JP2021154802A - 飛行体 - Google Patents

Abstract

【課題】主翼の揚力低下を抑制する。【解決手段】飛行体は、機体左右方向に延在する主翼と、機体前後方向に延在するアームと、機体上下方向に延在する尾翼と、を備え、機体左右方向において、アームの少なくとも一部と、尾翼の少なくとも一部とは、同じ位置に配置されている。【選択図】図１

Description

本開示は、飛行体に関する。

機体から張り出したアームを備える飛行体が知られている（例えば特許文献１の図６を参照）。

特開２００４−８２９９９号公報

アームに加えて主翼も備える飛行体においては、アームの受ける風の影響等により気流が乱れ、主翼の揚力が弱まる可能性がある。

本開示の一側面は、主翼の揚力低下を抑制することが可能な飛行体を提供することを目的とする。

本開示の一側面に係る飛行体は、機体左右方向に延在する主翼と、機体前後方向に延在するアームと、機体上下方向に延在する尾翼と、を備え、機体左右方向において、アームの少なくとも一部と、尾翼の少なくとも一部とは、同じ位置に配置されている。

実施形態に係る飛行体の概略構成の例を示す図である。 飛行体の概略構成の例を示す図である。 飛行体の概略構成の例を示す平面図である。 気流のシミュレーション結果を示す図である。 気流のシミュレーション結果を示す図である。 機体迎角とＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値との関係の示す図である。 気流のシミュレーション結果を示す図である。 気流のシミュレーション結果を示す図である。 尾翼の位置と、Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値との関係の例を示す図である。 接続部の概略構成の例を示す図である。 気流のシミュレーション結果を示す図である。 機体迎角とＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値との関係を示す図である。 アーム取付角度とＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値との関係を示す図である。 アームの概略構成の例を示す図である。 アームの概略構成の例を示す側面図である。 アームの概略構成の例を示す平面図である。 飛行体の概略構成の例を示す図である。 飛行体の概略構成の例を示す側面図である。 図１８のＸＩＸ線に沿ってみた断面図である。 図１８のＸＸ線に沿ってみた断面図である。 飛行体の概略構成の例を示す図である。 飛行体の概略構成の例を示す平面図である。 図２２のＸＸＩＩＩ線に沿ってみた断面図である。 図２２のＸＸＩＶ線に沿ってみた断面図である。 飛行体の概略構成の例を示す図である。 飛行体の概略構成の例を示す側面図である。 図２６のＸＸＶＩＩ線に沿ってみた断面図である。 図２６のＸＸＶＩＩＩ線に沿ってみた断面図である。 飛行体の概略構成の例を示す側面図である。 図２９のＸＸＸ線に沿ってみた断面図である。 飛行体の概略構成の例を示す図である。 飛行体の概略構成の例を示す側面図である。 図３２のＸＸＶＩＩ線に沿ってみた断面図である。

以下に、本開示の実施形態について図面に基づいて詳細に説明する。なお、以下の各実施形態において、同一の部位には同一の符号を付することにより重複する説明を省略する。

以下に示す項目順序に従って本開示を説明する。
１． 実施形態
１．１ 飛行体の概略構成の例
１．２ アームに対する尾翼の配置の例
１．３ 主翼、尾翼に対するアームの配置の例
１．４ アームの形状の例
２． 変形例
２．１ 翼型の例
２．２ 他の変形例
３． 効果

１． 実施形態
１．１ 飛行体の概略構成の例
図１及び図２は、実施形態に係る飛行体の概略構成の例を示す図である。図１に示される飛行体１は、垂直離着陸機（ＶＴＯＬ：Vertical Take-Off and Landing Aircraft）である。例示される飛行体１は、本体２と、主翼３と、アーム４と、ロータ５と、ロータ６と、尾翼７と、接続部８と、ウィングレット９と、ランディングギア１０とを備える。飛行体１の機体を、機体２０と称し図示する。機体２０は、本体２、主翼３、アーム４、ロータ５、ロータ６、尾翼７、接続部８、ウィングレット９及びランディングギア１０等を指し示す。図において、ＸＹＺ座標系が示される。Ｘ軸方向及びＹ軸方向は、水平方向に対応する。Ｚ軸方向は、鉛直方向に対応する。機体が水平姿勢の場合、Ｘ軸方向は機体左右方向に、Ｙ軸方向は機体前後方向に、Ｚ軸方向は機体上下方向にそれぞれ対応する。

本体２は、機体２０の中央部分を構成する。本体２は、例えば、飛行制御及び外部通信等を行う制御装置（不図示）を内部に備える。

主翼３は、飛行体１の前方飛行時に、揚力を発生する。この例では、主翼３は、本体２から機体左右方向に延在する一対の翼部である。「〜の方向に延在する」とは、その方向（この例では機体左右方向）と同じ方向に延在することだけでなく、その方向からある程度ずれた方向、例えばその方向からの角度が４０°未満、３５°未満、３０°未満、２５°未満、２０°未満、１５°未満、１０°未満又は５°未満等の方向に延在することを含む意味である。なお、図においては、その角度がほぼ０°である場合が例示される。

アーム４は、ロータ５を所望の位置に配置する。この例では、アーム４は、機体前後方向に延在する一対のアームである。アーム４は、棒形状を有しうる。アーム４が機体前後方向に延在することで、飛行体１の前方飛行時のアーム４に対する風の抗力（アーム４の空気抵抗）が低減される。各アーム４は、対応する主翼３の下側（機体下方側）に設けられる。

ロータ５は、推力を発生する。この例では、ロータ５は、アーム４の両端部において、アーム４の上側（機体上方側）に設けられる。ただし、ロータ５は、アーム４の下側に設けられてもよいし、上側及び下側の両側にそれぞれ設けられてもよい。「ロータ」は、広義には、回転運動を生じる機関（内燃、外燃、モーター等の電動機）とプロペラとから構成される推進器を指し、狭義には、プロペラを指すものであるが、とくに説明がある場合を除き、ここでは、ロータとして、モータ及びプロペラを含む態様を説明する。すなわち、ロータ５は、モータ５ａ及びプロペラ５ｂを含む。ロータ５は、プロペラ５ｂの回転軸が機体上下方向となるように設けられる。モータ５ａによってプロペラ５ｂが回転し、機体上方に向かう推力（揚力）が発生する。隣り合うロータ５は互いに逆回転制御されてよく、また、各ロータ５の回転速度は個別に制御されてよい。各ロータ５の回転速度に差異を持たせることによって、回転速度の大きいロータ５から回転速度の小さいロータ５に向かう方向に飛行体１が飛行する。

ロータ６は、推力を発生する。ロータ６は、モータ６ａ及びプロペラ６ｂを含む。ロータ６は、プロペラ６ｂの回転軸が機体前後方向となるように設けられる。モータ６ａによってプロペラ６ｂが回転し、機体前方に向かう推力（推進力）が発生する。

尾翼７は、飛行体１の前方飛行時に、飛行を安定化する。この例では、尾翼７は、機体上下方向に延在する一対の翼部である。尾翼７は、主翼３から機体上方（Ｚ軸負方向）に延在する垂直尾翼であってよい。各尾翼７は、対応する主翼３の上側に設けられる。この場合、尾翼７は、機体前後方向及び機体上下方向を面方向とする板形状を有してよい。機体左右方向における尾翼７の長さ（尾翼７の翼厚）は、アーム４の長さ（アーム４の幅）よりも小さくてもよいし、大きくてもよい。本実施形態において、尾翼７による飛行の安定化は気流の整流を含み、これについては後に改めて説明する。

接続部８は、主翼３とアーム４とを接続する。この例では、接続部８は、主翼３とアーム４との間に設けられる。接続部８については、後に図６を参照して改めて説明する。

ウィングレット９は、飛行体１の前方飛行時に、翼端渦の発生を低減してエネルギー消費を抑制する。この例では、ウィングレット９は、主翼３の両端から機体上下方向に延在する一対の翼部である。

ランディングギア１０は、着陸時に飛行体１を支持する。この例では、ランディングギア１０は、本体２の下部に設けられる。ランディングギア１０は、各々が機体下方に向かって突出するＵ字形状（コの字形状）を有する一対の棒状部材である。Ｕ字形状の底部は、機体前後方向に延在する。着陸時にＵ字形状の底部が地面等に当接し、飛行体１が支持される。

以上説明した飛行体１においては、とくにロータ５の推進力及び尾翼７の揚力を用いて前方飛行しているときに、アーム４の受ける風の影響等により、主翼３の揚力が弱まる可能性がある。この主翼３の揚力低下を抑制するために、飛行体１はさまざまな特徴を備えている。以下、順に説明する。

１．２ アームに対する尾翼の配置の例
飛行体１は、尾翼７を備えることによって、主翼３の揚力低下を抑制しうる。これについて、図３〜図９を参照して説明する。

図３は、飛行体の概略構成の例を示す平面図である。図３に示されるように、機体上下方向からみたときに（機体２０を平面視したときに）アーム４は機体前後方向に延在しており、機体左右方向において、アーム４の少なくとも一部と、尾翼７の少なくとも一部とは、同じ位置に配置されている。例えば、機体左右方向におけるアーム４の中心と尾翼７の中心と間の距離（ずれ量）が所定値以下となるように、アーム４と尾翼７とが配置されてよい。所定値については、後に図９を参照して改めて説明する。このように配置された尾翼７による気流の整流作用について、図４〜図６を参照して説明する。

図４及び図５は、気流のシミュレーション結果を示す図である。図中、矢印の向きは、気流の向きを示す。矢印の長さは、気流の大きさを示す。図４に示される飛行体は、飛行体１（図１等）と比較して、とくに、尾翼７及び接続部８に相当する構成を備えていない点において相違する。図５に示される飛行体は、図４に示される飛行体と比較して、尾翼７に相当する構成を備えている点において相違する。機体迎角は１０°に設定した。図４及び図５に示されるように、尾翼が存在する場合、尾翼が存在しない場合よりも、主翼翼面の気流の剥離が抑えられる。すなわち、飛行体が尾翼を備えることによって、主翼の揚力低下が抑制される（主翼が失速しにくくなる）。

図６は、機体迎角とＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値との関係の示す図である。グラフの横軸は、機体迎角（°）を示す。グラフの縦軸は、Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値を示す。Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値が大きいほど、主翼の効率が良く、主翼の揚力低下が抑制される。グラフ中、実線は、尾翼が存在する場合（図５）のＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値を示し、破線は、尾翼が存在しない場合（図４）のＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値を示す。尾翼が存在することにより、機体迎角の増加に伴うＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値の低下が緩やかになっていることがわかる。この例では、とくに機体迎角が１３°のときに、尾翼が存在する場合のＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値が、尾翼が存在しない場合のＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値よりも大きくなり、上述の効果が顕在化する。図７は、尾翼が存在する場合の気流のシミュレーション結果である。図８は、尾翼が存在しない場合の気流のシミュレーション結果である。図７及び図８に示されるように、尾翼の存在によって、主翼翼面の気流の剥離が抑えられる。

図９は、尾翼の位置と、Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値との関係の例を示す図である。グラフの横軸は、尾翼の位置（ｍｍ）を示す。グラフの縦軸は、Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値を示す。尾翼の位置は、アームに対する尾翼の位置であり、機体右方向を正方向とする位置である。例えば、位置が０ｍｍのときには、機体左右方向において、アームの中心と尾翼の中心とが一致している。位置が１０ｍｍのときには、機体左右方向において、アーム４の中心の位置が、尾翼７の中心の位置よりも機体右方向（Ｙ軸正方向）に１０ｍｍずれている。

図９に示されるように、尾翼の位置が０ｍｍ、すなわちアームの中心と尾翼の中心とが一致しているときに、Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値が最も大きくなり、尾翼の効果が最大化する。尾翼の中心とアームの中心とのずれ量が大きくなるにつれて、尾翼の効果が低下する。このシミュレーション結果によれば、ずれ量が１０ｍｍ以下の範囲であれば十分な大きさのＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値が得られ、尾翼による上述の効果がより顕在化する。効果はアーム４と尾翼７との間に重複する部分が存在していれば得られるので、その重複部分が存在する範囲内においてずれ量の上限値が設定されてよい。この意味において、ずれ量は上述の１０ｍｍより大きい場合（例えば５０ｍｍまたはそれよりも大きい値）もありうる。また、尾翼の中心とアームの中心とのずれ量（オフセット）は、アームのサイズを用いて特定されてもよい。アームのサイズを用いる場合、例えば、尾翼の中心とアームの中心とのずれ量は、アームの最小幅の５０％以下に設定されてよく、３６％以下（今回のシミュレーションの上述の１０ｍｍ以下に相当）に設定されてもよい。アームの最小幅に対するずれ量の比率が小さくなるにつれて、尾翼による主翼翼面の気流の剥離を抑制する効果が高められる。尾翼の中心とアームの中心とのずれ量は、尾翼のサイズを用いて特定されてもよい。例えば、尾翼の最小板厚（最小翼厚）は、１ｍｍでよい。尾翼の中心とアームの中心とのずれ量は、尾翼の最大翼厚の５６％以下に設定されてよく、尾翼の最小翼厚の１０００％以下（以上は、今回のシミュレーションのずれ量である１０ｍｍ以下の数値から算出）に設定されてもよい。

１．３ 主翼、尾翼に対するアームの配置の例
飛行体１は、主翼とアームとの間（あるいは尾翼とアームとの間）にギャップを備えることによって、主翼３の揚力低下を抑制しうる。ギャップは、接続部８（図１等）によって与えられる。これについて、図１０及び図１１を参照して説明する。

図１０は、接続部の概略構成の例を示す図である。図１０に示されるように、接続部８は、機体上下方向において、主翼３とアーム４との間に接続される。接続部８の上端は主翼３に接続され、接続部８の下端はアーム４に接続される。接続部８は、主翼３とアーム４との間にギャップを与える。機体上下方向におけるギャップを、ギャップＧＡＰと称し図示する。ギャップＧＡＰの大きさは、機体上下方向における接続部８の長さによって調節される。ギャップＧＡＰの大きさについては、後に図１２を参照して改めて説明する。なお、図１０に示される例では、接続部８は、機体上下方向及び機体前後方向を面方向とする板形状を有しており、飛行体１の前方飛行時の接続部８に対する風の抗力が低減されうる。

飛行体１において、アーム４は、主翼３に対して傾斜して設けられてよい。図１０には、主翼３に対するアーム４の傾斜角度が、角度θとして図示される。角度θは、機体左右方向を回転軸とする回転方向の角度であり、アーム４の前方傾斜の角度である。角度θが大きいほど、アーム４は前傾姿勢となる。角度θについては、後に図１３を参照して改めて説明する。

図１１は、気流のシミュレーション結果を示す図である。図１１に示される飛行体は、図５に示される飛行体と比較して、とくに、接続部８に相当する構成を備える点において相違する。図５及び図１１に示されるように、接続部によるギャップが存在する場合（図１１）、ギャップが存在しない場合（図５）よりも、主翼翼面の気流の剥離がさらに抑えられる。したがって、主翼の揚力低下が抑制される。

図１２は、ギャップの大きさと、Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値との関係を示す図である。グラフの横軸は機体迎角（°）を示す。グラフの縦軸は、Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値を示す。グラフには、３つの異なる大きさのギャップに対応するグラフ線が示される。実線は、ギャップが６ｍｍの場合に対応する。破線は、ギャップが３ｍｍの場合に対応する。一点鎖線は、ギャップが０ｍｍの場合に対応する。

図１２に示されるように、機体迎角が１０°〜１５°の範囲においては、機体迎角が大きくなるにつれてＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値が低下する傾向にある。しかしながら、ギャップを０ｍｍよりも３ｍｍ、さらには３ｍｍよりも６ｍｍと大きくすることで、機体迎角の増大に起因するＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値の低下（主翼の失速）、ひいては主翼３の揚力低下を抑制することができる。このことから、先に図１０を参照して説明したギャップＧＡＰは、３ｍｍ以上に設定されてよく、６ｍｍ以上に設定されてもよい。ギャップＧＡＰの上限値を設定する場合、例えば２００ｍｍ以下としてよい。

図１３は、アーム取付角度とＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値との関係を示す図である。グラフの横軸は、アーム取付角度を示す。グラフの縦軸は、Ｃ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値を示す。アーム取付角度は、先に説明した図１０に示される角度θである。例えば、アーム取付角度が０°のときには、アーム４は、主翼３と並行に設けられる。アーム取付角度が６°のときには、アーム４は、アーム４の前端（Ｘ軸正方向側端）がアーム４の後端（Ｘ軸負方向側端）よりも下方（Ｚ軸正方向側）に位置するように、主翼３に対して６°だけ傾斜する。なお、機体迎角は１３°に設定した。

図１３に示されるように、少なくともアーム取付角度が０°〜６°の範囲においては、アーム取付角度が大きくなるにつれてＣ_Ｌ／Ｃ_Ｄ値が大きくなり、したがって、翼の失速、ひいては主翼３の揚力低下が抑制される。このことから、先に図１０を参照して説明した角度θは、２°以上に設定されてよく、４°以上に設定されてもよく、６°以上に設定されてもよい。角度θの上限値を設定する場合、例えば２０°以下としてよい。

１．４ アームの形状の例
飛行体１は、アーム４の形状によって、主翼３の揚力低下を抑制しうる。これについて、図１４〜図１６を参照して説明する。

図１４は、アームの概略構成の例を示す図である。図１５は、アームの概略構成の例を示す側面図である。図１６は、アームの概略構成の例を示す平面図である。アーム４は、前縁部４１、後縁部４２及び中央部４３を含む。前縁部４１は機体前方側（Ｘ軸正方向側）の端部であり、後縁部４２は、機体後方側（Ｘ軸負方向側）の端部である。中央部４３は、前縁部４１と後縁部４２との間に位置する。

前縁部４１は、先端に向かうにつれて先細る流線形状を有する。例えば、機体左右方向からみたときに（図１５）、機体上下方向における前縁部４１の長さ（アーム４の高さ）は、先端に向かうにつれて短く（低く）なる。機体上下方向からみたときに（図１６）、機体左右方向における前縁部４１の長さ（アーム４の幅）は、先端に向かうにつれて短く（小さく）なる。

後縁部４２も、先端に向かうにつれて先細る流線形状を有する。例えば、機体左右方向からみたときに（図１５）、機体上下方向における後縁部４２の長さ（アーム４の高さ）は、先端に向かうにつれて短く（低く）なる。機体上下方向からみたときに（図１６）、機体左右方向における後縁部４２の長さ（アーム４の幅）は、先端に向かうにつれて短く（小さく）なる。

中央部４３は、中央に向かうにつれて先細る流線形状を有する。例えば、機体左右方向からみたときに（図１５）、機体上下方向における中央部４３の長さ（アーム４の高さ）は、中央に向かうにつれて短く（低く）なる。機体上下方向からみたときに（図１６）、機体左右方向における中央部４３の長さ（アーム４の幅）は、中央に向かうにつれて短く（小さく）なる。ただし、中央部４３におけるアーム４の高さ及び幅はそのような態様に限られない。例えば、中央部４３におけるアーム４の高さ及び幅は、中央部４３にわたって一定であってもよいし、中央に向かうにつれて大きくなってもよい。

例えば上記のような流線形状をアーム４の先端部が有することによって、アーム４に対する風の抗力（アーム４の空気抵抗）が低減し、それによって、アーム４による気流の乱れが低減され、主翼３の揚力低下が抑制される。

上述の抗力に影響しうる形状だけでなく、アーム４は、揚力にも影響しうる形状を有してよい。そのような形状の例は、翼型形状である。これまで説明した図１４〜図１６に示されるアーム４の前縁部４１及び後縁部４２は、翼型形状も有している。

２． 変形例
２．１ 翼型の例
翼型形状は、図１４〜図１６に示される形状に限られない。例えば、アームの各部は、飛行体１の他の要素の対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有してよい。なお、「相似」は、設計誤差等を含む実質的な相似の意味で足りる。いくつかの翼型形状の例について、図１７〜図３３を参照して説明する。

例えば、アームの前縁部及び後縁部は、尾翼７の対応する部分と相似する断面形状を有してよい。これについて、図１７〜図２０を参照して説明する。

図１７及び図１８に示される飛行体１Ａは、飛行体１（図１）と比較して、アーム４に代えて、アーム４Ａを備える点において相違する。飛行体１Ａの機体を、機体２０Ａと称し図示する。図１７は、飛行体１Ａの概略構成の例を示す図である。図１８は、飛行体１Ａの概略構成の例を示す側面図である。

図１９は、図１８のＸＩＸ線に沿ってみた断面図である。図１９には、機体上方向からみたとき（Ｚ軸正方向でみたとき）の尾翼７の断面形状が示される。尾翼７は、前縁部７１及び後縁部７２を含む。前縁部７１及び後縁部７２は、先端に向かうにつれて先細る断面形状を有する。この例では、前縁部７１の断面形状の先細りの程度は、後縁部７２の先細りの程度よりも緩やかである。

図２０は、図１８のＸＸ線に沿ってみた断面図である。図１８には、機体上方向からみたときのアーム４Ａの断面形状が示される。アーム４Ａは、前縁部４１Ａ及び後縁部４２Ａを含む。アーム４Ａの前縁部４１Ａは、尾翼７の前縁部７１（図１９）の断面形状と相似する断面形状を有する。アーム４Ａの後縁部４２Ａは、尾翼７の後縁部７２（図１９）の断面形状と相似する断面形状を有する。すなわち、アーム４Ａの前縁部４１Ａ及び後縁部４２Ａは、尾翼７の前縁部７１及び後縁部７２と同様に、先端に向かうにつれて先細る断面形状を有する。前縁部４１Ａの断面形状の先細りの程度は、後縁部４２Ａの先細りの程度よりも緩やかである。

あるいは、アームの前縁部及び後縁部は、主翼３の対応する部分と相似する断面形状を有してよい。これについて、図２１〜図２４を参照して説明する。

図２１及び図２２に示される飛行体１Ｂは、飛行体１（図１）と比較して、アーム４に代えてアーム４Ｂを備える点において相違する。飛行体１Ｂの機体を、機体２０Ｂと称し図示する。図２１は、飛行体１Ｂの概略構成の例を示す図である。図２２は、飛行体１Ｂの概略構成の例を示す平面図である。

図２３は、図２２のＸＸＩＩＩ線に沿ってみた断面図である。図２３には、機体左方向からみたときの主翼３の断面形状が示される。主翼３は、前縁部３１及び後縁部３２を含む。前縁部３１は、先端に向かうにつれて先細る断面形状を有する。後縁部３２は、先端に向かうにつれて先細るとともに先端付近において機体上下方向の長さ（翼厚）がほぼ一定となる断面形状を有する。ただし、先端付近における翼厚はそのような態様に限られない。

図２４は、図２２のＸＸＩＶ線に沿ってみた断面図である。図２４には、機体右方向からみたときのアーム４Ｂの断面形状が示される。アーム４Ｂは、前縁部４１Ｂ及び後縁部４２Ｂを含む。アーム４Ｂの前縁部４１Ｂは、主翼３の前縁部３１（図２３）の断面形状と相似する断面形状を有する。アーム４Ｂの後縁部４２Ｂは、主翼３の後縁部３２（図２３）の断面形状と相似する断面形状を有する。すなわち、アーム４Ｂの前縁部４１Ｂは、主翼３の前縁部３１と同様に、先端に向かうにつれて先細る断面形状を有する。アーム４Ｂの後縁部４２Ｂは、主翼３の後縁部３２と同様に、先端に向かうにつれて先細るとともに先端付近において機体上下方向の長さ（アーム４Ｂの高さ）がほぼ一定となる断面形状を有する。

あるいは、アームの前縁部及び後縁部は、ウィングレット９の対応する部分と相似する断面形状を有してよい。これについて、図２５〜図２８を参照して説明する。

図２５及び図２６に示される飛行体１Ｃは、飛行体１（図１）と比較して、アーム４に代えてアーム４Ｃを備える点において相違する。飛行体１Ｃの機体を、機体２０Ｃと称し図示する。図２５は、飛行体１Ｃの概略構成の例を示す図である。図２６は、飛行体１Ｃの概略構成の例を示す平面図である。

図２７は、図２６のＸＸＶＩＩ線に沿ってみた断面図である。図２７には、機体上方向からみたときのウィングレット９の断面形状が示される。ウィングレット９は、前縁部９１及び後縁部９２を含む。前縁部９１及び後縁部９２は、先端に向かうにつれて先細る断面形状を有する。この例では、前縁部９１の断面形状の先細りの程度は、後縁部９２の先細りの程度よりも緩やかである。

図２８は、図２４のＸＸＶＩＩＩ線に沿ってみた断面図である。図２８には、機体上方向からみたときのアーム４Ｃの断面形状が示される。アーム４Ｃは、前縁部４１Ｃ及び後縁部４２Ｃを含む。アーム４Ｃの前縁部４１Ｃは、ウィングレット９の前縁部９１（図２７）の断面形状と相似する断面形状を有する。アーム４Ｃの後縁部４２Ｃは、ウィングレット９の後縁部９２（図２７）の断面形状と相似する断面形状を有する。すなわち、アーム４Ｃの前縁部４１Ｃ及び後縁部４２Ｃは、ウィングレット９の前縁部９１及び後縁部９２と同様に、先端に向かうにつれて先細る断面形状を有する。前縁部４１Ｃの断面形状の先細りの程度は、後縁部４２Ｃの先細りの程度よりも緩やかである。

あるいは、アームの前縁部及び後縁部は、ランディングギア１０の対応する部分と相似する断面形状と相似してもよい。これについて、図２９及び図３０を参照して説明する。

図２９は、先に図２５を参照して説明した飛行体１Ｃの概略構成を示す側面図である。図３０は、図２９のＸＸＸ線に沿ってみた断面図である。図３０には、機体上方からみたときのランディングギア１０の断面図が示される。ランディングギア１０は、前縁部１０１及び後縁部１０２を含む。前縁部１０１及び後縁部１０２は、先端に向かうにつれて先細る断面形状を有する。この例では、前縁部１０１の断面形状の先細りの程度は、後縁部１０２の先細りの程度よりも緩やかである。

すなわち、先に図２８を参照して説明したアーム４Ｃの前縁部４１Ｃは、ランディングギア１０の前縁部１０１の断面形状と相似する断面形状を有する。アーム４Ｃの後縁部４２Ｃは、ランディングギア１０の後縁部１０２の断面形状と相似する断面形状を有する。

また、図１７〜図３０を参照して説明した例に限らず、アーム４は、主翼３、尾翼７、ウィングレット９及びランディングギア１０の断面形状をさまざまに組み合わせた断面形状を有してよい。そのような断面形状を有するアーム４の例を、図３１〜図３３を参照して説明する。

図３１及び図３２に示される飛行体１Ｄは、飛行体１（図１）と比較して、アーム４に代えてアーム４Ｄを備える点において相違する。飛行体１Ｄの機体を、機体２０Ｄと称し図示する。図３１は、飛行体１Ｄの概略構成の例を示す図である。図３２は、飛行体１Ｄの概略構成の例を示す側面図である。

図３３は、図３２のＸＸＸＩＩＩ線に沿ってみた断面図である。図３３には、機体上方向からみたアーム４Ｄの断面形状が示される。アーム４Ｄは、前縁部４１Ｄ、後縁部４２Ｄ及び中央部４３Ｄを含む。この例では、前縁部４１Ｄは、ランディングギア１０の断面形状（図３０）と相似する断面形状を有する。後縁部４２Ｄは、ウィングレット９の断面形状（図２７）と相似する断面形状を有する。中央部４３Ｄは、尾翼７の断面形状（図２０）と相似する断面形状を有する。

この他にも、主翼３、尾翼７、ウィングレット９及びランディングギア１０の断面形状をさまざまに組み合わせた断面形状を、アーム４が有していてよい。

２．２ 他の変形例
上記実施形態では、アーム４が主翼３から延在する例について説明した。ただし、アーム４は、主翼３以外の部分から延在してよく、その場合、尾翼７及び接続部８も、主翼３以外の部分から延在してよい。例えば、アーム４が本体２から延在する場合には、尾翼７も、本体２から延在してよい。アーム４が本体２の上側に設けられ尾翼７が本体２の下側に設けられる場合、接続部８は、本体２とアーム４との間に設けられ、本体２とアーム４とを接続してよい。なお、機体上下方向におけるアーム４及び尾翼７の位置は逆であってもよい。この場合、主翼３又は本体２の上側にアーム４が設けられ、下側に尾翼７が設けられる。

上記実施形態では、アーム４の前縁部４１及び後縁部４２の両方が、先端に向かうにつれて先細る流線形状、より具体的には翼型形状を有する例について説明した。ただし、前縁部４１及び後縁部４２の一方だけがそのような流線形状、翼型形状を有していてよい。

上記実施形態では、アーム４の各部の断面形状と相似する断面形状として、機体上下方向からみた尾翼７の断面形状、機体左右方向からみた主翼３の断面形状、機体上下方向からみたウィングレット９の断面形状、及び機体上下方向からみたランディングギア１０の断面形状について説明した。ただし、断面形状は、アーム４の延在方向と交差する任意の方向からみた断面形状であってよい。アーム４の各部は、アーム４の延在方向と交差する任意の方向からみたときに、主翼３、尾翼７、ウィングレット９及び／又はランディングギア１０の断面形状と相似する断面形状を有してよい。

３． 効果
以上説明した飛行体は、例えば次のように特定される。図１等に例示されるように、飛行体１は、主翼３と、アーム４と、尾翼７とを備える。主翼３は、機体左右方向に延在する。アーム４は、機体前後方向に延在する。尾翼７は、機体上下方向に延在する。機体左右方向において、アーム４の少なくとも一部と、尾翼７の少なくとも一部とは、同じ位置に配置されている。

上記飛行体１では、機体左右方向において、アーム４の少なくとも一部と、尾翼７の少なくとも一部とは、同じ位置に配置されている。このような尾翼７を備えることによって、図４及び図５等を参照して説明したように、主翼３の揚力低下を抑制することができる。

機体左右方向におけるアーム４の中心と尾翼７の中心とのずれ量は、アーム４の最小幅の５０％以下であってよい。これにより、図９等を参照して説明したように、尾翼７による上述の効果がより顕在化する。

図１等に例示されるように、アーム４は、主翼３から延在し、尾翼７は、主翼３のアーム４とは反対側に延在してよい。主翼３の上側及び下側の一方側にアーム４が設けられ、他方側に尾翼７が設けられてよい。例えばこのように設けられたアーム４及び尾翼７を備えることによって、主翼３の揚力低下を抑制することができる。

図１等に例示されるように、飛行体１は、主翼３とアーム４との間に設けられ、主翼３とアーム４とを接続する接続部８をさらに備えてよい。図１０等を参照して説明したように、接続部８は、主翼３とアーム４との間に３ｍｍ以上のギャップＧＡＰを与えてよい。ギャップＧＡＰは、６ｍｍ以上であってもよい。これにより、図１１及び図１２等を参照して説明したように、主翼３の揚力低下を抑制することができる。

図１０等を参照して説明したように、アーム４は、主翼３に対して２°以上の角度で前方傾斜していてよい。傾斜角度は、４°以上であってもよいし、６°以上であってもよい。これにより、図１３等を参照して説明したように、主翼３の揚力低下を抑制することができる。

図１等に例示されるように、飛行体１は、アーム４に設けられたロータ５をさらに備えてよい。これにより、主翼３及びロータ５を備える飛行体１（例えばＶＴＯＬ）において、主翼３の揚力低下を抑制することができる。

図１５及び図１６等に例示されるように、前縁部４１及び後縁部４２は、先端に向かうにつれて先細る流線形状を有してよい。これにより、アーム４による気流の乱れを低減し、主翼３の揚力低下を抑制することができる。アーム４自体の抗力も削減される。アーム４の前縁部４１及び後縁部４２のうち、前縁部４１のみが上述の流線形状を有していてもよい。

図２０等に例示されるように、アーム４Ａの前縁部４１Ａ及び前縁部４１Ｂは、翼型形状を有してよい。図２３及び図２４等に例示されるように、アーム４Ｂの前縁部４１Ｂ及び後縁部４２Ｂは、アーム４Ｂの延在方向と交差する方向からみたときに、主翼３の前縁部３１及び後縁部３２の断面形状と相似する断面形状を有してよい。図１９及び図２０等に例示されるように、アーム４Ａの前縁部４１Ａ及び後縁部４２Ａは、アーム４Ａの延在方向と交差する方向からみたときに、尾翼７の前縁部７１及び後縁部７２の断面形状と相似する断面形状を有してよい。図２８及び図３０等に例示されるように、アーム４Ｃの前縁部４１Ｃ及び後縁部４２Ｃは、アーム４Ｃの延在方向と交差する方向からみたときに、ランディングギア１０の前縁部１０１及び後縁部１０２の断面形状と相似する断面形状を有してよい。図２７及び図２８等に例示されるように、アーム４Ｃの前縁部４１Ｃ及び後縁部４２Ｃは、アーム４Ｃの延在方向と交差する方向からみたときに、ウィングレット９の前縁部９１及び後縁部９２の断面形状と相似する断面形状を有してよい。また、図３３等を参照して説明したように、アーム４Ｄの前縁部４１Ｄ、後縁部４２Ｄ及び中央部４３Ｄの各々は、アーム４Ｄの延在方向と交差する方向からみたときに、主翼３の断面形状、尾翼７の断面形状、ウィングレット９の断面形状及びランディングギア１０の断面形状のいずれかの断面形状と相似する断面形状を有してよい。例えばこのような翼型形状を有するアーム４を備えることによって、主翼３の揚力低下を抑制することができる。

なお、本開示に記載された効果は、あくまで例示であって、開示された内容に限定されない。他の効果があってもよい。

以上、本開示の実施形態について説明したが、本開示の技術的範囲は、上述の実施形態そのままに限定されるものではなく、本開示の要旨を逸脱しない範囲において種々の変更が可能である。また、異なる実施形態及び変形例にわたる構成要素を適宜組み合わせてもよい。

また、本明細書に記載された各実施形態における効果はあくまで例示であって限定されるものでは無く、他の効果があってもよい。

なお、本技術は以下のような構成も取ることができる。
（１）
機体左右方向に延在する主翼と、
機体前後方向に延在するアームと、
機体上下方向に延在する尾翼と、
を備え、
前記機体左右方向において、前記アームの少なくとも一部と、前記尾翼の少なくとも一部とは、同じ位置に配置されている、
飛行体。
（２）
前記機体左右方向における前記アームの中心と前記尾翼の中心とのずれ量は、前記アームの最小幅の５０％以下である、
（１）に記載の飛行体。
（３）
前記アームは、前記主翼から延在し、
前記尾翼は、前記主翼の前記アームとは反対側に延在する、
（１）又は（２）に記載の飛行体。
（４）
前記主翼の上側及び下側の一方側に前記アームが設けられ、他方側に前記尾翼が設けられる、
（３）に記載の飛行体。
（５）
前記主翼と前記アームとの間に設けられ、前記主翼と前記アームとを接続する接続部をさらに備える、
（４）に記載の飛行体。
（６）
前記接続部は、前記主翼と前記アームとの間に３ｍｍ以上のギャップを与える、
（５）に記載の飛行体。
（７）
前記接続部は、前記主翼と前記アームとの間に６ｍｍ以上のギャップを与える、
（５）又は（６）に記載の飛行体。
（８）
前記アームは、前記主翼に対して２°以上の角度で前方傾斜している、
（１）〜（７）のいずれかに記載の飛行体。
（９）
前記アームは、前記主翼に対して４°以上の角度で前方傾斜している、
（１）〜（８）のいずれかに記載の飛行体。
（１０）
前記アームは、前記主翼に対して６°以上の角度で前方傾斜している、
（１）〜（９）のいずれかに記載の飛行体。
（１１）
前記アームに設けられたロータをさらに備える、
（１）〜（８）のいずれかに記載の飛行体。
（１２）
前記アームの端部は、先端に向かうにつれて先細る流線形状を有する、
（１）〜（１１）のいずれかに記載の飛行体。
（１３）
前記アームの端部は、前記アームにおける機体前方端部を含む、
（１２）に記載の飛行体。
（１４）
前記アームの端部は、翼型形状を有する、
（１２）又は（１３）に記載の飛行体。
（１５）
前記アームの端部は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記主翼の対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有する、
（１４）に記載の飛行体。
（１６）
前記アームの端部は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記尾翼の対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有する、
（１４）に記載の飛行体。
（１７）
ランディングギアをさらに備え、
前記アームの端部は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記ランディングギアの対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有する、
（１４）に記載の飛行体。
（１８）
前記主翼の両端から前記機体上下方向に延在するウィングレットをさらに備え、
前記アームの端部は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記ウィングレットの対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有する、
（１４）に記載の飛行体。
（１９）
前記主翼の両端から前記機体上下方向に延在するウィングレット、及び、ランディングギアをさらに備え、
前記アームの端部及び中央部の各々は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記主翼の断面形状、前記尾翼の断面形状、前記ウィングレットの断面形状及び前記ランディングギアの断面形状のいずれかの断面形状と相似する断面形状を有する、
（１４）に記載の飛行体。

１ 飛行体
２ 本体
３ 主翼
４ アーム
５ ロータ
５ａ モータ
５ｂ プロペラ
６ ロータ
６ａ モータ
６ｂ プロペラ
７ 尾翼
８ 接続部
９ ウィングレット
１０ ランディングギア
２０ 機体
３１ 前縁部
３２ 後縁部
４１ 前縁部
４２ 後縁部
４３ 中央部
７１ 前縁部
７２ 後縁部
９１ 前縁部
９２ 後縁部
１０１ 前縁部
１０２ 後縁部

Claims (19)

1. 機体左右方向に延在する主翼と、
   機体前後方向に延在するアームと、
   機体上下方向に延在する尾翼と、
   を備え、
   前記機体左右方向において、前記アームの少なくとも一部と、前記尾翼の少なくとも一部とは、同じ位置に配置されている、
   飛行体。
2. 前記機体左右方向における前記アームの中心と前記尾翼の中心とのずれ量は、前記アームの最小幅の５０％以下である、
   請求項１に記載の飛行体。
3. 前記アームは、前記主翼から延在し、
   前記尾翼は、前記主翼の前記アームとは反対側に延在する、
   請求項１に記載の飛行体。
4. 前記主翼の上側及び下側の一方側に前記アームが設けられ、他方側に前記尾翼が設けられる、
   請求項３に記載の飛行体。
5. 前記主翼と前記アームとの間に設けられ、前記主翼と前記アームとを接続する接続部をさらに備える、
   請求項４に記載の飛行体。
6. 前記接続部は、前記主翼と前記アームとの間に３ｍｍ以上のギャップを与える、
   請求項５に記載の飛行体。
7. 前記接続部は、前記主翼と前記アームとの間に６ｍｍ以上のギャップを与える、
   請求項５に記載の飛行体。
8. 前記アームは、前記主翼に対して２°以上の角度で前方傾斜している、
   請求項１に記載の飛行体。
9. 前記アームは、前記主翼に対して４°以上の角度で前方傾斜している、
   請求項１に記載の飛行体。
10. 前記アームは、前記主翼に対して６°以上の角度で前方傾斜している、
    請求項１に記載の飛行体。
11. 前記アームに設けられたロータをさらに備える、
    請求項１に記載の飛行体。
12. 前記アームの端部は、先端に向かうにつれて先細る流線形状を有する、
    請求項１に記載の飛行体。
13. 前記アームの端部は、前記アームにおける機体前方端部を含む、
    請求項１２に記載の飛行体。
14. 前記アームの端部は、翼型形状を有する、
    請求項１２に記載の飛行体。
15. 前記アームの端部は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記主翼の対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有する、
    請求項１４に記載の飛行体。
16. 前記アームの端部は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記尾翼の対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有する、
    請求項１４に記載の飛行体。
17. ランディングギアをさらに備え、
    前記アームの端部は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記ランディングギアの対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有する、
    請求項１４に記載の飛行体。
18. 前記主翼の両端から前記機体上下方向に延在するウィングレットをさらに備え、
    前記アームの端部は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記ウィングレットの対応する端部の断面形状と相似する断面形状を有する、
    請求項１４に記載の飛行体。
19. 前記主翼の両端から前記機体上下方向に延在するウィングレット、及び、ランディングギアをさらに備え、
    前記アームの端部及び中央部の各々は、前記アームの延在方向と交差する方向からみたときに、前記主翼の断面形状、前記尾翼の断面形状、前記ウィングレットの断面形状及び前記ランディングギアの断面形状のいずれかの断面形状と相似する断面形状を有する、
    請求項１４に記載の飛行体。

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