JP2022028578A - 飛行体 - Google Patents

Abstract

【課題】ごく短距離滑走離着陸及び垂直離着陸・飛行中の高速飛行・高高度飛行・高高度ホバリング・静音飛行・大量輸送・急制動・横移動・後退飛行・全方向の斜め飛行・強風下の着陸や強風に機首を向けた着陸など危険回避性能や、安定的で安全な飛行制御を確保することが可能な多機能かつ高性能飛行体の提供。【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、左右一対の翼１段以上６段以内からなり、前記複数段の各翼は、平面部が固定式又は非固定式の水平から垂直方向に可動し、前記単翼及び複数段翼の各翼と推進機と方向舵とフラップとは、それぞれの翼は他の翼とは独立して非連動で作動する。【選択図】図１

Description

本発明は、飛行体に関し、特に、機体に取り付けた左右独立して作動する翼平面角度枢動可変式の一対の翼を一対またはそれ以上多段配列を選択し、左右の各翼にはそれぞれプロペラ式または左右上下の噴射風向き可変式ジェット気流噴射エンジンを設け、多翼の場合は機首側翼または機体後部のいずれかの翼に方向舵を配設し、低速飛行・高速飛行・急制動・ホバリング・垂直離着陸・後退などが可能な高性能高機能を持った安全性のある飛行体に関する。

従来の飛行体として、例えば、ロッキード社製のＬ－１０１１やマクドネル・ダグラス社製のＤＣ１０シリーズやＤＣ－１１シリーズ等がある。これらの飛行体は、三基のジェット気流噴射推進機を備える。また、ボーイング７３７型機などは主翼にジェット推進機を備え、非可変翼に配設された推進機から噴射される風と、それを制御するフラップの角度と、翼とフラップの間に隙間を設けて空気抜きをして浮力を調整したり、空気をフラップ下まで導いて揚力及び浮力を発生させたり、翼とフラップの間に隙間を設けるフラップの作動により揚力浮力を調整し、上昇と下降と飛行速度と方向制御が可能となる。

これらの飛行体は、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、高速になってからフラップの角度を１０～３０度範囲内位に傾斜させ、揚力及び浮力を発生させて離陸上昇し、着陸の場合はフラップの傾斜と翼とフラップの間に隙間を広げて浮力減衰調整とフラップ角度で速度減衰調整をして高速で離着陸をし、長い滑走を必要としている。また、飛行機の垂直尾翼は離着陸時の低速飛行において横風に強く押され、機体は直進方向に平行になれず、直進飛行が出来ないことが知られている。

また、一般的には、速度が遅いヘリコプター、高空を飛べないヘリコプター、風に弱いヘリコプター、低速飛行できない航空機、離着陸時の滑空速度が速く長い滑走距離が必要な飛行機、ホバリングが出来ない飛行機・後退飛行が出来ない飛行機・飛行中の急制動が出来ない飛行機、が知られている。

また、従来のホバリング飛行又はおよび高速及び高空飛行が可能な飛行体として、イギリスのホーカー・シドレー社製戦闘機ハリアーやジェット推進機のＭＲＪやボンバルディア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。

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Ｖ－２２オスプレイが公知である。このＶ－２２オスプレイは、高空飛行は出来ないが行動範囲が１，１００キロにも広がり「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。また、後退は出来ないが空中停止もできる。

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基の大きくかつ重量の有るエンジンと回転半径の大きな回転翼（以後ブレードという）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届かない。

結果として、このオスプレイは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、機体の前方左右斜め方向の進行を弱いながらも制御することが可能である。

この時、気流は機体後方に流れて、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、ホーカー以外のものであって翼平面が水平から垂直方向に枢動する垂直離着陸型の飛行体であり、水平から垂直方向９０度範囲内に枢動可能な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ジェットエンジンの噴射風向きは非調整であり、ホバリングから後退飛行は出来ない。

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機と各主翼の左推進機及び右推進機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 ＷＯ２０１１／１４４６９６号公報 特開２０１０－２５４２６４号公報

しかしながら、従来の飛行体では、以下のような問題がある。
（１）ジェット推進機の噴射風向きをジェット推進機自ら出来ず、推進機自ら揚力浮力を獲得できず低速飛行阻害の課題がある。
（２）翼平面部全体を傾斜枢動させて空気抵抗の加減をさて揚力浮力にすることがないため多機能性が阻害される課題がある。
（３）機体の前後の複数の位置に方向制御装置を用いる。横風に機体は直進性を維持できない安全性阻害の課題がある。
（４）翼の平面角度による空気抵抗の可変やジェット噴射風向き可変式の推進機を機体の前後の二か所以上の位置に複数配設して揚力発生場所を二か所以上にする思想が無い。
（５）飛行機が離着陸時には高速滑走が必要であるが離着陸時の滑走路の距離は一般的には長く、そのための土地や場所を確保しなければならず簡単に空港は作れない。そのために、地域の不便さを解消できない。
（６）高速離着陸のため安定性が低くしばしば事故が起きる。
（７）離着陸には大きな面積の垂直尾翼が風の影響を受け易い。
（８）従来の飛行体では、一対の主翼と一対の水平尾翼の面積が小さく、更に揚力及び浮力調整のために翼平面を傾斜させられず、翼に配設された推進機は水平に固定され、推進機の角度調整で推進力を揚力及び浮力に転換出来ず、揚力及び浮力調整幅が少なく、低速飛行の限界速度が高いという課題がある。
（９）２００ｋｍｈ以下の低速域での揚力及び浮力が小さく飛行は殆どの場合不可能で、空港設置場所に広く長い滑走路の作れる平坦部が不可欠な地理的制限があるのでそれらを解決する低速離着陸・垂直離着陸機の必要性がある。
（１０）従来の飛行体では、揚力及び浮力は小さな面積のフラップを用いて高速で空気抵抗を発生させるしかなく、それだけでは離着陸の際に高速にならないと大きな揚力・浮力を得られなく、低速飛行や垂直離着離などで短い滑走路や滑走無しで離着陸が出来なかった。

（１１）平面固定式の翼の場合、フラップ無しでは揚力浮力は発生出来ず上昇は不可能な課題がある。
（１２）ジェットエンジンの噴射推進機は翼に水平に固定され、その噴射風向きは水平後方に噴射できるが後方から左右及び下方には噴射できない課題がある。
（１３）直進飛行状態から急制動及びホバリング及び左右の横飛行及び全ての斜め方向飛行及び後退飛行、及び垂直上昇や急下降等による危険回避飛行は出来なかった。
（１４）各翼に推進機を配設し、左右一対の単翼または多段にした複数枚の翼の平面部を水平から垂直方向に９３度の範囲内に枢動させ傾斜させ、空気抵抗を発生させ、翼の角度と同調して推進機の角度も傾斜し、推進機から噴射される風を傾斜角度に同調して機体後方及び下方に噴射させ、推進機からの噴射風の推進力から直接揚力及び浮力に反映させる機能性飛行体という思想は無かった。
（１５）高速性が求められる飛行体において、翼の平面部面積が狭くなり高速性は得られるが、揚力及び浮力を十分に得られるまで長い滑走路と高速滑空及び滑走が必要であり、それらのために長い滑走路を建設出来る地域にしか空港が出来ず、島嶼地域や中山間地域では空港が建設出来ず、物流などの経済活動や観光や通勤や救急搬送や悪天候など現場把握等の移動手段に不便な課題があった。
（１６）各翼に推進機を配設した左右一対の翼が６対以内で有ることと、翼平面部が垂直方向に枢動傾斜出来ない従来機では、概発明のような飛行姿勢と制御性を高められる手法がとられていない課題がある。
（１７）左右一対の翼を複数段設け、全ての翼には推進機を設け、推進力・揚力・浮力を増大させ、より大量輸送を可能にする垂直離着陸または低速離着陸多段翼飛行体の思想はなかった。
（１８）複数の多段段配設した翼全てに推進機を設け、全ての翼平面部は水平から垂直方向に９３度以内の範囲で枢動し、大重量でも大きな揚力・浮力を得て、更に傾斜した翼と同調して推進機の噴射風の向きも水平後方から機体化下方に噴射し、フラップの力を借りずに推進機が発生させる推進力を直接大きな揚力・浮力をも発生させ、低速での離着陸を可能にし、従来の半分以下の滑走距離や滑走速度で十二分に大型機の離着陸を実現する多段翼飛行体は無かった。
（１９）機首に近い第一翼とその後方に配設した複数枚の多段翼に配設された推進機が縦列になり、第一翼に配設されている推進機には推進機が配設されている飛行体速度以上の風速を取り入れ推進力を発することは出来ないが、第一翼以後の翼には飛行体速度から得られる空気速度や空気圧や前翼に配設されている推進機からは機体速度以上の高速流を利用して、更に高速でかつ高圧な噴射風を第一翼の推進機から噴射された噴射風は、第二翼に飛行体速度より速い風速や第一翼の推進機が得ている風圧や風量より強く多い風を第二翼の推進機に送り、更に第三翼などにも送ることが出来、第一翼以後の第二及び第三翼などの複数の翼に配設されている推進機の取り込み風は第一翼の推進機より速く、高い風量と風圧力の風を得ることで、第一翼以後の推進機の働きが軽減される若しくは第一翼に配設されている推進機の働きを軽減することが出来るという思想は無かった。
（２０）平面部が垂直方向に枢動する一対以上の翼全てに推進機を配設し、垂直尾翼下方に噴射風向き調整型のジェット推進機を配設し、翼で得られる大きな空気抵抗と機体後部の推進機からの噴射風を活用した低速離着陸及び強風下でも離着陸及び低い滑空速度や短い滑走距離で離着陸出来る噴射風向き調整式の推進機を獲得した飛行体の構造発想はなかった。

（２１）方向舵は小さく、機首側の第一翼の推進機の後方近傍に配設され、機体速度は低速でも、機体は低速でも推進機からの噴射風は高速高圧なので、噴射風を効率良く利用出来、低速でも舵の性能が高く、小型で横風からの影響が小さく、更に推進機の近傍後方に配設した方向舵の左右のどちらか一方は、左右のどちらかの横風は機体の陰になり、小さな方向舵に与える悪影響は少なく、更に推進機からの噴射風は横風よりも高速流のため、横風の影響は無く、 機体の低速飛行での離着陸時に正確な飛行制御を可能にするという思想は無かった。
（２２）基本的に方向舵は第一翼に配設するが、三段以上の多段翼の場合には機体前後の翼に分配配設する等が可能である思想は無かった。
（２３）機体最後部に大きな垂直尾を備え、翼には方向舵の無い、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、十分な揚力浮力が得られる速度で離陸し、または下降着陸する。
更に、推進機の強力な噴射の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、噴射推進風はフラップを介さないと直接揚力浮力にならない。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や微細な又は大胆な姿勢制又は制御大胆な姿勢はできない。
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、機体の揚力は打ち消され、翼の下方に乱気流と真空状態を発生させ、様々な方向からの風に影響され易く不安定要因となる課題がある。
（２４）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り、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。
（２５）単翼機の翼平面部が水平に固定され推進機が左右の主翼の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、平面部を固定された翼では強い空気抵抗を発生させ、翼表面部に希薄空気層を作り強い揚力・浮力を発生できないという問題がある。
また、平面部を固定された翼に配設され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・浮力の作用が発揮できないために低速飛行及びホバリング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隊の速度と同じ風速を受けるので、飛行隊そのものが拘束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。機体最後尾の大きな垂直尾翼は横風を受けると期待の後部は風に押され進行方向に平行した直進飛行は出来ない課題がある。
（２６）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。
（２７）更に、推進機は一対の主翼だけに配設され、機体前後の重心は一点にあり、特に低速飛行での安全を確保可能な重心バランスの維持できる限界速度が高く、噴射角度非調整型のジェット噴射推進機を配設した一対主翼で、翼平面部が固定された飛行機では極低速飛行やホバリングが出来ない問題がある。
（２８）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ず、大きな揚力及び浮力を発生出来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やホバリングが行なえず、巡航飛行から極短時間で低速飛行及びホバリング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。
（２９）翼平面部非可動式で従来構造の一対翼で、機体の前後二か所以上に揚力及び浮力を直接発生出来る推進機を配設していない構造の従来機では、低速飛行時に機体前後の重心バランをとるのが難しいため、低速飛行及びホバリングが出来ないという課題がある。
（３０）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。

（３１）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を、翼上部には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に分散配設された翼による重心域の大きな安定性と、面積拡大効果と分散された揚力及び浮力を活かした機体構造に負荷の軽減をし、大量搭載能力の飛行体の発想はなかった。
（３２）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、翼の平面部だけで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、機体は高速にならないとフラップの作用による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。
（３３）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分散効果と、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。
（３４）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。
（３５）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９５度範囲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。
（３６）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。
（３７）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。
（３８）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。
（３９）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。
（４０）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進行方向の視界が見難いという問題がある。

（４１）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。
（４２）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。
（４３）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。
（４４）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８００ｋｍ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。
（４５）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。
（４６）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。
（４７）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、多数の翼と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、緊急時の短距離滑空離着陸又は垂直離着陸が出来ない等の問題ある。
（４８）また、一対翼でかつ翼の左右の長さや面積が大きく、大型エンジン搭載では重量が重く、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、各翼に配設された一枚翼のフラップ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。
（４９）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９３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、推進機が一定以上の速度で舵機能を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。
（５０）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。

（５１）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。
（５２）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の問題がある。
（５３）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出力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。
（５４）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。
（５５）一対の平面が固定された主翼面積で、フラップの面積と角度にだけに頼った低い空気抵抗には揚力や浮力発生の限界が低く、低速飛行を出来ない構造上問題がある。
（５６）一対の主翼面積が大きくても、それは機体の大きさや重量など計算された大きさで有り、離着陸時の低速飛行では機体の前後バランスを十二分に確保できない課題がある。
（５７）一対の主翼に強力な推進機出力を与えても、機体が浮上するのに必要な揚力や浮力の可能速度は同じであり、可能速度に達する時間や距離が短くなっても、大きな騒音や操縦の難易度が増してしまう課題がある。
（５８）一対の主翼だけに強力な推進機出力を与えて大型機を制作しても、機体の浮力は変化せず、機体が極低速で飛行することが出来ない課題がある。
（５９）一対の主翼が備えているフラップの面積は、翼全体の面積を超えることは無く、翼平面部固定式の翼ではフラップ面積の作用量以上の揚力及び浮力は得られない課題がある。
（６０）翼平面部を水平から垂直方向に９３度範囲内に枢動傾斜させ、低速離着陸や短距離離着陸や垂直離着陸や急制動やホバリングから前後左右の移動やそれらの斜め上昇や下降や後退や水平回転などや飛行安定性や大型機や高速飛行や多翼及び複数の推進機が機体の複数の場所に配設された安定性の高い飛行性能などの構造及び形状および機能などの飛行体の発想は無かった。
（６１）各翼と機体に配設されるジェット推進機の噴射風引き出し口に噴射風の向きを上下に変更するブレードと左右に変更することが出来る方向舵の両方を備える発想は無かった。

（６２）従来の飛行機の課題は、単翼かつ平面部固定式翼による低速飛行や垂直離着陸や強風下での離着陸等が出来ず、高速飛行故に離着陸に自動操縦が実現しない課題や、長い滑走路が無いと離着陸できない課題や、機体には重心作用点が主翼の付け根付より前方の機首側一か所にあり、速度や乱気流などの要因による安全バランス重心閾値の幅が小さく、素晴らしい便利さを実現して産業や市民生活に便利さを実現している通信技術革命と比較すると、電車では相変わらず高速で移動できるといってモータかだか３００ｋｈでしかなく、駅まで行くのに重いバックなどの荷物を長い距離や階段などを持参しなければならない課題や、自動車に至っても世界の大部分の高速道路では１２０ｋｍｈくらいで有り、せいぜい疲労感無く操縦できる時間は６０～１００分位と短く、且つ様々な事故の危険性があり、現在のハイテクを駆使した飛行機でも自動車のような住宅地やその付近から乗降できる便利さは無い。
（６３）現在の飛行機では騒音が高く、深夜にオフィスビル屋上や市街地駅ビル屋上や住宅地に離着陸できる極低速離着陸・極低騒音飛行体は無い。
（６４）左右の翼を一対とした主翼飛行体がその平面部が水平から垂直方向に９０度傾斜可能な飛行体は有るが、推進機が配設された一対主翼だけでは機体前後の重心軸は一点にあり、低速飛行からホバリングまでの範囲内の飛行では機体の前後姿勢は大きな不安定要素となり、飛行中の気象状況の風向きが向かい風、横風、吹上風、ダウンフォース等が混在した場合には著しく危険回避が難しく危険性が解決されない課題がある。

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第一翼または機体の最後部翼の何れか又は両方に配設し、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、左右の各翼にフラップと方向舵と噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を配設した左右独立作動する一対の翼と、垂直尾翼に噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を配設した機体の前後に離れた二か所に噴射風可変式ジェット推進機を配設して低速離着陸することを特徴とする飛行体を提供するものである。

また、各翼に方向舵とフラップと噴射風向きを左右と下方への調整式のジェット噴射推進機を配設し、翼の平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、左右独立作動する一対の翼と、機体後部の垂直尾翼に噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を配設した機体の前後に離れた二か所に噴射風可変式ジェット推進機を配設して低速離着陸することを特徴とする飛行体を提供するものである。

また、各翼に方向舵とフラップと噴射風向きを左右と下方への調整式のジェット噴射推進機を配設し、翼の平面部が水平から垂直方向に３０度範囲に枢動傾斜し、左右独立作動する一対の翼を２対から６対までの複数段備え、推進機からの噴射風向きは水平から下方に４５度範囲内に噴射し、低速離着陸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、該飛行体は、左右の各翼にフラップと方向舵と噴射風向きを左右に各１０度、下方に４５度方向に噴射可能な風向き調整式のジェット噴射推進機を配設して、左右独立作動する一対の翼と、垂直尾翼に噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を、機体中心部付近に配設された翼と、機体の最後部の方向舵位に配設し、機体の前後の離れた二か所に揚力及び浮力発生部を配設して重心域を広め、揚力の増加と機体前後の重心バランスの改善と、急制動と急旋回および高速性と低速安全性と低速離着陸機能を特徴とする。

また、該飛行体は、平面部枢動傾斜する左右の各翼にフラップと方向舵と噴射風向きを左右に１０度、下方に４５度方向に噴射可能な風向き調整式のジェット噴射推進機を配設し、平面部が垂直方向に３０度枢動傾斜する左右独立作動する一対の翼と、小型の垂直尾翼に噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を配設し、機体中心部付近に配設された翼と、翼と前後に離れた機体の最後部の位置の方向舵の二か所に配設し、機体の前後の離れた二か所から揚力及び浮力発生させ、重心域を広め、揚力の増加と機体前後の重心バランスの改善と、急制動からホバリングおよび後退飛行や高速性と低速制御性と安全性と強風下での離着陸性能向上と低速離着陸機能を特徴とする。

また、該飛行体は、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推進機と方向舵とフラップを枢動装置で機体と接続固定する装置とを配設し、左右独立して制御作動する左右一対の翼で、一対の翼の一段以上６段以内の複数段からなり、前記複数段の各翼は、前記翼平面部が水平から垂直方向に３０度の範囲内に枢動する枢動傾斜翼で有ることを特徴とする。

また、該飛行体は、翼平面部の傾斜枢動装置を備え、翼と機体とを固定し、噴射風向き左右に各１０度、下方に４５度範囲内に噴射可能推進機と方向舵とフラップを枢動翼に配設し、垂直尾翼が取り除かれた特徴の一対の翼の２段以上６段以内の複数段からなり、前記複数段の各翼には枢動装置を設け、前記翼平面部が水平から垂直方向に３０度の範囲内に枢動することを特徴とする。

また、該飛行体は、翼と機体とを固定し、翼平面部非枢動傾斜とし、各翼には噴射風向き左右に各１０度、下方に９３度範囲内に噴射可能推進機と方向舵とフラップを配設し、垂直尾翼が取り除かれた特徴の一対の翼の２段以上６段（推進機２～１２基の範囲）以内の複数段からなり、前記複数段の各翼の平面部が非傾斜として固定されたことを特徴とする。

また、該飛行体は、２段以上６段以内の複数段から構成された翼に配設されたジェット推進機の噴射風向き左右及び下方への噴射制御により、機体の進行方向制御や速度や上昇下降を可能にしたことを特徴とする。

また、該飛行体は、１段以上６段以内の複数段から構成された機体の側方下方に空気注入及び排気式のフロートを機体の側面下部に配設したことを特徴とする。

また、本発明は、上記の目的を達成するため、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各翼と、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、前記翼の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電子機器制御部と、操縦制御部と、各種情報表示部と畜放電機器を備える飛行体であって、前記翼は、推進機と方向舵とフラップを配設した左右一対で構成され、１段以上６段範囲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可動傾斜であり、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し、各翼に配設された推進機及び方向舵及びフラップは非連動で作動することが出来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、前記推進機は、プラグイン充電を可能な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。

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、前記平面角度可動式の左右独立の単翼及び多段翼飛行体の制御部は、５Ｇ通信・ＧＰＳ・近接センサ・高度センサ・速度センサ・カメラ・発電機・畜放電池・信号受送信機・等の各情報により、位置・機体方向・傾斜などの姿勢・速度・高度・障害物との距離・機体全方向の映像・蓄電池情報・放充電情報・各推進機毎の機出力情報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。

発明の効果

本発明は、上記の構成を備えているので、以下のような効果を奏することができる。

従来に無い飛行形態を獲得出来る新規技術を新たに創造したことで、飛行技術者は従来に無い飛行体の可能性を見出す新技術及び新機能及び新デザイン創造効果が得られ、更に人の移動や物資移動や一度に１００人単位の救助や手術も可能等様々な場面で、飛行場が無くても機体が垂直に離着陸出来るスペースさえ有れば、１０～１５度位の傾斜地でも離着陸可能で、秒速３０ｍの強風下でも安定して離着陸可能で、１００人単位でも水陸離着陸が可能で、これらの実現には従来に創造出来なかった技術手法は空気力学や構造力学等機械技術者等への産業や科学技術の広い応用用途が広がる効果がある。

長い滑走路が無ければ５０トン以上の搭載能力の飛行機の離着陸は不可能だった。しかし、５０トン以上の搭載能力飛行機が、垂直離着陸を実現出来ると、空港が無くてもヘリポートのような指定場所を確保することで多少の強風下でも物資の搬入搬出、観光・救助活動・通勤などあらゆる場面で画期的な利便性が得られる。

飛行形態の必要に応じて、航空機産業は旅客機やカーゴ機や医療施設機や冷蔵物や軍事用途等世界中の国で製造が可能になり、物流以外に世界の空港で航空機のメンテナンス業務や航空機のエンジンやモータや様々な部品の製造による雇用機会が大きく展開可能で、その経済効果は大きい。

新たな構造の筐体部品や様々な新しい動力や電源など含めた作動を担う構造の設計による技術者の育成や、メンテナンスに係る技術者の育成や、新たな部品製造上の新素材の開発やその製造技術の開発など新しい製品の誕生は新たな技術の誕生でもあり、技術の進化は科学者や技術者や教育者の水準の向上に寄与する。

新しい便利な製品は、一気に世界に伝搬し、人々の満足を満たす需要が創成され、様々な一次産業から下降の二次産業や三次産業等幅広く雇用の機会が生まれる。更にそれらの加工技術機械や制御システムなど多岐に亘る膨大な雇用効果が得られる。

人々の暮らしを便利に豊かにする新しい技術は、人々の様々な職業や生活や営みに不可欠となる電気や電話やスマホや映像や化学繊維や薬品や移動手段などどれも皆現代社会に不可欠な社会貢献をしており、更に各種の場面の救助活動など概発明の飛行体は従来体験したことのない水準で、どこにでも離着陸出来て、操縦はＡＩで制御され、正確さはＧＰＳで３センチの精度と言われる水準にあり、新たな進化に理解し、柔軟にかつ先陣を切って社会貢献した企業が大きな収益を実現し、雇用や生活スタイル等豊かさを広める役割貢献をしている。

我々がダビンチやエジソンやライト兄弟等の伝記を小学生の頃に読んだり聞いたりし、文明は生活に不可欠のものと日々実体験をし、発明は偉大な事と理解するには伝記ばかりでなく、科学実験で更に不思議さを聞くが、それですべてが理解したわけでもなく、何となくレベルの理解で大人への時間を無駄に過ごしていても、社会で必要な時に子供の頃の感動だけでは発明の才能は中々身に付かないが、もしも子供の頃の教育の中で、原理の話を図解など用いて未来の教育に貢献できることを目指している。

翼平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、それぞれ推進機を配設して左右独立して作動する一対の翼またはそれ以上の多段に配設された場合、翼の平面部が垂直方向に枢動傾斜する場合、フラップの何倍もの空気抵抗を確保利用した揚力及び浮力を確保することが出来る効果が得られる。

翼平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、それぞれ推進機を配設して独立作動する一対の翼またはそれ以上の多段に配設された場合、翼の平面部が垂直方向に枢動傾斜する場合、フラップの何倍もの空気抵抗を確保利用した前記揚力及び浮力を確保することは、概飛行体の低速飛行を可能にする効果が得られる。

翼平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、それぞれ推進機を配設して独立作動する一対の翼または多段に配設された場合、翼の平面部が垂直方向に枢動傾斜する場合、フラップの何倍もの空気抵抗を確保利用した前記揚力及び浮力を確保することは、低速飛行と急角度離着陸を可能にする効果が得られる。

翼平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、それぞれ推進機を配設して独立作動する一対の翼または多段に配設された場合、翼の平面部が垂直方向に枢動傾斜する場合、フラップの何倍もの空気抵抗を確保利用した前記揚力及び浮力を確保することは、低速飛行と急角度離着陸を可能にすることで、滑空及び滑走距離を短くする効果が得られる。

翼平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、それぞれ推進機を配設して独立作動する一対の翼または多段に配設された場合、翼の平面部が垂直方向に枢動傾斜する場合、フラップの何倍もの空気抵抗を確保利用した前記揚力及び浮力を確保することは、低速飛行と急角度離着陸と滑空及び滑走距離を短くすることで、滑走路の短い空港利用が実現できる効果が得られる。

翼平面部が水平から垂直方向枢動傾斜する左右独立して作動する一対の翼または多段に配設された場合、翼の平面部が垂直方向に枢動傾斜する場合、フラップの何倍もの空気抵抗を確保利用した前記揚力及び浮力を活用することは、搭載能力高める効果が得られる。

翼平面部が水平から垂直方向枢動傾斜する左右独立して作動する一対の翼または多段に配設された場合、翼の平面部が枢動傾斜した下方に推進機の風が噴射され、噴射風は高速風力による揚力浮力を産み出す翼の作用も使わずに直接揚力及び浮力及び推力として機能し、高速飛行から急制動や低速飛行やホバリングなどの飛行を可能にする効果が得られる。

噴射風向きを水平後方から左右と下方に噴射できる可変制御付きジェット推進機を配設した翼平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、それぞれ推進機を配設して独立作動する一対の翼または多段に配設された場合、翼の平面部が垂直方向に枢動傾斜する場合、フラップの何倍もの空気抵抗を確保でき、更に噴射風向き可変式ジェットエンジンを利用した飛行体は機体が水平に飛行しながら推進機の噴射の風向きにより揚力及び浮力を調整し、極低速飛行までの様々な速度を確保することは、低速飛行、急角度離着陸、滑空及び滑走距離を短くする効果が得られる。

噴射風向きを水平後方から左右と下方に噴射できる可変制御付きジェット推進機を配設した翼平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、それぞれ推進機を配設して独立作動する一対の翼または多段に配設された場合、翼の平面部が垂直方向に枢動傾斜する場合、フラップの何倍もの空気抵抗を確保でき、更に噴射風向き可変式ジェットエンジンを利用した飛行体は、機体が水平に飛行しながら推進機の噴射の風向きにより垂直尾翼が無くても低速でも方向制御性が良く、更に揚力及び浮力を調整し、極低速飛行までの様々な速度を確保することは、低速飛行、急角度離着陸、滑空及び滑走距離を短くすることは、未来は中山間地や島嶼地域等の滑走路の短い地方空港を大型機でも利用可能にし、地域住民や環境客の利便性や、各種の経済財の移動量拡大や移動速度の大幅な時間短縮や自動車道路の交通時渋滞緩和など様々な効果による社会的貢献が得られる。

翼平面部が水平から垂直方向９３度の範囲内で枢動傾斜することは、例えば４５度傾斜させた場合、大きな空気抵抗を得て推進機の推力を使うことなく極低速で着陸することが出来る効果が得られる。

左右一対の翼が機体の全部・中間部・後部の２か所以上の複数段に分散することで機体の重心が点でなく線上に広がり、機体の安定性が格段に向上する。

左右一対の翼が二段以上の複数に機体に分散することで、一枚翼の場合より機体前後のバランス向上の機能性を発揮できることが出来る。

平面が水平から垂直方向に枢動傾斜する左右一対の翼が機体の全部・中間部・後部の２か所以上の複数段に分散することで、翼による空気抵抗の作用場所が複数個所に分散し、揚力及び浮力の発生場所も機体の複数個所に分散し、機体の姿勢制御などの安定性が格段に向上する。

推進機とフラップを配設した平面が水平から垂直方向に枢動傾斜する左右一対の独立作動翼が、機体の全部・中間部・後部の２か所以上の複数段に分散することで、各翼に配設された推進機の推力・揚力・浮力なども分散され、各推進機と各翼による作用場所が複数個所に分散し、機体の姿勢制御などの安定性と安全性が格段に向上する。

翼に噴射風向きを可変調整可能なジェット推進機を配設することで、未来は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が図れる。

未来は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。

未来は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。

未来は翼平面角度枢動式の左右独立多段翼（複数）の全てにフラップ効果＝機体姿勢及び飛行速度の制御性能の向上効果が図れる。

未来は翼平面角度枢動式の左右独立多段翼（複数）の機首または最後部翼の何れかに設けた方向舵配設効果＝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が図れる。

未来は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。

操縦士の疲労軽減・人的制御能力の補助などでＡＩ操縦による安全性が向上する。

未来は高速飛行機やヘリコプターや自動車や電車や船舶などで乗り継いだりして居た不便な人の移動や物流が、目的地へ直接行けたり、受け渡し出来たりの時間の短縮と、老人や病人や不自由な人や子供達にも簡単に移動が出来、従来不可能だった物流が簡便になり、様々な場所で経済効果を享受できる。

未来はヘリコプターを使わなくても、飛行機が垂直離着陸から高速飛行や高空飛行まで可能にし、更に風速２０ｍ／ｓｅｃ以上の強風下でも離着陸を可能にし、人々は多くの技術進化の恩恵を受けることが出来る。

また、未来は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上側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、未来はその翼平面部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。

未来は機体が斜め上昇・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効果が得られる。

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、住宅地でも深夜の離着陸が可能な便利さの効果が得られる。

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特に３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る効果が図れる。

更に未来は、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する効果が得られる。

未来の翼の複数段のプロペラ機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以上を獲得する効果が得られる。

更に未来のプロペラ機による高度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、二対以上の多段数枢動傾斜翼の採用で滑空飛行を獲得できる。

未来は多数翼との複数ジェットエンジンとモータの出力により、大型化を可能にする。

未来は高度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、従来機では不可能だった様々な要求の場面で活躍が出来る。

未来は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する。

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、漁業の物流や観光経済などに貢献する。

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する。

未来は更に翼平面部が水平から垂直方向に９５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リバース飛行や定点でのホバリングで左右の何れにも水平回転を可能にする。

機体が風の正面ばかりでなく、縦横３６０度の全ての方向から後の風にも対応してホバリングを可能にする。

更に５Ｇ以上の高速通信技術と併せて各種のセンサとコンピュータとＡＩ制御により人の何倍かの大量情報を瞬時に迅速な状況判断と指示と各部の作動が実現し、無人飛行を図ることができる。

未来は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。

未来はハイブリッドと各種センサと多数のエンジン・高性能な二次電池及び永久発電モータ・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、人の移動や物流など都市部との便利さの格差是正を図ることができる。

未来はまた、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、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たり、大型豪華客船の船上から直接乗り換えられると、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、未来は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や物流などが可能になる。

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、揚力や浮力も大きく、高速飛行や安定性を可能にし、更に左右一対数段翼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作動する一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜又は風向き調整式ジェット推進機を機体最後部の二か所に配設した特徴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作動する一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜の飛行体全体の構成を示した正面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立作動する一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜と、水平尾翼の枢動傾斜と機体後部のジェット噴射機からの風向きを斜め下方に制御し、低速飛行又は降下途中又は上昇途中の飛行体を示した側面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立作動する一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜と、水平尾翼の枢動傾斜と機体後部のジェット噴射機からの風向きを水平から下方９０度に制御噴射させ、ホバリング状態の飛行体を示した側面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立作動する一対の両翼平面部を垂直方向に９３度枢動傾斜させ、水平尾翼の枢動傾斜と機体後部のジェット噴射機からの風向きを水平から下方に制御噴射させ、後退状態の飛行体を示した側面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立作動する一対の両翼と水平尾翼を備え、左右の主翼と機体後部には噴射風向きを下方に可変式のジェット推進機を配設し、ジェット噴射機からの風向きを下方斜め下方に制御噴射させ、推進機からの噴射風の推進力から直接揚力及び浮力に配分して翼の平面部を変えることなく低速飛行又は急制動又は低速飛行又は急角度上昇又は低速急角度下降などの飛行体を示した側面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立作動する推進機とフラップを配設した一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜又は風向き調整式ジェット推進機を機体最後部の二か所に配設した構成が特徴の飛行体がジェット推進機の噴射風向きを下方に噴射させ、推進機の噴射風が直接揚力及び浮力を発生させる場合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作動する一対の両翼と水平尾翼を備え、左右の主翼にはプロペラ式推進機を備え、機体後部には噴射風向きを下方に可変式のジェット推進機を配設した飛行体を示した側面模式図である。 第一の実施形態に係る左右独立作動する一対の両翼と水平尾翼を備え、平面部を垂直方向に略９０度傾斜させた左右の主翼にはプロペラ式推進機を備え、機体後部には噴射風向きを下方に可変式のジェット推進機を配設した飛行体が、噴射風を下方に噴射させ、前方から吹き付ける風を主翼平面部に当たる前に噴射風半径の大きなプロペラ式推進機からの下方に叩き落し、同時に直接揚力及び浮力にして強風下でホバリングする場合を示した側面模式図である。 第２の実施の形態に係る概飛行体の翼平面全体が水平から垂直方向に枢動傾斜することで、大きな揚力を得ることが出来、フラップ面積は小さくても揚力及び浮力は十二分に得られ、小さな制御はフラップで行い、大きな制御は翼全体の平面部で行うことが出来る場合の機体平面模式図である。 第２の実施の形態に係る左右独立作動翼一対二段の飛行体の推進機にプロペラ式を採用した場合の側面模式図である。 図１１において、翼平面部を垂直方向に枢動傾斜させ、低速飛行や低速離着陸をする場合の側面模式図である。 第２の実施の形態に係る左右独立作動翼一対二段配設の飛行体であって、各翼に配設されている小型の方向舵４基を同じ方向に向け、機体が正面を向きながら斜め前進をしている場合の正面模式図である。即ち、図１２を正面から見た図である。 第２の実施の形態に係る左右独立作動翼一対二段配設の飛行体であって、全ての方向舵を右向きにし、右斜め前進している場合の平面模式図である。 第２の実施の形態の二段翼の飛行体で、第一翼と第二翼の全ての平面部を垂直方向に９０度にし、垂直上昇または急角度降下または及び強風下でホバリングなどの場合の側面模式図である。 第２の実施の形態の二段翼の飛行体で、第一翼と第二翼の全ての平面部を垂直方向に９０度の傾斜角にフラップと共に枢動させ、第一翼の出力を第二翼の出力より高め、機体の前方と後方に傾斜角を付けたままで傾斜地に離着陸の動作をしている場合の正面模式図である。 第３の実施の形態の三段翼の飛行体の平面模式図である。 図１７の正面図であり、三段翼の飛行体の第一翼と第二翼と第三翼の全ての平面部を水平方向にし、第一翼と第三翼には方向舵が配設され、水平飛行している状態を示す。 第３の実施の形態の三段翼の飛行体の第一翼と第二翼と第三翼の全ての平面部を垂直方向にし、第一翼と第三翼には方向舵が配設され、ホバリングしている場合の正面模式図である。 第３の実施の形態の三段翼の飛行体の正面模式図である。第一翼と第二翼と第三翼の全ての平面部を垂直方向にし、第一翼と第三翼に方向舵が配設され、第一と第三翼の平面部は垂直方向に固定してホバリングし、第二翼の平面傾斜を８８度又は９３度又は第二翼の推進機の出力調整で様々な微細制御移動が可能であることを示す。 第４の実施の形態に係る五段翼の飛行体の平面模式図である。 第５の実施の形態に係る飛行体を示す図であり、三段翼の飛行体側面に浮き装置（フロート）配設した場合の側面模式図である。 第５の実施の形態に係る飛行体を示す図であり、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側面模式図である。 第５の実施の形態に係る飛行体を示す図であり、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正面模式図である。 第５の実施の形態に係る飛行体を示す図であり、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。 変形例を示す図であり、ジェット推進機の構造を示す正面図。 変形例を示す図であり、ジェット推進機の構造を示す平面図。 変形例を示す図であり、ジェット噴射角調整装置でブレードと方向舵の角度を調整することにより、ジェットエンジンが斜め下方（あるいは直下）に及び左右斜め後方に噴射する場合の状態を示す図である。 ジェット噴射エンジンの噴射口のブレードと方向舵の構造を示す断面図である。 図２９は図２６～図２９を用いた飛行体の全体図である。

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１の実施の形態＞
図１は、第１の実施の形態に係る左右独立作動する一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜又は風向き調整式ジェット推進機を機体最後部の二か所に配設した特徴の飛行体全体の構成を示した平面模式図である。

図１に示すように、本実施の形態による飛行体１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一対の第一の翼と、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一対の翼と、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の側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の後方近傍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とから構成されている。

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。

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２は、第１の実施の形態に係る左右独立作動する一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜の飛行体全体の構成を示した正面模式図である。

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１２０・１２１・２２０・２２１と方向舵１３０・１３１・２３０・２３１と共に一体的に垂直方向又は水平方向に枢動する。

図３は、第１の実施の形態に係る左右独立作動する一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜と、水平尾翼の枢動傾斜と機体後部のジェット噴射機からの風向きを斜め下方に制御し、低速飛行又は降下途中又は上昇途中の飛行体を示した側面模式図である。図において、１５１は翼取り付け部を示し、２７０はジェット推進機を示す。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は、第１の実施の形態に係る左右独立作動する一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜と、水平尾翼の枢動傾斜と機体後部のジェット噴射機からの風向きを水平から下方９０度に制御噴射させ、ホバリング状態の飛行体を示した側面模式図である。

図４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は、第１の実施の形態に係る左右独立作動する一対の両翼平面部を垂直方向に９３度枢動傾斜させ、水平尾翼の枢動傾斜と機体後部のジェット噴射機からの風向きを水平から下方に制御噴射させ、後退状態の飛行体を示した側面模式図である。

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は、第１の実施の形態に係る左右独立作動する一対の両翼と水平尾翼を備え、左右の主翼と機体後部には噴射風向きを下方に可変式のジェット推進機を配設し、ジェット噴射機からの風向きを下方斜め下方に制御噴射させ、推進機からの噴射風の推進力から直接揚力及び浮力に配分して翼の平面部を変えることなく低速飛行又は急制動又は低速飛行又は急角度上昇又は低速急角度下降などの飛行体を示した側面模式図である。

図６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１３０・１３１・２３０・２３１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７は、第１の実施の形態に係る左右独立作動する推進機とフラップを配設した一対の両翼と機体後部に推進機を配設した一対翼平面枢動傾斜又は風向き調整式ジェット推進機を機体最後部の二か所に配設した構成が特徴の飛行体がジェット推進機の噴射風向きを下方に噴射させ、推進機の噴射風が直接揚力及び浮力を発生させる場合の構成を示した模式図である。

図７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８は、第１の実施の形態に係る左右独立作動する一対の両翼と水平尾翼を備え、左右の主翼にはプロペラ式推進機を備え、機体後部には噴射風向きを下方に可変式のジェット推進機を配設した飛行体を示した側面模式図である。

図８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１３０・１３１を右旋回の向きにし、第二翼の方向舵２３０・２３１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９は、第一の実施形態に係る左右独立作動する一対の両翼と水平尾翼を備え、平面部を垂直方向に略９０度傾斜させた左右の主翼にはプロペラ式推進機を備え、機体後部には噴射風向きを下方に可変式のジェット推進機を配設した飛行体が、噴射風を下方に噴射させ、前方から吹き付ける風を主翼平面部に当たる前に噴射風半径の大きなプロペラ式推進機からの下方に叩き落し、同時に直接揚力及び浮力にして強風下でホバリングする場合を示した側面模式図である。

図９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、強い噴射風は直接揚力・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。

＜第２の実施の形態＞
図１０は、第２の実施の形態に係る概飛行体の翼平面全体が水平から垂直方向に枢動傾斜することで、大きな揚力を得ることが出来、フラップ面積は小さくても揚力及び浮力は十二分に得られ、小さな制御はフラップで行い、大きな制御は翼全体の平面部で行うことが出来る場合の機体平面模式図である。

図１０に示すように、発明機体には左右独立した翼に取り付けた推進機とその後方近傍にフラップと、更に左右独立翼が二対で４枚となるため、翼面積は一対の場合の凡そ倍の面積となり、揚力浮力も凡そ倍となり、飛行姿勢が多岐になる事と、機能性が大幅に増加し、飛行体の安定性や安全性が向上する（特に多機能な飛行性能と安全性が確保できる形態である）。

図１１は、第２の実施の形態に係る左右独立作動翼一対二段の飛行体の推進機にプロペラ式を採用した場合の側面模式図である。

図１１に示すように、左右が独立している複数対の翼が故の効果として、第一翼又は第二翼と併せた各翼の平面部等の角度調整などの連携や、翼面積の単翼機との差異による揚力・浮力・搭載力・飛行性能や方向舵の分散による制御性能等が格段に向上する。

図１２は、図１１において、翼平面部を垂直方向に枢動傾斜させ、低速飛行や低速離着陸をする場合の側面模式図である。

図１２に示すように、左右一対の第一翼及び第二翼の両方の翼平面部角度を垂直方向に４５度傾斜をさせ、推進機出力調整により急制動・低速飛行又は斜め上昇下降・又は垂直上昇又は下降をする。

図１３は、第２の実施の形態に係る左右独立作動翼一対二段配設の飛行体であって、各翼に配設されている小型の方向舵４基を同じ方向に向け、機体が正面を向きながら斜め前進をしている場合の正面模式図である。即ち、図１２を正面から見た図である。

図１４は、第２の実施の形態に係る左右独立作動翼一対二段配設の飛行体であって、全ての方向舵を右向きにし、右斜め前進している場合の平面模式図である。

図１４に示すように、機体の向きが直進の方向に平行のままで、飛行体は左右の斜め飛行が出来る状態に入るが、１３０と１３１と２３０と２３１の併せて４か所の方向舵の方向舵を右に向けると飛行体は直進姿勢のままで右斜め飛行が可能である。

図１５は、第２の実施の形態の二段翼の飛行体で、第一翼と第二翼の全ての平面部を垂直方向に９０度にし、垂直上昇または急角度降下または及び強風下でホバリングなどの場合の側面模式図である。

図１５に示すように、強風下で機体を風向きに直進姿勢にし、翼平面部を垂直に立てホバリングし、推進機からの噴射気流は翼平面部表面を伝いながら下方に噴射され、向かい風の強風を翼表面に届くことなく、機体下方に押し流されている。

図１６は、第２の実施の形態の二段翼の飛行体で、第一翼と第二翼の全ての平面部を垂直方向に９０度の傾斜角にフラップと共に枢動させ、第一翼の出力を第二翼の出力より高め、機体の前方と後方に傾斜角を付けたままで傾斜地に離着陸の動作をしている場合の正面模式図である。

図１６に示すように、第一翼平面部傾斜が９０度以下の８５度方向範囲内で・第二の翼平面部傾斜が８８度以下の８５度方向範囲内で垂直方向に傾斜させ、傾斜地に離着陸することが可能である。

＜第３の実施の形態＞
図１７は、第３の実施の形態の三段翼の飛行体の平面模式図である。図１８は、その正面図であり、三段翼の飛行体の第一翼１００・１０１と第二翼２００・２０１と第三翼３００・３０１の全ての平面部を水平方向にし、第一翼には１３０．１３１、と第三翼には３３０，３３１の方向舵が配設され、水平飛行している状態を示す。

図１７及び図１８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からなる一対の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からなる一対の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からなる一対の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１２０・１２１・２２０・２２１・３２０・３２１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１３０・１３１・２３０・２３１・３３０．３３１とから構成される。

以上の構成において、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１７及び図１８に示すように、左右独立した翼１００・１０１・２００・２０１・３００・３０１を三対並べ、機体中央部２００・２０１の第二翼を機体の前後の重心又は水平調整に可動式としている。機体前後の重心又は水平調整には第一翼と第三翼のフラップ調整で行うことが可能で、前進斜行には各方向舵を操舵すると可能になる。

図１９は、第３の実施の形態の三段翼の飛行体の第一翼１００・１０１と第二翼２００・２０１と第三翼３００・３０１の全ての平面部を垂直方向にし、第一翼には１３０．１３１、と第三翼には３３０，３３１の方向舵が配設され、ホバリングしている場合の正面模式図である。

図１９に示すように、左右独立した翼を三対配設し、全ての翼の平面部を垂直方向に向け、ホバリングや垂直上昇や下降、横移動、各斜め移動をする。上昇のときは各推進機の出力を上昇させ、下降の場合は各推進機の出力を下げることで可能になる。また、このホバリング状態で方向舵を操作調整することで、飛行体は後退飛行が可能で、翼の角度は１００度まで傾けると後退速度は最速になり、９１度の角度で有れば極低速の後退が可能で、左右の何れか一方の全て又は一部の方向舵を作動させることで水平回転や左右の移動や斜め移動が実現できる。特に、艦載機では微細な制御が求められ、対応には各部の配設と操作性が不可欠な技術となる。なお、方向舵１３１は前翼だけであっても良い。

図２０は、第３の実施の形態の三段翼の飛行体の正面模式図である。第一翼１００・１０１と第二翼２００・２０１と第三翼３００・３０１の全ての平面部を垂直方向にし、第一翼には１３０．１３１、第三翼には３３０，３３１の方向舵が配設され、第一と第三翼の平面部は垂直方向に固定してホバリングし、第二翼の平面傾斜を８８度又は９３度又は第二翼の推進機の出力調整で様々な微細制御移動が可能である。

＜第４の実施の形態＞
図２１は、第４の実施の形態に係る五段翼の飛行体の平面模式図である。
図２１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一対の第一の翼と、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一対の第二の翼と、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一対の第三の翼と、機体１０の機首から数えて第四に位置にあってこの機体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一対の第四の翼と、機体１０の機首から数えて最後部の位置にあってこの機体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一対の第五の翼と、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・５２１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、第一の翼１００・１０１と第二の翼２００・２０１は、概機体前後重心位置中心部に配設されている第三の翼３００・３０１の機首側に配設され、第四の翼４００・４０１と第五の翼５００・５０１は機体の前後の中間の重心位置に配設されている第三翼から機体の後方側に配設され、第四の翼の略中間位置は第三の翼の後方で第五翼のとの中間位置に配治され、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滑空性能と飛行速度など全てが優れている。

＜第５の実施の形態＞
図２２～図２５は、第５の実施の形態に係る飛行体を示す図であり、図２２は三段翼の飛行体側面に浮き装置（フロート）配設した場合の側面模式図である。図２３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側面模式図である。図２４は、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正面模式図である。図２５は、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。

＜変形例＞
図２６～図２９は、第１の実施の形態から第５の実施の形態に用いることが可能なジェット推進機の構造を示す図である。図２６において、１０はジェットエンジン、２０は空気吸入口、３０はタービン、４０は噴射口、５０はブレード、６０は噴射角調整装置である。図２７は、図２６の平面図である。図２８は、噴射角調整装置６０によりブレード５０の角度を調整することにより、ジェットエンジン１０が斜め下方（あるいは直下）に噴射する場合の状態を示す図である。図２９はジェット推進機の噴出口に配設したブレード５０と方向舵７０を示す図である。図３０はその全体図である。

図２６～図３０に示すように、本実施の形態では、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１００及び左翼１０１からなる左右独立して作動する主翼及び機体の最後部に配設した噴射風向き調整式ジェットエンジンとで推進力・揚力・浮力を大幅に高め、従来型の飛行機でも離着陸速度を大幅に低減し、優れた機能を持った飛行体である。

＜実施の形態のまとめ＞
１．本発明によれば、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。

２．本発明によれば、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１～２ｍ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。

３．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９５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。

４．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。

５．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。更にはジェット推進機にブレードと方向舵を配設したことで垂直尾翼とフラップが無くても機体の上昇や下降や方向などの制御を確保することが出来る。

６．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。

７．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。

８．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－ンと言う飛行体で行き、その主要駅からはロ－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未来の飛行体である。

９．変形例として、現状の推進機を配設した主翼と水平尾翼と垂直尾翼の構造の飛行体では低速飛行が出来ない課題があり、主翼の推進機からの噴射風の向きが機体下方に噴射出来ることで、推進力を直接揚力に用いることが可能で、主翼だけが揚力を得たとしても、低速飛行で長い機体の前後長の飛行バランスを確保するとこは外部要因の気流等の関係で不可能であるが、機体後部に噴射風向き調整式のジェットエンジンを配設することで、機体の前後バランスの調整は格段に向上し、１００人おりでも２００人乗りでも極低速での離着陸を可能にし、従来飛行場に行くまでの道路事情により不都合を甘受しなければならなかった人々に未来は大きな福音となる飛行体である。

Claims (14)

1. 左右の各翼にフラップと方向舵と噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を配設した左右独立作動する一対の翼と、垂直尾翼に噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を配設した機体の前後に離れた二か所に噴射風可変式ジェット推進機を配設して低速離着陸することを特徴とする飛行体。
2. 各翼に方向舵とフラップと噴射風向きを左右と下方への調整式のジェット噴射推進機を配設し、翼の平面部が水平から垂直方向に枢動傾斜し、左右独立作動する一対の翼と、機体後部の垂直尾翼に噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を配設した機体の前後に離れた二か所に噴射風可変式ジェット推進機を配設して低速離着陸することを特徴とする飛行体。
3. 各翼に方向舵とフラップと噴射風向きを左右と下方への調整式のジェット噴射推進機を配設し、翼の平面部が水平から垂直方向に３０度範囲に枢動傾斜し、左右独立作動する一対の翼を２対から６対までの複数段備え、推進機からの噴射風向きは水平から下方に４５度範囲内に噴射し、低速離着陸することを特徴とする飛行体。
4. 左右の各翼にフラップと方向舵と噴射風向きを左右に各１０度、下方に４５度方向に噴射可能な風向き調整式のジェット噴射推進機を配設して、左右独立作動する一対の翼と、垂直尾翼に噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を、機体中心部付近に配設された翼と、機体の最後部の方向舵位に配設し、機体の前後の離れた二か所に揚力及び浮力発生部を配設して重心域を広め、揚力の増加と機体前後の重心バランスの改善と、急制動と急旋回および高速性と低速安全性と低速離着陸機能を特徴とする請求項１に記載の飛行体。
5. 平面部枢動傾斜する左右の各翼にフラップと方向舵と噴射風向きを左右に１０度、下方に４５度方向に噴射可能な風向き調整式のジェット噴射推進機を配設し、平面部が垂直方向に３０度枢動傾斜する左右独立作動する一対の翼と、小型の垂直尾翼に噴射風向き調整式のジェット噴射推進機を配設し、機体中心部付近に配設された翼と、翼と前後に離れた機体の最後部の位置の方向舵の二か所に配設し、機体の前後の離れた二か所から揚力及び浮力発生させ、重心域を広め、揚力の増加と機体前後の重心バランスの改善と、急制動からホバリングおよび後退飛行や高速性と低速制御性と安全性と強風下での離着陸性能向上と低速離着陸機能を特徴とする請求項２に記載の飛行体。
6. 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推進機と方向舵とフラップを枢動装置で機体と接続固定する装置とを配設し、左右独立して制御作動する左右一対の翼で、一対の翼の一段以上６段以内の複数段からなり、前記複数段の各翼は、前記翼平面部が水平から垂直方向に３０度の範囲内に枢動する枢動傾斜翼で有ることを特徴とする請求項３に記載の飛行体。
7. 翼平面部の傾斜枢動装置を備え、翼と機体とを固定し、噴射風向き左右に各１０度、下方に４５度範囲内に噴射可能推進機と方向舵とフラップを枢動翼に配設し、垂直尾翼が取り除かれた特徴の一対の翼の２段以上６段以内の複数段からなり、前記複数段の各翼には枢動装置を設け、前記翼平面部が水平から垂直方向に３０度の範囲内に枢動することを特徴とする請求項３又は６に記載の飛行体。
8. 翼と機体とを固定し、翼平面部非枢動傾斜とし、各翼には噴射風向き左右に各１０度、下方に９３度範囲内に噴射可能推進機と方向舵とフラップを配設し、垂直尾翼が取り除かれた特徴の一対の翼の２段以上６段（推進機２～１２基の範囲）以内の複数段からなり、前記複数段の各翼の平面部が非傾斜として固定されたことを特徴とする請求項３，６又は７に記載の飛行体。
9. ２段以上６段以内の複数段から構成された翼に配設されたジェット推進機の噴射風向き左右及び下方への噴射制御により、機体の進行方向制御や速度や上昇下降を可能にしたことを特徴とする請求項３，６，７又は８に記載の飛行体。
10. １段以上６段以内の複数段から構成された機体の側方下方に空気注入及び排気式のフロートを機体の側面下部に配設したことを特徴とする請求項１～９のいずれかに記載の飛行体。
11. 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各翼と、
    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、
    前記翼の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電子機器制御部と、操縦制御部と、各種情報表示部と畜放電機器を備える飛行体であって、
    前記翼は、推進機と方向舵とフラップを配設した左右一対で構成され、１段以上６段範囲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可動傾斜であり、
    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し、各翼に配設された推進機及び方向舵及びフラップは非連動で作動することが出来る、
    ことを特徴とする飛行体。
12. 前記推進機は、プラグイン充電を可能な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１～１１のいずれかに記載の飛行体。
13. 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１～１２のいずれかに記載の飛行体。
14. 前記平面角度可動式の左右独立の単翼及び多段翼飛行体の制御部は、５Ｇ通信・ＧＰＳ・近接センサ・高度センサ・速度センサ・カメラ・発電機・畜放電池・信号受送信機・等の各情報により、位置・機体方向・傾斜などの姿勢・速度・高度・障害物との距離・機体全方向の映像・蓄電池情報・放充電情報・各推進機毎の機出力情報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１～１３の何れかに記載の左右独立の単翼及び多段翼飛行体。

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