JPS6128559B2

JPS6128559B2 -

Info

Publication number: JPS6128559B2
Application number: JP4620581A
Authority: JP
Inventors: Shigeru Horinochi
Original assignee: Fuji Heavy Industries Ltd
Current assignee: Subaru Corp
Priority date: 1981-03-31
Filing date: 1981-03-31
Publication date: 1986-07-01
Also published as: DE3204137A1; JPS57160797A; BR6200400U

Description

【発明の詳細な説明】本発明は、ジエツト反力により垂直または短距
離の滑走を行なつて離着陸する方式の垂直離着陸
航空機に関する。

この方式による垂直離着陸機は、第１図に示す
ように、垂直方向の揚力を、搭載しているエンジ
ン１および２のジエツト排気１ａおよび２ａを下
向きに噴出することによりその反力として得てい
る。ところが、地面３の付近においては、このジ
エツト噴流が地面に当つて再び湧き上つてくるた
め、高温の排気ガス４および５が空気と共にエン
ジン１および２の空気取入口１ｂおよび２ｂから
再びエンジン内に吸い込まれることにより、エン
ジンの推力が大きく低下したり、場合によつては
エンジンが停止してしまうという状態に陥ること
がある。この程度は、ジエツト排気口１ｃおよび
２ｃと空気取入口１ｂおよび２ｂが近いほど、ま
た空気取入口１ｂおよび２ｂが地面に近いほど顕
著となる。

一方、エンジン２の空気取入口２ｂは、巡航時
にも使用されるものであるが、この配置では排気
ガスの湧き上り流５が空気取入口２ｂ内に吸い込
まれることになり都合が悪い。

本発明は以上のような問題に鑑みなされたもの
で、その目的とするところは、上述のような湧き
上り流の吸い込みを防ぎ、しかも巡航中のエンジ
ンの運転に問題のない空気取入部を備えた垂直離
着陸航空機を提供することにある。

次に、図面を参照して本発明の実施例を説明す
るが、本明細書中において、上下、前後とは、航
空機が通常の水平位置を保つている場合における
上下、前後を意味するものとする。

第２図ないし第４図には、本発明を亜音速機に
適用した場合の一例が示されている。これらの図
において、１および２は、第１図について説明し
たと同様なガスタービンエンジンであつて、エン
ジン１は常に下向きジエツト噴流を送り出す下向
きジエツト噴流発生装置を構成しており、エンジ
ン２は、第３図に示すような垂直離着陸時の下向
きジエツト噴流２ａ、または第４図に示すような
巡航時の後向きジエツト噴流２ｄを送り出す主ジ
エツト噴流装置を構成している。

エンジン２は、機体７の例えば両側部に設けた
ダクト８内に設けられており、ダクト８の前端に
は空気取入部９が、またその後端にはジエツト排
気部１０が設けられている。ジエツト排気部１０
にはジエツト排気を下方または後方へ向けること
ができるように排気流方向変換部１１が設けられ
ている。方向変換部１１は、重合状態で折り込み
可能な幾つかの中空部材により構成されている。
この方向変換部１１は公知の任意構造を用いるこ
とができる。

ダクト８の空気取入部９には、第５図に拡大し
て示すように、前方を向く空気取入口９ａと上方
を向く空気取入口９ｂとが設けられている。そし
て、これらの空気取入口９ａおよび９ｂは扉１２
によつて選択的に閉じられるようになつている。
空気取入口９ａの上縁と、空気取入口９ｂの前縁
は、ダクト８の前縁部８′近くの同じ位置にあ
り、その位置にある枢軸ピン１３によつて扉１２
の基端部が枢着されている。扉１２は、第５図お
よび第６図に示す実線位置では、上向きの空気取
入口９ｂを閉じて前向きの空気取入口９ａを開
き、ピン１３のまわりで下方へ回動した鎖線位置
では、上向きの空気取入口９ｂを開いて前向きの
空気取入口９ａを閉じるようになつている。第６
図および第７図に示すように、扉１２の回動は、
その基端部とダクト前縁部８′に両端が連結され
た油圧シリンダ等のアクチユエータ１４の伸縮に
よつて行なわれる。空気取入口９ａ，９ｂと、そ
のいずれか一方を選択的に閉じる扉１２とによつ
て空気取入口切換機構が構成される。

この実施例においては、離着陸時には、第３図
に示すように、扉１２を下方へ回動させるととも
に排気流方向変換部１１を下方へ向けてエンジン
２を運転し、さらにエンジン１をも運転する。こ
れによつて垂直方向に離着陸を行なうことができ
るが、この場合、扉１２が前向きの空気取入口９
ａを閉じるので、空気取入部９では上向きの空気
取入口９ｂのみから第７図に示すように空気が取
り入れられることになる。したがつて、第１図に
ついて説明したように下方から湧き上つてくる排
気流５およびそれによりまき上げられた地面の小
石等の異物が空気取入部９へ入る可能性は、地面
に近い空気取入口９ａが閉じていることにより低
いものとなる。

一方、巡航状態では、扉１２を第４図および第
６図に示すように上方へ回動させて前向きの空気
取入口９ａを開き、かつ排気流方向変換部１１を
第４図のように後方へ向ける。これよつて、飛行
は支障なく行なわれる。

第８図ないし第１２図には、本発明を超音速機
に適用した例を示す。第８図において、図示を省
略したガスタービンエンジンを内部に有するダク
ト８はその前端部の空気取入部９に、さきの実施
例と同様、前向きの空気取入口９ａおよび上向き
の空気取入口９ｂを有している。上向きの空気取
入口９ｂの前縁部（すなわち前向きの空気取入口
９ａの上縁部には、油圧シリンダ等からなる１対
のアクチユエータ１５，１６の一端がピン１７，
１８によつてそれぞれ枢着され、またこれらのア
クチユエータ１５，１６の他端は扉１９，２０に
ピン２１，２２によつて枢着されている。一方、
扉１９，２０の基端はダクト前縁部８′にピン２
３，２４によつて枢着されている。扉１９，２０
は第１の扉装置を構成する。第１の扉装置は上向
き空気取入口９ｂの前半部にわたる長さを有して
いる。

一方、上向き空気取入口９ｂの後縁部には、ピ
ン２５，２６によつて扉２７，２８の基端部が枢
着されている。扉２７は、油圧シリンダ等からな
るアクチユエータ２９の一端にピン３０により枢
着され、アクチユエータ２９の他端はピン３１に
よつてダクト８に枢着されている。また、扉２８
はピン３２によつて油圧シリンダ等からなるアク
チユエータ３３の一端に枢着され、アクチユエー
タ３３の他端はピン３４によりダクト８に枢着さ
れている。扉２７，２８は第２の扉装置を構成す
る。この第２の扉装置は上向き空気取入口９ｂの
後半部にわたる長さを有している。したがつて、
第１および第２の扉装置が水平位置をとると、上
向き空気取入口９ｂは両扉装置によつて閉じられ
ることになる。

第１の扉装置１９，２０の長さは、それが下方
へ回動した時に、前回き空気取入口９ａを閉じう
るような寸法を与えられている。なお、アクチユ
エータ１５，１６，２９，３３はそれぞれ独立し
て作動可能とされている。

超音速機の場合には、超音速の自由流を空気取
入口において効率的に減速し、音速以下の速度に
してエンジンに導いてやる必要があり、そのため
にこの実施例では各扉装置を２枚の扉によつて構
成している。

この実施例では、垂直離着陸の場合、第９図に
示すように、第１扉装置１９，２０によつて前向
き空気取入口を閉じ、第２の扉装置２７，２８を
上方へ回動させることによつて上向き空気取入口
９ｂを開放する。これによつて、さきの実施例と
同様、湧き上り流による問題が解決される。

亜音速巡航時には、第１０図に示すように、第
１および第２の扉装置１９，２０，２７，２８に
すべて水平位置をとらせ、前向き空気取入口９ａ
を完全に開く。

第１１図は超音速時の状態を示す。この場合に
は、第１０図の状態において扉２０，２８のみを
幾分下方へ回動させて中間位置をとらせ、空気取
入口において衝撃波を発生させ、空気流を効率よ
く減速させてダクト８内へ導入する。なお第１１
図の場合、後方の外側扉２７を若干内側（下方）
に回動させて上向き空気取入口を少し開放し、こ
こからブリードを抜くことができる。

第１２図は、通常航空機と同様に、滑走路上を
ある程度滑走しながら離着陸を行なう場合を示し
ている。この場合には、第１の扉装置１９，２０
により上向き空気取入口の前半部を閉じ、第２の
扉装置２７，２８を少し上方へ回動させる。これ
によつて、必要な空気量を上向き空気取入口から
も効率よく吸い込むことができる。

以上に実施例について述べたように、本発明で
は、垂直離着陸時の熱い排気ガスを含む湧き上り
流のエンジン内への吸い込みを避け、エンジンへ
の悪影響を防ぐことができるにもかかわらず、巡
航時における空気の取入れに支障のない構造が得
られる。

また、本併合発明によれば、上述の点に加え
て、超音速時の空気の減速を伴う取り入れ、およ
び滑走による離着陸時の空気入れの効率向上が可
能となる。

【図面の簡単な説明】

第１図は垂直離着陸時の湧き上り流の説明図、
第２図は本発明の一実施例による航空機の一部断
面平面図、第３図は第２図の一部断面側面図、第
４図は異なる状態を示す第３図と同様な図、第５
図は第４図の要部拡大図、第６図および第７図は
第５図における要部をさらに拡大して示す異なる
状態の図、第８図は本発明の他の例を示す要部拡
大縦断面図、第９図は第８図の構成を備えた航空
機の垂直離着陸時の状態を示す図、第１０図ない
し第１２図は、それぞれ、亜音速巡航時、超音速
巡航時および滑走時の状態を示す図である。１……下向きジエツト噴流発生装置（ガスター
ビンエンジン）、２……主ジエツト噴流発生装置
（ガスタービンエンジン）、４，５……湧き上り
流、８……ダクト、９……空気取入部、１０……
ジエツト排気部、１１……排気流方向変換部、９
ａ……前向きの空気取入口、９ｂ……上向きの空
気取入口、１２……扉、９ａ，９ｂ，１２……空
気取入口切換機構、１４……油圧シリンダ、１
５，１６……油圧シリンダ、１９，２０……第１
の扉装置、２７，２８……第２の扉装置、２９，
３３……油圧シリンダ、２３，２４，２５，２６
……枢着ピン。

Claims

【特許請求の範囲】１前部に空気取入部を、後部にジエツト排気部
を有する前後方向のダクトと、このダクトの途中
に設けたガスタービンエンジンからなる主ジエツ
ト噴流発生装置と、前記ジエツト排気部を下向き
位置と後向き位置との間で調節可能にする排気流
方向変換部と、前記ダクトの前方に位置するガス
タービンエンジンからなる下向きジエツト噴流発
生装置とを備えた垂直離着陸航空機において、前
記ダクトの空気取入部に、空気取入開口が前方に
向く状態と空気取入開口が上方に向く状態との間
での切換えを行なう空気取入口切換機構を設けた
ことを特徴とする航空機。２前方を向く空気取入口と、上方を向く空気取
入口と、これらの取入口と選択的に閉鎖するよう
に両空気取入口間にわたつて回動自在の扉とによ
つて空気取入口切換機構を構成した特許請求の範
囲第１項記載の航空機。３前部に空気取入部を、後部にジエツト排気部
を有する前後方向のダクトと、このダクトの途中
に設けたガスタービンエンジンからなる主ジエツ
ト噴流発生装置と、前記ジエツト排気部を下向き
位置と後向き位置との間で調節可能にする排気流
方向変換部と、前記ダクトの前方に位置し、かつ
ガスタービンエンジンからなる下向きジエツト噴
流発生装置とを備えた垂直離着陸航空機におい
て、前記ダクトの空気取入部に、空気取入開口が
前方に向く状態と空気取入開口が上方に向く状態
との間での切換えを行なう空気取入口切換機構を
設け、この切換機構を、空気取入部に前方へ向つ
て開口するように設けた空気取入口と空気取入部
に上方へ向つて開口するように設けた空気取入口
と、上方へ向いた空気取入口の前半部を閉じる位
置と前方へ向いた空気取入口を閉じる位置との間
で回動自在の第１扉装置と、上方へ向いた空気取
入口の後半部を開閉する第２扉装置とによつて構
成したことを特徴とする航空機。４上方へ向いた空気取入口の前縁部に沿つて第
１扉装置の基部を枢着し、上方へ向いた空気取入
口の後縁部に沿つて第２扉装置の基部を枢着した
特許請求の範囲第３項記載の航空機。５第１扉装置および第２扉装置を、いずれも、
各別に回動可能の２枚の扉によつて構成した特許
請求の範囲第４項記載の航空機。