JP2021049960A - 飛行体 - Google Patents

Abstract

【課題】飛行中の急制動・空中停止・横移動・後退飛行・全方向の斜め飛行・機体姿勢を一定姿勢のままでの移動飛行・強風下の垂直上昇、垂直下降・強風下の斜め上昇、斜め下降等が可能で、安定的な安全な姿勢及び飛行制御を確保することが可能な飛行体の提供。【解決手段】 機体と、前記機体の左右水平方向に延出して取り付けられる左翼と右翼の一対の翼と、前記左翼と右翼の一対の翼の機体取付け部と翼の先端部との略中心付近に配設される推進機と、前記推進機の後方近傍翼に配設される方向舵及びフラップと、機体各部に配設される各種センサと、前記各種センサからの情報に基づき前記機体の機体制御を行う制御部と、を備える飛行体であって、前記翼は、２段以上６段以内の複数段からなり、前記複数段の各翼は、平面部が水平から垂直方向に１００度の範囲内で可動であり、前記複数段の各翼は、それぞれの翼は他の翼とは独立して非連動で作動する、ことを特徴とする飛行体を提供する。【選択図】図１

Description

本発明は、飛行体に関し、特に、機体に取り付けた翼平面角度枢動式の左右独立した一対の翼を多段配列し、各翼にはそれぞれ風噴射装置・フラップ・方向舵を設けた飛行体に関する。

従来の高速及び高空飛行が可能な飛行体として、ボンバルディアＤＨＣ８−Ｑ４００型機がある。このＤＨＣ８−Ｑ４００型機は、プロペラ機で有りながらジェット機並みの５，０００ｍ以上の高空飛行や時速６００ｋｍ以上の高速飛行ができる。

従って、例えば、「ボーイング７３７」と比べて、大差の無い速度で航続距離の長い飛行をすることができる。

一方、従来の垂直離着陸が可能な飛行体としては、垂直離着陸やホバリングあるいは低速飛行ができるオスプレイが公知である。このオスプレイは、空中停止もでき、更に行動範囲が１，１００キロにも広がり長距離飛行も可能である。

オスプレイのように、左右一体として翼平面部が機体に水平固定され、その左右の翼先端に取り付けられる２基の大きなエンジンが水平から垂直に枢動する飛行体においては、垂直方向にエンジンの向きを枢動させ、推進機の揚力を調整することにより垂直離着陸することができる。また、水平方向にエンジンの向きを可動させることにより水平飛行が可能となる。

このオスプレイは、ホバリングのときには推進機からの噴射風は機体下方に噴射され、機体後方に配設された方向舵には全く噴射風は行かない。

結果として、ホバリング又は低速飛行の場合の方向舵機能は弱く、水平飛行しながら飛行速度が上昇することで風が機体最後尾に取り付けた方向舵に作用し、角度を変更することで、機体の左右方向を弱いながらも制御することが可能である。

更に、翼に配設された風噴射装置とフラップの角度と作動により上昇と下降が可能となる。例えば、水平飛行ではエンジンが進行方向に向き、機体後方に風は噴射される。

この時、気流は機体後方斜め下方に流れて、翼に取り付けられているフラップの作用が十二分に発揮されるので、一定速度の水平飛行では安定した上昇下降又は旋回などフラップ効果の発揮により飛行姿勢の制御が実現できる。

その他、従来知られている飛行体として、特許文献１〜特許文献３に記載されるような垂直離着陸型の飛行体がある。

特許文献１及び２は、水平から垂直方向に枢動可能な１枚の１段主翼が機体に取り付けられている。この１段主翼の左翼及び右翼に配置されたエンジンは、それぞれが１枚の主翼平面部の枢動に同調して枢動される。

一方、特許文献３のように、左主翼及び右主翼が独立に枢動可能な１対の主翼から成る垂直離着陸型飛行体が知られている。この飛行体は、左主翼及び右主翼が独立に枢動可能であるため、通常の水平飛行の他に左主翼及び右主翼に機体後尾に垂直方向に推進力を得る胴体推進器と各主翼の左推進器及び右推進器と組合せて垂直離着陸及びホバリング飛行が可能であることが開示されている。

特許第５７９１０３３号公報 ＷＯ／２０１１／１４４６９６号公報 特開２０１０−２５４２６４号公報

しかしながら、従来の飛行体によれば、以下のような問題がある。
（１） 機体最後部に大きな垂直尾を備え、翼に方向舵の無い、左右一対で平面部が固定される翼平面部非可動式飛行体においては、主翼の機能には、フラップ無しでは揚力浮力を発生できず、揚力及び浮力発生の目的のためにフラップを配設し、低速では翼の上下の表面を風が通り過ぎるだけで強い空気抵抗を発生できずそれによる揚力浮力が小さい。
更に、推進機の噴射風向きを機体水平後方だけの噴射向きに限定され、機体下方に噴射できないため推進風はフラップを介さないと直接揚力浮力にならず、水平直進飛行状態から急制動及びホバリング及び左右の斜め方向移動及び後退飛行、又はホバリング状態から垂直及び斜め上昇や下降はできない。
例えば、オスプレイによるホバリングの飛行状態においては、エンジンからの噴射風は下方に強く噴射し、平面部固定式の翼上部平面に強く叩き付けられ、翼の機首側と後方側の部分からは高速気流が圧力噴射として下方に乱気流として噴射される状態になり、翼裏側は気圧が弱真空状態に低下し、気圧の低下した翼裏側は希薄空気状態となり翼下側の空気は翼に引き寄せられ、翼は機体下方に引き下げられ、下流噴射風は翼の裏側に巻き込まれ、更に機体の揚力は打ち消され、翼の下方に乱気流を発生させ、様々な方向からの風に影響され易く不安定要因となる。
このように左右一対だけの翼枚数と面積が小さいフラップと面積が小さい翼平面部固定の非可動式従来機構造では、揚力および浮力が少なく、姿勢及び飛行機能制御性能が少ないために不安定姿勢を誘発し、その不安定姿勢の回復が困難という問題がある。
これらの危険回避に加え、常に失速の危険がなく、巡行飛行では高速で、かつ低速又は垂直離着陸可能な飛行体を実現したいという要請がある。

（２） 単翼機の翼平面部が水平に固定され推進機が主翼一カ所だけに非可動式で配設されている構造では、速度や揚力・浮力や進行方向及び風等の気象条件等姿勢制御に限界がある。
例えば、主翼裏側の平面部には強い空気抵抗を発生できないという問題がある。
また、推進機の噴射風向きは、水平後方向きにだけ限定され、機体下方に噴射できないため、推進機の噴射風は直接揚力・浮力作用が発揮できないために低速飛行ができないという問題がある。
更に、機体最後部に取り付けられた垂直尾翼は飛行体の速度と同じ風速を受けるので、飛行体そのものが高速にならないと舵の性能を発揮できないという問題がある。
更に、機体が横風の中で離着陸する場合に大きな面積の垂直尾翼は強い横風影響を受け直進姿勢が確保できないという問題がある。
特に、横風飛行の場合は、常に危険要因が存在し、一因として平面固定主翼に推進機が配設されていると、推進噴射風はフラップを使わない限り直接揚力及び浮力は発せず、垂直尾翼は低速時や横風には機体制御性能が低く、更に翼平面部が垂直方向に枢動制御できないために低速飛行ができず、翼平面部の左右独立作動できず複雑制御ができないために強風下等風向き条件や求める飛行条件での安定した低速飛行やホバリング及び急制動および垂直離着陸飛行及び直進滑空及び直進滑走ができない等の問題がある。
更に、機体そのものの構造による多数の問題もある。
その他、通信技術が遅く瞬時に膨大な情報処理ができない現在の４Ｇ技術が自動操縦を妨げる要因でもあり、ようやく始まる５Ｇ制御実現になるまで離着陸までの完全自動操縦は難しい問題がある。

（３） 各翼に推進機を持たず、翼枚数と面積が少ない翼平面部非可動式従来機構造では、翼の裏側の平面部には強い空気抵抗を発生できないという問題がある。
更に、推進機の噴射風向きを水平後方だけの噴射向きに限定され、機体下方に噴射できないため、飛行体は飛行中の緊急時に急制動が行なえず、巡航飛行から極短時間で低速飛行への移行ができないという問題や、極短距離離着陸ができないという問題もある。

（４） 各翼平面部固定式で、一対翼と面積が少ない翼平面部非可動式従来機構造では、高速になっても翼の平面部全体には強い空気抵抗を発生できず、平面固定式の翼では、翼全体の面積で空気抵抗量を調整して揚力・浮力を獲得できないという問題がある。
更に、推進機の噴射風向きを水平後方だけの噴射向きに固定され、機体下方に噴射できないため、推進風が直接的に揚力・浮力を発生できず、急制動やホバリングから複雑飛行及び高速飛行までの広範囲な速度に対応できる飛行体構造体はなかった。

（５） 各翼平面部固定式で、翼枚数と面積が少ない翼平面部非可動式従来機構造では、姿勢及び飛行機能性能・機能が少ないため、主翼の平面部には強い空気抵抗を発生できず、高い揚力・浮力を得られず、飛行中の急制動ができないという問題がある。
更に、推進機の噴射風向きを水平後方だけの噴射向きに限定され、機体下方に噴射できないため、機体は推進機からの強い噴射風を直接揚力・浮力獲得に活かせず、よって様々な飛行状態からホバリング及びリバースまでの広範囲の飛行制御ができないという構造上の問題がある。

（６） 各翼平面部固定式で、翼枚数と面積が少ない翼平面部非可動式従来機構造では、翼の裏側の平面部には強い空気抵抗と強い揚力及び浮力を発生できないという問題がある。
更に、主翼だけに配設した２基の推進機出力では力不足であり、大量輸送を実現する搭載能力が得られず、左右一対の翼を三段又は五段と翼と推進機の数を増やし、多数の推進機による出力と多数の翼による面積拡大効果の揚力及び浮力を活かした大量搭載能力の飛行体の発想はなかった。

（７） 各翼平面部固定式で、翼枚数と面積が少ない翼平面部非可動式従来機構造では、翼の平面部には強い空気抵抗と揚力及び浮力を発生できないという問題がある。
更に、主翼に配設した推進機は噴射風が下方に噴射されないため、機体は強い揚力及び浮力が得られず、推進機の噴射風を下方に噴射させ、高空でのホバリングをさせると言う発想はなかった。

（８） 各翼平面部固定式で、翼枚数と面積が少ない翼平面部非可動式従来機構造では、翼の平面部には強い空気抵抗と揚力及び浮力を発生できないという問題がある。
更に、機体の前部に配設した左右一対の主翼だけに配設した推進機出力では力不足であり、高空飛行を実現する揚力性能が得られず、左右一対の翼を三段又は五段と翼と推進機の数を増やし、多数の推進機による出力と多数の翼による面積拡大効果と翼の平面部枢動した空気抵抗制御方法の揚力及び浮力を活かした大量搭載能力の飛行体の発想はなかった。

（９） 各翼平面部固定式で、翼枚数と面積が少ない翼平面部非可動式従来機構造では、翼の平面部は、機首側を垂直方向に作動させて翼平面部傾斜による強い空気抵抗と揚力及び浮力を発生できず、翼に大きな空気抵抗を生み出せず、機体を急制動させることができないという問題がある。
更に、固定された一対の主翼に配設した推進機からの噴射風は、機体後方に水平に噴射するだけであり、機体下方に噴射できないためにホバリングができず、ホバリング位置から急上昇及び急下降という飛行はできないという問題がある。

（１０） 左右一対だけの翼枚数で且つ、面積が少ない翼平面部非枢動式の従来の飛行体機構造では、翼平面部非枢動式の翼平面部には強い空気抵抗を受けることができないという問題がある。
更に、非枢動式主翼に配設した推進機からの噴射風は機体後方に水平に噴射するだけであり、機体下方に噴射できないためにホバリングができないという問題がある。
更に、翼の平面部を水平から垂直方向に９０度以上１００度以内に可動できず後退（リバース）飛行ができないという問題がある。

（１１） 翼平面部非枢動式で且つ翼の非多段配設の飛行体では、各翼に推進機が配設されておらず、各翼の平面部の傾斜とその傾斜角の個別制御ができず、多段翼に全てに配設された各推進機の個別の制御等の各作動ができないため、急制動や前後左右斜めとその斜めの上下飛行などマルチ飛行ができないという問題がある。

（１２） 左右の一体型翼平面部固定式の単独主翼の飛行体では、翼の個別の制御作動ができず、機体を旋回させるときや進行方向を変更させる時など機体は傾斜してしまい水平姿勢を保てない等の問題がある。

（１３） 前進速度が一定の速度（例えば１００ｋｍｈ）以上に飛行体が水平飛行の推進力を確保されている場合は方向舵が働きを発揮できるが、離着陸時等の前進速度が緩くホバリングに近い状態の場合では、推進風は後方の方向舵には殆ど行かず、強風下の離着陸などの低速域では姿勢制御が難しいという問題がある。

（１４）翼平面部非可動式の翼の多段配設と、各翼に推進機が配設されていないことと、各翼の平面部角度の個別の制御と各推進機の個別の制御等の各作動ができない機体では、推進動力機は翼に固定され、動力機自体が推進風の方向を変えられず、機体は急制動や前後飛行や斜め飛行の他、真横移動はできないという問題がある。

（１５） 推進動力機が翼に固定され、垂直尾翼に方向舵を配設されている機体では、進みたい方向に方向舵制御を使うため、例えば、斜め前方に上昇する場合、機体も斜め前方方向に向くため、向かう方向の視界は機体に遮られ、機体が進もうとする方向に直進姿勢になるまで見難いという問題がある。

（１６） オスプレイの方向舵は、翼の最先端にエンジンが取り付けられた位置から最も離れた機体最後部に備えられ、更に、翼の左右最両端のエンジン取り付け部直後方から外れた機体の最後尾中央部に備えられているため、ホバリングや水平飛行等の各飛行状態でプロペラから発する噴射気流から外れているために、速度の遅い水平飛行やホバリング状態では、噴射気流が機体最後方に流れるよりも、機体の下方に流れ、方向舵には全く届かずに方向制御が難しいという問題がある。

（１７） オスプレイの翼の外側最先端の位置に重量の重い大型エンジンを取り付けたことにより、機体の重心は機体中心部の極端に狭い範囲に限定され、飛行中に左右の翼先端の上下動により一層の重力を加えてしまい、様々な方向からの気流やジグザグ飛行などでは特に翼先端の上下動制御が難しくなるという問題がある。
例えば、右側のエンジン部分に下降気流が吹き付けた場合、機体は右下方に傾くが、この時、重量の重いエンジンと半径の大きなブレードでは即座に反対側の左の翼を引き上げて機体中心軸の左右のバランスを水平に回復調整できないという問題がある。
また、機体の中心軸が大きくぼけているので、前後左右上下方向とそれらの各斜め方向から等の様々な方向から受ける乱気流に対して安定した姿勢を回復制御維持できないという問題がある。

（１８） また、従来のジェットエンジンやレシプロエンジンではエンジン音が大きな騒音を発生させるため、住宅地や商業地では離着陸や低空飛行や夜間又は２４時間の離着陸ができないという問題がある。

（１９） また、オスプレイは回転半径の大きな大型ブレードのプロペラを採用しているので、ブレードから噴射される空気の速度はブレードの取り付けられている中心部とブレードの最外側とではプロペラから吹き出す空気の噴射速度が大きく異なり、ジェットエンジン又は飛行機用の高速回転ブレードと比較して弱く遅い。
そのため、高速飛行ができなかったり、高空（例えば、高度５，０００ｍ以上）まで上昇でなかったり、また、空気密度の低い８，０００ｍ以上の高空においてホバリングあるいは時速５００ｋｍ以上の高速での巡航飛行ができないという問題や、強風下での離着陸や飛行ができないという問題がある。

（２０） 翼の数とその平面の面積が小さく、エンジンが故障した場合、代替推進機構を働かせられず、また、滑空飛行できないという問題がある。

（２１） １００人及び又は２００人等大量の人員や物資の空輸が従来の垂直離着陸機では推進出力と翼の面積不足で不可能であった。
例えば、沿岸漁場から、都市魚市場に短時間大量空輸が不可能だった。
また、広大な農地から収穫物を直接倉庫や集積地に短時間空輸が不可能だった。
また、市街地から直接観光地の上空までの飛行や遊覧飛行観光や、観光地の湖面又は海面着水又は宿泊施設駐車場やヘリポート等に直接離着陸の大型機観光が不可能だった。

（２２） 従来の飛行体においては、翼に取り付けたエンジンは進行方向に対して水平方向直進にのみ作動し、直進しながら斜め方向に移動する場合は方向舵を使うが、機体の向きは直進のままの姿勢で斜め前方方向に向かって飛行することはできないという問題があった。

（２３） 飛行体が飛行中に空中で急ブレーキ（急制動）ができない問題や、機体の向きが直進方向のままで、機体が斜め方向に飛行できない問題や、機体が直進状態から斜め前方に向かう場合、機体も斜め前方に向いてしまい、直進方向の視界が遮られる問題や、飛行体がスムーズに後退飛行することができない問題や、飛行体の前部を後部より高くした姿勢で傾斜地着陸や空中停止はできないという問題や、機体の重心バランスを調整する時間が取れない緊急時の離陸において、積載または搭載後、搭載物の移動以外で重心調整ができない問題や、エンジン故障などの場合、多数のエンジンを備えていないと補完し合えないという問題や、複数の平面可動式翼を備えていないと、揚力及び浮力調整ができず、緊急時の滑空着陸ができない、等という問題ある。

（２４） また、大型エンジンはそれぞれ重量が重く、乱気流等の要因による機体のバランスへの影響が大きく、危険回避し難いという問題がある。また、一枚翼の大型ブレードだけの揚力確保では大型機は、俊敏性やバランスをとり難いなどの安全飛行に対する問題がある。

（２５） 更に、平面角度可動式の左右独立の多段翼飛行体の発想や、平面角度可動式の左右独立の多段翼が水平から垂直方向１００度範囲内に枢動させ、ホバリングから後退飛行させるという発想や、推進機が発する高速気流の中心部から大きく外れた位置の大型方向舵を廃止し、各翼に配設された推進機の後方近傍に小型の方向舵を配設して飛行速度に影響なく方向制御するという発想や、二段及びそれ以上の多段式可動翼のそれぞれが個別に制御できる発想や、各翼に配設されている推進機は、胴体と翼の付け根から翼の先端の略中心部付近に配設する発想や各翼に配設されている推進機は操縦桿または電子機器による飛行姿勢を求める指示に基づいてそれぞれの推進機の出力調整をすることで飛行制御の働きをさせるという発想はなかった。

（２６） 更にまた、各翼に配設されるプロペラ推進機のターボプロップジェットエンジン又はレシプロエンジン動力には、二次電池とモータを組み合わせたハイブリッド方式と及び又は永久磁石を動力源に用いた発電モータを組み合わせた燃料の不要で且つ長時間の連続飛行の可能なハイブリッドモータのプロペラ方式飛行体の発想はなかった。

（２７） また、風光明媚な自然の多い観光地の景色は多くの場合、電車及びバス等で現地まで行き、そこからは歩行による景観観察又はケーブルカーなどの乗り物からの景観観光が主で、世界的な高齢化時代を迎え、体力の弱い高齢者が多くの乗り物や歩行などが少なくて済む垂直離着陸飛行体をハブ空港から乗り換えて高速で現地上空に着いて、低速飛行又はホバリングしながら空からの観光方法は見当たらなかった。

（２８） 左右一対の主翼と、機体後部に水平尾翼と垂直尾翼がある従来の飛行体では、強風の横風が吹いている場合の離着陸には、機体後部に配設されている大きな垂直尾翼は風に押し流され、度々機体後部が風下に流される光景や着陸のやり直しがみられる問題がある。

（２９） 永久磁石を動力源とした発電モータを二重として、１基の永久磁石の動力源の発電モータを主となる発電モータに用い、もう一つまたは複数の永久磁石発電モータをサポートモータとして主モータの出力増強を目的にする発想はなかった。

（３０）また、飛行機では事故現場などに直接離着陸できないという問題がある。また、ビルの谷間や山岳地帯の谷間や森林などの低空及び狭小場所を低速飛行又は離着陸することはできないという問題がある。

発明の目的

従って、本発明の目的は、横風に影響を受けやすい危険な大型の垂直尾翼を廃止し、安全でしかも機体の速度に影響が無く横風の影響も小さい小型の方向舵をフラップと共に各翼に配設し、平面部角度可動式の左右独立多段翼採用の飛行体により、多段翼による翼面積の拡大と、多段翼による各翼の独立した制御と制御、飛行速度に影響が少なく低速から高速までの広い環境で微細制御から大胆制御まで可能な各翼に、フラップと方向舵を配設し、いかなる緊急事態の発生や飛行状態や下降気流等の乱気流でも安全な姿勢制御を獲得でき、更に緊急時の急制動（ブレーキ）や強風下での安定したホバリング・離着陸・緊急危険回避急旋回飛行・高速飛行および多段翼の平面部面積を活用した揚力・浮力の増大効果で低速飛行及びホバリング・巡航飛行中の速度からホバリングまでの急制動及び低速飛行・ホバリングからの横移動や斜め移動や後退飛行や更には大量搭載能力や高速飛行が可能な垂直離着陸飛行体を提供することにある。

課題を解決するための手段

本発明は、上記の目的を達成するために、機体と、前記機体の左右水平方向に延出して取り付けられる左翼と右翼の一対の翼と、前記左翼と右翼の一対の翼の機体取付け部と翼の先端部との略中心付近に配設される推進機と、前記推進機の後方近傍翼に配設される方向舵及びフラップと、機体各部に配設される各種センサと、前記各種センサからの情報に基づき前記機体の機体制御を行う制御部と、を備える飛行体であって、前記翼は、２段以上６段以内の複数段からなり、前記複数段の各翼は、平面部が水平から垂直方向に１００度の範囲内で可動であり、前記複数段の各翼は、それぞれの翼は他の翼とは独立して非連動で作動する、ことを特徴とする飛行体を提供するものである。

以上の構成において、前記複数段の各翼は、前記推進機、前記方向舵フラップ及び前記フラップとともに一体的に垂直方向又は水平方向に枢動することを特徴とする。

また、前記複数段の各翼は、前記機体の前部から後部の間に２対以上の複数段配置され、前記機体中心部に設けた翼が機体前後重心のバランス軸として作用することを特徴とする。

また、前記推進機は、それぞれの推進機は他の翼とは非連動で翼毎又は推進機毎に作動することを特徴とする。

また、前記複数段の各翼は、いずれの翼の角度も個別の角度に作動することができることを特徴とする。

また、前記推進機は、モータ併用のハイブリッド推進部及び／又は永久磁石と発電モータを組み合わせた動力源を選択使用することを特徴とする請求項１〜５の何れかに記載の飛行体。

また、前記ハイブリッド推進部は、パラレル方式又はスプリット方式であることを特徴とする。

また、前記推進機は、双発エンジンであることを特徴とする。

また、前記双発エンジンは、前記各翼に１対２段から６段の範囲で設けられ、機体前後の重心を確保し、大重量を積載可能にすることを特徴とする。

また、前記機体の胴体部及び翼部に、ＧＰＳ・ジャイロセンサ・近接センサ・高度センサ・速度センサ・カメラ等の各センサを各翼や機体の前後や下部や上部等の場所に複数配設することを特徴とする。

また、前記制御部は、ＧＰＳ・ジャイロセンサ・近接センサ・高度センサ・速度センサ・カメラ等の各情報により、位置・機体姿勢・速度・高度・障害物との距離・機体全方向の映像等を瞬間的に把握し、人間の能力では不可能な大量の処理を瞬時に正確に行うことを特徴とする。

また、前記双発エンジンは、小型で軽い飛行機用高回転エンジンであることを特徴とする。

また、前記飛行体の電源は、エンジンに取り付けた発電機、着陸時にプラグイン充電方式併用及び永久磁石を用いた発電モータが選択可能であることを特徴とする。

発明の効果

本発明によれば、以下のような効果が得られる。
左右一対（２枚）以上の複数の翼の配設効果＝揚力・浮力・空気抵抗の増減・飛行高度の獲得などの以下の性能向上が図れる。
１．左右独立して作動する一対の翼の多段（複数）翼配設効果＝速度調整性能・揚力浮力調整性能等の向上が図れる。
２．翼平面角度枢動式の左右独立多段翼（複数）配設効果＝翼平面部面積拡大効果・翼全てが大型フラップ機能獲得・推進機からの噴射風の向きの調整機能獲得。
３．翼平面角度可動式の左右独立多段翼配設効果＝旋回性能・姿勢制御性能・速度調整性能・揚力浮力調整性能・高高度飛行性能・乱気流などの対応性能・翼全てが大型フラップ機能獲得と小型フラップとの連動効果等の向上が図れる。
４．垂直尾翼の廃止効果＝強風の影響による機体の姿勢制御障害から脱却効果。
５．翼平面角度枢動式の左右独立多段翼（複数）全てにフラップ配設効果＝機体姿勢及び飛行速度の制御性能の向上効果。
６．翼平面角度枢動式の左右独立多段翼（複数）全てに方向舵配設効果＝機体姿勢の制御性能・飛行性能などの複合性能の向上効果。
７．翼平面角度枢動式の左右独立多段翼（複数）全てに推進機配設効果＝揚力浮力の獲得・推進力の獲得・飛行中のバランス調整機能獲得・推進機故障による対応力獲得・搭載能力拡大性能獲得・高高度飛行性能獲得・高速飛行の獲得・水上離着陸性能向上の獲得などの効果が得られる。

また、例えば、巡航飛行中に翼平面部の機首側の縁を垂直方向に枢動させ、３〜４５度の角度を徐々に付けることで、翼の地上側（以後裏面と言う）の平面に空気抵抗は徐々に増大し、その角度の付ける速度を遅くすると翼には揚力浮力が増大し急角度上昇及び下降が得られる。

また、その角度を急速に付けることとエンジン出力を弱めることで機体は急制動が掛り、緊急時の危険回避が可能になる効果が得られる。

機体が斜め上昇・下降及び急制動する場合は翼の角度を変えることで機体は水平姿勢を保ったままで飛行し、左右の前方斜め方方向に移動しようとする時、各翼に配設された小型方向舵の作動により機体が直進方向に向いたままでも機体は斜め前方に移動する。

このとき、操縦席からは直進方向および左右の前方を含めた少なくとも１８０度の水平視界は勿論のこと、上下方向の視界も直進移動とまったく同様の視界が確保される安全性の高い効果がある。

また、レシプロエンジン採用機には二次電池とモータ及び永久磁石を動力源とした発電モータと連動するハイブリッド式とし、エンジンには発電機が配設され、機体にはリチウム等の高性能大容量蓄電池や永久磁石と発電モータを組み合わせた発蓄放電池が備えられるので、エンジンの出力を軽減又はモータだけの推進力による騒音の出ない又は静かな離着陸飛行体を可能にし、

静音効果により市街地又は住宅地ヘリポートでの離着陸を可能にし、永久磁石利用の発電モータでは２４時間飛び続けられ、エンジン付き各左右の翼を２対以上６対以内の範囲で備え、機体前後の中心部に軸となる釣り上げ効果の翼を機体中心部に配置し、機体姿勢の安定化を獲得でき、

更に各推進機は機首側の第一翼から機体後部の翼に配設された推進機は縦列に配置され更なる高速化に寄与し、

機体の速度はジェット機並みの時速８００ｋｍや、高度もジェット機並みの１０，０００ｍ以上を獲得し、

更に高度１０，０００ｍで偏西風の強風を利用したホバリングが可能な性能を獲得し、二対以上の多段数翼の採用で滑空飛行を獲得し、

多数のエンジンとモータの出力により、大型化を可能にし、

高度１０ｍでのホバリングから時速８００ｋｍまでの何れの飛行速度を低空でも高空でも可能にし、

永久磁石を動力源とした発電モータの組み合わせなどのハイブリッドと高速化により長距離飛行を可能にし、

双発エンジン付き翼を２対以上の採用により、高出力が必要な水上離着陸を可能にし、

更にあらゆる方向からの乱気流に対応や強風下での離着陸やホバリングを可能にし、

更に翼平面部が水平から垂直方向に１００度の範囲内で枢動することで、機体はホバリングに留まらず後方飛行を可能にし、

翼を１００度の方向にすることで翼は後退飛行の場合でも揚力浮力又は空気抵抗の調整も可能になり、

機体が風の正面ばかりでなく、後方からの風にも対応してホバリングを可能にし、

更に各種のセンサとコンピューター制御により無人飛行を図ることができる。

また、本発明による左右独立した対の翼を複数段配設による滑空飛行の可能性や、巡航飛行中の緊急時に急制動をし、危険回避を可能にしたり、機体姿勢を最も安定な水平状態で方向変換できる各翼に設けた複数の小型方向舵及び小型のフラップによる強風下での安定したホバリングや垂直離着陸等様々な姿勢制御が確保されたり、という安全な飛行体を提供できる。

ハイブリッドと各種センサと多数のエンジン・翼・方向舵・フラップにより大型化と性能及び制御能力が格段に向上し、莫大な平地が必要な従来飛行機の滑走路の必要性が無く、山岳地域や島嶼部のような平地の狭小地域に近未来の移動体としての安全で静かで大型機等が離着陸可能な飛行体により、都市部との格差是正を図ることができる。

また、水上から上昇する場合、機体が水平状態であれば、機体胴体と水面とは最大限の接触面積を有しており、そのまま胴体が水平姿勢上昇する場合は、水の表面張力は最大限となり、胴体が水面から離れるのは大きなエネルギーを必要とするが、複数枚翼採用で機体胴体前方を２０度又は３０度又は４５度と持ち上げることで、機体胴体と水面との接触面積は小さくなり、同時に機体胴体と水面との間に存在する表面張力作用は減少し、水面から上昇しやすくなる。

また、ホバリング状態の機体は水平を維持しているが、この機体を垂直方向に姿勢変更し、ビルの壁面に張りつけ、高層ビルの災害救助や急斜面の山岳等の救助活動に必要な機体胴体を垂直又は傾斜姿勢で救助やその他の作業を行うことができる。

また、各翼にエンジンを配設した複数対翼飛行体では、通常の巡航飛行中のダウンフォースと言われる突然の乱気流に対して、一対翼の飛行体による危険回避性能より、一対翼の二段以上の飛行体による各翼及び推進機及びフラップ及び方向舵の制御により、危険回避性能は格段に向上することは明白である。

また、各翼にエンジンを配設した複数対翼飛行体（たとえば三対翼の実験例）では、飛行中に全エンジンを停止させた場合の滑空飛行が可能であることを縮尺モデルで確認した。

また、各翼にエンジンを配設した複数対翼飛行体で高い浮力を確保することが目的の一つにあるが、この高い浮力により水面から５ｍ又は１０ｍや陸上であれば樹木の間隙や田畑の１０ｍなど極僅か低空を高速飛行することができる。

また、高速飛行も低速飛行も空中停止も垂直離着陸も可能な飛行体が国際空港から乗り換えられると、高齢者や身体障碍者でも歩かずに気軽に観光地を空から楽しむことや、観光地の宿泊施設の駐車場又は広場又はヘリポートなどに直接降りて体に負担のかからない観光などが可能になる。

また、各翼にエンジンを配設した複数対翼飛行体では、一対翼の二基エンジン飛行体よりも一対翼二段の四基エンジン搭載飛行体の方が当然推力は強く、高速飛行を可能にし、更に一対翼算段によれば一対翼の速度よりも高速飛行や機体の姿勢作動を可能にできる。この時、機体前方の翼に配設された推進機とそれ以後の翼に配設された推進機は縦列に配設されていることが効果的である。

第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体全体の構成を示した平面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体全体の構成を示した側面から見た場合の模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体全体の構成を示した正面から見た場合の模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体の第一第二翼の右側フラップを傾斜させる操作し、左旋回をする場合を示した場合の平面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体の第一第二翼の左側フラップだけを傾斜させる操作して右旋回をする場合を示した場合の平面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体がホバリングから右横に移動飛行する場合に全ての方向舵を操作して右横に飛行する場合を示した場合の平面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体がホバリングから左横に移動飛行する場合に全ての方向舵を操作して左横に飛行する場合を示した場合の平面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体が左急旋回飛行する場合に、右側の第一翼及び第二翼の平面部を水平から垂直方向の任意の角度に操作して左側に急旋回飛行する場合を示した場合の正面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立翼一対二段の飛行体が左急旋回飛行する場合に、第一翼及び第二翼の平面部を水平から垂直方向の任意の角度に操作して左側に急 旋回飛行する場合を示した場合の機体右側側面模式図である。 第一の実施形態に係る二枚翼飛行体の前後の翼の方向舵を前の翼と後方の翼に配設された方向舵の向きを互い違いに変えて、飛行体がホバリングの定位置で水平回転をした状態を示した図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の全ての翼の傾斜を４５度方向にし、急制動又は急角度の上昇下降をする場合の側面模式図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の全ての翼の傾斜を４５度方向にし、急制動又は急角度の上昇下降をする場合の正面模式図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の全ての翼の傾斜を９０度方向にし、ホバリング又は水平回転又は横移動または上昇及び下降をする場合の側面模式図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の全ての翼の傾斜を９１〜１００度範囲内に傾斜させ、後方直進移動または後方斜め又はそれらの上下方向移動またはそれらの上昇下降をした場合の側面模式図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の全ての翼に配設した小型の方向舵を配設した場合、推進機と方向舵間隔を想定した場合の側面模式図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の全ての翼を垂直方向にし、機体の前方から吹いてくる強風を噴射風吹き出し半径の大きなプロペラ推進機が高速の噴射風で翼に強風が当たる前に吹き落してしまい、強風による影響が少ない場合の側面模式図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の機首側の第一翼に配設した推進機の出力を、機体後方の第二翼に配設した推進機の出力より高め、離着陸しようとする傾斜地の角度に平行にして着陸した場合の側面の模式図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の機首側の第一翼の左右翼に配設した方向舵とフラップを傾斜操作し、緩やかな右方向に斜め飛行をする場合の平面模式図である。 第一の形態の二段翼の飛行体の機首側の第一翼の左右翼に配設した方向舵とフラップを傾斜操作し、緩やかな左斜め方向に飛行をする場合の平面模式図である。 第二の形態の三段翼配設の飛行体の側面から見た模式図である。 第二の形態の三段翼配設の飛行体の正面から見た模式図である。 第三の形態の四段翼配設の飛行体の平面模式図である。 第四の形態の五段翼配設の飛行体の平面模式図である。 第五の形態の二段翼配設の飛行体で第一主翼と第二尾翼の面積差異と第一翼と第二翼の両方に推進機を配設した飛行体の平面模式図である。 第六の形態は三段翼の飛行体側面に浮き装置（フロート）配設した場合の正面模式図である。 第六の形態は三段翼の飛行体側面に浮き装置（フロート）に空気を注入して膨らんだ場合の正面模式図である。 第二の形態の三段翼の飛行体側面に浮き装置（フロート）に空気注入した場合の側面模式図である。 第二の形態の三段翼の飛行体側面に浮き装置（フロート）配設し、上昇又は下降又はホバリングした場合の側面模式図である。 第二の形態の三段翼の飛行体側面に浮き装置（フロート）配設し、水平飛行した場合の平面模式図である。

以下、本発明の好適な実施の形態について図面を参照しながら説明する。

＜第一の実施の形態＞
図１〜図１９に示すように、本実施の形態による飛行体は、機体１０の前部であってこの機体１０に取り付けられた右翼１００及び左翼１０１からなる左右独立して作動する第一の翼と、機体１０の後部であってこの機体１０に取り付けられた右翼２００及び左翼２０１からなる左右独立して作動する第二の翼と、第一の右翼１００と左翼１０１、第二の右翼２００と左翼２０１は機体との接合部と各翼の先端部までの長さ方向に対して略中心位置に配置される推進機１１０・１１１・２１０・２１１と推進機１１０・１１１・２１０・２１１の後方にそれぞれ設けられ、その作用により機体の上昇・下降及び機体の旋回及び機体の速度を制御するフラップ１３０・１３１・２３０・２３１と、推進機１１０・１１１・２１０・２１１と推進機１１０・１１１・２１０・２１１の後方にそれぞれ設けられ、その作用により機体の飛行方向及び飛行姿勢を制御する方向舵１２０・１２１・２２０・２２１とから構成されている。

なお、以下の説明において、「水平」とは、翼の平面が地平面に対して平行に対面している状態を意味し、「垂直」とは、必ずしも９０度を意味せず飛行条件で前後幅を持つ角度を意味している。

図１に示すように、第一の翼１００・１０１は機体の前後の重心位置より機首側に配置され、第二の翼２００・２０１は機体の前後の重心位置より後方側に配置され、第一の翼と第二の翼の略中間位置は略重心位置に配置されている。

以上の構成において、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１は、推進機１１０・１１１・２１０・２１１とフラップ１３０・１３１・２３０・２３１と方向舵１２０・１２１・２２０・２２１と共に一体的に垂直方向又は水平方向に枢動する。

なお、第一の翼は機体前後の重心位置から機首先端部までの略中心付近前方に配設され、第二の翼は機体前後の重心位置から機体後部先端部までの略中心付近後方に配設されている。

図４、図８、図９に示すように、第一の翼１００と１１０の推進機とフラップ１２０と、第二の翼２００と推進機２１０とフラップ２２０との三件の構成部品の何れかの組み合わせ又は全て、又は単独の作動を機体左側の構成分より上下に傾ける又は出力を上昇させることで機体が左旋回をするのに舵を使わなくても機体の右側を上げ、機体の左側を下げた姿勢で急旋回させる機能がある。

図５に示すように、第一の左翼１０１と推進機１１１とフラップ１２１と方向舵１３１と、第二の左翼２０１と推進機２１１とフラップ２２１と方向舵２３１との四件の構成部品の何れかの組み合わせ又は全て、又は単独の作動を機体右側の構成分より上下に傾ける又は左右に向ける又は出力を上昇させることで機体の左側を上げ、機体の右側を下げた姿勢で右急旋回させる機能がある。

図６、図７に示すように、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１の平面部を垂直方向に枢動固定し、ホバリングした状態で方向舵１２０・１２１・２２０・２２１の全ての向きを右方向又は及び左方向に向けることと機体左側又は及びの第一翼と第二翼の推進機の出力を機体の右翼又は及び左翼の推進機の出力より上げることで機体は右方向又は及び左方向に水平飛行する。

図８、図９に示すように、水平飛行中に進行方向に緊急事態が発生し、左に急旋回して緊急事態を回避する場合、第一の右翼１００及び第二の左翼２００の平面部を垂直方向に４５度等の角度に枢動することと、機体左側の第一翼と第二翼の推進機の出力を機体の右翼の推進機の出力より下げることで機体は急速に速度を低下させ、機体は左方向に急旋回して回避する。

図１０図に示すように、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１の平面部を垂直方向に枢動固定し、ホバリングした状態で第一翼の方向舵１２０・１２１を右旋回の向きにし、第二翼の方向舵２２０・２２１の向きを左向きににし、機体の前方は右方向に向かい、機体の後方は左方向に向かい、飛行体は略機体の中心位置で水平回転をする。

図１１、１２図に示すように、水平飛行又は巡航飛行中に緊急事案が発生し、巡航飛行を中断する回避飛行が生じた場合に、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１のフラップ１２０・１２１・２２０・２２１の平面部を垂直方向に略４５度まで徐々に傾けながら大きな空気抵抗を受け、更に第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１の平面部も少し遅れて追随し、翼全体も垂直方向に４５度に固定するまでの僅か数十秒でフラップが受けた空気抵抗の数倍もの大きな空気抵抗を機体は飛行していた高度のままで受けることができ、機体には急制動が掛り、翼が垂直方向に４５度傾斜した同じ角度に１１０・１１１・２１０．２１１の各推進機は傾斜し、４５度斜め下方に噴射気流を吹き出し、強い噴射風は直接容量浮力として機能する方法で、飛行体は極低速で航行が可能である。

図１３に示すように、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１の平面部を垂直方向に９０度に枢動固定し、ホバリングした状態することができる。

図１４に示すように、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１の平面部を垂直方向に９０〜１００度の範囲内の任意の角度に枢動し、飛行体は極微速くない後退の場合は９１度に固定し、後退速度を高める場合は９５度又は１００度の方向に枢動し、更に、左右の翼の角度を９０度と９２度にすることで斜め後方に後退飛行することができるとともに、方向舵の作動を加えることで機体の姿勢も制御することができる。

図１５に示すように、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１に配設の方向舵は推進機のエンジン後部から方向舵の間は３ｍ以内のエンジン近傍の翼に配設されることが望ましい。

図１６図に示すように、飛行体が強風の向かい風の中で安定してホバリングする場合に、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１の平面部を垂直方向に９０度に枢動固定した翼に向かう風をプロペラからの噴射風が、向かい風が翼表面に当る前にプロペラからの高速流が叩き落とす。

図１７に示すように、第一の翼１００・１０１及び第二の翼２００・２０１の平面部を垂直方向に９０度付近の任意の角度に枢動し、第一の翼１００・１０１推進機１００・１１１の出力を第二の翼２００・２０１の推進機１１０・２１０の推進機の出力以上に高め、機体の前部姿勢を機体後部よりも高くし、飛行体が傾斜地に離着陸する姿勢を確保できる。

図１８に示すように、第一の翼１００・１０１の方向舵１２０・１２１の向きを右方向に向け、飛行体は右斜め前方に飛行する。

図１９に示すように、第一の翼１００・１０１の方向舵１２０・１２１の向きを左方向に向け、飛行体が左斜め前方に飛行する場合を示している。

＜第二の実施の形態＞
図２０〜２１に示すように、本実施の形態による飛行体は、三段翼飛行体を示す図であり、機体１０の前部であってこの機体１０に取り付けられた右翼１００及び左翼１０１からなる左右独立して作動する第一の翼と、機体１０の中間部であってこの機体１０に取り付けられた右翼２００及び左翼２０１からなる左右独立して作動する第二の翼と、機体１０の後部であってこの機体１０に取り付けられた右翼３００及び左翼３０１からなる左右独立して作動する第三の翼と、第一の右翼１００と左翼１０１、第二の右翼２００と左翼２０１、第三の右翼３００と左翼３０１は機体との接合部と各翼の先端部までの長さ方向に対して略中心位置に配置される推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０・３１１と推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０・３１１の後方にそれぞれ設けられ、その作用により機体の上昇・下降及び機体の旋回及び機体の速度を制御するフラップ１３０・１３１・２３０・２３１・３３０・３３１と、推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０．３１１と推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０・３１１の後方にそれぞれ設けられ、その作用により機体の飛行方向及び飛行姿勢を制御する方向舵１２０・１２１・２２０・２２１・３２０．３２１とから構成される。

以上の構成において、図２０に示すように、第一の翼１００・１０１は機体の前後の重心位置より機首側に配置され、第二の翼２００・２０１は機体の前後の中間の重心位置に配設され、第三の翼３００・３０１は機体の前後の中間の重心位置より後方に配設され、第三の翼の略中間位置は略重心位置に配治され、機体の飛行安定は大きな主翼と小さな水平尾翼と、大きな垂直尾翼を配設している飛行機とは揚力・浮力と飛行能力と安定性と安全性と搭載能力と飛行速度が優れている。図２１はその平面図である。

＜第三の実施の形態＞
図２２に示すように、本実施の形態による飛行体は、四段翼飛行体を示す図であり、機体１０の前部であってこの機体１０に取り付けられた右翼１００及び左翼１０１からなる左右独立して作動する第一の翼と、機体１０の前中間部であってこの機体１０に取り付けられた右翼２００及び左翼２０１からなる左右独立して作動する第二の翼と、機体１０の中後部であってこの機体１０に取り付けられた右翼３００及び左翼３０１からなる左右独立して作動する第三の翼と、機体１０の最後部であってこの機体１０に取り付けられた右翼４００及び左翼４０１からなる左右独立して作動する第四の翼と、第一の右翼１００と左翼１０１、第二の右翼２００と左翼２０１、第三の右翼３００と左翼３０１と第四の右翼４００と左翼４０１は機体との接合部と各翼の先端部までの長さ方向に対して略中心位置に配置される推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０・３１１・４１０・４１１と推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０・３１１・４１０・４１１の後方にそれぞれ設けられ、その作用により機体の上昇・下降及び機体の旋回及び機体の速度を制御するフラップ１２０・１２１・２２０・２２１・３２０・３２１・４２０・４２１と、推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０．３１１・４１０・４１１のその後方にそれぞれ設けられ、その作用により機体の飛行方向及び飛行姿勢を制御する方向舵１３０・１３１・２３０・２３１・３３０．３３１・４３０・４３１とから構成される。

以上の構成において、図２２に示すように、第一の翼１００・１０１は機体の前後の重心位置より機首側に配置され、第二の翼２００・２０１は機体の前後の中間の重心位置から機首側に配設され、第三の翼３００・３０１は機体の前後の中間の重心位置より後方に配設され、第三の翼３００・３０１は機体の前後の中間の重心位置より後方に配設され、第四の翼の略中間位置は第三の翼の後方に配治され、機体の飛行安定は大きな主翼と小さな水平尾翼と、大きな垂直尾翼を配設している飛行機とは揚力・浮力と飛行能力と安定性と安全性と搭載能力と滑空性能と飛行速度が優れている。

＜第四の実施の形態＞
図２３に示すように、本実施の形態による飛行体は、五段翼飛行体を示す図であり、機体１０の前部であってこの機体１０に取り付けられた右翼１００及び左翼１０１からなる左右独立して作動する第一の翼と、機体１０の前中間部であってこの機体１０に取り付けられた右翼２００及び左翼２０１からなる左右独立して作動する第二の翼と、機体１０の中央部であってこの機体１０に取り付けられた右翼３００及び左翼３０１からなる左右独立して作動する第三の翼と、機体１０の中間位置第三翼の後部であってこの機体１０に取り付けられた右翼４００及び左翼４０１からなる左右独立して作動する第四の翼と、機体１０の最後部であってこの機体１０に取り付けられた右翼５００及び左翼５０１からなる左右独立して作動する第五の翼と、第一の右翼１００と左翼１０１、第二の右翼２００と左翼２０１、第三の右翼３００と左翼３０１と第四の右翼４００と左翼４０１と第五の右翼５００と左翼５０１は機体との接合部と各翼の先端部までの長さ方向に対して略中心位置に配置される推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０・３１１・４１０・４１１・５１０・５１１と推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０・３１１・４１０・４１１・５１０・５１１の後方にそれぞれ設けられ、その作用により機体の上昇・下降及び機体の旋回及び機体の速度を制御するフラップ１２０・１２１・２２０・２２１・３２０・３２１・４２０・４２１・５２０・４２１と、推進機１１０・１１１・２１０・２１１・３１０．３１１・４１０・４１１・５１０・５１１のその後方にそれぞれ設けられ、その作用により機体の飛行方向及び飛行姿勢を制御する方向舵１３０・１３１・２３０・２３１・３３０．３３１・４３０・４３１・５３０・５３１とから構成される。

以上の構成において、図２３に示すように、第一の翼１００・１０１は機体の前後の重心位置より機首側に配置され、第二の翼２００・２０１は機体の前後の中間の重心位置から機首側に配設され、第三の翼３００・３０１は機体の前後の中間の重心位置に配設され、第四の翼４００・４０１は機体中間の重心位置より後方に配設され、第五の翼５００・５０１は機体の最も後方に配設され、機体の飛行安定は大きな主翼と小さな水平尾翼と、大きな垂直尾翼を配設している従来の飛行機とは揚力・浮力と飛行能力と安定性と安全性と搭載能力と滑空性能と飛行速度が優れている。

＜第五の実施の形態＞
図２４に示すように、本実施の形態による飛行体は、機体１０の前部であって、この機体１０に取り付けられた右翼１００及び左翼１０１からなる左右独立して作動する第一の翼と、機体１０の後部であってこの機体１０に取り付けられた右翼２００及び左翼２０１からなる左右独立して作動する第二の翼は、第一の右翼１００と左翼１０１、第二の右翼２００と左翼２０１は翼面積に差異を持たせ、第一翼の働きは主に揚力・浮力を主眼にさせ、第二翼の働きは機体前後の重心幅を広く持たせ、機体の安定性と安全性と失速速度を低速にさせる機能と、翼面性を小さくしたことで空気抵抗を低減し高速飛行に優れた翼面積差異の優れた機能を持った飛行体の平面図である。

＜第六の実施の形態＞
図２５〜２９に示すように、本実施の形態による飛行体は、機体１０の下部の側面両側であってこの機体１０に取り付けられた空気注入及び脱気式のフロート７００と７０１と機体内蔵式のエアコンプレッサーからなる構成の図２５飛行体の空気注入前の正面模式図で、図２６は空気注入時の正面模式図で、図２７は飛行中の側面図で、図２８はホバリング中の側面模式図で、図２９は機体上部から見たときの平面模式図である。

＜本実施の形態のまとめ＞
１．本発明によれば、左右独立した第一の主翼および第二の主翼および第三の主翼を選択して設け、機体左右の右翼及び左翼の各略中心付近に重量物のエンジンを配設し、方向舵とフラップを同じ翼のエンジン近傍後方に配設し、翼の平面部角度を水平から垂直方向に１００度範囲内で枢動式として機体に設けたことで、機体は大きな空気抵抗を揚力浮力に変換でき、更に推進機からの噴射風はフラップを介さず直接揚力として効率良く働き、滑走離着陸や垂直離着陸の時に翼角度の可動により、翼の角度調整で最適な空気抵抗を受けることが可能で、その翼の平面部の角度と空気抵抗により緊急時の急制動や最適な浮力を得ることが可能で、エンジンの噴射風は機体速度と上昇選択又は下降選択により最適な出力を選択することで安全な速度を得られ、低速での離着陸を可能にし、垂直離着陸や極短い滑走飛行と大型化ができる効果がある。

２．本発明の一対三段翼採用機によれば、機体前部の翼は、機体の三分の一よりも前に配設し、機体中央部に配設された翼と、機体後部翼は機体の三分の二よりも後方に配設し、更に翼の位置は機体前後に１ｍほどの移動を可能にすることで、低速飛行やホバリング状態や積載重量バランスにも効果的に安定した姿勢が確保できる効果がある。

３．本発明の一対三段翼採用機によれば、機体中央部の翼は、機体前後の重量中心の中間付近に配設し、更に翼の位置は機体前後に１ｍほどの移動を可能にすることで、低速飛行やホバリング状態や積載重量バランスにも機体前部の翼と連動したり、機体後部の翼と連動したり等と効果的に安定した姿勢が確保できる効果がある。

４．本発明によれば、翼と機体取付け部と翼先端から略中心部に固定して取り付けた推進機は、水平方向から垂直方向に、翼とエンジンと方向舵とフラップが一体的に１００度範囲内で可動にすることで、垂直上昇の時にも水平飛行状態と同様に、エンジンの向きが翼の向きと連動するために、風向きに対して翼の最小抵抗面が得られるので、空気抵抗が大幅に低減されることと、揚力減衰防止効果と、翼平面に打ち付ける乱気流防止効果により、安全な姿勢制御の確保が可能である。

６．本発明によれば、エンジン取り付け部付近の翼にフラップを配設した場合は、エンジンからの噴射風を常に利用できるメリットが有り、各種の飛行状態に応じた姿勢制御に利用できる効果がある。例えば、空中停止状態で二基又は四基又は六基のフラップを作動させることで、機体はそのまま前後に移動できるし、機体の左右のどれか一つのフラップを作動させることで、緩やかな水平回転が得られる。更に概飛行体の全ての翼の平面部全体がフラップの働きをし、翼は大制御に、フラップは小制御に機能を分担することができる。

７．本発明によれば、各エンジン直後方に配設した方向舵は、どんな姿勢の飛行状態でもエンジンからの風の吹き出し風流の中心に常に位置し、最適な姿勢制御を可能にできる効果がある。例えば、空中停止状態で二基または四基又は六基の方向舵を作動させることで、機体はそのまま左右に移動できるし、機体の左右のどれか一つの方向舵を作動させることで、緩やかな水平回転が得られる。

８．本発明によれば、機体前後に取り付けられた一対一段または一対二段又は一対三段の主翼は、前後に１ｍ位の移動が可能な可動式とし、積み荷のバランスや速度や乱気流等時の姿勢制御に合わせた最適なバランスを飛行中にもコンピューター制御で可能とし、従来にない安全性を確保することができる。即ち、一対算段の主翼が水平から垂直方向に可動するだけでなく、更に、機体に固定ではなく、前後可動も可能にすることにより、飛行バランスを確保することが可能となる。

９．本発明によれば、一対三段翼又は一対四段翼と複数段設けたうちの、機体前部に設けた翼と、機体中心部に設けた翼と、機体後部に設けた翼の各翼に取り付けたエンジン出力を翼毎及び又は推進機毎に可変し、更に個別に翼の角度を可変すると、得ようとする機体の姿勢が確保でき、機体の速度を下げたい場合は最後方に設けた翼のエンジン出力を切るなどや垂直離着陸機で有りながらプロペラ飛行機並みの高速巡航やプロペラ飛行機以上の高度飛行を可能にし、当然として軍事目的には従来にない１０，０００ｍ以上の高空でのホバリングや、地上３０ｍ以下の極低空高速飛行等や、様々な救助活動が可能となる。

１０．また、未来的には５００人乗りの垂直離着陸機が巡航速度８００ｋｍ以上で、航続距離１０，０００ｋｍを可能にすると、トンネルや線路用地買収など高額なインフラ整備や高額なメンテナンス費用や、それらのコストによる高額な輸送費などが問題となるが、現在では格安航空（ＣＣＬ）が出現し、市街地から離れた不便な空港までの移動や、高額高速鉄道の未来は明るくないが、各都市間の主要駅（駅ビルヘリポート）まではこの新しい名称のヘリプレーンと言う飛行体で行き、その主要駅からはローカル線電車で旅を楽しむことも可能となる。飛行場まで不便な飛行機や高額な高速鉄道が不要になる等２２世紀に向けた移動体の変革に向けた飛行体である。

Claims (13)

1. 機体と、
   前記機体の左右水平方向に延出して取り付けられる左翼と右翼の一対の翼と、
   前記左翼と右翼の一対の翼の機体取付け部と翼の先端部との略中心付近に配設される推進機と、
   前記推進機の後方近傍翼に配設される方向舵及びフラップと、
   機体各部に配設される各種センサと、
   前記各種センサからの情報に基づき前記機体の機体制御を行う制御部と、を備える飛行体であって、
   前記翼は、２段以上６段以内の複数段からなり、
   前記複数段の各翼は、平面部が水平から垂直方向に１００度の範囲内で可動であり、
   前記複数段の各翼は、それぞれの翼は他の翼とは独立して非連動で作動する、
   ことを特徴とする飛行体。
2. 前記複数段の各翼は、前記推進機、前記方向舵フラップ及び前記フラップとともに一体的に垂直方向又は水平方向に枢動することを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
3. 前記複数段の各翼は、前記機体の前部から後部の間に２対以上の複数段配置され、前記機体中心部に設けた翼が機体前後重心のバランス軸として作用することを特徴とする請求項１又は２に記載の飛行体。
4. 前記推進機は、それぞれの推進機は他の翼とは非連動で翼毎又は推進機毎に作動することを特徴とする請求項１〜３の何れかに記載の飛行体。
5. 前記複数段の各翼は、いずれの翼の角度も個別の角度に作動することができることを特徴とする請求項１〜４の何れかに記載の飛行体。
6. 前記推進機は、モータ専用又は及びモータ併用のハイブリッド推進部及び／又は永久磁石と発電モータを組み合わせた動力源を選択使用することを特徴とする請求項１〜５の何れかに記載の飛行体。
7. 前記ハイブリッド推進部は、パラレル方式又はスプリット方式であることを特徴とする請求項６に記載の飛行体。
8. 前記推進機は、双発エンジンであることを特徴とする請求項１〜７の何れかに記載の飛行体。
9. 前記双発エンジンは、前記各翼に１対２段から６段の範囲で設けられ、機体前後の重心を確保し、機体の大重量を積載可能にすることを特徴とする請求項８に記載の飛行体。
10. 前記機体の胴体部及び翼部に、ＧＰＳ・ジャイロセンサ・近接センサ・高度センサ・速度センサ・カメラ等の各センサを複数配設することを特徴とする請求項１〜１０の何れかに記載の平面角度可動式の左右独立多段翼飛行体。
11. 前記制御部は、ＧＰＳ・ジャイロセンサ・近接センサ・高度センサ・速度センサ・カメラ等の各情報により、位置・機体姿勢・速度・高度・障害物との距離・機体全方向の映像等を瞬間的に把握し、人間の能力では不可能な大量の処理を瞬時に正確に行うことを特徴とする請求項１〜１０の何れかに記載の飛行体。
12. 前記双発エンジンは、ジェットエンジン又は小型で軽い飛行機用レシプロエンジンであることを特徴とする請求項１〜１１の何れかに記載の飛行体。
13. 前記飛行体の電源は、エンジンに取り付けた発電機、着陸時にプラグイン充電方式併用及び永久磁石を用いた発電モータが選択可能であることを特徴とする請求項１〜１２の何れかに記載の飛行体。

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