JPH0358960B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明はジエツト推進型航空機特に、しかし
専用的にではないが、推進用にほぼ後方に、揚力
発生用にほぼ下方に、または揚力発生用にも推進
用にも用いるためある中間位置に向けられること
のできる可動推進用ジエツト出口装置を有する航
空機に関する。

このような推進用ジエツト出口装置が航空機の
胴体や翼から突出していると、すなわち出口装置
が旋回するようにされている場合特にそうである
が、これらの突出部分はそれらが後方に向けられ
ている場合でも比較的大きな抗力を発生させ、そ
して逆の相殺作用を生じさせることがわかつた。

この発明の目的は、これらの抗力や相殺作用を
減じることである。従つて、仮に抗力をある程度
減少させることができ、すなわち垂直揚力を増大
させることができれば、同じ動力装置の推力でも
航空機はより遠くまで飛行でき、より大きなベイ
ロードを積載することができ、またはこれらの両
方を満足させることが可能となる。

本明細書で用いられる上方、下方、前方、後方
等の方向は航空機が真直ぐな水平飛行姿勢にある
場合のものである。

この発明の一つの特徴によれば、胴体部分、翼
部分、中間部分、動力装置および推進用ジエツト
出口装置を有し、前記中間部分が翼部分を胴体部
分の一側に接続しかつ胴体部分外側の厚さを減少
させ、前記中間部分が前方区域から最大の広がり
を持つ区域まで後方に広がる上下面を有し、前記
動力装置が胴体部分内に収納されて推進流体の流
れを発生させ、さらに前記推進用ジエツト出口装
置が動力装置により発生した推進流体を受けかつ
排出するように設けられ、実質的に最大の広がり
を持つ区域を後方に延長した面の内側に位置する
ように形成される航空機が提供される。

航空機は好ましくは別の翼部分、別の中間部
分、そして胴体部分の他側に設けられる別の推進
用ジエツト出口装置を有する。

便利には、各推進用ジエツト出口装置はそれを
通過して排出される推進流体がほぼ下方に向けら
れる位置に旋回でき、揚力分力を生じさせるよう
にされている。

また有利には、各推進用ジエツト出口装置は推
進流体を後方に排出する場合には、関連する中間
部分の最大の広がりを持つ区域と実質的に同じ横
断面形状を有するものである。

そして各中間部分の前方区域が外板区域を形成
し、各中間部分の上下面が最大の広がりを持つ区
域に隣接した凹面形のものであるのが便利であ
る。

また各推進用ジエツト出口装置が旋回できる軸
線の各々は航空機の重心を含む垂直面近くに位置
するのが好ましい。

さらに好ましくは、各ジエツト出口装置の開口
部は翼部分の後縁に隣接してまたはその後方に位
置する。

ほぼ滑らかな上下面を形成し、それで空気力学
的抗力を減じさせるために、各推進用ジエツト出
口装置の上下面と、中間部分の関連する上下面と
の間には可動面装置を設けることができる。

この発明のもう一つの特徴によれば、以下に記
載される推進用ジエツト出口装置が提供される。

また別の特徴は添付図面を参照することにより
次の実施例の記載から明らかとなろう。

初めに図面を参照すれば、この発明の様々な特
徴を有する航空機の実施例が示され、これには推
進用ジエツト出口装置が航空機の胴体に対して回
転運動するように取付けられており、この結果、
発生する推力は推進用に後方に向けられるか、ま
たは揚力用に下方に向けられることができる。従
つてこの航空機は垂直短距離離着陸機
（VSTOL）型のものである。

航空機は内部に単一の動力装置１１を収納した
胴体１０を有している。動力装置１１は二又ダク
ト１２を通る空気を受け、前記ダクトの各リムは
胴体１０の前方部分の両側に設けられた吸気部分
１３と連通している。一対の翼１４は胴体１０の
各側に取付けられ、中間部分１５で胴体に続いて
いる。

各中間部分１５は上下の凹面で画定され、これ
らは翼１４に対して揚力を引起こし、また中間部
分１５の前縁から最大厚さ部分（代表的には翼弦
の40％）まで後方に広がつている。航空機は骨組
構造体９を有し、これは航空機の主翼の負荷支持
構造体であり、ほぼ胴体１０を横切つて各翼１４
内に延びている。横方向の骨組構造体９より後方
の各（公称）中間部分１５の後方部分は切除され
ている。

両方の中間部分１５は胴体にそつて翼１４の前
方に十分に延び、外板または前縁の基部延長部を
形成している。

それぞれダクトおよび出口開口部を有する一対
の推進用ジエツト出口装置すなわちノズル１６
は、中間部分１５の切除区域において胴体１０の
各側に取付けられている。

各ダクトの翼弦方向の外方横断面形状は第６図
に示されたように、ノズル１６の直前では中間部
分１５の一部の横断面形状と同様であり、切除区
域におけるダクト部分の横断面はその最大で中間
部分１５のそれと実質的に等しい。

上下の扉１９は中間部分１５の最後方部分とノ
ズル１６の最前方部分との間に延びており、この
ためノズル１６、扉１９および中間部分１５は共
に、前方および後方推力ベクトル条件において実
質質的に連続した上下面形状を有する部分を形成
する。従つてダクトは中間部分１５の最大厚さ部
分の横断面を延長した面の内側で後方に延び、各
ノズルによる抗力量は航空機が正常飛行中である
場合には低い。

各ノズル１６は胴体１０内の支持部材１８によ
つて軸１７の周りに胴体１０に対して回転するよ
うに取付けられている。支持部材１８はそれぞ
れ、動力装置１１の前方部分に設けられた二又ま
たは「ズボン」型室の各脚部に設けられ、前記室
は動力装置１１により発生した推進ガスを受ける
ようにされている。

回転駆動装置（図示されていない）は軸１７の
周りのノズル１６の運動を一体にまたは別々に行
なうように設けられている。

スクラブプレート２１はノズル１６の直後で胴
体の各側に配置され、ジエツト効率の低下を防ぎ
かつ胴体のその部分を保護するようにしている。
なお符号２０は整流板を示す。

この実施例の重要な特徴は、航空機が垂直停止
位置にある場合ノズル１６の各々の推力の中心Ａ
が、航空機の最後方許容重心Ｂを含む垂直横方向
面内にまたはそれに隣接して位置することであ
る。従つて、ノズル１６が推進ジエツトを垂直下
方に向けるように方向決めされてジエツト揚力を
発生させても、航空機に加えられる縦揺れ（ピツ
チ）モーメントはほとんどまたは全くない。

前記実施例ではノズル１６は回動運動するよう
に取付けられているが、この発明は各ノズルが固
定された構成をも含んでいる。

その上、この発明は第１図に示されたもの以外
の型の航空機、たとえば単一の胴体部分を有する
代りに二つの胴体を持つ構成の航空機を含んでい
る。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の特徴を有する航空機の斜視
図、第２図は第１図の航空機の一部の斜め後方か
ら見た拡大図、第３図は第１図の航空機の詳細側
面図、第４図は第１図の航空機の詳細平面図、第
５図は第１図の航空機の詳細正面図、そして第６
図は第１図の航空機の推進用ジエツト出口装置の
代表的な横断面図である。 １０：胴体、１１：動力装置、１４：翼、１
５：中間部分、１６：推進用ジエツト出口装置。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 胴体部分、翼部分、中間部分、動力装置およ
   び推進用ジエツト出口装置を有し、前記中間部分
   が翼部分を胴体部分の一側に接続しかつ胴体部分
   外側の厚さを減少させ、前記中間部分が前方区域
   から最大の広がりを持つ区域まで後方に広がる上
   下面を有し、前記各中間部分の上下面は最大の広
   がりを持つ区域に隣接した凹面形のものであり、
   前記単一の動力装置が胴体部分に収納されて推進
   流体の流れを発生させ、さらに前記推進用ジエツ
   ト出口装置が動力装置により発生した推力流体を
   受けかつ排出するように設けられ、実質的に最大
   の広がりを持つ区域を後方に延長した面の内側に
   位置するように形成されることを特徴とする航空
   機。 ２ 別の翼部分、別の中間部分、そして胴体部分
   の他側に設けられる別の推進用ジエツト出口装置
   を有する特許請求の範囲第１項に記載の航空機。 ３ 各推進用ジエツト出口装置が、それを通過し
   て排出される推進流体がほぼ下方に向けられる位
   置に旋回でき、揚力分力を生じさせるようにされ
   ている特許請求の範囲第２項に記載の航空機。 ４ 各推進用ジエツト出口装置が、推進流体を後
   方に排出する場合、関連する中間部分の最大の広
   がりを持つ区域と実質的に同じ横断面形状を有す
   る特許請求の範囲第１〜３項のいずれかに記載の
   航空機。 ５ 各中間部分の前方区域が外板区域を形成する
   特許請求の範囲第１〜４項のいずれかに記載の航
   空機。 ６ 各推進用ジエツト出口装置が旋回できる軸線
   の各々が航空機の重心を含む垂直面近くに位置す
   る特許請求の範囲第３項に記載の航空機。 ７ 各ジエツト出口装置の開口部が翼部分の後縁
   に隣接してまたはその後方に位置する特許請求の
   範囲第１〜６項のいずれかに記載の航空機。 ８ 各推進用ジエツト出口装置の上下面と、中間
   部分の関連する上下面との間には可動面装置が設
   けられ、ほぼ滑らかな上下結合面を形成する特許
   請求の範囲第１〜７項のいずれかに記載の航空
   機。