(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
主翼(5)の両側の下部にターボファンエンジン(E)が一基ずつ、胴体(4)の後部の両側にターボファンエンジン(E)が一基ずつ、合計四基設けてあり、
胴体(4)に設けられる後部側のターボファンエンジン(E)は、主翼(5)に設けられる前部側のターボファンエンジン(E)より内側に位置させて前部側のターボファンエンジン(E)のジェットが直接当たることがないようにしてあり、
上記ターボファンエンジン(E)は、
ファン(21)を通ってそのまま噴射される低温のバイパス空気を噴射するバイパスノズル(3)と、ファン(21)から圧縮機を通って燃焼する高温のジェットを噴射するジェットノズル(27)とを備えており、
上記バイパスノズル(3)は、管状で直線的な気道部(30)と、その後部に設けられた中空で球形状の排気道部(31)を有しており、
排気道部(31)の後部には水平噴射口(32)が設けてあり、排気道部(31)の下部には下向噴射口(33)が設けてあり、排気道部(31)には、その外表面に沿って接触面において気密状態で移動する単一の封鎖体(34)が設けてあり、封鎖体(34)は上下方向に回動操作され、水平噴射口(32)と下向噴射口(33)を一方が全開になると他方が全閉になるようにして選択的に封鎖し、バイパス空気を下方向と水平方向へ選択的に噴射できるようにしてあり、
上記ジェットノズル(27)は、ジェットを下方向へのみ噴射するようにしてあり、
上記各ターボファンエンジン(E)の出力は、垂直離着陸機が水平状態を保って離着陸できるよう調整されていることを特徴とする、
垂直離着陸機。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、垂直離着陸機に関するものである。更に詳しくは、ファンを通ってそのまま噴射される低温の空気（バイパス空気）と、ファンから圧縮機を通って燃焼して噴射される高温の空気（ジェット）のそれぞれのノズルを分けて、材料の耐熱性に関して無駄のない合理的な構造としたターボファンエンジンを使用した垂直離着陸機に関する。
【０００２】
【従来技術】
従来より、滑走路を必要としないか、あるいは短い距離の滑走で離着陸でき、しかも亜音速以上の速度で飛行できる航空機（前者を垂直離着陸機(VTOL：vertical take‐off and landing aircraft)、後者を短距離離着陸機(STOL：short take‐off and landing aircraft)という）がある。このような航空機は、例えばビジネス機、救急防災機、捜索救難機、海上警備救難機、あるいは政府専用機などとして利用されている。
【０００３】
これらのうち、垂直離着陸機(VTOL)に搭載されているガスタービンエンジンには、例えば垂直離着陸時と水平飛行時でエンジンそのものの方向が変わるもの（ターボプロップエンジンが採用される）、垂直離着陸時と水平飛行時でエンジンの方向は変わらず、ノズルの方向のみが変わるもの（ターボファンエンジンが採用される）がある。
【０００４】
後者のターボファンエンジンは、燃料消費率が低く、高い総合効率が得られる。ターボファンエンジンは、ファンを通ってそのまま噴射される低温の空気（バイパス空気）と、ファンから圧縮機を通って燃焼して噴射される高温の空気（ジェット）とを推力とするもので、これらの空気は同じ場所にある共通のノズルから噴射されるようになっている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、上記したような従来のターボファンエンジンと垂直離着陸機には、次のような課題があった。
すなわち、ファンを通ってそのまま噴射される低温の空気（バイパス空気）と、ファンから圧縮機を通って燃焼して噴射される高温の空気（ジェット）は、同じ場所にある共通のノズルから噴射されるので、ファンを通ってそのまま噴射される空気は、本来高温とはならないが、高温のジェットと共通のノズルを使用することにより混合加熱されて高温になってしまう。
従って、結果的にノズル及びその近傍の必要箇所全体を耐熱性の高い高価な材料（金属、セラミック等）でつくらなければならなかった。また、可動部分の熱膨張などを考慮にいれた設計が容易でなく、材料のコストを含む全体のコストも高くなっていた。
【０００６】
（本発明の目的）
本発明の目的は、ファンを通ってそのまま噴射される低温の空気と、ファンから圧縮機を通って燃焼して噴射される高温の空気のそれぞれのノズルを分けて、材料の耐熱性に関して無駄のない合理的な構造としたターボファンエンジンを使用した垂直離着陸機を提供することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために講じた本発明の手段は次のとおりである。
第１の発明にあっては、
主翼の両側の下部にターボファンエンジンが一基ずつ、胴体の後部の両側にターボファンエンジンが一基ずつ、合計四基設けてあり、
胴体に設けられる後部側のターボファンエンジンは、主翼に設けられる前部側のターボファンエンジンより内側に位置させて前部側のターボファンエンジンのジェットが直接当たることがないようにしてあり、
上記ターボファンエンジンは、
ファンを通ってそのまま噴射される低温のバイパス空気を噴射するバイパスノズルと、ファンから圧縮機を通って燃焼する高温のジェットを噴射するジェットノズルとを備えており、
上記バイパスノズルは、管状で直線的な気道部と、その後部に設けられた中空で球形状の排気道部を有しており、
排気道部の後部には水平噴射口が設けてあり、排気道部の下部には下向噴射口が設けてあり、排気道部には、その外表面に沿って接触面において気密状態で移動する単一の封鎖体が設けてあり、封鎖体は上下方向に回動操作され、水平噴射口と下向噴射口を一方が全開になると他方が全閉になるようにして選択的に封鎖し、バイパス空気を下方向と水平方向へ選択的に噴射できるようにしてあり、
上記ジェットノズルは、ジェットを下方向へのみ噴射するようにしてあり、
上記各ターボファンエンジンの出力は、垂直離着陸機が水平状態を保って離着陸できるよう調整されていることを特徴とする、
垂直離着陸機である。
【０００８】
本発明に係るターボファンエンジンのバイパス比（バイパス空気の空気量をジェットの空気量で割った値）は、特に限定するものではないが、一般的には３〜６程度である。ターボファンエンジンの性能は、バイパス比によって変化し、一般にはバイパス比の増大にともなって推進効率が向上し、燃料消費率が減少する。
なお、本発明に係るターボファンエンジンは、実際の垂直離着陸機だけでなく、小型化することによって模型飛行機の垂直離着陸機用のエンジンとして使用することもできる。
【０００９】
（作用）
本発明に係るターボファンエンジンは、垂直離着陸機能を有し、ファンを通ってそのまま噴射される低温の空気（バイパス空気）と、ファンから圧縮機を通って燃焼して噴射される高温の空気（ジェット）のそれぞれのノズルがバイパスノズルとジェットノズルに分けられている。
従って、耐熱性の高い材料は高温の空気を噴射するジェットノズル及びその近傍のみに使用し、低温の空気を噴射するバイパスノズルには使用しないようにし、材料の耐熱性に関して無駄のない合理的な構造とすることによって、設計を容易にすると共に、材料のコストを含む全体のコストを抑えることができる。
【００１０】
本発明に係るターボファンエンジンを搭載した垂直離着陸機を垂直上昇させるときには、まず、エンジンを始動する。バイパスノズルは、下方向が選択され、バイパス空気をジェットノズルによるジェットと同じ下方向へ噴射できるようにする。そして、エンジンの出力を上げて、バイパス空気とジェットを下方へ噴射する。これにより、垂直離着陸機は、離陸して水平状態を保ちながら垂直方向へ上昇することができる。
【００１１】
所定の高度まで上昇した後、水平飛行に移るときは、バイパスノズルは、水平方向が選択され、バイパス空気を、水平方向（飛行方向と反対方向）へ噴射する。垂直離着陸機の推進力はバイパス空気によって得られ、揚力は翼とジェットノズルによる下方向へのジェットにより得られる。
【００１２】
着陸する場合は、垂直上昇する場合と同様に、バイパスノズルは、下方向が選択され、バイパス空気を、ジェットノズルによるジェットと同じ下方向へ噴射し、噴射量を調整し、水平状態を保ちながら降下し、着陸する。
【００１３】
【発明の実施の形態】
本発明を図面に示した実施の形態に基づき更に詳細に説明する。
図１は本発明に係るジェットエンジンの構造を示す説明図である。
符号Ｅは、前部側にファンを有するターボファンエンジンである。ターボファンエンジンＥは、ダクト１を備えている。ダクト１はほぼ円筒形状に形成されている。ダクト１内部には、取付リブ１０によってエンジン本体２が取り付けてある。
【００１４】
エンジン本体２は、エンジンダクト２０を有している。エンジンダクト２０には、シャフト（図示省略）が軸支してあり、その前端部にはファン２１が設けてある。ファン２１の後方側には、低圧圧縮機２２と高圧圧縮機２３が設けてある。高圧圧縮機２３の後方側には、燃焼室２４が設けてある。
【００１５】
燃焼室２４の後方側には、ファン駆動用の高圧タービン２５と圧縮機駆動用の低圧タービン２６が設けてある。エンジンダクト２０の後部には、ジェットノズル２７が設けてある。ジェットノズル２７は、下方へ曲げられており、後述する気道部３０の壁部を貫通し、ジェットを下方向へ噴射できるようにしてある。ジェットノズル２７の噴射方向は、通常は垂直下方向であるが、ターボファンエンジンＥを搭載した垂直離着陸機が垂直離着陸できれば、これに限定するものではない。なお、ジェットノズル２７は、噴射方向を変えることができる可動型としてもよい。
【００１６】
また、上記ダクト１の後端部には、バイパスノズル３が連設してある。バイパスノズル３は、管状で直線的な気道部３０と、その後部に設けられた中空でほぼ球形状の排気道部３１を有している。上記したように、気道部３０の壁部は、ジェットノズル２７が貫通している。
排気道部３１の後部には円形の水平噴射口３２が設けてある。排気道部３１の下部には同じく円形の下向噴射口３３が設けてある。また、排気道部３１には、排気道部３１の外表面に沿って気密状態（接触面において）で移動する封鎖体３４が設けてある。封鎖体３４は、軸３５を中心として上下方向に回動操作され、水平噴射口３２と下向噴射口３３を選択的に封鎖することができる。
【００１７】
図２は本発明に係る垂直離着陸機の正面図、
図３は本発明に係る垂直離着陸機の平面図、
図４は本発明に係る垂直離着陸機の側面図である。
【００１８】
ここで、垂直離着陸機Ｊの構造の概略を説明する。
符号４は胴体、５は主翼、６は垂直尾翼、７は水平尾翼である。主翼５の両側の下部には、上記したターボファンエンジンＥが一基ずつ設けてある。また、胴体４の後部の両側にもターボファンエンジンＥが一基ずつ設けてある。
なお、胴体４に設けられる後部側のターボファンエンジンＥは、主翼５に設けられる前部側のターボファンエンジンＥより内側に位置させてあり、前部側のターボファンエンジンＥのジェットが直接当たることがないようにしている。
【００１９】
（作  用）
図５は垂直離着陸機が飛行するときの主翼側のターボファンエンジンの状態を示し、（ａ）は垂直上昇、降下または空中停止するときの側面視説明図、（ｂ）は水平飛行するときの側面視説明図である。
図１ないし図５を参照して、本発明に係るターボファンエンジンＥ及びそれを搭載した垂直離着陸機Ｊの作用を説明する。
【００２０】
垂直離着陸機Ｊを垂直上昇させるときには、まず、各ターボファンエンジンＥを始動する。バイパスノズル３は、下向噴射口３３が選択され（封鎖体３４によって水平噴射口３２が封鎖される）、バイパス空気を、ジェットノズル２７によるジェットと同じ下方向へ噴射できるようにする。
そして、各ターボファンエンジンＥの出力を上げて、バイパス空気とジェットを下方へ噴射する。これにより、垂直離着陸機Ｊは、離陸して水平状態を保ちながら垂直方向へ上昇することができる。
【００２１】
この際の各ターボファンエンジンＥの出力または噴射量は、主翼側の二基で全体の６０％、尾翼側の二基で４０％に設定されており、これにより垂直離着陸機Ｊの水平状態を保つようにしている。なお、この出力のバランス設定は、後述する着陸する場合も同様に主翼側の二基で６０％、尾翼側の二基で４０％であるが、この値に限定するものではない。
【００２２】
垂直離着陸機Ｊが所定の高度まで上昇した後、水平飛行に移るときは、各ターボファンエンジンＥのバイパスノズル３は、水平噴射口３２が選択され（封鎖体３４によって下向噴射口３３が封鎖される）、バイパス空気を、水平方向（飛行方向と反対方向）へ噴射する。
垂直離着陸機Ｊの水平飛行時の推進力はバイパス空気によって得られ、揚力は、翼（主翼５と水平尾翼７）と、ジェットノズル２７による下方向へのジェットにより得られる。なお、バイパスノズル３はほぼ球形であるので、飛行時における空気抵抗が小さい。
【００２３】
垂直離着陸機Ｊが着陸する場合は、垂直上昇する場合と同様に、バイパスノズル３は、下向噴射口３３が選択され、バイパス空気を、ジェットノズル２７によるジェットと同じ下方向へ噴射し、噴射量を調整し（上昇するときより弱くなる）、水平状態を保ちながら降下し、着陸する。
このように、本発明に係る垂直離着陸機Ｊは、バイパスノズル３に設けてある水平噴射口３２と下向噴射口３３を切り換えることによって、上昇、降下及び水平飛行を行うことができ、滑走路を必要とせず、狭い場所で離着陸することができる。
【００２４】
なお、本明細書で使用している用語と表現は、あくまで説明上のものであって限定的なものではなく、上記用語、表現と等価の用語、表現を除外するものではない。また、本発明は図示されている実施の形態に限定されるものではなく、技術思想の範囲内において種々の変形が可能である。
【００２５】
【発明の効果】
本発明は、ファンを通ってそのまま噴射される低温の空気と、ファンから圧縮機を通って燃焼して噴射される高温の空気のそれぞれのノズルを分けて、材料の耐熱性に関して無駄のない合理的な構造としたターボファンエンジンを使用した垂直離着陸機を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明に係るターボファンエンジンの構造を示す説明図。
【図２】  本発明に係る垂直離着陸機の正面図。
【図３】  本発明に係る垂直離着陸機の平面図。
【図４】  本発明に係る垂直離着陸機の側面図。
【図５】  垂直離着陸機が飛行するときの主翼側のターボファンエンジンの状態を示し、（ａ）は垂直上昇、降下または空中停止するときの側面視説明図、（ｂ）は水平飛行するときの側面視説明図。
【符号の説明】
Ｅ  ターボファンエンジン
１  ダクト
１０  取付リブ
２  エンジン本体
２０  エンジンダクト
２１  ファン
２２  低圧圧縮機
２３  高圧圧縮機
２４  燃焼室
２５  高圧タービン
２６  低圧タービン
２７  ジェットノズル
３  バイパスノズル
３０  気道部
３１  排気道部
３２  水平噴射口
３３  下向噴射口
３４  封鎖体
３５  軸
Ｊ  垂直離着陸機
４  胴体
５  主翼
６  垂直尾翼
７  水平尾翼
【図１】
0003712961.tif 000002
【図２】
0003712961.tif 000003
【図３】
0003712961.tif 000004
【図４】
0003712961.tif 000005
【図５】
0003712961.tif 000006