ラムエアータービンジェット機コミュのマル式垂直離着陸機ＹＣ-１４改

ＹＣ-１４を垂直離着陸機に改造する。ＹＣ-１４でできれば日本の飛鳥でもロシアのＡＮ-７２でもできるだろう。さらにはＵＳ-２でも可能だ。

（図２）、ＹＣ-１４に、マルローターとフェネストロンを付ける。

（図３）、マルローターとは、垂直尾翼上部に取り付けられた、ローター、あるいはプロペラで、機体の前方に向かってプロペラ後流を吹き出す。

（図３）、機体の前方に向かってプロペラ後流を吹き出すと、機体を後ろに引っ張る力が生じる。図中の緑色で表示される、後進力が生じる。

（図３）、ＹＣ-１４は、ジェット排気ガスを機体の後ろ下方に排気する事で、黒い矢印で表示される前進力と揚力を得ているが、前進力は、マルローターの後進力で打ち消され、揚力だけが残る。

こうして、マル式垂直離着陸機ＹＣ-１４改は垂直に離着陸可能となる。

コメント(29)

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[1] mixiユーザー 07月05日 18:35

人力飛行機リネット１も垂直尾翼上部にプロペラを付けていたが、これは後進力を生み出す為ではない。

[2] mixiユーザー 07月05日 18:45

wiki YC-14

アメリカ空軍の「先進中型短距離離着陸輸送機計画」(AMST, Advanced Medium STOL Transport)に基づいてボーイングが製造した軍用輸送機である。2機が試作された。

YC-14の特徴は、主翼の前縁上部にターボファンエンジンを搭載し、USB方式によって高揚力を確保することである。ジェット排気をコアンダ効果により、主翼上面からフラップを通じて下方へ導くというUSB方式は、高揚力を確保でき、STOL性能の大幅な向上がもたらされる。

2基のエンジンは通常の双発機よりも大幅に内側に寄せた位置に配置され、どちらかのエンジンが停止した片発停止時であってもUSB方式による揚力増加を及ぼせるように設計されていた。尚、フラップには二重隙間フラップが用いられており、また主翼外縁にはBLC制御を併用していた。

USB方式の欠点として、YC-15の用いていたEBF(Externally Blown Flaps)方式と比較すると、エンジンの排気口の一部が主翼によってふさがれた形となっているために、巡航時の推力ロスが起きることが挙げられている。

試作機は1976年8月9日に初飛行を行い、1977年まで各種試験に用いられた。しかしながら、短距離離着陸性能の過度の追求による高コストがネックとなり、結局1979年にはAMST計画は中止となり、本機の開発も中止された。

これについては、ベトナム戦争における特殊条件を考慮しすぎたという評がなされている。

要目[編集]

全長：40.1 m
全幅：39.3 m
全高：14.7 m
最大離陸重量：113.85 t
STOL離陸時：77.1 t
最大積載量：36.741 t ないし武装兵員 150 名
STOL離陸時：12.247 t
エンジン：GE F-103 ターボファンエンジン（推力：23 t）2 基
最高速度：811 km/h
巡航速度：723 km/h
上昇力：1,935 m/min
実用上昇限度：13,716 m（45,000 フィート)
航続距離：5,314 km
乗員：3名

[4] mixiユーザー 07月06日 06:20

Ａｎ-７２の空虚重量は１９トンだから、Ａｎ-７２に、ＹＣ-１４の推力２３トンのエンジンを２基積めば垂直離着陸可能だ。
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wiki　An-72(アントノフ72；ロシア語:Ан-72スィェーミヂスャッドヴァー)は、ソ連のアントノフ設計局(現ウクライナのANTKアントーノウ)が開発した双発短距離離着陸ジェット輸送機である。NATOコードネームは「コーラー」(Coaler:石炭商)。

軍用輸送を主目的に1970年代に開発された。初飛行は1977年12月22日。An-74はAn-72の後期生産型/民間型といえるものであり、さまざまな派生型がある。

兵員などを輸送する場合にはキャンパスシートを用いることで68人、空挺部隊ならば57人を乗せることが可能である。このAn-72ならびにAn-74はSTOL輸送機であり、そのためにコアンダ効果によるパフォーマンスを向上させるために、押し上げる翼の上面の上に吹きつけられる(USB方式)ように、エンジンを主翼の上面に設置している。

このような輸送機のコンセプトはアメリカ合衆国も開発しており、ボーイング社がYC-14としてAn-72よりも早い1976年8月に初飛行したが、アメリカの方は計画が中止されたので、世界で唯一のUSB方式による実用輸送機である。そのため極地や砂漠など環境が苛酷な地域で運用できる商業的な貨物機として成功しており、各種の派生型が存在している。

胴体後部にランプを持ち、尾翼はT字尾翼。主脚は胴体側面のバルジに収容される。

他の旧ソビエト製の輸送機同様に未舗装の滑走路での短距離離発着能力を持つ。その為、1997年と1998年のパリ・ダカールラリーでは2機のAn-72が使用され、1999年には合計4機がラリーで使用された。

諸元・性能[編集]

諸元

乗員: 3名
定員: 兵員 68名 / 空挺部隊 57名
ペイロード: 10,000 kg (22,000 lb)
全長: 28.07 m (92 ft 1 in)
全高: 8.65 m (28 ft 5 in)
翼幅: 31.89 m (104 ft 8 in)
空虚重量: 19,050 kg (42,000 lb)
最大離陸重量: 34,500 kg (76,000 lb)
動力: ZMKBイーフチェンコ＝プロフレース D-36 ターボファンエンジン、62.8 kN × 2

性能
最大速度: 705 km/h (381 kn) 　※ 高度10,000 m (32,810 ft) 時
巡航速度: 600 km/h (320 kn)
航続距離: 　
フェリー時: 4,800 km (2,600 nmi)
最大積載時: 800 km (430 nmi)
実用上昇限度: 11,000 m (36,000 ft)
離陸滑走距離: 400–450m (1,300–1,480ft)
着陸滑走距離: 350–400m (1,150–1,300ft)
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[5] mixiユーザー 07月06日 23:22

Ａｎ-７４の推力６トンのエンジンを、ＹＣ-１４の推力２３トンのエンジンに載せ換えた。２基で４６トンの推力に成るから、Ａｎ-７４の最大離陸重量３４トンを十分持ち上げられる。

[6] mixiユーザー 07月07日 04:42

Ａｎ-７４の推力６トンのエンジン ZMKBイーフチェンコ＝プロフレース D-36は、D-436-T1の事らしくて、

仕様（D-436-T1）[ 編集 ]

長さ： 3030ミリメートル（119）
直径： 1390ミリメートル（55）
乾燥重量： 1250キロ（2800ポンド）

最大推力： 75.02 kNの（7,650 KGF）、（16859 LBF）
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ＹＣ-１４の推力２３トンのエンジンGE F-103は、CF6-50の事らしい。

仕様（CF6-50）[ 編集 ]

タイプ：ターボファン
長さ： 183で（4.65メートル）
直径： 105（2.67メートル）
乾燥重量： 8966 - 9047ポンド（4067キロ- 4104キロ）

最大推力： 52,500 - 61500ポンド（234.1から274.23 kN）
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結局、１基の重量１トンのエンジンを、４トンのものに換装する事で、２基で６トン重くなるが、推力は３２トンも増えるから問題ない。

[7] mixiユーザー 07月07日 06:08

マル式垂直離着陸機は戦争のやり方を変えてしまうだろう。図はマル式垂直離着陸機から、装甲車をワイヤーで降ろしたところだ。

こういう事をされると、敵の軍司令官はたまったものではない。なにしろ自分の背中にいきなり戦車部隊が現れるのだから。

例えば北朝鮮だ。北朝鮮は３８度線に兵力を集中しているが、何千機ものマル式垂直離着陸機で装甲車を運び、それをピョンヤンの周辺に降ろしたら首都ピョンヤンは陥落だ。３８度線の軍隊など役に立たない。

北朝鮮の独裁体制は一夜にして崩壊してしまうだろう。

[8] mixiユーザー 07月09日 04:38

図のように、マルローターは垂直尾翼の前に取り付けた方が良い。垂直尾翼の前に取り付ければ、プロペラ後流が垂直尾翼や水平尾翼に当たらない。従ってエネルギー損失を少なくできる。

マルローターはチップジェット駆動とし、その為に必要なコンプレッサーは機体の後部に設置する。

マルローターは、巡航飛行中に回転させると空気抵抗になるので、巡航飛行中は停止する。

[9] mixiユーザー 07月11日 05:49

機体はＡｎ-７２ベースで、エンジンはＹＣ-１４の推力２３トン～２７トンです。
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エンジンの仕様（CF6-50）[ 編集 ]

タイプ：ターボファン
長さ： 4.65メートル
直径： 2.67メートル
乾燥重量： 8966 - 9047ポンド（4067キロ- 4104キロ）

最大推力： 52,500 - 61500ポンド（234.1から274.23 kN）
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結局、Ａｎ-７２の１基の重量１トンのエンジンを、４トンのものに換装する事で、２基で６トン重くなるが、

推力はＡｎ-７２の１基の推力６トンのエンジンを、２７トンのものに換装する事で、２７トン×２＝５４トンで４２トンも増える。

機体のベースは、Ａｎ-７２で空虚重量１９トン。エンジン換装による重量増加により、１９トン＋６トン＝２５トン。

単純に、２５トンの機体に、推力５４トンのエンジンだから、推力不足、つまり揚力が足りないという計算にはならない。

[10] mixiユーザー 07月11日 05:50

マルローターのローターブレードの停止位置だが、図のように、水平尾翼と中心線を合わせて停止させれば良いだろう。

そうすれば正面投影面積が増えない。つまりマルローターを停止して飛行する、巡航飛行中の空気抵抗を減らす事が出来、燃費が良くなる。

[12] mixiユーザー 07月11日 06:16

２５トンの機体に、推力５４トンのエンジンだから、５４-２５＝２９　しかし、効率の問題も有るから、

燃料とペイロードに回せる揚力は少なく見積もって２５トン。

[13] mixiユーザー 07月11日 10:31

http://www.mitakanavi.com/spot/event/jaxa_fes.html

ＪＡＸＡ　のＶＴＯＬ　機

[14] mixiユーザー 07月11日 10:34

http://www.little-bellanca.com/shopping/product.php?PI=14570

実用化できないＶＴＯＬ　は色々有る。

[15] mixiユーザー 07月19日 00:15

ブリテン・ノーマントライランダー

垂直尾翼にプロペラを持つが、もちろんこれは、マルローターと違って、後進力を発生させる事が目的ではない。

[16] mixiユーザー 07月19日 00:46

ＹＨ-３２の発動機は２基合わせて、せいぜい２０ｋｇぐらいでしょう。それで、最大４８６ｋｇの重量を持ち上げるのですから大したものです。

４８６/２０＝２４　ですから、エンジ重量の２４倍です。
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YH-32 (航空機)
YH-32 ホーネット

展示されているYH-32 ホーネット
用途：研究
分類：試作ヘリコプター
設計者：ヒラーエアクラフト
製造者：ヒラーエアクラフト
運用者**アメリカ陸軍
生産数：12

運用状況：退役
表示
ヒラーYH-32 ホーネット(Hiller YH-32 Hornet) は主回転翼先端にラムジェットを取り付けた1950年代始めのヘリコプターである。

ヒラー HJ-1として1950年に開発された。1952年にアメリカ陸軍が評価用に12機を発注し、YH-32の制式記号を与えた。自重250kg程の軽量な機体の回転翼の翼端にヒラー8RJ2Bラムジェットエンジンを装備し、その推力で回転翼を回転させ離陸する構造であった。ロケット弾などを装備するテストが行われた。航続距離が50kmほどの性能では実用的な用途に使える可能性はなかったと思われる。

概要[編集]
乗員：　2名
主回転翼直径:　23 ft 0 in (6.9 m)
全高:　7 ft 10 in (2.4 m)
円板面積:　402 ft² (37.4 m²)
自重:　544 lbs (244.8 kg)
全備重量:　1,080 lbs (486 kg)
発動機:　2x ヒラー8RJ2B ラムジェット,推力40 lb (178 N)
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[17] mixiユーザー 07月19日 00:48

チップジェット方式ではないですが、ローターブレードの先端から圧縮空気を噴出させる方式も有ります。
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シュド・ウエスト SO.1221
SO.1221 ジン

西ドイツ陸軍のジン
用途：軽ヘリコプター
製造者：シュド・ウエスト
運用者：フランス、西ドイツ
初飛行：1953年月日
生産数：168機

表示
SO.1221 ジン（Sud-Ouest S.O.1221 Djinn）は、フランスのシュド・ウエスト社、後のシュド・アビアシオン社で設計、製造された2座席の軽ヘリコプターである。この機のローターはブレードの先端から噴出される圧縮空気ジェットで回転した。

シュド・ウエスト社の初期のアリエル（Sud-Ouest Ariel）チップジェット式ヘリコプターの経験が実用的な軽ヘリコプターのSO.1221 ジンの開発に繋がった。

SO.1221はアリエルと同一のチップジェット方式ではなかったが、ローターブレードの先端から圧縮空気を噴出させるという方式を採用していた。

その推進方式は別としてSO.1221は並列2座のキャビンの後ろにチュルボメカアルトウステターボコンプレッサーエンジンを搭載する通常の形式のヘリコプターであった。

無トルクのローター回転機構のため反トルク用のテールローターの必要が無いことで、この機の剥き出しの尾部ブームには2枚の尾翼と方向舵しかなかった。

操縦者用の露出した座席を備えた剥き出しの簡単な構造の試作機（SO.1220と命名）が1953年1月2日に初飛行を行った。この機体は推進システムの可能性を実証し、2座席の試作機が5機SO.1221として製造され1953年12月16日に初飛行を行った。数日中に高度4789m (15,712 ft)まで到達し、このクラスの高度記録を樹立した。

フランス陸軍は評価用に22機の前量産型を製造することを督促し、前量産型の初号機は1954年9月23日に初飛行を行った。前量産型の中の3機はアメリカ陸軍が評価用にYHO-1として購入した。フランス陸軍は100機を発注し、西ドイツ陸軍は6機を購入した。フランス陸軍でSO.1221は連絡、観測、訓練、操縦士1名に外部担架を2基付けて負傷者の搬送に使用した。

178機が製造された後で1960年代半ばにSO.1221の生産は終了した。何機かは民間に売却され、薬剤タンクと散布装置を装備して農業分野で活用された。

性能･主要諸元[編集]

乗員:1 名
乗客:2名
全長：5.30 m (17 ft 4½ in)
全高：2.6 m (8 ft 6¼ in)
主回転翼直径：11 m (36 ft 1 in)
円板面積：95.03 m² (1022.96 ft²)
空虚重量：360 kg (704 lb)
全備重量：800 kg (1764 lb)
発動機：1 × チュルボメカアルトウステ VI ターボコンプレッサーエンジン、 179 kW (240 hp)
超過禁止速度：130 km/h (81 mph)
巡航高度：
航続時間：2時間15分
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[18] mixiユーザー 07月19日 00:49

分かりやすく３Ｄで描いてやったぞ。本当はグーグルのスケッチアップで描きたいのだが、面倒なのだ。

図は、空気抵抗の少ない状態で停止している、巡航飛行時のマルローターブレードと水平尾翼だ。

[19] mixiユーザー 07月19日 00:51

ダクテッド・ファン方式のＶＴＯＬ
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http://en.wikipedia.org/wiki/Doak_VZ-4
ドークVZ-4 （またはドークモデル16）

[20] mixiユーザー 07月19日 00:53

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http://www.aviastar.org/helicopters_eng/nord-500.php

Nordの500

VTOL機用チルトダクト推進コンセプト

キャビンは射出座席

二つ317hpアリソンT63-5A（またはアリソンT63-A5T、または250-C18、）ターボシャフトエンジンが胴体の後部に並んで位置

相互接続されたシャフトを介して2つの1.5メートル直径のファンを回転。

意図された最高速度は時速218マイルだった。
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[21] mixiユーザー 07月19日 00:57

（図１）ＵＳ-２は、トレッド（左車輪と右車輪の距離幅）が狭い。そこで、

（図２）ＵＳ-２改では、トレッドを広げた。しかし、前面投影面積が増えてしまった。そこで、

（図３）ＵＳ-２改　タンデム式ランディングギヤ（降着装置）に改造した。

トレッドは広く、しかも前面投影面積が小さい。従って空気抵抗は少なく、スピードは速く、航続距離も延びる。

右の写真、現状のＵＳ-２はトレッドが狭すぎて、駐機している時もフロート下に支持台が必要。

タンデム式ランディングギヤにすれば、こんな不細工な事しなくて済む。

[22] mixiユーザー 07月19日 00:59

ＵＳ-２のエンジンをターボファンエンジンに換装した。

ＵＳ-２
最大離水重量４３トン
ターボプロップエンジン　ＡＥ２１００Ｊ
エンジン重量７４４ｋｇ×４＝３，０００ｋｇ

ゼネラル・エレクトリック　ＣＦ６-８０Ｅ１　ターボファンエンジン
推力３３トン×４＝１３２トン
エンジン重量５，１００ｋｇ×４＝２０，４００ｋｇ

水上機のエンジンはプロペラよりもターボファンエンジンの方が良いように思う。以下のような、「離着水の時にはプロペラが水面をたたいて負荷がかかり、ベアリングの寿命の短さは異常だった」というような事を避けるにはターボファンエンジンの方が良いだろう。
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wiki PS-1

PX-Sは1967年（昭和42）10月24日に初飛行した。その後、実験を続けると思わぬトラブルが続いて関係者を悩ませた。

水上静止中・滑走中の安定性に問題があり、着水時の衝撃で機体が破損したこともあった。また、GEはこのエンジンをこのような過酷な状況で使うことを想定しておらず、海水の飛沫がエンジンに入り込んで腐食を起こすなど、たびたび問題を起こした。

離着水の時にはプロペラが水面をたたいて負荷がかかり、ベアリングの寿命の短さは異常だった。
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[23] mixiユーザー 07月19日 01:01

マル式ＶＴＯＬの力の平行四辺形

ターボファンエンジンの推力＝３３トン×４＝１３２トン

マルローターの後進力＝約３５トン

揚力＝約１２１トン

[24] mixiユーザー 07月19日 01:05

ＤＤＨ-１８１　「ひゅうが」　に着艦を試みる、マル式ＶＴＯＬ　ＵＳ-２改

[25] mixiユーザー 07月20日 00:40

機体の姿勢は力の平行四辺形に影響を与える。

図は５度機首を上げた状態での力の平行四辺形。

ターボファンジェットエンジンの推力１３２トン

揚力１２４トン

マルローターの後進力２４トン

ＶＴＯＬでの離陸手順は以下の通り。

１．　まず、車輪にブレーキを掛けた状態で、マルローターを働かせ、機首を５度上げる。

２．　その後、ターボファンジェットエンジンを働かせ、垂直な揚力を得て離陸。

３．　上昇したら、徐々に後進力を減らし、水平飛行に遷移する。

[26] mixiユーザー 07月20日 13:17

（図１）、（図２）のように、マル式ＶＴＯＬ　ＵＳ-２改は主翼の位置を２ｍも上げた為、フロートの支柱も長くなり、フロートに付いた補助車輪も有って、空気抵抗が大きくなる。

そこで、図のようにフロートを引上げ可能にして、巡航飛行時の空気抵抗を減らす事にした。

海面に着水して止まっている時や、海面上をゆっくりと移動している時はフロートを降ろし、海面を滑走する時はフロートを上げる。

マル式ＶＴＯＬの主翼の両端にはフェネストロンが付いていて、これで左右のバランスを取る事ができるので、フロートを上げても転倒する事は無い。