JP2020175713A

JP2020175713A - マルチローター航空機

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Publication number: JP2020175713A
Application number: JP2019077735A
Authority: JP
Inventors: 泰森川; Yasushi Morikawa
Original assignee: National Institute of Advanced Industrial Science and Technology AIST
Current assignee: National Institute of Advanced Industrial Science and Technology AIST
Priority date: 2019-04-16
Filing date: 2019-04-16
Publication date: 2020-10-29

Abstract

【課題】複数の回転翼を備えたマルチローター航空機において、簡易な機構で水平飛行時に高いエネルギー効率での飛行を可能とする。【解決手段】マルチローター航空機は、胴体と、胴体に対して固定して配置された翼であって、胴体に対する翼の翼弦の角度が一定である翼と、胴体および／または翼に設けられた複数の回転翼であって、胴体に対する、複数の回転翼の回転面の角度がそれぞれ一定である複数の回転翼と、を備える。【選択図】図３

Description

本発明は、マルチローター航空機に関し、詳しくは、複数のローター及び翼を備えた航空機に関するものである。

特許文献１には、垂直離着陸機能（以下、ＶＴＯＬともいう）を有したマルチローター航空機が、複数のローター（以下、回転翼ともいう）に加えて、翼を備えることが記載されている。そして、翼はその傾きを変更できるように構成され、それによって機体の姿勢を保ったまま迎角を変えることを可能としている。このような、翼を備えたマルチローター航空機では、水平飛行におけるエネルギー効率を増すことが可能となる。すなわち、水平飛行時に翼によって発生する揚力を用いることにより回転翼による推力を抑えることができる。

特表２０１７−５１５６２１号公報

しかしながら、特許文献１に記載のマルチローター航空機は、翼の傾きを変更するための機構を備える。このため、機構が複雑となり、また、翼の傾きを制御するための制御構成も複雑となる。その結果、例えば、機体の重量が増し航続距離や航続時間が小さくなる、などといった問題を生じ得る。

本発明は、前記課題を解決するためになされたものであり、複数の回転翼を備えたマルチローター航空機において、簡易な機構で水平飛行時に高いエネルギー効率での飛行を可能とするマルチローター航空機を提供することを目的とする。

本発明の一態様では、マルチローター航空機において、胴体と、前記胴体に対して固定して配置された翼であって、前記胴体に対する前記翼の翼弦の角度が一定である翼と、前記胴体および／または前記翼に設けられた複数の回転翼であって、前記胴体に対する、前記複数の回転翼の回転面の角度がそれぞれ一定である複数の回転翼と、を備えることを特徴とする。

（ａ）および（ｂ）は、本発明の第１の実施形態に係る、マルチローター航空機の外観を示すそれぞれ斜視図および正面図である。上記実施形態に係る航空機の回転翼の配置を模式的に示す上面図である。本実施形態の航空機における回転翼２０ａ、２０ｃおよび翼１０２の取付角などを説明する図である。本実施形態のマルチローター航空機のホバリングモードを説明する図である。（ａ）〜（ｃ）は、マルチローター航空機の水平飛行モードを説明する図である。回転翼の一般的な配置の考え方を説明する図である。本実施形態の航空機のピッチ角の変化に対する推力の変化を示すグラフである。本実施形態の航空機のピッチ角の変化に対する飛行速度の変化を示すグラフである。本発明の実施形態に係る翼の取付角を０〜１５度の範囲で変えた場合の、ピッチ角の変化に対する必要推力の変化を示すグラフである。実施形態のマルチローター航空機のホバリング状態から水平飛行状態へと遷移する場合の遷移過程を説明する図である。実施形態のマルチローター航空機の水平飛行状態からホバリング状態へと遷移する場合の遷移過程を説明する図である。本発明の他の実施形態に係る、マルチローター航空機の概略構成を模式的に示す平面図である。

以下、添付の図面を参照して本発明の実施形態を詳細に説明する。

（第１実施形態）
図１（ａ）および（ｂ）は、本発明の第１の実施形態に係る、マルチローター航空機１００の外観を示すそれぞれ斜視図および正面図である。図１（ａ）および（ｂ）に示すように、本実施形態のマルチローター航空機１００は、機体胴体１０１の左右に翼１０２がそれぞれ取り付けられて構成される。

胴体１０１と翼１０２には、それぞれ２つの回転翼（ローターとも言う）２０ａ〜２０ｄが設けられる。そして、これら回転翼が設けられる、胴体１０１および翼１０２の部位は貫通した孔２１の形態であり、それぞれの回転翼は、図３にて後述されるように、孔２１の中で胴体の基準線に対して所定の傾きを有するよう配置される。また、それぞれの孔２１には、モーター（不図示）が設けられ、対応する回転翼の回転が可能となる。また、胴体１０１にはそれぞれのモーターへ電力を供給するバッテリー（不図示）や回転翼の回転数を制御する制御回路（不図示）が設けられている。以上の構成によって、回転翼２０ａ〜２０ｄはそれぞれの回転によって推力を生じ、それぞれの回転数が制御されることによって同じまたは異なる推力を生じさせることが可能となる。

本実施形態の回転翼２０ａ〜２０ｄは、孔２１によって胴体１０１および翼１０２の内部に埋め込まれた形態である。すなわち、胴体１０１および翼１０２は、孔２１が設けられる部位を除いて空気力学的に抵抗が少なくなる形状に形成されている。これにより、回転翼を設けることによる空気抵抗の増大を抑制することができる。さらには、翼１０２は、操舵面を有しないことから、これによっても、空気抵抗の増大を抑制することができる。

また、本実施形態のマルチローター航空機は、地上のオペレータが無線通信を介して回転翼の回転数などを制御するものである。すなわち、無人機の形態の航空機である。なお、この形態に限定されず、胴体１０１に操縦席が設けられた有人の航空機の形態にも本発明を適用することができることはもちろんである。

また、回転翼の数は上述のように４つに限られず、後述されるように、８つなど複数とすることができることは明らかである。さらに、機体形態は、上記形態のように回転翼を埋め込む形態に限られず、例えば、回転翼がむき出しの形態であってもよい。加えて、回転翼は胴体１０１のみ、または、翼１０２のみに設けられてもよい。この場合においても、回転翼は図６にて後述する関係を満たす必要がある。

図２は、本実施形態に係る航空機１００の回転翼の配置を模式的に示す上面図である。図２おいて、回転翼２０ａ、２０ｃは時計回りの回転をする回転翼であり、一方、回転翼２０ｂ、２０ｄは反時計回りの回転をする回転翼である。この回転方向を持ったそれぞれの回転翼の配置によって、詳細が後述されるように、回転翼の回転の反力による機体の回転を防止しつつ、合成推力が機体の重心に作用するようにすることができる。

図３は、本実施形態の航空機１００における回転翼２０ａ、２０ｃおよび翼１０２の取付角などを説明する図である。同図は、図１に示す胴体１０１の縦方向中央を通る断面と翼１０２の部分の断面を重ねて示したものである。この断面に現れない、翼１０２内に設けられた回転翼２０ｂ、２０ｄは、以下で説明する回転翼２０ａ、２０ｃと同じ取付角を有している。

図３は、航空機１００の機体がピッチ角θｐで傾いた状態を示している。このピッチ角θｐは、胴体１０１の基準線ＡＦｌの、図中矢印ＦＤで示される飛行方向（図３に示す例は水平飛行）に対する傾き角として定義され、図３の面を見る方向において時計回りの傾きを正とするものである。この角度の正負の基準は以下で説明する各角度についても適用される。なお、図３には示されない他方の翼１０２の断面を図３の面の裏側から見るとき、上記時計回りおよび反時計周りと、正および負の関係は逆になることはもちろんである。また、基準線ＡＦｌは、例えば、回転翼２０ａおよび２０ｃの回転面の中心を通る線とすることができる。

基準線ＡＦｌに対して、回転翼２０ａ、２０ｃはその取付角θｒが負の傾き角を持つよう取り付けられる。なお、この回転翼の取付角とは回転翼が回転するときの回転面がなす角度として定義されるものである。一方、翼１０２は、その取付角θｗが基準線ＡＦｌに対して正の傾き角を持つよう取り付けられる。

以上説明した回転翼および翼の取付角を有する航空機１００が、図３に示すピッチ角θｐで飛行するとき、回転翼２０ａ〜２０ｄのピッチ角はθｐｒとなり、θｐｒ＝θｐ＋θｒの関係がある。すなわち、回転翼の取付角θｒを大きくする程、飛行の際にとられるピッチ角θｐに応じて回転翼のピッチ角θｐｒが大きくなる。また、ピッチ角θｐで飛行する航空機において、翼１０２は迎角αとなり、α＝θｗ＋θｐの関係がある。すなわち、翼１０２の取付角θｗが大きいほど迎角αが大きくなる関係にある。ここで、αは、翼１０２の翼弦線Ｃｌの、飛行方向ＦＤに対する傾きとして表され、図に示す例は、上記角度の正負の基準からすれば、正となる。以上のとおり、ピッチ角θｐｒや迎角αは、航空機が飛行する際のパラメータであり、これらは、回転翼や翼の取付角と関連している。

図４は、以上の構成を有するマルチローター航空機１００が有する飛行モードのうち、ホバリングモードを説明する図であり、主に、ホバリングモードにおける力の釣り合いを示している。

ホバリングモードでは、図３に示す状態において、４つの回転翼２０ａ〜２０ｄのピッチ角θｐｒを０度、すなわち、それぞれの回転翼の回転面を水平線と平行になるように制御する。この飛行制御は、例えば、胴体１０１に配置される回転翼２０ａ、２０ｃのうち、胴体後部に配置される回転翼２０ａの時間当りの回転数（推力）を、胴体前部に配置される回転翼２０ｃの時間当りの回転数（推力）より小さくすることによって行う。

図４に示すように、ホバリングモードでは、一例として、回転翼２０ａ、２０ｃは回転によってそれぞれ推力Ｆ１、Ｆ２を発生する。翼１０２に配置される回転翼２０ｂ、２０ｄも推力Ｆ３、Ｆ４を発生する。そして、それぞれが発生する推力は、その推力とそれぞれの回転翼の機体の重心からの距離との積が相互に等しくなるよう制御する。これにより、合成推力Ｆが航空機１００の機体の重心に作用することになる。このとき、上記合成推力Ｆは、機体の重心に作用する航空機１００の機体の総重量による重力Ｇと釣り合っている。

ホバリングモードにおいて、航空機１００は、図４に示す姿勢を保ったまま、等しい推力Ｆ１〜Ｆ４の大きさを全体的に変化させる制御を行うことにより、上昇または下降することができる。また、風がある場合は、この風によって機体の位置が変化しないようにする制御を行うことができる。具体的には、風に向う方向に対して機体を傾けるように４つの回転翼の推力を制御し、これにより、これら推力の合成推力Ｆの水平成分が、風が機体に作用する力に釣り合うようにする。この場合、４つの回転翼の推力を制御することによって、風に向う方向に機首を向ければ、翼１０２による揚力も作用することから、回転翼による推力の発生を低減することができる。

図５（ａ）〜（ｃ）は、マルチローター航空機１００が有する飛行モードのうち、水平飛行モードを説明する図であり、主に、水平飛行モードにおける力の釣り合いを示している。

図５（ａ）は、回転翼２０ａ〜２０ｄが航空機１００の機体に作用する推力を示している。飛行方向ＦＤに対して機体を傾け所定のピッチ角θｐとすることにより、回転翼２０ａ〜２０ｄが発生する推力Ｆ１〜Ｆ４は合成推力Ｆとして機体の重心に作用する。そして、この合成推力Ｆは、上記ピッチ角θｐに応じた垂直成分Ｆｖと水平成分Ｆ_hの分力を有する。また、図５（ｂ）は、航空機１００が所定の速度で方向ＦＤに飛行しているときに翼１０２に生じる、機体に作用する揚力と抗力を示している。すなわち、翼１０２は迎角αに対応して、飛行方向に垂直な方向の揚力Ｌを発生する。これとともに、翼１０２には、飛行方向ＦＤとは反対の方向に抗力Ｄが作用し、また、機体全体に対して有害抗力Ｄｐが作用する。

図５（ｃ）は、図５（ａ）および（ｂ）で上述した回転翼の推力と翼の揚力および抗力の作用によって水平飛行を行う航空機１００における力の釣り合いを示している。飛行方向と垂直な方向においては、機体の総重量による重力Ｇに対して、合成推力の垂直成分Ｆｖと揚力Ｌとの合力が釣り合うよう作用している。一方、飛行方向ＦＤである水平方向においては、合成推力の水平成分Ｆ_hと、翼および機体に作用する抗力Ｄおよび有害抗力Ｄｐの合力とが釣り合っている。すなわち、図に示す状態は定速の水平飛行を行っているときの釣り合いを示している。

以上の飛行モード間の遷移は、徐々にピッチ角θｐを変化させることによって行う。ホバリングモードから水平飛行モードへの遷移は、ピッチ角θｐを減少させることにより、合成推力の水平成分Ｆ_hを大きくして行き、水平飛行における釣り合いの水平成分Ｆ_hを得る。このとき、ピッチ角θｐを徐々に減少させて行くとき、垂直方向の釣り合いを考慮して推力Ｆを調整する。一方、水平飛行モードからホバリングモードへの遷移は、ピッチ角θｐを増加させることにより合成推力Ｆの水平成分Ｆ_hを減少させて行き、ホバリングモードに移行させる。

図６は、以上説明した回転翼の一般的な配置の考え方を説明する図であり、航空機を上面から見たときの配置を示している。図において、回転翼３０はその回転方向が時計回りの回転翼を示し、回転翼３１は反時計回りの回転翼を示している。そして、図６は３つの時計回りの回転翼３０および４つの反時計回りの回転翼３１が配置される例を示している。

３０ｔは３つの回転翼３０の合成した推力とトルクを生じる仮想の回転翼を示し、３１ｔは４つの回転翼３１の合成した推力とトルクを生じる仮想の回転翼を示している。これらの仮想の回転翼３０ｔ、３１ｔの位置は、回転翼３０または回転翼３１のそれぞれの推力の大きさに応じて異なるが、図６に示されるように、航空機の機体の重心ＧＣに関して対称の位置に配置されるように制御すると、釣り合いがとれる。このように、例えば、ホバリング時には、７つの回転翼が、上述した合成推力の対象配置となるようにそれぞれの推力を制御して回転することにより、モーメントが釣り合い、機体が水平面内で回転しないようにでき、また、推力が釣り合い、機体が傾かないようにすることができる。この結果、機体のホバリングが可能となる。なお、エンベロープ３０ｅ、３１ｅは、回転翼３０、３１を内側に含む最小面積の凸な多角形で、仮想回転翼３０ｔ、３１ｔはこの内側に存在しうる。また、仮想回転翼３０ｔ、３１ｔが重心に関する対称な配置となり、仮想の回転翼同士の重心周りでの釣り合いをとることができるためには、図６を例に採ると、エンベロープ３０ｅを重心に対し点対称に写像させた場合に、その写像させたエンベロープの像が、エンベロープ３１ｅと重なる部分があることが必要である。つまり、そのように重なっている場合に、回転翼３０及び３１の各推力を調整することで、仮想の回転翼の配置を変化させ重心周りでの釣り合いをとることができるものである。

次に、図４、図５にて上述した各飛行モードにおける釣り合いに基づく、本実施形態の航空機１００の飛行性能について説明する。

図７および図８は、本実施形態の航空機１００のピッチ角の変化に対する推力および飛行速度の変化をそれぞれ示すグラフである。

図３などで前述したように、ピッチ角をθｐ、回転翼の取付角をθｒとするとき、回転翼２０ａ〜２０ｄのピッチ角θｐｒは、θｐｒ＝θｐ＋θｒの式で表わされる。また、翼１０２の取付角をθｗ、翼１０２の迎角をαとするとき、迎角は、α＝θｐ＋θｗの式で表される。これらの式の関係を用いて、図５（ｃ）にて説明した釣り合いを式で表すと、

となる。ここで、ｍは機体重量、ｇは重力加速度、ｓは翼面積、Ｆは回転翼の合成推力、ｖは飛行速度、Ｃ_Lは揚力係数、Ｃ_Dは抗力係数、Ｃ_Dfは胴体抗力係数、ｓ_fは胴体代表面積である。

上記（１）式、（２）式をＦとｖについて解くと合成推力（以下、必要推力ともいう）Ｆと飛行速度ｖが以下の（３）式、（４）式によって表される。

ここで、図７および図８に示す関係は、航空機１００が以下の仕様であるときに求められたものである。すなわち、翼１０２の翼型はＮＡＣＡ４４１２、機体重量はｍ＝１．０ｋｇ、翼面積はｓ＝０．０６ｍ²である。また、Ｃ_Dfｓ_f＝０．０３ｍ²である。回転翼の取付角θｒを−１０度、翼の取付角θｗを１０度とし、揚力係数Ｃ_Lおよび抗力係数Ｃ_Dは、

で近似式として表されるとする。これら（５）式、（６）式による揚力係数Ｃ_Lおよ及び抗力係数Ｃ_Dを、（３）式、（４）式に代入して、計算を行うことにより、合成推力Ｆと飛行速度ｖを、図７および図８のように表すことができる。

図７、図８において、回転翼の取付角θｒを−１０度としているので、上記θｐｒ＝θｐ＋θｒの関係から、グラフ横軸のピッチ角θｐが１０度のところで、回転翼は水平（回転翼のピッチ角θｐｒ＝０）になっている。このとき、翼は水平から２０度上を向いている状態である（翼弦線Ｃｌの角度が２０度）。ここから、機体がピッチダウンして行くに従って、すなわち、ピッチ角θｐが負の方向に変化するのに従い、必要推力Ｆは、図７に示すように、徐々に減少して行く。そして、ピッチ角θｐが−２度付近を超えると増加に転ずる。このときの迎角αは８度近傍である。このように必要推力が最小となる点の近傍で、翼１０２のＬ／Ｄが最良（最大）となっている。なお、必要推力が最小となるピッチ角は最良（最大）のＬ／Ｄだけで決まる訳ではない。ピッチ角に応じて推力およびＬ／Ｄがそれぞれに変化するものであり、その場合に、例えば、航空機の仕様が異なれば、Ｌ／Ｄが最良（最大）となるピッチ角と、必要推力が最小となるピッチ角にずれがある場合もある。

一方、図８に示すように、飛行速度は、ピッチ角θｐが負の方向に変化するのに従い、釣り合いの飛行速度ｖは増加してゆく。すなわち、ピッチ角θｐが負の方向に変化するのに従って、回転翼の推力の水平方向成分が増して行きそれに応じて飛行速度が増すことになる。

図９は、翼１０２の取付角θｗを０〜１５度の範囲で変えて計算したときの、ピッチ角の変化に対する必要推力の変化を示すグラフである。

それぞれの取付角について、迎角αが−４〜１３度の範囲でピッチ角に対する必要推力の変化を示している。すなわち、迎角が−４度以下の場合は揚力係数Ｃ_Lが負になり、１３度以上では揚力係数Ｃ_Lが頭打ちになり、失速迎角に近くなるからである。図９に示すように、翼１０２の取付角を大きくすると、最小の必要推力となるピッチ角が小さくなる。すなわち、回転翼のピッチ角θｐｒが小さくなるところで、従って、回転翼の推力の水平成分が大きいところで、釣り合うことになる。この結果、翼の揚力の利用率が高まり、水平飛行における必要推力を小さくすることができる。

図９において、翼の取付角が０度の場合、必要推力Ｆが最小となるピッチ角では、ホバリング時（ピッチ角θｐ＝１０度）の必要推力Ｆに対し、約８５％の推力で飛行していることになる。この時の飛行速度は約７．４ｍ／ｓである。翼の取付角が１５度の場合、必要推力Ｆが最小となるピッチ角である、−４．５度近傍のときに、その必要推力がホバリング時の必要推力に対して５８％となり、飛行速度は約８．４ｍ／ｓとなる。

このように、ホバリング時に対して必要推力が最小となるピッチ角は、理論的には、（３）式に（５）式および（６）式を代入することにより、必要推力Ｆをピッチ角θｐの関数とし、必要推力Fが極値を取るときのピッチ角θｐである。

以上説明したように、本発明の実施形態では、迎角αが、巡航時に揚力係数Ｃ_Lが０より大きくなる範囲で、かつ失速迎角より小さい範囲の迎角となるよう、翼１０２の取付角θｗを定める。また、この取付角θｗは、０度以上の値とする。そして、ピッチ角θｐの変化に対して、上記取付角θｗが０度の場合より最小必要推力Ｆが小さくなる範囲で最小必要推力Ｆが変化するよう、取付角θｗを定める。具体的には、図９に示すように、翼１０２の取付角θｗが０度以上の範囲で、航空機１００の仕様を考慮して、例えば、同図に示す５度、１０度、１５度などの取付角とする。そして、この取付角を大きくするほど、迎角αの上述した−４度〜１３度を満たす、ピッチ角θｐの範囲が負の方にずれる。このように、航空機１００の水平かつ定速の飛行を実現するピッチ角θｐの範囲内で、上記取付角θｗを定めることができる。

上述のように定められた本実施形態の翼１０２の取付角によれば、比較的小さい必要推力で必要な揚力（釣り合い）を生じせることができる。これにより、例えば、外乱に対して、制御のための余力がある状態で、すなわち推力を増すことができる状態で、対応することが可能となる。

以上のように、翼が所定の取付角で固定されていても、適切な翼の取付角を選択し、さらに、ピッチ角θｐを制御することにより、水平飛行時の回転翼の推力を抑えることができ、より効率の良い水平飛行が可能となる。すなわち、本実施形態のマルチローター航空機において、航続距離および航続時間を延ばすとともにペイロードを増加させることが可能となる。

図１０は、本実施形態のマルチローター航空機１００が垂直に飛び立ち、ホバリング状態となったところから、水平飛行状態へと遷移する場合の遷移過程を説明する図である。

ステップＳ１００１でホバリング状態を維持する。そして、この状態から水平飛行状態へ遷移するときは、ステップＳ１００２、Ｓ１１０３で、機体１００の重心より前方にある回転翼２０ｃの推力を低減し、後方にある回転翼２０ａの推力を増す。これにより、機体１００は前傾し回転翼２０ａ〜２０ｄのピッチ角θｐｒが０度よりも小さくなり、回転翼２０ａ〜ｄにより飛行方向である水平方向への推力が生じる。これにより、機体１００は水平方向へと加速しつつ飛行を継続する。そして、推力の水平方向成分と固定翼１０２に働く抗力がつりあったところで水平方向への速度は一定値へと収束し、目標巡航速度に達しない場合には、目標巡航速度に達するまでステップＳ１００２、Ｓ１１０３を繰り返し、目標巡航速度に達するとステップＳ１００４で、水平飛行状態となる。この間、高度が低下しないように、各回転翼の推力を制御する。

図１１は、本実施形態のマルチローター航空機１００が水平飛行状態からホバリング状態へと遷移する場合の遷移過程を説明する図である。

ステップＳ１１０１で、水平飛行状態を維持する。この状態からホバリング状態へと遷移するには、先ず、ステップＳ１１０２、Ｓ１１０３で、機体１００の重心前方にある回転翼２０ｃの推力を増し、後方にある回転翼２０ａの推力を減少させる。これにより、機体１００は時計回りに傾き、回転翼２０ａ〜ｄのピッチ角θｐｒが増し、飛行している方向への回転翼２０ａ〜ｄの推力の水平方向成分が減少し、飛行している方向と逆の方向への固定翼１０２と胴体１０１に働く抗力が相対的に大きくなる。これによって、機体１００は減速を始める。そして、推力の水平方向成分と固定翼１０２に働く抗力とがつりあったところで、機体１００の水平方向への速度が一定値へと収束する。この時、高度が落ちないように、各回転翼の出力を調節する。このステップＳ１１０２、Ｓ１１０３を繰り返すことで、機体は徐々に減速してゆき、最終的に、ステップＳ１１０４で、ホバリング状態に落ち着く。

（他の実施形態）
図１２は、本発明の他の実施形態に係る、マルチローター航空機２００の概略構成を模式的に示す平面図である。同図に示すマルチローター航空機２００は、回転翼が８つであること以外は、上述した第１の実施形態のマルチローター航空機１００と同じである。このため、詳細な説明は省略する。本実施形態の８つの回転翼は、図６にて上述した関係を満たすものであり、また、図７〜図９にて説明した性能を発揮できるよう、翼の取付角との関係を満たしている。

２０ａ〜２０ｄ回転翼（ローター）、
１００航空機（機体）
１０１胴体
１０２翼
ＡＦｌ胴体の基準線
Ｃｌ翼弦
θｗ翼の取付角
θｒ回転翼の取付角
θｐピッチ角
θｐｒ回転翼のピッチ角
α 迎角

Claims

胴体と、
前記胴体に対して固定して配置された翼であって、前記胴体に対する前記翼の翼弦の角度が一定である翼と、
前記胴体および／または前記翼に設けられた複数の回転翼であって、前記胴体に対する、前記複数の回転翼の回転面の角度がそれぞれ一定である複数の回転翼と、
を備えることを特徴とするマルチローター航空機。
前記複数の回転翼の回転面の角度のそれぞれは前記胴体の基準線に対して負の値であり、前記翼の角度は前記胴体の基準線に対して正の値であることを特徴とする請求項１に記載のマルチローター航空機。
前記翼の角度は、ピッチ角を変えたときに、当該翼の迎角が、揚力係数が０より大きくなる範囲でかつ失速迎角より小さい範囲の迎角となるように定められた、０度以上の値であり、および前記胴体のピッチ角の変化に対して、前記翼の角度が０度の場合より水平飛行のために前記複数の回転翼によって発生すべき必要推力が小さくなる範囲で前記必要推力が変化するよう定められた値であることを特徴とする請求項１または２に記載のマルチローター航空機。
前記複数の回転翼は、少なくとも前記胴体に２つ、少なくとも前記翼に２つ設けられることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１項に記載のマルチローター航空機。
前記翼は、操縦翼面を有しないことを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１項に記載のマルチローター航空機。
前記胴体における前記回転翼の仮想の推力の位置と前記翼における前記回転翼の仮想の推力の位置が、機体の重心を中心とした平面視で点対称であることを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１項に記載のマルチローター航空機。