JPH01301495A - 揚力発生装置および揚力発生装置を用いた飛行体ならびに揚力発生方法 - Google Patents
揚力発生装置および揚力発生装置を用いた飛行体ならびに揚力発生方法Info
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- JPH01301495A JPH01301495A JP63180686A JP18068688A JPH01301495A JP H01301495 A JPH01301495 A JP H01301495A JP 63180686 A JP63180686 A JP 63180686A JP 18068688 A JP18068688 A JP 18068688A JP H01301495 A JPH01301495 A JP H01301495A
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-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/06—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings
- B64C39/062—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings
- B64C39/064—Aircraft not otherwise provided for having disc- or ring-shaped wings having annular wings with radial airflow
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0041—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors
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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
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は空中移動のための揚力発生装置および同装置を
用いた飛行体ならびに揚力発生方法に関するものである
。
用いた飛行体ならびに揚力発生方法に関するものである
。
従来、空中移動、とくに垂直移動のための揚力発生方式
として、ヘリコプタのように回転翼(〇−タ)によって
上向きの推力を得る方式が採用されている。
として、ヘリコプタのように回転翼(〇−タ)によって
上向きの推力を得る方式が採用されている。
しかし、このロータ方式によると、ロータ回転による危
険が伴うとともに、ロータ騒音が大きく、また、〇−夕
が少しの障害物によっても破損しやすい等の欠点があっ
た。
険が伴うとともに、ロータ騒音が大きく、また、〇−夕
が少しの障害物によっても破損しやすい等の欠点があっ
た。
一方、このロータ方式に代わるものとして、特開昭61
−268597号公報に示されているように、ターボフ
ァンによって円形翼の前方から取入れた高速空気をL字
形通路を介して翼上面中心部に導き、ここから翼体周縁
に向けて噴出させることにより、翼上面側を負圧にして
揚力を得る方式が公知となっている。
−268597号公報に示されているように、ターボフ
ァンによって円形翼の前方から取入れた高速空気をL字
形通路を介して翼上面中心部に導き、ここから翼体周縁
に向けて噴出させることにより、翼上面側を負圧にして
揚力を得る方式が公知となっている。
しかし、この方式によると、肩上面に噴出される高速空
気は、噴出直後に大気開放によって低速化すること、タ
ーボファンのみによる空気導入のため噴出空気の絶対値
が不十分であることにより、思うような負圧状態が得ら
れず、したがって十分な揚力が発生しないという欠点が
あった。
気は、噴出直後に大気開放によって低速化すること、タ
ーボファンのみによる空気導入のため噴出空気の絶対値
が不十分であることにより、思うような負圧状態が得ら
れず、したがって十分な揚力が発生しないという欠点が
あった。
そこで本発明は、導入空気による翼上面側と下面側の圧
力差によって揚力を得る方式をとりながら、十分な揚力
を発生させることができる揚力発生装置および同装置を
用いた飛行体ならびに揚力発生方法を提供するものであ
る。
力差によって揚力を得る方式をとりながら、十分な揚力
を発生させることができる揚力発生装置および同装置を
用いた飛行体ならびに揚力発生方法を提供するものであ
る。
本発明の揚力発生装置は、外周側が下向きに曲げられた
円形の飛行藺と、この飛行翼に設けられた高速ガス発生
装置と、この高速ガス発生装置から供給される高速ガス
を上記飛行謂の下面側に形成された下側が開放する椀状
空間部にその中心側から外周側に向けて噴出する噴出口
と、この噴出口からの高速ガスの噴出に基づく吸引作用
によって上記椀状空間部外の空気を二次流体として椀状
空間部に吸引する吸引口とを具備してなるものである。
円形の飛行藺と、この飛行翼に設けられた高速ガス発生
装置と、この高速ガス発生装置から供給される高速ガス
を上記飛行謂の下面側に形成された下側が開放する椀状
空間部にその中心側から外周側に向けて噴出する噴出口
と、この噴出口からの高速ガスの噴出に基づく吸引作用
によって上記椀状空間部外の空気を二次流体として椀状
空間部に吸引する吸引口とを具備してなるものである。
また、上記構成において、飛行宵の下側に、飛行翼より
も小径の補助翼が設けられ、この補助翼と飛行翼との間
に噴出口と吸引口とが形成され、かつ補助翼は、噴出口
から噴出される高速ガス流が補助翼上面に沿う壁面噴流
となるような凸曲面に形成されたものである。
も小径の補助翼が設けられ、この補助翼と飛行翼との間
に噴出口と吸引口とが形成され、かつ補助翼は、噴出口
から噴出される高速ガス流が補助翼上面に沿う壁面噴流
となるような凸曲面に形成されたものである。
上記高速ガス発生装置としては具体的に種々選択しうる
ところであるが、好適するものとして、ターボファンエ
ンジンを用いることができる。
ところであるが、好適するものとして、ターボファンエ
ンジンを用いることができる。
また、上記吸引口から吸引される外部空気として□、タ
ーボファンエンジンのターボファンによる圧縮空気を用
いる構成をとることができる。
ーボファンエンジンのターボファンによる圧縮空気を用
いる構成をとることができる。
さらに、椀状空間部外の空気を吸引口とは別の経路で吸
入する第2の吸引口を設けてもよい。
入する第2の吸引口を設けてもよい。
加えて、椀状空間部に燃焼手段を設けて、アフターバー
ニングを起こさせることもできる。
ニングを起こさせることもできる。
また、噴出口を、円周上に配置された多数のノズルで形
成してもよい。
成してもよい。
さらに、この各ノズルに開閉弁を設け、ノズルの開閉制
御によって高速ガスの噴出量を円周方向の各部分で変化
させうるように構成してもよい。
御によって高速ガスの噴出量を円周方向の各部分で変化
させうるように構成してもよい。
また、このような揚力発生装置にキャビンを取付けて飛
行体を構成することができる。
行体を構成することができる。
一方、本発明の揚力発生方法は、高速ガスを、下側が開
放した椀状空間部に噴出させ、・この噴出ガス流による
空気吸引作用により椀状空間部外の空気を同空間部に吸
引するものである。
放した椀状空間部に噴出させ、・この噴出ガス流による
空気吸引作用により椀状空間部外の空気を同空間部に吸
引するものである。
また、吸引される二次流体(外部空気)として、ターボ
ファンエンジンのターボファンによる圧縮空気を用いる
ことができる。
ファンエンジンのターボファンによる圧縮空気を用いる
ことができる。
さらに、ターボファンエンジンが椀状空間部のほぼ中心
軸上に配置される場合に、ターボファンの回転と反対方
向の回転力を発生させるために、ターボファンエンジン
の燃焼ガスを、椀状空間部の中心側から同空間部の径方
向に対してターボファンの回転方向に傾斜する方向に噴
出させるようにしでもよい。
軸上に配置される場合に、ターボファンの回転と反対方
向の回転力を発生させるために、ターボファンエンジン
の燃焼ガスを、椀状空間部の中心側から同空間部の径方
向に対してターボファンの回転方向に傾斜する方向に噴
出させるようにしでもよい。
〔作用)
上記のように構成された揚力発生装置、および同装置を
用いた飛行体、ならびに揚力発生方法によると、飛行間
の下面側に形成された椀状空間部に、高速ガス流と、こ
の高速ガス流に基づく空気吸引作用によって外部から導
入される空気とが噴出され、この混合流により同空間部
内の静圧が上昇して揚力が発生する。このように、大量
の高速ガス流による空気吸引作用、すなわちエジェクタ
ー効果を利用して外部空気をさらに大量に導入しうるた
め、十分な揚力を発生させることができる。
用いた飛行体、ならびに揚力発生方法によると、飛行間
の下面側に形成された椀状空間部に、高速ガス流と、こ
の高速ガス流に基づく空気吸引作用によって外部から導
入される空気とが噴出され、この混合流により同空間部
内の静圧が上昇して揚力が発生する。このように、大量
の高速ガス流による空気吸引作用、すなわちエジェクタ
ー効果を利用して外部空気をさらに大量に導入しうるた
め、十分な揚力を発生させることができる。
また、飛行間の下側に、噴出口からの高速ガス流を壁面
噴流とする凸曲面をもった補助田を設けることにより、
補助翼上面側が負圧状態となってエジェクター効果が増
大するとともに、補助翼にも揚力が発生するため、装置
全体の揚力が一層高められることとなる。
噴流とする凸曲面をもった補助田を設けることにより、
補助翼上面側が負圧状態となってエジェクター効果が増
大するとともに、補助翼にも揚力が発生するため、装置
全体の揚力が一層高められることとなる。
一方、ターボファンエンジンの燃焼ガスを高速ガスとし
て用いることにより、上記混合流が高温となるため、揚
力増大に効果がある。
て用いることにより、上記混合流が高温となるため、揚
力増大に効果がある。
さらに、二次流体として、ターボファンエンジンのター
ボファンによる圧縮空気を利用することにより、大量の
外部空気を動員することができる。
ボファンによる圧縮空気を利用することにより、大量の
外部空気を動員することができる。
さらにまた、外部空気を、上記吸引口とは別の第2の吸
引口からも噴出させる構成とすることにより、エジェク
ター効果を高めて導入空気量をざらに増大させることが
できる。
引口からも噴出させる構成とすることにより、エジェク
ター効果を高めて導入空気量をざらに増大させることが
できる。
また、噴出ガスをさらに燃焼させる所謂アフターバーニ
ングを起こさせることにより、揚力が一層増加すること
となる。
ングを起こさせることにより、揚力が一層増加すること
となる。
一方、噴出口を、円周上に配置された多数のノズルで構
成することにより、高速噴出流と吸引空気との混合作用
を促進させることができる。 加えて、各ノズルに開閉
弁を設け、噴出ガス量を円周方向の各部分で変化させる
ことにより、水平移動の推力を発生させることができる
。
成することにより、高速噴出流と吸引空気との混合作用
を促進させることができる。 加えて、各ノズルに開閉
弁を設け、噴出ガス量を円周方向の各部分で変化させる
ことにより、水平移動の推力を発生させることができる
。
本発明の実施例を図によって説明する。
第1図に本発明の第1実施例、第2図乃至第5図に第2
実施例、第6図に第3実施例をそれぞれ示している。
実施例、第6図に第3実施例をそれぞれ示している。
第1実施例
第1図において、1は円形の飛行間で、この飛行間1は
中空ドーナツ状の水平な本体20周縁部に全周に亘って
立下がり壁3が一体に設けられた椀状に形成され、これ
ら本体2と立下がり壁3によって飛行翼下面側に、下側
が開放した椀状空間部(以下、単に空間部という)4が
形成されている。
中空ドーナツ状の水平な本体20周縁部に全周に亘って
立下がり壁3が一体に設けられた椀状に形成され、これ
ら本体2と立下がり壁3によって飛行翼下面側に、下側
が開放した椀状空間部(以下、単に空間部という)4が
形成されている。
この飛行間1には、本体2の下面中心部に運転要員等を
収容するキャビン5が取付けられるとともに、同上面中
央部に円筒形のli関フレーム6が設けられて機関室7
が形成され、これらによって飛行体Aの本体が構成され
る。8はキャビン5の下側に設けられた着地脚である。
収容するキャビン5が取付けられるとともに、同上面中
央部に円筒形のli関フレーム6が設けられて機関室7
が形成され、これらによって飛行体Aの本体が構成され
る。8はキャビン5の下側に設けられた着地脚である。
機関室7には、その中心軸(飛行11および空間部4の
中心軸)ρ上に高速ガス発生装置としてのターボファン
エンジン9がターボファン1oを上にした竪形配置で設
けられ、このターボファンエンジン9の燃焼ガス(高速
高温ガス)がガス排出口9aからガス通路11を介して
、飛行翼本体2の下面側中央部に設けられたほぼ中空円
盤状の第1デイフユーザ12に導かれるようになってい
る。
中心軸)ρ上に高速ガス発生装置としてのターボファン
エンジン9がターボファン1oを上にした竪形配置で設
けられ、このターボファンエンジン9の燃焼ガス(高速
高温ガス)がガス排出口9aからガス通路11を介して
、飛行翼本体2の下面側中央部に設けられたほぼ中空円
盤状の第1デイフユーザ12に導かれるようになってい
る。
この第1デイフユーザ12には、噴出口としてのエジェ
クター13を構成する多数のノズル13a・・・が円周
方向に一定間隔を置いて連通連結され、第1デイフユー
ザ12に導かれた燃焼ガスがこれら各ノズル13a・・
・に分配されて飛行翼1の空間部4にその中心側から周
辺側に向けて水平に噴出されるようになっている。
クター13を構成する多数のノズル13a・・・が円周
方向に一定間隔を置いて連通連結され、第1デイフユー
ザ12に導かれた燃焼ガスがこれら各ノズル13a・・
・に分配されて飛行翼1の空間部4にその中心側から周
辺側に向けて水平に噴出されるようになっている。
この場合、上記各ノズル13a・・・は、第1デイフユ
ーザ12に対して放射状でなく、デイフユーザ径方向(
中間部径方向)に対してターボファン10の回転方向に
傾斜した状態(接線方向流速成分を適度に有する状態)
で設けられている。こうすることにより、各ノズル13
a・・・から噴出される高速ガス流により、ターボファ
ン10の回転力と反対方向の回転力が飛行体全体に発生
するため、ターボファン10の回転による飛行体全体の
逆回転が防止される。
ーザ12に対して放射状でなく、デイフユーザ径方向(
中間部径方向)に対してターボファン10の回転方向に
傾斜した状態(接線方向流速成分を適度に有する状態)
で設けられている。こうすることにより、各ノズル13
a・・・から噴出される高速ガス流により、ターボファ
ン10の回転力と反対方向の回転力が飛行体全体に発生
するため、ターボファン10の回転による飛行体全体の
逆回転が防止される。
また、ガス通路11の外周において、圧縮空気導入管と
しての空気通路14が機関室7と空間部4とに跨って設
けられている。この空気通路14の上端は、機関室7内
においてターボファン10の空気送り込み口10aに、
下端は、第1デイフユーザ12を取囲む形で飛行翼本体
2の中央部に配置された第2デイフユーザ15にそれぞ
れ連通され、この第2デイフユーザ15に、エジェクタ
ー13の各ノズル13a・・・の外周に同心配置で設け
られた多数の吸引口16・・・が連通連結されている。
しての空気通路14が機関室7と空間部4とに跨って設
けられている。この空気通路14の上端は、機関室7内
においてターボファン10の空気送り込み口10aに、
下端は、第1デイフユーザ12を取囲む形で飛行翼本体
2の中央部に配置された第2デイフユーザ15にそれぞ
れ連通され、この第2デイフユーザ15に、エジェクタ
ー13の各ノズル13a・・・の外周に同心配置で設け
られた多数の吸引口16・・・が連通連結されている。
こうして、ターボファン10によって取込まれ圧縮され
た外部空気が二つに分岐され、一方がエンジン9に、他
方が空気通路14にそれぞれ導入され、この空気通路1
4に導入された圧縮空気が、第2デイフユーザ15で各
吸引口16・・・に分配されて、エジェクター13の各
ノズル13a・・・の周囲から二次流体として空間部4
内に吐出されるようになっている。17は外部空気を機
関室7に取込む空気取入れ口、18はこの空気取入れ口
17から取入れた外部空気をターボファン10に導く吸
気ダクトである。
た外部空気が二つに分岐され、一方がエンジン9に、他
方が空気通路14にそれぞれ導入され、この空気通路1
4に導入された圧縮空気が、第2デイフユーザ15で各
吸引口16・・・に分配されて、エジェクター13の各
ノズル13a・・・の周囲から二次流体として空間部4
内に吐出されるようになっている。17は外部空気を機
関室7に取込む空気取入れ口、18はこの空気取入れ口
17から取入れた外部空気をターボファン10に導く吸
気ダクトである。
また、機関フレーム6の下面側から飛行翼本体2の中心
部を介して空間部4における吸引口16・・・の上部に
外気を導入する空気導入路19が設けられ、吸引016
・・・からの空気流にによる吸引作用によって、飛行買
上面側の空気がこの空気導入路19を介して空間部4側
聞口部(以下、第2の吸引口という)19aがら空間部
4内に吸引されるようになっている。
部を介して空間部4における吸引口16・・・の上部に
外気を導入する空気導入路19が設けられ、吸引016
・・・からの空気流にによる吸引作用によって、飛行買
上面側の空気がこの空気導入路19を介して空間部4側
聞口部(以下、第2の吸引口という)19aがら空間部
4内に吸引されるようになっている。
つぎに作用を説明する。
ターボファンエンジン9の運転により、その燃焼ガスが
ガス通路11、第1デイフユーザ12を通ってエジェク
ター13の各ノズル13a・・・から飛行11の空間部
4内に水平に噴出されるとともに、ターボファン10に
よる圧縮空気が空気通路14、第2デイフユーザ15を
通って各吸引口16・・・から同空間部4内に導入され
る。このとき、上記各ノズル13a・・・から噴出され
る一次流体としての高速の燃焼ガス流により、吸引口1
6・・・からの圧縮空気(二次流体)が吸引される所謂
エジェクター効果が発揮され、これにより圧縮空気の導
入量が増大する。
ガス通路11、第1デイフユーザ12を通ってエジェク
ター13の各ノズル13a・・・から飛行11の空間部
4内に水平に噴出されるとともに、ターボファン10に
よる圧縮空気が空気通路14、第2デイフユーザ15を
通って各吸引口16・・・から同空間部4内に導入され
る。このとき、上記各ノズル13a・・・から噴出され
る一次流体としての高速の燃焼ガス流により、吸引口1
6・・・からの圧縮空気(二次流体)が吸引される所謂
エジェクター効果が発揮され、これにより圧縮空気の導
入量が増大する。
ざらに、この−次、二次両流体の混合流により、空気導
入路19に取込まれた外部空気が第2の吸引口19aか
ら空間部4内に積極的に導入されるため、エジェクター
効果が高められ、益々、導入空気量が増大する。
入路19に取込まれた外部空気が第2の吸引口19aか
ら空間部4内に積極的に導入されるため、エジェクター
効果が高められ、益々、導入空気量が増大する。
こうして、燃焼ガスと外部空気による大量の混合ガス流
が発生する。この混合ガス流は、大容積の空間部4内で
急速に減速した後、飛行翼本体2の下面側から立下がり
壁3側に移動し、下向きの吹き下し流となって空間部4
下方に排出される。
が発生する。この混合ガス流は、大容積の空間部4内で
急速に減速した後、飛行翼本体2の下面側から立下がり
壁3側に移動し、下向きの吹き下し流となって空間部4
下方に排出される。
この空間部4内に導入される混合ガス圧により空間部4
内の静圧が上昇し、これにより飛行翼1の下面側が、上
面側、すなわら大気圧よりも高圧となるため、飛行Il
lに揚力が発生する。
内の静圧が上昇し、これにより飛行翼1の下面側が、上
面側、すなわら大気圧よりも高圧となるため、飛行Il
lに揚力が発生する。
このように、
(イ)飛行翼1の下面側(空間部4)の静圧を導入ガス
圧によって高める方式であるため、上面側を負圧にして
揚力を発生させる特開昭61−268597号公報記載
の方式と比較して、揚力発生作用が確実なものとなるこ
と (ロ)ターボファンエンジン9の燃焼ガスだけでなく、
この燃焼ガスの噴出流による空気吸引作用(エジェクタ
ー効果)、さらにこの吸引された空気と燃焼ガスの混合
ガス流による空気吸引作用によって外部空気を空間部4
内に導入するため、導入空気の絶対量が十分となること により、十分な揚力を得ることができるものである。
圧によって高める方式であるため、上面側を負圧にして
揚力を発生させる特開昭61−268597号公報記載
の方式と比較して、揚力発生作用が確実なものとなるこ
と (ロ)ターボファンエンジン9の燃焼ガスだけでなく、
この燃焼ガスの噴出流による空気吸引作用(エジェクタ
ー効果)、さらにこの吸引された空気と燃焼ガスの混合
ガス流による空気吸引作用によって外部空気を空間部4
内に導入するため、導入空気の絶対量が十分となること により、十分な揚力を得ることができるものである。
また、ターボファンエンジン9による高温の燃焼ガスに
外部空気を加えた高温の混合ガスによって空間部4の静
圧を高めるため、この静圧上昇効果が高いものとなるこ
と、ターボファンエンジン9への空気吸入を飛行間1の
上面に沿って行なわせるため、飛行買上面側の負圧の絶
対値を上背させることができ、下面側との圧力差が一層
大きくなることにより、揚力増大が促進されることとな
る。
外部空気を加えた高温の混合ガスによって空間部4の静
圧を高めるため、この静圧上昇効果が高いものとなるこ
と、ターボファンエンジン9への空気吸入を飛行間1の
上面に沿って行なわせるため、飛行買上面側の負圧の絶
対値を上背させることができ、下面側との圧力差が一層
大きくなることにより、揚力増大が促進されることとな
る。
ざらに、ロータ方式と比較して、ロータ騒音がないこと
、騒音源である高速の燃焼ガスをこれよりも低速の吸引
空気によって二重に覆いうるため、燃焼ガスの吐出jl
!音を軽減できることにより、全体の騒音を遥かに小さ
く抑えることができる。
、騒音源である高速の燃焼ガスをこれよりも低速の吸引
空気によって二重に覆いうるため、燃焼ガスの吐出jl
!音を軽減できることにより、全体の騒音を遥かに小さ
く抑えることができる。
また、上記のように揚力発生効率が良いため、飛行間1
が比較的小さくてすむこと、従来のヘリコプタに必要で
あったロータの減速機、テールロータの駆動軸等の重量
部品が不要となることにより、飛行体全体として小形、
軽量となる。
が比較的小さくてすむこと、従来のヘリコプタに必要で
あったロータの減速機、テールロータの駆動軸等の重量
部品が不要となることにより、飛行体全体として小形、
軽量となる。
第2実施例(第2図乃至第5図参照)
第2図および第3図において、第1実施例を示す第1図
と同一構成部分に同一符号を付して示している。
と同一構成部分に同一符号を付して示している。
この第2実施例において、第1実施例との相違点のみを
説明すると、飛行m1の下側に、飛行間1よりも小径の
補助翼20が、ターボファンエンジン9の下部カバー2
1と連続して設けられるとともに、これら両翼1.20
間に仕切り壁22がターボファンエンジン9の側方力バ
ーを兼ねる状態で設けられている。これにより、両I1
.20間において、飛行間1と仕切り壁22とによって
空気導入路23および吸引口23aが、また仕切り壁2
2と補助翼20とによってエジェクター13がそれぞれ
全周開口状態で形成されるとともに、吸引口23aとエ
ジェクター13の延長上に流体通路24が形成されてい
る。
説明すると、飛行m1の下側に、飛行間1よりも小径の
補助翼20が、ターボファンエンジン9の下部カバー2
1と連続して設けられるとともに、これら両翼1.20
間に仕切り壁22がターボファンエンジン9の側方力バ
ーを兼ねる状態で設けられている。これにより、両I1
.20間において、飛行間1と仕切り壁22とによって
空気導入路23および吸引口23aが、また仕切り壁2
2と補助翼20とによってエジェクター13がそれぞれ
全周開口状態で形成されるとともに、吸引口23aとエ
ジェクター13の延長上に流体通路24が形成されてい
る。
この構成により、ターボファンエンジン9の燃焼ガスと
ターボファン10による圧縮空気との混合流が一次流体
としてエジェクター13から噴出され、この噴流による
エジェクター効果によって吸引口23aから外部空気が
導入される。
ターボファン10による圧縮空気との混合流が一次流体
としてエジェクター13から噴出され、この噴流による
エジェクター効果によって吸引口23aから外部空気が
導入される。
飛行間1は、本体2と立下がり壁3とがゆるやかな曲面
で連続する浅底椀状に形成されている。
で連続する浅底椀状に形成されている。
また、補助!20は、上面20aが凸曲面に形成され、
かつ第3図に拡大して示すように、中心側から外側に向
かうに従って飛行間1に接近し、ここからさらに外側に
向かうにつれて飛行!J!1から離れるように変化する
(飛行間1との間の隙間が極小値をもつように変化する
)湾曲状に形成されている。
かつ第3図に拡大して示すように、中心側から外側に向
かうに従って飛行間1に接近し、ここからさらに外側に
向かうにつれて飛行!J!1から離れるように変化する
(飛行間1との間の隙間が極小値をもつように変化する
)湾曲状に形成されている。
このように、補助翼上面20 a sすなわち流体通路
24の下壁面が凸曲面に形成されていることにより、エ
ジェクター13からの噴流がその噴流下流側の凸曲面に
沿って所謂壁面噴流として流れるというコアンダ効果が
働く。
24の下壁面が凸曲面に形成されていることにより、エ
ジェクター13からの噴流がその噴流下流側の凸曲面に
沿って所謂壁面噴流として流れるというコアンダ効果が
働く。
このコアンダ効果により、
(a)補助画上面2Oa側が、コアンダ効果が働かない
場合と比較してより負圧状態となるため、コアンダ効果
が働かない場合と比較して、外気吸引効率が大幅に高め
られる。
場合と比較してより負圧状態となるため、コアンダ効果
が働かない場合と比較して、外気吸引効率が大幅に高め
られる。
(b)補助翼上面2Oa側が負圧となるため補助!11
20にも揚力が作用する。
20にも揚力が作用する。
これらの点により、飛行体全体に作用する揚力が第1実
施例の場合よりも増大することとなる。
施例の場合よりも増大することとなる。
なお、上記コアンダ効果をよる高めるうえで、吸引口2
3aからの二次流体の吸引方向がエジェクター13から
の一次流体の噴出方向とほぼ平行となるように、吸引口
23aおよびエジエクター19部分での飛行翼1、仕切
り壁22、補助翼20の方向性を定めるのが望ましい。
3aからの二次流体の吸引方向がエジェクター13から
の一次流体の噴出方向とほぼ平行となるように、吸引口
23aおよびエジエクター19部分での飛行翼1、仕切
り壁22、補助翼20の方向性を定めるのが望ましい。
一方、流体通路24の入口部分での飛行I11と補助1
120のなす角度(以下、翼角度という)θと、飛行1
l11と仕切り壁22との間の隙間Sの大きさ等によっ
て、流体通路24での渦の発生状況が変化し、これによ
って飛行体Aに働く揚力が変化することが確認された。
120のなす角度(以下、翼角度という)θと、飛行1
l11と仕切り壁22との間の隙間Sの大きさ等によっ
て、流体通路24での渦の発生状況が変化し、これによ
って飛行体Aに働く揚力が変化することが確認された。
第4図はS−68Mにおける翼角度θと揚力との関係、
第5図は翼角度θ=15°における隙間Sと揚力との関
係をそれぞれ示す。従って、これら翼角度θおよび隙間
Sの値等を予め適当に設定し、または飛行中に人為的に
変化させることにより、揚力を適正に設定し、または飛
行中の揚力調節、姿勢制御を行なうことができる。
第5図は翼角度θ=15°における隙間Sと揚力との関
係をそれぞれ示す。従って、これら翼角度θおよび隙間
Sの値等を予め適当に設定し、または飛行中に人為的に
変化させることにより、揚力を適正に設定し、または飛
行中の揚力調節、姿勢制御を行なうことができる。
この揚力調節等の手段としては、たとえば補助120全
体の傾きを可変に構成してもよいし、あるいは補助12
0を周方向に複数に分割し、各翼片の傾きを個々にm節
回能に構成してもよい。
体の傾きを可変に構成してもよいし、あるいは補助12
0を周方向に複数に分割し、各翼片の傾きを個々にm節
回能に構成してもよい。
また、補助翼20を上下に移動可能に構成して両翼間の
距離を変化させることにより、または補助!3120を
水平方向に移動可能に構成して補助翼20を飛行翼1に
対して偏心させることによっても、揚力を調節すること
が可能である。さらに、補助120の先端に遠隔操作に
よって作動するフラップを設け、このフラップの操作に
よって揚力を変化させて飛行体Aの姿勢制御を行なうこ
とも可能である。
距離を変化させることにより、または補助!3120を
水平方向に移動可能に構成して補助翼20を飛行翼1に
対して偏心させることによっても、揚力を調節すること
が可能である。さらに、補助120の先端に遠隔操作に
よって作動するフラップを設け、このフラップの操作に
よって揚力を変化させて飛行体Aの姿勢制御を行なうこ
とも可能である。
また、この補助翼20による飛行体Aの姿勢(傾き11
611により、揚力の水平成分である水平推力を発生さ
せて水平移動を行なうことも可能である。
611により、揚力の水平成分である水平推力を発生さ
せて水平移動を行なうことも可能である。
なお、第2実施例における第1実施例との他の相違点と
して、キャビン5が平面視はぼU字形の中空状に形成さ
れ、このキャビン5の前部が運転v5aとなっている。
して、キャビン5が平面視はぼU字形の中空状に形成さ
れ、このキャビン5の前部が運転v5aとなっている。
さらに、機関室7は、そのほぼ下半部ががドーナツ状飛
行翼1およびキャビン5の中心部に配置され、飛行体全
体として、第1実施例の場合より高さが低く、流線形に
近づいた形状となっている。このように全体を流線形に
近い形状とすることにより、水平飛行の際に気流によっ
て揚力を発生させ、エンジン負荷を軽減することができ
る。
行翼1およびキャビン5の中心部に配置され、飛行体全
体として、第1実施例の場合より高さが低く、流線形に
近づいた形状となっている。このように全体を流線形に
近い形状とすることにより、水平飛行の際に気流によっ
て揚力を発生させ、エンジン負荷を軽減することができ
る。
一方、第2実施例においては、ターボファンエンジン9
の燃焼ガスとターボファン10による圧縮空気の混合流
を一次流体としてエジェクター13から噴出させる構成
としているが、第6図に示すように、第1実施例同様、
ターボファンエンジン9の燃焼ガスを一次流体とし、タ
ーボファン10による圧縮空気を二次流体として吸引口
16から吸引し、これらの混合ガス流により空気導入路
23から外部空気を吸引する構成としてもよい。
の燃焼ガスとターボファン10による圧縮空気の混合流
を一次流体としてエジェクター13から噴出させる構成
としているが、第6図に示すように、第1実施例同様、
ターボファンエンジン9の燃焼ガスを一次流体とし、タ
ーボファン10による圧縮空気を二次流体として吸引口
16から吸引し、これらの混合ガス流により空気導入路
23から外部空気を吸引する構成としてもよい。
このように、−次流体と二次流体とに分けることにより
、エジェクター効果は殆ど変わらずに、空気導入路23
から吸入される空気と二次流体との流速差を小さくする
ことができ、その結果、発生するロスを減少させること
ができる。
、エジェクター効果は殆ど変わらずに、空気導入路23
から吸入される空気と二次流体との流速差を小さくする
ことができ、その結果、発生するロスを減少させること
ができる。
その他の実施例
(I)高速ガス発生装置としては、揚力増大に寄与する
高温燃焼ガスを発生する点等で、上記実施例で用いたタ
ーボファンエンジンが最適なものと考えられるが、これ
と同等の機能を有する他の装置を用いてもよい。また、
本発明によると、高圧ガスが必ずしも高温でなくとも十
分所期の目的は達成できるため、常温高圧ガスを発生す
る装置を用いてもよい。
高温燃焼ガスを発生する点等で、上記実施例で用いたタ
ーボファンエンジンが最適なものと考えられるが、これ
と同等の機能を有する他の装置を用いてもよい。また、
本発明によると、高圧ガスが必ずしも高温でなくとも十
分所期の目的は達成できるため、常温高圧ガスを発生す
る装置を用いてもよい。
なお、ターボファン10をもたない高圧ガス発生装置を
用いる場合には、ファン回転に対抗する回転力を発生さ
せる必要がなくなるため、エジェクター13の各ノズル
13a・・・を放射状に設けてもよい。
用いる場合には、ファン回転に対抗する回転力を発生さ
せる必要がなくなるため、エジェクター13の各ノズル
13a・・・を放射状に設けてもよい。
(IF)空間部4内において、エジェクター13のノズ
ル13a・・・に臨んでバーナ等の燃焼手段を設け、燃
焼ガスをさらに燃焼させるアフターバーニングを起こさ
せるようにすれば、揚力が一層増大することとなる。ま
た、アフターバーニングを周方向に不均一に行なわせる
ことにより、姿勢制御に利用することができる。さらに
、緊急用圧縮空気を搭載しておき、エンジンが攻障停止
した場合に、周方向不均一アフタ−バーニングにより姿
勢制御しながら滑空してゆるやかに緊急着陸するといっ
た安全対策が可能である。
ル13a・・・に臨んでバーナ等の燃焼手段を設け、燃
焼ガスをさらに燃焼させるアフターバーニングを起こさ
せるようにすれば、揚力が一層増大することとなる。ま
た、アフターバーニングを周方向に不均一に行なわせる
ことにより、姿勢制御に利用することができる。さらに
、緊急用圧縮空気を搭載しておき、エンジンが攻障停止
した場合に、周方向不均一アフタ−バーニングにより姿
勢制御しながら滑空してゆるやかに緊急着陸するといっ
た安全対策が可能である。
(I[[)エジェクター(噴出口)13の他の構成とし
て、たとえば円形のケース内を、中央部を残して、放射
状または放射方向に対して傾いた仕切板により周方向に
多数に区画して構成してもよい。
て、たとえば円形のケース内を、中央部を残して、放射
状または放射方向に対して傾いた仕切板により周方向に
多数に区画して構成してもよい。
(TV)飛行体の水平移動手段として、飛行翼1に水平
方向にガス導管を設け、高圧ガスの一部をこのガス導管
から飛行翼外周側に水平に噴出させ、そのジェット推力
によって水平移動しうるように構成してもよい。
方向にガス導管を設け、高圧ガスの一部をこのガス導管
から飛行翼外周側に水平に噴出させ、そのジェット推力
によって水平移動しうるように構成してもよい。
あるいは、この構成に代えて、または併せて、上記第1
実施例におけるエジェクター13の各ノズル13a・・
・に開閉弁を設け、たとえば前進移動させたいときには
、前側ノズル群を閉じ、後側ノズル群を開くというよう
に燃焼ガスの噴出量を円周方向各部分で変化させること
によって水平推力を発生させる手段をとってもよい。
実施例におけるエジェクター13の各ノズル13a・・
・に開閉弁を設け、たとえば前進移動させたいときには
、前側ノズル群を閉じ、後側ノズル群を開くというよう
に燃焼ガスの噴出量を円周方向各部分で変化させること
によって水平推力を発生させる手段をとってもよい。
その他、飛行舅1は真円形でなく楕円形に形成してもよ
い。
い。
(発明の効果〕
上記のように本発明の揚力発生装置、および同装置を用
いた飛行体、ならびに揚力発生方法によるときは、飛行
Wの下面側に形成された椀状空間部に、高速ガスと、こ
の高速ガスの噴出流による空気吸引作用によって外部か
ら導入される空気とを噴出さ′せ、この混合流により同
空間部内の静圧を上昇させて揚力を発生させるため、大
量のガス流による飛行翼下側圧力の確実な上界によって
十分な揚力を得ることができるものである。
いた飛行体、ならびに揚力発生方法によるときは、飛行
Wの下面側に形成された椀状空間部に、高速ガスと、こ
の高速ガスの噴出流による空気吸引作用によって外部か
ら導入される空気とを噴出さ′せ、この混合流により同
空間部内の静圧を上昇させて揚力を発生させるため、大
量のガス流による飛行翼下側圧力の確実な上界によって
十分な揚力を得ることができるものである。
また、飛行翼の下側に、噴出口からの高速ガス流を壁面
噴流とする凸曲面をもった補助翼を設けることにより、
エジェクター効果を高めて動員ガス量を増大させること
ができるとともに、補助翼にも揚力が発生するため、装
置全体の揚力が一層高められることとなる。
噴流とする凸曲面をもった補助翼を設けることにより、
エジェクター効果を高めて動員ガス量を増大させること
ができるとともに、補助翼にも揚力が発生するため、装
置全体の揚力が一層高められることとなる。
一方、ターボファンエンジンの燃焼ガスを高速ガスとし
て用いることにより、上記混合流が高温となるため、揚
力を一層増大させることができる。
て用いることにより、上記混合流が高温となるため、揚
力を一層増大させることができる。
さらに、外部導入空気として、ターボファンエンジンの
ターボファンによる圧縮空気を利用することにより、よ
り大量の外部空気を動員することができる。
ターボファンによる圧縮空気を利用することにより、よ
り大量の外部空気を動員することができる。
さらにまた、請求項5の揚力発生装置においては、外部
空気を、上記燃焼ガスと混合される空気の吸引口とは別
の第2の吸引口からも吸引する構成としているため、導
入空気量をさらに増大させることができる。
空気を、上記燃焼ガスと混合される空気の吸引口とは別
の第2の吸引口からも吸引する構成としているため、導
入空気量をさらに増大させることができる。
また、噴出ガスをさらに燃焼させるアフターバーニング
を起こさせることにより、揚力をより一層増加させるこ
とができる。
を起こさせることにより、揚力をより一層増加させるこ
とができる。
一方、請求項7の揚力発生装置においては、噴出口を、
円周上に配置された多数のノズルで構成しているため、
空気吸引作用がより活発に行なわれ、大量空気導入に効
果を発揮する。
円周上に配置された多数のノズルで構成しているため、
空気吸引作用がより活発に行なわれ、大量空気導入に効
果を発揮する。
また、請求項8の揚力発生装置においては、噴出口を構
成する各ノズルに開閉弁を設け、この開閉弁によって噴
出ガス吊を円周方向の各部分で変化させることにより、
水平移動の推力を発生させることができる。
成する各ノズルに開閉弁を設け、この開閉弁によって噴
出ガス吊を円周方向の各部分で変化させることにより、
水平移動の推力を発生させることができる。
一方、低周波数の大騒音を発生する回転翼をなくし、タ
ーボファンエンジンを採用することにより比較的低騒音
の飛行体とすることができる。
ーボファンエンジンを採用することにより比較的低騒音
の飛行体とすることができる。
第1図は本発明の第1実施例を示す概略構成図、第2図
は第2実施例を示す概略構成図、第3図は同一部拡大図
、第4図および第5図は同実施例における揚力特性図、
第6図は第3実施例を示す概略構成図である。 1・・・飛行翼、2・・・飛行翼本体、3・・・同飛行
翼の立下がり壁、4・・・椀状空間部、5・・・キャビ
ン、A・・・飛行体、9・・・高圧ガス発生装置として
のターボファンエンジン、10・・・ターボファン、1
2・・・高圧ガス分配用の第1デイフユーザ、13・・
・噴出口としてのエジェクター、13a・・・エジェク
ターを構成するノズル、14・・・圧縮空気導入管とし
ての空気通路、16・・・吸引口、19・・・別の吸引
口としての空気導入路、20・・・補助翼、20a・・
・補助肩上面(凸曲面)。 第 3 図 第 4 図 第 5 図 −P束闇5(mmン
は第2実施例を示す概略構成図、第3図は同一部拡大図
、第4図および第5図は同実施例における揚力特性図、
第6図は第3実施例を示す概略構成図である。 1・・・飛行翼、2・・・飛行翼本体、3・・・同飛行
翼の立下がり壁、4・・・椀状空間部、5・・・キャビ
ン、A・・・飛行体、9・・・高圧ガス発生装置として
のターボファンエンジン、10・・・ターボファン、1
2・・・高圧ガス分配用の第1デイフユーザ、13・・
・噴出口としてのエジェクター、13a・・・エジェク
ターを構成するノズル、14・・・圧縮空気導入管とし
ての空気通路、16・・・吸引口、19・・・別の吸引
口としての空気導入路、20・・・補助翼、20a・・
・補助肩上面(凸曲面)。 第 3 図 第 4 図 第 5 図 −P束闇5(mmン
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1、外周側が下向きに曲げられた円形の飛行翼と、この
飛行翼に設けられた高速ガス発生装置と、この高速ガス
発生装置から供給される高速ガスを上記飛行翼の下面側
に形成された下側が開放する椀状空間部にその中心側か
ら外周側に向けて噴出する噴出口と、この噴出口からの
高速ガスの噴出に基づく吸引作用によって上記椀状空間
部外の空気を二次流体として椀状空間部に吸引する吸引
口とを具備してなることを特徴とする揚力発生装置。 2、飛行翼の下側に、飛行翼よりも小径の補助翼が設け
られ、この補助翼と飛行翼との間に噴出口と吸引口とが
形成され、かつ補助翼は、噴出口から噴出される高速ガ
ス流が補助翼上面に沿う壁面噴流となるような凸曲面に
形成されたことを特徴とする請求項1記載の揚力発生装
置。 3、高速ガス発生装置がターボファンエンジンであるこ
とを特徴とする請求項1または2記載の揚力発生装置。 4、ターボファンエンジンのターボファンによる圧縮空
気が二次流体として吸引口に導かれるように、ターボフ
ァンエンジンの圧縮空気送り込み口が吸引口に連通連結
されたことを特徴とする特徴とする請求項3記載の揚力
発生装置。 5、椀状空間部外の空気を上記吸引口とは別の経路で椀
状空間部に吸引する第2の吸引口が設けられたことを特
徴とする請求項1乃至4のいずれか1に記載の揚力発生
装置。 6、椀状空間部における上記噴出口の外周側にアフター
バーニング用の燃焼手段が設けられたことを特徴とする
請求項1乃至5のいずれか1に記載の揚力発生装置。 7、噴出口が、同一円周上に配置された多数のノズルに
よって形成されたことを特徴とする請求項1乃至6のい
ずれか1に記載の揚力発生装置。 8、噴出口を形成する各ノズルに開閉弁が設けられたこ
とを特徴とする請求項7の揚力発生装置。 9、請求項1乃至8のいずれか1に記載の揚力発生装置
にキャビンが取付けられてなることを特徴とする飛行体
。 10、高速ガスを、下側が開放した椀状空間部に噴出さ
せ、この噴出ガス流による空気吸引作用により椀状空間
部外の空気を同空間部に吸引することを特徴とする揚力
発生方法。 11、椀状空間部に吸引される二次流体としての空気が
ターボファンエンジンのターボファンによる圧縮空気で
あることを特徴とする請求項10記載の揚力発生方法。 12、椀状空間部のほぼ中心軸上に配置されたターボフ
ァンエンジンの燃焼ガスを、椀状空間部の中心側から同
空間部径方向に対してターボファンの回転方向に傾斜し
た方向に噴出させることを特徴とする請求項10または
11記載の揚力発生方法。
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP63180686A JPH01301495A (ja) | 1988-02-02 | 1988-07-20 | 揚力発生装置および揚力発生装置を用いた飛行体ならびに揚力発生方法 |
US07/305,019 US4941628A (en) | 1988-02-02 | 1989-02-02 | Lift generating apparatus, in aircraft employing the lift generating apparatus, and a lift generating method |
EP89301025A EP0327371B1 (en) | 1988-02-02 | 1989-02-02 | Lift generating apparatus, an aircraft employing the lift generating apparatus, and a lift generating method |
DE89301025T DE68906558T2 (de) | 1988-02-02 | 1989-02-02 | Vorrichtung zur erzeugung eines auftriebs, ein flugzeug, das damit ausgeruestet ist und auftriebserzeugungsmethode. |
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2331088 | 1988-02-02 | ||
JP63-23310 | 1988-02-02 | ||
JP63180686A JPH01301495A (ja) | 1988-02-02 | 1988-07-20 | 揚力発生装置および揚力発生装置を用いた飛行体ならびに揚力発生方法 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH01301495A true JPH01301495A (ja) | 1989-12-05 |
Family
ID=26360652
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP63180686A Pending JPH01301495A (ja) | 1988-02-02 | 1988-07-20 | 揚力発生装置および揚力発生装置を用いた飛行体ならびに揚力発生方法 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4941628A (ja) |
EP (1) | EP0327371B1 (ja) |
JP (1) | JPH01301495A (ja) |
DE (1) | DE68906558T2 (ja) |
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JP2009298248A (ja) * | 2008-06-11 | 2009-12-24 | Kiyoko Inamori | 飛行体 |
RU2740615C1 (ru) * | 2019-07-29 | 2021-01-15 | Юрий Викторович Ларкин | Дрон |
JP2022054485A (ja) * | 2020-09-28 | 2022-04-07 | 株式会社菅興業 | 回転翼機 |
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FI20031095A (fi) | 2003-07-22 | 2005-01-23 | Kari Johannes Kirjavainen | Virtausohjattu lento- ja pintaliitolaite |
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