JP4135444B2 - 飛行装置 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、飛行装置に係り、特に、操縦者が装着して飛行し、目的地へ到達することができる飛行装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、地震、風水害等の自然災害が発生したような場合であって災害現場等に車両が到達できないような場合に、現場での被害状況等の情報収集を行なうために遠隔操作可能な無人の低速飛翔体が提案されており、フレーム内に２つの水平回転翼と、水平回転翼の下降流を受ける投影面積を調整する調整手段とを有し、遠隔操縦により無人で飛行しうるように構成されている（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
【特許文献１】
特開平１１−１１５８９６号公報
【０００４】
しかしながら、このような従来の飛翔体は遠隔操縦により人間が操作するものであることから、飛翔体そのものの操縦性、運動性能に関し、やはり限界があり、被災地等において必要な情報を確実に入手することができない場合も多かった。従って、このような観点から、人間が直接に操縦して自ら飛行し、目的地へ移動することができる技術が検討されてきた。
【０００５】
また、現在、一般に、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が、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、目的地への迅速な移動、到達は不可能である。
【０００６】
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、人の移動や荷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。従って、このような観点からも上記のような技術が検討されてきている。
【０００７】
従来、例えば、「ロケットベルト」、「ジェットベルト」、「ミレニアムジェット」と呼ばれるような、人間が装着して飛行しうる飛行装置が開発されている。しかしながら、このような飛行装置にあっては、概ね、推進装置を操縦者が装着したのみのものであり、例えば、安定した飛行を行なえる操縦制御装置のような技術は搭載されていない。
【０００８】
その結果、操縦に際しては、推進装置からの出力量及び出力方向を、操縦者が、操縦者の重心の移動を行ないつつ実際の飛行の際の感覚に基づいて自ら制御して飛行することが必要であった。
【０００９】
その結果、実際の飛行にあたっては非常に熟練した操縦技術が必要となり、長期間の飛行訓練を要することから、一般の利用者が容易に利用することはできず、操縦者が限定されてしまう、という不具合があった。
【００１０】
また、特に、このような従来の技術にあっては、他の航空機とは異なり、翼等の揚力を発生しうる装置を持たないため、実際の飛行の際に揚力をうることはできず、飛行のための推進力は、装着した推進装置のみにより確保する必要があった。
【００１１】
しかしながら、このような従来の飛行装置にあっては、多量の燃料を搭載することはできず、その結果、限られた燃料量により飛行せざるをえず、飛行時間が非常に短い、という不具合も存していた。
【００１２】
さらに、従来のこのような飛行装置は、推進装置を操縦者が装着するだけのものであることから、着陸時の衝撃から操縦者を保護することはできず、着陸の際に、適切な着地が行なえなかった場合には、操縦者が怪我をする可能性もあり、一般的な利用は不可能であった。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
そこで、本発明の課題は、操縦者が装着して操作し、実際に目的地に移動することができる飛行装置を提供することにある。また、さらに本発明の課題は、より操作が容易であって、長期間に渡る操縦訓練を必要とすることなく多くの一般の使用者が利用することができる飛行装置を提供することにある。
【００１４】
さらに、本発明の課題は、より安全に使用することができる飛行装置を提供することにある。
【００１５】
【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、操縦者が装着して飛行し得る飛行装置であって、操縦者を搬送しうる推力を発生する推進装置部を有し、着陸装置を介することなく発進又は着陸しうるように構成されたことを特徴とする飛行装置を提供する。
【００１６】
この場合、上記飛行装置は操縦者が直立状態で使用するものである。しかしながら、操縦者が例えば、椅子等に着座した状態で使用するように構成されていてもよい。
【００１７】
また、本発明にあっては、上記推進装置部は、エンジン部と、このエンジン部から発生するガスを外方へ噴出させる排気部とを有し、上記排気部から噴出するガスにより推力を得るように構成されていることを特徴とする。上記エンジン部は、燃料を燃焼させうる燃焼室を有し、当該燃焼室は、高温に加熱される燃焼体と、この燃焼体を加熱しうる加熱手段とを備えている。
【００１８】
上記加熱手段は、レーザー発振器であってもよく、また、マイクロウェーブ発振器であってもよい。レーザー発振器を使用した場合には、常時、通電させておく必要はないことから、装備する電源を小型化することが可能となる。
【００１９】
また、上記燃料は液体燃料であってもよく、上記エンジン部は上記液体燃料を収納する燃料タンクを有していてもよい。
【００２０】
本発明にあっては、上記燃料タンクと燃焼室との間には燃料供給手段が設けられており、上記燃料供給手段は、例えば、ロータリバルブと、このロータリバルブを駆動する駆動手段とにより構成されていてもよい。
【００２１】
また、本発明にあっては、上記燃焼体は、球形に形成されていることが好ましい。上記燃焼体が球状に形成されていた場合には、加熱手段による燃焼体における熱の伝搬効率が良好であり、燃料の燃焼効率を向上させることができる。
【００２２】
また、本発明は、操縦者が装着して飛行し得る飛行装置であって、操縦者を搬送しうる推力を発生する推進装置部を有し、上記推進装置部は、ターボシャフトエンジンと、このターボシャフトエンジンにより駆動されるロータとを有することを特徴とする。 上記ロータは、垂直方向用ロータと水平方向用ロータとにより構成されており、上記ロータのロータブレードは、ピッチ角制御装置によりピッチ角度が制御されるように構成されている。
【００２３】
上記ターボシャフトエンジンは燃料タンクを介して一対に設けられており、燃料タンク上方部にはパラシュートが格納されている。
【００２４】
従って、本発明にあっては、燃焼室内における燃焼により発生したガスを噴出することにより推力を得るのではなく、ターボシャフトエンジンにより駆動されるロータの回転により推力を得て、飛行するように構成されている。
【００２５】
【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。
【００２６】
図１乃至図３に示すように、本実施の形態に係る飛行装置１０は、操縦者１１が装着して飛行し、操縦者１１を搬送しうる推力を発生する推進装置部１３を有し、垂直に上昇又は下降しうるように構成されている。
【００２７】
図１に示すように、本実施の形態に係る飛行装置１０は、操縦者１１が直立状態で使用するものであって、操縦者１１が直立状態で背中側に装着しうる推進装置部１３と、前方衝撃吸収部１４及び下方衝撃吸収部１５と、揚力発生部１６とを有している。 上記推進装置部１３は、操縦者１１の背中に当接して配置されるフレーム部１７上に固定されており、エンジン部５０と、このエンジン部５０から発生するガスを外方へ噴出させる排気部１８とにより構成されている。
【００２８】
上記フレーム部１７の上端部には、ヘルメット部２０が設けられ、装着時には、操縦者１１はヘルメット部２０を頭部７９に被り飛行するように構成されている。また、上記また、上記フレーム部１７には、操縦者１１の装着時には、操縦者１１の身体を包囲するように配置される、リング状に形成された身体保護部２１が設けられている。
【００２９】
この身体保護部２１は、本実施の形態にあっては、身体上下方向において所定間隔をおいて設けられた上方リング部２１ａと下方リング部２１ｂとにより構成されている。上方リング部２１ａはフレーム部１７の高さ方向略中央部に固定され、操縦者１１の飛行装置１０の装着時には操縦者１１の略腰部付近を包囲するように形成されると共に、下方リング部２１ｂはショックアブソーバ装置２２を介して上記フレーム部１７の下端部に接合され、操縦者１１の膝付近を包囲するように形成されている。
【００３０】
これらの上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂの間には前方からの気流を受け得るスクリーン部２３が開閉可能に設けられている。このスクリーン部２３は、例えば、軽合金又は耐熱布製であって、上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂにそれぞれ設けられたガイドレール２４，２４に上端部及び下端部をスライド可能に保持されている。
【００３１】
このガイドレール２４，２４の前方中央部及び左右両側部には、それぞれ、側方ロック部７５及び前方ロック部７６が設けられている。上記上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂと、上記スクリーン部２３とにより揚力発生部１６が構成される。
【００３２】
このスクリーン２３は、上記上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂの平面形状に適合するように折り曲げられて上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂの間に装着されており、後部固定スクリーン部２５と、飛行装置１０の前方側中央で分割形成された２枚の左右一対の前部スライドスクリーン部２６、２６とにより構成され、前部スライドスクリーン部２６の全開時には、前部スライドスクリーン部２６は後部固定スクリーン部２５と略完全に重なった状態で、側方ロック部７５，７５により前部スライドスクリーン部２６，２６のそれぞれ前端部が固定された状態で、操縦者１１の腹部から膝にかけての前面部は全開状態となり、前方からの気流を後部固定スクリーン部２５により受け、飛行速度の制動を行い得るように構成されている。
【００３３】
一方、前部スライドスクリーン部２６、２６の全閉状態の場合には、前部スライドスクリーン部２６、２６は前方ロック部７６によりその前端部が固定されて、前部スライドスクリーン部２６は操縦者１１の腹部から膝にかけての前面部を完全に覆い、後部固定スクリーン部２５および２枚の前部スライドスクリーン部２６，２６により上方リング部２１ａおよび下方リング部２１ｂとの間に筒状の揚力発生部１６が形成される。上記前部スライドスクリーン部２６，２６は、後述の航法装置４８からの指示によりアクチュエータ（図示せず）により自動的に開閉することもできれば、手動により開閉することもできるように構成されている。
【００３４】
一方、図１及び図２に示すように、上記フレーム部１７の上端部には、操縦者１１の前面部方向に向けて一対のアームレスト部２７，２７が突設されている。このアームレスト部２７，２７は、操縦者１１の上腕部２８及び下腕部２９を保護する側面略Ｌ字状の腕保護部３０と、腕保護部３０の前端部に形成された手３１を保護する側面略Ｊ字状の手保護部３２とを有する。
【００３５】
上記腕保護部３０は、基端部がフレーム部１７上端部に軸部４０により軸着され回動可能に形成されたアーム部３３と、このアーム部３３の軸方向に沿って嵌挿された手保護部３２の軸部３４とにより構成されている。
【００３６】
そして、上記アーム部３３にはショックアブソーバ装置３５が内装されている。このショックアブソーバ装置３５は、例えば、高圧ガスを封入したシリンダと、シリンダ内に配置されたピストンとにより構成される。
【００３７】
上記手保護部３２は、上記手保護部３２の軸部３４の前端部に設けられた、操縦者が操縦の際に握示するグリップ部３６と、このグリップ３６部の前方に配置されたカバー部３７とを有している。このグリップ部３６の、操縦者が握持した際に親指が当接する部位には、親指カーソルボタン３８が設けられ、後述の、航法装置４８を構成する、ヘルメット部２０のスクリーン２３内側面に投影されるディスプレイの操作を行なうことができるように構成されている。
【００３８】
また、上記グリップ部３６の前端下端部には、距離センサ６７が設けられ、飛行中において前方の障害物及び地面との距離を計測しうるように形成されている。
【００３９】
従って、図１乃至図３に示すように、操縦者１１は飛行装置１０の使用時には、両腕を上記腕保護部３０上に載せ、かつ手のひらで上記グリップ部３６を握持した状態で操縦することとなる。また、上述のように、上記アーム部３３内にはショックアブソーバ装置３５が内蔵されていると共に、手のひらを保護するカバー部３７が設けられていることから、操縦者１１の身体前方から何らかの物体と衝突するような事態があった場合でも、衝突の際の衝撃を上記ショックアブソーバ装置３５が吸収して、腕及び胴体部への衝撃を緩和し、かつ、上記カバー部３７が手のひらを保護するように構成されている。
【００４０】
また、図１に示すように、上記推進装置部１３は、エンジン部５０と、エンジン部５０から発生するガスを排出する排気部１８とにより構成され、上記排気部１８はエキゾーストパイプ５１により構成されている。図４に示すように、エンジン部５０は、燃焼室５６と、この燃焼室５６に、燃料供給管９４及び、燃料供給管９４に設けられたロータリーバルブ５５を介して燃料を供給する筒状の燃料タンク５２とを有している。上記燃焼室５６は全体球形に形成され、内部中央にはステム１９により支持された球状の燃焼体５３が設けられ、燃焼室５６の壁面部５４にはレーザー／マイクロウェーブ発振機７７が略等間隔で複数配置されている。
【００４１】
上記ロータリーバルブ５５は電気モータ８６により駆動軸８７を介して駆動され、電気モータ８６はＣＰＵ４５により駆動制御されるように構成されている。また、上記燃料タンク５２には燃料が収納されており、本実施の形態においては水が使用される。
【００４２】
従って、本実施の形態にあっては、推進装置部１３を作動させて飛行する場合には、まず、レーザー／マイクロウェーブ発振機７７を駆動させて上記燃焼体５３を加熱する。そして、燃焼室５６に配設された温度センサ７８により燃焼体５３が所定温度（本実施の形態にあっては水の沸点である１００℃）以上に至ったことが検知された場合には、ＣＰＵ４５は電動モータ８６によりさせて所定回転数によりロータリーバルブ５５を駆動させ、燃料タンク５２内の水を燃焼体５３に吹き付ける。燃焼体５３は高温に加熱されていることから、吹き付けられた水は蒸発して水蒸気となる。この高温高圧の水蒸気はエキゾーストパイプ５１を介して外部に噴出することから、その反力としての推力を得ることができる。
【００４３】
また、上記のようにロータリーバルブ５５を駆動する電気モータ８６及び駆動軸８７を設けることなく、例えば、図５に示すように、高圧空気又は窒素ガス等の高圧気体を封入した圧力タンク８８を設け、この高圧気体により燃料タンク５２内の燃料を加圧して燃焼室５６内の燃焼体５３に噴射させるように構成してもよい。
【００４４】
即ち、図５に示すように、この実施の形態に係るエンジン部９０にあっては、高圧気体を封入した圧力容器８８が設けられ、燃料タンク５２との間は管路８９により接続されている。上記管路８９にはバルブ９１が配設されており、このバルブ９１の開閉制御はＣＰＵ４５により行なわれるように構成されている。
【００４５】
従って、エンジン部９０を作動させる場合には、ＣＰＵ４５はバルブ９１を開放し、圧力タンク８８に封入された高圧気体を管路８９を介して燃料タンク５２内に流入させる。その結果、燃料タンク５２内に収納された水は加圧されて、燃料供給管９４に設けられたロータリーバルブ９２を介して燃焼室５６内に流入して加熱された燃焼体５３に噴射されて気化し、エキゾーストパイプ５１を介して外部に噴出される。
【００４６】
さらに、図６に示すように、燃料としてニトロメタン（ＣＨ3Ｎｏ2）及びガソリンを、混合比率１〜２％により混合した混合燃料を使用することも可能である。即ち、本実施の形態に係るエンジン部９３にあっては、図４に示すエンジン部５０と同様に、燃料タンク５２と燃焼室５６との間に設けられた燃料供給管９４にはロータリーバルブ９２が設けられ電気モータ８６により駆動される。上記燃焼体５３には温度センサ９５が設けられている。そして、電気モータ８６、燃焼体５３に設けられた温度センサ９５、及び燃焼室５６の壁面部５４に設けられたレーザー／マイクロウェーブ発振機７７はケーブル６８を介してＣＰＵ４５に接続されている。
【００４７】
この場合、図７のグラフに示すように、本実施の形態におけるニトロメタン及びガソリンの混合燃料を加熱した場合、温度上昇に伴い２３０℃において急激に反応が進行することが判明している。
【００４８】
従って、本実施の形態にあっては、上記温度センサ９５からＣＰＵ４５に入力される燃焼体５３の温度情報に基づいて電気モータ８６の駆動制御を行ない、ロータリーバルブ９２の回転数を制御し、燃焼室５６へ流入し燃焼体５３に噴射される燃料量及び噴射速度を制御すると共に、レーザー／マイクロウェーブ発振機７７への通電圧を適宜設定して、燃焼体５３の加熱温度を制御する。
【００４９】
その結果、これらの制御により、短時間に大きな推力を必要とする場合には、ＣＰＵ４５は高電圧をレーザー／マイクロウェーブ発振機７７へ供給して燃焼体５３を急激に加熱すると共に電気モータ８６に通電して電気モータ８６を高速回転させることにより軸部８７を介してロータリーバルブ９２を高速回転させ、短時間に多量の燃料を燃焼体５３に大きな速度で噴射させる。
【００５０】
その結果、燃焼体５３の温度は急激に上昇し２３０℃を超えた場合には、燃料の反応は急激に進行し、例えば、離陸時等、飛行状態に応じた必要な大きな推力をリアルタイムで得ることができる。
【００５１】
一方、２３０℃以下では燃料の反応は緩慢に進行することから、例えば、ホバリング状態等の、空中に浮遊している状態を維持するのみで足りるような場合には、ＣＰＵ４５は低電圧をレーザー／マイクロウェーブ発振機７７へ供給して燃焼体５３を緩慢に加熱すると共に電気モータ８６に所定電圧を通電して電気モータ８６を低速回転させることにより軸部８７を介してロータリーバルブ９２を低速回転させ、所定量の燃料を燃焼体５３に抵速で噴射させる。
【００５２】
その結果、燃焼体５３の燃焼温度は２３０℃以下となり、噴射される燃料の量も少量であることから、燃料の反応は緩慢に進行し、発生する排気ガスの排出速度も大きくはなく、所定の推力が得られる。
【００５３】
図１に示すように、エキゾーストパイプ５１は、背面略コ字状であって側面略Ｊ字状に折曲して形成され、推進装置部１３の作動時に、使用者１１に上記燃焼ガスの排気が影響を及ぼすことのないように、使用者１１から所定間隔を置いて燃焼ガスが下方へ噴出されるように構成され、また、上記エキゾーストパイプ５１の先端部には可変噴射ノズル５７が設けられている。
【００５４】
一方、図１に示すように、上記フレーム部１７の上端部にはヘルメット部２０が軸部４０により軸着されており、ヘルメット部２０の後端部を中心に回動するように構成され、操縦者１１は飛行装置１０の使用時には、ヘルメット部２０を下げて頭部７９に被った状態で操縦し、着陸時にはヘルメット部２０を上記軸部４０を中心に回動させてはね上げ、頭部７９を開放させることができる。図５に示すように、このヘルメット本体４２の頂上部には、後述の航法装置４８を構成するＧＰＳ（全地球航空機測位システム）６５のアンテナ部４１が取り付けられていると共に、同様に航法装置４８を構成するジャイロ（ジャイロシン・コンパス）４９がヘルメット本体４２に内装されている。
【００５５】
また、飛行装置１０を装着し、ヘルメット部２０を降ろした際の、ヘルメット本体４２内面部の操縦者１１の頭部の口の前方対応位置には、操縦者１１の発する音声を集音しうるマイク４３が配置されていると共に、操縦者１１の頭部の耳に対応する部位には操縦者１１の耳に音声を伝えうるスピーカ４４，４４が一対に設けられ、図示外の無線通信装置により、地上の通信者と無線連絡を行ないうるように形成されている。
【００５６】
また、操縦者１１の後頭部に対応する部位にはＣＰＵ４５及びＩ／Ｏインターフェース４６が内装されていると共に、ヘルメット本体４２の後端部表面部位には、ＣＰＵ４５を作動するために必要な電力を供給するバッテリ４７が配設されている。
【００５７】
その結果、本実施の形態にあっては、操縦者１１は、上記ジャイロ４９により飛行時における自分が飛行している方位を認識しうる共に、上記ＧＰＳ６５により飛行目的地と現在位置とをリアルタイムで認識しうるように構成されている。
【００５８】
また、このヘルメット部２０のスクリーン３４の内側面側には、飛行装置１０の作動時には、ディスプレイが形成され、このディスプレイには、操縦者１１が飛行装置１０を使用して飛行する際に、飛行装置１０の運転状態を認識しうるような情報が表示される。 航法装置４８は、操縦者１１が飛行装置１０を装着して飛行する際に、より安全確実な飛行ができるように操縦者１１をサポートするものであり、図８に示すように、ヘルメット部２０に装着されたＧＰＳ６５、ジャイロ４９、マイク４３及びスピーカ４４、上記アームレスト部２７に装着された距離センサ６７及び親指カーソル装置７４、さらに、エキゾーストパイプ５１の可変噴射ノズル５７を駆動するアクチュエータ６１がケーブル６８を介して接続されるＩ／Ｏインターフェース４６と、このＩ／Ｏインターフェース４６と双方向バス７３を介して接続され、上記Ｉ／Ｏインターフェース４６を介して入力される各種の情報を処理するＣＰＵ４５と、ＣＰＵ４５へ必要な電力を供給するバッテリ４７と、双方向バス７３を介して４５と接続されＣＰＵ４５が処理した情報を画像情報として表示するディスプレイ３９３９とにより構成されている。
【００５９】
上記ＣＰＵ４５には、図９に示すように、予め、操縦者１１のマイク４３を通じて集音した音声を認識し、電気信号に変換しうる音声認識プログラム７０、目的地を入力することにより目的地への合理的な到達経路、飛行ルートを自動的に割り出す飛行プランプログラム７１、及び飛行プランプログラムに基づき飛行装置１０の諸機器を適切に制御する飛行制御プログラム（図示せす）がインストールされている。また、ＣＰＵ４５は、飛行装置１０を使用して飛行しうる地域に関する３Ｄマップに関するデータを有している。
【００６０】
従って、操縦者１１が、飛行装置１０による飛行時に、マイク４３に音声により飛行目的地を指示した場合には、図８及び図９に示すように、上記マイク４３により集音された操縦者１１の音声による指示指令は、ＣＰＵ４５の音声認識プログラムにより電気信号に変換されてＩ／Ｏインターフェース４６及び双方向バス７３を介してＣＰＵ４５に入力され、ＣＰＵ４５は上記の、３Ｄマップデータ読み出し装置６９にアクセスして、適宜のマップデータを読み出し、当該飛行目的地への飛行プランを上記飛行プランプログラムにより算出して、飛行の可能性の如何、及び、具体的、合理的な飛行ルートを割り出す。
【００６１】
また、同様に、操縦者１１は音声指示による飛行のみならず、親指カーソル装置７４により視覚的に飛行指示を行なうこともできる。即ち、図３に示すように、操縦者１１がアームレスト部２７のグリップ部３６に設けられた親指カーソル装置７４により、ディスプレイ３９上に表示された３Ｄマップデータ読み出し装置６９からのマップデータにおいて、目的地を指示した場合には、上記音声指示の場合と同様に、当該飛行目的地への飛行プランを上記飛行プランプログラムにより算出されて、飛行の可能性の如何、及び、具体的な飛行ルートを割り出され、当該飛行プランに適合した飛行装置１０の駆動制御を上記飛行制御プログラムにより行なうように構成されている。
【００６２】
図９において、飛行の際に、操縦者１１がイグニッションスイッチ（図示せず）をＯＮ状態にした場合には、飛行制御プログラムが作動を開始し、本飛行制御プログラム７２に基づき、音声認識プログラム７０が作動し（ステップ２００）、飛行終了まで継続して作動する（ステップ２０１）。また、同時に、飛行プランプログラム７１も作動し、上記３Ｄマップデータ読み出し装置６９にアクセスして３Ｄマップデータを読み出す。読み出された３Ｄマップデータは、上記のようにディスプレイ３９に表示されて操縦者１１により親指カーソル装置７４により飛行目的地が適宜選択指定され、又は、音声により指定される。
【００６３】
これにより、当該飛行の際の飛行目的地が決定されることから、飛行開始するか否か、の判定をディスプレイ３９上に表示して、操縦者１１判断を求め（ステップ２０２）、飛行開始可能であれば飛行を実行する（ステップ２０３）。
【００６４】
以下、本実施の形態に係る飛行装置１０の作用について説明する。
【００６５】
本実施の形態に係る飛行装置１０を使用して目的地へ飛行する場合には、操縦者１１は、上記前部スライドスクリーン部２６，２６を開放した状態で、飛行装置１０内に身体を滑り込ませ、図１に示すように、両腕をアームレスト部２７上に置き、ヘルメット部２０を軸部４０を中心に回動させて頭部に被り、上記前部スライドスクリーン部２６，２６を閉止し、下方リング部２１ｂの前端中央部に設けられた前方ロック部７６により前部スライドスクリーン部２６，２６を固定する。
【００６６】
その後、図８及び図９に示すように、飛行装置１０のメインスイッチ（図示せず）をＯＮ状態にしてＣＰＵ４５にインストールされた航法装置４８を作動させる。メインスイッチがＯＮ状態になることによりＣＰＵ４５にバッテリ４７から電源が供給され、ＣＰＵ４５は情報処理可能な状態になる。
【００６７】
その後、操縦者１１は音声又は親指カーソル装置７４により飛行目的地を航法装置４８に指示する。音声により指示する場合には、上述のように、マイク４３に発声して目的地を指示する。マイク４３に入力された音声は、ＣＰＵ４５にインストールされている音声認識プログラム７０により電気信号に変換され、飛行プランプログラム７１により、飛行の可能性の如何、及び、具体的な飛行ルートが割り出され特定される。
【００６８】
また、上記メインスイッチがＯＮ状態となった場合には、スクリーン２３の内側面部には、ディスプレイ３９が映し出されている。親指カーソル装置７４により飛行目的地を入力する場合には、右側のアームレスト部２７のグリップ部３６に設けられた親指カーソルボタン３８を右手親指により作動させることにより、ディスプレイ３９上に３Ｄマップデータ読み出し装置６９から読み出された３Ｄマップデータが現れ、上記親指カーソルボタン３８により適宜、飛行目的地をカーソルにより特定して指定できる。
【００６９】
このようにして飛行目的地が指定され、飛行プランプログラム７１により具体的な飛行ルートが特定された場合には、特定された飛行ルートに基づき、飛行制御プログラム７２により各種駆動装置が自動制御された状態で作動可能となる。
【００７０】
本実施の形態にあっては、この状態で、図１に示すように、操縦者１１は、飛行装置１０を装着して立った姿勢で発進する。即ち、飛行制御プログラム７２により制御されてエンジン部５０が作動し、図４に示すように、燃料タンク５２内の燃料がロータリーバルブ５５により燃焼室５６内に供給され、レーザー／マイクロウェーブ発振機７７により照射されたレーザー及びマイクロウェーブによって所定温度に加熱された燃焼体５３に対して噴射されることにより燃焼し、発生した高温高圧のガスがエキゾーストパイプ５１から地面等８０に対して噴出される。その結果、操縦者１１はこの排気ガスの噴出により上昇のための所定の推力をうることができ、図１０に示すように、飛行装置１０を装着した操縦者１１は略垂直に上昇を開始する。
【００７１】
上記実施の形態にあっては、燃焼体５３が球状に形成されている場合を例に説明したが、燃焼体５３が球状に形成されている場合には、レーザーマイクロウェーブ発振器７７により加熱された場合に、全体が均一に加熱されることから、噴射される燃料を均一に燃焼させることができる。また、球状に形成されていることから、噴射される燃料が円滑に表面を流れ迅速に加熱される。その結果、燃料の気化効率が良好なものとなる。
【００７２】
また、加熱手段としてレーザー発振器が用いられていることから、常時、高電圧の電力を供給する必要がなく、バッテリ４７の電力を節約することが可能となり、バッテリ４７の容量を低減できることから、小型のバッテリを使用することができ、装備の小型化、軽量化を図ることができる。
【００７３】
また、上記実施の形態においては、燃料として液体燃料を使用した場合を例に説明したが、上記実施の形態に限定されず、図１１に示すように、固形燃料を使用することも可能である。本実施の形態に係るエンジン部１００にあっては、固形燃料９６と、この固形燃料を燃焼させる燃焼室９７と、この燃焼室９７に接続され、排気部１８を構成するエキゾーストパイプ５１とを備えている。
【００７４】
上記エキゾーストパイプ５１は、燃焼室９７に接続された排気管部９８から４方向に突設されたノズル部９９を有している。このノズル部９９には、夫々、ジンバル１０１と開閉ベーン１０２とが内装されている。各開閉ベーン１０２は、夫々、ＣＰＵ４５に接続されており、ＣＰＵ４５の指示により適宜、上記ジンバル１０１により各ノズル部９９の方向を制御することができると共に、開閉ベーン１０２により各ノズル部９９を開閉しうるように構成されている。
【００７５】
また、上記固形燃料９６は、本実施の形態にあっては、酸化剤としての過塩素酸アンモニウムの微粒と燃料としての合成ゴムを固形化したものが使用される。このような固形燃料を使用した場合には長時間の燃焼はできないが、例えば、河や渓谷を飛行して渡るために短時間のみ使用するような場合（例えば、３０秒程度）には充分利用することができる。また、固形燃料は保存が容易であることから、飛行機材の保管の観点で液体燃料よりも有利である。
【００７６】
また、このように構成された飛行装置３００にあっては、図１に示す実施の形態に係る飛行装置１０における場合よりも、ホバリング状態で水平方向への移動を容易に行なうことができるように構成されている。
【００７７】
即ち、図１２のグラフに示すように、操縦者１１の総重量Ｗに対しエンジン部１００の燃焼により発生する総推力Ｔ１の内、図１３において示すように、下方へ向くノズル９９ａからの排気ガスの反力により得られる、操縦者１１の総重量Ｗと同一の推力Ｔ２を発生させ、飛行装置１０の装着状態で左方向へ向くノズル部９９ｂから噴出する排気ガスの反力で得られる推力Ｔ３を発生させ、さらに、飛行装置１０の装着状態で左方向へ向くノズル部９９ｃから噴出する排気ガスの反力で得られる推力Ｔ４を発生させるようにＣＰＵ４５により駆動制御される。
【００７８】
即ち、上空においてホバリング状態で停止する場合には、ＣＰＵ４５は、操縦者１１の総重量Ｗに対応する推力Ｔ２をノズル９９ａからの排気ガスの噴出により発生させる共に、左方向へ向くノズル部９９ｂからの推力Ｔ３及び、左方向へ向くノズル部９９ｂからの推力Ｔ３と同一の推力Ｔ４を発生させるように、開閉ベーン１０２及びジンバル１０１を制御する。
【００７９】
この状態において、飛行装置１０を装着した操縦者１１は、９９ａからの推力により操縦者１１の総重量Ｗを支持すると共に、左方向及び右方向へ同一の推力Ｔ３、Ｔ４が得られ、水平方向において互いに対向する推力が均衡した状態となることから、突風等の予期しない飛行条件が発生した場合であっても、安定した状態でホバリング状態を維持することができる。
【００８０】
そして、ホバリング状態での左方向への移動を行なう場合には、ＣＰＵ４５は右方向へ向くノズル部９９ｃのみから排気ガスを噴出させるように開閉ベーン１０２の作動を制御し、ホバリング状態で右方向への移動を行う場合には、左方向へ向くノズル部９９ｂのみから排気ガスを噴出させるように開閉ベーン１０２の作動を制御する。これらの制御により、左右一方向のみへの推力が得られることから、ホバリング状態での左右方向への移動が可能となる。
【００８１】
また、上記各実施の形態にあっては、いずれも、燃焼室５６，９７内において燃焼して気化したガスを排気部１８を構成するエキゾーストパイプ５１から噴出させることにより推進力を得るように構成されていたが、上記実施の形態に限定されず、例えば、図１４に示すように、推進装置部１３が、ターボシャフトエンジン１０３と、このターボシャフトエンジン１０３により駆動されるロータ１１４，１１５とを有するように構成してもよい。 即ち、本実施の形態に係る飛行装置４００のエンジン部１０６は、２基のターボシャフトエンジン１０３，１０３により構成されている。本実施の形態に係るターボシャフトエンジン１０３は小型のジェットエンジンであって、一般のジェットエンジンとは異なり、燃焼により発生した排気エネルギを軸出力として取り出すよう構成されている。
【００８２】
図１４及び図１５に示すように、このターボシャフトエンジン１０３は、全体筒状に形成され、圧縮機及び燃焼室１０７と、圧縮機及び燃焼室１０７の燃焼により回転する駆動タービン１０８，１０９と、長さ方向に沿って配設され、上記駆動タービン１０８、１０９に対向して配置されたフリータービン１１０，１１１と、これらのフリータービン１１０，１１１が固定されたドライブシャフト１１２ａ、１１２ｂと、これらの装置を被覆するボディ１１３とを備えている。
【００８３】
上方ドライブシャフト１１２ａの上端部は上記ボディ１１３の外方へ突出し、垂直方向用ロータ１１４が固定されていると共に、下端部にはフリータービン１１０が固定され、圧縮機及び燃焼室１０７において発生する排気エネルギにより回転する駆動タービン１０８に追随して回転し、ドライブシャフト１１２ａが回転して垂直方向用ロータ１１４を回転させるものである。
【００８４】
一方、下方ドライブシャフト１１２ｂの上端部には、上記駆動タービン１０９に対向して配置されるフリータービン１１１が固定され、下端部は、内装されたヤボックス１１６に接合されている。このギヤボックス１１６には水平方向へ配置されたロータシャフト１１７が接続配置され、このロータシャフト１１７の先端部に水平方向用ロータ１１５が固定されている。
【００８５】
従って、上記駆動タービン１０９が、圧縮機及び燃焼室１０７の排気エネルギにより回転した場合には、対向するフリータービン１１１が追随して回転し、下方ドライブシャフト１１２ｂを回転させ、下方ドライブシャフト１１２ｂの回転は上記ギヤボックス１１６を介してロータシャフト１１７へと伝達され、水平方向用ロータ１１５を回転させるものである。
【００８６】
この場合、圧縮機及び燃焼室１０７の排気エネルギは、飛行状態に応じて、ＣＰＵ４５により、駆動タービン１０８もしくは駆動タービン１０９のいずれか一方、もしくはその双方に供給されるように適宜制御されるように構成されている。
【００８７】
また、ドライブシャフト１１２及びロータシャフト１１７の先端部には、それぞれ、ピッチ角度変更機構１１９が設けられており、上記垂直方向用ロータ１１４及び水平方向用ロータ１１５のロータブレード１１８のピッチ角度を変更しうるように構成されている。上記ピッチ角度変更機構１１９はケーブル６８を介してＩ／Ｏインターフェース４６へ接続され、ＣＰＵ４５により駆動制御される。
【００８８】
本実施の形態にあっては、２基のターボシャフトエンジン１０３は、燃料タンク部１２０の両側に１基づつ固定されており、燃料タンク本体１２１とターボシャフトエンジン１０３，１０３との間には、それぞれ、燃料供給用管路１２２、１２２が配設され、燃料供給用管路１２２、１２２の中間部位には燃料ポンプ１２３，１２３が設けられ、燃料タンク本体内の燃料を圧縮機及び燃焼室１０７内へ供給する。また、本実施の形態にあっては、上記燃料タンク本体１２１の上部には、非常用のパラシュート及びこのパラシュートの射出装置１２４が設けられている。なお、図中、符号１２５は排気孔である。
【００８９】
従って、本実施の形態に係る飛行装置１０にあっては、図１４に示すように、全体として、２基の垂直方向用ロータ１１４及び水平方向用ロータ１１５を有しており、これらの垂直方向用ロータ１１４及び水平方向用ロータ１１５を使用して飛行するものである。その結果、飛行装置１０を使用して飛行する場合には、先ず、燃料ポンプ１２３を作動させてターボシャフトエンジン１０３の圧縮機及び燃焼室１０７へ燃料を供給して燃焼させることによりエンジン部１０６を作動させる。
【００９０】
その後、例えば、操縦者１１が垂直に離陸するような指示を与えた場合には、ＣＰＵ４５は、圧縮機及び燃焼室１０７の排気エネルギを駆動タービン１０９にのみ供給し、駆動タービン１０８のみを回転させる。この駆動タービン１０８の回転に伴い、対向して配置されたフリータービン１１０が回転して上方ドライブシャフト１１２ａが回転し、その結果、２基の垂直方向用ロータ１１４が回転する。また、離陸時には、ＣＰＵ４５の制御によりロータブレード１１８のピッチ角は最大に設定される。従って、図１６に示すように、垂直方向用ロータ１１４，１１４により離陸に必要な推力Ｔ５を得ることができ、飛行装置１０を装着した操縦者１１は離陸を開始する。
【００９１】
その後、所定高度に至り、水平飛行に移る場合には、ＣＰＵ４５は圧縮機及び燃焼室１０７の排気エネルギを駆動タービン１０９へも供給するように制御する。その結果、駆動タービン１０９に対向して配置されたフリータービン１１１が回転して下方ドライブシャフト１１２ｂを回転させ、この回転は上記ギヤボックス１１６を介してロータシャフト１１７へと伝達されて水平方向用ロータ１１５、１１５を回転させる。その結果、水平方向用ロータ１１５，１１５により水平飛行に必要な推力Ｔ６をうることができ、垂直方向用ロータ１１４，１１４の推力Ｔ５とあいまって、操縦者１１は水平飛行を行なうことができる。 また、ホバリングを行う場合には、ＣＰＵ４５は、駆動タービン１０９への排気エネルギの供給を停止し、水平方向用ロータ１１５，１１５の作動を停止させ、垂直方向用ロータ１１４，１１４のみを作動させた状態で所定高度で浮遊状態を維持するものである。
【００９２】
なお、本実施の形態にあっては、ジェットエンジンとしてターボシャフトエンジンを使用した場合を例に説明したが、上記実施の形態に限定されず、ターボファンジェットエンジンを使用してもよい。この場合には、駆動タービン１０８，１０９、及びフリータービン１１１，１１２を無段変速回転制御付きクラッチ機構により構成してもよい。
【００９３】
なお、上記実施の形態にあっては、本発明に係る飛行装置１０を直立した状態で使用する場合を例に説明したが上記実施の形態に限定されず、飛行装置１０は、操縦者が、椅子等に着座した状態で使用するように構成されていてもよい。
【００９４】
【発明の効果】
本発明にあっては、操縦者が装着して操作し、実際に目的地に移動することができる飛行装置を提供することができる。また、さらに本発明にあっては、より操作が容易であって、長期間に渡る操縦訓練を必要とすることなく多くの一般の使用者が利用することができる飛行装置を提供することができる。さらに、本発明にあっては、より安全に使用することができる飛行装置を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示す斜視図である。
【図２】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、アームレスト部の構造を一部破断して示す側面図である。
【図３】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、アームレスト部の親指カーソル装置の操作状態を示す平面図である。
【図４】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、推進装置部を構成するエンジン部を示す図である。
【図５】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、推進装置部を構成するエンジン部の他の実施の形態を示す図である。
【図６】 本発明に係飛行装置の一実施の形態を示し、推進装置部を構成するエンジン部の他の実施の形態を示す図である。
【図７】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態に係る推進装置部に使用される燃料としてニトロメタンとガソリンの混合燃料を使用した場合の反応温度の変化と得られる推力との関係を示すグラフである。
【図８】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、航法装置を示す概念図である。
【図９】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、ＣＰＵにインストールされた飛行制御プログラムの構成及び作動手順を示すフローチャートである。
【図１０】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態であって、離陸状態を示す図である。
【図１１】 本発明に係る飛行装置を示し、推進装置部の他の実施の形態を示す斜視図である。
【図１２】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態であって、図１１に示す推進装置部を使用する場合の各ノズルから得られる推力の関係を示すグラフである。
【図１３】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態であって、図１１に示す推進装置部を使用して飛行する場合を示す斜視図である。
【図１４】 本発明に係る飛行装置を示す一実施の形態であって、推進装置部の他の実施の形態を示す図である。
【図１５】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示す側面図であって、推進装置部の他の実施の形態を示す図である。
【図１６】 本発明に係る飛行装置を示す一実施の形態であって、推進装置部の他の実施の形態を示す図である。
【符号の説明】
１０ 飛行装置
１１ 操縦者
１２ 表示部
１３ 推進装置部
１４ 前方衝撃吸収部
１５ 下方衝撃吸収部
１６ 揚力発生部
１７ フレーム部
１８ 排気部
１９ ステム
２０ ヘルメット部
２１ 身体保護部
２１ａ 上方リング部
２１ｂ 下方リング部
２２ ショックアブソーバ装置
２３ スクリーン
２４ ガイドレール
２５ 固定スクリーン部
２６ スライドスクリーン部
２７ アームレスト部
２８ 上腕部
２９ 下腕部
３０ 腕保護部
３１ 手
３２ 手保護部
３３ アーム部
３４ 軸部
３５ ショックアブソーバ装置
３６ グリップ部
３７ カバー部
３８ 親指カーソルボタン
３９ ディスプレイ３９
４０ 軸部
４１ アンテナ部
４２ ヘルメット本体
４３ マイク
４４ スピーカ
４５ ＣＰＵ
４６ Ｉ／Ｏインターフェース
４７ バッテリ
４８ 航法装置
４９ ジャイロ
５０ エンジン部
５１ エキゾーストパイプ
５２ 燃料タンク
５３ 燃焼体
５４ 壁面部
５５ ロータリーバルブ
５６ 燃焼室
５７ 可変噴射ノズル
６７ 距離センサ
６８ ケーブル
６９ 3Ｄマップデータ読み出し装置
７０ 音声認識プログラム
７１ 飛行プランプログラム
７２ 飛行制御プログラム
７３ 双方向バス
７４ 親指カーソル装置
７５ 側方ロック部
７６ 前方ロック部
７７ レーザー／マイクロウェーブ発振機
７８ 温度センサ
７９ 頭部
８０ 地面等
８６ 電気モータ
８７ 駆動軸
８８ 圧力タンク
８９ 管路
９０ エンジン部
９１ バルブ
９２ ロータリーバルブ
９３ エンジン部
９４ 燃料供給管
９５ 温度センサ
９６ 固形燃料
９７ 燃焼室
９８ 排気管部
９９ ノズル部
１００ エンジン部
１０１ ジンバル
１０２ 開閉ベーン
１０３ ターボシャフトエンジン
１０６ エンジン部
１０７ 圧縮機及び燃焼室
１０８ 駆動タービン
１０９ 駆動タービン
１１０ フリータービン
１１１ フリータービン
１１２ ドライブシャフト
１１３ ボディ
１１４ 垂直方向用ロータ
１１５ 水平方向用ロータ
１１６ ギヤボックス
１１７ ロータシャフト
１１８ ロータブレード
１１９ ピッチ角度変更機構
１２０ 燃料タンク部
１２１ 燃料タンク本体
１２２ 燃料供給用管路
１２３ 燃料ポンプ
１２４ パラシュート及びパラシュート射出装置
１２５ 排気孔
２００ 音声認識プログラム作動
２０１ 音声認識プログラム継続
２０２ 飛行判断
２０３ 飛行開始
３００ 飛行装置
４００ 飛行装置
Ｔ 推力
Ｔ１ 推力
Ｔ２ 推力
Ｔ３ 推力
Ｔ４ 推力
Ｔ５ 推力
Ｔ６ 推力
【発明の属する技術分野】
本発明は、飛行装置に係り、特に、操縦者が装着して飛行し、目的地へ到達することができる飛行装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、地震、風水害等の自然災害が発生したような場合であって災害現場等に車両が到達できないような場合に、現場での被害状況等の情報収集を行なうために遠隔操作可能な無人の低速飛翔体が提案されており、フレーム内に２つの水平回転翼と、水平回転翼の下降流を受ける投影面積を調整する調整手段とを有し、遠隔操縦により無人で飛行しうるように構成されている（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
【特許文献１】
特開平１１−１１５８９６号公報
【０００４】
しかしながら、このような従来の飛翔体は遠隔操縦により人間が操作するものであることから、飛翔体そのものの操縦性、運動性能に関し、やはり限界があり、被災地等において必要な情報を確実に入手することができない場合も多かった。従って、このような観点から、人間が直接に操縦して自ら飛行し、目的地へ移動することができる技術が検討されてきた。
【０００５】
また、現在、一般に、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が、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、目的地への迅速な移動、到達は不可能である。
【０００６】
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、人の移動や荷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。従って、このような観点からも上記のような技術が検討されてきている。
【０００７】
従来、例えば、「ロケットベルト」、「ジェットベルト」、「ミレニアムジェット」と呼ばれるような、人間が装着して飛行しうる飛行装置が開発されている。しかしながら、このような飛行装置にあっては、概ね、推進装置を操縦者が装着したのみのものであり、例えば、安定した飛行を行なえる操縦制御装置のような技術は搭載されていない。
【０００８】
その結果、操縦に際しては、推進装置からの出力量及び出力方向を、操縦者が、操縦者の重心の移動を行ないつつ実際の飛行の際の感覚に基づいて自ら制御して飛行することが必要であった。
【０００９】
その結果、実際の飛行にあたっては非常に熟練した操縦技術が必要となり、長期間の飛行訓練を要することから、一般の利用者が容易に利用することはできず、操縦者が限定されてしまう、という不具合があった。
【００１０】
また、特に、このような従来の技術にあっては、他の航空機とは異なり、翼等の揚力を発生しうる装置を持たないため、実際の飛行の際に揚力をうることはできず、飛行のための推進力は、装着した推進装置のみにより確保する必要があった。
【００１１】
しかしながら、このような従来の飛行装置にあっては、多量の燃料を搭載することはできず、その結果、限られた燃料量により飛行せざるをえず、飛行時間が非常に短い、という不具合も存していた。
【００１２】
さらに、従来のこのような飛行装置は、推進装置を操縦者が装着するだけのものであることから、着陸時の衝撃から操縦者を保護することはできず、着陸の際に、適切な着地が行なえなかった場合には、操縦者が怪我をする可能性もあり、一般的な利用は不可能であった。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
そこで、本発明の課題は、操縦者が装着して操作し、実際に目的地に移動することができる飛行装置を提供することにある。また、さらに本発明の課題は、より操作が容易であって、長期間に渡る操縦訓練を必要とすることなく多くの一般の使用者が利用することができる飛行装置を提供することにある。
【００１４】
さらに、本発明の課題は、より安全に使用することができる飛行装置を提供することにある。
【００１５】
【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、操縦者が装着して飛行し得る飛行装置であって、操縦者を搬送しうる推力を発生する推進装置部を有し、着陸装置を介することなく発進又は着陸しうるように構成されたことを特徴とする飛行装置を提供する。
【００１６】
この場合、上記飛行装置は操縦者が直立状態で使用するものである。しかしながら、操縦者が例えば、椅子等に着座した状態で使用するように構成されていてもよい。
【００１７】
また、本発明にあっては、上記推進装置部は、エンジン部と、このエンジン部から発生するガスを外方へ噴出させる排気部とを有し、上記排気部から噴出するガスにより推力を得るように構成されていることを特徴とする。上記エンジン部は、燃料を燃焼させうる燃焼室を有し、当該燃焼室は、高温に加熱される燃焼体と、この燃焼体を加熱しうる加熱手段とを備えている。
【００１８】
上記加熱手段は、レーザー発振器であってもよく、また、マイクロウェーブ発振器であってもよい。レーザー発振器を使用した場合には、常時、通電させておく必要はないことから、装備する電源を小型化することが可能となる。
【００１９】
また、上記燃料は液体燃料であってもよく、上記エンジン部は上記液体燃料を収納する燃料タンクを有していてもよい。
【００２０】
本発明にあっては、上記燃料タンクと燃焼室との間には燃料供給手段が設けられており、上記燃料供給手段は、例えば、ロータリバルブと、このロータリバルブを駆動する駆動手段とにより構成されていてもよい。
【００２１】
また、本発明にあっては、上記燃焼体は、球形に形成されていることが好ましい。上記燃焼体が球状に形成されていた場合には、加熱手段による燃焼体における熱の伝搬効率が良好であり、燃料の燃焼効率を向上させることができる。
【００２２】
また、本発明は、操縦者が装着して飛行し得る飛行装置であって、操縦者を搬送しうる推力を発生する推進装置部を有し、上記推進装置部は、ターボシャフトエンジンと、このターボシャフトエンジンにより駆動されるロータとを有することを特徴とする。 上記ロータは、垂直方向用ロータと水平方向用ロータとにより構成されており、上記ロータのロータブレードは、ピッチ角制御装置によりピッチ角度が制御されるように構成されている。
【００２３】
上記ターボシャフトエンジンは燃料タンクを介して一対に設けられており、燃料タンク上方部にはパラシュートが格納されている。
【００２４】
従って、本発明にあっては、燃焼室内における燃焼により発生したガスを噴出することにより推力を得るのではなく、ターボシャフトエンジンにより駆動されるロータの回転により推力を得て、飛行するように構成されている。
【００２５】
【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。
【００２６】
図１乃至図３に示すように、本実施の形態に係る飛行装置１０は、操縦者１１が装着して飛行し、操縦者１１を搬送しうる推力を発生する推進装置部１３を有し、垂直に上昇又は下降しうるように構成されている。
【００２７】
図１に示すように、本実施の形態に係る飛行装置１０は、操縦者１１が直立状態で使用するものであって、操縦者１１が直立状態で背中側に装着しうる推進装置部１３と、前方衝撃吸収部１４及び下方衝撃吸収部１５と、揚力発生部１６とを有している。 上記推進装置部１３は、操縦者１１の背中に当接して配置されるフレーム部１７上に固定されており、エンジン部５０と、このエンジン部５０から発生するガスを外方へ噴出させる排気部１８とにより構成されている。
【００２８】
上記フレーム部１７の上端部には、ヘルメット部２０が設けられ、装着時には、操縦者１１はヘルメット部２０を頭部７９に被り飛行するように構成されている。また、上記また、上記フレーム部１７には、操縦者１１の装着時には、操縦者１１の身体を包囲するように配置される、リング状に形成された身体保護部２１が設けられている。
【００２９】
この身体保護部２１は、本実施の形態にあっては、身体上下方向において所定間隔をおいて設けられた上方リング部２１ａと下方リング部２１ｂとにより構成されている。上方リング部２１ａはフレーム部１７の高さ方向略中央部に固定され、操縦者１１の飛行装置１０の装着時には操縦者１１の略腰部付近を包囲するように形成されると共に、下方リング部２１ｂはショックアブソーバ装置２２を介して上記フレーム部１７の下端部に接合され、操縦者１１の膝付近を包囲するように形成されている。
【００３０】
これらの上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂの間には前方からの気流を受け得るスクリーン部２３が開閉可能に設けられている。このスクリーン部２３は、例えば、軽合金又は耐熱布製であって、上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂにそれぞれ設けられたガイドレール２４，２４に上端部及び下端部をスライド可能に保持されている。
【００３１】
このガイドレール２４，２４の前方中央部及び左右両側部には、それぞれ、側方ロック部７５及び前方ロック部７６が設けられている。上記上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂと、上記スクリーン部２３とにより揚力発生部１６が構成される。
【００３２】
このスクリーン２３は、上記上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂの平面形状に適合するように折り曲げられて上方リング部２１ａ及び下方リング部２１ｂの間に装着されており、後部固定スクリーン部２５と、飛行装置１０の前方側中央で分割形成された２枚の左右一対の前部スライドスクリーン部２６、２６とにより構成され、前部スライドスクリーン部２６の全開時には、前部スライドスクリーン部２６は後部固定スクリーン部２５と略完全に重なった状態で、側方ロック部７５，７５により前部スライドスクリーン部２６，２６のそれぞれ前端部が固定された状態で、操縦者１１の腹部から膝にかけての前面部は全開状態となり、前方からの気流を後部固定スクリーン部２５により受け、飛行速度の制動を行い得るように構成されている。
【００３３】
一方、前部スライドスクリーン部２６、２６の全閉状態の場合には、前部スライドスクリーン部２６、２６は前方ロック部７６によりその前端部が固定されて、前部スライドスクリーン部２６は操縦者１１の腹部から膝にかけての前面部を完全に覆い、後部固定スクリーン部２５および２枚の前部スライドスクリーン部２６，２６により上方リング部２１ａおよび下方リング部２１ｂとの間に筒状の揚力発生部１６が形成される。上記前部スライドスクリーン部２６，２６は、後述の航法装置４８からの指示によりアクチュエータ（図示せず）により自動的に開閉することもできれば、手動により開閉することもできるように構成されている。
【００３４】
一方、図１及び図２に示すように、上記フレーム部１７の上端部には、操縦者１１の前面部方向に向けて一対のアームレスト部２７，２７が突設されている。このアームレスト部２７，２７は、操縦者１１の上腕部２８及び下腕部２９を保護する側面略Ｌ字状の腕保護部３０と、腕保護部３０の前端部に形成された手３１を保護する側面略Ｊ字状の手保護部３２とを有する。
【００３５】
上記腕保護部３０は、基端部がフレーム部１７上端部に軸部４０により軸着され回動可能に形成されたアーム部３３と、このアーム部３３の軸方向に沿って嵌挿された手保護部３２の軸部３４とにより構成されている。
【００３６】
そして、上記アーム部３３にはショックアブソーバ装置３５が内装されている。このショックアブソーバ装置３５は、例えば、高圧ガスを封入したシリンダと、シリンダ内に配置されたピストンとにより構成される。
【００３７】
上記手保護部３２は、上記手保護部３２の軸部３４の前端部に設けられた、操縦者が操縦の際に握示するグリップ部３６と、このグリップ３６部の前方に配置されたカバー部３７とを有している。このグリップ部３６の、操縦者が握持した際に親指が当接する部位には、親指カーソルボタン３８が設けられ、後述の、航法装置４８を構成する、ヘルメット部２０のスクリーン２３内側面に投影されるディスプレイの操作を行なうことができるように構成されている。
【００３８】
また、上記グリップ部３６の前端下端部には、距離センサ６７が設けられ、飛行中において前方の障害物及び地面との距離を計測しうるように形成されている。
【００３９】
従って、図１乃至図３に示すように、操縦者１１は飛行装置１０の使用時には、両腕を上記腕保護部３０上に載せ、かつ手のひらで上記グリップ部３６を握持した状態で操縦することとなる。また、上述のように、上記アーム部３３内にはショックアブソーバ装置３５が内蔵されていると共に、手のひらを保護するカバー部３７が設けられていることから、操縦者１１の身体前方から何らかの物体と衝突するような事態があった場合でも、衝突の際の衝撃を上記ショックアブソーバ装置３５が吸収して、腕及び胴体部への衝撃を緩和し、かつ、上記カバー部３７が手のひらを保護するように構成されている。
【００４０】
また、図１に示すように、上記推進装置部１３は、エンジン部５０と、エンジン部５０から発生するガスを排出する排気部１８とにより構成され、上記排気部１８はエキゾーストパイプ５１により構成されている。図４に示すように、エンジン部５０は、燃焼室５６と、この燃焼室５６に、燃料供給管９４及び、燃料供給管９４に設けられたロータリーバルブ５５を介して燃料を供給する筒状の燃料タンク５２とを有している。上記燃焼室５６は全体球形に形成され、内部中央にはステム１９により支持された球状の燃焼体５３が設けられ、燃焼室５６の壁面部５４にはレーザー／マイクロウェーブ発振機７７が略等間隔で複数配置されている。
【００４１】
上記ロータリーバルブ５５は電気モータ８６により駆動軸８７を介して駆動され、電気モータ８６はＣＰＵ４５により駆動制御されるように構成されている。また、上記燃料タンク５２には燃料が収納されており、本実施の形態においては水が使用される。
【００４２】
従って、本実施の形態にあっては、推進装置部１３を作動させて飛行する場合には、まず、レーザー／マイクロウェーブ発振機７７を駆動させて上記燃焼体５３を加熱する。そして、燃焼室５６に配設された温度センサ７８により燃焼体５３が所定温度（本実施の形態にあっては水の沸点である１００℃）以上に至ったことが検知された場合には、ＣＰＵ４５は電動モータ８６によりさせて所定回転数によりロータリーバルブ５５を駆動させ、燃料タンク５２内の水を燃焼体５３に吹き付ける。燃焼体５３は高温に加熱されていることから、吹き付けられた水は蒸発して水蒸気となる。この高温高圧の水蒸気はエキゾーストパイプ５１を介して外部に噴出することから、その反力としての推力を得ることができる。
【００４３】
また、上記のようにロータリーバルブ５５を駆動する電気モータ８６及び駆動軸８７を設けることなく、例えば、図５に示すように、高圧空気又は窒素ガス等の高圧気体を封入した圧力タンク８８を設け、この高圧気体により燃料タンク５２内の燃料を加圧して燃焼室５６内の燃焼体５３に噴射させるように構成してもよい。
【００４４】
即ち、図５に示すように、この実施の形態に係るエンジン部９０にあっては、高圧気体を封入した圧力容器８８が設けられ、燃料タンク５２との間は管路８９により接続されている。上記管路８９にはバルブ９１が配設されており、このバルブ９１の開閉制御はＣＰＵ４５により行なわれるように構成されている。
【００４５】
従って、エンジン部９０を作動させる場合には、ＣＰＵ４５はバルブ９１を開放し、圧力タンク８８に封入された高圧気体を管路８９を介して燃料タンク５２内に流入させる。その結果、燃料タンク５２内に収納された水は加圧されて、燃料供給管９４に設けられたロータリーバルブ９２を介して燃焼室５６内に流入して加熱された燃焼体５３に噴射されて気化し、エキゾーストパイプ５１を介して外部に噴出される。
【００４６】
さらに、図６に示すように、燃料としてニトロメタン（ＣＨ3Ｎｏ2）及びガソリンを、混合比率１〜２％により混合した混合燃料を使用することも可能である。即ち、本実施の形態に係るエンジン部９３にあっては、図４に示すエンジン部５０と同様に、燃料タンク５２と燃焼室５６との間に設けられた燃料供給管９４にはロータリーバルブ９２が設けられ電気モータ８６により駆動される。上記燃焼体５３には温度センサ９５が設けられている。そして、電気モータ８６、燃焼体５３に設けられた温度センサ９５、及び燃焼室５６の壁面部５４に設けられたレーザー／マイクロウェーブ発振機７７はケーブル６８を介してＣＰＵ４５に接続されている。
【００４７】
この場合、図７のグラフに示すように、本実施の形態におけるニトロメタン及びガソリンの混合燃料を加熱した場合、温度上昇に伴い２３０℃において急激に反応が進行することが判明している。
【００４８】
従って、本実施の形態にあっては、上記温度センサ９５からＣＰＵ４５に入力される燃焼体５３の温度情報に基づいて電気モータ８６の駆動制御を行ない、ロータリーバルブ９２の回転数を制御し、燃焼室５６へ流入し燃焼体５３に噴射される燃料量及び噴射速度を制御すると共に、レーザー／マイクロウェーブ発振機７７への通電圧を適宜設定して、燃焼体５３の加熱温度を制御する。
【００４９】
その結果、これらの制御により、短時間に大きな推力を必要とする場合には、ＣＰＵ４５は高電圧をレーザー／マイクロウェーブ発振機７７へ供給して燃焼体５３を急激に加熱すると共に電気モータ８６に通電して電気モータ８６を高速回転させることにより軸部８７を介してロータリーバルブ９２を高速回転させ、短時間に多量の燃料を燃焼体５３に大きな速度で噴射させる。
【００５０】
その結果、燃焼体５３の温度は急激に上昇し２３０℃を超えた場合には、燃料の反応は急激に進行し、例えば、離陸時等、飛行状態に応じた必要な大きな推力をリアルタイムで得ることができる。
【００５１】
一方、２３０℃以下では燃料の反応は緩慢に進行することから、例えば、ホバリング状態等の、空中に浮遊している状態を維持するのみで足りるような場合には、ＣＰＵ４５は低電圧をレーザー／マイクロウェーブ発振機７７へ供給して燃焼体５３を緩慢に加熱すると共に電気モータ８６に所定電圧を通電して電気モータ８６を低速回転させることにより軸部８７を介してロータリーバルブ９２を低速回転させ、所定量の燃料を燃焼体５３に抵速で噴射させる。
【００５２】
その結果、燃焼体５３の燃焼温度は２３０℃以下となり、噴射される燃料の量も少量であることから、燃料の反応は緩慢に進行し、発生する排気ガスの排出速度も大きくはなく、所定の推力が得られる。
【００５３】
図１に示すように、エキゾーストパイプ５１は、背面略コ字状であって側面略Ｊ字状に折曲して形成され、推進装置部１３の作動時に、使用者１１に上記燃焼ガスの排気が影響を及ぼすことのないように、使用者１１から所定間隔を置いて燃焼ガスが下方へ噴出されるように構成され、また、上記エキゾーストパイプ５１の先端部には可変噴射ノズル５７が設けられている。
【００５４】
一方、図１に示すように、上記フレーム部１７の上端部にはヘルメット部２０が軸部４０により軸着されており、ヘルメット部２０の後端部を中心に回動するように構成され、操縦者１１は飛行装置１０の使用時には、ヘルメット部２０を下げて頭部７９に被った状態で操縦し、着陸時にはヘルメット部２０を上記軸部４０を中心に回動させてはね上げ、頭部７９を開放させることができる。図５に示すように、このヘルメット本体４２の頂上部には、後述の航法装置４８を構成するＧＰＳ（全地球航空機測位システム）６５のアンテナ部４１が取り付けられていると共に、同様に航法装置４８を構成するジャイロ（ジャイロシン・コンパス）４９がヘルメット本体４２に内装されている。
【００５５】
また、飛行装置１０を装着し、ヘルメット部２０を降ろした際の、ヘルメット本体４２内面部の操縦者１１の頭部の口の前方対応位置には、操縦者１１の発する音声を集音しうるマイク４３が配置されていると共に、操縦者１１の頭部の耳に対応する部位には操縦者１１の耳に音声を伝えうるスピーカ４４，４４が一対に設けられ、図示外の無線通信装置により、地上の通信者と無線連絡を行ないうるように形成されている。
【００５６】
また、操縦者１１の後頭部に対応する部位にはＣＰＵ４５及びＩ／Ｏインターフェース４６が内装されていると共に、ヘルメット本体４２の後端部表面部位には、ＣＰＵ４５を作動するために必要な電力を供給するバッテリ４７が配設されている。
【００５７】
その結果、本実施の形態にあっては、操縦者１１は、上記ジャイロ４９により飛行時における自分が飛行している方位を認識しうる共に、上記ＧＰＳ６５により飛行目的地と現在位置とをリアルタイムで認識しうるように構成されている。
【００５８】
また、このヘルメット部２０のスクリーン３４の内側面側には、飛行装置１０の作動時には、ディスプレイが形成され、このディスプレイには、操縦者１１が飛行装置１０を使用して飛行する際に、飛行装置１０の運転状態を認識しうるような情報が表示される。 航法装置４８は、操縦者１１が飛行装置１０を装着して飛行する際に、より安全確実な飛行ができるように操縦者１１をサポートするものであり、図８に示すように、ヘルメット部２０に装着されたＧＰＳ６５、ジャイロ４９、マイク４３及びスピーカ４４、上記アームレスト部２７に装着された距離センサ６７及び親指カーソル装置７４、さらに、エキゾーストパイプ５１の可変噴射ノズル５７を駆動するアクチュエータ６１がケーブル６８を介して接続されるＩ／Ｏインターフェース４６と、このＩ／Ｏインターフェース４６と双方向バス７３を介して接続され、上記Ｉ／Ｏインターフェース４６を介して入力される各種の情報を処理するＣＰＵ４５と、ＣＰＵ４５へ必要な電力を供給するバッテリ４７と、双方向バス７３を介して４５と接続されＣＰＵ４５が処理した情報を画像情報として表示するディスプレイ３９３９とにより構成されている。
【００５９】
上記ＣＰＵ４５には、図９に示すように、予め、操縦者１１のマイク４３を通じて集音した音声を認識し、電気信号に変換しうる音声認識プログラム７０、目的地を入力することにより目的地への合理的な到達経路、飛行ルートを自動的に割り出す飛行プランプログラム７１、及び飛行プランプログラムに基づき飛行装置１０の諸機器を適切に制御する飛行制御プログラム（図示せす）がインストールされている。また、ＣＰＵ４５は、飛行装置１０を使用して飛行しうる地域に関する３Ｄマップに関するデータを有している。
【００６０】
従って、操縦者１１が、飛行装置１０による飛行時に、マイク４３に音声により飛行目的地を指示した場合には、図８及び図９に示すように、上記マイク４３により集音された操縦者１１の音声による指示指令は、ＣＰＵ４５の音声認識プログラムにより電気信号に変換されてＩ／Ｏインターフェース４６及び双方向バス７３を介してＣＰＵ４５に入力され、ＣＰＵ４５は上記の、３Ｄマップデータ読み出し装置６９にアクセスして、適宜のマップデータを読み出し、当該飛行目的地への飛行プランを上記飛行プランプログラムにより算出して、飛行の可能性の如何、及び、具体的、合理的な飛行ルートを割り出す。
【００６１】
また、同様に、操縦者１１は音声指示による飛行のみならず、親指カーソル装置７４により視覚的に飛行指示を行なうこともできる。即ち、図３に示すように、操縦者１１がアームレスト部２７のグリップ部３６に設けられた親指カーソル装置７４により、ディスプレイ３９上に表示された３Ｄマップデータ読み出し装置６９からのマップデータにおいて、目的地を指示した場合には、上記音声指示の場合と同様に、当該飛行目的地への飛行プランを上記飛行プランプログラムにより算出されて、飛行の可能性の如何、及び、具体的な飛行ルートを割り出され、当該飛行プランに適合した飛行装置１０の駆動制御を上記飛行制御プログラムにより行なうように構成されている。
【００６２】
図９において、飛行の際に、操縦者１１がイグニッションスイッチ（図示せず）をＯＮ状態にした場合には、飛行制御プログラムが作動を開始し、本飛行制御プログラム７２に基づき、音声認識プログラム７０が作動し（ステップ２００）、飛行終了まで継続して作動する（ステップ２０１）。また、同時に、飛行プランプログラム７１も作動し、上記３Ｄマップデータ読み出し装置６９にアクセスして３Ｄマップデータを読み出す。読み出された３Ｄマップデータは、上記のようにディスプレイ３９に表示されて操縦者１１により親指カーソル装置７４により飛行目的地が適宜選択指定され、又は、音声により指定される。
【００６３】
これにより、当該飛行の際の飛行目的地が決定されることから、飛行開始するか否か、の判定をディスプレイ３９上に表示して、操縦者１１判断を求め（ステップ２０２）、飛行開始可能であれば飛行を実行する（ステップ２０３）。
【００６４】
以下、本実施の形態に係る飛行装置１０の作用について説明する。
【００６５】
本実施の形態に係る飛行装置１０を使用して目的地へ飛行する場合には、操縦者１１は、上記前部スライドスクリーン部２６，２６を開放した状態で、飛行装置１０内に身体を滑り込ませ、図１に示すように、両腕をアームレスト部２７上に置き、ヘルメット部２０を軸部４０を中心に回動させて頭部に被り、上記前部スライドスクリーン部２６，２６を閉止し、下方リング部２１ｂの前端中央部に設けられた前方ロック部７６により前部スライドスクリーン部２６，２６を固定する。
【００６６】
その後、図８及び図９に示すように、飛行装置１０のメインスイッチ（図示せず）をＯＮ状態にしてＣＰＵ４５にインストールされた航法装置４８を作動させる。メインスイッチがＯＮ状態になることによりＣＰＵ４５にバッテリ４７から電源が供給され、ＣＰＵ４５は情報処理可能な状態になる。
【００６７】
その後、操縦者１１は音声又は親指カーソル装置７４により飛行目的地を航法装置４８に指示する。音声により指示する場合には、上述のように、マイク４３に発声して目的地を指示する。マイク４３に入力された音声は、ＣＰＵ４５にインストールされている音声認識プログラム７０により電気信号に変換され、飛行プランプログラム７１により、飛行の可能性の如何、及び、具体的な飛行ルートが割り出され特定される。
【００６８】
また、上記メインスイッチがＯＮ状態となった場合には、スクリーン２３の内側面部には、ディスプレイ３９が映し出されている。親指カーソル装置７４により飛行目的地を入力する場合には、右側のアームレスト部２７のグリップ部３６に設けられた親指カーソルボタン３８を右手親指により作動させることにより、ディスプレイ３９上に３Ｄマップデータ読み出し装置６９から読み出された３Ｄマップデータが現れ、上記親指カーソルボタン３８により適宜、飛行目的地をカーソルにより特定して指定できる。
【００６９】
このようにして飛行目的地が指定され、飛行プランプログラム７１により具体的な飛行ルートが特定された場合には、特定された飛行ルートに基づき、飛行制御プログラム７２により各種駆動装置が自動制御された状態で作動可能となる。
【００７０】
本実施の形態にあっては、この状態で、図１に示すように、操縦者１１は、飛行装置１０を装着して立った姿勢で発進する。即ち、飛行制御プログラム７２により制御されてエンジン部５０が作動し、図４に示すように、燃料タンク５２内の燃料がロータリーバルブ５５により燃焼室５６内に供給され、レーザー／マイクロウェーブ発振機７７により照射されたレーザー及びマイクロウェーブによって所定温度に加熱された燃焼体５３に対して噴射されることにより燃焼し、発生した高温高圧のガスがエキゾーストパイプ５１から地面等８０に対して噴出される。その結果、操縦者１１はこの排気ガスの噴出により上昇のための所定の推力をうることができ、図１０に示すように、飛行装置１０を装着した操縦者１１は略垂直に上昇を開始する。
【００７１】
上記実施の形態にあっては、燃焼体５３が球状に形成されている場合を例に説明したが、燃焼体５３が球状に形成されている場合には、レーザーマイクロウェーブ発振器７７により加熱された場合に、全体が均一に加熱されることから、噴射される燃料を均一に燃焼させることができる。また、球状に形成されていることから、噴射される燃料が円滑に表面を流れ迅速に加熱される。その結果、燃料の気化効率が良好なものとなる。
【００７２】
また、加熱手段としてレーザー発振器が用いられていることから、常時、高電圧の電力を供給する必要がなく、バッテリ４７の電力を節約することが可能となり、バッテリ４７の容量を低減できることから、小型のバッテリを使用することができ、装備の小型化、軽量化を図ることができる。
【００７３】
また、上記実施の形態においては、燃料として液体燃料を使用した場合を例に説明したが、上記実施の形態に限定されず、図１１に示すように、固形燃料を使用することも可能である。本実施の形態に係るエンジン部１００にあっては、固形燃料９６と、この固形燃料を燃焼させる燃焼室９７と、この燃焼室９７に接続され、排気部１８を構成するエキゾーストパイプ５１とを備えている。
【００７４】
上記エキゾーストパイプ５１は、燃焼室９７に接続された排気管部９８から４方向に突設されたノズル部９９を有している。このノズル部９９には、夫々、ジンバル１０１と開閉ベーン１０２とが内装されている。各開閉ベーン１０２は、夫々、ＣＰＵ４５に接続されており、ＣＰＵ４５の指示により適宜、上記ジンバル１０１により各ノズル部９９の方向を制御することができると共に、開閉ベーン１０２により各ノズル部９９を開閉しうるように構成されている。
【００７５】
また、上記固形燃料９６は、本実施の形態にあっては、酸化剤としての過塩素酸アンモニウムの微粒と燃料としての合成ゴムを固形化したものが使用される。このような固形燃料を使用した場合には長時間の燃焼はできないが、例えば、河や渓谷を飛行して渡るために短時間のみ使用するような場合（例えば、３０秒程度）には充分利用することができる。また、固形燃料は保存が容易であることから、飛行機材の保管の観点で液体燃料よりも有利である。
【００７６】
また、このように構成された飛行装置３００にあっては、図１に示す実施の形態に係る飛行装置１０における場合よりも、ホバリング状態で水平方向への移動を容易に行なうことができるように構成されている。
【００７７】
即ち、図１２のグラフに示すように、操縦者１１の総重量Ｗに対しエンジン部１００の燃焼により発生する総推力Ｔ１の内、図１３において示すように、下方へ向くノズル９９ａからの排気ガスの反力により得られる、操縦者１１の総重量Ｗと同一の推力Ｔ２を発生させ、飛行装置１０の装着状態で左方向へ向くノズル部９９ｂから噴出する排気ガスの反力で得られる推力Ｔ３を発生させ、さらに、飛行装置１０の装着状態で左方向へ向くノズル部９９ｃから噴出する排気ガスの反力で得られる推力Ｔ４を発生させるようにＣＰＵ４５により駆動制御される。
【００７８】
即ち、上空においてホバリング状態で停止する場合には、ＣＰＵ４５は、操縦者１１の総重量Ｗに対応する推力Ｔ２をノズル９９ａからの排気ガスの噴出により発生させる共に、左方向へ向くノズル部９９ｂからの推力Ｔ３及び、左方向へ向くノズル部９９ｂからの推力Ｔ３と同一の推力Ｔ４を発生させるように、開閉ベーン１０２及びジンバル１０１を制御する。
【００７９】
この状態において、飛行装置１０を装着した操縦者１１は、９９ａからの推力により操縦者１１の総重量Ｗを支持すると共に、左方向及び右方向へ同一の推力Ｔ３、Ｔ４が得られ、水平方向において互いに対向する推力が均衡した状態となることから、突風等の予期しない飛行条件が発生した場合であっても、安定した状態でホバリング状態を維持することができる。
【００８０】
そして、ホバリング状態での左方向への移動を行なう場合には、ＣＰＵ４５は右方向へ向くノズル部９９ｃのみから排気ガスを噴出させるように開閉ベーン１０２の作動を制御し、ホバリング状態で右方向への移動を行う場合には、左方向へ向くノズル部９９ｂのみから排気ガスを噴出させるように開閉ベーン１０２の作動を制御する。これらの制御により、左右一方向のみへの推力が得られることから、ホバリング状態での左右方向への移動が可能となる。
【００８１】
また、上記各実施の形態にあっては、いずれも、燃焼室５６，９７内において燃焼して気化したガスを排気部１８を構成するエキゾーストパイプ５１から噴出させることにより推進力を得るように構成されていたが、上記実施の形態に限定されず、例えば、図１４に示すように、推進装置部１３が、ターボシャフトエンジン１０３と、このターボシャフトエンジン１０３により駆動されるロータ１１４，１１５とを有するように構成してもよい。 即ち、本実施の形態に係る飛行装置４００のエンジン部１０６は、２基のターボシャフトエンジン１０３，１０３により構成されている。本実施の形態に係るターボシャフトエンジン１０３は小型のジェットエンジンであって、一般のジェットエンジンとは異なり、燃焼により発生した排気エネルギを軸出力として取り出すよう構成されている。
【００８２】
図１４及び図１５に示すように、このターボシャフトエンジン１０３は、全体筒状に形成され、圧縮機及び燃焼室１０７と、圧縮機及び燃焼室１０７の燃焼により回転する駆動タービン１０８，１０９と、長さ方向に沿って配設され、上記駆動タービン１０８、１０９に対向して配置されたフリータービン１１０，１１１と、これらのフリータービン１１０，１１１が固定されたドライブシャフト１１２ａ、１１２ｂと、これらの装置を被覆するボディ１１３とを備えている。
【００８３】
上方ドライブシャフト１１２ａの上端部は上記ボディ１１３の外方へ突出し、垂直方向用ロータ１１４が固定されていると共に、下端部にはフリータービン１１０が固定され、圧縮機及び燃焼室１０７において発生する排気エネルギにより回転する駆動タービン１０８に追随して回転し、ドライブシャフト１１２ａが回転して垂直方向用ロータ１１４を回転させるものである。
【００８４】
一方、下方ドライブシャフト１１２ｂの上端部には、上記駆動タービン１０９に対向して配置されるフリータービン１１１が固定され、下端部は、内装されたヤボックス１１６に接合されている。このギヤボックス１１６には水平方向へ配置されたロータシャフト１１７が接続配置され、このロータシャフト１１７の先端部に水平方向用ロータ１１５が固定されている。
【００８５】
従って、上記駆動タービン１０９が、圧縮機及び燃焼室１０７の排気エネルギにより回転した場合には、対向するフリータービン１１１が追随して回転し、下方ドライブシャフト１１２ｂを回転させ、下方ドライブシャフト１１２ｂの回転は上記ギヤボックス１１６を介してロータシャフト１１７へと伝達され、水平方向用ロータ１１５を回転させるものである。
【００８６】
この場合、圧縮機及び燃焼室１０７の排気エネルギは、飛行状態に応じて、ＣＰＵ４５により、駆動タービン１０８もしくは駆動タービン１０９のいずれか一方、もしくはその双方に供給されるように適宜制御されるように構成されている。
【００８７】
また、ドライブシャフト１１２及びロータシャフト１１７の先端部には、それぞれ、ピッチ角度変更機構１１９が設けられており、上記垂直方向用ロータ１１４及び水平方向用ロータ１１５のロータブレード１１８のピッチ角度を変更しうるように構成されている。上記ピッチ角度変更機構１１９はケーブル６８を介してＩ／Ｏインターフェース４６へ接続され、ＣＰＵ４５により駆動制御される。
【００８８】
本実施の形態にあっては、２基のターボシャフトエンジン１０３は、燃料タンク部１２０の両側に１基づつ固定されており、燃料タンク本体１２１とターボシャフトエンジン１０３，１０３との間には、それぞれ、燃料供給用管路１２２、１２２が配設され、燃料供給用管路１２２、１２２の中間部位には燃料ポンプ１２３，１２３が設けられ、燃料タンク本体内の燃料を圧縮機及び燃焼室１０７内へ供給する。また、本実施の形態にあっては、上記燃料タンク本体１２１の上部には、非常用のパラシュート及びこのパラシュートの射出装置１２４が設けられている。なお、図中、符号１２５は排気孔である。
【００８９】
従って、本実施の形態に係る飛行装置１０にあっては、図１４に示すように、全体として、２基の垂直方向用ロータ１１４及び水平方向用ロータ１１５を有しており、これらの垂直方向用ロータ１１４及び水平方向用ロータ１１５を使用して飛行するものである。その結果、飛行装置１０を使用して飛行する場合には、先ず、燃料ポンプ１２３を作動させてターボシャフトエンジン１０３の圧縮機及び燃焼室１０７へ燃料を供給して燃焼させることによりエンジン部１０６を作動させる。
【００９０】
その後、例えば、操縦者１１が垂直に離陸するような指示を与えた場合には、ＣＰＵ４５は、圧縮機及び燃焼室１０７の排気エネルギを駆動タービン１０９にのみ供給し、駆動タービン１０８のみを回転させる。この駆動タービン１０８の回転に伴い、対向して配置されたフリータービン１１０が回転して上方ドライブシャフト１１２ａが回転し、その結果、２基の垂直方向用ロータ１１４が回転する。また、離陸時には、ＣＰＵ４５の制御によりロータブレード１１８のピッチ角は最大に設定される。従って、図１６に示すように、垂直方向用ロータ１１４，１１４により離陸に必要な推力Ｔ５を得ることができ、飛行装置１０を装着した操縦者１１は離陸を開始する。
【００９１】
その後、所定高度に至り、水平飛行に移る場合には、ＣＰＵ４５は圧縮機及び燃焼室１０７の排気エネルギを駆動タービン１０９へも供給するように制御する。その結果、駆動タービン１０９に対向して配置されたフリータービン１１１が回転して下方ドライブシャフト１１２ｂを回転させ、この回転は上記ギヤボックス１１６を介してロータシャフト１１７へと伝達されて水平方向用ロータ１１５、１１５を回転させる。その結果、水平方向用ロータ１１５，１１５により水平飛行に必要な推力Ｔ６をうることができ、垂直方向用ロータ１１４，１１４の推力Ｔ５とあいまって、操縦者１１は水平飛行を行なうことができる。 また、ホバリングを行う場合には、ＣＰＵ４５は、駆動タービン１０９への排気エネルギの供給を停止し、水平方向用ロータ１１５，１１５の作動を停止させ、垂直方向用ロータ１１４，１１４のみを作動させた状態で所定高度で浮遊状態を維持するものである。
【００９２】
なお、本実施の形態にあっては、ジェットエンジンとしてターボシャフトエンジンを使用した場合を例に説明したが、上記実施の形態に限定されず、ターボファンジェットエンジンを使用してもよい。この場合には、駆動タービン１０８，１０９、及びフリータービン１１１，１１２を無段変速回転制御付きクラッチ機構により構成してもよい。
【００９３】
なお、上記実施の形態にあっては、本発明に係る飛行装置１０を直立した状態で使用する場合を例に説明したが上記実施の形態に限定されず、飛行装置１０は、操縦者が、椅子等に着座した状態で使用するように構成されていてもよい。
【００９４】
【発明の効果】
本発明にあっては、操縦者が装着して操作し、実際に目的地に移動することができる飛行装置を提供することができる。また、さらに本発明にあっては、より操作が容易であって、長期間に渡る操縦訓練を必要とすることなく多くの一般の使用者が利用することができる飛行装置を提供することができる。さらに、本発明にあっては、より安全に使用することができる飛行装置を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示す斜視図である。
【図２】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、アームレスト部の構造を一部破断して示す側面図である。
【図３】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、アームレスト部の親指カーソル装置の操作状態を示す平面図である。
【図４】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、推進装置部を構成するエンジン部を示す図である。
【図５】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、推進装置部を構成するエンジン部の他の実施の形態を示す図である。
【図６】 本発明に係飛行装置の一実施の形態を示し、推進装置部を構成するエンジン部の他の実施の形態を示す図である。
【図７】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態に係る推進装置部に使用される燃料としてニトロメタンとガソリンの混合燃料を使用した場合の反応温度の変化と得られる推力との関係を示すグラフである。
【図８】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、航法装置を示す概念図である。
【図９】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示し、ＣＰＵにインストールされた飛行制御プログラムの構成及び作動手順を示すフローチャートである。
【図１０】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態であって、離陸状態を示す図である。
【図１１】 本発明に係る飛行装置を示し、推進装置部の他の実施の形態を示す斜視図である。
【図１２】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態であって、図１１に示す推進装置部を使用する場合の各ノズルから得られる推力の関係を示すグラフである。
【図１３】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態であって、図１１に示す推進装置部を使用して飛行する場合を示す斜視図である。
【図１４】 本発明に係る飛行装置を示す一実施の形態であって、推進装置部の他の実施の形態を示す図である。
【図１５】 本発明に係る飛行装置の一実施の形態を示す側面図であって、推進装置部の他の実施の形態を示す図である。
【図１６】 本発明に係る飛行装置を示す一実施の形態であって、推進装置部の他の実施の形態を示す図である。
【符号の説明】
１０ 飛行装置
１１ 操縦者
１２ 表示部
１３ 推進装置部
１４ 前方衝撃吸収部
１５ 下方衝撃吸収部
１６ 揚力発生部
１７ フレーム部
１８ 排気部
１９ ステム
２０ ヘルメット部
２１ 身体保護部
２１ａ 上方リング部
２１ｂ 下方リング部
２２ ショックアブソーバ装置
２３ スクリーン
２４ ガイドレール
２５ 固定スクリーン部
２６ スライドスクリーン部
２７ アームレスト部
２８ 上腕部
２９ 下腕部
３０ 腕保護部
３１ 手
３２ 手保護部
３３ アーム部
３４ 軸部
３５ ショックアブソーバ装置
３６ グリップ部
３７ カバー部
３８ 親指カーソルボタン
３９ ディスプレイ３９
４０ 軸部
４１ アンテナ部
４２ ヘルメット本体
４３ マイク
４４ スピーカ
４５ ＣＰＵ
４６ Ｉ／Ｏインターフェース
４７ バッテリ
４８ 航法装置
４９ ジャイロ
５０ エンジン部
５１ エキゾーストパイプ
５２ 燃料タンク
５３ 燃焼体
５４ 壁面部
５５ ロータリーバルブ
５６ 燃焼室
５７ 可変噴射ノズル
６７ 距離センサ
６８ ケーブル
６９ 3Ｄマップデータ読み出し装置
７０ 音声認識プログラム
７１ 飛行プランプログラム
７２ 飛行制御プログラム
７３ 双方向バス
７４ 親指カーソル装置
７５ 側方ロック部
７６ 前方ロック部
７７ レーザー／マイクロウェーブ発振機
７８ 温度センサ
７９ 頭部
８０ 地面等
８６ 電気モータ
８７ 駆動軸
８８ 圧力タンク
８９ 管路
９０ エンジン部
９１ バルブ
９２ ロータリーバルブ
９３ エンジン部
９４ 燃料供給管
９５ 温度センサ
９６ 固形燃料
９７ 燃焼室
９８ 排気管部
９９ ノズル部
１００ エンジン部
１０１ ジンバル
１０２ 開閉ベーン
１０３ ターボシャフトエンジン
１０６ エンジン部
１０７ 圧縮機及び燃焼室
１０８ 駆動タービン
１０９ 駆動タービン
１１０ フリータービン
１１１ フリータービン
１１２ ドライブシャフト
１１３ ボディ
１１４ 垂直方向用ロータ
１１５ 水平方向用ロータ
１１６ ギヤボックス
１１７ ロータシャフト
１１８ ロータブレード
１１９ ピッチ角度変更機構
１２０ 燃料タンク部
１２１ 燃料タンク本体
１２２ 燃料供給用管路
１２３ 燃料ポンプ
１２４ パラシュート及びパラシュート射出装置
１２５ 排気孔
２００ 音声認識プログラム作動
２０１ 音声認識プログラム継続
２０２ 飛行判断
２０３ 飛行開始
３００ 飛行装置
４００ 飛行装置
Ｔ 推力
Ｔ１ 推力
Ｔ２ 推力
Ｔ３ 推力
Ｔ４ 推力
Ｔ５ 推力
Ｔ６ 推力
Claims (10)
- 操縦者が装着して飛行し得る飛行装置であって、操縦者を搬送しうる推力を発生する推進装置部を有することを特徴とする飛行装置において、
上記推進装置部は、エンジン部と、このエンジン部から発生するガスを外方へ噴出させる排気部とを有し、上記排気部から噴出するガスにより推力を得るように構成されており、上記エンジン部は、ニトロメタン及びガソリンの混合燃料を燃焼させうる燃焼室を有し、当該燃焼室は、高温に加熱される燃焼体と、この燃焼体を加熱しうる加熱手段とを備えており、
上記燃料は、温度上昇に伴い２３０℃において急激に反応が進行する特性を有し、
上記推進装置部で発生させる推力が大きい場合には上記燃焼体の加熱温度を２３０℃よりも高温に制御し、当該推力が小さい場合には当該加熱温度を２３０℃以下に制御することを特徴とする飛行装置。 - 上記推進装置部で発生させる推力が大きい場合とは飛行装置が離陸する場合であり、当該推力が小さい場合とは飛行装置がホバリング状態の場合である、ことを特徴とする請求項１に記載の飛行装置。
- 上記加熱手段は、レーザー発振器であることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛行装置。
- 上記加熱手段は、マイクロウェーブ発振器であることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛行装置。
- 上記燃料は液体燃料であって、上記エンジン部は上記液体燃料を収納する燃料タンクを有することを特徴とする請求項１又は２に記載の飛行装置。
- 上記燃料タンクと上記燃焼室との間には燃料供給手段が設けられている請求項５に記載の飛行装置。
- 上記燃料供給手段は、ロータリバルブと、このロータリバルブを駆動する駆動部とにより構成されていることを特徴とする請求項６に記載の飛行装置。
- 上記燃焼体は、球形に形成されていることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛行装置。
- 操縦者が装着して飛行し得る飛行装置であって、操縦者を搬送しうる推力を発生する推進装置部を有することを特徴とする飛行装置において、
上記推進装置部は、エンジン部と、このエンジン部から発生するガスを外方へ噴出させる排気部とを有し、上記排気部から噴出するガスにより推力を得るように構成されており、上記排気部は、操縦者が上記飛行装置を装着した状態において上記エンジン部から発生するガスを下方向へ噴出する下方ノズル部、当該ガスを左方向へ噴出する左方ノズル部、当該ガスを右方向へ噴出する右方ノズル部、が少なくとも突設された排気管部を有し、
各ノズル部には該各ノズル部を開閉しうる開閉ベーンが内装されており、各開閉ベーンの開閉制御を行うことで、上記下方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力、上記左方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力、上記右方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力、の夫々が調節され、
上空において飛行装置をホバリング状態で停止させる場合には、上記下方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力と操縦者の総重量とが等しくなり、上記左方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力と上記右方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力とが等しく且つ上記左方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力と上記右方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力との和が上記下方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力を上記エンジン部で発生する総推力から除いた推力と等しくなるように、各ノズル部の開閉ベーンを開閉制御することを特徴とする飛行装置。 - 操縦者が装着して飛行し得る飛行装置であって、操縦者を搬送しうる推力を発生する推進装置部を有することを特徴とする飛行装置において、
上記推進装置部は、エンジン部と、このエンジン部から発生するガスを外方へ噴出させる排気部とを有し、上記排気部から噴出するガスにより推力を得るように構成されており、上記排気部は、操縦者が上記飛行装置を装着した状態において上記エンジン部から発生するガスを下方向へ噴出する下方ノズル部、当該ガスを左方向へ噴出する左方ノズル部、当該ガスを右方向へ噴出する右方ノズル部、が少なくとも突設された排気管部を有し、
各ノズル部には該各ノズル部を開閉しうる開閉ベーンが内装されており、各開閉ベーンの開閉制御を行うことで、上記下方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力、上記左方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力、上記右方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力、の夫々が調節され、
上空において飛行装置を水平方向へのみ移動させる場合には、上記下方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力と操縦者の総重量とが等しくなり、上記左方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力または上記右方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力の何れか一方が零となり且つ他方が上記下方ノズル部から噴出されるガスの反力により得られる推力を上記エンジン部で発生する総推力から除いた推力と等しくなるように、各ノズル部の開閉ベーンを開閉制御することを特徴とする飛行装置。
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