JP4155081B2

JP4155081B2 - 垂直離着陸装置

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Publication number: JP4155081B2
Application number: JP2003099540A
Authority: JP
Inventors: 政次石場
Original assignee: Toyota Motor Corp
Current assignee: Toyota Motor Corp
Priority date: 2003-04-02
Filing date: 2003-04-02
Publication date: 2008-09-24
Anticipated expiration: 2023-04-02
Also published as: US6969027B2; JP2004306668A; US20050151002A1

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は垂直離着陸装置に関し、特に数名が搭乗可能な小型のものに関する。
【０００２】
【従来の技術】
災害現場等で人が近づくには危険を伴う場所については、例えば特許文献１に記載されているような無人飛翔体を使用して探査を行うことが可能である。このような飛翔体は回転翼を有し、水平移動、昇降、ヨー方向の回転といった動きができる。したがって、必要に応じてこのような飛翔体を飛ばして、種々の情報収集を行うことが考えられる。
【０００３】
しかし、このような場合でも実際に人が現地に行かないと細やかな対応ができない場合もあり、かかる場合の有人飛行に使用できる安全で操作性のよい小型の飛翔装置の開発が望まれている。
【０００４】
一方、一人乗り用の垂直離着陸装置については、ロサンゼルスオリンピックのデモンストレーションで使用されたロケットベルトや、レシプロエンジンを使用したミレニアムジェット（商品名：ソロトレック）などが知られている。
【０００５】
これらの装置は一般の機体とは異なり、人体に装着するような形態である。すなわち、ロケットベルトは背負い型の小型装置であり、左右からロケット噴射ノズルのようなパイプが露出している。このノズルから過酸化水素を酸化させることによって得た高圧ガスを噴射して飛行する構造となっている。
【０００６】
ミレニアムジェットは上述したものよりも大型で、車輪などの離着陸装置が設けられ、操縦者は縦長の機体の内部に嵌まり込むように搭乗する構造となっている。そして、操縦者の頭部の上方左右に比較的大型のプロペラを配置し、これをレシプロエンジンで駆動することによって飛行する。この形式ではレシプロエンジンを使用しているため燃費が良好で、２時間程度の飛行ができるようになっている。
【０００７】
また、この他の形式として米国ベル社で開発された円盤型の装置（型式名ＶＺ−１）がある。これはプロペラ推進器を内蔵した薄い円柱状の機体本体の上に操縦者が搭乗するようになっている。
【０００８】
以上述べたような一人乗りの垂直離着陸装置は、飛行機やヘリコプターのような自立安定性がないため、常に姿勢制御を行わなければ飛行姿勢が大きく崩れて、最悪の場合は墜落の虞れがある。
【０００９】
このため従来は、飛行姿勢を保持するために、操縦者が自ら動くことで重心位置を変化させていた。すなわち、空中に静止するためには、機体が傾いた方向とは逆の側に体重を移して傾きを補正し、また、任意に方向へ行きたい場合はその方向へ体重を移動するという方法で操縦を行っていた。
【００１０】
しかし、体重を移動する方法では応答性が極めて低いため、細かな姿勢制御を行うことは不可能であり、また、体重を移動する最中には反作用が発生するため機体は本来制御すべき方向と逆の方向へ一瞬動くといった特性が生じてしまう。このように、体重移動による操縦は実用性に乏しく改善が望まれている。
【００１１】
【特許文献１】
特開平１１−１１５８９６号公報
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】
有人用の従来装置では、次のような問題を解決する必要がある。
【００１３】
第１に、不時着などの際に搭乗者を保護する手段が設けられていないため、小さな事故でも搭乗者の負傷の虞れを解消することが必要である。
【００１４】
第２に、プロペラ後流や空気吸い込み口が操縦者に直接向いている構造となっているため、飛行中は極めて強い風が操縦者に当たることになる。このため、気温が低い場合などでは操縦者の体温を急速に奪うことになり、時には凍傷などを引き起こす原因となるので、このような事態を改善することが必要である。
【００１５】
第３に、燃料タンクが機体に固定されているので、機体の傾きによって燃料も移動し、供給不良が生じたり燃料タンク内に燃料が残存してしまう場合があるが、小型の飛翔体は飛行時間に制約があるので燃料管理が重要である。
【００１６】
第４に、建物の近くでホバリングするような場合、機体自体の不安定要因や横風等の影響を受け、建物と接触したり必要以上に離れてしまう。これは、高層ビルの火災救援活動などにおいては深刻な問題であり改善が求めらる。
【００１７】
本発明はかかる従来の問題点を解決するためになされたもので、機体の操縦性や姿勢安定性に優れ、事故の衝撃から操縦者を保護する機能を有し、また、燃料の供給不良や使われない燃料が残存してしまう虞れがなく、さらに、建物の近くでホバリングするような場合でも安定した飛行が可能な垂直離着陸装置を提供することを課題とする。
【００１８】
【課題を解決するための手段】
本発明の垂直離着陸装置は、前述した技術的課題を解決するために以下のように構成されている。
【００１９】
鉛直上方向に推力を発生する推進機を有するとともに、この推進機を囲む側壁面を備えた機体と、この側壁面に設けた複数の空気吸入口と、この空気吸入口と推進機を連結したダクト部と、前記各々の空気吸入口に設けられて流入する空気量を調整するシャッター部と、このシャッター部の開度を調整して進行方向に応じて前記各々の空気吸入口に流入する空気量を調整する制御部と、を備え、操縦者が制御部に指令を与えることにより任意の方向に機体を移動可能としたことを特徴とする。
【００２０】
この発明では、推進機を作動させることで機体が浮上する。そして浮上状態においてその進行方向を変える場合には、進行したい方向にあるシャッター部の開度を大きくする。
【００２１】
第２の発明では、鉛直上方向に推力を発生する推進機を有するとともにこの推進機を囲む側壁面を備えた機体と、この側壁面に設けた複数の空気吸入口と、これらの空気吸入口と推進機を連結したダクト部と、前記各々の空気吸入口に設けられた断面翼型のプレートと、このプレートの両端で任意の迎角により支持する支持部と、プレートの両端を駆動して迎角及び傾斜角度を個別に可変させるアクチュエータと、これらアクチュエータの作動量を調整して進行方向及び旋回方向に応じて前記各々のプレートの迎角及び傾斜角度を調整する制御部と、を備え、
操縦者が制御部に指令を与えることにより任意の方向に機体を移動可能としたことを特徴とする。
【００２２】
第２の発明では、プレートの周囲を通過する吸入空気によってプレートに揚力を発生させ、この揚力によって機体を任意の方向に移動させることができる。
【００２３】
第１及び第２の発明では、前記機体の上面側に操縦者を取り巻く環状の収納体を立設し、この収納体内にエアバッグを収納するとともに、加速度センサ及びガス発生器を備え、機体に与えられた衝撃または手動でガス発生器からのガスをエアバッグに供給してエアバッグを膨張させて操縦者を保護するように構成することができる。
【００２４】
この場合、ガス発生器は推進機から得られる抽気ガスでもよいし、火薬による高圧ガスでもよい。
【００２５】
前記機体の下面側に着陸用エアバッグ、加速度センサ及びガス発生器を備え、自動または手動でガス発生器からのガスを着陸用エアバッグに供給して着陸用エアバッグを膨張させ、機体に与えられた衝撃から機体及び操縦者を保護することが好適である。
【００２６】
前記機体に燃料タンクを備えており、この燃料タンクを少なくとも３点以上で保持位置可変可能に支持するとともに計量機能を有する可変支持部を備え、この可変支持部は制御部からの指令により動作して燃料タンクを任意の角度に保持し、燃料を燃料タンク内の特定の位置に誘導して燃料供給を確保するとともに、燃料の残量を計測できるようにすることが好ましい。
【００２７】
この構成では燃料を完全に使い切ることができるとともに、燃料の残量も正確にわかるため飛行管理が容易となる。
【００２８】
前記機体の下面に車輪を設けて機体を走行可能に支持するとともに、この車輪にタービンを接続する一方、前記推進機が高圧ガスを発生する形式のエンジンであり、この推進機からの高圧ガスを前記タービンに供給するガス分配装置を備えることで、地上走行と浮上のいずれをも可能に構成することができる。
【００２９】
このようにすれば、地上走行も可能となるため、移動範囲が広がり特に災害救助などに適するものとなる。
【００３０】
前記機体に、機体の下方及び側面方向のいずれの方向にも延出可能に保持した車輪を設け、機体を垂直壁面に接近させて浮上させる場合において、車輪を機体の側面方向に延出して垂直壁面に当接させた状態で機体を上昇下降させることが好適である。
【００３１】
この構成では、主にビル火災などの高層ビル災害に際して、機体を安定させる効果が高くなる。
【００３２】
前記推進機は、燃料電池で駆動されるモーター、外部から供給される高圧ガス、内燃機関、ジェットエンジン、ターボファンエンジン、ジェットエンジンから得られる抽気高圧ガス、及びデトネーションパルスエンジンから選ばれる少なくとも一つとすることが可能である。
【００３３】
前記推進機は、複数個の系統を有し、特定の系統が停止しても全体の推力に不均衡が生じないようにすることができる。
【００３４】
特に、万一、外部からの高圧ガスの駆動源が停止し、又は垂直離着陸装置に内蔵された駆動源が停止した場合を想定し、駆動装置と駆動源の間に高圧ガスタンクを設置し、このような緊急時には、前記駆動装置へ高圧ガスの供給を可能にすることが考えられる。
【００３５】
前記空気吸入口は、異物の吸入を防止する網体によって覆われていることが望ましく、このようにすれば、異物の吸入による動作不良等の事故を未然に防止することができる。
【００３６】
本発明の人運搬機能を有する飛翔装置は、操縦性や姿勢安定性に優れ、操縦者の保護機能を備え、また、ホバリングするような場合でも安定した飛行が可能である。
【００３７】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の垂直離着陸装置を図１から図４７に示される実施形態について更に詳細に説明する。
［実施形態１］
実施形態１を図１から図１５を参照しつつ説明する。
【００３８】
この垂直離着陸装置は一人乗りであり、機体１は略円盤状に形成されている。機体１の上面１ａは平面であり、操縦者３０は上面１ａに立って操縦するようになっている。機体１の上面１ａには複数のポール３２が立設されており、これらポール３２の先端には輪状に形成した保護リング３１が取り付けられている。この保護リング３１は操縦者３０の保護と落下防止のために設けられる。
【００３９】
機体１の内部中央には、鉛直上方向に推力Ｆを発生させる推進機２が設けられている。この推進機２は外部から原動力を導入する形式と内部にエンジンを備えるいずれの方式も採用できる。この実施形態１ではメインタービン３３とプロペラ３４とをシャフト３４ａで連結した構造になっており外部から高圧ガス３５を供給することでメインタービン３３を回し、プロペラ３４を回転させることで推力Ｆを発生するようになっている。
【００４０】
外部からの高圧ガス３５は、例えば、図示しない次のような装置によって提供される。
【００４１】
この装置は、過酸化水素タンクと、これに接続した加圧用ガスタンクと、過酸化水素タンクに接続された触媒を備えている。加圧用ガスタンクには窒素が充填されており、この窒素は過酸化水素タンク内の過酸化水素を加圧して、これを触媒に圧送する。ここでは触媒としては、サマリウム銀が用いられる。
【００４２】
過酸化水素と触媒との反応によって高圧ガス３５が発生するので、これをメインタービン３３に送り、プロペラ３４を回転させる。
【００４３】
一方、機体１の側壁面３には空気吸入口４が設けられている。この空気吸入口４は３６０度にわたり開口しているが、ここでは４つに等分割されている。個々の空気吸入口４には、図２に示すように流入する空気量を調整するシャッター部６が設けられている。このシャッター部６は側壁面３に沿うように湾曲した板状体であり、空気吸入口４の中央で左右２枚に分割して形成されている。機体１の内部に設けられた駆動モーター６ｃによって個々のシャッター６ａ、６ｂを、ぞれぞれ矢示Ｊ１、Ｊ２方向にスライドさせて空気吸入口４開口させ、反対方向に移動させてこれを閉めることができるようになっている。
【００４４】
このシャッター部６は９０度の各度差を以て全部で４組設けられており、それぞれ個別に開閉制御できるよう構成されている。
【００４５】
空気吸入口４と前記プロペラ３４とは、側方から下方に向けて湾曲して空気抵抗が少なくなるように形成されたダクト部５により連結されている。これにより、図１のように矢示Ｇ方向の気流を発生させ、推力Ｆを得るようになっている。
【００４６】
前記シャッター部６の駆動モーター６ｃは、制御部７でコントロールされるようになっており、状況に応じてシャッター部６の開度が調整される。制御部７は、図１５に示すように操縦者３０が操作する操縦桿７ａ、コンピュータを主な要素とする中央制御装置７ｂ、中央制御装置７ｂで制御される電力制御部７ｄ、から構成されている。電力制御部７ｄは駆動モーター６ｃを制御することで個々のシャッター部６を制御して機体の姿勢を制御する。電力制御部７ｄはさらに推進機２も制御してホバリング時などの微妙な出力制御を行うようになっている。中央制御装置７ｂにはレーザージャイロなどからなるＸＹＺ軸方向のジャイロセンサの出力が入力される。これにより、横風などの外乱があった場合でも、特に操縦者３０が操作することなく機体の姿勢が維持できるようになっている。
【００４７】
なお、前記推進機２の形式としては単プロペラの他、４つのプロペラ１００を配置したマルチファン方式（図４）、二重反転プロペラ１０１でプロペラ反力を相殺した二重反転型（図５）、さらにプロペラ１０２自体の軸方向を任意に変化させるジンバル方式（図６）、及びこれらの複合形式を採用することが可能である。
【００４８】
以上の構成において、機体１の動作につき図７から図１４にしたがって説明する。
【００４９】
図７は、図中の矢示の方向に前進する場合を示し、図８のように進行方向に位置するシャッター部６−１とこれに直交する２つのシャッター部６−２のみを開くことで、機体１の空気吸入口４からの空気吸入バランスを意図的に崩し、矢示Ａ方向に前進することができる。
【００５０】
図９は、図中の矢示の方向に後退する場合を示し、図１０のように進行方向のシャッター部６−３とこれに直交する２つのシャッター部６−２を開くことで、空気吸入バランスを意図的に崩し、矢示Ｂ方向に後退させることができる。
【００５１】
図１１は矢示Ｃの方向に右移動させる場合を示し、図１２のように図において左方向のシャッター部６−２Ｌとこれに直交する２つのシャッター部６−１及び６−３を開くことで、空気吸入バランスを意図的に崩し、矢示Ｃ方向に右移動させることができる。
【００５２】
図１３は矢示Ｄの方向に左移動させる場合を示し、図１４のように左方向のシャッター部６−２Ｄとこれに直交する２つのシャッター部６−１及び６−３をそれぞれ開くことで、同様に矢示Ｄ方向に左移動させることができる。
【００５３】
なお、図４に示すように前記推進機２を複数個の系統で構成した場合には、特定の系統が停止しても、推力は減るものの推力バランスに不均衡は生じないため、安全に着陸することが可能である。また、前記空気吸入口４を網体２１で覆い、異物の吸入を防止することで所定以上の大きさの、例えば、鳥やその他の空中浮遊物を吸い込むなどの事故を未然に防止することができる。
［実施形態２］
実施形態２について、図１６から図２８を参照して説明する。なお、前記実施形態１と同一部分には同一の符号を付してその説明を省略する。
【００５４】
この実施形態では、前記シャッター部６に替えて前記各々の空気吸入口４に断面翼型のプレート８を設けたものである。このプレート８はクラークＹ型などの非対称翼が好適であり、このプレート８の両端において支持部９が軸止され、任意の迎角により支持できるようになっている。すなわち、支持部９は自在ピボットとなっており、プレート８は、その両端に接続されたアクチュエータ１０の伸縮によって、プレート８の迎角及び傾斜角度を個別に可変できるようになっている。
【００５５】
これらアクチュエータ１０は、制御部７によってその作動量及び作動方向が調整可能であり、プレート８の迎角を大きくするとプレート８の揚力Ｋが増し、プレート８の迎角を小さくするとプレート８の揚力Ｋが小さくなる。
【００５６】
すなわち、図１７に示すように、操縦者３０から見て後ろに位置するプレート８の迎角を高くすると操縦者３０から見て後方の揚力が増大し、機体１は前進する。また、図１９に示すように、操縦者３０から見て前方に位置するプレート８の迎角を高くすると操縦者３０から見て前方の揚力が増大し、機体１は後退する。そして、前後のプレート８の迎角を同一にすると機体はホバリングする。
【００５７】
同様に、図２０に示すように、操縦者３０から見て左に位置するプレート８の迎角を高くすると操縦者３０から見て左の揚力が増大し、機体１は左へ移動する。また、図２１に示すように、操縦者３０から見て右に位置するプレート８の迎角を高くすると操縦者３０から見て右の揚力が増大し、機体１は右に移動する。そして、左右のプレート８の迎角を同一にすると機体はホバリングする。
【００５８】
このような操作を組み合わせることで、機体１を任意の方向へ移動させることができるようになっている。
【００５９】
さらに機体１を右旋回させる場合には、通常は図２３のように水平となっているプレート８について、図２４に示すように左右のアクチュエータ１０を別々に作動させることで右側が左側より上方となるよう傾斜を生じさせる。図２３は、空気吸入口４を正面から見た図である。これによって、揚力Ｋに角度が生じて、図２５に示すように機体１は矢示Ｍ方向に右旋回を始める。機体１を左旋回させる場合には、通常は、図２６のように水平となっているプレート８を図２７のように左右のアクチュエータ１０を別々に作動させることで左が上方となるよう傾斜をつける。これによって、揚力Ｋに角度がつき図２８に示すように機体１は矢示Ｌ方向に左旋回を始める。
［実施形態３］
実施形態３について、図２９から図３４を参照して説明する。なお、前記実施形態と同一部分には同一の符号を付してその説明を省略する。
【００６０】
この実施形態は操縦者３０を保護するための構造に関するもので、前記保護リング３１の外側、機体１の外側面、及び機体１の下面に設けた脚部４０の先端に夫々エアバッグ１２、１２ａ、及び１５を取り付けたものである。
【００６１】
前記保護リング３１の外側には、操縦者３０を取り巻く環状の収納体１１が取り付けられている。この収納体１１は、図３１及び図３３に示すように断面半円状のカバーとなっており、内部にエアバッグ１２が収納されている。図３０及び図３１には、エアバッグ１２が収納された状態、すなわち膨張していない状態が示されている。図３２及び図３３では、エアバッグ１２が膨張した状態を示す。このエアバッグ１２は二つ以上に分割して形成したものであってもよい。
【００６２】
機体１には、加速度センサ１３、速度センサ１３ａ、及び接近センサ１３ｂが設けられ、これら各センサの出力は前記制御部７に入力されている。
【００６３】
一方、機体１にはガス発生器１４としての高圧タンクが設けられ、ソレノイドバルブ１４ａを介して、各エアバッグ１２、１２ａ、及び１５に接続されている。各エアバッグ１２、１２ａ、１５内には圧力センサ１４ｂが設けられている。
【００６４】
ここで、制御部７が加速度センサ１３、速度センサ１３ａ、及び接近センサ１３ｂからの各信号から機体の姿勢や、降下率が危険な状態になったと判断した場合、制御部７はソレノイドバルブ１４ａを解放して高圧タンクの圧力を各エアバッグ１２、１２ａ、１５に供給する。これにより、各エアバッグ１２、１２ａ、１５は瞬時に膨らみ（図３２、図３３）、不時着時の衝撃を緩和する。エアバッグが開く際には、収納体１１も自動的に開くようになっている。また、エアバッグ１２、１２ａ、１５内の圧力センサ１４ｂは、圧力不足の際にそれを感知し、さらに高圧ガスが追加供給されるようになっている。このようにすれば、エアバッグ内の内圧が一定に保持されるので、海面等に不時着した場合でも、不時着時の衝撃吸収後に再びエアバッグが膨らみ、機体１を海面に浮かせておくことができる。
［実施形態４］
脚部４０の先端に設けた前記エアバッグ１５を、大容量の着陸専用エアバッグとすれば、着陸時に生じる機体１及び操縦者３０への緩衝性能が向上し、図３４に示すようなエアバッグを持たない機体１に比較して、機体１及び操縦者３０に与えるダメージを大幅に減じることができる。
［実施形態５］
実施形態５について、図３６から図４０を参照して説明する。なお、前記実施形態と同一部分には同一の符号を付してその説明を省略する。
【００６５】
この実施形態は燃料の有効利用と、燃料供給の安定を図るようにしたものでありエンジン内蔵の自立型装置に適するものである。
【００６６】
機体１内に設けられる燃料タンク１６は、４個所の可変支持部１７によって上面１ａの裏面に垂下するように取り付けられている。可変支持部１７は燃料タンク１６を保持位置を可変可能に支持するとともに計量機能を有している。
【００６７】
すなわち、機体１側にモーター５０が固定されており、このモーター５０から螺桿５２が伸出させてある。この螺桿５２には雌型５３を螺合してあり、この雌型５３は接続部５４を介して燃料タンク１６に固定されている。
【００６８】
一方、螺桿５２にはロータリーエンコーダー５１が設けられ、モーター５０が回転することによって螺桿５２とともに回転するようになっている。ロータリーエンコーダー５１を挟むようにフォトインタラプタ５５が設けられ、このフォトインタラプタ５５からはエンコーダー出力端子５７が延出されて、制御部７に入力されるようになっている。モーター５０には計量センサ（図示せず）が設けられ、計量センサ出力端子５６が出ている。この計量センサ出力端子５６からの信号は制御部７に入力される。さらに、モーター５０からは電源端子５８が延出し、電源６０に接続されている。
【００６９】
前記した構成において、モーター５０を回転させると螺桿５２が雌型５３中を直線移動し、矢示の方向に伸縮する（図３６、図３７）。したがって、４カ所で支持されている燃料タンク１６は、図３９及び図４０に示すように任意の角度に傾斜させることができ、燃料タンク１６に取り付けられた燃料パイプ６１が設けられた側に内部の燃料を移動させることができる。
【００７０】
この構成では燃料を燃料タンク１６内に残存させずに、完全に使い切ることができる。このような飛翔装置では、飛行時間に制約があるため燃料の管理及び有効利用がきわめて重要であるが、上記の構成によって燃料の残量が正確に把握できるため、飛行管理が容易となる。
［実施形態６］
実施形態６について、図４１から図４４を参照して説明する。なお、前記実施形態と同一部分には同一の符号を付してその説明を省略する。
【００７１】
この実施形態は機体１を地上でも走行可能としたものである。
【００７２】
機体１の下面に設けられた脚部４０の先端に車輪１８が設けられ、機体１を走行可能に支持してある。この車輪１８の内側にはタービン１９が接続されている。このタービン１９は、図４３に示すように、リング状に形成したタービン１９の本体の表裏面にそれぞれ異なった方向で第１フィン６２、及び第２フィン６３が形成されている。
【００７３】
本実施形態における推進機２は、高圧ガスを発生する形式のジェットエンジンであり、この推進機２からの高圧ガスを前記タービン１９に供給するガス分配装置２０を備えている。このガス分配装置２０は高圧パイプ６４を介して車輪１８内のノズル６５に導入されている。このノズル６５からは２系統の噴射部６６、６７が設けられており、それぞれフィン６２、６３に向けられている。２系統の噴射部６６、６７は噴射量を個別に調整することができるので、図４２に示すように噴射部６６、６７の噴射量を調整することでタービン１９を正逆いずれの方向にも回転させることが可能である。
【００７４】
すなわち、噴射部６７のみからガスを噴射した場合はガスは方向６８へ流れタービン１９は矢示Ｐ方向に回転する。一方、噴射部６６のみからガスを噴射した場合はガスは方向６９へ流れタービン１９は矢示Ｐ方向とは反対の方向に回転する。
【００７５】
このように車輪１８をいずれの方向にも回転させることができるとともに、地上走行と浮上のいずれをも可能としたので、機体１は、飛行及び走行が可能なものとなり稼働範囲が拡大する。
［実施形態７］
実施形態７について、図４５から図４７を参照して説明する。なお、前記実施形態と同一部分には同一の符号を付してその説明を省略する。
【００７６】
この実施形態は、主にビル火災などの高層ビル災害に際して、機体を建物に接近させた状態で安定させるものである。
【００７７】
すなわち、機体１の下面に設けられた脚部４０を機体１の下方及び側面方向のいずれの方向にも延出可能に保持し、脚部４０の先端に設けた車輪１８をビルなどの垂直壁面２２に接触させ、押し当てつつ昇降することができる。
【００７８】
脚部４０は合計４組設けられており、図４５に示すように機体１の下面に緩衝装置付き脚７３を軸７０で保持するとともに、この緩衝装置付き脚７３と機体１とを油圧オレオ７１とロッド７２とで連結し、矢示Ｓのようにほぼ９０度の角度で屈曲可能とする。緩衝装置付き脚７３の先端には実施形態６で説明した車輪１８が取り付けられており、緩衝装置付き脚７３を水平位置にした場合、機体１から突出してビルなどの垂直壁面２２に押し当てることができるようになっている。
【００７９】
なお、油圧オレオ７１の駆動源としては油圧の他、高圧ガスや電気等も使用できるのは勿論である。また、脚部４０及び機体１の周囲には接近センサ１３ｂが設けられており、垂直壁面２２までの距離が正確に計測できるようになっている。
【００８０】
以上のような構成では、ホバリングでは不可能な距離まで建造物等に近づき、図４６に示すように垂直壁面２２に沿って昇降可能となり、確実に安定した状態で建造物の壁面に沿って昇降することができる。したがって、特に、火災等の災害現場での救出活動を容易に行うことができる。
【００８１】
図４７は機体の前後に垂直壁面２２が存在する場合を示し、前後の脚部４０を水平に延ばすことでさらに安定した飛行状態の保持が可能となる。この場合は車輪１８を回転させることで推進機２の負担を大幅に軽減できる効果も期待できる。
【００８２】
このように、車輪を機体側面側に突出可能とすれば、建物の近くでホバリングするような場合でも極めて安定した飛行が可能となる。
【００８３】
【発明の効果】
本発明によれば、体重移動せずに機体の姿勢を制御できるので機体の操縦性や姿勢安定性に優れた飛翔装置が提供される。また、エアバッグを装着したものでは事故の衝撃から操縦者を保護することができる。
【００８４】
さらに、操縦者に強い風が当たることがなく操縦時の疲労やストレスを軽減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】垂直離着陸装置の第１実施形態を示す断面図である。
【図２】垂直離着陸装置のシャッター部分を示す部分的な平面図である。
【図３】垂直離着陸装置に操縦者が搭乗した状態を示す斜視図である。
【図４】垂直離着陸装置の推進方式のうちマルチファン方式を示す斜視図である。
【図５】垂直離着陸装置の推進方式のうち二重反転ファン方式を示す斜視図である。
【図６】垂直離着陸装置の推進方式のうちジンバルファン方式を示す斜視図である。
【図７】垂直離着陸装置の前進時の状態を示す斜視図である。
【図８】垂直離着陸装置の前進時の状態を示す底面図である。
【図９】垂直離着陸装置の後退時の状態を示す斜視図である。
【図１０】垂直離着陸装置の後退時の状態を示す底面図である。
【図１１】垂直離着陸装置の右方向移動時の状態を示す斜視図である。
【図１２】垂直離着陸装置の右方向移動時の状態を示す底面図である。
【図１３】垂直離着陸装置の左方向移動時の状態を示す斜視図である。
【図１４】垂直離着陸装置の左方向移動時の状態を示す底面図である。
【図１５】第１実施形態である垂直離着陸装置のブロック図である。
【図１６】垂直離着陸装置の第２実施形態を示す断面図である。
【図１７】前方に傾斜した状態を示す側面図である。
【図１８】水平状態を維持した状態を示す側面図である。
【図１９】後方に傾斜した状態を示す側面図である。
【図２０】右方向に傾斜した状態を示す正面図である。
【図２１】水平状態を維持した状態を示す正面図である。
【図２２】左方向に傾斜した状態を示す正面図である。
【図２３】垂直離着陸装置のプレートが水平に維持された状態を示す側面図である。
【図２４】垂直離着陸装置のプレートが左方向に傾斜した状態を示す側面図である。
【図２５】垂直離着陸装置が右回転する状態を示す斜視図である。
【図２６】垂直離着陸装置のプレートが水平に維持された状態を示す側面図である。
【図２７】垂直離着陸装置のプレートが右方向に傾斜した状態を示す側面図である。
【図２８】垂直離着陸装置が左回転する状態を示す斜視図である。
【図２９】本発明の第３実施形態としての垂直離着陸装置を示す断面図である。
【図３０】エアバッグが保護リング内に収納された状態を示す平面図である。
【図３１】エアバッグが保護リング内に収納された状態を示す断面図である。
【図３２】エアバッグが膨張した状態を示す平面図である。
【図３３】エアバッグが膨張した状態を示す断面図である。
【図３４】第３実施形態の垂直離着陸装置の効果を説明するための側面図である。
【図３５】燃料タンクの可変支持部の構造を示す図である。
【図３６】燃料タンクの可変支持部が伸張した状態を示す図である。
【図３７】燃料タンクの可変支持部が伸縮した状態を示す断面図である。
【図３８】燃料タンクの可変支持部の全体構造を示す概略図である。
【図３９】燃料タンクが水平に維持されている状態を示す図である。
【図４０】燃料タンクが傾斜している状態を示す図である。
【図４１】第５実施形態としての垂直離着陸装置を示す図である。
【図４２】タービンの要部を示す斜視図である。
【図４３】タービンの全体を示す斜視図である。
【図４４】車輪部分を示す斜視図である。
【図４５】第６実施形態としての垂直離着陸装置を示す断面図である。
【図４６】垂直離着陸装置の壁面走行の例を示す側面図である。
【図４７】垂直離着陸装置の壁面走行の他の例を示す側面図である。
【符号の説明】
１機体
２推進機
３側壁面
４空気吸入口
５ダクト部
６シャッター部
７制御部
８プレート
９支持部
１０アクチュエータ
１１収納体
１２エアバッグ
１３加速度センサ
１４ガス発生器
１５着陸用エアバッグ
１６燃料タンク
１７可変支持部
１８車輪
１９タービン
２０ガス分配装置
２１網体
２２垂直壁面

Claims

鉛直上方向に推力を発生する推進機を有するとともに、この推進機を囲む側壁面を備えた機体と、この側壁面に設けた複数の空気吸入口と、この空気吸入口と推進機を連結したダクト部と、前記各々の空気吸入口に設けられて流入する空気量を調整するシャッター部と、このシャッター部の開度を調整して進行方向に応じて前記各々の空気吸入口に流入する空気量を調整する制御部と、を備え、操縦者が制御部に指令を与えることにより任意の方向に機体を移動可能としたことを特徴とする垂直離着陸装置であって、
前記制御部は、進行方向にある前記シャッター部の開度を大きくすることを特徴とする垂直離着陸装置。
鉛直上方向に推力を発生する推進機を有するとともにこの推進機を囲む側壁面を備えた機体と、この側壁面に設けた複数の空気吸入口と、
これらの空気吸入口と推進機を連結したダクト部と、前記各々の空気吸入口に設けられた断面翼型のプレートと、このプレートの両端で任意の迎角により支持する支持部と、プレートの両端を駆動して迎角及び傾斜角度を個別に可変させるアクチュエータと、これらアクチュエータの作動量を調整して進行方向及び旋回方向に応じて前記各々のプレートの迎角及び傾斜角度を調整する制御部と、を備え、操縦者が制御部に指令を与えることにより任意の方向に機体を移動可能としたことを特徴とする垂直離着陸装置であって、
前記制御部は、進行方向と反対側にある前記プレートの迎角を大きくすることを特徴とする垂直離着陸装置。
前記制御部は、前記プレートの前記空気吸入口の正面から見て旋回方向側が旋回方向と反対側より下になるように前記プレートを傾斜させることを特徴とする請求項２に記載の垂直離着陸装置。
前記機体における、前記複数の空気吸入口が設けられた側壁面より上部に、操縦者用の搭乗スペースを設けたことを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載の垂直離着陸装置。
前記機体の上面側に操縦者を取り巻く環状の収納体を立設し、この収納体内にエアバッグ
を収納するとともに、加速度センサ及びガス発生器を備え、
機体に与えられた衝撃または手動でガス発生器からのガスをエアバッグに供給してエアバッグを膨張させて操縦者を保護することを特徴とする請求項１から４のいずれかに記載の垂直離着陸装置。
前記機体の下面側に着陸用エアバッグ、加速度センサ及びガス発生器を備え、
機体に与えられた衝撃または手動でガス発生器からのガスを着陸用エアバッグに供給して着陸用エアバッグを膨張させ操縦者を保護することを特徴とする請求項１から５のいずれかに記載の垂直離着陸装置。
前記機体に燃料タンクを備えており、この燃料タンクを少なくとも３点以上で保持位置を可変可能に支持するとともに、計量機能を有する可変支持部を備え、
この可変支持部は、制御部からの指令により作動して燃料タンクを任意の角度に保持し、燃料を燃料タンク内の特定の位置に誘導して燃料供給を促進させることを特徴とする請求項１から６のいずれかに記載の垂直離着陸装置。
機体の下面に車輪を設けて機体を走行可能に支持するとともに、この車輪にタービンを接続する一方、前記推進機が高圧ガスを発生する形式のエンジンであり、この推進機からの高圧ガスを前記タービンに供給するガス分配装置を備え、地上走行と浮上のいずれをも可能なことを特徴とする請求項１から７のいずれかに記載の垂直離着陸装置。
機体に、機体の下方及び側面方向のいずれの方向にも延出可能に保持した車輪を設け、機体を垂直壁面に接近させて浮上させる場合において、車輪を機体の側面方向に延出して垂直壁面に当接させた状態で機体を上昇下降させることを特徴とする請求項１から８のいずれかに記載の垂直離着陸装置。
前記推進機は、燃料電池で駆動されるモーター、外部から供給される高圧ガス、内燃機関、ジェットエンジン、ターボファンエンジン、ジェットエンジンから得られる抽気高圧ガス、及びデトネーションパルスエンジンから選ばれる少なくとも一つであることを特徴とする請求項１から９のいずれかに記載の垂直離着陸装置。
前記推進機は、複数個の系統を有し、特定の系統が停止しても全体の推力に不均衡が生じないことを特徴とする請求項１から１０のいずれかに記載の垂直離着陸装置。