JPS5959596A - 固定翼飛行機 - 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】 〈従来技術〉 本発明は少なくとも１個の洲と１プロペラまたはタービ
ン等の少なくとも１個の駆動ユニットと、荷重を支持す
る機室とを具える固定翼テ１に打機に関するものである
。

既知の垂直発進飛行機は垂直発進用に高推進カ発生装五
が必要である。即ち垂直発進の場合、推力の方向が偏向
しているため大きなエネルギ損失を生ずるためである。

更心、＝高推進力発生装置の推力は離陸重凰よりも相当
大きくなりればンンらない。

これらの欠点を解決するため、プロペラを案内ベーンリ
ングの上方に離し゛Ｃ配危し、上側ベーンリングを駆動
ユニットのみに取付け、下側ベーンリンクノーｆＩＡを
支持手段に取（＝Ｊけ、下側ベーンリングの他端を駆動
ユニットのための支持板等に取付け、この駆動ユニット
のための支持板等を駆動ユニットに回転自在に支持した
飛行機が提案された（］−ス）　ＩＪア国特許第Ａ３８
７／８０号参照）。

上述の型式の既知の飛行機においては、スクリューを有
する駆動ユニットを、プロペラの軸線に直交する水平軸
線の周りに約６００回動することができ、またプロペラ
の軸線に直交する垂直軸線の周りに約４５０回動するこ
とができるよう機体に回動自在に懸垂支持するものがあ
る（ドイツ公開特許第１５０６０４１３号参照）。この
場合、駆動ユニットは完全に機体の外側にあり、駆動ユ
ニットの回転軸も駆動ユニットまたはプロペラのケーシ
ングから突出している。この（Ｍ　ｆｊＵのためドイツ
公開特許第１５０６０４８号に記載の飛行機は垂直離着
陸を行うことはできない。更にこの従来の飛行機の場合
プロペラの吸引流は機体または翼によって阻止されるた
め大きなエネルギを必要とする。

他の従来の飛行機としては、垂直飛行および水平飛行の
ためにそれぞれ別個の推進力発生装置を設ける（このよ
うにしないとエネルギ消費が膨大なものになる）ものが
ある（ドイツ公開特許第１５５６４０８号参照）。

〈発明の目的、構成および効果〉 従って本発明の目的は、これらの欠点を解決し、垂直離
着陸を行うことができ、しかも垂直発進の際に推進力発
生装置の推力は離陸重量に等しいがまたはそれ以下でよ
い飛行機を得るにある。

本発明は、少なくとも１個の翼と、少なくとも１個の駆
動ユニットと、荷重を支持する根室とを具える固定翼飛
行機において、駆動ユニットにより空気流を発生ずるた
め翼の表面のほぼ中心または揚力中心の位置で混および
／または根室を貫通する少なくとも１個の空気通路また
は空気経路を設け、飛行の方向を操舵するための少なく
とも２個の操舵フィンを前記空気経路または空気経路の
入口に回動自在に支持し、駆動ユニットおよび前記（ヅ
！舵フィンの少なくとも一部を前記空気経路内に配置す
るとともに、この空気経路内で回転軸線の周りに回動自
在に支持し、この回転軸線は駆動ユニットの軸線に対し
てほぼ直交するものとし、これにより駆動ユニットを翼
に対して回動自在に支持し少なくとも１つの傾斜した位
置をとることができるようにしたことを特徴とする。

この構成により、空気経路はほぼ翼の表面中心または揚
力中心に配置され、駆動ユニット全体は空気経路内で回
動自在となる。これらの特徴により次の利点が得られる
。即ち本発明飛行機によれば、垂直離着陸を行うことが
でき〜しかも水平飛行速度と同程度の高速で垂直離着陸
を行うことができる。更に本発明によれば単に１個の駆
動ユニットだけでよく、ドイツ公開特許第１５０６０４
８号に記載のものに比べると相当少ない推力でよい。

本発明によれば、空気経路内にまたは空気経路の入口に
操舵フィンを回動自在に配置したことによって垂直発進
することができるようになるとともに、垂直発進から水
平飛行への転換も駆動ユニットを回動させずに行うこと
ができるようになる。

駆動ユニットのカウンタトルクは案内ベーンリングによ
り吸収して翼を振動させない。

空気通路を空気経路の代りに設けることもできる。

駆動ユニットには、この駆動ユニットにより発生するカ
ウンタトルクを相殺するための案内ベーン装置を駆動ユ
ニットと同軸にして設けることができる。

好適な実施例においては、駆動ユニット、操舵フィンお
よび同軸の案内ベーン装置を１個のリング状の共通シェ
ルに間隔をとって包囲されるよう配置し、この共通シェ
ルを回転軸線により翼に回動自在に支持する。

カウンタトルクを相殺するためには案内ベーン装置の案
内ベーン谷部１ｉ、ｌｔユニットの１ｒｉｌｌｌ線にほ
ぼ直交する軸の周りに回動自在に、または軸とともに回
動自在に支持する。

更に飛行の方向を操舵する操舵フィンを駆動ユニットの
軸にほぼ直交する軸の周りに回動自在に支持する。

更に、本発明の好適な実施例においては、駆動ユニット
により発生するカウンタトルクを相殺するための案内ベ
ーン装置の案内ベーンな一方ではＩ４枢動ユニットに回
動自在に支持し１他方では駆動ユニットを包囲する共通
シェルに回動自在に支持するとともに、操舵フィンを駆
動ユニットのみに回動自在に支持する。

最適な操舵を行うことができるようにする。ためには、
案内ベーン装置をザーボ手段により翼の後縁に支持した
尾翼ユニットに機能的に関連させる。

更に、好適な実施例においては、駆動ユニットの軸およ
び空気経路または空気通路の軸を対称形状の翼の縦方向
中心面上に配置する。

更に好適な実施例においては、颯の高さまたは厚ぎを翼
の前面から空気経路または空気通路の飛行方向に関して
前方の位置にかけて徐々に減少させる。

更に好適な実施例においては、空気経路の後縁リムは翼
の丸味のある部分により形成する。

更に好適な実施例においては、駆動ユニットの回転軸線
の周りの回転角を９００とする。

〈実施例〉 図示の飛行機は平面図で見てデルタ形の翼１を根室２に
対して設け、この根室２により翼の平面上またはその上
方の荷重を支持する。空力的揚力は、根室２に取付１ｊ
た固定翼を有する飛行機全体が周囲の空気に対して移動
することにより発生ずる。従って、この飛行機を固定翼
飛行機と称することができる。

飛行機は、プロペラ４を有する駆動ユニット３により駆
動する。このプロペラの代りにタービンを設けることも
できる。

プロペラを有する駆動ユニット３は、翼形の縦断面をと
った場合翼１を貫通する空気経路または空気通路５に配
置する。空気経路５の軸線は、翼１ｍに対してほぼ垂直
をなす、即ち垂直離陸姿勢にｉｇ、交する。空気の流れ
の方向に関して、少なくとも２個の案内ベーンを有する
案内ベーン装置ｔ　ａをプロペラ４の後方に軸線方向に
ＮＩ　して配置し、カウンタ）　／ｌ／　り（ｃｏｕｎ
ｔｅｒ　ｔｏｒｑｕｅ　）を相殺するようにし、また３
個の操舵フィン７を案内ベーンがらｔｒｖｌ＋　線方向
に囲ｔして配［附し、飛行の操舵を行うようにする。

案内ベーン装＠６の案内ベーンは駆動ユニット８の軸線
にほぼ直交する軸８の周りに回動自在に支持し、操舵フ
ィン７も駆動ユニット８にほぼ直交する軸９の周りに回
動自在に支持する。案内ベーン装置全体の中心軸線は駆
動ユニット８の軸線１０に対して同軸状になるよう配設
する。プロペラ４′ｆｒ：有する駆動ユニット８．案内
ベーン装＠６および操舵フィン７は、これらの構成Ｗ、
相を包囲するリング状の共通シェル１１に間隔をとって
配置し、またプロペラ４を有する駆動ユニット３゜案内
ベーン装置６および操舵フィン７は全体として、駆動ユ
ニット３の軸線１０にほぼ直交する軸１２の周りに回動
自在にする。この回動の角度を第５図で符号「α」によ
り示す。案内ベーン装置６の案内ベーンは、一方で駆動
ユニット３に他方でシェル１１に支持するが、操舵フィ
ン７は駆動ユニット３のみにより支持する。しかしこれ
ら操舵フィン７を第５図に破線で示すようにシェルにも
支持するようにすることもできる。

案内ベーン装置６は操舵フィン７から軸線方向に離して
配置とイし、また図示しないサーボ手段によりガ４１の
り、縁に配ｌ？’ｔ、　シた尾翼ユニット１３に対して
機能的に門ｉ屯ぎＵる。駆動ユニット３の回転細石１１
２は、す口の頂面と底面との間で翼１に配置し、翼■の
底面にほぼ平行になるように配設する。

空気経路５はガ１の表面の中心即ち揚力中心に形成し、
空気経路５の前方リムは翼のテーパの付いた鋭角的な部
分により形成し、空気経路５の後方リムは翼の丸味のあ
る部分により形成する。

〈発明の作用効果〉 飛行機の作動にあたり、空気は翼の頂面側から吸込まれ
、空気経路を通過して下方にＩＥ縮される。

翼の頂面側の圧力と発生する空気流とにより洲の表面は
垂直方向に離陸する状態に支持される。駆ＤＪ＋ユニッ
トのカウンタトルクは案内ベーンにより相殺され、従っ
て飛行機は駆動ユニットの軸線の周りに振動しない。案
内ベーンを調整することによりカウンタトルクの相殺を
加減することができ、飛行機の操舵は垂直軸を介して可
能になる。

請求の範囲において種々の変更が可能である。

特に、駆動ユニットは必ずしも回動自在にする必要はな
い。単に駆動ユニットの軸線を前方に傾斜ぎせるだけで
十分である。この状態を第８図に一点鎖線で示し、この
傾斜角を符号「β」で示す。

この場合、駆動ユニットは駆動ユニットを翼に固定する
ことができる。

根室は翼に一体のものとして形成することができ、例え
ば翼の？Ｆ′胴部を根室にすることができる。

また根室を回動自在に支持したゴンドラとすることもで
きる。根室および／または翼に着陸装置を設けることが
できる。洲は三角形状または長方形状にすることができ
ドーム形または湾曲形状にすることもできる。

駆動ユニットは、ファンモータまたはターボプロップ、
ガソリン機関またはｍ動モータとすることができる。プ
ロペラは少なくとも２個のブレードを有するものとする
。

案内ベーイ装置および操舵フィンの駆動ユニットに対す
る配置関係を変更することもできる。これら案内ベーン
装置および操舵フィンを駆動ユニットの吸込側に配置す
ることもでき、また空気流の方向に関して案内ベーン装
置と操舵フィンとの間に駆動ユニットを配置することも
できる。好適（こは４個以上の操舵フィンを設けるとよ
い。

空気経路の高さは翼の厚さに等しくすることもでき、ま
た翼の厚さよりも大きいかまたは小さいものにすること
もできる。更に空気通路を設けるだけにすることもでき
る。

駆動ユニットは支持構体によって翼または根室に取付け
ることができる。

本発明による飛行機はヘリコプタ−と同様に垂直離着陸
ができるという特性を有し、従って離着陸用滑走路が不
要であり、また既知の飛行機に比べるとより安全であり
、原動機の能力を有効に利用することができる。本発明
によれば、月１独の原動機で水平飛行並びに垂直１１ｉ
Ｉ［着陸を行うことができ（エンジンのつり合いをとる
ことに関する問題を排除することができ、この分余裕が
できたエネルギを垂直または水平飛行の速度を上げるの
に利用することができる）、また水平飛行苛性も最適化
することができる０

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明による飛行機の平面図、第２図は空気
経路部分における駆動ユニ゛ントの一部断面とする拡大
平面図、 第３図は駆動ユニットの軸線が垂直状態番こあるときの
第１図のＩ［［−１線上の断面図、第４図は駆動ユニッ
トの軸線が第８図の状態から９００回動して水平状態に
あるときの第３図と同１．。 様の断面図、 ＠５図は第４図の円Ａで示す部分の拡大図である。 １・・・翼　　　　　　　　２・・・根室３・・・駆動
ユニット　　　４・・・プロペラ５・・・空気経路　　
　　　６・・・案内ベーン装置？・・・操舵フィン　　
　　１１・・・シェル１３・・・尾翼ユニット

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １　少なくとも１個の洲と、プロペラまたはタービン等
   の少なくとも１個の駆動ユニットと、前記洲が側方に張
   り出しておりこの翼上のまたは翼の−Ｌ方の荷重を支持
   する機室とを具え、前記駆動ユニットまたは駆動ユニッ
   トの軸線を翼に対して回動自在に取＋Ｊ（づて少なくと
   も１つの傾斜した位置をとることができるようにした固
   定翼飛行機において、駆動ユニット（３ｔ　４）により
   空気流を発生するため好適にはデルタ形の翼（１）の表
   面のほぼ中心または揚力中心の位置で翼（１）および／
   または機室（２）を貫通する少なくとも１個の空気通路
   または空気経路（５）を設け、飛行の方向を操舵するた
   めの少なくとも２個の操舵フィン（７）を前記空気経路
   （５）または空気経路の入１」に回動自在に支持し、駆
   動ユニツ）（３，／ｌ）により発生するカウンタトルク
   を相殺するため駆動ユニットと同軸にして案内ベーン装
   置（６）を設けた駆動ユニット（８１４）および前記操
   舵フィン（７）の少なくとも一部を前記空気経路内に配
   置するとともに、この空気経路内で回転軸線（１２）の
   周りに回動自在に支持し、この回転軸線は駆動ユニット
   （３，４）の軸１（１０）ニ対し、テはぼ直交するもの
   としたことを特徴とする固定翼飛行機。 Ｚ　駆動ユニット（３，４）、操舵フィン（７）および
   同軸の案内ベーン装置（６）を１個のリング状の共通シ
   ェル（１１）に間隔をとって包囲されるよう配置し、こ
   の共通シェル（１１）を回転軸線（１２）によりＲ（１
   ）に回動自在に支持したことを特徴とする特許請求の範
   囲１記載の固定翼飛行機。 ＆　案内ベーン装置（６）の案内ベーンを駆動ユニット
   （３，４）の軸線（１０）にほぼ直交する軸（８）の周
   りに回動自在に、または軸（８）とともに回動自在に支
   持したことを特徴とする特許請求の範囲１または２記載
   の固定Ｒ飛行機。 ４・、　飛行の方向を操舵する操舵フィン（７）を駆動
   ユニッ）（８１４）の軸（１０）にほぼ直交する軸（９
   ）の周りに回動自在に支持したことを特徴とする特許請
   求の範囲１〜３のいずれか一項に記載の固定翼飛行機。 ５　駆動ユニット（８，４１）により発生ずるカウンタ
   トルクを相殺するための案内ベーン装置ｋＴ　（６）の
   案内ベーンを一方では駆動ユニット（８，４１）に回動
   自在に支持し、他方では駆動ユニットを包囲する共通シ
   ェル（］ｌ）に回動自在に支）４するとともに、操舵フ
   ィン（７）を駆動ユニツ）（８１４）のみに回動自在に
   支持したことを特徴とする特バ′１錆求の範囲１〜４の
   いずれか一項に記載の固定翼飛行機。 ６　案内ベーン装置（６）をサーボ手段ににり翼（１）
   の後縁に支持した尾翼ユニツ）　（１３）ニ閃能的に関
   連させたことを特徴とする特許請求の範囲１〜５のいず
   れか一項に記載の固定翼飛行機。 ７、　駆動ユニット（８１４）の軸（１０）および空気
   経路または空気通路（５）の軸を対称形状の翼の縦方向
   中心面上に配置したことを特徴とする特許請求の範囲１
   〜６のいずれか一項に記載の固定翼飛行機。 ８、　翼（１）の高きまたは厚さを翼の前面から空気経
   路または空気通路（５）の飛行方向に関して前方の位置
   にかけて徐々に減少させることを特徴とする特許請求の
   範囲１〜７のいずれか一項に記載の固定翼飛行機。 ９、　空気経路（５）の後縁リムは翼（１）の丸味のあ
   る部分により形成したことを特徴とする特許請求の範囲
   ８記載の固定翼飛行機。 １０、駆動ユニット（”９４）の回転用１線（１２）の
   周りの回転角を９００としたことを特徴とする特ｆｌ′
   請求の範囲１〜９のいずれか一項に記載の固定翼飛行機
   。