JP6535839B2 - 垂直離着陸飛行体 - Google Patents
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Description
(1)水平飛行状態からホバリング状態又は下降状態、または、垂直離陸上昇又はホバリング状態から水平飛行およびジグザグ飛行等に移行するまでの間、エンジンの角度が翼に並行になるまでの飛行状態において、エンジンからの噴射風は下方に強く噴射し翼に叩き付けられる状態になるので、推力は打ち消され、翼の下方に乱気流を発生させ、様々な方向からの風に影響されやすく、不安定姿勢を誘発するという問題がある。
図1は、一枚翼の飛行装置(以下、「飛行体」という)の構成を示した模式図である。
図1に示すように、この飛行体は、機体100の上部に配設される一枚の主翼200と、主翼200の左右の各翼の中心部付近に固定されたプロペラ式のエンジン300,310と、エンジン300,310直後の翼に配設されその作用により機体100の上昇・下降を制御するフラップ211,221と、エンジン300,310直後の翼に配設されその作用により機体100の進行方向を制御する方向舵210,220と、機体100後部に配設される方向舵230と、フラップ500,501が配設される水平尾翼400と、からなる。
図に示すように、一枚の主翼200に配設されたエンジン300,310の直後方に方向舵210,220とフラップ211,221とが配設されている。このように、エンジン300,310の直後方に方向舵210,220とフラップ211,221とを配設することにより、エンジン300,310の噴射風が方向舵210,220とフラップ211,221に当たり、方向舵210,220とフラップ211,221が効率的に作用することになる。この場合、機体100後部に配設される方向舵230と水平尾翼400に設けられたフラップ500,501は方向舵210,220とフラップ211,221の補助的な作用を行うこととなる。
図に示すように、飛行体100に取り付けた主翼200にはプロペラ式のエンジン300,310が配設され、このエンジン300,310の中心軸は機体100の中心軸に対して内側へ傾斜するように配設されている。そして、主翼200が垂直方向に枢動すると、主翼200に固定された方向舵210,211とエンジン300,310も主翼200と同じ方向に移動する。主翼200のフラップ220,221は噴射風と並行に有り、風の抵抗は最小限となる。方向舵210,211は、常にエンジン300,310の直後に存在し、エンジン300,310から噴き出される推進風の中心部に配設されている。このため、傾斜を付けられた噴射風は機体の外方下方に噴射される状態となる。
図に示すように、エンジン310(300)と、方向舵210(220)と、フラップ211(221)は、主翼200の角度と共に一体で連動して垂直方向および水平方向に可動する。
図に示すように、プロペラ式のエンジン310(300)の噴射風直後方に方向舵210(220)とフラップ211(221)が配設されているので、噴射風がロスなくこれらに吹き付けるため、進行方向の制御や上昇・下降の制御が容易となる。
図6〜図11は、第二の実施の形態に係る二枚翼の飛行体の例を示す図であり、図6はその平面模式図、図7は側面模式図、図8は正面模式図、図9はホバリング状態の側面模式図、図10はホバリング状態の正面模式図、図11はホバリング状態の平面模式図である。
あ
図に示すように、第一の主翼200と第二の主翼500の位置は、機体前後に1mほどの移動を可能としている(符号200の位置と200Bの位置間の移動、または、符号500の位置と500Bの位置間の移動)。これにより、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。
図13〜図19は、第三の実施の形態に係る三枚主翼の飛行体の例を示す図であり、図13はその平面模式図、図14は水平飛行状態の側面模式図、図15はホバリング状態の側面模式図であり、図16は、機体が直立姿勢でホバリングを示す側面図で、図17は機体が急斜面に着陸又は斜面に並行に待機できることを示す図である。図18は三枚の翼が機体の前後に移動できることを示した図である。
図に示すように、第三の主翼500を挟んで、第一の主翼200と第二の主翼600の位置は、機体前後に1mほどの移動を可能としている(符号200の位置と200Bの位置間の移動、または、符号600の位置と600Bの位置間の移動)。これにより、低速飛行やホバリング状態や正確な動作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。
図27〜図34は第3の実施の形態に係る垂直離着陸飛行体を示す図である。図27は、機体を水平から垂直まで任意の角度に変換する場合の各翼の挙動を示す図。図28は、ジェット噴射式を示す図。図29は、4枚翼採用のホバリング時の平面模式図。図30は、4枚翼採用の水平飛行時の平面模式図。図31は、4枚翼採用の水平飛行時の側面模式図。図32は、4枚翼採用のホバリング時の平面模式図。図33は、5枚翼採用の水平飛行時の側面模式図。図34は、5枚翼機の水上離着陸及びホバリング姿勢の側面模式図。である。
図35と図36は、機体が水平回転する状態を示す模式図であり、図35は、機体中心軸を中心に水平回転する状態を示す模式図、図36は、ホバリング時に機体最前部を軸として水平回転することを示す模式図である。
1.本発明によれば、第一の主翼および第二の主翼および第三の主翼を選択して設け、機体左右の翼中心付近に重量物のエンジンを機体の重心付近に集中させ、方向舵とフラップを同じ翼のエンジン近傍後方に配設し、翼の角度と位置を可動式として機体に設けたことで、機体は滑走離着陸や垂直離着陸の時に翼角度と翼の位置の可動により、エンジンの噴射風は翼に邪魔にされず最良の風作用を得られる。また、機体の重量バランスに対応できる。これにより、低速でも高速でもアクロバット飛行でもあらゆる飛行状態にも安定できることを可能にし、安全飛行と大型化が出来る効果がある。
Claims (9)
- 機体前部にあって該機体の上部に取り付けられた左翼および右翼からなる機体前部の第一の主翼と、
機体後部であって該機体の上部に取り付けられた左翼および右翼からなる第二の主翼と、
機体中央部であって該機体の上部に取り付けられた左翼および右翼からなる第三の主翼と、
前記第一の主翼、前記第二の主翼および前記第三の主翼のそれぞれの左翼および右翼の長さ方向に対して略中心位置に配置される各2基以上のエンジンと、
前記エンジンの後方にそれぞれ設けられた各部のその作用により前記機体の上昇・下降を制御するフラップと、
前記エンジンの後方にそれぞれ設けられその作用により前記機体の進行方向を制御する方向舵と、を備え、
前記第一の主翼、前記第二の主翼および前記第三の主翼は、前記エンジン、前記フラップおよび前記方向舵とともに水平方向から垂直方向に100度の角度まで枢動することを特徴とする垂直離着陸飛行体。 - 前記第一の主翼、前記第二の主翼および/または前記第三の主翼は、前後に1m移動可能であることを特徴とする請求項1に記載の垂直離着陸飛行体。
- 前記第一の主翼は、前記機体の前方から三分の一より機体前方側の位置に配設されていることを特徴とする請求項1から2のいずれか1項に記載の垂直離着陸飛行体。
- 前記第一の主翼は、前記第二の主翼および/または前記第三の主翼の取り付け位置よりも低い位置に取り付けることを特徴とする請求項1から3のいずれか1項に記載の垂直離着陸飛行体。
- 前記第三の主翼は、前記第一の主翼と前記第二の主翼の中間にあって、前記機体の前方から三分の一より後方側で、三分の二より前方側の位置に配設されていることを特徴とする請求項1から4のいずれか1項に記載の垂直離着陸飛行体。
- 前記第二の主翼は、前記第一の主翼と前記第三の主翼の後部にあって、前記機体の前方から三分の二より後方側の位置に配設されていることを特徴とする請求項1から5のいずれか1項に記載の垂直離着陸飛行体。
- 前記エンジンは、前記機体の中心軸に対して3度以内の角度で外側に向けてそれぞれ配設固定されていることを特徴とする請求項1から6のいずれか1項に記載の垂直離着陸飛行体。
- 前記エンジンは、プロペラ式エンジンまたはジェット噴射式エンジンのいずれかであることを特徴とする請求項1から7のいずれか1項に記載の垂直離着陸飛行体。
- 前記第一の主翼、前記第二の主翼および前記第三の主翼は、水平方向から垂直方向に100度の角度まで枢動することを特徴とする請求項1から8のいずれか1項に記載の垂直離着陸飛行体。
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