JP4085716B2 - 垂直離着陸機 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、垂直離着陸機に係り、特に、ユーザーが、乗用車と同様の使用感覚により、広く利用することができる垂直離着陸機に関する。
【０００２】
【従来の技術】
現在に至るまで、人や物の移動手段として自動車が広く使用されてきている。しかしながら、自動車はあくまでも走行可能な地域のみで利用され、走行可能な地面又は道路が存在しない場合には、目的地への移動、到達は不可能である。
【０００３】
このような事情は、例えば、未だ、走行可能な道路が充分に整備されていない開発途上地域においては深刻であり、人や物の搬送にあたって自動車を即時に利用できない場合がある。また、道路網の発達した先進国においても、近年、自動車台数の増加に伴い、交通渋滞の事態が悪化している事情がある。従って、このような観点から、従来より飛行可能な乗用車両が検討されてきている。
【０００４】
この場合、一般の航空機とは異なり、乗用車両として使用することを考慮した場合、滑走して離陸する場合には専用の滑走路が必要となることから、日常的な使用の観点からは一般的ではなく、あくまでも駐機している状態から垂直離着陸ができることが必要となる。
【０００５】
一方、従来、図２８に示すように、高揚力を発生しうる全体扁平形状に形成された胴体１０１と、この胴体１０１の両側に、小型の４枚の翼１０２を介して４機のプロペラ１０３，１０３，１０３，１０３を備えた航空機１００が提案されている（特表平１１−５１３６３５号参照）。
【０００６】
この航空機１００にあっては、上記翼１０２は略９０度回動可能に形成され、上記胴体１０１内に装備されたガスタービンエンジンにより、減速機及びピッチ可変機構を介して駆動される４機のプロペラ１０３により発生する推力を利用して、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）もしくは、短距離離着陸（Ｒ−ＶＴＯＬ, Ｓ−ＶＴＯＬ）を行ないうるように構成されている。
【０００７】
そして、所定高度に至った場合には、上記翼１０２は回動されて水平位置に至り、プロペラ１０３，１０３，１０３，１０３は垂直方向において回転する状態に至り、水平方向の推力を得られ，水平飛行しうるように構成されている。
【０００８】
しかしながら、このような従来の航空機１００を、上記のような、現在要望されている「飛行可能な乗用車」に適用することを検討した場合には、以下のような不具合がある。
【０００９】
即ち、上記航空機１００にあっては、推力発生装置としてのプロペラ１０３が胴体１１０の外部に装着され、垂直離着陸時には、上記翼１０２が回動して上記プロペラ１０３が略水平に回転するように設定される。その結果、このプロペラ１０３の回転領域分、機体１０４の周囲に空間が必要となり、所定の面積の駐機スペースを必要とすることとなり、例えば、一般の駐車場等の極めて限られた場所への駐機、またはそのような場所からの離陸は不可能となり、乗用車感覚での使用は不可能である。
【００１０】
また、プロペラ１０３が外方に剥き出しに配置され、乗用車としての利用は安全性の観点から困難である。
【００１１】
一方、最も代表的且つ簡便な垂直離着陸機（ＶＴＯＬ）としては、図２９に示すように、従来より、ヘリコプター１１１がある。
【００１２】
このようなヘリコプター１１１は、大型のローター１０５を備え、このローター１０５を回転させて、発生する下方への空気の流れによる運動量の反作用により揚力を得ることから、機体１０６の長さと略同程度の長さ（約１２ｍ）のローター１０５を必要とする。その結果、ヘリコプター１１１の離発着には、いわゆるヘリポートを必要とし、「乗用車並の大きさ垂直離着陸機」の概念に適用することは不可能である。また、上記ローター１０５の大きさにより、乗用車１０７の大きさを逸脱する。
【００１３】
この場合、例えば、エンジンを高性能大馬力なものにより構成した場合には、上記ローター径を小さくすることも可能である。
【００１４】
しかしながら、図３０乃至図３２に示すように、例えば、５．３ｍの長さ寸法を有する乗用車１０７の幅寸法を逸脱しないように、約２ｍの長さ寸法のローター１０８を形成して、乗用車と同様の大きさ及び形状の機体１０９に装着し、「乗用車並みの大きさの垂直離着陸機」を構成した場合には以下のような不具合がありうる。
【００１５】
垂直上昇時には、図３１に示すように、ローター１０８の後流の直下に機体１０９があることから、機体１０９がプロぺラ後流の障害となり上昇のための推力が得られない。また、水平飛行時には、図３２に示すように、機体１０９を傾斜させてローター１０８を傾斜させて飛行することとなるが、上記同様に、機体１０９がローター１０８のプロぺラ後流を遮ることとなり、十分な水平方向への推力が得られないこととなる。
【００１６】
その結果、高速での飛行が不可能となり、機体１０９に発生する揚力を充分に利用することもできず、ローター１０８の回転駆動のための燃料を多量に積載する必要が生じ、機体１０９が大型化してしまうこととなり、「乗用車並の大きさの垂直離着陸機」を実現することは難しいものとなる。
【００１７】
【発明が解決しようとする課題】
そこで、本発明の課題は、現在、使用されている自動車に代替することができ、乗員及び貨物を運搬しうる、自動車感覚で使用可能な垂直離着陸機を提供することにある。
【００１８】
【課題を解決するための手段】
このような課題解決のため、本発明にあっては、乗員が乗機して飛行しうる垂直離着陸機であって、全体として乗用車と略同様の大きさに形成されている。そして、この垂直離着陸機は、乗員が乗機可能なキャビンを有する胴体部と、機体を空中において推進させうる推進装置部と、この推進装置を駆動しうる駆動装置部と、折りたたみ可能に形成された主翼とを備えていることを特徴とする。
【００１９】
従って、全体として乗用車と略同様の大きさに形成されていることから、ヘリポートのような広い駐機場を必要とはせず、離着陸は自動車の駐車場等から行なうことができ、乗用車感覚で使用することができる。
【００２０】
また、上記推進装置部は、上記駆動装置により駆動されるプロぺラと、このプロぺラにより形成された気流の方向を制御しうるプロぺラ後流方向制御装置と、上記プロぺラ及びプロぺラ後流方向制御装置とを収納しうるハウジング部とを有し、離着陸時には、プロぺラ後流方向制御装置によりプロぺラ後流方向を機体下方へ向けて垂直上昇又は下降のための推力を得ると共に、所定高度に上昇した場合にはプロぺラ後流方向制御装置によりプロぺラ後流方向を水平方向に向けて水平飛行用の推力を得るように構成されている。
【００２１】
従って、従来のヘリコプターのように大型のローターを設ける必要はなく、全体としての大きさを乗用車並の大きさに近づけることが可能となる。
【００２２】
また、各推進装置部はそれぞれ、機体幅方向に沿って配置された２基のプロぺラを有してもよい。さらに、上記推進装置部は胴体部の機首下部と尾部上部とにそれぞれ１基づつ設けられていてもよい。このように２基の推進装置部が設けられていた場合には、仮に１基が故障した場合であっても他の１基により最低限の飛行は可能でありフェールセーフが達成される。
【００２３】
また、上記駆動装置部は、胴体部の後部に搭載されている。駆動装置部はレシプロエンジンによって構成されていてもよく、ジェットエンジンにより構成されていてもよい。
さらに、電気モータにより構成することも可能である。
【００２４】
また、上記機首下部に設けられた推進装置部には、ラダーが設けられており、機体のヨーイング制御を行う。
【００２５】
また、上記推進装置部は、上記胴体部に機体水平方向において回動可能に固定されていてもよい。その結果、このように構成された場合には、上記ラダーによるヨーイング制御のみならず、より積極的に、プロぺラ後流の方向を変更することができる。その結果、容易にヨーモーメント力を得ることができ、より迅速かつ効率的に機体のヨーイング制御が可能となる。
【００２６】
また、上記胴体部の後端部には主翼が設けられ、この主翼は、基端部と、この基端部に下方に折りたたみ可能に接合された翼部とを有する。
【００２７】
従って、本発明にあっては、機が着陸している場合には、翼部を下方に折り畳んでおき、所定高度に上昇した場合には上記翼部を展開し、飛行に必要な揚力を得ることにより水平飛行を行うものである。
【００２８】
その結果、着陸時には翼部を折り畳むことから、着陸に必要な面積を低減でき、乗用車と同様の広さの小さな駐機スペースであっても着陸することができる。また、水平飛行時には、上記翼部が展開されることから、上記翼部により必要な揚力を得て安定した飛行を行うことができる。
【００２９】
上記翼部は、折りたたまれた際には、その先端部が、機首下部に設けられた推進装置部の下端部と略同一の高さ位置に至るように形成されている。その結果、機の着陸時には、推進装置部と翼部の先端部とが同時に接地し、着陸用装置としての役割を果たす。
【００３０】
また、上記翼部にはフラペロンが設けられている。その結果、上記翼部のフラペロンにより、必要な揚力を発生すると共に、機体のローリング制御を行うことができる。
【００３１】
上記翼部の先端部には車輪が設けられていてもよい。その結果、このように構成された場合には、例えば、ホバリング状態で着陸する際に機体の安定性をうるために翼部を展開していた場合で、所定の高さのビルの谷間等に着陸を行うような場合には、機体の横方向の移動、揺れ等により、翼端部が建物と接触するような場合には、上記車輪が建物壁面に接触することによって、建物に対する緩衝部として機能し、機体に損傷を与えることなく着陸を行うことが可能となる。
【００３２】
また、着陸後にあっては、上記翼部が下方に折り畳まれ、機首下部に設けられた推進装置部の下端部と略同一の高さ位置に至ることから、上記車輪が地面に接地し、上記車輪を利用して地面上を移動することが可能となる。また、上記機首下部に設けられた推進装置部には着陸用のそりが設けられていてもよい。このように、推進装置部にそりが設けられていた場合には、上記翼部の車輪と相俟って、着地時の機体の移動を容易に行うことができる。
【００３３】
上記プロぺラ後流方向制御装置は、プロぺラ後方に配置されたルーバー装置と、このルーバー装置を駆動しうる駆動装置を有する。
【００３４】
従って、上記ルーバー装置が駆動装置により駆動されることにより、プロぺラ後流の方向は制御される。また、上記ルーバー装置は、機体左右方向に沿って配置され、
機体上下方向に複数枚設けられたフィンを備えている。この複数枚のフィンは部分的に駆動され、プロぺラ後流方向を部分的に変化させうるように構成されていてもよい。
【００３５】
その結果、例えば、駆動部により複数枚のフィンを機体上方へ向け、残存するフィンを機体下方に向けることによりプロぺラ後流を機体上方及び機体下方の双方へ送ることが可能となり、プロぺラ後流の機体上方及び機体下方への分流制御により、機体を減速しつつ水平飛行、上昇飛行又は下降飛行を行うことができる。
【００３６】
上記推進装置には前方を照射可能なライトが設けられていてもよい。さらに、上記推進装置にはキャビン内換気用の換気口が設けられていてもよい。
【００３７】
上記推進装置には補助翼が設けられていてもよい。また、上記補助翼は、機首下部に設けられた推進装置部及び尾部上部に設けられた推進装置部の双方に設けられ、常態時には推進装置部と一体に形成されていると共に、必要時には展開して飛行に必要な揚力を得ることができるように構成されていてもよい。
【００３８】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面に示す実施の形態に従って、本発明を詳細に説明する。
【００３９】
図１乃至図３に示すように、本実施の形態に係る垂直離着陸機１０は、乗員が乗機して飛行でき、全体として乗用車と略同様の大きさに形成されている。即ち、乗員が乗機可能なキャビン１１を有する胴体部１２と、機体１８を空中において推進させうる２基の推進装置部１３，１４と、この推進装置部１３，１４を駆動しうる駆動装置部１５と、折りたたみ可能に形成された主翼１６，１６とを備えている。
従って、上記主翼１６，１６を折り畳んだ状態では、図２に示すように、一般の乗用車１７の幅寸法Ｗ及び長さ寸法Ｌと略同じ全幅及び全長になるように形成されている。胴体部１２は、本実施の形態にあっては、いわゆる涙滴形状に形成され、機首１９と尾部２０とはテーパを有し、流線形に形成されている。
【００４０】
前部側推進装置部１３は胴体部１２の機首１９の下部に設けられると共に、後部側推進装置部１４は胴体部１２の尾部２０の上部に設けられ、図１及び図３に示すように、２基の推進装置部１３，１４はいずれも上記駆動装置部１５により駆動されている。
【００４１】
推進装置部１３，１４は、それぞれ、機体１８の後方へ向けた推力を得ることができるように、機体１８幅方向に沿って配置された２機のプロぺラ２１，２１と、このプロぺラ２１，２１により発生する推力の方向を制御しうるプロぺラ後流方向制御装置２２と、上記プロぺラ２１，２１及びプロぺラ後流方向制御装置２２とを収納しうるハウジング部２３とを有している
上記推進装置部１３，１４を構成するハウジング部２３は、図１及び図２に示すように、全体が長さ方向に短い筒状に形成され、幅寸法は胴体部１２よりも大きく形成されている。図１及び図２に示すように、ハウジング部２３の開口部２４は横長の楕円形状であり、側面部２５は、前端部２６では大きな曲率を以って形成されているが後端部２７に至るに従って曲率は減少し、後端部２７においては開口部２８は長方形状になるように形成されている。
【００４２】
従って、ハウジング部２３の形状は、前端部２６においては、空気抵抗の少ない形状となっていると共に後端部２７においては空気抵抗を増大する形状として形成されていることから、ハウジング部２３の形状そのものが機体１８全体の揚力の増大に寄与する。その結果、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のハウジング部２３の下面部７１は飛行時には、主翼１６，１６と共に揚力を発生する。
【００４３】
上記プロぺラ２１，２１は、図４に示すように、上記ハウジング部２３の前端部に機体横方向に並列に配置されている。本実施の形態にあっては、これらのプロぺラ２１，２１は、機体１８の前後方向において同一平面状において配設され、プロぺラガバナ４６，４６に、回転時においても互いに干渉しない回転角度の位置関係で取り付けられている。このような取り付け位置関係を形成することにより、プロぺラ２１，２１の配置間隔寸法を低減し、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４の幅寸法を不必要に大きなものになることを回避できる。
【００４４】
なお、上記２機のプロぺラ２１，２１は、互いに反対方向へ回転するように装着されている。なお、プロぺラ２１，２１は前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４の前後方向においてずらせて、プロぺラ２１，２１の回転平面が一致しないように装着することも可能である。
【００４５】
図３に示すように、上記前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のプロぺラ後流方向制御装置２２は、上記ハウジング部２３の後端部に配置されており、上記プロぺラ２１，２１の後方に配置されたルーバー装置２９と、このルーバー装置２９を駆動しうる駆動装置３０とを有する。
【００４６】
上記ルーバー装置２９は、機体幅方向に沿って配置され、機体上下方向に沿って複数枚配設されたフィン３１を備えている。このフィン３１は図５に示すように、ハウジング部２３内において機体１８の幅方向に沿って配設され、前端部はハウジング部２３の幅方向両側部に設けられた一対の支持バー３２，３２に、支持点３４により回動可能に固定され、後端部は駆動バー３３により駆動され、駆動バー３３が上下動することにより、フィン３１は支持点３４を中心に回動し、フィン３１の上下方向における角度が変化することにより、プロぺラ後流３５の流出方向を上下方向において変化させることができるように構成されている。
【００４７】
上記駆動バー３３は、図１７に示すように、本実施の形態にあっては、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４の上下方向に沿って複数設けられており、上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７とからなる。
【００４８】
上方側駆動バー３６は、上記複数枚のフィン３１の内、上方部側フィン３１ａを上下動しうるように形成され、下方側駆動バー３７は下方側フィン３１ｂを上下動しうるように形成されている。その結果、複数枚のフィン３１は、上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７を独立して駆動させた場合には、上段部及び下段部において独立して回動しうると共に、必要に応じて上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７を同方向に作動させた場合には、図５に示すように、上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７は協働して同一方向に作動しうるよう構成されている。
【００４９】
上記駆動装置３０は油圧シリンダーにより構成され、上記上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７はそれぞれ別個の油圧シリンダー４８及び４９により、独自に駆動されるように構成されている。
【００５０】
その結果、図５に示すように、垂直離着陸機１０の離陸時には、上記上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７は全て、油圧シリンダー４８、４９により下方へ駆動される。その結果、全てのフィン３１は支持点３４を中心として下方へ略４５度回動し、この状態でプロぺラ後流３５はフィン３１を介して、機体１８の下方へ向かって噴出され、機体１８の垂直上昇用の推力を得ることができる。
【００５１】
また、垂直離着陸機１０が離陸後、所定高度に上昇した場合には、図１０に示すように、プロぺラ後流方向制御装置２２によりプロぺラ後流３５を水平方向に向けて水平飛行用の推力を得るように構成されている。
【００５２】
また、図３に示すように、前部側推進装置部１３のハウジング部２３の下面部には着陸用のそり６２が設けられており、後述の主翼１６の先端部に設けられた車輪５８と共に着陸時の接地装置となる。このそり６２は、前部側推進装置部１３のハウジング部２３の幅方向両端部に一対設けられている。
【００５３】
また、図１に示すように、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のハウジング部２３の両側後端部には、それぞれ補助翼６８，６８が設けられており、常態時にはハウジング部２３の側面部２５と一体となり同一表面を形成して格納状態にあり、必要な場合、緊急時の滑空用の翼等として使用することができる。
【００５４】
この補助翼６８，６８は、図６に示すように、上端部は回動可能にハウジング部２３の側面部２５に固定される軸部８９と、補助翼６８，６８が展張された場合に水平状態に固定する支持ロッド９０，９０とを有する。この支持ロッド９０，９０は、上端部が補助翼６８，６８の裏面側において、常時、補助翼６８，６８を展張しうるように付勢されており、補助翼６８，６８が展張された場合には、付勢力を以って自動的に補助翼６８，６８を水平状態に支持固定するように構成されている。
【００５５】
即ち、補助翼６８，６８は、常態時にあっては、下端部９４は適宜の固定手段によりハウジング部２３の側面部２５に固定されている。緊急時等において機体１８に揚力が必要となった場合には、操縦者６４は上記補助翼６８，６８の下端部９１の固定手段を解除する。この場合、上述のように、支持ロッド９０，９０は常時、補助翼６８，６８を展張するように付勢されていることから、図７に示すように、支持ロッド９０，９０により、補助翼６８，６８は展張し、補助翼６８，６８を水平状態に支持固定する。
【００５６】
なお、補助翼６８，６８の展張に関しては、適宜、アクチュエータ等を使用して機械的に展張するように構成してもよい。また、上記支持ロッド９０，９０はワイヤー等の手段を用いても良い。さらに、上記支持ロッド９０，９０等を使用することなく、補助翼６８，６８が開いて回動し、水平状態に至った場合には適宜の手段により回動を停止するようなストッパ手段を設け、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のハウジング部２３付近に発生する気流により自動的に開い、上記ストッパ手段により水平状態に固定されるように構成してもよい。
【００５７】
従って、本実施の形態に係る垂直離着陸機１０にあっては、何らかのトラブルにより離陸後主翼１６，１６が展開できないような場合や、飛行中に主翼１６，１６に構造被害が発生したような場合には、補助翼６８，６８を使用することにより揚力を得ることにより、適切に機体１８を着陸させることができる。
【００５８】
一方、図３に示すように、上記駆動装置部１５は、胴体部１２の尾部２０側に搭載されている。上記駆動装置部１５は、プロぺラ２１，２１を駆動する主駆動装置３８と、プロぺラ後流方向制御装置２２を駆動しうる補助駆動装置３９とを有する。
【００５９】
上記主駆動装置３８は、エンジン７０と、このエンジン７０の駆動力を前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４へ伝達するドライブシャフト４０,４５を有している。本実施の形態にあってはエンジン７０は、レシプロエンジンにより構成されており、最大出力は６００馬力であって、最大速度は５００ｋｍ /
時が可能である。
【００６０】
前部ドライブシャフト４０は、主ドライブシャフト４０ａと副ドライブシャフト４０ｂとにより構成され、上記主ドライブシャフト４０ａは、エンジン７０に設けられた駆動ギヤ４１に係合する伝達ギヤ４２を後端部に有し、機体１８の前後方向に沿って機体１８の下部を、キャビン１１の床下を略貫通するようにして機首１９側へ延設され、先端部には、コネクティングギヤ４３を有する。上記副ドライブシャフト４０ｂは、後端部に、上記コネクティングギヤ４３と係合するコネクティングギヤ４４を有し、先端部はプロぺラガバナー４６に適宜のギヤを介して接続されている。
【００６１】
後部ドライブシャフト４５も、同様に、主ドライブシャフト４５ａと、副ドライブシャフト４５ｂとにより構成され、主ドライブシャフト４５ａは機体１８の尾部２０へ向けて延設され、先端部にはコネクティングギヤ部４３が設けられている。一方、副ドライブシャフト４５ｂは尾部２０から機体１８の上方ヘ向かって延設され、後端部は、コネクティングギヤ部４３を介して主ドライブシャフト４５ａに接続されていると共に後端部はプロぺラガバナー４７に適宜のギヤを介して接続されている。
【００６２】
なお、本実施の形態にあっては、エンジン７０がレシプロエンジンにより構成されている場合を例に説明したが、上記実施の形態に限定されず、ジェットエンジン、又は高性能な電動式のモータにより構成してもよい。
【００６３】
上記補助駆動装置３９は、尾部２０に搭載され、所定の油圧を発生し得る油圧発生装置により構成され、上記ルーバー装置２９を駆動しうる油圧シリンダー４８，４９に油圧を供給し得る油圧パイプ５０，５１を有する。
【００６４】
従って、上記ルーバー装置２９は、補助駆動装置３９により発生する油圧が油圧パイプ５０，５１を介して油圧シリンダー４８，４９に供給され、駆動されるように構成されている。その結果、離陸時には、補助駆動装置３９から油圧が油圧パイプ５０，５１を介して油圧シリンダー４８，４９に供給され、油圧シリンダー４８，４９によりルーバー装置２９を構成する上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７が機体１８下方へ駆動されることによりルーバー装置２９を駆動する。
【００６５】
また、図３に示すように、前部側推進装置部１３を構成する上記ハウジング部２３の後端部には、ラダー５２が設けられている。ラダー５２はハウジング部２３後端部において、上記ルーバー装置２９の後流側に設けられ、ルーバー装置２９により形成されたプロぺラ後流の方向を左右方向において変更しうるように形成されている。
【００６６】
また、図２及び図３に示すように、上記主翼１６は、胴体部１２の尾部２０側であって、キャビン１１の後方に設けられており、胴体部１２に固着された基部５４と、この基部５４に対して、機体水平位置と下方垂直位置との間を回動可能に接合された翼部５５とにより形成されている。この翼部５５にはフラペロン５６が形成されており、フラップとエルロンの機能を同時に果たすように構成されている。
【００６７】
この翼部５５は、長さ寸法が前部側推進装置部１３の高さ寸法と略同一に形成され、基部５４を回動中心として９０度下方に折り畳めるように構成されていることから、下方に折り畳んだ場合には、図３に示すように、前部側推進装置部１３と共に地面５７に接地する。
【００６８】
この翼部５５の端部には、車輪５８が設けられている。この車輪５８は、翼部５５内部に設けられたフレーム部５９に、コイルスプリング６０及びダンパー９５を介して固定された車軸６９と、この車軸６９に設けられたタイヤ６１とを備えている。
【００６９】
この車輪５８は、翼部５５が胴体部１２下方に折り畳まれた場合には、離着陸用車輪として、上記前部側推進装置部１３の下面部７１に設けられたそり６２と共に機体１８を略水平状態に保持して着陸できるように形成されている。
【００７０】
また、上記車輪５８は、翼部５５が水平に展開され主翼１６を形成している場合には、図８において、符号５８ａにより示すように、機体１８の後方部において胴体部１２の高さ方向の中間部に位置する。その結果、例えば、ビル等の建築物が密集した地域のように狭い場所において離発着するような場合で、機体１８がホバリング状態にあるような際に、主翼１６が周囲の建築物に接触したような場合であっても、主翼１６の先端部方向へ突出する車輪５８のタイヤ６１及び、上記スプリングダンパ６０により当該衝撃を吸収緩和し、胴体部１２を保護して機体１８への衝撃の伝達を緩和し、機体１８を保護することができる。
【００７１】
また、特に、機体１８がホバリング状態で回転中しているような場合で主翼１６，１６の端部が近接する建築物等と接触したような場合には、上記車輪５８の回転により衝撃を回転方向に逃がすことができ、非常に有効である。
【００７２】
一方、図３に示すように、上記キャビン１１には、本実施の形態にあっては、一般の乗用車と同様に、４名の乗員が乗機できるように４つのシート６５が配設され、操縦者６４が機体１８を適宜操縦できるように操縦桿５３が設けられている。
【００７３】
キャビン１１の床部にはラダーペダル６７が設けられ、操縦者６４は、操縦桿５３の操作により、上記フラペロン５６を操作して、飛行時における揚力制御及び制動制御、さらに機体１８のローリング制御を行ない、また、上記ラダーペダル６７により上記ラダー５２を操作して機体１８のヨーイング制御を行なう。
【００７４】
また、上記後方側シート６５下方には燃料タンク６６が設けられている。本実施の形態にあっては、後方側シート６５は機体１８の前後方向略中央部分に設けられていることから、燃料タンク６６を後方側シート６５の下方に設けることにより、燃料の増減による機体１８の重量バランスの変化を最低限に押さえることができる。
【００７５】
以下、本実施の形態の作用について説明する。
【００７６】
本実施の形態に係る垂直離着陸機１０は、着陸時には、上述のように、主翼１６の翼部５５は胴体部１２下方に直角に折り畳まれており、前部側推進装置部１３と共に、胴体部１２の脚として機能し、前部側推進装置部１３の下面部７１のそり６２と共に翼部５５の先端部に設けられた車輪５８が接地面（地面）５７に接地した状態で機体１８を保持している。
【００７７】
乗員が乗車し、離陸する際には、操縦者６４がエンジン７０を始動させ、エンジン７０の原動力はドライブシャフト４０及びドライブシャフト４５を経由して前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４へ伝達される。これにより前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のプロぺラ２１，２１が回転を開始し、その後、最大パワー時には最大回転に至る。
【００７８】
また、操縦者６４は補助駆動装置３９を始動させ、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のプロぺラ後流方向制御装置２２を作動させるための油圧を、油圧パイプ５０，５１を介して油圧シリンダー４８，４９，９１に供給する。
【００７９】
油圧シリンダー４８，４９は所定の油圧が供給された場合には、図５に示すように、上方側駆動バー３６、下方側駆動バー３７及び中段部駆動バー７２を全て機体１８下方へ向かって作動させ、プロぺラ後流方向制御装置２２を構成するルーバー装置２９を構成する全てのフィン３１が支持点３４を軸中心に機体１８下方へ約４５度回動する。
【００８０】
その結果、プロぺラ後流３５は、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のハウジング部２３の開口部２８から機体１８の下方へ向かい接地面（地面）５７へ当接することから、図９に示すように、機体１８はその反力により機体１８を上昇させることが可能となる。
【００８１】
上昇後、所定高度に至った場合には、図１に示すように、操縦者６４は翼部５５を、基部５４を中心に回動させて展開させ、主翼１６を形成する。その後、図１０に示すように、油圧シリンダー４８，４９を作動させて前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４の上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７を上方へ駆動させ、全てのフィン３１を水平状態にし、プロぺラ後流３５を機体１８後方へ水平に向かって噴出させ、機体１８前方への推力Ｆをうるように設定する。
【００８２】
図１１に示すように、これにより前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４により発生する全ての推力により機体１８は前進し、垂直離着陸機１０は水平飛行を行なう。この場合、本実施の形態にあっては、図１１に示すように、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のハウジング部２３，２３の下面部７１にも揚力Ｌ１が発生することから、上記主翼１６により発生する揚力Ｌ２に加えて、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４の下面部７１に作用する揚力Ｌ１も水平飛行時に機体１８に作用することとなる。
【００８３】
また、操縦者６４は、適宜、操縦桿５３を操作することにより主翼１６，１６のフラペロン５６，５６及び前部側推進装置部１３に装備されたラダー５２を操作することにより、機体１８の姿勢制御を行うことができる。
【００８４】
即ち、垂直離着陸機１０の飛行高度を上げたい場合には、フラペロン５６を操作して揚力を増大させる。同様に、垂直離着陸機１０の高度を下げたい場合には、フラペロン５６を操作することにより抗力を増大させ、機体１８に制動をかける。また、図１２及び図１３に示すように、ラダー５２を操作することにより機体１８のヨーイング制御を行なうことができ、
また、図１４及び図１５に示すように、フラペロン５６，５６を操作することにより機体１８のローリング制御を行なうことができる。即ち、例えば、機体１８を進行方向左側へ倒したい場合には、機体１８の進行方向右側のフラペロン５６ａを下げ、左側のフラペロン５６ｂを上げる。これにより右側の主翼１６の揚力Ｌ１が増大すると共に左側の主翼１６の揚力Ｌ２は減少し、その結果、機体１８は矢印Ａの方向へ傾く。
【００８５】
また、上記フラペロン５６，５６を同時に上下動させることにより、ピッチング制御をすることができるが、ピッチング制御に関しては、後部側推進装置部１４を使用することにより、より迅速に行なうことが可能である。即ち、図５に示すように、後部側推進装置部１４のプロぺラ後流方向制御装置２２を構成するフィン３１を、飛行中に下方に回動させることにより、プロぺラ後流を機体１８の下方に向け、その反力により、図１６に示すように、機首１９を下方へ向けることができる。同様に、後部側推進装置部１４のプロぺラ後流方向制御装置２２を構成するフィン３１を、上方に回動させることにより、プロぺラ後流を機体１８の上方に向け、その反力により機首１９を上方へ向けることができる。
【００８６】
さらに、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を使用することにより、様々な飛行制御が可能となる。即ち、水平飛行時において減速を行なう場合には、図１７に示すように、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４の上方側駆動バー３６を駆動させて上半部のフィン３１ａを上方へ回動させると共に、下方側駆動バー３７を駆動させて、下半部のフィン３１ｂを下方へ回動させることにより、プロぺラ後流３５，３５を、機体１８の上方及び下方へ同時に流出させることにより、抗力Ｄを発生させると共に、揚力Ｌ３及び反揚力−Ｌ３を発生させ、機体１８前方への推力Ｆを減少させ、減速させることができる。
【００８７】
また、さらに、フィン３１をさらに分割して駆動させることにより、上昇飛行時の迅速な減速、降下飛行時の迅速な減速が可能となる。即ち、例えば、図１８及び図１９に示す実施の形態にあっては、前記実施の形態とは異なり、ルーバー装置２９のフィン３１を上下方向において３分割して作動させることができるように、上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７に加えて、中段部駆動バー７２が設けられ、フィン３１を上段部、中段部、下段部に分割してフィン３１を作動させうるように形成され、必要に応じて、フィン３１の方向の全体の比率を変更することができるように構成されている。
【００８８】
従って、上昇飛行時に、減速の必要が生じた場合には、図１８に示すように、上方側駆動バー３６を上方へ駆動させて全体のフィン３１の上方側１／３を機体１８上方へ向け、中段部駆動バー７２及び下方側駆動バー３７をいずれも下方へ作動させることにより、全体のフィン３１の下方側１／３を機体１８下方へ向ける。
【００８９】
この操作により、プロぺラ後流３５の内、主流３５ａを機体１８下方へ流出させるとと共に、副流３５ｂを機体１８上方へ流出させる。その結果、主流３５ａにより機体１８の上昇の推力Ｆ及び揚力Ｌ４を確保しつつ、同時に、上記副流３５ｂにより機体１８の後方への抗力Ｄを確保し、上昇方向への制動力も確保することができる。
【００９０】
また、機体降下時に、減速の必要が生じた場合には、図１９に示すように、上方側駆動バー３６及び中段部駆動バー７２をいずれも上方へ駆動させて、全体のフィン３１の上方側２／３を上方へ向けると共に、下方側駆動バー３７を下方へ作動させることにより、全体のフィン３１の下方側１／３を機体１８の下方へ向け、プロぺラ後流３５の内、主流３５ａを機体１８上方へ流出させるとと共に、副流３５ｂを機体１８下方へ流出させる。
【００９１】
その結果、主流３５ａにより機体１８の下降のための推力Ｆ及び反揚力Ｌ４を確保しつつ、同時に、上記副流３５ｂにより機体１８後方への抗力Ｄを発生させ、機体１８の下降方向への制動力も確保することができる。
【００９２】
従って、図１８及び図１９に示す実施の形態にあっては、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のルーバー装置２９を、上方側駆動バー３６及び下方側駆動バー３７、さらには中段部駆動バー７２によって構成し、個別に駆動制御を行ないフィン３１の設定方向の比率を変化させることにより、上昇又は降下飛行中であっても直接にプロぺラ後流３５の方向及び割合を多様に変化させることから、様々な形態の減速制御を行なうことができ、フラペロン５６による操作のみの場合に比して、機体１８の運動性能を向上させることができる。
【００９３】
このようにして飛行した垂直離着陸機１０を着陸させる場合には、上記と同様の手順を逆に行なうことにより、所望の地域に適宜着陸させることができる。即ち、操縦者６４は着陸位置が近づいた場合には、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を操作して、プロぺラ後流方向制御装置２２のルーバー装置２９を、フィン３１が機体１８上方へ向くように作動させ、プロぺラ後流３５を機体１８上方へ向かって噴出するように設定する。
【００９４】
同時に、フラペロン５６を適宜下方へ作動させて抗力を得、機体１８への制動をかける。これらの操作により、機体１８下方への反推力及び抗力を得ることから、機体１８は効率よく下降し、着陸地点に到達する。
【００９５】
この場合、必要に応じて、上方側駆動バー３６、下方側駆動バー３７及び中段部駆動バー７２を操作して、フィン３１の方向制御を行ない、前方への推力と、下降に必要な制動力とを調整しつつ機体１８を安定させながら所定高度に至るまで降下する。
【００９６】
なお、この場合、例えば、前部側推進装置部１３又は後部側推進装置部１４、もしくはその双方が機能を停止し、もしくはエンジントラブル等により所望の推力が得られない等の緊急時にあっては、上記のように上記補助翼６８，６８を展張し、滑空が可能なように形成されている。従って、必要な場合には、上記要領により補助翼６８，６８を使用して、所望の着陸地点に至るまで滑空を行ない着陸を行なうことができる。
【００９７】
その後、機体１８が所定高度に至った場合には、操縦者６４は主翼１６の翼部５５を折り畳み、同様にプロぺラ後流方向制御装置２２の操作により上方側駆動バー３６，下方側駆動バー３７及び、中段部駆動バー７２を全て下方へ駆動させて全てのフィン３１を下方へ向け、ホバリング状態を維持しつつ垂直に着陸予定地へ着地する。
【００９８】
着陸に際しては、主翼１６の先端部に装着された車輪５８のコイルスプリング６０、ダンパー９５及びタイヤ６１が、接地面（地面）５７との接地に際してクッションとなり、着陸時の衝撃を有効に吸収する。
【００９９】
図２０及び図２１は他の実施の形態を示す。本実施の形態にあっては、前部側推進装置部１３のプロぺラ後流方向制御装置２２の後方側において、前部側推進装置部１３の上下方向に沿ってアクチュエータ６３が配設されている。このアクチュエータ６３は油圧シリンダ７３と油圧シリンダ内の油圧により駆動されるピストン７４とにより構成され、上記ピストン７４の先端部は上記そり６２に接続されている。
【０１００】
本実施の形態に係る垂直離着陸機１０にあっては、離陸時には、操縦者６４は、上記補助駆動装置３９を作動させて油圧を供給することにより、アクチュエータ６３を作動させ、ピストン７４を接地面（地面）５７に対して伸張させることにより、車輪５８を支点として機体１８の機首１９側を持ち上げる。これにより、図２０に示すように、機体１８は車輪５８を中心として所定角度機首１９が上方を向き、この状態で前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を作動させて離陸させるものである。
【０１０１】
前記実施の形態にあっては、図５に示すように、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のプロぺラ後流方向制御装置２２のルーバー装置２９を構成するフィン３１の角度を略４５度下方へ向けることにより、プロぺラ後流３５を機体１８の下方へ噴出させて上昇推力を得ることとしているが、プロぺラ後流３５の噴出方向をフィン３１により略９０度にわたり変化させることから、推力のロスが発生する。
【０１０２】
しかしながら、本実施の形態にあっては、離陸時に、機体１８そのもののに仰角を付与することから、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のフィン３１の角度を前記実施の形態における場合よりも小さくすることができ、プロぺラ後流３５そのものの流出方向の変更に伴う、推力ロスを低減することができる。
【０１０３】
その結果、垂直離着陸機１０の離陸、飛行等に必要なエンジン推力を低減することができることから、エンジンの大きさ及び重さも低減することができ、機体１８の重量を低減することもできる。
【０１０４】
また、本実施の形態にあっては、離陸時に、機体１８そのもののに仰角を付与することから、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４の作動時における、ハウジング部２３の開口部２４からの小石、草等の障害物流入によるプロぺラ２１，２１の破損を防止することも可能となる。
【０１０５】
さらに、同様に図２１に示すように、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を機体１８の左右方向に沿って軸着すると共に、補助駆動装置３９により供給される油圧により作動するアクチュエータ７５，７５をそれぞれ設けることにより、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を機体１８の前後方向に沿って所定角度回動可能に形成することもできる。
【０１０６】
本実施の形態にあっては、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４は、それぞれ、軸部９２,９３を介して胴体部１２に固定されると共に、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４の後端部に接合され、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を機体１８から離間又は近接させうるアクチュエータ７５が設けられている。従って、本実施の形態にあっては、アクチュエータ７５を駆動することにより、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を軸部９３，９４を中心に、機体１８後方へ向け、上下方向において所定角度分、回動しうるように形成されている。
【０１０７】
従って、本実施の形態にあっては、離陸時には、操縦者６４はアクチュエータ７５，７５を作動させることにより前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を所定角度、機体１８後方側へ回動させ、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４そのものに仰角を形成する。
【０１０８】
この状態で前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４を作動させることにより、図２０における実施の形態の場合と同様に、前部側推進装置部１３及び後部側推進装置部１４のフィン３１の角度をより小さくすることができ、プロぺラ後流３５そのものの流出方向の変更に伴う、推力ロスを低減することができる。
【０１０９】
なお、図２２は、ルーバー角度と空気力との座標において、入力推力、揚力及び抗力との関係を示すグラフである。このグラフより明らかなように、ルーバー装置２９によりプロぺラ２１，２１のプロぺラ後流方向を機体１８下方へ噴出するように角度変更を行ない、垂直離陸のための推力を得る場合には、機体１８の通常の離陸、飛行に要求されるパワーの１．３倍のパワーが要求されるものである。
【０１１０】
しかしながら、図２０及び図２１に示す実施の形態によれば、上記のようにルーバー装置２９のフィン３１の偏向角度を小さく設定することがえできることから、プロぺラ２１，２１のプロぺラ後流を機体１８後方へそのまま噴出させる場合に要求されるパワーと略同様のパワーでよく、要求されるエンジンパワーそのものを低減することができ、その結果、機体１８の重量を低減することも可能となる。
【０１１１】
また、図２３乃至図２６は、本発明に係る垂直離着陸機１０の他の実施の形態を示す。
【０１１２】
本実施の形態にあっては、前部側推進装置部１３が機首１９において水平方向に回動可能に形成され、ヨーイング制御をより容易に行ない得るように構成されている。
【０１１３】
即ち、図２３及び図２４に示すように、本実施の形態にあっては、前部側推進装置部１３は軸部７６を介して機首１９に回動固定に固定され、ワイヤーリンク機構７７を介してキャビン１１内の操縦席に配設されたラダーペダル７８，７８と連動して操作しうるように形成されている。
【０１１４】
このワイヤーリンク機構７７は、前部側推進装置部１３を機首１９へ回動可能に固定する軸部７６と、この軸部７６の機体後方側に設けられたワイヤー係止部８０，８０と、一対のラダーペダルが固定されたラダーバー８１と、両端部がラダーバー８１に固定され、上記ワイヤー係止部８０，８０を介して上記軸部７６に掛けまわされたワイヤー７９とにより構成されている。
【０１１５】
従って、操縦者６４が操縦席において、一対のラダーペダル７８，７８のいずれかを踏んだ場合には、前部側推進装置部１３はラダー５２の作動に連動して、左右方向に回動するように構成されている。
【０１１６】
その結果、本実施の形態にあっては、例えば、図２４に示すように、操縦者６４が機体１８を、機首が左方向へ回頭するように姿勢制御させようとして進行方向右側のラダーペダル７８ａを踏んだ場合には、ラダー５２が操作されると同時に、上記ワイヤーリンク機構７７により前部側推進装置部１３が機体１８の進行方向左側へ回動する。
【０１１７】
従って、前部側推進装置部１３のプロぺラ後流３５の噴出方向も機体１８の進行方向右側後方へ変化することとなり、ラダー５２による制御に加えて、前部側推進装置部１３の推力により、進行方向左側への機体１８のヨーイング制御が迅速に行なわれる。
【０１１８】
この状況を機体１８全体で考慮した場合を図２５及び図２６に示す。通常、垂直離着陸機１０が、特に、横風等の影響を受けることなく、直進して飛行している場合には、図２５に示すように、前部側推進装置部１３は通常の状態にあり、機体１８後方へプロぺラ後流３５を真っ直ぐに噴出している。従って、機体進行軸Ｘと推力軸ＦＸとは一致している。
【０１１９】
一方、垂直離着陸機１０が飛行中に斜めからの横風を受けたような場合、一般的には、尾部２０は風下を向き機首１９が風上を向くように機体１８がＺ軸周りに回頭し始める。この場合、一般的には、操縦者６４はラダーペダル７８，７８によりラダー５２を操作し、Ｚ軸周りの偏揺れを適宜、修正又は維持することとなる。
【０１２０】
しかしながら、本実施の形態にあっては、例えば、機体１８の進行方向左側斜め前方から横風を受けたような場合には、操縦者６４は右側のラダーペダル７８ａを踏むことにより、上記ワイヤーリンク機構７７により前部側推進装置部１３を所定角度回動させ、機体１８の進行方向左側へ開口部２４を向ける。
【０１２１】
これにより、前部側推進装置部１３の推力方向は、機体１８の進行方向後方右斜め側へ変化することから、機体１８に作用する推力軸ＦＸは、前部側推進装置部１３の回転軸Ｚ１を中心に機体進行軸Ｘよりも進行方向左側に回転する。その結果、機体１８の進行方向左側へのヨーモーメント力のベクトルＰが発生し、斜め風に対する力のバランスを確保することができる。
【０１２２】
従って、本実施の形態にあっては、水平飛行時の斜めからの横風に遭遇したような場合、より迅速にヨーイング制御を行なうことが可能となる。
【０１２３】
さらに、垂直離着陸機１０がホバリング状態で上昇又は降下している場合に横風を受けたような場合には、ラダー５２のみの操作ではヨーイングモーメントが不足し、適切に機体１８のヨーイング制御を行なうことができない場合がある。このような場合には、上記ワイヤーリンク機構７７を用いて前部側推進装置部１３を回動させ必要なヨーイングモーメント力を得、迅速適切にヨーイング制御を行うことができる。
【０１２４】
また、図２７は本発明に係る垂直離着陸機１０の他の実施の形態を示す。
【０１２５】
本実施の形態にあっては、前部側推進装置部１３のハウジング部２３の開口部２４の幅方向の中央上端部及び幅方向の中央下端部には、２機のプロぺラ２１，２１の間の空隙を埋めるように、エアインテーク部８５及びライト部８６が設けられている。エアインテーク部８５及びライト部８６はいずれも三角形状に形成され、エアインテーク用の開口部８７及びライト８８がそれぞれ設けられている。
【０１２６】
前記各実施の形態における前部側推進装置部１３は、図４に示すように、ハウジング部２３の２機のプロぺラ２１，２１の間には、中央上端部及び中央下端部にはそれぞれ、空隙部８２が形成されており、この空隙部８９において、プロぺラ２１，２１の回転に伴い渦流が発生し、プロぺラ２１，２１により形成されるプロぺラ後流３５の円滑な噴出を妨げ、結果的に、推力低下へつながることとなる。
【０１２７】
そこで、本実施の形態にあっては、開口部２４内において渦流の発生する可能性のある部位である、中央上端部及び中央下端部に、それぞれ、正面三角形状のエアインテーク部８５及びライト部８６を形成し、渦流の発生を防止すると共に、エアインテーク部８５に設けられたエアインテーク用の開口部８７から流入した空気はキャビン１１内へ導入してキャビン１１内の換気用空気に用いることとしている。この場合、飛行中にあっては、機体１８の前面に位置することから、飛行速度に合致した動圧が作用し、有効に換気用の空気をキャビン１１へ導入することができる。また、ライト部８６に設けられたライト８８は夜間における照明として利用しうるように構成されている。
【０１２８】
従って、本実施の形態にあっては、前部側推進装置部１３内に装備されたプロぺラ２１，２１の作動による渦流の発生による推力低下を有効に防止できると共に、飛行中の動圧が最も高い前部側推進装置部１３の前面にエアインテーク用の開口部を設けたことから、有効に室内換気用の空気を導入することができ、さらに、夜間の飛行にも有効な照明をうることができる。
【０１２９】
なお、上記各実施の形態における、機体全体の形状、各構成部分の具体的形状等は、上記実施の形態に限定されない。また、上記実施の形態にあっては、４名の乗員が乗機できる機体を例に説明したが、より多くの乗員を収容できるように構成することも可能である。
【０１３０】
【発明の効果】
従って本発明に係る垂直離着陸機にあっては、現在、使用されている自動車に代替することができ、乗員及び貨物を運搬しうる、自動車感覚で使用可能な、垂直離着陸機を提供することができる。
【０１３１】
また、本発明に係る垂直離着陸機にあっては、フェールセーフの観点から安全性に優れた垂直離着陸機を提供することができる。
【０１３２】
さらに、本発明にあっては、機体の制動操作及びヨーイング制御を容易かつ迅速に行なうことができ、機体の運動性能に優れた垂直離着陸機を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図である。
【図２】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、一般の乗用車と対比した状態を示す図である。
【図３】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す側面断面図である。
【図４】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、
前部側推進装置部を示す図である。
【図５】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す側面断面図であって、前部及び後部側推進装置部を示す図である。
【図６】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、特に、補助翼の構成を示す図である。
【図７】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、特に、補助翼の展開状態を示す図である。
【図８】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す側面断面図であって、特に、主翼を展開した状態での車輪の位置を示す図である。
【図９】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、機体の垂直離陸状態を示す図である。
【図１０】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す断面図であって、水平飛行状態における推進装置部の作動状態を示す図である。
【図１１】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、機体の水平飛行状態を示す図である。
【図１２】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、ヨーイング制御状態を示す図である。
【図１３】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、機体のヨーイング制御状態を示す図である。
【図１４】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、機体のローリング制御状態を示す図である。
【図１５】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、機体のローリング制御状態を示す図である。
【図１６】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、機体のピッチング制御状態を示す図である。
【図１７】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す断面図であって、水平飛行状態において減速した場合の推進装置部の作動状態を示す図である。
【図１８】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す断面図であって、上昇飛行状態において減速した場合の推進装置部の作動状態を示す図である。
【図１９】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す断面図であって、降下飛行状態において減速した場合の推進装置部の作動状態を示す図である。
【図２０】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す断面図であって、前部側推進装置部内にアクチュエータを設け、離陸時に機体の機首側を上方へ持ち上げることができるように構成し、機首を持ち上げた状態を示す図である。
【図２１】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す断面図であって、前部側及び後部側推進装置部内にアクチュエータを設け、前部側及び後部側推進装置部を回動させて機体上方に向くように構成した場合を示す図である。
【図２２】 ルーバー角度と空気力との座標において、入力推力と抗力及び揚力との関係を示すグラフである。
【図２３】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す部分斜視図であって、前部側推進装置部内にワイヤーリンク機構を設け、前部側推進装置部を水平方向において回動させるように構成した状態を示す図である。
【図２４】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す部分斜視図であって、前部側推進装置部内にワイヤーリンク機構を設け、前部側推進装置部を水平方向において回動させた状態を示す図である。
【図２５】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、機体進行軸と推力軸との関係を示す図である。
【図２６】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す斜視図であって、前部側推進装置部内にワイヤーリンク機構を設け、前部側推進装置部を水平方向において回動させた状態における機体進行軸と推力軸との関係及び、作用するヨーモーメント力のベクトルを示す図である。
【図２７】 本発明に係る垂直離着陸機の一実施の形態を示す部分斜視図であって、前部側推進装置部の前面中央部上下端部に空気取り入れ口とライトとを設けた状態を示す図である。
【図２８】 従来のＶＴＯＬの一例を示す斜視図である。
【図２９】 一般のヘリコプターと一般の乗用車との大きさの関係を示す図である。
【図３０】 一般の乗用車に見合う大きさのローターを装備して、垂直離着陸機として構成した状態を示す斜視図である。
【図３１】 一般の乗用車に見合う大きさのローターを装備して、垂直離着陸機として構成した場合において、上昇中のプロぺラ後流の状態を示す図である。
【図３２】 一般の乗用車に見合う大きさのローターを装備して、垂直離着陸機として構成した場合において、水平飛行中のプロぺラ後流の状態を示す図である。
【符号の説明】
１０ 垂直離着陸機
１１ キャビン
１２ 胴体部
１３ 前部側推進装置部
１４ 後部側推進装置部
１５ 駆動装置部
１６ 主翼
１７ 乗用車
１８ 機体
１９ 機首
２０ 尾部
２１ プロぺラ
２２ プロぺラ後流方向制御装置
２３ ハウジング部
２４ 開口部
２５ 側面部
２６ 前端部
２７ 後端部
２８ 開口部
２９ ルーバー装置
３０ 駆動装置
３１ フィン
３２ 支持バー
３３ 駆動バー
３４ 支持点
３５ プロぺラ後流
３６ 上方側駆動バー
３７ 下方側駆動バー
３８ 主駆動装置
３９ 副駆動装置
４０ ドライブシャフト
４１ 駆動ギヤ
４２ 伝達ギヤ
４３ コネクティングギヤ
４４ コネクティングギヤ
４５ ドライブシャフト
４６ プロぺラガバナ
４７ プロぺラガバナ
４８ 油圧シリンダ
４９ 油圧シリンダ
５０ 油圧パイプ
５１ 油圧パイプ
５２ ラダー
５３ 操縦桿
５４ 基部
５５ 翼部
５６ フラペロン
５７ 接地面（地面）
５８ 車輪
５９ フレーム部
６０ スプリングダンパ
６１ タイヤ
６２ そり
６３ アクチュエータ
６４ 操縦者
６５ シート
６６ 燃料タンク
６７ ラダーペダル
６８ 補助翼
６９ 車軸
７０ エンジン
７１ 下面部
７２ 中段部駆動バー
７３ 油圧シリンダ
７４ ピストン
７５ アクチュエータ
７６ 軸部
７７ ワイヤーリンク機構
７８ ラダーペダル
７９ ワイヤー
８０ 係止部
８１ ラダーバー
８２ 空隙部
８５ エアインテーク部
８６ ライト部
８７ 空気取入口
８８ ライト
８９ 軸部
９０ 支持ロッド
９１ 油圧シリンダ
９２ 軸部
９３ 軸部
９４ 下端部
９５ ダンパー
Ｌ１ 揚力
Ｌ２ 揚力
Ｌ３ 揚力
Ｌ４ 揚力
−Ｌ３ 反揚力
Ｘ 機体進行軸
ＦＸ 推力軸
Ｚ Ｚ軸
Ｚ１ 前部側推進装置部の回転軸
Ｐ ベクトルのヨーモーメント力
Ｄ 抗力

Claims (18)

1. 乗員が乗機して飛行しうる垂直離着陸機であって、全体として乗用車と略同様の大きさに形成され、乗員が乗機可能なキャビンを有する胴体部と、機体を推進させうる推進装置部と、この推進装置部を駆動しうる駆動装置部と、折りたたみ可能に形成された主翼とを備え、
   上記推進装置部は、機体後方へ向けた推力を得ることができるように配置されたプロぺラと、このプロぺラにより形成された気流の方向を制御しうるプロぺラ後流方向制御装置と、上記プロぺラ及びプロぺラ後流方向制御装置とを収納しうるハウジング部とを有し、離着陸時には、プロぺラ後流方向制御装置によりプロぺラ後流方向を機体下方へ向けて上昇用の推力を得ると共に、所定高度に上昇した場合にはプロぺラ後流方向制御装置によりプロぺラ後流方向を水平方向に向けて水平飛行用の推力を得るように構成されており、
   上記機体の機首側を上方に持ち上げることにより上記推進装置部に仰角を付与することが可能であることを特徴とする垂直離着陸機。
2. 乗員が乗機して飛行しうる垂直離着陸機であって、全体として乗用車と略同様の大きさに形成され、乗員が乗機可能なキャビンを有する胴体部と、機体を推進させうる推進装置部と、この推進装置部を駆動しうる駆動装置部と、折りたたみ可能に形成された主翼とを備え、
   上記推進装置部は、機体後方へ向けた推力を得ることができるように配置されたプロぺラと、このプロぺラにより形成された気流の方向を制御しうるプロぺラ後流方向制御装置と、上記プロぺラ及びプロぺラ後流方向制御装置とを収納しうるハウジング部とを有し、離着陸時には、上記主翼を折りたたんだ状態でプロぺラ後流方向制御装置によりプロぺラ後流方向を機体下方へ向けて上昇用の推力を得ると共に、所定高度に上昇した場合には上記主翼を展開した状態でプロぺラ後流方向制御装置によりプロぺラ後流方向を水平方向に向けて水平飛行用の推力を得るように構成されていることを特徴とする垂直離着陸機。
3. 上記プロぺラは、機体幅方向に沿って２基配置されていることを特徴とする請求項１又は２に記載の垂直離着陸機。
4. 上記推進装置部は胴体部の機首下部と尾部上部とにそれぞれ設けられ、上記駆動装置部は、胴体部の後部に搭載されていることを特徴とする請求項１又は２に記載の垂直離着陸機。
5. 上記機首下部に設けられた推進装置部には、ラダーが設けられていることを特徴とする請求項４に記載の垂直離着陸機。
6. 上記機首下部に設けられた推進装置部は、上記胴体部に機体水平方向において回動可能に固定されていることを特徴とする請求項５に記載の垂直離着陸機。
7. 上記駆動装置部は、プロぺラを駆動する主駆動装置と、プロぺラ後流方向制御装置を駆動しうる補助駆動装置とを有することを特徴とする請求項１又は２に記載の垂直離着陸機。
8. 上記胴体部の後端部には主翼が設けられ、この主翼は、基端部と、この基端部に機体下方へ折りたたみ可能に接合された翼部とを有することを特徴とする請求項１又は２に記載の垂直離着陸機。
9. 上記翼部は、折りたたまれた際には、その先端部が、機首下部に設けられた推進装置部の下端部と略同一の高さ位置に至るように形成されていることを特徴とする請求項８に記載の垂直離着陸機。
10. 上記翼部にはフラペロンが設けられていることを特徴とする請求項８又は９に記載の垂直離着陸機。
11. 上記翼部の先端部には車輪が設けられていることを特徴とする請求項８から１０の何れか１項に記載の垂直離着陸機。
12. 上記機首下部に設けられた推進装置部には着陸用のそりが設けられていることを特徴とする請求項４に記載の垂直離着陸機。
13. 上記プロぺラ後流方向制御装置は、プロぺラ後方に配置されたルーバー装置と、このルーバー装置を駆動しうる駆動装置を有することを特徴とする請求項１又は２に記載の垂直離着陸機。
14. 上記ルーバー装置は、機体左右方向に亘り配置されると共に機体上下方向に沿って複数枚設けられたフィンを備え、この複数枚のフィンは部分的に駆動され、プロぺラ後流方向を部分的に変化させうるように構成されていることを特徴とする請求項１３に記載の垂直離着陸機。
15. 上記推進装置部には機体前方を照射可能なライトが設けられていることを特徴とする請求項１から７の何れか１項に記載の垂直離着陸機。
16. 上記推進装置部にはキャビン内換気用の換気口が設けられていることを特徴とする請求項１から７の何れか１項に記載の垂直離着陸機。
17. 上記推進装置部には補助翼が設けられていることを特徴とする請求項１又は２に記載の垂直離着陸機。
18. 上記補助翼は、機首下部に設けられた推進装置部及び尾部上部に設けられた推進装置部の双方に設けられ、常態時には推進装置部と一体に形成されていると共に、必要時には展開して飛行に必要な揚力を得ることができるように構成されていることを特徴とする請求項１７に記載の垂直離着陸機。

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