JP3712961B2

JP3712961B2 - Vertical take-off and landing aircraft

Info

Publication number: JP3712961B2
Application number: JP2001215945A
Authority: JP
Inventors: 勝昭富安
Original assignee: 勝昭富安
Priority date: 2001-07-16
Filing date: 2001-07-16
Publication date: 2005-11-02
Anticipated expiration: 2021-07-16
Also published as: JP2003028005A

Description

【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[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft. More specifically, the nozzles of low-temperature air (bypass air) that is injected as it is through the fan and high-temperature air (jet) that is burned and injected from the fan through the compressor are divided into the materials. The present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft that uses a turbofan engine with a reasonable structure that does not waste heat resistance.
[0002]
[Prior art]
Conventionally, an aircraft that does not require a runway, can take off and land on a short run, and can fly at subsonic speeds (vertical take-off and landing aircraft (VTOL), the latter) There is a short take-off and landing aircraft (STOL). Such aircraft are used as, for example, business aircraft, emergency disaster prevention aircraft, search and rescue aircraft, maritime security rescue aircraft, or government-only aircraft.
[0003]
Among these, the gas turbine engine mounted on the vertical take-off and landing aircraft (VTOL), for example, changes the direction of the engine itself during vertical take-off and landing and horizontal flight (a turboprop engine is adopted), during vertical take-off and landing In some cases, the direction of the engine does not change during level flight, only the direction of the nozzle changes (a turbofan engine is used).
[0004]
The latter turbofan engine has a low fuel consumption rate and high overall efficiency. A turbofan engine uses low-temperature air (bypass air) injected as it is through a fan and high-temperature air (jet) that is burned and injected from a fan through a compressor. The air is jetted from a common nozzle at the same location.
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
However, the conventional turbofan engine and the vertical take-off and landing aircraft as described above have the following problems.
That is, low-temperature air (bypass air) injected as it is through the fan and high-temperature air (jet) that is burned and injected from the fan through the compressor are injected from a common nozzle at the same location. Therefore, the air jetted as it is through the fan does not naturally become high temperature, but is mixed and heated to a high temperature by using a nozzle common to the high temperature jet.
Therefore, as a result, the nozzle and the entire necessary portion in the vicinity thereof must be made of an expensive material (metal, ceramic, etc.) having high heat resistance. In addition, the design considering the thermal expansion of the movable part is not easy, and the overall cost including the cost of the material is high.
[0006]
(Object of the present invention)
The object of the present invention is to separate the nozzles of low-temperature air that is injected as it is through the fan and high-temperature air that is burned and injected from the fan through the compressor, and useless in terms of heat resistance of the material. It is to provide a vertical take-off and landing aircraft using a turbofan engine with no reasonable structure .
[0007]
[Means for Solving the Problems]
The means of the present invention taken to achieve the above object are as follows.
In the first invention,
There are four turbofan engines, one on each side of the main wing and one turbofan engine on both sides of the rear of the fuselage.
The rear turbofan engine provided on the fuselage is positioned inside the front turbofan engine provided on the main wing so that the jet of the front turbofan engine does not directly hit,
The above turbofan engine
A bypass nozzle that injects low-temperature bypass air that is directly injected through the fan, and a jet nozzle that injects a high-temperature jet that burns from the fan through the compressor,
The bypass nozzle has a tubular and straight airway part, and a hollow and spherical exhaust passage part provided at the rear part thereof,
A horizontal injection port is provided at the rear of the exhaust passage, a downward injection port is provided at the lower part of the exhaust passage, and the exhaust passage moves in an airtight state on the contact surface along its outer surface. A single sealing body is provided, and the sealing body is pivoted up and down to selectively close the horizontal injection port and the downward injection port so that when one is fully open, the other is fully closed. , Bypass air can be selectively injected downward and horizontally,
The jet nozzle is designed to inject the jet only downward,
The output of each turbofan engine is adjusted so that the vertical take-off and landing aircraft can take off and land while maintaining a horizontal state.
It is a vertical take-off and landing aircraft.
[0008]
The bypass ratio of the turbofan engine according to the present invention (the value obtained by dividing the amount of bypass air by the amount of jet air) is not particularly limited, but is generally about 3 to 6. The performance of the turbofan engine varies depending on the bypass ratio. Generally, as the bypass ratio increases, the propulsion efficiency improves and the fuel consumption rate decreases.
The turbofan engine according to the present invention can be used not only as an actual vertical take-off and landing aircraft but also as an engine for a vertical take-off and landing aircraft of a model airplane by downsizing.
[0009]
(Function)
The turbofan engine according to the present invention has a vertical take-off and landing function, and low-temperature air (bypass air) that is directly injected through the fan and high-temperature air that is burned and injected from the fan through the compressor ( Each nozzle of the jet) is divided into a bypass nozzle and a jet nozzle.
Therefore, a material with high heat resistance should be used only in and around the jet nozzle that injects high-temperature air, and should not be used in bypass nozzles that inject low-temperature air. By adopting the structure, the design can be facilitated and the entire cost including the cost of the material can be suppressed.
[0010]
When a vertical take-off and landing aircraft equipped with a turbofan engine according to the present invention is raised vertically, the engine is first started. The bypass nozzle is selected in the downward direction so that the bypass air can be injected in the same downward direction as the jet by the jet nozzle. And the output of an engine is raised and a bypass air and a jet are injected below. Thereby, the vertical take-off and landing aircraft can take off and rise in the vertical direction while maintaining a horizontal state.
[0011]
When rising to a predetermined altitude and then moving on to horizontal flight, the bypass nozzle selects the horizontal direction and injects bypass air in the horizontal direction (the direction opposite to the flight direction). The propulsive force of the vertical take-off and landing aircraft is obtained by bypass air, and the lift force is obtained by downward jetting by wings and jet nozzles.
[0012]
When landing, as in the case of ascending vertically, the bypass nozzle is selected to be in the downward direction, and the bypass air is injected in the same downward direction as the jet from the jet nozzle, while adjusting the injection amount and maintaining the horizontal state. Descent and land.
[0013]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
The present invention will be described in more detail based on embodiments shown in the drawings.
FIG. 1 is an explanatory view showing the structure of a jet engine according to the present invention.
Symbol E is a turbofan engine having a fan on the front side. The turbofan engine E includes a duct 1. The duct 1 is formed in a substantially cylindrical shape. Inside the duct 1, the engine main body 2 is mounted by mounting ribs 10.
[0014]
The engine body 2 has an engine duct 20. The engine duct 20 is supported by a shaft (not shown), and a fan 21 is provided at the front end thereof. A low-pressure compressor 22 and a high-pressure compressor 23 are provided on the rear side of the fan 21. A combustion chamber 24 is provided on the rear side of the high-pressure compressor 23.
[0015]
On the rear side of the combustion chamber 24, a high-pressure turbine 25 for driving a fan and a low-pressure turbine 26 for driving a compressor are provided. A jet nozzle 27 is provided at the rear of the engine duct 20. The jet nozzle 27 is bent downward, passes through a wall portion of an airway portion 30 described later, and jets the jet downward. The jet direction of the jet nozzle 27 is normally a vertically downward direction, but is not limited to this as long as a vertical take-off and landing aircraft equipped with the turbofan engine E can perform vertical take-off and landing. The jet nozzle 27 may be a movable type that can change the injection direction.
[0016]
A bypass nozzle 3 is connected to the rear end of the duct 1. The bypass nozzle 3 has a tubular and straight airway portion 30 and a hollow and substantially spherical exhaust passage portion 31 provided at the rear portion thereof. As described above, the jet nozzle 27 passes through the wall portion of the airway portion 30.
A circular horizontal injection port 32 is provided at the rear of the exhaust passage 31. A circular downward injection port 33 is also provided in the lower part of the exhaust passage 31. Further, the exhaust passage portion 31 is provided with a sealing body 34 that moves in an airtight state (on the contact surface) along the outer surface of the exhaust passage portion 31. The sealing body 34 is rotated up and down about the shaft 35, and can selectively seal the horizontal injection port 32 and the downward injection port 33.
[0017]
FIG. 2 is a front view of a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention,
FIG. 3 is a plan view of a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention,
FIG. 4 is a side view of a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention.
[0018]
Here, the outline of the structure of the vertical take-off and landing aircraft J will be described.
Reference numeral 4 is a fuselage, 5 is a main wing, 6 is a vertical tail, and 7 is a horizontal tail. One turbofan engine E described above is provided at the lower part on both sides of the main wing 5. One turbofan engine E is also provided on each side of the rear part of the body 4.
The rear turbofan engine E provided on the fuselage 4 is positioned on the inner side of the front turbofan engine E provided on the main wing 5 and directly hits the jet of the front turbofan engine E. I'm trying not to get it.
[0019]
(Work)
FIG. 5 shows the state of the turbofan engine on the main wing side when the vertical take-off and landing aircraft flies, (a) is a side view explanatory view when vertically rising, descending or stopping in the air, (b) is when flying horizontally It is side view explanatory drawing.
With reference to FIG. 1 thru | or FIG. 5, the effect | action of the turbofan engine E which concerns on this invention and the vertical take-off and landing aircraft J which mounts it is demonstrated.
[0020]
When raising the vertical take-off and landing aircraft J vertically, first, each turbofan engine E is started. In the bypass nozzle 3, the downward injection port 33 is selected (the horizontal injection port 32 is blocked by the blocking body 34), and the bypass air can be injected in the same downward direction as the jet by the jet nozzle 27.
And the output of each turbofan engine E is raised, and bypass air and a jet are injected below. Thereby, the vertical take-off and landing aircraft J can take off and rise in the vertical direction while maintaining a horizontal state.
[0021]
At this time, the output or injection amount of each turbofan engine E is set to 60% of the total on the two main wing side and 40% on the two tail side, so that the horizontal state of the vertical take-off and landing aircraft J I try to keep it. The balance setting of the output is similarly 60% for the two main wings and 40% for the two tails when landing, which will be described later, but is not limited to this value.
[0022]
When the vertical take-off and landing aircraft J moves up to a predetermined altitude and moves to a horizontal flight, the horizontal nozzle 32 is selected as the bypass nozzle 3 of each turbofan engine E (the downward jet 33 is blocked by the blocking body 34). The bypass air is injected in the horizontal direction (opposite to the flight direction).
The propulsive force at the time of horizontal flight of the vertical take-off and landing aircraft J is obtained by bypass air, and the lift force is obtained by a wing (the main wing 5 and the horizontal tail 7) and a jet in the downward direction by the jet nozzle 27. Since the bypass nozzle 3 is substantially spherical, the air resistance during flight is small.
[0023]
When the vertical take-off and landing aircraft J land, as in the case of vertical ascent, the downward nozzle 33 is selected for the bypass nozzle 3, and the bypass air is injected downward in the same direction as the jet from the jet nozzle 27, and the injection is performed. Adjust the amount (becomes weaker when ascending), descend and land while keeping level.
Thus, the vertical take-off and landing aircraft J according to the present invention can perform ascending, descending, and horizontal flight by switching the horizontal injection port 32 and the downward injection port 33 provided in the bypass nozzle 3, and the runway It is possible to take off and land in a narrow place without needing.
[0024]
Note that the terms and expressions used in the present specification are merely explanatory and not restrictive, and do not exclude terms and expressions equivalent to the above terms and expressions. The present invention is not limited to the illustrated embodiment, and various modifications can be made within the scope of the technical idea.
[0025]
【The invention's effect】
The present invention divides the low temperature air that is injected as it is through the fan and the high temperature air that is burned and injected from the fan through the compressor, so that there is no waste in terms of heat resistance of the material. A vertical take-off and landing aircraft using a turbofan engine with a typical structure can be provided.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an explanatory diagram showing the structure of a turbofan engine according to the present invention.
FIG. 2 is a front view of a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention.
FIG. 3 is a plan view of a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention.
FIG. 4 is a side view of a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention.
FIG. 5 shows the state of the turbofan engine on the main wing side when the vertical take-off and landing aircraft flies, (a) is a side view explanatory view when vertically rising, descending or stopping in the air, and (b) is when flying horizontally FIG.
[Explanation of symbols]
E turbofan engine 1 duct 10 mounting rib 2 engine body 20 engine duct 21 fan 22 low pressure compressor 23 high pressure compressor 24 combustion chamber 25 high pressure turbine 26 low pressure turbine 27 jet nozzle 3 bypass nozzle 30 airway portion 31 exhaust passage portion 32 horizontal injection Mouth 33 Downward injection port 34 Sealed body 35 Axis J Vertical take-off and landing aircraft 4 Fuselage 5 Main wing 6 Vertical tail 7 Horizontal tail

Claims

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。There are four turbofan engines (E) at the bottom on both sides of the main wing (5) and one turbofan engine (E) on both sides of the rear of the fuselage (4).
The rear turbofan engine (E) provided on the fuselage (4) is positioned on the inner side of the front turbofan engine (E) provided on the main wing (5), and the front turbofan engine (E). ) Jet is not hit directly,
The turbofan engine (E)
A bypass nozzle (3) that injects low-temperature bypass air that is directly injected through the fan (21), and a jet nozzle (27) that injects a hot jet that burns through the compressor from the fan (21). Has
The bypass nozzle (3) has a tubular and straight airway part (30), and a hollow and spherical exhaust passage part (31) provided at the rear part thereof ,
Yes the rear exhaust road section (31) provided with a horizontal injection port (32), the bottom of the exhaust way section (31) Yes with downward spray openings (33) is provided, the exhaust road section (31) Is provided with a single sealing body (34) that moves in an airtight manner on the contact surface along its outer surface, and the sealing body (34) is rotated in the vertical direction to form a horizontal injection port (32) . The downward injection port (33) is selectively blocked so that when one side is fully open and the other is fully closed, the bypass air can be selectively injected downward and horizontally,
The jet nozzle (27) is designed to inject the jet only downward,
The output of each turbofan engine (E) is adjusted so that the vertical take-off and landing aircraft can take off and land while maintaining a horizontal state.
Vertical take-off and landing aircraft.