、先尾翼１１７、１１８、ブリード空気マニホルド４０２、および、前部エジェクタ１０５、１０６への流体の流れと前部エジェクタの間のプライマリ・フロー供給のバランスとの両方を変調するモーター制御バルブ４０４を有する制御バルブ・ボックス４０３にブリード空気マニホルドをリンクする前部導管１１１をさらに含む。フレキシブル・ライン４０５が、圧縮されたブリード空気を制御バルブ・ボックス４０３から前部エジェクタ１０５、１０６に案内する。前部エジェクタ１０５、１０６のそれぞれは、前部エジェクタをシャフト４０８の回りでスイベル回転するためにフランジ４０６およびモーター４０７を含む。

航空機４００は、方向舵、エレボン、昇降舵、その他などの操縦翼面を有する主エーロフォイル要素１１５、追加のクローズドウイング・エーロフォイル要素４０９、および副クローズドウイング・エーロフォイル要素４１０をさらに含む。副エーロフォイル要素４１０は、尾部エジェクタからの流体が少なくとも１つの副エーロフォイル要素の表面上を流れるように、尾部エジェクタ１０９、１１０の出口構造１１３、１１４のすぐ下流に配置された前縁を有する。航空機４００は、中央フィンおよび方向舵１２４、タンク、流体生成器１０４、およびコントロールを担持する尾部部分１０３、ならびに前部部分１０２をさらに含む。

図５は、代替実施形態による航空機５００を示す。簡潔さのために、図１～図３に示された対応物と同一の特性を有する、図５に示された要素は、同一の参照番号を使用して示される。航空機５００は、特に短距離離着陸（ＳＴＯＬ）能力に重点をおいた、ターボプロペラ推進システムを含む。航空機５００は、尾部エジェクタ１０９、１１０を除いて、航空機１００の特徴のすべてを含む。その代わりに、航空機５００は、流体生成器１０４によって動力を与えられるタービン（図示せず）によって駆動されるプロペラ５１０を含む。一実施形態は、航空機５００が静止している時にプロペラ５１０と着陸／離陸面との間に十分な空間および／またはオフセットがあるように、航空機５００に支持を提供する脚または他の適当なデバイスなどの支持アセンブリ５２０を含むことができる。支持アセンブリ５２０は、好ましくは、尾部部分１０３から延び、本体１０１に実質的に平行である。

図６Ａ～図６Ｄは、航空機１００の着陸／離陸面６００に対する相対的な、離陸から水平飛行までの進行を示す。可動の前部エジェクタ１０５、１０６は、水平飛行（巡航）までの飛行中の航空機１００の姿勢の微調整の責任を負うことができる。この実施形態の一態様は、より大きく、主流体として熱いガスを使用する尾部エジェクタ１０９、１１０が、必ずしも姿勢を制御するためにスイベル回転する必要がないが、より小さく、圧縮器の放出またはブリードからのより冷たいガスを用いて動作する前部エジェクタ１０５、１０６が、航空機１００の高度および姿勢を維持し、飛行中の方位を所望の位置および姿勢に駆動するためにスイベル回転され得ることである。その後、前部エジェクタ１０５、１０６は、ブリード・ポートを閉じる中央制御バルブからシャット・ダウンされ、かつ／または前部部分１０２の内部に引っ込められ、流体生成器１０４が、スロットルを引かれた状態（１００％未満の速度）で動作し、なおかつ、ブリード・バルブを閉じられて、尾部エジェクタ１０９、１１０に主流体を供給するために、裏で熱いガスを供給することを可能にすることができる。尾部エジェクタ１０９、１１０およびエーロフォイル要素１１５自体によって形成される、より大きいエジェクタまたはマクロエジェクタのシュラウドとして働く箱型の翼からのわずかな寄与またはその寄与なしで、２：１の増強が、水平飛行中にそれでも可能である。

追加の推力増強を生成するための、高速の気流を作る尾部エジェクタ１０９、１１０と主エーロフォイル要素１１５とを組み合わせることの有利な効果は、テールシッタ構成での離陸時に特に有用である。尾部エジェクタ１０９、１１０は、古典的なエジェクタの主ノズルになる。そのため、主エーロフォイル要素１１５は、マクロエジェクタを形成するために尾部エジェクタ１０９、１１０と一緒に、シュラウドなしの単純なスラスタと比較しておおむね１．１～１．２の推力増強を生成する。尾部エジェクタ１０９、１１０自体も、２を超え、おそらくは３：１に近い推力増強を生成することができる。したがって、単純に２つのターボジェットを使用することによって１単位の推力を入手するのではなく、最小で２×１．１＝２．２、最大で３×１．２＝３．６の増強率の総合的な推力増強が入手され、より重い航空機の離陸が可能になる。巡航状態に水平飛行する時に、エンジンは、スロットルを戻され得、増強も、抗力に一致し、これに打ち勝ち、航空機を水平飛行で前方に推進するように減らされ得る。

図７は、流れのステーションを強調した、ターボシャフト／ターボプロップ・エンジンの上半分を示す。下半分は、シャフトおよびシャフトを駆動するタービン（この場合にはプロペラを駆動するフリー・タービン）をはぎ取られた、本発明の好ましい実施形態のジェット増強システムを駆動するのにガス発生器を使用する、同一のエンジンを含む。図７は、オプションで、ターボシャフト設計のエンジンをジェット増強システムのガス発生器に変換するのに有利な、開示されるシステムの互換性を強調する変更を示す。

図７では、プラー・プロペラ（ｐｕｌｌｅｒ ｐｒｏｐｅｌｌｅｒ）構成が上半分に示されている。対照的に、本発明の一実施形態は、プッシャ・プロペラ（ｐｕｓｈｅｒ ｐｒｏｐｅｌｌｅｒ）が配置される、右を指すシャフトを有する。上半分は、圧縮器、燃焼器、および一方は圧縮器に接続され、他方はシャフトを介してプロペラに接続される２つのタービンを有する。ステーション２は、圧縮器入口、圧縮器出口ステーション３、燃焼器入口３１、燃焼器出口４、第１のタービン（圧縮器に接続され、これを駆動する）入口４１、第１のタービン出口４４、フリー・タービンへの入口４５、フリー・タービンからの出口５、タービンからの出口６および排気管、ならびに排気管（システム全体からの）８を表す。ステーション３からのブリード・システムは、この実施形態では、システムの前スラスタの原動力となる流体として使用される。作動流体の残りは、プロペラを駆動するための動力を抽出しているフリー・タービンを駆動するのにガス発生器によって使用される。下半分では、システムは、フリー・タービンおよびシャフト（および暗黙のうちにプロペラ）をはぎ取られているが、他のすべての要素は同一のままである。システムは、フリー・タービンが除去され、システムが、１２４８．６５ケルビンの全温度で２０２．５１４キロパスカルの全圧あたりの圧力をステーション４４で作るガス発生器になることを可能にすることを除いて、類似し、第１のタービンが圧縮器を駆動する。このエネルギを運ぶ流れは、本発明の好ましい実施形態のジェット増強システムの尾部エジェクタ１０９、１１０の原動力となる流体として使用され得る。

他のガス発生器は、通常の動作条件で、約２の圧力比を作るように設計され得る。本発明の実施形態は、１．５を超える増強率をもたらすことができ、スラスタの様々な設計は、２．７５：１を含んでこの値までの増強率に達することができる。したがって、これらの条件で動作する、この実施形態のジェット増強システムは、１．４倍～３倍だけ推力を高めることができる。逆に、同一の量の燃料が、ステーション４４でこの条件を作るのに使用され、その条件で、排気ガスから１．４倍多い推力が入手され、後スラスタおよび前スラスタ内で原動力となる流体として使用されるので、燃料消費率は下げられる。通常は重量ポンドあたり１．５ポンド／時の、従来の小型ターボジェットの燃料消費と比較した時に、開示されるジェット増強システムの燃料消費率は、作られる１重量ポンドあたり約１．０７ポンド／時まで、１．４倍だけ下げられる。１つまたは複数の実施形態は、フリー・タービンの使用なしで、元の作られる１重量ポンドあたり約１．５ポンド／時と比較して、２．０倍までの削減を示し、このシステムを、作られる１重量ポンドあたり約０．７５ポンド／時燃料という非常に高性能なものにする。

本発明の一実施形態は、２つの後ガス発生器と、第１の大型可動後スラスタと、第２の大型可動後スラスタと、各後ガス発生器とから後スラスタに熱い加圧された排気ガスを案内する尾筒と、支持スラスタと、マニホルドと、圧縮器ブリード空気と、ブリード・マニホルドを制御バルブ・ボックスにリンクするパイプと、追加の原動力となる流体としての前スラスタへの流れと前スラスタ・プライマリ・フロー供給の間のバランスとの両方を変調する制御バルブと、モーター制御バルブと、圧縮されたブリード空気を制御バルブ・ボックスから前スラスタに案内するフレキシブル・ラインと、前スラスタ本体と、前スラスタ・フランジと、前スラスタをスイベル回転するモーターと、シャフトと、エンド・パネル／ウイングレット先尾翼と、前可動先尾翼と、第１の設計のボックス・ウイングおよび操縦翼面（方向舵、エレボン、昇降舵）と、第２の設計のボックス・ウイングと、設計後退翼ボックス・ウイングと、中央フィンおよび方向舵と、タンク、ガス発生器、コントロールを担持する胴体の主ボックスと、前胴体と、前スラスタの前ガス発生器と、を含む。

図８～図１１は、特にＶＴＯＬ能力に重点を置いた、ジェット増強推進システムを有する本発明の一実施形態の異なる透視図を示す。図１２～図１４は、制御エーロフォイルを含む別の実施形態の異なる透視図を示す。図１５および図１６では、飛行体が、垂直離陸から巡航状態への遷移のある位置で示されている。

本発明の実施形態は、推力の強化および増強と、飛行体全体に分散された複数のガス発生器の使用とを介して、推力重量比およびエンジンのサイジングという第１の問題に対処する。本発明の好ましい実施形態では、スラスタ自体が、２：１を超え、３：１に近い増強を可能にするように設計される。これは、これらのスラスタが、従来のターボジェットによって作られる推力より２倍～３倍高い推力を作るように設計されることを意味する。推力増強設計は、’３８９出願に開示されている。

本発明の好ましい実施形態では、スラスタは、プライマリ・フローの源としてのガス発生器と共に使用される。図８～図１１は、異なる透視図からの本発明の実施形態による航空機５を示す。図８～図１１では、航空機５は、特にＶＴＯＬ能力に重点を置いた、ジェット増強推進システムを有する。より具体的には、航空機５は、前部部分６０および尾部部分６５を有する本体５５を含む。本体５５は、航空機５の有人動作を可能にするように構成されたコックピット部分３５を含むことができる。すべての航空機／帆船と同様に、航空機５は、右舷側および左舷側を有する。流体生成器４５ａ、４５ｂが、本体５５に結合され、流体流れを作る。一実施形態では、流体生成器４５ａ、４５ｂは、本体５５内に配置される。尾部導管７０ａ、７０ｂが、流体生成器４５ａ、４５ｂに流体的に結合される。

前部流体生成器２５ａ、２５ｂが、前部部分６０に向かって本体５５に結合される。第１および第２の前部エジェクタ２０ａ、２０ｂが、前部部分６０に結合された第１および第２の前部導管７５ａ、７５ｂによって前部流体生成器２５ａ、２５ｂに流体的に結合され、それぞれ右舷側および左舷側に結合される。前部エジェクタ２０ａ、２０ｂは、それぞれ、出口構造（図示されていないが、図１に示された出口構造１０７、１０８に類似する）を含み、この出口構造から、前部流体生成器２５ａ、２５ｂからの流体が所定の調整可能な速度で流れ出る。さらに、前部エジェクタ２０ａ、２０ｂのそれぞれ全体は、たとえば航空機５が離陸し、はるかに急峻な迎え角で上り続け、したがって必要な滑走路長を短縮することを可能にする、前向き成分と上向き成分との両方を有する推力方位を提供するために、前部エジェクタの前縁に平行に向けられた軸（すなわち、横軸）の回りで回転可能である。

上昇の終りまたは上昇中に、前部エジェクタ２０ａ、２０ｂは、飛行の主方向に再整列され、または、前部流体生成器２５ａ、２５ｂをオフに切り替えることと、前部エジェクタを本体５５内に引っ込めることと、後推進システム（たとえば、尾部エジェクタ１０ａ、１０ｂ）を駆動するガス発生器の速度および動作をそれ相応に適合させることとによって、完全にシャット・オフされ得る。着陸時に、前部エジェクタ２０ａ、２０ｂは、着陸の方向に対して逆の推力を提供し、着陸距離を短縮するために、１８０度スイベル回転され得る。一実施形態では、前部エジェクタ２０ａ、２０ｂのそれぞれ全体は、前部エジェクタの前縁に垂直に向けられた軸の回りで回転可能である。

第１および第２の尾部エジェクタ１０ａ、１０ｂは、尾部導管７０ａ、７０ｂに流体的に結合され、尾部部分６５に結合される。尾部エジェクタ１０ａ、１０ｂは、出口構造（図示されていないが、図１に示された出口構造１１３、１１４に類似する）を含み、この出口構造から、尾部導管７０ａ、７０ｂからの流体が所定の調整可能な速度で流れ出る。さらに、尾部エジェクタ１０ａ、１０ｂのそれぞれ全体は、尾部エジェクタの前縁に平行に向けられた軸（すなわち、横軸）の回りで回転可能である。一実施形態では、尾部エジェクタ１０ａ、１０ｂのそれぞれ全体は、尾部エジェクタの前縁に垂直に向けられた軸の回りで回転可能である。

主エーロフォイル要素１５は、尾部部分６５に結合される。要素１５は、前部エジェクタからの流体が主エーロフォイル要素の少なくとも１つの空気力学的表面の上を流れるように、前部エジェクタ２０ａ、２０ｂのすぐ下流に配置される。一実施形態では、主エーロフォイル要素１５は、前縁および後縁を有するクローズド・ウイング（図１に示され、図１を参照して議論された要素１２１、１２２、および１２３に類似する）であり、クローズド・ウイングの前縁および後縁は、内部領域を画定する。尾部エジェクタ１０ａ、１０ｂは、少なくとも部分的に内部領域内（すなわち、前縁と後縁との間）に配置され、エーロフォイル要素１５に対して相対的に内部領域内で制御可能に可動である（たとえば、前進、収縮など）である。したがって、シュラウドが、主エーロフォイル要素１５によって尾部エジェクタ１０ａ、１０ｂの周囲に形成され、これによって、マクロエジェクタを形成する。

航空機１００は、前部部分６０に結合され、それぞれ右舷側および左舷側に結合された第１および第２の先尾翼３０ａ、３０ｂをさらに含む。先尾翼３０ａ、３０ｂは、航空機５が移動している時に、先尾翼上を流れる周囲空気の境界層を発達させるように構成される。先尾翼３０ａ、３０ｂは、前部エジェクタが境界層に流体的に結合されるように、それぞれ前部エジェクタ２０ａ、２０ｂのすぐ上流に配置される。前部エジェクタ２０ａ、２０ｂは、入口部分（すなわち、図１に示され、図１を参照して議論された入口部分１１９、１２０に類似する）をそれぞれ含み、前部エジェクタは、境界層が入口部分によって吸い込まれるように位置決めされる。第１および第２の先尾翼３０ａ、３０ｂは、それぞれ、前縁を有し、第１および第２の先尾翼のそれぞれ全体は、前縁に平行に向けられた軸の回りで回転可能である。

水平飛行中に、たとえばシュラウドとして働く航空機５の箱型翼１５に関連して尾部エジェクタ１０ａ、１０ｂからの排気を使用することによって形成され得るさらなる増強が、副大エジェクタを介して達成され得る。翼は、スラスタ１０ａ、１０ｂの高速排気が翼１５（「シュラウド」）およびスラスタによって形成されるエジェクタの主ノズルとして働くことを可能にする形で設計された任意の他の形状をとることもできる。シュラウドの効果は、少なくとも１０％～２５％だけ推力をさらに増強することができる。実際には、スラスタ１０ａ、１０ｂおよびシュラウドは、たとえば１．１（シュラウド付きスラスタから）×２．５（スラスタから）の増強（２．７５の総増強をもたらす）の推力増強という組み合わされた効果を有することができる。したがって、当業者は、そのようなシステムが、単純なターボジェットによって生成される、他の点で約２．７５の推力を増強することによって、速く移動する航空機の抗力に打ち勝つ推力を作るはずであることを了解するはずである。

ボックス・ウイング１５と組み合わされたスラスタ１０ａ、１０ｂは、追加の推力増強を生成する。この効果は、離陸時に特に有用である。スラスタ１０ａ、１０ｂは、古典的なエジェクタの主ノズルになる。次に、シュラウドが（マクロエジェクタを形成するためにスラスタ１０ａ、１０ｂと一緒に）、シュラウドなしの単純なスラスタと比較して、おおむね１．１～１．２の推力増強を生成する。スラスタ１０自体も、一実施形態によるスラスタが使用される場合に、２を超え、３：１に近い推力増強を作ることができる。したがって、単純に２つのターボジェットを使用することによって１単位の推力を入手するのではなく、最小で２×１．１＝２．２、最大で３×１．２＝３．６の増強率の総合的な推力増強が入手され、より重い航空機の離陸が可能になる。巡航状態に水平飛行する時に、エンジンは、スロットルを戻され、増強も、抗力に一致し、これに打ち勝ち、航空機５を水平飛行で前方に推進するように減らされる。

垂直に離陸するすべての航空機において、航空機は、当然、航空機が一定の巡航速度で前方に飛び続けるために、許容可能な姿勢で水平になるようにその姿勢を調整し、推力を下げる必要がある。スロットル減少を介する推力減少は、航空機のみの抗力に打ち勝つのに必要な出力を調整することができ、これは、航空機を前方に推進し、その速度を維持するのに十分な、システム全体のより少ない増強をも意味する可能性がある。

本発明の一実施形態では、１５００ポンド航空機は、航空機の後部のガス発生器（後ガス発生器）になるように適合された２つの３００重量ポンド・ターボジェットと、航空機の機首のガス発生器（前ガス発生器）になるように適合された別の２つの１５０重量ポンド・クラスのターボジェットとを使用することができる。この実施形態では、これらの推力増強エジェクタは、たとえばオリジナルの１．７５倍の増強を作ることができ、これは、３００×１．７５を意味し、これは、スラスタごとに５２５重量ポンド、したがって、航空機の尾部で合計１０５０重量ポンドの増強された推力をもたらす。スラスタ１０は、スラスタの回転またはガス発生器およびスラスタ・アセンブリ全体の回転によって、下向きに指すようにスイベル回転され得る。飛行体５が高度を得る時に、スラスタ１０またはアセンブリ・ガス発生器－スラスタ全体が、前方に移動する水平飛行位置に回転し、スラスタの熱いガスは、最終的な水平飛行位置で、シュラウドを形成するボックス・ウイング１５を通る向きにされる。水平飛行でスラスタ１０ａ、１０ｂをシュラウドするための主スラスタ１０ａ、１０ｂの周囲の箱型構造などの翼を用いると、推力の総合増強は、たとえば、たとえば１．１５×５２５重量ポンド（６０３．７５重量ポンドをもたらす）になり、したがって、前向きに航空機を素早く加速する。

前生成器２５ａ、２５ｂは、同様に、航空機５の前エリア内で組み合わされ、航空機のバランスをとり、安全な離陸姿勢および着陸姿勢を提供する、約５２５重量ポンドを入手するために推力を増強する。航空機５が、安全な高度および前進速度になった後に、前生成器２５ａ、２５ｂは、シャット・ダウンされ得、それらに関連する前スラスタ２０は、抗力を減らすために胴体内に引っ込められ得る。前スラスタ２０は、着陸に近い時またはホバリングに推移する時に、前ガス発生器再始動に付随して、もう一度展開され得る。スラスタ１０、２０が、ターボジェットおよび／またはターボプロペラを含みまたはこれらからなることができることに留意されたい。

燃料が航空機５の機上で消費される時に、航空機の重量は、より軽くなり、航空機の加速度は、より大きくなり、したがって、速度および加速度が高まる。航空機５は、乗員がいる場合があるので、加速度は、人間の安全性の標準規格および生命に別状のない標準規格に関して制限される、現在の人間によって制限される加速度を超えない必要がある。したがって、短い時間の後に、航空機５は、スロットル変更および操縦翼面変更によってその姿勢を変更し、水平飛行を達成する能力を有することができる。揚力は、航空機５がその姿勢を変更する時に増加するが、組み合わされた増強は、スロットル引き戻しに起因して値において減少する。航空機５は、第１レベルのスラスタ１０へのエンジン負荷（エルゴ・ガス発生器の主な流れ）を付随して減らすことと、スラスタが抗力に打ち勝つのに十分な推力のみを作っている間に箱型の翼１５が姿勢を維持するのに必要な揚力を作ることを可能にすることとによって、水平飛行を達成することができる。

逆に、目的地への接近時に、航空機５の姿勢は、増やされた迎え角を用いて調整され得、推力増強は、前進速度が下がるので再び揚力の必要に取って代わり、航空機は、スラスタ１０、２０およびその組み合わされた増強効果によってバランスをとられて、最終的にその尾部の上に垂直に着陸することができる。

本発明の１つまたは複数の実施形態は、航空機内の様々な位置にまたがる推力の分布を有することによって達成される、質量中心の回りで力およびモーメントのバランスをとるのに必要な、力とより短いモーメント・アームを有するモーメントとのバランスという第２問題を克服することができる。これは、これらの実施形態が、より多くの制御を有し、ホバー位置／直立位置を維持することをより簡単にすることを可能にする。

’３８９出願および’４０７出願で議論されているように、独自の技術は、様々なスラスタ（たとえば、前部では、ホバリング・フェーズでのみ離陸および着陸に使用され、水平飛行でオフに切り替えられる先尾翼（可動先尾翼）３０ａ、３０ｂの背後のスラスタ２０および、後部では、推力の大部分を生成する「ホット・スラスタ」１０）内で達成される増強レベルを伴う、航空機の様々な位置にまたがる推力の分布を可能にする。

図８の１５００＃重航空機５の実施形態では、２つのより小さい前生成器２５ａ、２５ｂが、航空機の機首内に配置され、それぞれが、より小さいスラスタ１０ａ、１０ｂに供給する。先尾翼３０の近くに配置される、これらの前生成器２５ａ、２５ｂおよびスラスタ２０ａ、２０ｂの役割は、後部のより大きいスラスタ１０に関連してモーメントおよび力のバランスをとることによって離陸を支援し、それに関して十分な揚力が航空機５の空気力学的特徴によって生成され、後スラスタ・システムによって補完される水平飛行状態を達成することである。

航空機５によって生成される揚力が十分になる点で、前生成器２５ａ、２５ｂおよびスラスタ２０は、シャット・オフし、胴体内に引っ込み、抗力を減らし、後スラスタ１０のみが動作する時に航空機の高速を可能にする。

一実施形態では、１５００＃飛行体は、１５０重量ポンド・ターボジェットから変更された２つの前生成器２５ａ、２５ｂによってガスを供給される、機首内の組み合わされた５００＃増強スラスタ２０を使用する。１．７５の増強は、システムのそれぞれについて２６２．５重量ポンドの推力、５２５重量ポンドの組み合わされた機首推力を生じる。航空機５が、空気力学的揚力が十分である速度に達し、スラスタ１０ａ、１０ｂが、巡航位置に完全にスイベル回転され、抗力に打ち勝つのに十分な推力を作る時に、これらの前生成器２５ａ、２５ｂは、徐々にスロットルを戻され、最終的にシャット・オフされる。

進入着陸時に、前スラスタ２０は、後スラスタ１０が着陸／離陸位置にもう一度向けられている間に、揚力減少を補完し、航空機５の制御を可能にするために、生成器４５ａ、４５ｂ圧縮器放出ポートを出る熱いブリード空気からの支援を得てもう一度始動される。

従来の小さい（１５００重量ポンド推力未満）ミニ・ジェット・エンジンは、通常単一の位置で、典型的には排気セクションの中央で、推力を提供する。一部の小型ターボファンも、航空機の集中化された点で推力を提供する。本発明の１つまたは複数の実施形態は、既存の従来技術の場合のように円形の形ではなくほぼ線形および／または非円形の形での推力の分布を可能にし、したがって、翼もしくは他のエーロフォイルおよび／または航空機の操縦翼面の長さによって推力を分散させる。航空機５では、すべてのガス発生器および圧縮器ブリード空気の流れが、増強スラスタの原動力となる流体として使用される。この実施形態は、線状の主に非円形で集中化された点ではなく分散された点での推力の分布を可能にするので、航空機のよりよい推進効率を達成する。さらに、よりよい性能（たとえば、スラスタが所与の先尾翼の下流に配置される場合の所与の先尾翼の失速マージンの増加またはスラスタが主翼の上流の最適位置に配置される場合の主翼に対するの揚力の増強）を得るためのエーロフォイルの形状に従うスラスタの鋳造および成形というオプションの有利な特徴がある。したがって、分散された推力は、そうでなければたとえば６００重量ポンドのターボジェットのホット・ストリームおよび高速ストリームをターボジェット・エンジンの背後の集中化された位置からたとえば航空機上の少なくとも４つの位置に分散させることによって、航空機の性能を改善する。さらに、これは、ＶＴＯＬまたはＳＴＯＬを可能にするはずである。この例では、スラスタは、（ｉ）それぞれ圧縮器抽気システムおよびガス発生器の排気またはその組合せから圧縮空気またはガス・ストリームを受け取り、（ｉｉ）そうでなければ４つの主ストリームの単純な等エントロピ膨張から生じるはずの４つの推力のそれぞれを１．５倍～３倍増強するように、最適の形で航空機内のこれらの４つの位置に配置される。これは、４つの位置からの有利に分散した流れおよび推力をももたらし、したがって、航空機操縦性および推進効率を強化する。

図１５～図１６は、尾端に可動の後スラスタ（１つまたは複数）１０を、前端に引込可能な機首スラスタ（１つまたは複数）２０を有する航空機５の離陸から水平巡航飛行への推移を示し、機首スラスタ（１つまたは複数）は、水平飛行（巡航）までの飛行中の航空機姿勢の微調整の責任を負う。この実施形態の利点の１つは、より小さく、主流体として前生成器２５ａ、２５ｂからの熱いガスを使用する機首スラスタ２０が、操縦翼面がそれらの下流の位置に配置される場合に、必ずしも姿勢を制御するために大きくスイベル回転される必要がなく、あるいは全くスイベル回転される必要がないが、より大きく、生成器４５ａ、４５ｂからの排気ガスを用いて動作する後スラスタ１０が、航空機の高度および姿勢を維持し、飛行中にその方位を所望の高度および姿勢に駆動されるためにスイベル回転され得ることである。機首スラスタ２０は、前生成器２５ａ、２５ｂをシャット・オフすることによってシャット・ダウンされ、かつ／または胴体の内部に引っ込められ得、航空機が、スロットルを戻された状態（１００％未満の速度）で動作する後エンジンのみで飛行し、それでも主流体をホット・スラスタ１０に供給するために熱いガスを生成することを可能にする。それでも、ホット・スラスタ（１つまたは複数）および翼自体によって形成されるより大きいエジェクタまたはマクロエジェクタのシュラウドとして働く箱型翼１５からのわずかなまたは０の寄与を伴って、２：１の増強が、水平飛行時に可能である。

一実施形態は、本発明のターボプロップＳＴＯＬバージョンを含む。増強推進システムのターボプロップ・バージョンは、２つの機首ガス発生器によって供給される原動力となる流体に基づく推力の増強の同一の前システムからなる。生成器４５ａ、４５ｂのブリード・システムは、左舷および右舷の前スラスタ２０ａ、２０ｂに後ガス発生器の圧縮器のブリードから追加の原動力となる空気を供給することによって、前スラスタのさらなる増強においても使用され得る。前スラスタは、ブリード・システムによって供給される排気ガスおよび前ガス発生器排気の原動力となる空気の１ポンド／秒ごとに１００～３００重量ポンドの比推力に対応する増強を提供する。この値は、構成要素の制限された効率および高度な技術の欠如に起因する、小型ターボジェット・エンジンを用いて入手される通常の５０～６０重量ポンド／ポンド／秒比推力をはるかに超える。ガス発生器に向けられる時に、組み合わされた圧縮空気および排気ガスの値は、システムの前後のスラスタを使用することによって利用され、２：１を超える増強率をもたらす。したがって、より多くの推力を、同一のエネルギ入力から得ることができる。

一実施形態では、制御バルブが、左舷スラスタ１０ａと右舷スラスタ１０ｂとの間の流れのバランスを提供するのに使用される。空気の調節は、エンジン・ブリードと制御バルブ・ボックス８０との間に配置されたバルブを用いて得ることができる。バルブは、前スラスタの一方または両方への通路を開閉することと、原動力となる流れの供給を変更することとによって、各スラスタ上の流れの制御および／または２つの前スラスタの間の動力となる空気の流れのバランスを可能にする。これは、推力のアンバランスを生成し、このアンバランスは、航空機の姿勢の変化をもたらす。スラスタは、プライマリ・フロー（原動力となる流体流れ）に関して調節されると同時に、その主軸の周囲でスイベル回転もされ得る。これは、ピッチおよびロールに対する制御ならびにヨーに対するある制限された制御およびその組合せを可能にする。

一実施形態は、本発明のジェット増強推進システムＳＴＯＬバージョンを含む。この実施形態では、航空機後推進システムは、ジェット増強システムからなる。ターボジェットが、航空機のボックス・ウイングを介して高速排気ガスを供給し、効果的に、そのオリジナル推力の少なくとも１．０５倍および１．１５倍までの増強を生じる。ターボジェットは、実際には、そのシュラウドがボックス・ウイング自体であるマクロエジェクタで推力を増強するために、原動力となるガスを配送している。ジェット増強システムは、追加の燃料消費を犠牲にして航空機の高速移動を可能にし、２００ＭＰＨを超える航空機の対気速度および７５％を超える推進効率をもたらすように特に設計される。このシステムは、生成される１重量ポンドあたりの燃料の１．３～１．４ポンド／時の通常の燃料消費率をもたらし、これは、小型ターボジェットの１．５の通常のレートより効率的である。これらのレベルは、ドローンの現在の市場の大多数である小型ターボジェットを用いて通常入手される通常の１重量ポンドあたり１．５ポンド／時よりはるかに高性能である。このシステムは、はるかにより小さいスケールの、それ自体フリー・タービンおよびファンを使用しない低バイパス・ターボファンの燃料消費率の性能を達成することもでき、したがって、推進システム全体の重量および複雑さを低下させ、ファン／フリー・タービン・アセンブリなどの大型の動くアセンブリを除去することができる。

それに加えてまたはその代わりに、航空機の使命が、より高い推進効率でのより長い持続時間／距離およびより低い対気速度である場合に、推進システムの後部は、共通の同一のガス発生室（推進システムの前）および増強するスラスタを保持しながらタービン／プロペラ・システムによって置換されるのに十分に柔軟にされ得る。タービンは、ジェット増強システムの場合と同一の流れを受けるが、ガス発生器排気流れからエネルギを抽出し、これを、エジェクタ・タイプ・スラスタ内の流れを流体的に増強するのではなくプロペラを回転させるのに使用される機械仕事に変えることができる。インターフェースは非常に似ており、置換は、排気ガスがその後ろで下流方向にプロペラのウォッシュ内に排出されるプロペラを駆動するフリー・タービンに向かって熱い加圧されたガスを案内する導管への尾筒導管の除去からなる。そのような柔軟なシステムの利点は、類似する配置を用いて、ターボプロペラ・プッシャまたはジェット増強システムを交換可能とすることができ、顧客が、目下の使命に基づいてシステムを選択することを可能にすることである。したがって、説明されるターボプロペラ・プッシャ・システムは、達成される各馬力または同等の推力重量ポンドあたり０．６ポンド／時未満の燃料消費率レベルを達成することができる。本発明の一実施形態では、飛行体は、１５０ｍｐｈの平均巡航速度で移動しながら２００マイルも先に一人の人を輸送できる可能性がある。

さらに、プロペラは、たとえば、本明細書の他所で説明されるボックス・ウイング・システムによって完全に包含され得、したがって、ターボプロップによって生成される騒音は、直接の手段（ボックス・ウイング）および間接の手段（ウイング内部の騒音軽減材料）によって大幅に低減され得る。さらに、ターボプロップは、それでも、前スラスタの存在および前スラスタに動力を与えるためのブリード空気の使用から利益を得、ＶＴＯＬだけではなく、適当であり、ＶＴＯＬが必要ではない場合に、短距離の離着陸をも可能にする。

本発明の１つまたは複数の実施形態では、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）概念は、離陸に必要な滑走路長を大幅に減らす、前スラスタの実施形態によって達成され得る。スラスタをスイベル回転することによって、追加のベクタード・スラストが、離陸中にピッチを増やすように向けられ、従来の航空機と比較して、必要な長さを減らすことができる。前スラスタは、巡航中またはロイタリング中にオフに切り替えられ、あるいは、揚力、推力、またはその両方を増強するために飛行の様々なステージで再アクティブ化され得る。推力の増強は、まさにスラスタの設計を介して達成され得る。揚力の増強は、先尾翼（前翼）と主ボックス・ウイングとの両方に関する前スラスタの配置によって達成され得る。前翼の下流位置は、前翼の失速を遅らせ、失速が発生する前の、より大きい迎え角およびより大きい揚力係数での動作を可能にする。これは、スラスタの前で作成される、より低い圧力が、より大きい迎え角のほとんどの翼での失速の主原因である翼の上での分離を遅れさせることに起因する。主翼に起因する揚力増強は、主に、前スラスタから生じる増加した流れ（航空機の対気速度より局所的に速い）に起因し、前記流れは、ボックス・ウイングの下部の上で案内され、当業者に既知のように、主翼の揚力を増強する。

同一の原理をＳＴＯＬ実施形態に適用することができる。一実施形態では、左舷前スラスタは、前向き成分と上向き成分との両方を有する推力方位を優先する角度にスイベル回転され、航空機が、離陸し、はるかに急峻な迎え角で上り続け、したがって必要な滑走路長を短縮することを可能にする。上昇の終りまたは上昇中に、前スラスタは、飛行の主方向に再整列され、または、エンジン／ガス発生器のブリード・バルブをオフに切り替えることと、後推進システムのみ（たとえば、ジェット増強システムまたはターボプロペラ）を駆動するガス発生器の速度および動作をそれに従って適合させることとによって、完全にシャット・オフされ得る。着陸後、前スラスタは、着陸の方向に対して逆の推力を提供し、着陸距離を短縮するために、１８０度スイベル回転され得る。

一実施形態では、図１２～図１４を参照すると、航空機１２００は、特にＶＴＯＬ能力に重点を置いた、ジェット増強推進システムを有する。より具体的には、航空機１２０は、前部部分および尾部部分を有する、本体５５に似た本体を含む。本体は、航空機１２００の有人動作を可能にするように構成されたコックピット部分１２０８を含むことができる。すべての航空機／帆船と同様に、航空機１２００は、右舷側および左舷側を有する。少なくとも１つの流体生成器１２１１が、本体に結合され、流体流れを作る。一実施形態では、流体生成器１２１１は、本体内に配置される。少なくとも１つの前部導管および少なくとも１つの尾部導管が、流体生成器１２１１に流体的に結合される。

第１および第２の前部エジェクタ１２０１、１２０２が、少なくとも１つの前部導管に流体的に結合され、前部部分に結合され、それぞれ右舷側および左舷側に結合される。前部エジェクタ１２０１、１２０２は、それぞれ、出口構造を含み、この出口構造から、少なくとも１つの前部導管からの流体が、所定の調整可能な速度で流れ出る。さらに、前部エジェクタ１２０１、１２０２のそれぞれ全体は、たとえば航空機１２００が離陸し、はるかに急峻な迎え角で上り続け、したがって必要な滑走路長を短縮することを可能にする、前向き成分と上向き成分との両方を有する推力方位を提供するために、前部エジェクタの前縁に平行に向けられた軸（すなわち、横軸）の回りで回転可能である。上昇の終りまたは上昇中に、前部エジェクタ１２０１、１２０２は、飛行の主方向に再整列され、または、エンジン／流体生成器１２１１のブリード・バルブをオフに切り替えることと、本体内に前部エジェクタを引っ込めることと、後推進システム（たとえば、尾部エジェクタ１２０３、１２０４）を駆動するガス発生器の速度および動作をそれに従って適合させることとによって、完全にシャット・オフされ得る。着陸時に、前部エジェクタ１２０１、１２０２は、着陸の方向に対して逆の推力を提供し、着陸距離を短縮するために、１８０度スイベル回転され得る。一実施形態では、前部エジェクタ１２０１、１２０２のそれぞれ全体は、前部エジェクタの前縁に垂直に向けられた軸の回りで回転可能である。

第１および第２の尾部エジェクタ１２０３、１２０４は、少なくとも１つの尾部導管に流体的に結合され、尾部部分に結合される。尾部エジェクタ１２０３、１２０４は、出口構造を含み、この出口構造から、少なくとも１つの尾部導管からの流体が、所定の調整可能な速度で流れ出る。さらに、尾部エジェクタ１２０３、１２０４のそれぞれ全体は、尾部エジェクタの前縁に平行に向けられた軸（すなわち、横軸）の回りで回転可能である。一実施形態では、尾部エジェクタ１２０３、１２０４のそれぞれ全体は、尾部エジェクタの前縁に垂直に向けられた軸の回りで回転可能である。

一実施形態では、流体生成器１２１１は、流体流れが低温である第１の領域と、流体流れが高温である第２の領域とを含む。少なくとも１つの前部導管は、第１の領域から前部エジェクタ１２０１、１２０２に流体を供給し、少なくとも１つの尾部導管は、第２の領域から尾部エジェクタ１２０３、１２０４に流体を供給する。

主エーロフォイル要素１２１５が、尾部部分に結合される。要素１２１５は、前部エジェクタからの流体が主エーロフォイル要素の少なくとも１つの空気力学的表面の上を流れるように、前部エジェクタ１２０１、１２０２のすぐ下流に配置される。一実施形態では、主エーロフォイル要素１２１５は、前縁および後縁を有するクローズド・ウイングであり、クローズド・ウイングの前縁および後縁は、内部領域を画定する。尾部エジェクタ１２０３、１２０４は、少なくとも部分的に、内部領域内（すなわち、前縁と後縁との間）に配置され、内部領域内で、エーロフォイル要素１２１５に対して相対的に制御可能に移動可能（たとえば、前進、収縮など）である。したがって、シュラウドが、主エーロフォイル要素１２１５によって尾部エジェクタ１２０３、１２０４の周囲に形成され、これによって、マクロエジェクタを形成する。

航空機１２００は、前部部分に結合され、それぞれ右舷側および左舷側に結合される第１および第２の先尾翼１２０９、１２１０をさらに含む。先尾翼１２０９、１２１０は、航空機１２００が移動している時に、先尾翼上を流れる周囲空気の境界層を発達させるように構成される。先尾翼１２０９、１２１０は、前部エジェクタが境界層に流体的に結合されるように、それぞれ前部エジェクタ１２０１、１２０２のすぐ上流に配置される。前部エジェクタ１２０１、１２０２は、入口部分（たとえば、前縁）をそれぞれ含み、前部エジェクタは、境界層が入口部分によって吸い込まれるように位置決めされる。航空機１２００は、制御エーロフォイル１２０５、１２０６、１２０７をさらに含むことができる。

前述のテキストは、複数の異なる実施形態の詳細な説明を示すが、保護の範囲が、以下の特許請求の範囲の言葉によって定義されることを理解されたい。この詳細な説明は、例示的であるのみと解釈されなければならず、すべての可能な実施形態を説明することが、不可能ではないとしても非実用的なので、すべての可能な実施形態を説明するものではない。現在の技術または本特許の出願日の後に開発される技術のいずれかを使用して、それでも特許請求の範囲の範囲に含まれる、多数の代替実施形態を実施することができる。

したがって、多数の修正形態および変形形態を本特許請求の範囲の趣旨および範囲から逸脱せずに、説明され図示された技法および構造の中で作ることができる。したがって、本明細書で説明された方法および装置が、例示的であるのみであって特許請求の範囲の範囲に対して限定的ではないことを理解されたい。

Claims (7)

1. 航空機であって、
   前部部分、尾部部分、右舷側、左舷側、および人間のパイロットを収容するためにその中に形成されたコックピットを有する本体と、
   前記本体に結合され、第１の流体流れを作る第１の流体生成器と、
   前記第１の生成器に流体的に結合された少なくとも１つの尾部導管と、
   前記前部部分に結合され、それぞれ前記右舷側および前記左舷側に結合された第１および第２の前部エジェクタであって、前記前部エジェクタは、それぞれ、流体がそこから所定の調整可能な速度で流れ出る出口構造を含む、第１および第２の前部エジェクタと、
   前記少なくとも１つの尾部導管に流体的に結合され、前記尾部部分に結合された少なくとも１つの尾部エジェクタであって、前記少なくとも１つの尾部エジェクタは、前記少なくとも１つの尾部導管からの流体がそこから所定の調整可能な速度で流れ出る出口構造を含む、尾部エジェクタと、
   前記尾部部分に結合され、前縁および後縁を有するクローズド・ウイングを含む主エーロフォイル要素であって、前記クローズド・ウイングの前記前縁および前記後縁は、内部部分を画定し、前記少なくとも１つの尾部エジェクタは、少なくとも部分的に前記内部領域内に配置される、主エーロフォイル要素と、
   前記前部部分に結合され、それぞれ前記右舷側および前記左舷側に結合された第１および第２の先尾翼であって、前記先尾翼は、前記航空機が移動している時に、前記先尾翼上を流れる周囲空気の境界層を発達させるように構成され、前記先尾翼は、前記第１および第２の前部エジェクタが前記境界層に流体的に結合されるように、それぞれ前記第１および第２の前部エジェクタのすぐ上流に配置され、前記第１および第２の先尾翼は、それぞれ前縁を有し、前記第１および第２の先尾翼のそれぞれ全体は、前記前縁に平行に向けられた軸の回りで回転可能である、第１および第２の先尾翼と、
   を含む、航空機。
2. 前記第１および第２の前部エジェクタは、それぞれ、第１および第２の入口部分を含み、前記第１および第２の前部エジェクタは、前記境界層が前記入口部分によって吸い込まれるように位置決めされる、請求項１に記載の航空機。
3. 航空機であって、
   前部部分、尾部部分、右舷側、左舷側、および人間のパイロットを収容するためにその中に形成されたコックピットを有する本体と、
   前記本体に結合され、第１の流体流れを作る第１の流体生成器と、
   前記第１の生成器に流体的に結合された少なくとも１つの尾部導管と、
   前記前部部分に結合され、それぞれ前記右舷側および前記左舷側に結合された第１および第２の前部エジェクタであって、前記前部エジェクタは、それぞれ、流体がそこから所定の調整可能な速度で流れ出る出口構造を含む、第１および第２の前部エジェクタと、
   前記少なくとも１つの尾部導管に流体的に結合され、前記尾部部分に結合された少なくとも１つの尾部エジェクタであって、前記少なくとも１つの尾部エジェクタは、前記少なくとも１つの尾部導管からの流体がそこから所定の調整可能な速度で流れ出る出口構造を含む、尾部エジェクタと、
   前記尾部部分に結合され、前縁および後縁を有するクローズド・ウイングを含む主エーロフォイル要素であって、前記クローズド・ウイングの前記前縁および前記後縁は、内部部分を画定し、前記少なくとも１つの尾部エジェクタは、少なくとも部分的に前記内部領域内に配置される、主エーロフォイル要素と、
   前記本体に結合され、それぞれ第２の流体流れおよび第３の流体流れを作る、第２および第３の流体生成器と、
   それぞれ前記第２および第３の生成器に流体的に結合された第１および第２の前部導管であって、前記第１および第２の前部エジェクタは、それぞれ、前記第１および第２の前部導管に流体的に結合され、それぞれ前記第２および第３の流体流れを受ける、第１および第２の前部導管と、
   を含む、航空機。
4. 航空機であって、
   前部部分、尾部部分、右舷側、左舷側、および人間のパイロットを収容するためにその中に形成されたコックピットを有する本体と、
   前記本体に結合され、第１の流体流れを作る第１の流体生成器と、
   前記第１の生成器に流体的に結合された少なくとも１つの尾部導管と、
   前記前部部分に結合され、それぞれ前記右舷側および前記左舷側に結合された第１および第２の前部エジェクタであって、前記前部エジェクタは、それぞれ、流体がそこから所定の調整可能な速度で流れ出る出口構造を含む、第１および第２の前部エジェクタと、
   前記少なくとも１つの尾部導管に流体的に結合され、前記尾部部分に結合された少なくとも１つの尾部エジェクタであって、前記少なくとも１つの尾部エジェクタは、前記少なくとも１つの尾部導管からの流体がそこから所定の調整可能な速度で流れ出る出口構造を含む、尾部エジェクタと、
   前記尾部部分に結合され、前縁および後縁を有するクローズド・ウイングを含む主エーロフォイル要素であって、前記クローズド・ウイングの前記前縁および前記後縁は、内部部分を画定し、前記少なくとも１つの尾部エジェクタは、少なくとも部分的に前記内部領域内に配置され、前記第１および第２の前部エジェクタは、前記航空機の巡航状態中に前記本体内に引込可能である、主エーロフォイル要素と、
   を含む、航空機。
5. 航空機であって、
   前部部分、尾部部分、右舷側、左舷側、および人間のパイロットを収容するコックピットを有する本体と、
   前記本体に結合され、第１の流体流れを作る第１の流体生成器と、
   前記第１の生成器に流体的に結合された少なくとも１つの尾部導管と、
   前記前部部分に結合され、それぞれ前記右舷側および前記左舷側に結合された第１および第２の前部エジェクタであって、前記前部エジェクタは、それぞれ、流体がそこから所定の調整可能な速度で流れ出る出口構造を含む、第１および第２の前部エジェクタと、
   前記少なくとも１つの尾部導管に流体的に結合され、前記尾部部分に結合された少なくとも１つのプロペラと、
   前縁および後縁を有するクローズド・ウイングを含む主エーロフォイル要素であって、前記クローズド・ウイングの前記前縁および前記後縁は、内部部分を画定し、前記少なくとも１つのプロペラは、少なくとも部分的に前記内部領域内に配置される、主エーロフォイル要素と、
   前記前部部分に結合され、それぞれ前記右舷側および前記左舷側に結合された第１および第２の先尾翼であって、前記先尾翼は、前記航空機が移動している時に、前記先尾翼上を流れる周囲空気の境界層を発達させるように構成され、前記先尾翼は、前記第１および第２の前部エジェクタが前記境界層に流体的に結合されるように、それぞれ前記第１および第２の前部エジェクタのすぐ上流に配置される、第１および第２の先尾翼と、
   を含む、航空機。
6. 前記第１および第２の先尾翼は、それぞれ前縁を有し、前記第１および第２の先尾翼のそれぞれ全体は、前記前縁に平行に向けられた軸の回りで回転可能である、請求項５に記載の航空機。
7. 前記第１および第２の前部エジェクタは、それぞれ、第１および第２の入口部分を含み、前記第１および第２の前部エジェクタは、前記境界層が前記入口部分によって吸い込まれるように位置決めされる、請求項５に記載の航空機。

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