JPH04358997A - 航空機用推進装置および該装置を具備した航空機 - Google Patents
航空機用推進装置および該装置を具備した航空機Info
- Publication number
- JPH04358997A JPH04358997A JP3189296A JP18929691A JPH04358997A JP H04358997 A JPH04358997 A JP H04358997A JP 3189296 A JP3189296 A JP 3189296A JP 18929691 A JP18929691 A JP 18929691A JP H04358997 A JPH04358997 A JP H04358997A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fuselage
- aircraft
- duct
- vertical
- tail
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 8
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000003187 abdominal effect Effects 0.000 claims 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 5
- 210000001015 abdomen Anatomy 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
- B64C2027/8245—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft using air jets
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、新規な航空機用推進装
置（ｅｎｇｉｎｅ ａｎｄ ｌｉｆｔ ｕｎｉｔ ｆｏ
ｒ ａｉｃｒａｆｔ）であって、特に回転翼を有する航
空機に用いられる航空機用推進装置とこの装置を具備し
た新型の航空機に関するものである。
置（ｅｎｇｉｎｅ ａｎｄ ｌｉｆｔ ｕｎｉｔ ｆｏ
ｒ ａｉｃｒａｆｔ）であって、特に回転翼を有する航
空機に用いられる航空機用推進装置とこの装置を具備し
た新型の航空機に関するものである。
【０００２】
【従来技術】ヘリコプター、オートジャイロなど、回転
翼を有する航空機には種々の型が存在する。
翼を有する航空機には種々の型が存在する。
【０００３】このような回転翼を有する航空機の構造は
、例えばヘリコプターの場合、概略以下のような構成か
らなる。すなわち、ヘリコプターは、胴体、回転翼、水
平尾翼、尾部パイロン、尾部ローター、タービンエンジ
ン等から構成される。
、例えばヘリコプターの場合、概略以下のような構成か
らなる。すなわち、ヘリコプターは、胴体、回転翼、水
平尾翼、尾部パイロン、尾部ローター、タービンエンジ
ン等から構成される。
【０００４】回転翼を有する航空機は、回転翼の回転に
伴う回転安定性（変位に対して物体を元の位置にもどそ
うとする回転トルクの発生）が生ずるが、このような回
転安定性による回転トルクを平衡させることによって一
定方向への飛行を維持しなければならないという問題が
ある。このような問題点の解決策としては、例えばヘリ
コプターの場合、前記の尾部ローターが回転翼の回転に
ともなう胴体の回転運動を抑える役割を担う。
伴う回転安定性（変位に対して物体を元の位置にもどそ
うとする回転トルクの発生）が生ずるが、このような回
転安定性による回転トルクを平衡させることによって一
定方向への飛行を維持しなければならないという問題が
ある。このような問題点の解決策としては、例えばヘリ
コプターの場合、前記の尾部ローターが回転翼の回転に
ともなう胴体の回転運動を抑える役割を担う。
【０００５】しかし、このような尾部ローターの設置は
、重量増加、操縦性の複雑化等の問題が生ずる。
、重量増加、操縦性の複雑化等の問題が生ずる。
【発明が解決しようとする課題】そこで、本発明は、尾
部ローターの設置を必要とせず、操縦の容易な回転翼を
有する航空機用推進装置およびこの装置を具備した航空
機を提供することを課題とする。
部ローターの設置を必要とせず、操縦の容易な回転翼を
有する航空機用推進装置およびこの装置を具備した航空
機を提供することを課題とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
に、本発明にもとづく航空機推進装置は、回転翼と同心
的にエンジンシャフトに連結されてかつ前記回転翼と逆
方向に回転するブロアプロペラを有し回転翼によって生
ずる回転トルクを平衡させるための回転トルク平衡手段
を有するものとした。そして、この回転トルク平衡手段
は、ブロアプロペラと、垂直ダクトと、空気流調整手段
とから概略構成されるものとした。この場合、垂直ダク
トは、ブロアプロペラが回転自在にして内蔵され、また
ブロアプロペラの中心軸線延長線上に延び、さらに航空
機の胴体腹側に一端を開口させたもので、水平ダクトは
、垂直ダクトの外周面から半径方向に延びて一端を前記
垂直ダクトと連通させ、他端を航空機の尾部に開口させ
たもので、また空気流調整手段は、垂直ダクトと水平ダ
クトとの連結部分内側に設けられたものとした。好まし
くは、空気流調整手段はスライド式バルブからなるもの
とし、垂直ダクトと水平ダクトとの連結部分が開閉自在
となるようにした。好ましくは、航空機推進装置は、垂
直ダクトの中心軸延長線上に同心的に設けられた２本の
エンジンシャフトを有するものとし、これらのエンジン
シャフトはブロアプロペラと回転翼とを互いに異なる方
向に回転させるものとした。さらに、好ましくは、胴体
の長手方向側面断面形状を、尾部が流線型となった概略
楕円形をなすものとし、また胴体の垂直方向の空力的軸
が実質的に前記エンジンシャフトと同心軸をなすように
した。空気導入口を前記胴体の背面に形成し、また空気
導出口を胴体の腹部と、胴体の尾部に設けられた背面お
よび腹面を連結する尾部端面とに形成するようにした。 好ましくは、胴体の背面から見た形状は、長方形をなす
ものとし、その長手方向の両側面にそれぞれ安定翼を設
け、かつ安定翼にはそれぞれフラップを設けるようにし
た。本発明は、さらに上記のような構成からなる航空機
推進装置を航空機に具備し、またこの航空機の尾部端面
の縁に水平フラップおよび垂直フラップ、また前記尾部
端面近傍の胴体背面に垂直尾翼を設け、さらに前記水平
および垂直フラップが回動自在となるようにした。
に、本発明にもとづく航空機推進装置は、回転翼と同心
的にエンジンシャフトに連結されてかつ前記回転翼と逆
方向に回転するブロアプロペラを有し回転翼によって生
ずる回転トルクを平衡させるための回転トルク平衡手段
を有するものとした。そして、この回転トルク平衡手段
は、ブロアプロペラと、垂直ダクトと、空気流調整手段
とから概略構成されるものとした。この場合、垂直ダク
トは、ブロアプロペラが回転自在にして内蔵され、また
ブロアプロペラの中心軸線延長線上に延び、さらに航空
機の胴体腹側に一端を開口させたもので、水平ダクトは
、垂直ダクトの外周面から半径方向に延びて一端を前記
垂直ダクトと連通させ、他端を航空機の尾部に開口させ
たもので、また空気流調整手段は、垂直ダクトと水平ダ
クトとの連結部分内側に設けられたものとした。好まし
くは、空気流調整手段はスライド式バルブからなるもの
とし、垂直ダクトと水平ダクトとの連結部分が開閉自在
となるようにした。好ましくは、航空機推進装置は、垂
直ダクトの中心軸延長線上に同心的に設けられた２本の
エンジンシャフトを有するものとし、これらのエンジン
シャフトはブロアプロペラと回転翼とを互いに異なる方
向に回転させるものとした。さらに、好ましくは、胴体
の長手方向側面断面形状を、尾部が流線型となった概略
楕円形をなすものとし、また胴体の垂直方向の空力的軸
が実質的に前記エンジンシャフトと同心軸をなすように
した。空気導入口を前記胴体の背面に形成し、また空気
導出口を胴体の腹部と、胴体の尾部に設けられた背面お
よび腹面を連結する尾部端面とに形成するようにした。 好ましくは、胴体の背面から見た形状は、長方形をなす
ものとし、その長手方向の両側面にそれぞれ安定翼を設
け、かつ安定翼にはそれぞれフラップを設けるようにし
た。本発明は、さらに上記のような構成からなる航空機
推進装置を航空機に具備し、またこの航空機の尾部端面
の縁に水平フラップおよび垂直フラップ、また前記尾部
端面近傍の胴体背面に垂直尾翼を設け、さらに前記水平
および垂直フラップが回動自在となるようにした。
【０００７】
【実施例】図１および図２は、本発明にもとづく推進装
置を具備した航空機（ヘリコプター）の概略説明図であ
る。
置を具備した航空機（ヘリコプター）の概略説明図であ
る。
【０００８】このヘリコプター１は、胴体２、推進装置
（回転翼３および回転トルク平衡装置４）、垂直尾翼５
、６、安定翼７、８および機体支持部９から概略構成さ
れる。
（回転翼３および回転トルク平衡装置４）、垂直尾翼５
、６、安定翼７、８および機体支持部９から概略構成さ
れる。
【０００９】胴体２は、長手方向断面の形状（図１参照
）が、後部が流線型となった概略楕円形をなすものであ
る。また、胴体の背面（回転翼のある側）形状（図２参
照）は概略方形状であるが、胴体２の長手方向両側面前
部には安定翼７、８が設けられているため、安定翼７，
８を有する胴体からなるヘリコプター１の背面（回転翼
のある側）形状（図２参照）は概略Ｔ字状をなす。 安定翼７、８および機体支持部９は胴体２内部の大梁Ｇ
によって支持されている。
）が、後部が流線型となった概略楕円形をなすものであ
る。また、胴体の背面（回転翼のある側）形状（図２参
照）は概略方形状であるが、胴体２の長手方向両側面前
部には安定翼７、８が設けられているため、安定翼７，
８を有する胴体からなるヘリコプター１の背面（回転翼
のある側）形状（図２参照）は概略Ｔ字状をなす。 安定翼７、８および機体支持部９は胴体２内部の大梁Ｇ
によって支持されている。
【００１０】胴体２の後部（尾部）には、胴体背面２ａ
上に、２枚の垂直尾翼５、６が、その幅方向端面を胴体
２の長手方向軸線と平行となるようにして立設されてい
る。胴体２の内部には、本発明にもとづく航空機用回転
トルク平衡装置４が設けられており、この装置４に接続
されて回転する回転翼３は胴体２の背面２ａ外側に配設
されている。
上に、２枚の垂直尾翼５、６が、その幅方向端面を胴体
２の長手方向軸線と平行となるようにして立設されてい
る。胴体２の内部には、本発明にもとづく航空機用回転
トルク平衡装置４が設けられており、この装置４に接続
されて回転する回転翼３は胴体２の背面２ａ外側に配設
されている。
【００１１】本発明にもとづく推進装置は、回転翼３と
回転トルク平衡装置４とからなり、前記回転トルク平衡
装置４は、ブロウプロペラ１０、エンジンシャフト１１
、１２、垂直ダクト１３、１４、水平ダクト１５および
空気流方向調整手段１６から概略構成される。
回転トルク平衡装置４とからなり、前記回転トルク平衡
装置４は、ブロウプロペラ１０、エンジンシャフト１１
、１２、垂直ダクト１３、１４、水平ダクト１５および
空気流方向調整手段１６から概略構成される。
【００１２】垂直ダクト１３、１４は航空機の胴体の長
手方向の軸に対して垂直な軸を同心軸とする２つのダク
トからなる。すなわち、前記胴体２の背面２ａ側に大径
のダクト１３が配設され、また前記胴体２の腹側に小径
のダクト１４が配設されている。大径垂直ダクト１３は
一端を胴体２背面２ａに開口して導入口１３ａを有し、
他端を小径ダクト１４と連結かつ連通させている。
手方向の軸に対して垂直な軸を同心軸とする２つのダク
トからなる。すなわち、前記胴体２の背面２ａ側に大径
のダクト１３が配設され、また前記胴体２の腹側に小径
のダクト１４が配設されている。大径垂直ダクト１３は
一端を胴体２背面２ａに開口して導入口１３ａを有し、
他端を小径ダクト１４と連結かつ連通させている。
【００１３】大径垂直ダクト１３内部には、このダクト
と同心的な回転軸を有するエンジン１７が固定されてい
る。このエンジン１７の上側には、このエンジン１７の
回転軸と同心的かつ回転自在にしてブロウプロペラ１０
が設けられている。このブロウプロペラ１０はエンジン
１７の回転軸に連動したエンジンシャフト１１によって
回転する。また、このエンジンシャフト１１と同心的に
、かつこのシャフト１１と反対方向に回転するように設
けられたエンジンシャフト１２が胴体２背面２ａ外側方
向に延びて設けられている。このエンジンシャフト１２
は胴体２背面２ａ外側に突出した端部を有しており、こ
の端部には複数の羽が一端を軸に固定してなる回転翼９
が設けられている。さらに、前記エンジンシャフト１１
、１２にはそれぞれの回転トルクを検出する回転トルク
センサー１１ａ，１１ｂが設けられており、検出された
回転トルクデータをパイロットＰに電気的手段（図示せ
ず）によって伝える。
と同心的な回転軸を有するエンジン１７が固定されてい
る。このエンジン１７の上側には、このエンジン１７の
回転軸と同心的かつ回転自在にしてブロウプロペラ１０
が設けられている。このブロウプロペラ１０はエンジン
１７の回転軸に連動したエンジンシャフト１１によって
回転する。また、このエンジンシャフト１１と同心的に
、かつこのシャフト１１と反対方向に回転するように設
けられたエンジンシャフト１２が胴体２背面２ａ外側方
向に延びて設けられている。このエンジンシャフト１２
は胴体２背面２ａ外側に突出した端部を有しており、こ
の端部には複数の羽が一端を軸に固定してなる回転翼９
が設けられている。さらに、前記エンジンシャフト１１
、１２にはそれぞれの回転トルクを検出する回転トルク
センサー１１ａ，１１ｂが設けられており、検出された
回転トルクデータをパイロットＰに電気的手段（図示せ
ず）によって伝える。
【００１４】小径ダクト１４は、一端を胴体２腹面２ｂ
に開口して第一導出口１４ａを有し、他端を大径ダクト
１３と連結かつ連通させている。また、小径ダクト１４
の外周面には水平ダクト１５が連結かつ連通されている
。
に開口して第一導出口１４ａを有し、他端を大径ダクト
１３と連結かつ連通させている。また、小径ダクト１４
の外周面には水平ダクト１５が連結かつ連通されている
。
【００１５】水平ダクト１５は、小径ダクト１４の外周
面から半径方向に延びるもので、一端を小径ダクト１４
の外周面に連結させ、他端を胴体２尾部外側に開口させ
て第二導出口を有している。
面から半径方向に延びるもので、一端を小径ダクト１４
の外周面に連結させ、他端を胴体２尾部外側に開口させ
て第二導出口を有している。
【００１６】これらのダクト、すなわち垂直ダクト１３
、１４および水平ダクト１５は互いに連結されて、側面
形状が概略Ｔ字状に構成されている。このＴの水平部分
が図１に示された垂直ダクト部分に該当し、この垂直ダ
クト１３、１４の長手方向軸線および前記エンジンシャ
フト１１、１２と同心軸がヘリコプター１の空力学的軸
Ｙとなる。また、Ｔの垂直部分が水平ダクト部分に該当
する。
、１４および水平ダクト１５は互いに連結されて、側面
形状が概略Ｔ字状に構成されている。このＴの水平部分
が図１に示された垂直ダクト部分に該当し、この垂直ダ
クト１３、１４の長手方向軸線および前記エンジンシャ
フト１１、１２と同心軸がヘリコプター１の空力学的軸
Ｙとなる。また、Ｔの垂直部分が水平ダクト部分に該当
する。
【００１７】図３に示すように、空気流方向調整手段１
６は、短冊状板部材の一端部に概略垂直三角形状の部材
が固定され、他端を水平ダクト１５開口部方向へ延ばし
た形状を有するものである。この垂直三角形状部材は底
辺を板部材に固定し、斜面を水平ダクト側に向けている
。また、斜面は円弧状に切欠されている。さらに、垂直
三角形部分の高さは水平ダクトの直径と同じか、または
やや大きめである。このように構成された空気流方向調
整手段１６は、水平ダクト１５の軸線に平行して前後に
移動することが可能である。
６は、短冊状板部材の一端部に概略垂直三角形状の部材
が固定され、他端を水平ダクト１５開口部方向へ延ばし
た形状を有するものである。この垂直三角形状部材は底
辺を板部材に固定し、斜面を水平ダクト側に向けている
。また、斜面は円弧状に切欠されている。さらに、垂直
三角形部分の高さは水平ダクトの直径と同じか、または
やや大きめである。このように構成された空気流方向調
整手段１６は、水平ダクト１５の軸線に平行して前後に
移動することが可能である。
【００１８】図４は、胴体２の尾部の構造を説明するた
めのものである。
めのものである。
【００１９】胴体２の尾部端面１８は、水平ダクト１５
の開口部１５ａが形成されている。また、胴体２の背面
２ａ、腹面２ｂおよび側面の長手方向に延伸するように
して設けられた複数のフラップと、前記背面２ａおよび
腹面２ｂの幅方向両端を切欠して延伸した背面板および
腹面２ｂ板とによって胴体２の尾部端面１８が覆われて
いる。
の開口部１５ａが形成されている。また、胴体２の背面
２ａ、腹面２ｂおよび側面の長手方向に延伸するように
して設けられた複数のフラップと、前記背面２ａおよび
腹面２ｂの幅方向両端を切欠して延伸した背面板および
腹面２ｂ板とによって胴体２の尾部端面１８が覆われて
いる。
【００２０】開口部（第二導出口）１５ａの縦方向の両
縁にそれぞれ垂直フラップ１９、２０が設けられている
。これらのフラップ１９、２０は水平ダクト１５の側面
を形成する側面板と衝接されるようにして設けられてお
り、この衝接部分を軸１９ａ、２０ｂとして前記フラッ
プ１９、２０は回動可能となっている。また、胴体２の
背面２ａから尾部後方へ延びて水平フラップ２１、２２
が設けられている。これらのフラップ２１、２２は胴体
２の背面２ａを形成する背面板と衝接されるようにして
設けられており、この衝接部分を軸として前記フラップ
２１、２２は回動可能となっている。
縁にそれぞれ垂直フラップ１９、２０が設けられている
。これらのフラップ１９、２０は水平ダクト１５の側面
を形成する側面板と衝接されるようにして設けられてお
り、この衝接部分を軸１９ａ、２０ｂとして前記フラッ
プ１９、２０は回動可能となっている。また、胴体２の
背面２ａから尾部後方へ延びて水平フラップ２１、２２
が設けられている。これらのフラップ２１、２２は胴体
２の背面２ａを形成する背面板と衝接されるようにして
設けられており、この衝接部分を軸として前記フラップ
２１、２２は回動可能となっている。
【００２１】同様にして、胴体２の腹面２ｂから尾部後
方へ延びて水平フラップ２３、２４が設けられている。 これらのフラップ２３、２４は胴体２の腹面２ｂを形成
する腹面２ｂ板と衝接されるようにして設けられており
、この衝接部分を軸として前記フラップ２３、２４は回
動可能となっている。
方へ延びて水平フラップ２３、２４が設けられている。 これらのフラップ２３、２４は胴体２の腹面２ｂを形成
する腹面２ｂ板と衝接されるようにして設けられており
、この衝接部分を軸として前記フラップ２３、２４は回
動可能となっている。
【００２２】さらに、胴体背面の幅方向両端を切欠して
延伸した尾部背面には、２枚の垂直尾翼５、６が立設さ
れている。
延伸した尾部背面には、２枚の垂直尾翼５、６が立設さ
れている。
【００２１】つぎに、このように構成されたヘリコプタ
ー１の推進方法について簡単に説明する。
ー１の推進方法について簡単に説明する。
【００２２】図３に示すように、空気流方向調整手段４
は水平ダクト１５のバルブとして、水平方向（図中、矢
印←→）に移動して垂直ダクト１３、１４から水平ダク
ト１５への空気の流入量を調整することが可能となるよ
うになっている。
は水平ダクト１５のバルブとして、水平方向（図中、矢
印←→）に移動して垂直ダクト１３、１４から水平ダク
ト１５への空気の流入量を調整することが可能となるよ
うになっている。
【００２３】まず、ヘリコプター１が地上より浮上する
際、空気流方向調整手段４はコックピットのパイロット
Ｐによる遠隔操作によって、水平ダクト１５方向（図中
矢印→方向）に移動して水平ダクト１５を閉じる。これ
によって、回転翼３およびブロアプロペラ１０の回転に
よって、導入口１３ａから流入した空気はすべて垂直ダ
クト１３、１４を通って、胴体腹面２ｂ側開口部（第一
導出口１４ａ）から外へ排出される（この空気流を符号
２５で示した）。
際、空気流方向調整手段４はコックピットのパイロット
Ｐによる遠隔操作によって、水平ダクト１５方向（図中
矢印→方向）に移動して水平ダクト１５を閉じる。これ
によって、回転翼３およびブロアプロペラ１０の回転に
よって、導入口１３ａから流入した空気はすべて垂直ダ
クト１３、１４を通って、胴体腹面２ｂ側開口部（第一
導出口１４ａ）から外へ排出される（この空気流を符号
２５で示した）。
【００２４】また、回転翼３の回転トルクおよびブロウ
プロペラ１０の回転トルクは回転トルクセンサー１１ａ
，１１ｂによって検出され、検出された回転トルクデー
タがパイロットＰに電気的手段（図示せず）によって伝
えられ、またコンピュータ（図示せず）処理されて適切
な回転数等が計算される。このようにして回転翼３の回
転トルクおよびブロウプロペラ１０の回転トルクが適切
に制御されて、回転翼３の回転にともなう胴体の回転運
動は、ブロウプロペラ１０の回転（この回転は回転翼３
の回転と逆方向）によって解消される。
プロペラ１０の回転トルクは回転トルクセンサー１１ａ
，１１ｂによって検出され、検出された回転トルクデー
タがパイロットＰに電気的手段（図示せず）によって伝
えられ、またコンピュータ（図示せず）処理されて適切
な回転数等が計算される。このようにして回転翼３の回
転トルクおよびブロウプロペラ１０の回転トルクが適切
に制御されて、回転翼３の回転にともなう胴体の回転運
動は、ブロウプロペラ１０の回転（この回転は回転翼３
の回転と逆方向）によって解消される。
【００２５】地上より離れたヘリコプター１は、空気流
方向調整手段４を前方（図中矢印←方向）に移動させる
ことによって水平ダクト１５と垂直ダクト１４との連結
部分を開口させ、回転翼３およびブロアプロペラ１０の
回転によって生じた空気の流れを、水平ダクト１５に送
ることが可能となる（この空気流を符号２６で示した）
。水平ダクト１５に送られた空気の流れは、ヘリコプタ
ー１の前進のための推進力となる。このヘリコプター１
の飛行方向を変えるには、水平ダクト１５に送られた空
気の流れが胴体２尾部の第二導出口１５ａより排出され
る方向を各フラップ１９−２４によって変えればよい。 また、胴体２前部に設けられた安定翼７、８のフラップ
７ａ，８ａの傾きを変動させる。このようなフラップ操
作は従来の飛行機のフラップ操作と基本的には同じであ
る。
方向調整手段４を前方（図中矢印←方向）に移動させる
ことによって水平ダクト１５と垂直ダクト１４との連結
部分を開口させ、回転翼３およびブロアプロペラ１０の
回転によって生じた空気の流れを、水平ダクト１５に送
ることが可能となる（この空気流を符号２６で示した）
。水平ダクト１５に送られた空気の流れは、ヘリコプタ
ー１の前進のための推進力となる。このヘリコプター１
の飛行方向を変えるには、水平ダクト１５に送られた空
気の流れが胴体２尾部の第二導出口１５ａより排出され
る方向を各フラップ１９−２４によって変えればよい。 また、胴体２前部に設けられた安定翼７、８のフラップ
７ａ，８ａの傾きを変動させる。このようなフラップ操
作は従来の飛行機のフラップ操作と基本的には同じであ
る。
【００２６】
【発明の効果】本発明にもとづく航空機用推進装置はブ
ロウプロペラ、垂直ダクト、水平ダクトおよび空気流方
向調整手段から概略構成される回転トルク平衡手段を有
するものなので、ブロウプロペラを回転翼の回転方向と
逆方向に回転させることによって回転トルクの平衡化を
可能とし、また取り入れられた空気を垂直ダクトまたは
水平ダクトから空気流方向調整手段による調整を受けな
がら排出することによって一定方向に推進することが可
能となる。
ロウプロペラ、垂直ダクト、水平ダクトおよび空気流方
向調整手段から概略構成される回転トルク平衡手段を有
するものなので、ブロウプロペラを回転翼の回転方向と
逆方向に回転させることによって回転トルクの平衡化を
可能とし、また取り入れられた空気を垂直ダクトまたは
水平ダクトから空気流方向調整手段による調整を受けな
がら排出することによって一定方向に推進することが可
能となる。
【図１】 本発明にもとづく装置を具備したヘリコプ
ターの側面断面図である。
ターの側面断面図である。
【図２】 本発明にもとづく装置を具備したヘリコプ
ターの背面断面図である。
ターの背面断面図である。
【図３】 本発明にもとづく装置の側面部分断面図で
ある。
ある。
【図４】 本発明にもとづく装置を具備したヘリコプ
ターの尾部を説明するための部分斜視図である。
ターの尾部を説明するための部分斜視図である。
１ ヘリコプター
２ 胴体
３ 回転翼
４ 回転トルク平衡装置５、６
垂直尾翼 ６、７ 安定翼 １０ ブロウプロペラ １１、１２ エンジンシャフト １３、１４ 垂直ダクト １５ 水平ダクト １６ 空気流方向調整手段１８
尾部端面 １９、２０ 垂直フラップ ２１、２２ 水平フラップ ２３、２４ 水平フラップ ２５、２６ 空気流
垂直尾翼 ６、７ 安定翼 １０ ブロウプロペラ １１、１２ エンジンシャフト １３、１４ 垂直ダクト １５ 水平ダクト １６ 空気流方向調整手段１８
尾部端面 １９、２０ 垂直フラップ ２１、２２ 水平フラップ ２３、２４ 水平フラップ ２５、２６ 空気流
Claims (6)
- 【請求項１】 航空機用推進装置であって、該装置は
、回転翼と回転トルク平衡手段とからなり、、前記回転
トルク平衡装置は、前記回転翼と同心的にエンジンシャ
フトに連結されてかつ前記回転翼と逆方向に回転するブ
ロアプロペラと、垂直ダクトと、空気流調整手段とから
概略構成され、前記回転翼によって生ずる回転トルクを
平衡させるためのもので、前記垂直ダクトは、前記ブロ
アプロペラを回転自在にして内蔵し、また前記ブロアプ
ロペラの中心軸線延長線上に延び、さらに前記航空機の
胴体腹側に一端を開口させたもので、前記水平ダクトは
、前記垂直ダクトの外周面から半径方向に延びて一端を
前記垂直ダクトと連通させ、他端を前記航空機の尾部に
開口させたもので、また前記空気流調整手段は、前記垂
直ダクトと前記水平ダクトとの連結部分内側に設けられ
たものであることを特徴とする航空機用推進装置。 - 【請求項２】 請求項１記載にもとづく装置であって
、前記空気流調整手段はスライド式バルブからなり、前
記垂直ダクトと前記水平ダクトとの連結部分が開閉自在
となるようにして設けられていることを特徴とする航空
機用推進装置。 - 【請求項３】 請求項１または請求項２記載にもとづ
く装置であって、該装置は前記垂直ダクトの中心軸延長
線上に同心的に設けられた２本のエンジンシャフトを有
するもので、前記エンジンシャフトは前記ブロアプロペ
ラと前記回転翼とを互いに異なる方向に回転させるもの
であることを特徴とする航空機用推進装置。 - 【請求項４】 請求項１から請求項３のいずれか一項
記載にもとづく装置であって、前記胴体の長手方向側面
断面形状は、尾部が流線型となった概略楕円形をなすも
ので、また前記胴体の垂直方向の空力的軸は実質的に前
記エンジンシャフトと同心軸をなすものであり、さらに
前記装置の空気導入口は前記胴体の背面に形成され、ま
た前記装置の空気導出口は前記胴体の腹部と、前記胴体
の尾部に設けられた背面および腹面を連結する尾部端面
とに形成されていることを特徴とする航空機用推進装置
。 - 【請求項５】 請求項４記載にもとづく装置であって
、前記胴体の背面から見た形状は長方形をなし、その長
手方向の両側面にそれぞれ安定翼が設けられ、かつ前記
安定翼にはそれぞれフラップが設けられていることを特
徴とする航空機用推進装置。 - 【請求項６】 請求項４および５記載にもとづく航空
機で、前記尾部端面の縁に水平フラップおよび垂直フラ
ップが設けられ、また前記尾部端面近傍の胴体背面に垂
直尾翼が設けられ、さらに前記水平および垂直フラップ
は回動自在であることを特徴とする航空機。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9009473A FR2664871B1 (fr) | 1990-07-19 | 1990-07-19 | Bloc moteur et sustentateur pour aeronef et nouveau type d'aeronef equipe d'un tel bloc. |
| FR9009473 | 1990-07-19 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04358997A true JPH04358997A (ja) | 1992-12-11 |
Family
ID=9399073
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3189296A Withdrawn JPH04358997A (ja) | 1990-07-19 | 1991-07-03 | 航空機用推進装置および該装置を具備した航空機 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5163638A (ja) |
| EP (1) | EP0467813A1 (ja) |
| JP (1) | JPH04358997A (ja) |
| FR (1) | FR2664871B1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20220168064A (ko) * | 2021-06-15 | 2022-12-22 | 주식회사 포스웨이브 | 드론의 WoW 신호 발생 모듈 및 이를 이용한 비행경력 생성 및 관리 방법 |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5503351A (en) * | 1994-09-06 | 1996-04-02 | Vass; Gabor I. | Circular wing aircraft |
| FR2735095A1 (fr) * | 1995-06-07 | 1996-12-13 | Const Et D Innovations Atel | Amelioration du circuit d'air d'equilibrage du couple de rotation dans un aeronef equipe d'un bloc-moteur et d'un sustentateur |
| DE19540272A1 (de) * | 1995-10-28 | 1997-04-30 | Johannes Schier | Ringflügel-Flugkörper |
| GB2360752A (en) * | 2000-04-01 | 2001-10-03 | Glyn Jones | Helicopter without tail rotor |
| US7077358B1 (en) * | 2005-01-27 | 2006-07-18 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Helicopter with torque-correcting thruster device |
| US9540998B2 (en) | 2011-05-27 | 2017-01-10 | Daniel K. Schlak | Integral gas turbine, flywheel, generator, and method for hybrid operation thereof |
| KR101579409B1 (ko) * | 2014-12-26 | 2015-12-23 | 남승호 | 프로펠러형 수직 이착륙 비행체의 토크제거 및 균형유지 겸용장치 |
| FR3034403B1 (fr) * | 2015-03-31 | 2017-03-31 | Airbus Helicopters | Procede et dispositif pour arreter un turbomoteur en fonctionnement nominal |
| CN104787316B (zh) * | 2015-04-17 | 2017-11-03 | 珠海磐磊智能科技有限公司 | 多旋翼飞行器 |
| CN109911185B (zh) * | 2019-04-17 | 2020-09-22 | 成都航空职业技术学院 | 一种高速单旋翼无尾桨直升机 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2433251A (en) * | 1944-06-05 | 1947-12-23 | Carter S Whiting | Antitorque means for helicopters |
| US3048353A (en) * | 1957-07-12 | 1962-08-07 | Gene C Holmes | Means of flight control of a helicopter |
| US2969937A (en) * | 1957-12-31 | 1961-01-31 | Charles J Trojahn | Aircraft rotor driving means |
| US3171614A (en) * | 1962-07-16 | 1965-03-02 | Gene C Holmes | Means for controlling flight of a helicopter or autogiro |
| US3260482A (en) * | 1964-12-03 | 1966-07-12 | Piasecki Aircraft Corp | Directional control assembly |
| US3510087A (en) * | 1968-05-06 | 1970-05-05 | James C Strickland | Air coupling system for helicopters |
| US3799473A (en) * | 1972-04-21 | 1974-03-26 | V Bortel | Rotary wing aircraft and drive means therefor |
| US3752417A (en) * | 1972-06-23 | 1973-08-14 | P Lagace | Aircraft using lifting fans |
| GB2088302B (en) * | 1980-11-28 | 1984-08-01 | Cook Julian Edwin | Fluid flow control apparatus |
| DE3328417A1 (de) * | 1982-08-24 | 1984-03-01 | Technische Geräte- u. Entwicklungsgesellschaft mbH, 9020 Klagenfurt, Kärnten | Drehfluegelflugkoerper |
-
1990
- 1990-07-19 FR FR9009473A patent/FR2664871B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-07-03 JP JP3189296A patent/JPH04358997A/ja not_active Withdrawn
- 1991-07-09 US US07/727,486 patent/US5163638A/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-07-16 EP EP91420261A patent/EP0467813A1/fr not_active Ceased
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20220168064A (ko) * | 2021-06-15 | 2022-12-22 | 주식회사 포스웨이브 | 드론의 WoW 신호 발생 모듈 및 이를 이용한 비행경력 생성 및 관리 방법 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0467813A1 (fr) | 1992-01-22 |
| FR2664871B1 (fr) | 1992-10-30 |
| US5163638A (en) | 1992-11-17 |
| FR2664871A1 (fr) | 1992-01-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9409643B2 (en) | Helicopter with cross-flow fan | |
| US6464166B1 (en) | Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft | |
| US3241791A (en) | Compound helicopter with shrouded tail propeller | |
| US5746390A (en) | Air-land vehicle with ducted fan vanes providing improved performance | |
| US7275712B2 (en) | Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft | |
| US6561456B1 (en) | Vertical/short take-off and landing aircraft | |
| CN103079955B (zh) | 私人飞机 | |
| US3957226A (en) | Helicopter yaw and propulsion mechanism | |
| US6113029A (en) | Aircraft capable of hovering and conventional flight | |
| JP2006528583A (ja) | 改良型垂直離着陸機 | |
| US8764397B1 (en) | Method and system for stall-tolerant rotor | |
| EP3281863B1 (en) | Aircraft tail with cross-flow fan systems | |
| NZ273413A (en) | Vtol aircraft with rotor in central vertical duct powered by propellor drives | |
| AU5722100A (en) | Unmanned aerial vehicle with counter-rotating ducted rotors and shrouded pusher-prop | |
| CN101027214A (zh) | 旋翼飞行器 | |
| US20060249621A1 (en) | Rotary wing aircraft | |
| JPH04358997A (ja) | 航空機用推進装置および該装置を具備した航空機 | |
| EP0418441B1 (en) | Rotary wing aircraft shrouded propeller tail assembly | |
| CN106945829A (zh) | 一种万向铰涵道双旋翼飞行器 | |
| US11230373B2 (en) | Assembly and method for helicopter anti-torque | |
| US11708147B2 (en) | Aircraft with displaceable control surface | |
| US5123613A (en) | Rotary wing aircraft shrouded propeller tail assembly and controls | |
| JP2548397B2 (ja) | 回転翼航空機のテイル装置 | |
| US20070164146A1 (en) | Rotary wing aircraft | |
| US20060097105A1 (en) | Propulsion and attitude control systems for aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19981008 |