JPH02225199A - Ｓｔｏｌ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】 （本願発明の利用分野） 短い滑走距離で　離着陸できる航空機（以下ＳＴＯＬ機
という）に関する。

（従来技術） 従来の　短距離離着陸方法の主たるものは下記の　３方
式がある。

（１）第５図に示す　ＥＸＴＥＲＮＡＬ　　ＢＬＯＷＩ
ＮＧ　　ＦＬＯＰ　（以下　ＥＢＦ方式　トイう）方式
。

第５図　および　第６図は　ＵＳＡＹＣ−１５型機を示
し１５．ジェットエンジンの　排気流８、を主翼後縁の
　１７．フラップに吹付ける事により　高い揚力係数　
６．０　を得ている。

（２）第７図に示す　後流偏向　又はテイルシッタ　方
式は　２１．プロペラの後流を　主翼後縁の　フラップ
２２．により　強く下へ曲げ　高い揚力係数を得る。

第７図および　第８図に　この方式により　高い揚力係
数　５．７６．５　　を得た　日本ｐｓ−１型機を示す
。

（３）第９図にＵＰＰＥＲ５ＵＲＦＡＣＥ　　ＢＬＯＷ
ＩＮＧ　（以下　ＵＳＢ方式　という）を示す。

タ　ボッアンエンジンの　２７．排気ダクトを設ける。

２６、エンジンの２８．排気流は２５．主翼上面に沿っ
て吹出され　主翼後縁の２９．フラップおよび３０．フ
ラップの上面にも沿って流れ　高い揚力を生ずる。

第９図に　この方式により　揚力係数６．０を得た　Ｕ
ＳＡ　　ＹＣ−１４型機を示す。

（解決しようとする　問題点） しかし　従来のＳＴＯＬ機は上記の　３方式共に高揚力
装置を設けた為に　通常の滑走距離を必要とする　航空
機（以下　ＣＴＯＬ機　という）に比較し　飛行速度お
よび　ペイロード　性能が劣る 従って　従来のＳＴＯＬ機は　実用になり難った 即ち　第７図に示す（２）ティルシッタ方式は次に示す
如く　高速飛行に適しない。

即ち（２）ティルシッタ　方式は　第８図の如くプロペ
ラ２１．により加速された　プロペラ後流が　主翼２４
．の前縁に衝突する。

フロペラ後流の速度は　プロペラ直後に於いて飛行速度
の　およそ１．８倍である。

従って　プロペラ２１゜を主翼２４．の前縁がら前方へ
離隔して装備しても　主翼前縁には　飛行速度よりも０
．１５マツハ程度高速である　プロペラ後流が　衝突す
る。

この事は　飛行速度を　主翼が衝撃波を生ずる直前（お
よそ０．８マツハ）の高速で飛行する各種航空機に適し
ない。

即ち　航空機は　経済的な飛行速度の上限を主翼が生ず
る　衝撃波によって制限される。

第１３図に　飛行速度　Ｍに対し　空気抗力係数　ＣＤ
の増加を示す。

各翼厚化共に　０．８０〜０．８５マツハに於て　ＣＤ
の急な増加が知られる。

従って　このティルシッタ方式は飛行速度を０．６５〜
０．７０に制限される。

＋２８．ニシジンの排気噴流は　−庇上向きに　約８度
　曲がり　更に下方へ８度曲げられた後　主翼２５．の
上面に沿って吹き出される。

従って３１．コアエンジンの　３２．噴流ノズルも　約
８度上方へ曲げる　特殊仕様を要する。

更にダクトの曲がりによる　エネルギ　損失を伴う。

加えて２７．ダクト出口から　２８．排気噴流を噴出す
る際　２５．主翼の上面との摩擦抵抗により　エンジン
の推力の損失がある。

この様に　テイルシッタ方式および　ＵＳＢ方式共に　
改良の余地が見出せない。

そこで本発明は　第５図に示す　ＥＢＦ方式に下記の改
良を加え　ペイ口　ドを約　２．３倍に又　飛行速度も
　０．８０勺０．８５マツハとＣＴＯＬ機に劣らないＳ
ＴＯＬ機を得る。

もちろん　ＣＴＯＬ機に本発明の構成を用いる事により
　５０％以上のペイロード　の増加を得ることかできる
。

第１図〜第４図に基づき　本発明を説明する。

第１図は　本発明による　ＳＴＯＬ航空機の全体を示す
　斜視図である。

第２図および　第３図は　第１図本発明ＳＴ○Ｌ航空機
の１．主翼と　２．スラット　６．フラゾ、および　４
．フロップファンエンジンの　５゜ファンの　構成を示
す。

最近　ターボフロップエンジンに　後退角付のプロペラ
を装備したフロップファンエンジン（以下　フロップフ
ァン　という）が実用になる。

本発明に於いては　第２図および　第３図に示す　５．
ファンを　１１．コアエンジンの　後方に設ケた　アフ
トファン型フロップファンエンジンを使用する。

従来のターボファンエンジンは　アフトファン型の試作
はされたが　燃焼ガスの　アフトファンとエンジン外径
の　回転面からのもれが多く実用にならず　第４図の１
５．に示す　フロントファン型のターボファンエンジン
　のみ実用となった。

第２図および　第３図にも示す４．フロップファンエン
ジンは　後退角付の　５．ファンの製造がチタニウム合
金と　複合材の加工技術の発達によって可能となる事に
より　実用となった。

そして　Ｂ７２７旅客機に　ＧＥ、３６型フロプフアン
エンジンを装偏して飛行試験の結果　飛速度　０．８Ｍ
に於いて　推進効率８４％、バイス比　３５をえた。

又この　Ｂ７２７型機は　高度３万フイートに於いて　
飛行速度０．８４Ｍを得た。

本発明は　このフロップファンエンジンが　アフトファ
ン型であることおよび　バイパス比３５であることを活
用し　以下の如く大きな効果を得る。

即ち　バイパス比が　３５と大きい事は　本発明：第１
図　第３図の　５．ファンの後方に於いて　従来の第５
図、第６図に示す１５．ターボファンエンジンの１６．
噴流ノズルと異なり　低温、低速の均一な流れが得られ
ることを　意味する。

この事は　本発明：第１図〜第３図に示す如く５６フア
ンの直後に　６．フラップを設ける構成に、適する。

本発明に用いる　フロップファンエンジンを第２図およ
び　第３図に示し　これに基づき説明する。

第２図および　第３図に於いて８．高温の燃焼ガスの噴
流（以下　ＨＯＴ−ＡＩＲという）は５、ファンにより
　バイパス比３５で　充分大気と撹拌され　後方へ放出
される。

大気３５．対　約６００°ＣのＨＯＴ−Ａ　Ｉ　Ｒ１、
の比率で混合されるので　５．ファン後方に於いては　
１００’Ｃ以下の低温流となる。

従って　本発明の構成（第２図、および第３図）に於い
ては　５．ファンの直後に６．フラップを設けることが
できる。

因みに従来の　第５図および　第６図に示すＥＢＦ方式
に於いて　ＹＣ−１５型機はバイパス比０．９９のター
ボファンエンジン、１５　（ＪＴ−８Ｄ）を装備してい
る。

従ってその　１６．噴流ノズルから　大気と約６０００
ＣのＨＯＴ−ＡＩＲが　はぼ１：１の比率で混合された
　約３５０°Ｃ以上の高温流が吹き出される。

このため　１６．噴流ノズルを　１７．フラップから前
方へ充分離す必要のため　１５．エンジンは主翼前方に
張出し　これを支持する　２０゜パロンも　１８．主翼
前縁の１９．スラットと干渉し　このスラットの分割を
必要とした。

更に　１６．噴流ノズルから　吹出される噴流は　機体
が停止状態に於いても　約５００Ｍ／秒の高速である。

従来のＣＴＯＬ機のフラップが受ける流速は離着陸速度
の約１３０％（８０Ｍ／秒）であるから　従来のＥＢＦ
方式（第５図　および第６図に示す）に於いて１７．フ
ラップから　１６．噴流ノズルを前方へ離す　もう一つ
の必要がここに存在する。

この様に　従来のＥＢＦ方式（第５図　および第６図）
於いては　その主翼１８．の前縁に装備した　１９．ス
ラットは　１５．エンジン吊下げ用の　２０．パイロン
により　３分割される。

従って主翼前縁の　１９．スラットの中間に隙間、Ｇを
要しスラットの　高揚力を得る効果を減する。

これに対し本発明は　下記の構成によりスラットを分割
する　隙間Ｇ　を不用として　高揚力を得る事ができる
。

以下　第１図〜第４図に基づき　説明する。

即ち　第２図および　第３図に示す　４フロツプフアン
を　１．主翼の下面に取り付けた本発明の構成は　下記
の如く　２．スラットを３、エンジン用パイロン又は　
４．エンジンの外径との干渉による　分割をする必要が
ない。

以下に説明する。

（１）、４．フロップファンの５．ファンから後方への
噴流の　温度および速度が　充分低いので　５．ファン
を主翼後縁の　６．フラップに充分近付けることができ
る。

従って　４．フロップファンエンジンを　主翼、１の　
後縁側に寄せて　取付けることがで、きる。

（２）　　４．フロップファンエンジンの　１０゜エア
インテーク部の外径が　従来の第５図　および第６図の
　１５．ターボファンエンジンに比較して　格段に小さ
い。

これは第６図に示す従来の　１５．ターボッアニンジン
は　その詳細を第４図に示す如＜１４、エアインテーク
の直後に　直径が大きい１３゜低圧ファンが設けられて
いる事による。

即ち　エンジンの高い　推進効率および　燃費を得るに
は　バイパス比を高める為に１３．低圧ファンの　外径
を大きくする必要がある。

したがって　従来のターボファンエンジン、１５、の前
部外径は１３．低圧ファンの存在により大きい。

したがって　従来のターボファンエンジン１５゜を本発
明の構成（第１図　第３図）の如く　主翼。

１、の下面に　取り付けようとすると　第４図に示す通
り　２．スラットを下げると　直径の大きい１５．ター
ボファンエンジンの　外径と干渉し２、スラットの分割
を必要とした。

又２．スラツトと１５．ターボファンエンジンの干渉を
避ける為　１５．ターボファンエンジンを　主翼下面か
ら下へ離すと　６．フラップはプファンエンジン　４．
は　第２図および　第３図に示す如く　４．フロップフ
ァンエンジンの前部分　１０．エアインテーク部の外径
は　１１゜コアエンジンのみで小さく　直径が大きい　
５゜（低圧）ファンは　エンジンの後端にある。

このように　４．フロップファンエンジンの前部は　１
１．コアエンジンの外径のみの　小さい外径である。

このため　本発明に於いては　第２図および第３図に示
す如く　主翼、１の前縁に設けた　２゜スラットを下げ
ても　４．フロップファンエンジンの外径に　干渉しな
い。

したがって　本発明の構成に於いては　主翼１の前縁に
設けた　２．スラットは　４．フロップファンエンジン
又は３．パイロンとの干渉による分割を必要としない 以上により　従来のＥＢＦ方式である　第５図に於いて
　主翼１８．前縁　１９．スラットが２０、エンジン用
の１９．パイロンにより　隙間Ｇ　の間隔に分割された
為による　揚力の減少が１９、スラットが　隙間Ｇによ
って分割された為の揚力の減少の値を　第１０〜第１２
図に示す。

従来のＥＢＦ方式（第５図に示す）に於て　主翼１８．
　が高揚力を得るには　迎え角を大きくし　１９．スラ
ットおよび　１７．フラップを下げる。

迎え角を大きくとると１８．主翼上面の空気流が　渦を
生じ　揚力を失い失速する。

１９、スラットは　空気流を　より多く主翼の上面に導
き　渦の発生を抑制する事により　高い揚力を得る。

しか従来の　ＥＢＦ方式に於いては　前述の如く　１９
．スラットは　エンジン用の　２０．パイロンにより　
分割されていた。

スラット１９．が分割された為に　揚力が減少する　値
を　第１０図〜第１２図に示す。

第１０図は　１９．スラットに　パイロン２０により分
割された　隙間Ｇが存在する場合　失速が　小さい迎え
角で生じる事を示す。

（引用文献：航空宇宙学会誌　第２２巻２４８号）図の
　主翼上の縞模様および　その添字は　失速が始まる　
角度（１０°１２°　１４°　１６°）および　その範
囲を示す。

この図によっても　理解される通り　スラット１９、の
隙間　Ｇ、の主翼後縁部分は　失速が小さい迎え角　１
０　で生じるが　他の部分は１６°と大きな迎え角まで
　失速を生じない。

したがって　本発明の構成（第１図　第３図）に示す通
り　主翼前縁の　２．スラットに空力的に　隙間　Ｇ、
が存在しない　スラットを有する本発明の主翼は　隙間
Ｇ　が存在する　従来のＥＢ’Ｆ方式に比較して　迎え
角を６　以上大きくするまで失速を生ぜず　１０数％高
い揚力を得ることができる。

第１２図に於いて　主翼前縁のスラット１９．に隙間Ｇ
、を有しない主翼（本発明の構成と同じ）に対し　スラ
ットに隙間Ｇ、（１）力所有する主翼の迎角　と　揚力
係数ＣＬ　　の関係を示す。

第１２図は　日本　Ｃ−１型輸送機（ＣＴＯＬ機）主Ｘ
のデータであって　そのスラットの隙間Ｇ、は（１）力
所である。

Ｃ−１輸送機と　従来のＥＢＦ方式のＳＴＯＬ機（第５
図および　第６図に示す）の主翼は　共に同じ型式の　
スラットと　ダブルスロットフラップを用いている故　
揚力係数も略等しいと見做せる。

第１２図に於いて　スラットに隙間Ｇ、を（１）力所　
有する主翼の揚力係数　ＣＬｍａｘ、の値はＣ−１輸送
機の試験により　３．１と知られている。

（引用文献：航空ジャーナル１９７９年４月号８２頁） 第１２図に於いて　隙間Ｇ、かないスラットを有する主
翼の揚力係数　ＣＬｍａｘ、＝３．５から見て　スラッ
トに隙間Ｇ、　　（１）力所のある主翼のＣＬｍａｘは
　１２％低く　３．１である。

経験から推定して　スラットに隙間Ｇ、を（２）力所　
有する主翼は　ＣＬｍａｘ３．５の１４．５％低く　　
ＣＬｍａｘ２．９と見込まれる。

逆に　隙間Ｇ、、を（２）力所　有する主翼から見て　
隙間Ｇ、かないスラットを持つ　本願発明の主翼は　１
７％増の　Ｃｔ　ｍａｘ３．５となる・従来のＥＢＦ方
式（第５図に示す）に於いて主翼１８、の前縁スラット
１９．は（２）力所の隙間Ｇ。

により　３分割され　揚力係数　６．０と知られている
。

この　６．０の値は　主翼単独の揚力係数　ＣＬｍａｘ
２．９と　１５．ターボファンエンジンの８、ＨＯＴ−
ＡＩＲを　１７．フラップで下方へ曲げて得る揚力　と
の和である　と見做せる。

従って　本願発明の　方式の揚力係数はスラットに隙間
ｑ、が存在しない主翼の値　ＣＬｍａｘ３．５に　５．
ファンの排気流を　６．フラップにより下へ曲げて得る
揚力である（６．０−２．９）＝３．１・の和である　
ＣＬｍａｘ６．６となる。

即ち　本発明の構成は　従来のＥＢＦ方式に比較して　
１０％高い揚力を得ることができる。

１０％増加した揚力を　ペイロードの増加に充てると下
記の如く飛躍的な８０％増のペイロードを得ることがで
きる。

下記に　従来のＥＢＦ方式（第５図に示すＹＣ−１５型
機）のデータを示し　これに基づき説明する。（引用文
献：航空技術　第２６５号）離陸最大重量　９８，２８
６ＫＧ。

ペイロード（ＳＴＯＬ状態）１２，２４４ＫＧペイロー
ド（ＣＴＯＬ状態）２８，１２３ＫＧ主翼面積　　１６
１．６５Ｍ 燃料容量　　２・３，７００ＫＧ 上記より離陸最大重量に占める　ペイロードの割合は　
ＳＴＯＬ状態に於いて　１２．５％ＣＴＯＬ状態に於い
て　２８．６％である。

本願発明は　揚力１０％増により最大離陸重量も　１０
％：９，８２９ＫＧ増加する。

９，８２９ＫＧは　従来（７）ＳＴＯＬ状態テ状態イノ
ヘイロード、２４４ｋＧ　　（７）８０％に相当する。

このように本願発明の構成は　主翼の前縁のスラットを
分割する　隙間Ｇ、をなくする事により　従来のＥＢＦ
方式のＳＴＯＬ機に比較して画期的な　８０％増のペイ
ロードを得ることができる。

次に本願発明の構成を　ＣＴＯＬ機に適用した場合の効
果を説明する。

既述の　フロップファンエンジン、４が有する効果に加
え　同エンジンは重量の大きいファン。

５　が後端にあり　第４図に示す従来の　ターボファン
エンジン、１５に比較して前後方向の重心が後方にある
。

従って　同エンジン　４．を吊り下げるパイロン、　３
をエンジンの後方に取り付けることができる。

従って　エンジンのエアインテーク、　１０はエリアル
ールおよび　ラム圧の為　主翼前縁から前方に配置する
　必要があるにも拘らず　第２図第３図に示す如くエン
ジン吊下げ用の　３．パイロンが　主翼前縁の２．スラ
ットに干渉しない。

第１２図〜第１４図に示す如く　主翼前縁スラット１９
．を分割する　隙間Ｇをなくする事により（２）力所の
　分割隙間Ｇを有する主翼の揚力係数　Ｃｔｍａｘ２．
９に対し　１７％高い　ＣＬｍａｘ３．５が得られる事
は　既述した従来のＥＢＦ方式の　揚力係数　６．０は
主翼単独の揚力係数　ＣＬｍａｘ３．１　　とエンジン
の排気流を　主翼後縁のフラップにより　下方へ曲げる
事により得る　揚力の和であった。

従って　主翼単独の揚力係数　ＣＬを　１７％増しても
　航空機全体の揚力の増加は　約１０％しか得られなか
った。

これに対し　ＣＴＯＬ機の揚力は　主翼単独の揚力係数
　ＣＬに等しいから　主翼単独の揚力係数を　１７％増
すと　航空機の揚力及び　最大離陸重量共に　１７％の
増加を得ることができる。

離陸重量の　１７％増を　ペイロードの増加に充てるこ
とにより　次の如く画期的な効果を得ることができる。

前述の　従来の　ＥＢＦ方式（第５図に示すＹＣ−１５
型機）のデータを引用する。

ＣＴＯＬ機に於いては　主翼の揚力係数　ＣＬｍａｘの
　１７％増は　主翼の揚力即ち　最大離陸重量の　１７
％増に等しい。

ＹＣ−１５型機が　ＣＴＯＬ状態で飛行する場合を下に
試算する。

同機の離陸最大重量：９８，２８６ＫＧの１７％増は　
１６，７０８ＫＧ増である。

この値は　ＣＴＯＬ状態でのペイロード＝２８．１２３
ＫＧの　６０％増しに相当する。

この見掛けの　６０％増から　最大離陸重量を１７％増
に耐える為の強度　および　増加したペイロードを収容
する為の　胴体容積の追加による構造重量の増加を差引
き　およそ４０〜５０％のペイロード増が得られる。

更に　ＹＣ−１５型機のエンジン（ＪＴ−８Ｄターボフ
アンエンジン）の推進効率に比較して本願発明の構成に
用いる　フロップファンエンジンの　推進効率が約２５
％高いことによる　燃料消費量の　２５％減少による効
果を加えると　次に示す如く　更に２１％増の　ペイロ
ードを得ることができる。

即ちＹＣ−１５型機の燃料容量：２３，７００ＫＧの　
２５％＝５，９２５ＫＧを減じても航続力は低下しない
。

この　５，９２５ＫＧを　ペイロード環に充てると　見
掛けのペイロード環は５，９２５／２８゜１２３＝２１
％となる。

前述した　主翼の揚力係数増加による　見掛けのペイロ
ード環　６０％を加えると　見掛けのペイロード環は　
８１％となる。

ペイロード環に伴う　強度および　胴体容積の追加によ
る　構造重量の増加を差引き　６０〜７０％の　正味の
ペイロード増加を得ることができる。

以上に於いて　本願発明航空機の構成　およびその効果
を説明した。

次に　本願発明を大型ＳＴＯＬ機に　実施する場合に必
要な　自動操縦装置について説明する。

ＳＴＯＬ機（離着陸滑走距離　６００Ｍ以下）の大型機
に於いては　第１４図及び　第１５図　に示す如く　離
着陸飛行中に　片方のエンジンの　不調に備え　機体の
左右の傾きを釣り合わせる　自動装置を要する。

この為　コスト高となる。

即ち　大型ＳＴＯＬ機の離着陸速度は　約１３０ＫＭ／
時であってＣＴＯＬ機の　１９０ＫＭ／時に比較して格
段に低い。

舵の効きは、飛行速度の、２乗に比例する故ＳＴＯＬ機
の舵の効きは　ＣＴＯＬ機の　約１／２しか得られない
。

従って　大型のＳＴＯＬ機は　低速である離着陸飛行中
に於いては　ＣＴＯＬ機と同じ　エエルロン、フラップ
、スポイラの操作のみでは片方のエンジンが不調の場合
操縦が難しい。

この為　第１４図および　第１５図に示すエンジン出力
センサ　を備えた自動装置を要しコスト高となる。

次にその自動装置の　構成と動作を　第１４図および　
１５図に基づき　その実施例を説明する。

第１４図は　本発明ＳＴＯＬ機の斜視図　第１５図は　
エンジン出力と各フラップおよび　スポイラの　作動を
示すブロック図である。

第１４図に於ける記号を次に説明する。

２、スラット　４．フロップファンエンジン５、ファン
　３４．ＥＢＦフラップ（Ｌ／Ｈ）３５、ＥＢＦフラッ
プ（Ｌ／Ｈ）のスロット３６、ＥＢＦフラップ（Ｒ／Ｈ
）　　３７．ＥＢＦフラップ（Ｒ／Ｈ）のスロット　３
８．外側フラップ（Ｌ／Ｈ）　　３９　、同左のスロッ
ト　４０゜外側フラップ（Ｒ／Ｈ）　　４１．同左のス
ロット４２、スポイラ（Ｌ／Ｈ）　　４３．スポイラ（
Ｒ／Ｈ）　　を示す。

第１５図に於いては ４４、＃Ｉ　ＣＬ／Ｈ）エンジン圧力センサ４５、＃２
　（Ｒ／Ｈ）エンジン圧力センサ４６、ＥＢＦフラップ
（Ｌ／Ｈ）用位置センサ４７、ＥＢＦフラップ（Ｒ／Ｈ
）用位置センサ４８、外側フラップ（Ｌ／Ｈ）用位置セ
ンサ４９、外側フラップ（Ｒ／Ｈ）用位置センサ５０、
エアデータセンサ ５１、ＥＢＦフラップ（Ｌ／Ｈ）用サーボ５２、ＥＢＦ
フラップ（Ｒ／Ｈ）用サーボ５３、ＥＢＦフラップ（Ｌ
／Ｈ）のスロット用アクチエータ　５４．ＥＢＦフラッ
プ（Ｒ／Ｈ）のスロット用アクチエータ　５５．外側フ
ラップ（Ｌ／Ｈ）　トリムサーボ　５６．外側フラップ
（Ｒ／Ｈ）トリムサーボ　５７．スポイラ（Ｌ／ＨＣ用
アクチアクチエータ、スポイラ（Ｒ／Ｈ）用アクチエー
タ　５９．信号入力装置　６０．アクチエータ装置　６
１．フライトコントロールユニット　６２．フラップ位
置セレクタ　を示す。

６１、フライト制御ユニットは　プログラマブル　デジ
タルコンピュータ、配線式マイクロコンピュータ　もし
くは　デジタル論理回路構成により　構成する。

６２、フラップ位置セレクタは　離着陸飛行前に予め機
長が　３４．３６．ＥＢＦフラップの下げ角を設定する
端末器である。

０°は　フラップ引込 ３ｏ　は　ＣＴＯＬ離着陸 ４５°は　ＳＴＯＬ離陸 ６０°は　ＳＴＯＬ着陸の場合に設定する。

この　ＥＢＦフラップ下げ角の設定が　３０　。

４５　．６０　　、の時　両件側フラップ３８，４０は
　下げ角　６０　にセットするようプログラムする。

同一の機体に於いて　第２図および　第３図にも示す如
＜　　６．ＥＢＦフラップの下げ角が　３０゜以下に於
いては　８．エンジン排気流は　６．ＥＢＦフラップに
衝突せず　ＥＢＦ方式でなく　　ＣＴＯＬ方式の離着陸
を得られる。

°次に作動の概略を説明する。

片方のエンジンが不調の場合　エンジン推力を示す　４
４．４５エンジン圧カセンサにより　不調のエンジン　
を検出する。

不調エンジン側の主翼は　エンジンの排気流の速度が低
下し　主翼後縁の　ＥＢＦフラップ３４゜又は３６．に
衝突して得る揚力が減少する。

又不調のエンジンは　推力も低下するので　不調エンジ
ン側の主翼は　後方へ傾き所要の針路を保ち難い。

そこで　不調エンジン側の主翼の　ＥＢＦフラることに
より　不調エンジンの推力の低下を補う。

更に　不調エンジン側の主翼の　揚力の減少を補う為　
不調エンジン側の主翼の　外側フラップを　最大６０　
まで下げる。

そして　着陸状態に於いては（離陸状態に於いては　通
常スポイラを使用しない）不調エンジン側の主翼の　揚
力および　推力の減少を補う為に不調エンジン側主翼の
　スポイラ４２　又は４３゜を引込む。

第１４図および　第１５図により詳細な作動を次に説明
する。

左右（Ｌ／Ｈ，Ｒ／Ｈ）両エンジン共に順調の場合　３
４，３６ＥＢＦフラツプ　３５．３７ＥＢＦフラツプ用
スロツト　３８．４０外側フラツプ　４２．４３スポイ
ラは　左右主翼に同じ値の操作を　６２フラップ位置セ
レクタの　設定に基づき６１．フライト制御ユニットに
　プログラムされた値が加えられる ６２、フラップ位置セレクタの設定値　およびこの設定
値に基づく　フラップと　同左用フラップの　操作量は
既述した。

４４．４５．Ｌ／Ｈ，Ｒ／Ｈエンジン圧力センは　各エ
ンジンの圧縮タービン翼間の　圧力ポートに埋込まれ　
エンジンの推力に比例した信号を６１、フライト制御ユ
ニットへ送る。

６１、フライト制御ユニットは　この信号値相互差の大
きさにより　不調のエンジンを検出する。

即ち左右面エンジンの　圧力の差が　所定の値以下の場
合は　両エンジン共に不調と見做さない４次に　４４．
４５両圧力センサのうち　何れか一方の信号値が他のセ
ンサの信号値より　設定値以上低くなった場合　低い圧
力値のエンジンを　不調と見做す。

一方のエンジンの不調を検出すると゛下記に示す如＜３
４．３６．両ＥＢＦフラップ　３５，３７゜同左用スロ
ット　３８，４０．外側フラップおよび４２．４３．ス
ポイラを　操作することにより一方のエンジン不調によ
る　左右主翼の　揚力　および推力の不釣合を補い　Ｒ
ＯＬＬと　ＹＥＷのコントロールを保つ。

説明の便宜から　今　Ｌ／Ｈエンジンが不調　の場合の
作動を説明する。

４４、Ｌ／Ｈエンジン圧カセンサ　の信号値が低下して
　この信号により　６１．フライト制御ユニットは　Ｌ
／Ｈエンジンの不調を検出する。

そこで　３４．Ｌ／ＨＥＢＦフラップを　これに隣接す
る　３８．外側フラップと　同じ角度まで下げる事によ
り　揚力の減少を補う。

更に不調の　Ｌ／Ｈエンジンの排気流を受けているＥＢ
Ｆフラップ３４．のスロット３５．を５３゜Ｌ／ＨＥＢ
Ｆフラップ用のスロット用アクチエータにより開き　該
フラップの空気抗力を少なくする。

こうして不調エンジンにより　減少した推力と揚力を　
不調エンジン（Ｌ／Ｈ）側主翼の３４゜ＥＢＦフラップ
の下げ角増加と　同フラップ用スロット、３５を開く事
により補い　飛行の安定を保つ。

ＥＢＦフラップの下げ角は　離着陸前に機長が６１、フ
ラップ位置セレクタに　ＣＴＯＬでは３０°、ＳＴＯＬ
離陸では４５　　ＳＴＯＬ着陸では６０°にセットする
。

尚　′６２．フラップ位置セレクタを　３０゜フライト
制御ユニットに　プログラムされてし）る。

そして　６２．フラップ位置セレクタは　６１゜フライ
ト制御ユニット　を介して　５１．ＥＢＦ（Ｌ／Ｈ）フ
ラップサーボ　５２．ＥＢＦ　（Ｒ／→モと鴫８シ Ｈ）フラップサーボを起動して　４６．ＥＢＦ（Ｌ／Ｈ
）フラップ位置センサ　および４７゜ＥＢＦ　（Ｒ／Ｈ
）フラップ位置センサ　入力された位置（３０４５６０
’）までＥＢＦフラップを下げる。

又　ＥＢＦフラップの　各スロット　３５（Ｌ／Ｈ）、
３７　（Ｒ／Ｈ）はフラップの損傷を防ぐ為　各フラッ
プの下げ角が　３０　以下の状態に於いては　各フラッ
プの位置センサ４６゜４７．４８，４９．の信号に拘ら
ず　６１．フライト制御ユニットは　５３，５４．ＥＢ
Ｆス・ロットアクチエータを　起動しない。

又　５７，５８．スポイラのアクチエータは次の場合に
起動する。

スポイラを出しく作動させ）で着陸飛行中に一方のＬ／
Ｈエンジン不調の場合　Ｌ／Ｈ主翼側の　推力及び　揚
力が減少する。

この不釣合を補う為　４４．Ｌ／Ｈ圧カセンサのＬ／Ｈ
エンジン不調の信号により　Ｌ／Ｈスポイラを引込み　
スポイラ作動により失っていた揚力　および空気抗力を
回復する。

５０、エアデータセンサは　６１．フライト制御ユニッ
トが　各フラップ位置を航空機速度の関数として　調整
できるよう接続されている。

以上によ°り本願発明の　構成および　効果を説明した
。

【図面の簡単な説明】

第１図は　本願発明になるＳＴＯＬ航空機全体を示す　
斜視図である。 １、主翼　２．スラット　３．パイロン　４．フロップ
ファン　５．ファン　６．フラップを示ス。 第２図は　本願発明（第１図）の　４．フロップファン
エンジン　の取付けを示す詳細図である。 ８、ＨＯＴ−ＡＩＲ９，ＨＯＴ−ＡＩＲダクト　１０．
エアインテーク　１１．コアエンジンを示す。 第３図は　第２図の　５．ファンアンの外周に７、ダク
トを設け　ファン外径を小さくし　３゜パイロンを短く
、更に　５．ファンの排気流をより多く　６．フラップ
に吹付ける事により　ＥＢＦフラップの揚力　を増すこ
とができるｌ−月口ｚＡａｙ即ち５．ファンの外径が大
きいと　ファン排気流の下部分の多くが　６．フラップ
の下を通りぬけ　ＥＢＦフラップの効果を減じていた。 第４図は　従来のフロントファン型ターボファンエンジ
ン１５．を主翼下面に装備した場合　主翼前縁の　２．
スラットを下げると　スラットと３、パイロンおよび　
１５．エンジンの外径との干渉の状態を示す　詳細図で
ある。 １２、コアエンジン　１３．低圧ファン　１４゜エアイ
ンテークを示す。 第５図は従来の　ＥＢＦ方式のＳＴＯＬ航空機ＹＣ−１
５型機の斜視図を示す。 １８、主翼　１９．スラット　２０．パイロンＧ、スラ
ットの分割隙間　を示す。 第１：、１５Ｄ　（よ　第５図の　１５．ターボファン
エンジンを　２０．パイロンにより　１８．主翼に取付
け　１６．噴流ノズルから吹き出した　８．ＨＯＴ−Ａ
ＩＲを　１７．フラップに吹付ける　従来のＥＢＦ方式
を示す詳細図である。 １４、エアインテークをしめす。 第７図は　ティルシッタ方式の　ＳＴＯＬ機（ＰＳ−１
型機）の全体を示す　斜視図である。 ２１、プロペラ　２２．フラップ　２４．主翼を示す。 第８図は　第７図に於いて　２１．プロペラの後流を　
主翼と２２．フラップにより下方へ　曲げることにより
高揚力を得る　テイルシッタ方式の詳細図である。 ２３、ＢＬＣ用空気吹出し口　を示す。 第９図は　ＵＳＢ方式によるＳＴＯＬ機（ＹＣ−１４型
機）の全体を示す斜視図である。 ２５、主ｘ　２６．ターボファンエンジン２７、排気ダ
クト　２８．排気流　２９．フラップ　３０．フラップ
　３１．コアエンジン　３２゜噴流ノズル　３３．低圧
ファンを示す。 第１０図は　１８．主翼前縁の　１９．スラットが　２
０．パイロンとの干渉により　隙間Ｇにより分割された
為に　低い迎え角から　失速が始まる状態　を示す。 各縞模様の　エリアの添字の数字は　失速が始まる　迎
え角を示す。 第１１図は　第１０図に於いて　１９．スラットが　２
０．エルロンとの干渉により分割された隙間Ｇを示す　
詳細図である。 第１２図は　主翼前縁の　スラット１９．に隙間Ｇ、　
が存在しない主翼（本願発明の構成と同じ）に対して　
スラットに隙間Ｇ、　が存在する従来の　ＥＢＦ方式の
主翼について　迎え角と揚力係数　の比較を示すグラフ
である。 第１３図は　飛行速度Ｍ（マツハ）に対し空気抗力係数
Ｃの増加を示す（後退角ゼロに於いて）グラフである。 第１４図は　本発明ＳＴＯＬ機が　低速状態にある離着
陸飛行中に於いては　従来のエルロンおよび　スポイラ
の操作のみでは　片方のエンジンが不調の場合　充分な
飛行の安定を得難いことの対策として　第１５図に示す
　自動操縦装置を備えた航空機の　斜視図である。 第１５図は　低速飛行状。態である　離着陸飛行中に於
いて　片方のエンジン不調の場合にも　飛行の安定を得
る為の　自動操縦装置の構成を示すブロックダイヤグラ
ム　である。 ５９、信号入力装置　６０．アクチエータ装置をしめす
。 牙ｆ３１５Ｉ

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）アフトフアン型フロップファンエンジン．（４）
   を左右主翼下に装備した航空機に於いて該エンジン．（
   ４）を主翼後縁側に取付ける事により該エンジン吊下げ
   用パイロン、（３）又は該エンジン．（４）の前部分外
   径に対して主翼前縁のスラット．（２）との相互間の干
   渉を防止する事により（２）．スラットをその長さ方向
   に空力的に分割する隙間（Ｇ）．上を有しない一体形に
   構成した事により高揚力を得るＳＴＯＬ航空機。
2. （２）アフトフアン型フロップファンエンジン．（４）
   を左右主翼下面に装備した航空機に於いて主翼後縁のフ
   ラップ．（６）を下げた状態で（４）．フロップファン
   エンジンのファン．（５）の排気流を（６）．フラップ
   に直接受け且つ（３）．パイロンを主翼後縁側に取付け
   る事により（２）．スラットに対して（３）．パイロン
   又は（４）．フロップファンエンジンの外径相互間の干
   渉を防ぐ事により（２）．スラットを空力的に分割する
   隙間（Ｇ）．を有しない連続した一体形に構成した事に
   より高揚力を得るＳＴＯＬ航空機。