JP4506543B2 - Vertical take-off and landing aircraft - Google Patents

Description

Translated fromJapanese

本発明は、垂直離着陸機の離陸時の姿勢の安定化に関するものである。  The present invention relates to stabilization of the attitude of a vertical take-off and landing aircraft during take-off.

垂直離着陸機としていろいろな形態のものが提唱されている。１つの例として、特許文献１において、乗員及び貨物を運搬し得る、図３に示すような垂直離着陸機が提案されている。この特許文献１に記載の垂直離着陸機１００は、図３に示すように、４基の離着陸用エンジン１０１と２基の水平飛行用エンジン１０２とを備え、人間が乗車して離着陸し水平飛行し得るものである。そして、離着陸用エンジン１０１と水平飛行用エンジン１０２とは、胴体１０３の上方投影輪郭線１０４内に装備され、胴体１０３は水平飛行に寄与する揚力を発生し得るように形成されている。  Various forms of vertical take-off and landing aircraft have been proposed. As an example, Patent Document 1 proposes a vertical take-off and landing aircraft as shown in FIG. 3 that can carry passengers and cargo. As shown in FIG. 3, the vertical take-off andlanding aircraft 100 described in Patent Document 1 includes four take-off andlanding engines 101 and twohorizontal flight engines 102. To get. The take-off andlanding engine 101 and thehorizontal flight engine 102 are installed in the upper projectedcontour 104 of thefuselage 103, and thefuselage 103 is formed so as to be able to generate lift that contributes to horizontal flight.

４基の離着陸用エンジン１０１は、ターボファンなどのジェットエンジンであり、胴体部１０３のキャビンスペース１０５の周囲であって、胴体部１０３の周縁部に、１基ずつ内装されている。そして、これらのエンジンの制御系統及び燃料供給系統はそれぞれ独立に形成され、各個別のエンジン１０１がそれぞれ独自に運転され得るように構成されている。  The four take-off andlanding engines 101 are jet engines such as turbofans, and are installed one by one around thecabin space 105 of thebody portion 103 and at the periphery of thebody portion 103. The engine control system and the fuel supply system are formed independently, and eachindividual engine 101 can be operated independently.

そして、胴体部１０３の前方両側には、胴体部１０３の上面部に離着陸用エンジン１０１のエアインテーク開口部１０６がそれぞれ開設されると共に、胴体部１０３のキャビンスペース１０５の後方両側にも同様にエアインテーク開口部１０６が開口されている。また、同様に、上記エアインテーク開口部１０６に、胴体部１０３の厚さ方向において対向する下面部には、ジェット排気噴射口１０７が形成されている。また、エアインテーク開口部１０６、ジェット排気噴射口１０７にはそれぞれ、可動式のカバー１０６´，１０７´が装着されている。  Air intake openings 106 of the take-off andlanding engine 101 are respectively formed on the upper surface of thefuselage part 103 on both front sides of thefuselage part 103, and air is similarly applied to both rear sides of thecabin space 105 of thefuselage part 103. Anintake opening 106 is opened. Similarly, a jetexhaust injection port 107 is formed in a lower surface portion facing the airintake opening portion 106 in the thickness direction of thebody portion 103. In addition,movable covers 106 ′ and 107 ′ are attached to the air intake opening 106 and thejet exhaust outlet 107, respectively.

そして、離着陸用エンジン１０１が作動する場合には、上記可動式カバー１０６´，１０７´が開き、離着陸用エンジン１０１は上記エアインテーク開口部１０６から空気をエンジン内に取り入れ、圧縮燃焼させてジェット排気噴射口１０７から胴体部１０３の下方へ、排気を噴出させて離着陸時の推力を得る。
特開２００４−８２９９９号公報特開２００２−３７０６９６号公報When the take-off andlanding engine 101 is operated, the movable covers 106 'and 107' are opened, and the take-off andlanding engine 101 takes air into the engine from the air intake opening 106, and compresses and combusts the jet exhaust. Exhaust gas is ejected from theinjection port 107 to the lower portion of thebody portion 103 to obtain thrust during takeoff and landing.
JP 2004-82999 A JP 2002-370696 A

上述した特許文献１に記載された垂直離着陸機のようにターボファン・エンジンなどの推力発生機器を複数備え、これらの推力発生機器にて地面に垂直な推力を発生させる飛行体であって、推力発生機器が機体に固定されている場合には、離陸時などに各推力発生機器の推力がばらつくと、機体が地面から離れた瞬間に急激に機体の姿勢が変化するおそれがある。かかる場合、それと同時に水平方向（前後、左右方向）に急激に機体が移動してしまう。  A flying body that includes a plurality of thrust generating devices such as turbofan engines such as the vertical take-off and landing aircraft described in Patent Document 1 described above, and that generates thrust perpendicular to the ground with these thrust generating devices. When the generating device is fixed to the aircraft, if the thrust of each thrust generating device varies during takeoff or the like, the posture of the aircraft may change abruptly as soon as the aircraft leaves the ground. In such a case, the aircraft suddenly moves in the horizontal direction (front and rear, left and right) at the same time.

機体の姿勢制御は、姿勢変化を感知するジャイロの出力に基づいて行うことが可能であるが、離陸時にはジャイロからの事前の信号がなく大きなステップ信号が入ることになるので、この時の機体の移動を防止することができない。  The attitude control of the aircraft can be performed based on the output of the gyro that senses the attitude change, but there is no prior signal from the gyro when taking off, so a large step signal is entered, so the aircraft's attitude at this time The movement cannot be prevented.

これに対して、推力発生機器を機体に固定するのではなく、ジンバルを介して機体に取
り付けることにより、水平方向に移動することを抑制することも可能である。しかしながら、かかる場合においては、推力発生機器にて発生される推力を受けるためにはジンバルの剛性を高くする必要があり、ジンバルの重量が大きくなってしまうので、飛行体として成立し難くなる。On the other hand, it is also possible to suppress movement in the horizontal direction by attaching the thrust generating device to the aircraft via a gimbal instead of fixing it to the aircraft. However, in such a case, in order to receive the thrust generated by the thrust generating device, it is necessary to increase the rigidity of the gimbal, which increases the weight of the gimbal.

本発明は、上記した問題点に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、簡易な構成で、離陸時に機体が地面と水平な方向へ急激に移動することを抑制する技術を提供することにある。  The present invention has been made in view of the above-described problems, and an object of the present invention is to provide a technique that suppresses abrupt movement of the aircraft in a direction parallel to the ground during takeoff with a simple configuration. There is to do.

上記目的を達成するために、本発明に係る垂直離着陸機は、地面に接触している状態で回転軸が地面に垂直となるような回転体を有し前記回転軸方向に推力を発生可能な推力発生手段を複数備える垂直離着陸機において、前記複数の推力発生手段の内の一の第一の推力発生手段は、前記回転軸を含む第一の面で当該回転軸と直交する第一の軸線回りに機体に対して回転可能に支持され、前記第一の推力発生手段とは異なる第二の推力発生手段は、前記回転軸を含む面であって前記第一の面に垂直な第二の面で前記回転軸と直交する第二の軸線回りに機体に対して回転可能に支持され、前記第一の推力発生手段の前記第一の軸線回りの回転と前記第二の推力発生手段の前記第二の軸線回りの回転は一つのリンクで拘束されることを特徴とする。  In order to achieve the above object, a vertical take-off and landing aircraft according to the present invention has a rotating body whose rotating shaft is perpendicular to the ground while in contact with the ground, and can generate thrust in the rotating shaft direction. In a vertical take-off and landing aircraft having a plurality of thrust generating means, one first thrust generating means among the plurality of thrust generating means is a first axis perpendicular to the rotation axis on a first surface including the rotation axis. The second thrust generation means, which is rotatably supported around the airframe and is different from the first thrust generation means, is a second plane perpendicular to the first plane and including the rotation axis. The first thrust generating means is rotated around the first axis and the second thrust generating means is rotated around the second axis orthogonal to the rotational axis. The rotation around the second axis is restricted by one link.

地面に接触している状態で回転軸が地面に垂直となるような回転体を有し回転軸方向に推力を発生可能な推力発生手段を複数備える垂直離着陸機においては、地面に接触している状態では地面に垂直な推力を発生可能であるが、離陸時に複数の推力発生手段が発生する推力がばらつくと機体が傾いてしまう。もし複数の推力発生手段が機体に全て固定されている場合には、推力発生手段も機体とともに傾くので、地面に水平な方向の分力が発生し、機体が急激に地面に水平な方向に移動してしまうおそれがある。  In a vertical take-off and landing aircraft that has a rotating body whose rotating shaft is perpendicular to the ground while in contact with the ground and has a plurality of thrust generating means capable of generating thrust in the rotating shaft direction, the vertical take-off and landing aircraft is in contact with the ground In the state, it is possible to generate a thrust perpendicular to the ground, but if the thrust generated by a plurality of thrust generating means varies during takeoff, the aircraft tilts. If a plurality of thrust generating means are all fixed to the aircraft, the thrust generating means also tilts together with the aircraft, so a component force is generated in the direction horizontal to the ground, and the aircraft moves rapidly in the direction horizontal to the ground. There is a risk of it.

本発明に係る垂直離着陸機においては、第一の推力発生手段は、第一の面上の第一の軸線回りに機体に対して回転可能に支持され、第二の推力発生手段は、第一の面に垂直な第二の面上の第二の軸線回りに機体に対して回転可能に支持され、両者の回転は一つのリンクで拘束されている。これにより、機体が傾いた場合でも、ジャイロ効果により、第一あるいは第二の推力発生手段の少なくともいずれかは、機体に固定されている場合よりも、その回転軸が地面に垂直な方向となるような姿勢となる。それゆえ、機体が傾いた場合でも、推力発生手段が発生する推力の地面に水平な方向の分力が減少するので、機体が地面と水平な方向へ急激に移動することを抑制することができる。  In the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, the first thrust generating means is supported so as to be rotatable with respect to the airframe around the first axis on the first surface, and the second thrust generating means is the first thrust generating means. It is supported so as to be rotatable relative to the airframe around a second axis on a second surface perpendicular to the surface, and both rotations are constrained by a single link. As a result, even when the airframe is tilted, at least one of the first and second thrust generating means is in a direction perpendicular to the ground surface as compared with the case where the airframe is fixed to the airframe due to the gyro effect. It becomes such a posture. Therefore, even when the airframe is tilted, the component force in the direction horizontal to the ground of the thrust generated by the thrust generation means is reduced, so that the airframe can be prevented from moving suddenly in the direction horizontal to the ground. .

以上説明したように、本発明によれば、簡易な構成で、離陸時に機体が地面と水平な方向へ急激に移動することを抑制することができる。  As described above, according to the present invention, it is possible to suppress the aircraft from moving suddenly in a direction parallel to the ground during takeoff with a simple configuration.

以下に図面を参照して、この発明を実施するための最良の形態を例示的に詳しく説明する。ただし、この最良の形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは、特に特定的な記載がない限りは、この発明の範囲をそれらのみに限定する趣旨のものではない。  The best mode for carrying out the present invention will be exemplarily described in detail below with reference to the drawings. However, the dimensions, materials, shapes, and relative arrangements of the components described in the best mode are not intended to limit the scope of the present invention only to those unless otherwise specified. Absent.

図１は、本実施例に係る垂直離着陸機１の概略構成を示した図である。垂直離着陸機１は、人間が乗車して垂直に離着陸し、所定高度において水平飛行しうるように形成されている。  FIG. 1 is a diagram showing a schematic configuration of a vertical take-off and landing aircraft 1 according to the present embodiment. The vertical take-off and landing aircraft 1 is formed so that a person can get on and take off and land vertically and fly horizontally at a predetermined altitude.

垂直離着陸機１は、全体として、現在使用されている一般の乗用車と略同様の大きさに形成され、胴体部１１と、胴体部１１の後端部両側に設けられた折り畳み可能に形成された一対の主翼１２と、胴体部１１の後端上部中央に設けられた垂直尾翼１３とを備えている。  The vertical take-off and landing aircraft 1 as a whole is formed in a size substantially the same as that of a general passenger car currently used, and is formed so as to be foldable provided on the body part 11 and on both sides of the rear end part of the body part 11. A pair ofmain wings 12 and avertical tail 13 provided at the upper center of the rear end of the body portion 11 are provided.

この胴体部１１の中央部には、キャビンスペース１４が形成され、内部に人間が４名程度乗機できるように構成されている。このキャビンスペース１４はキャノピー１５により気密的に保護されている。この場合のキャビンスペース１４は、基本的に、乗用車のものと同様であり、内部には運転席、助手席及び後部座席が配置されている。  Acabin space 14 is formed at the center of the body portion 11 and is configured so that about four people can ride on the inside. Thecabin space 14 is hermetically protected by acanopy 15. Thecabin space 14 in this case is basically the same as that of a passenger car, and a driver seat, a passenger seat, and a rear seat are arranged inside.

また、垂直離着陸機１は、２基の水平飛行用エンジン１６と４基の離着陸用エンジン１７とを備えている。２基の水平飛行用エンジン１６は、胴体部１１の後端部であって、主翼１２と垂直尾翼１３の間にそれぞれ設けられている。  The vertical take-off and landing aircraft 1 includes twohorizontal flight engines 16 and four take-off and landing engines 17. The twohorizontal flight engines 16 are provided at the rear end of the body portion 11 and between themain wing 12 and thevertical tail 13 respectively.

４基の離着陸用エンジン１７はターボファン・エンジンであり、胴体部１１のキャビンスペース１４の周囲であって、胴体部１１の周縁部に１基ずつ内装されている。より具体的には、キャビンスペース１４から見た場合に、前方左側には離着陸用エンジン１７ａが、前方右側には離着陸用エンジン１７ｂが、後方左側には離着陸用エンジン１７ｃが、後方右側には離着陸用エンジン１７ｄがそれぞれ備えられている。なお、以下の説明において、離着陸用エンジン１７ａをＦＬエンジン１７ａ、離着陸用エンジン１７ｂをＦＲエンジン１７ｂ、離着陸用エンジン１７ｃをＲＬエンジン１７ｃ、離着陸用エンジン１７ｄをＲＲエンジン１７ｄという場合もある。  The four take-off and landing engines 17 are turbofan engines, and are installed one by one around thecabin space 14 of the body part 11 and at the periphery of the body part 11. More specifically, when viewed from thecabin space 14, the takeoff andlanding engine 17 a is on the front left side, the takeoff andlanding engine 17 b is on the front right side, the takeoff andlanding engine 17 c is on the rear left side, and the takeoff and landing is on the rear right side. Eachengine 17d is provided. In the following description, the takeoff /landing engine 17a may be referred to as anFL engine 17a, the takeoff /landing engine 17b as anFR engine 17b, the takeoff /landing engine 17c as an RLengine 17c, and the takeoff /landing engine 17d as anRR engine 17d.

水平飛行用エンジン１６及び離着陸用エンジン１７は、各個別のエンジンの制御系統及び燃料供給系統がそれぞれ独立に形成され、各個別のエンジン１６，１７がそれぞれ独自に運転されうるように構成されている。  Thehorizontal flight engine 16 and the takeoff and landing engine 17 are configured such that a control system and a fuel supply system of each individual engine are formed independently, and each of theindividual engines 16 and 17 can be independently operated. .

そして、胴体部１１の上面部に離着陸用エンジン１７のエアインテーク開口部１８がそれぞれ開設されている。また、同様に、これらエアインテーク開口部１８に、胴体部１１の厚さ方向において対向する下面部には、ジェット排気噴射口１９が形成されている。また、エアインテーク開口部１８，ジェット排気噴射口１９にはそれぞれ、可動式のカバー１８´，１９´が装着されている。  An air intake opening 18 of the take-off and landing engine 17 is opened on the upper surface of the body 11. Similarly, a jetexhaust injection port 19 is formed on the lower surface of the air intake opening 18 facing the air intake opening 18 in the thickness direction. Further,movable covers 18 ′ and 19 ′ are attached to the air intake opening 18 and thejet exhaust outlet 19, respectively.

従って、離着陸用エンジン１７が作動する場合には、可動式カバー１８´，１９´が開き、離着陸用エンジン１７はエアインテーク開口部１８から空気をエンジン内に取り入れ、圧縮燃焼させてジェット排気噴射口１９から胴体部１１の下方へ、排気を噴出させて離陸時の推力を得る。  Accordingly, when the take-off and landing engine 17 is operated, the movable covers 18 'and 19' are opened, and the take-off and landing engine 17 takes air into the engine from the air intake opening 18, and compresses and combusts the jet exhaust injection port. The exhaust is ejected from 19 to the lower part of the body part 11 to obtain a thrust force during takeoff.

巡航状態において、離着陸用エンジン１７を停止させる場合には、エアインテーク開口部１８及びジェット排気噴出口１９はそれぞれ可動式カバー１８´，１９´により覆い、空気抵抗の低減を図る。  When the takeoff and landing engine 17 is stopped in the cruise state, the air intake opening 18 and thejet exhaust outlet 19 are covered with movable covers 18 'and 19', respectively, to reduce the air resistance.

上記のように離着陸用エンジン１７の制御系統及び燃料供給系統がそれぞれ独立に形成されていることから、４基の離着陸用エンジン１７ａ〜１７ｄの内のいずれか１基の離着陸用エンジン１７が故障した場合であっても、残存する離着陸用エンジン１７は作動し得るように構成されている。  Since the control system and the fuel supply system of the take-off and landing engine 17 are formed independently as described above, any one of the four take-off andlanding engines 17a to 17d has failed. Even in this case, the remaining take-off and landing engine 17 is configured to operate.

この４基の離着陸用エンジン１７の機体への取り付け態様、エンジン１７の他のエンジン１７との連結態様を示したのが図２である。この図２（ａ）は機体上方から見る図であ
り、図２（ｂ）は機体後方から見る図であって、離着陸用エンジン１７およびこれらエンジン１７の機体への取り付け・相互の連結に関連する部材のみを示す図である。図２において、機体の左右方向をＸ軸とし、前後方向をＹ軸とし、地面に垂直な方向をＺ軸とする。各軸は相互に直交している。FIG. 2 shows how the four take-off and landing engines 17 are attached to the airframe, and how the engine 17 is connected to another engine 17. 2 (a) is a view seen from above the fuselage, and FIG. 2 (b) is a view seen from the rear of the fuselage. It is a figure which shows only a member. In FIG. 2, the left-right direction of the aircraft is the X-axis, the front-rear direction is the Y-axis, and the direction perpendicular to the ground is the Z-axis. Each axis is orthogonal to each other.

そして、図２に示すように、垂直離着陸機１を機体上方から見る場合に、ＦＬエンジン１７ａは時計回転方向に、ＦＲエンジン１７ｂは反時計回転方向に、そのファン、コンプレッサ、タービンが回転するようになっており、その回転軸（以下、「エンジン回転軸」という場合もある。）は、機体が地面に接触している状態で地面に垂直となるようになっている。また、ＦＬエンジン１７ａは、当該エンジンのエンジン回転軸を含む面（ＹＺ平面）で当該エンジン回転軸と直交する軸線回りに機体に対して回転可能となるように、軸２０ａを介して機体に対して回転可能に支持されている。ＦＲエンジン１７ｂは、当該エンジンのエンジン回転軸を含む面であってＦＬエンジン１７ａの上述した面（ＹＺ平面）に垂直な面（ＸＺ平面）でエンジン回転軸と直交する軸線回りに機体に対して回転可能となるように、軸２０ｂを介して機体に対して回転可能に支持されている。なお、図２（ｂ）に示すように、軸２０ａおよび軸２０ｂは、それぞれＦＬエンジン１７ａおよびＦＲエンジン１７ｂの上部に設けられている。  As shown in FIG. 2, when the vertical take-off and landing aircraft 1 is viewed from above, theFL engine 17a rotates in the clockwise direction and theFR engine 17b rotates in the counterclockwise direction so that the fan, compressor, and turbine rotate. The rotation axis (hereinafter sometimes referred to as “engine rotation axis”) is perpendicular to the ground when the aircraft is in contact with the ground. In addition, theFL engine 17a is rotated with respect to the airframe via theshaft 20a so that theFL engine 17a can rotate with respect to the airframe around an axis perpendicular to the engine rotation axis on a plane including the engine rotation axis of the engine (YZ plane). And is rotatably supported. TheFR engine 17b is a surface that includes the engine rotation axis of the engine and is perpendicular to the above-described surface (YZ plane) of theFL engine 17a (XZ plane) with respect to the airframe around an axis perpendicular to the engine rotation axis. It is rotatably supported with respect to the airframe via theshaft 20b so as to be rotatable. As shown in FIG. 2B, theshaft 20a and theshaft 20b are provided on the upper portions of theFL engine 17a and theFR engine 17b, respectively.

ＦＬエンジン１７ａの下部の右側においては、連接棒２１ａの一端が、当該ＦＬエンジン１７ａに対して、そのエンジン回転軸の軸方向回りに回転可能に支持されており、ＦＲエンジン１７ｂの下部の後側においては、連接棒２１ｂの一端が、当該ＦＲエンジン１７ｂに対して、そのエンジン回転軸の軸方向回りに回転可能に支持されている。そして、連接棒２１ａの他端と連接棒２１ｂの他端が連結棒２２で連結されている。これにより、ＦＬエンジン１７ａの軸２０ａ回りの位置およびＦＲエンジン１７ｂの軸２０ｂ回りの位置が、連接棒２１ａ，連接棒２１ｂおよび連結棒２２（以下、これら連接棒２１ａ，連接棒２１ｂおよび連結棒２２を総称して「前側リンク」という場合もある。）を介して定まるようになっている。  On the right side of the lower part of theFL engine 17a, one end of the connectingrod 21a is supported so as to be rotatable around the axial direction of the engine rotation shaft with respect to theFL engine 17a. , One end of the connectingrod 21b is supported by theFR engine 17b so as to be rotatable about the axial direction of the engine rotation shaft. The other end of the connectingrod 21 a and the other end of the connectingrod 21 b are connected by a connectingrod 22. As a result, the position of theFL engine 17a around theaxis 20a and the position of theFR engine 17b around theaxis 20b are set to the connectingrod 21a, connectingrod 21b, and connecting rod 22 (hereinafter referred to as connectingrod 21a, connectingrod 21b and connecting rod 22). Are collectively referred to as “front link” in some cases).

一方、図２に示すように、垂直離着陸機１を機体上方から見る場合に、ＲＬエンジン１７ｃは時計回転方向に、ＲＲエンジン１７ｄは反時計回転方向に、そのファン、コンプレッサ、タービンが回転するようになっており、そのエンジン回転軸は、機体が地面に接触している状態で地面に垂直となるようになっている。また、ＲＬエンジン１７ｃは、当該エンジンのエンジン回転軸を含む面（ＸＺ平面）で当該エンジン回転軸と直交する軸線回りに機体に対して回転可能となるように、軸２０ｃを介して機体に対して回転可能に支持されている。ＲＲエンジン１７ｄは、当該エンジンのエンジン回転軸を含む面であってＲＬエンジン１７ｃの上述した面（ＸＺ平面）に垂直な面（ＹＺ平面）でエンジン回転軸と直交する軸線回りに機体に対して回転可能となるように、軸２０ｄを介して機体に対して回転可能に支持されている。そして、同様に、回転軸２０ｃおよび回転軸２０ｄは、それぞれＲＬエンジン１７ｃおよびＲＲエンジン１７ｄの上部に設けられている。  On the other hand, as shown in FIG. 2, when the vertical take-off and landing aircraft 1 is viewed from above, theRL engine 17c rotates in the clockwise direction and theRR engine 17d rotates in the counterclockwise direction so that the fan, compressor, and turbine rotate. The engine rotation shaft is perpendicular to the ground when the aircraft is in contact with the ground. Further, theRL engine 17c is rotated with respect to the aircraft via theshaft 20c so that theRL engine 17c can rotate with respect to the aircraft about an axis perpendicular to the engine rotation axis on a plane including the engine rotation axis of the engine (XZ plane). And is rotatably supported. TheRR engine 17d is a surface that includes the engine rotation axis of the engine and is perpendicular to the above-described surface (XZ plane) of theRL engine 17c (YZ plane) with respect to the airframe around an axis perpendicular to the engine rotation axis. It is supported so as to be rotatable with respect to the airframe via ashaft 20d so as to be rotatable. Similarly, therotating shaft 20c and therotating shaft 20d are provided on the upper portions of theRL engine 17c and theRR engine 17d, respectively.

ＲＬエンジン１７ｃの下部の後側においては、連接棒２１ｃの一端が、当該ＲＬエンジン１７ｃに対して、そのエンジン回転軸の軸方向回りに回転可能に支持されており、ＲＲエンジン１７ｄの下部の左側においては、連接棒２１ｄの一端が、当該ＲＲエンジン１７ｄに対して、そのエンジン回転軸の軸方向回りに回転可能に支持されている。そして、連接棒２１ｃの他端と連接棒２１ｄの他端が連結棒２３で連結されている。これにより、ＲＬエンジン１７ｃの軸２０ｃ回りの位置およびＲＲエンジン１７ｄの軸２０ｄ回りの位置が、連接棒２１ｃ、連接棒２１ｄおよび連結棒２３（以下、これら連接棒２１ｃ，連接棒２１ｄおよび連結棒２３を総称して「後側リンク」という場合もある。）を介して定まるようになっている。  On the rear side of the lower portion of theRL engine 17c, one end of the connectingrod 21c is supported so as to be rotatable around the axial direction of the engine rotation shaft with respect to theRL engine 17c. , One end of the connectingrod 21d is supported by theRR engine 17d so as to be rotatable about the axial direction of the engine rotation shaft. The other end of the connectingrod 21 c and the other end of the connectingrod 21 d are connected by a connectingrod 23. As a result, the position of theRL engine 17c around theshaft 20c and the position of theRR engine 17d around theshaft 20d are set to the connectingrod 21c, connectingrod 21d and connecting rod 23 (hereinafter referred to as connectingrod 21c, connectingrod 21d and connecting rod 23). Are sometimes collectively referred to as “rear links”).

このように構成された垂直離着陸機１においては、機体が地面と接触している間はそれに拘束され、エンジン１７ａ，１７ｂ，１７ｃ，１７ｄの姿勢は、そのエンジン回転軸が地面に垂直になるように保持される。そして、離陸時において、ＦＬエンジン１７ａあるいはＲＬエンジン１７ｃの推力が、ＦＲエンジン１７ｂあるいはＲＲエンジン１７ｄの推力よりも大きくなった場合には、機体の右部が左部よりも下がるように傾く。  In the vertical take-off and landing aircraft 1 configured in this way, the aircraft is restrained while it is in contact with the ground, and the postures of theengines 17a, 17b, 17c, and 17d are such that the engine rotation axis is perpendicular to the ground. Retained. At the time of takeoff, if the thrust of theFL engine 17a or theRL engine 17c is larger than the thrust of theFR engine 17b or theRR engine 17d, the right part of the fuselage is tilted so as to be lower than the left part.

かかる場合、ＦＬエンジン１７ａは機体に対して軸２０ａ回りに回転可能に支持されているので、ＦＬエンジン１７ａのエンジン回転軸は、地面に対して垂直の姿勢を保とうとする。  In such a case, since theFL engine 17a is supported so as to be rotatable about theaxis 20a with respect to the airframe, the engine rotation shaft of theFL engine 17a tries to maintain a posture perpendicular to the ground.

ただし、ＦＲエンジン１７ｂは機体に対して軸２０ｂ回りにのみ回転可能に支持されているので、ＦＲエンジン１７ｂのエンジン回転軸は、機体と共に地面に対して傾く。そして、ＦＲエンジン１７ｂの下部と前側リンクを介して連結されたＦＬエンジン１７ａの下部が、前側リンクにより左方に押されて、ＦＬエンジン１７ａのエンジン回転軸は、機体の傾きと同じように地面に対して傾こうとする。  However, since theFR engine 17b is supported so as to be rotatable only about theshaft 20b with respect to the airframe, the engine rotation shaft of theFR engine 17b is inclined with respect to the ground together with the airframe. The lower part of theFL engine 17a connected to the lower part of theFR engine 17b via the front link is pushed to the left by the front side link, and the engine rotation shaft of theFL engine 17a is grounded in the same manner as the inclination of the fuselage. Try to lean against.

しかしながら、離陸時に反時計回転方向に回転しているＦＲエンジン１７ｂは、機体が傾くことで、ジャイロ効果により軸２０ｂ回りにジャイロモーメントが発生し、ＦＲエンジン１７ｂの後部が前部よりも上がるように傾く。その結果、連接棒２１ｂが後方に変位し、連結棒２２の中央を支点として連結棒２２が回転して連接棒２１ａが右方に変位する。これにより、ＦＬエンジン１７ａの下部が右方に引っ張られることとなる。そして、ＦＬエンジン１７ａは軸２０ａ回りに、右部が左部よりも上がるように傾こうとする。したがって、ＦＬエンジン１７ａは、当該ＦＬエンジン１７ａが機体に固定されている場合と比較すると、より地面に対して垂直の姿勢となり、これらのエンジンの推力で生じる機体左右方向の水平力が軽減されることとなる。  However, theFR engine 17b rotating in the counterclockwise direction during takeoff causes the gyro effect to generate a gyro moment around theshaft 20b due to the gyro effect, and the rear part of theFR engine 17b rises higher than the front part. Tilt. As a result, the connectingrod 21b is displaced rearward, the connectingrod 22 is rotated about the center of the connectingrod 22 as a fulcrum, and the connectingrod 21a is displaced to the right. As a result, the lower part of theFL engine 17a is pulled rightward. Then, theFL engine 17a tries to tilt around theshaft 20a so that the right part is higher than the left part. Therefore, theFL engine 17a has a more vertical posture with respect to the ground than the case where theFL engine 17a is fixed to the fuselage, and the horizontal force in the horizontal direction generated by the thrust of these engines is reduced. It will be.

また、ＲＲエンジン１７ｄは軸２０ｄ回りに回転可能に支持されているので、ＲＲエンジン１７ｄのエンジン回転軸は、地面に対して垂直の姿勢を保とうとする。  Further, since theRR engine 17d is supported so as to be rotatable about theshaft 20d, the engine rotation shaft of theRR engine 17d tries to maintain a posture perpendicular to the ground.

ただし、ＲＬエンジン１７ｃは軸２０ｃ回りにのみ回転可能に支持されているので、ＲＬエンジン１７ｃのエンジン回転軸は、機体と共に地面に対して傾く。そして、ＲＬエンジン１７ｃの下部と後側リンクを介して連結されたＲＲエンジン１７ｄの下部が、後側リンクにより左方に引っ張られて、ＲＲエンジン１７ｄのエンジン回転軸は、機体の傾きと同じように地面に対して傾こうとする。  However, since theRL engine 17c is supported so as to be rotatable only around theshaft 20c, the engine rotation shaft of theRL engine 17c is inclined with respect to the ground together with the airframe. The lower part of theRR engine 17d connected to the lower part of theRL engine 17c via the rear link is pulled to the left by the rear link, and the engine rotation shaft of theRR engine 17d is the same as the inclination of the fuselage. Try to lean against the ground.

しかしながら、離陸時に時計回転方向に回転しているＲＬエンジン１７ｃは、機体が傾くことで、ジャイロ効果により軸２０ｃ回りにジャイロモーメントが発生し、ＲＬエンジン１７ｃの前部が後部よりも上がるように傾く。その結果、連接棒２１ｂが前方に変位し、連結棒２３の中央を支点として連結棒２３が回転して連接棒２１ｄが右方に変位する。これにより、ＲＲエンジン１７ｄの下部が右方に押されることとなる。そして、ＲＲエンジン１７ｄは軸２０ｄ回りに、右部が左部よりも上がるように傾こうとする。したがって、ＲＲエンジン１７ｄは、当該ＲＲエンジン１７ｄが機体に固定されている場合と比較すると、より地面に対して垂直の姿勢となり、これらのエンジンの推力で生じる機体左右方向の水平力が軽減されることとなる。  However, theRL engine 17c rotating in the clockwise direction during takeoff tilts so that the gyro effect generates a gyro moment around theaxis 20c due to the gyro effect, and the front part of theRL engine 17c rises higher than the rear part. . As a result, the connectingrod 21b is displaced forward, the connectingrod 23 is rotated about the center of the connectingrod 23, and the connectingrod 21d is displaced rightward. As a result, the lower portion of theRR engine 17d is pushed rightward. Then, theRR engine 17d tends to tilt around theshaft 20d so that the right part is higher than the left part. Therefore, theRR engine 17d is more perpendicular to the ground than the case where theRR engine 17d is fixed to the airframe, and the horizontal force in the left-right direction of the airframe generated by the thrust of these engines is reduced. It will be.

また、上述したように、ＦＲエンジン１７ｂの後部が前部よりも上がるように傾き、ＲＬエンジン１７ｃの前部が後部よりも上がるように傾くため、ＦＲエンジン１７ｂの推力による機体後方向の力とＲＬエンジン１７ｃの推力による機体前方向の力は互いに相殺される。これにより、これらのエンジンの推力で生じる機体前後方向の水平力が軽減されることとなる。  Further, as described above, the rear part of theFR engine 17b is inclined so as to be raised from the front part, and the front part of theRL engine 17c is inclined so as to be raised from the rear part. The forces in the forward direction due to the thrust of theRL engine 17c cancel each other. As a result, the horizontal force in the longitudinal direction of the aircraft generated by the thrust of these engines is reduced.

以上は、垂直離着陸機１が機体の右部が左部よりも下がるように傾いた場合について述べたが、機体の左部が右部よりも下がるように傾いた場合についても同様に、ジャイロ効果により、ＦＬエンジン１７ａおよびＲＲエンジン１７ｄは、当該エンジン１７ａ，１７ｄが機体に固定されている場合と比較すると、より地面に対して垂直の姿勢となり、これらのエンジンの推力で生じる機体左右方向の水平力が軽減されることとなる。また、ＦＲエンジン１７ｂの前部が後部よりも上がるように傾き、ＲＬエンジン１７ｃの後部が前部よりも上がるように傾くため、ＦＲエンジン１７ｂの推力による機体前方向の力とＲＬエンジン１７ｃの推力による機体後方向の力は互いに相殺される。これにより、これらのエンジンの推力で生じる機体前後方向の水平力が軽減されることとなる。  The above describes the case where the vertical take-off and landing aircraft 1 is tilted so that the right part of the fuselage is lower than the left part, but the gyro effect is similarly applied to the case where the left part of the fuselage is tilted so as to be lower than the right part. As a result, theFL engine 17a and theRR engine 17d are more perpendicular to the ground than the case where theengines 17a and 17d are fixed to the airframe, and the horizontal direction of the airframe left and right produced by the thrust of these engines Power will be reduced. Further, since the front part of theFR engine 17b is tilted so as to be higher than the rear part and the rear part of theRL engine 17c is tilted so as to be higher than the front part, the forward force of theFR engine 17b and the thrust of theRL engine 17c The forces in the rear direction of the aircraft cancel each other out. As a result, the horizontal force in the longitudinal direction of the aircraft generated by the thrust of these engines is reduced.

一方、離陸時において、ＲＬエンジン１７ｃあるいはＲＲエンジン１７ｄの推力が、ＦＬエンジン１７ａあるいはＦＲエンジン１７ｂの推力よりも大きくなった場合には、機体の前部が後部よりも下がるように傾く。  On the other hand, when the thrust of theRL engine 17c or theRR engine 17d becomes larger than the thrust of theFL engine 17a or theFR engine 17b at the time of takeoff, the front part of the fuselage is inclined so as to be lower than the rear part.

かかる場合、ＦＲエンジン１７ｂは軸２０ｂ回りに回転可能に支持されているので、ＦＲエンジン１７ｂのエンジン回転軸は、地面に対して垂直の姿勢を保とうとする。  In this case, since theFR engine 17b is supported so as to be rotatable about theshaft 20b, the engine rotation shaft of theFR engine 17b tries to maintain a posture perpendicular to the ground.

ただし、ＦＬエンジン１７ａは軸２０ａ回りにのみ回転可能に支持されているので、ＦＬエンジン１７ａのエンジン回転軸は、機体と共に地面に対して傾く。そして、ＦＬエンジン１７ａの下部と前側リンクを介して連結されたＦＲエンジン１７ｂの下部が、前側リンクにより後方に引っ張られて、ＦＲエンジン１７ｂのエンジン回転軸は、機体の傾きと同じように地面に対して傾こうとする。  However, since theFL engine 17a is supported so as to be rotatable only around theshaft 20a, the engine rotation shaft of theFL engine 17a is inclined with respect to the ground together with the airframe. The lower part of theFR engine 17b connected to the lower part of theFL engine 17a via the front link is pulled rearward by the front link, and the engine rotation shaft of theFR engine 17b is brought to the ground in the same manner as the inclination of the fuselage. Try to lean against.

しかしながら、離陸時に時計回転方向に回転しているＦＬエンジン１７ａは、機体が傾くことで、ジャイロ効果により軸２０ａ回りにジャイロモーメントが発生し、ＦＬエンジン１７ａの左部が右部よりも上がるように傾く。その結果、連接棒２１ａが左方に変位し、連結棒２２の中央を支点として連結棒２２が回転して連接棒２１ｂが前方に変位する。これにより、ＦＲエンジン１７ｂの下部が前方に押されることとなる。そして、ＦＲエンジン１７ｂは軸２０ｂ回りに、前部が後部よりも上がるように傾こうとする。したがって、ＦＲエンジン１７ｂは、当該ＦＲエンジン１７ｂが機体に固定されている場合と比較すると、より地面に対して垂直の姿勢となり、これらのエンジンの推力で生じる機体水平方向の力が軽減されることとなる。  However, theFL engine 17a, which is rotating in the clockwise direction at takeoff, causes a gyro moment to be generated around theshaft 20a due to the gyro effect by tilting the fuselage, so that the left part of theFL engine 17a is higher than the right part. Tilt. As a result, the connectingrod 21a is displaced to the left, the connectingrod 22 is rotated about the center of the connectingrod 22, and the connectingrod 21b is displaced forward. Thereby, the lower part ofFR engine 17b will be pushed ahead. Then, theFR engine 17b tends to tilt around theshaft 20b so that the front part is raised from the rear part. Therefore, theFR engine 17b has a more vertical posture with respect to the ground than the case where theFR engine 17b is fixed to the fuselage, and the horizontal force generated by the thrust of these engines is reduced. It becomes.

また、ＲＬエンジン１７ｃは軸２０ｃ回りに回転可能に支持されているので、ＲＬエンジン１７ｃのエンジン回転軸は、地面に対して垂直の姿勢を保とうとする。  Further, since theRL engine 17c is supported so as to be rotatable about theshaft 20c, the engine rotation shaft of theRL engine 17c tries to maintain a posture perpendicular to the ground.

ただし、ＲＲエンジン１７ｄは軸２０ｄ回りにのみ回転可能に支持されているので、ＲＲエンジン１７ｄのエンジン回転軸は、機体と共に地面に対して傾く。そして、ＲＲエンジン１７ｄの下部と後側リンクを介して連結されたＲＬエンジン１７ｃの下部が、後側リンクにより後方に引っ張られて、ＲＬエンジン１７ｃのエンジン回転軸は、機体の傾きと同じように地面に対して傾こうとする。  However, since theRR engine 17d is supported so as to be rotatable only around theshaft 20d, the engine rotation shaft of theRR engine 17d is inclined with respect to the ground together with the airframe. The lower part of theRL engine 17c connected to the lower part of theRR engine 17d via the rear link is pulled rearward by the rear link, and the engine rotation shaft of theRL engine 17c is the same as the inclination of the fuselage. Try to lean against the ground.

しかしながら、離陸時に反時計回転方向に回転しているＲＲエンジン１７ｄは、機体が傾くことで、ジャイロ効果により軸２０ｄ回りにジャイロモーメントが発生し、ＲＲエンジン１７ｄの右部が左部よりも上がるように傾く。その結果、連接棒２１ｄが右方に変位し、連結棒２３の中央を支点として連結棒２３が回転して連接棒２１ｃが前方に変位する。これにより、ＲＬエンジン１７ｃの下部が前方に押されることとなる。そして、ＲＬエンジン１７ｃは軸２０ｃ回りに、前部が後部よりも上がるように傾こうとする。したがって、ＲＬエンジン１７ｃは、当該ＲＬエンジン１７ｃが機体に固定されている場合と比較
すると、より地面に対して垂直の姿勢となり、これらのエンジンの推力で生じる機体前後方向の水平力が軽減されることとなる。However, theRR engine 17d rotating in the counterclockwise direction during takeoff causes the gyro effect to generate a gyro moment around theaxis 20d due to the gyro effect, and the right part of theRR engine 17d rises higher than the left part. Lean on. As a result, the connectingrod 21d is displaced to the right, the connectingrod 23 is rotated about the center of the connectingrod 23, and the connectingrod 21c is displaced forward. Thereby, the lower part of theRL engine 17c is pushed forward. Then, theRL engine 17c tends to tilt around theshaft 20c so that the front part is raised from the rear part. Therefore, theRL engine 17c has a posture that is more perpendicular to the ground than the case where theRL engine 17c is fixed to the airframe, and the horizontal force in the longitudinal direction of the airframe generated by the thrust of these engines is reduced. It will be.

また、上述したように、ＦＬエンジン１７ａの左部が右部よりも上がるように傾き、ＲＲエンジン１７ｄの右部が左部よりも上がるように傾くため、ＦＬエンジン１７ａの推力による機体左方向の力とＲＲエンジン１７ｄの推力による機体右方向の力は互いに相殺される。これにより、これらのエンジンの推力で生じる機体左右方向の水平力が軽減されることとなる。  Further, as described above, the left part of theFL engine 17a is tilted so as to be higher than the right part, and the right part of theRR engine 17d is tilted so as to be higher than the left part. The force and the force in the right direction of the aircraft due to the thrust of theRR engine 17d cancel each other. As a result, the horizontal force in the left-right direction of the fuselage generated by the thrust of these engines is reduced.

以上は、垂直離着陸機１が機体の前部が後部よりも下がるように傾いた場合について述べたが、機体の後部が前部よりも下がるように傾いた場合についても同様に、ジャイロ効果により、ＦＲエンジン１７ｂおよびＲＬエンジン１７ｃは、当該エンジン１７ｂ，１７ｃが機体に固定されている場合と比較すると、より地面に対して垂直の姿勢となり、これらのエンジンの推力で生じる機体前後方向の水平力が軽減されることとなる。また、ＦＬエンジン１７ａの右部が左部よりも上がるように傾き、ＲＲエンジン１７ｄの左部が右部よりも上がるように傾くため、ＦＬエンジン１７ａの推力による機体右方向の力とＲＲエンジン１７ｄの推力による機体左方向の力は互いに相殺される。これにより、これらのエンジンの推力で生じる機体左右方向の水平力が軽減されることとなる。  The above describes the case where the vertical take-off and landing aircraft 1 is tilted so that the front part of the fuselage is lower than the rear part, but also in the case where the rear part of the fuselage is tilted so as to be lower than the front part, TheFR engine 17b and theRL engine 17c are in a posture more perpendicular to the ground than when theengines 17b and 17c are fixed to the airframe, and the horizontal force in the longitudinal direction of the airframe generated by the thrust of these engines is reduced. Will be reduced. Further, since the right part of theFL engine 17a is tilted so as to be higher than the left part, and the left part of theRR engine 17d is tilted so as to be higher than the right part, the force in the right direction of the body due to the thrust of theFL engine 17a and theRR engine 17d The forces in the left direction of the aircraft due to the thrust of As a result, the horizontal force in the left-right direction of the fuselage generated by the thrust of these engines is reduced.

以上より、本実施例に係る垂直離着陸機１においては、離陸時に機体が傾いたとしても、機体に固定する場合と比較すると機体に生じる水平方向の力が軽減されるので、機体が地面と水平な方向へ急激に移動することを抑制することができる。  As described above, in the vertical take-off and landing aircraft 1 according to the present embodiment, even if the aircraft is tilted during takeoff, the horizontal force generated in the aircraft is reduced compared to the case where the aircraft is fixed to the aircraft. It is possible to suppress a sudden movement in any direction.

上記した実施例においては、離着陸用エンジン１７としてターボファン・エンジンを用い、胴体部１１の下方へ、その燃焼ガスを噴射し、その反作用で離着陸時の推力を得るものを例示しているが、特にかかる態様に限定されるものではない。例えば、ターボシャフトと呼ばれる二軸式ガスタービンエンジンを用い、当該エンジンの後方に備えられ推力を発生するファンに連結されたタービンに燃焼ガスを送り、ファンを回転させることにより、離陸時に地面に垂直な推力を発生させるものでもよい。  In the above-described embodiment, a turbofan engine is used as the take-off and landing engine 17, and the combustion gas is injected below the fuselage 11, and the thrust at the take-off and landing is obtained by the reaction, It is not particularly limited to such an embodiment. For example, a twin-shaft gas turbine engine called a turboshaft is used, and combustion gas is sent to a turbine connected to a fan that is provided at the rear of the engine and generates thrust, and the fan is rotated to rotate the fan vertically. It may generate a large thrust.

また、上記した構成において、前側リンクおよび後側リングを拘束し、動かないように固定することで、従来の垂直離着陸機と同じように、エンジン１７ａ〜１７ｄが機体に固定され、機体に対して動かない仕様とすることができる。  Further, in the above-described configuration, by restraining the front link and the rear ring and fixing them so as not to move, theengines 17a to 17d are fixed to the fuselage in the same manner as the conventional vertical take-off and landing aircraft. It can be a specification that does not move.

実施例１に係る垂直離着陸機の概略構成を示す図である。1 is a diagram illustrating a schematic configuration of a vertical take-off and landing aircraft according to a first embodiment.実施例１に係る垂直離着陸機の離着陸用エンジンの機体への取り付け・相互の連結の概略構成を示す図である。It is a figure which shows schematic structure of the attachment to the body of the engine for take-off and landing of the vertical take-off and landing aircraft concerning Example 1, and mutual connection.従来の垂直離着陸機の概略構成を示す図である。It is a figure which shows schematic structure of the conventional vertical take-off and landing aircraft.

符号の説明Explanation of symbols

１ 垂直離着陸機
１１ 胴体部
１２ 主翼
１３ 垂直尾翼
１４ キャビンスペース
１５ キャノピー
１６ 水平飛行用エンジン
１７ａ〜１７ｄ 離着陸用エンジン
１８ エアインテーク開口部
１９ ジェット排気噴射口
２０ａ〜２０ｄ 回転軸
２１ａ〜２１ｄ 連接棒
２２，２３ 連結棒DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Vertical take-off and landing aircraft 11Body 12Main wing 13Vertical tail 14Cabin space 15Canopy 16Horizontal flight engine 17a-17d Takeoff /landing engine 18Air intake opening 19 Jetexhaust injection port 20a-20dRotating shaft 21a-21d Connecting rod 22, 23 Connecting rod

Claims (1)

Translated fromJapanese

地面に接触している状態で回転軸が地面に垂直となるような回転体を有し前記回転軸方向に推力を発生可能な推力発生手段を複数備える垂直離着陸機において、
前記複数の推力発生手段の内の一の第一の推力発生手段は、前記回転軸を含む第一の面で当該回転軸と直交する第一の軸線回りに機体に対して回転可能に支持され、
前記第一の推力発生手段とは異なる第二の推力発生手段は、前記回転軸を含む面であって前記第一の面に垂直な第二の面で前記回転軸と直交する第二の軸線回りに機体に対して回転可能に支持され、
前記第一の推力発生手段の前記第一の軸線回りの回転と前記第二の推力発生手段の前記第二の軸線回りの回転は一つのリンクで拘束されることを特徴とする垂直離着陸機。In a vertical take-off and landing aircraft having a plurality of thrust generating means capable of generating thrust in the direction of the rotation axis, having a rotating body whose rotation axis is perpendicular to the ground while in contact with the ground,
One of the plurality of thrust generating means is supported by a first surface including the rotating shaft so as to be rotatable with respect to the airframe around a first axis perpendicular to the rotating shaft. ,
Second thrust generation means different from the first thrust generation means is a second axis that is a plane that includes the rotation axis and is perpendicular to the rotation axis on a second plane that is perpendicular to the first plane. It is supported so that it can rotate around the aircraft,
The vertical take-off and landing aircraft characterized in that the rotation of the first thrust generating means around the first axis and the rotation of the second thrust generating means around the second axis are restricted by one link.

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