JPH04317891A - 垂直離着陸用航空機 - Google Patents
垂直離着陸用航空機Info
- Publication number
- JPH04317891A JPH04317891A JP11102291A JP11102291A JPH04317891A JP H04317891 A JPH04317891 A JP H04317891A JP 11102291 A JP11102291 A JP 11102291A JP 11102291 A JP11102291 A JP 11102291A JP H04317891 A JPH04317891 A JP H04317891A
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- JP
- Japan
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- wing
- fixed
- aircraft
- engine
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- Withdrawn
Links
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- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 241000272517 Anseriformes Species 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
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Landscapes
- Toys (AREA)
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
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は比較的容易な制御でヘリ
コプタモード（回転翼モードともいう）と固定翼モード
との転換が可能な垂直離着陸用航空機に関する。
コプタモード（回転翼モードともいう）と固定翼モード
との転換が可能な垂直離着陸用航空機に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、この種の転換型垂直離着陸用航空
機としては、図７に示す４枚一組のシングルロータを空
中で停止させるものが提案されている。このような機体
では、回転翼モードで進行方向と逆向きに回っている後
退側の翼が停止し、機体と同じ方向に働きだすまで、循
環制御によるパワードリフトのような極めて複雑で強力
な方法により左右のバランスをとる必要がある。また固
定翼モードでは４５゜と言う大後退角と大前進角が付く
。
機としては、図７に示す４枚一組のシングルロータを空
中で停止させるものが提案されている。このような機体
では、回転翼モードで進行方向と逆向きに回っている後
退側の翼が停止し、機体と同じ方向に働きだすまで、循
環制御によるパワードリフトのような極めて複雑で強力
な方法により左右のバランスをとる必要がある。また固
定翼モードでは４５゜と言う大後退角と大前進角が付く
。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】一組の回転翼を飛行中
に固定翼へ転換するには、進行方向と逆向きに働いてい
た翼が停止して進行方向に働くまで連続して揚力を発生
させなければならないためパワードリフトなどの極めて
高度で強力な制御が必要とされる。また振動制御のため
に４枚一組のＸ翼を用いると、後退角と前進角が４５゜
に限られ、低速の性能は高いものではない。
に固定翼へ転換するには、進行方向と逆向きに働いてい
た翼が停止して進行方向に働くまで連続して揚力を発生
させなければならないためパワードリフトなどの極めて
高度で強力な制御が必要とされる。また振動制御のため
に４枚一組のＸ翼を用いると、後退角と前進角が４５゜
に限られ、低速の性能は高いものではない。
【０００４】本発明は、従来の転換型垂直離着陸用航空
機が持つ前記問題点を解消する航空機を提供することを
目的とする。
機が持つ前記問題点を解消する航空機を提供することを
目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明に係る垂直離着陸
用航空機は互いに逆回転する二組のロータ（１、２）と
、回転翼の固定位置変更機構（３）と、回転翼の回転速
度の無段階変速機構（４）と、エンジン（５）と有し、
前記ロータ（１、２）はタンデムロータ型又は同軸反転
型に配置すると共に、各ロータは二枚の回転翼からなり
、前記回転翼の固定位置変更機構（３）は回転翼を機軸
に垂直の位置に固定して串形翼を構成することができる
と共に、回転翼を機軸に垂直の位置から３０゜乃至４０
゜回転した位置に変更し固定して斜め翼を構成すること
ができ、前記エンジン（５）としては固定翼モードで推
進力を得るはめのエンジンを回転翼馳動用エンジンと独
立又は兼用で装備することを特徴とおる。
用航空機は互いに逆回転する二組のロータ（１、２）と
、回転翼の固定位置変更機構（３）と、回転翼の回転速
度の無段階変速機構（４）と、エンジン（５）と有し、
前記ロータ（１、２）はタンデムロータ型又は同軸反転
型に配置すると共に、各ロータは二枚の回転翼からなり
、前記回転翼の固定位置変更機構（３）は回転翼を機軸
に垂直の位置に固定して串形翼を構成することができる
と共に、回転翼を機軸に垂直の位置から３０゜乃至４０
゜回転した位置に変更し固定して斜め翼を構成すること
ができ、前記エンジン（５）としては固定翼モードで推
進力を得るはめのエンジンを回転翼馳動用エンジンと独
立又は兼用で装備することを特徴とおる。
【０００６】
【作用】ヘリコプタモードで離陸、前進しながら前進速
度が増大するにれ、回転翼の回転速度を落としていく。 高速度になると後退側の翼が失速するが、二組の回転翼
がタンデムロータ型又は同軸反転型に配置され、互いに
逆方向に回転しているため、左右の不均衡は生じない。 推進用エンジンを作動させ、前進速度が増すにつれ、更
に回転速度を落とす。後退側でも前進側と同じ方向に流
れを受け、再び揚力が発生するようになった時、速やか
に回転を止め、図４に示すように機軸に垂直な位置で翼
を固定し、固定翼モードへの転換を完了する。更に速度
が上がり、高亜音速から遷音速領域に至る際には、図５
に示すように翼を回転させて固定位置を変更し斜め翼を
形成する。減速する場合は逆の過程をたどって、ヘリコ
プタモードに転換し、ホバリングにより着陸する。尚、
ヘリコプタモードのまま滑走を行えば短距離離着陸が可
能な他、滑走路に余裕があれば固定翼モードのまま離着
陸を行うことにより搭載重量を増大させることができる
。
度が増大するにれ、回転翼の回転速度を落としていく。 高速度になると後退側の翼が失速するが、二組の回転翼
がタンデムロータ型又は同軸反転型に配置され、互いに
逆方向に回転しているため、左右の不均衡は生じない。 推進用エンジンを作動させ、前進速度が増すにつれ、更
に回転速度を落とす。後退側でも前進側と同じ方向に流
れを受け、再び揚力が発生するようになった時、速やか
に回転を止め、図４に示すように機軸に垂直な位置で翼
を固定し、固定翼モードへの転換を完了する。更に速度
が上がり、高亜音速から遷音速領域に至る際には、図５
に示すように翼を回転させて固定位置を変更し斜め翼を
形成する。減速する場合は逆の過程をたどって、ヘリコ
プタモードに転換し、ホバリングにより着陸する。尚、
ヘリコプタモードのまま滑走を行えば短距離離着陸が可
能な他、滑走路に余裕があれば固定翼モードのまま離着
陸を行うことにより搭載重量を増大させることができる
。
【０００７】
第一実施例
第一実施例の概念図を図１に、その原理図を図２乃至図
５に示す、二組二枚のロータ（１、２）は胴体の前後に
タンデム型に配置し、ホバリングから前進速度１００Ｋ
Ｔ程度までは、図２に示すように通常のタンデムロータ
ヘリコプタとして機能させる。更に加速する場合には両
回転翼の後退側が失速を始めるが図３に示すように構わ
ず両者の前進側だけで重心を支える。そして推進用エン
ジンを使用し、回転翼の回転数を落として、前進側の衝
撃波の発生を避ける。推進用エンジンは回転翼駆動用エ
ンジンと兼用としても、独立としてもよい。この過程で
は振動が生じやすいので、カナードまたは尾翼を設け、
自動制御による振動低減を図る。速度が１５０乃至２０
０ＫＴに達した時、図４に示すように翼の回転を止めて
串型翼を構成し、固定翼機として飛行させる。速度が４
００ＫＴを超える場合は図５に示すように翼を傾け、圧
縮性の影響を低減する。但し、最大速度がこのような域
に達しない場合はこの斜め翼形成の為の機構（超低速、
可逆回転機構）は不要である。尚、図４及び図５に示す
固定翼モードでは、後部回転翼パイロンが垂直尾翼を兼
ねるので、ある程度の側面積を必要とする。
５に示す、二組二枚のロータ（１、２）は胴体の前後に
タンデム型に配置し、ホバリングから前進速度１００Ｋ
Ｔ程度までは、図２に示すように通常のタンデムロータ
ヘリコプタとして機能させる。更に加速する場合には両
回転翼の後退側が失速を始めるが図３に示すように構わ
ず両者の前進側だけで重心を支える。そして推進用エン
ジンを使用し、回転翼の回転数を落として、前進側の衝
撃波の発生を避ける。推進用エンジンは回転翼駆動用エ
ンジンと兼用としても、独立としてもよい。この過程で
は振動が生じやすいので、カナードまたは尾翼を設け、
自動制御による振動低減を図る。速度が１５０乃至２０
０ＫＴに達した時、図４に示すように翼の回転を止めて
串型翼を構成し、固定翼機として飛行させる。速度が４
００ＫＴを超える場合は図５に示すように翼を傾け、圧
縮性の影響を低減する。但し、最大速度がこのような域
に達しない場合はこの斜め翼形成の為の機構（超低速、
可逆回転機構）は不要である。尚、図４及び図５に示す
固定翼モードでは、後部回転翼パイロンが垂直尾翼を兼
ねるので、ある程度の側面積を必要とする。
【０００８】第二実施例
第二実施例の概念図を図６に示す。二組の回転翼（１、
２）は同軸反転式に配置する。固定翼モードの低速域で
は複葉をなし、固定翼モ−ドの高速域ではＸ翼をなす。 両翼とも重心付近にあるので、水平尾翼が必要である。 垂直尾翼も専用のものを設ける。その他の原理は第一実
施例と同様である。
２）は同軸反転式に配置する。固定翼モードの低速域で
は複葉をなし、固定翼モ−ドの高速域ではＸ翼をなす。 両翼とも重心付近にあるので、水平尾翼が必要である。 垂直尾翼も専用のものを設ける。その他の原理は第一実
施例と同様である。
【０００９】
【発明の効果】本発明は、上述のとおり構成されている
ので、次ぎに記載するような効果を奏する。
ので、次ぎに記載するような効果を奏する。
【００１０】（１）複数の回転翼を用いることで、後退
側の失速による回転翼機の速度制限を解消し、その分、
回転数を極限まで落とす（すなわち停止させる）ことで
回転翼機特有の前進側の圧縮性効果による速度制限も、
同時に解消することができる。 （２）後退側の失速
の効果のみを意図して、一組の回転翼だけで固定翼機へ
の転換を行うと、その過程で後退側の翼にパワードリフ
トなどの極めて複雑で強力な操作を施さなければならな
いが、本発明ではその必要がない。
側の失速による回転翼機の速度制限を解消し、その分、
回転数を極限まで落とす（すなわち停止させる）ことで
回転翼機特有の前進側の圧縮性効果による速度制限も、
同時に解消することができる。 （２）後退側の失速
の効果のみを意図して、一組の回転翼だけで固定翼機へ
の転換を行うと、その過程で後退側の翼にパワードリフ
トなどの極めて複雑で強力な操作を施さなければならな
いが、本発明ではその必要がない。
【００１１】（３）固定翼機に転換したのちも、特に後
退翼が必要となる高速域に達するまでは翼を機軸に垂直
に固定し、アスペクト比を大きくし、巡航効率を最大に
することができる。
退翼が必要となる高速域に達するまでは翼を機軸に垂直
に固定し、アスペクト比を大きくし、巡航効率を最大に
することができる。
【００１２】（４）遷音速に達すると、再び翼をわずか
に回転させ、一方は前進翼、他方は後退翼、全体として
は斜め翼を形成し、衝撃波の発生を遅らせ、高速飛行に
有効な形態にすることができる。
に回転させ、一方は前進翼、他方は後退翼、全体として
は斜め翼を形成し、衝撃波の発生を遅らせ、高速飛行に
有効な形態にすることができる。
【図１】本発明の第一実施例の全体図。
【図２】本発明の第一実施例の原理図。（ヘリコプタモ
ード、低速時）
ード、低速時）
【図３】本発明の第一実施例の原理図。（ヘリコプタモ
ード、高速時）
ード、高速時）
【図４】本発明の第一実施例の原理図。（固定翼串型モ
ード）
ード）
【図５】本発明の第一実施例の原理図。（固定翼斜め翼
モード）
モード）
【図６】本発明の第二実施例の全体図。
【図７】従来の垂直離着陸用航空機の全体図。
１、２…回転翼、３、１３…回転翼の固定位置変更機構
、４、１４…無段階変速機構、５、１５…回転翼駆動用
エンジンと推進用エンジンまたは両者を兼ねるエンジン
、６カナード翼、１１…上部回転翼、１２…下部回転翼
、１６…尾翼。
、４、１４…無段階変速機構、５、１５…回転翼駆動用
エンジンと推進用エンジンまたは両者を兼ねるエンジン
、６カナード翼、１１…上部回転翼、１２…下部回転翼
、１６…尾翼。
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機において、互いに逆回転する二
組のロータ（１、２）と、回転翼の固定位置変更機構（
３）と、回転翼の回転速度の無段階変速機構（４）と、
エンジン（５）と有し、前記ロータ（１、２）はタンデ
ムロータ型又は同軸反転型に配置すると共に、各ロータ
は二枚の回転翼からなり、前記回転翼の固定位置変更機
構（３）は回転翼を機軸に垂直の位置に固定して串形翼
を構成することができると共に、回転翼を機軸に垂直の
位置から３０゜乃至４０゜回転した位置に変更し固定し
て斜め翼を構成することができ、前記エンジン（５）と
しては固定翼モードで推進力を得るためのエンジンを回
転翼駆動用エンジンと独立又は兼用で装備することを特
徴とする垂直離着陸用航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11102291A JPH04317891A (ja) | 1991-04-15 | 1991-04-15 | 垂直離着陸用航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11102291A JPH04317891A (ja) | 1991-04-15 | 1991-04-15 | 垂直離着陸用航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04317891A true JPH04317891A (ja) | 1992-11-09 |
Family
ID=14550411
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11102291A Withdrawn JPH04317891A (ja) | 1991-04-15 | 1991-04-15 | 垂直離着陸用航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04317891A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100810725B1 (ko) * | 2006-12-11 | 2008-03-07 | 재단법인서울대학교산학협력재단 | 수직 이착륙 비행체 |
| RU2720592C1 (ru) * | 2019-05-13 | 2020-05-12 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Комплекс адаптивный ракетно-авиационный |
-
1991
- 1991-04-15 JP JP11102291A patent/JPH04317891A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100810725B1 (ko) * | 2006-12-11 | 2008-03-07 | 재단법인서울대학교산학협력재단 | 수직 이착륙 비행체 |
| RU2720592C1 (ru) * | 2019-05-13 | 2020-05-12 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Комплекс адаптивный ракетно-авиационный |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19980711 |