JP6606639B2

JP6606639B2 - 貨物輸送用の航空機

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Publication number: JP6606639B2
Application number: JP2015089925A
Authority: JP
Inventors: 映二白石
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2015-04-27
Filing date: 2015-04-27
Publication date: 2019-11-20
Anticipated expiration: 2035-04-27
Also published as: JP2016203876A

Description

本発明は、航空機に関し、より詳細には、コンテナ輸送に適した航空機を提供することを目的とする。

近年、我が国の農産物、海産物、畜産製造物に対して海外から注目を受けている。従来、食品などの海外輸送には、生産地から航空機への積載までの時間がまちまちなので、食品を冷凍して輸送するなどの方法が用いられている。しかしながら、海産物、食肉などは、冷凍するよりも生鮮のまま海外に届ける方が、より新鮮で本来の味覚を提供することができる。

この他にも、近年バヌアツの大規模台風災害などの場合、緊急に支援物資を送る必要がある場合、支援品を積載したコンテナを、トラック便で空港まで運び、コンテナごと輸送機に搭載して、短時間に救援物資を被災地に届けることも必要となっている。

しかしながら、これまでの輸送機は、大型であり輸送コストの観点から、ある程度貨物がまとまらないと輸送ができないこと、輸送機への積載に時間がかかることという問題もあった。また、海産物、食肉、生鮮野菜、などの生鮮食品や、例えば寿司などの生鮮食品加工食品を航空輸送する場合、離陸時に低速揚力を確保するために、大仰角で離陸するのでは、積載された生鮮食料品が、型くずれしたりするおそれがあるため、生鮮食料品を輸送するために必ずしも適切な飛行原理を用いていると言うことはできなかった。

従来から、低コストの輸送機が提案されており、例えば、特許文献１（特開２００８−７４３７４号公報）には、航空輸送において、省エネルギー効果があり、かつ大量輸送を実現するために、水素ガス又はヘリウムガス等の気体を取込んで、気球部分を設け、それに輸送空間である乗員部及び、その他必要部分を一体化させた気球飛行機が提案されている。

特開２００８−７４３７４号公報

これまで、各種の輸送機が提案されているものの、陸上輸送から離陸まで、より効率が良く集荷・積載し、海外に送付することを可能とする、貨物輸送用の航空機が必要とされていた。

本発明は、上述した従来技術の問題点に鑑みてなされたものであり、本発明は、積載貨物中心主義で考え、商品を傷つけないことを追及し、商品に対する影響を軽減し、より効率的に貨物の積み降ろしを効率化し、効率的に貨物輸送を可能とする、貨物輸送用航空機を提供することを課題とする。

本発明は、上記解決課題に対応するために、重量中心と空力中心とが、機体の前後軸に垂直な仮想線上のほぼ同一位置となるように配置し、離着陸時の揚力を確保するため大仰角を取ることなく、可能な限り水平姿勢を保ったまま離着陸すると共に、陸送用のトラックからコンテナを直接積載する、貨物輸送用の飛行機を提供する。

すなわち、本発明によれば、
機体の空力中心と、重量中心とが同一の垂直軸上に配置された胴体と、
前記胴体からに機体の前後軸に水平に交差する方向に延びる主翼と、
前記主翼から少なくとも翼上部に形成される対となった垂直翼と、
前記同一の垂直軸上において前記胴体の上部に配置された一基のタービンエンジンまたは前記同一の垂直軸に対して対称に配置された対となったタービンエンジンと、
前記胴体の下部において、前記機体および前記主翼がそのキャンバにより生成する揚力を損なうこと無く貨物を積載したコンテナを着脱可能に保持する収容部と
を備えることを特徴とする、航空機が提供される。

本発明の前記航空機は、前記胴体および前記主翼がそのキャンバにより飛行のための揚力を生成し、前記機体の飛行高度を、前記タービンエンジンの推力制御により行い、前記飛行高度を、水平姿勢を保持したまま変更することができる。さらに、前記航空機は、離着陸時において地面効果により、低速時の揚力を増大させることができる。

また、前記コンテナは、国際ＩＳＯ規格であり、前記航空機は、前記コンテナ内を水平に保持したまま離陸、飛行および着陸することができる。さらに、前記航空機はさらに、緊急動作を可能とする補助タービンエンジンと、昇降舵を有する水平尾翼とを備えることができる。前記航空機は、前記主翼の下側に延びた下部垂直翼を備えることができる。
また、前記下部垂直翼は、方向舵を備え、巡航状態では、前記主翼に収容されても良い。さらに前記航空機は、離着陸時に機首部分に揚力を発生させるための可変式カナードを備え、前記可変式カナードは、前記主翼よりも胴体下部に配置されても良い。さらに、前記航空機は、無人機とすることができる。また、前記航空機は、下部垂直翼に下部にタイヤではなく、水上着陸用のフロートを備えていても良い。

本実施形態の航空機１００の概略的な斜視図。本実施形態の航空機１００の上面図。本実施形態の航空機１００の機体後部に形成されたハッチ１０１ａを開いて、コンテナを収容可能とした時の、平面構成を示す。本実施形態の航空機１００の概略的な側面図。本実施形態の航空機１００にトラック２００からコンテナ２０１を積載する場合の概略的な実施形態を示す図。本実施形態の航空機１００の正面図。第２の実施形態の航空機１００の正面図。第３の実施形態の航空機１００の正面図。本実施形態の航空機１００の、式（１）で計算される飛行高度１２０００ｍにおける揚力と、当該揚力を与える時の翼面積とを、縦軸に翼面積（ｍ^２）、横軸に揚力（ｔｏｎ）を取って示した図。本実施形態の航空機１００の飛行姿勢を示す概念図。本実施形態の航空機の着陸時の飛行姿勢を示す図。本実施形態の航空機の飛行確認模型を示す写真。

１００：航空機
１０１：胴体
１０２：主翼
１０３：水平尾翼
１０３ａ：昇降舵
１０４：垂直翼
１０４ａ：方向舵
１０８：垂直翼
１０８：下部垂直翼
１０８ａ：方向舵
１０９：可変式カナード
１１４、１１４ａ：主脚
２０１：コンテナ

以下、本発明につき、実施形態を使用して説明するが、本発明は後述する実施形態に限定されるものではない。図１は、本実施形態の航空機１００の概略的な斜視図である。航空機１００は、胴体１０１、主翼１０２、水平尾翼１０３、および垂直翼１０４、１０８、胴体１０１上に設置されたターボファンエンジン１０５を備える。

胴体１０１は、本実施形態では、離陸および着陸時の揚力を、地面効果およびコアンダ効果を利用して、大仰角を取ること無しに離陸すると共に、離着陸時の距離を許容可能な程度に低減させている。また、胴体１０１には、コンテナを収容するための貨物室を塞ぐための機体後部にハッチ１０１ａが形成されている。輸送機使用者の要望に合わせ、ハッチ１０１ａは、様々な形態、形式のものが考えられる。貨物は、トラックなどで空港まで直接輸送された後、ハッチ１０１ａを開き、ハッチ１０１ａに確保されたコンテナ収容室（図示せず）に直接搬入される。

さらに本実施形態では、胴体１０１は、それ自体が、翼型となるように形成されており、主翼１０２に加えて、胴体自体でも揚力を生成するリフティングボディ方式で形成されており、離着陸時の仰角制御を行わずとも、離着陸可能とさせている。本願では中央胴体翼とも呼ぶ。これに連なるブレンディド翼の主翼を持つが全翼機に似た部分もある。なお本実施形態のコンテナは、それに限定されるわけではないが、国際ＩＳＯ規格に準拠する規格の、例えば４０ｆｔコンテナを使用することができる。通常輸送の貨物として、大型輸送機で、４０ｆｔコンテナは空輸されている。

胴体１０１には、主翼１０２が取り付けされており、飛行のために必要な主翼１０２は、本実施形態では、その翼端は、翼端渦による吹き下ろしのために揚力減少を防止するために、ウィングレットが形成されている。

また、主翼には、離着陸時の揚力を確保するために、前縁および後縁のフラップなどとして参照される高揚力装置１０２ａ、１０２ｂを備えている。大型ターボファンエンジン１０５への大量の流入空気が、胴体１０１の機首からの前部に沿って流れることによるコアンダ効果による揚力、高揚力装置１０ａ、１０２ｂは、ターボファンエンジン１０５からの噴射ガスが、胴体１０１の後部に沿って流れることによるコアンダ効果による揚力および地面効果による揚力が不足する場合に利用される。ターボファンエンジン１０５として、大型のターボファンエンジンを使用する理由のひとつは、推力の方向に直交した揚力の発生は、副次的なものであり、大出力が揚力に直接置き換わるわけではないからである。

本実施形態で使用することができるターボファンエンジン１０５は、特に限定はないが、高推力を提供することができる、トレント（登録商標）などを使用することができる。このような大型ターボファンエンジンは、燃費を稼ぐ構造上、どのエンジン製造社の製品も、直径が２．５メーター近傍であり、小さな機体が翼下に懸架することは、地面との距離が取れず、容易ではないが、本実施形態で燃費の優れた新時代エンジンの使用を実現した。

垂直翼１０４および垂直翼１０８は、航空機１００のヨーイング方向の安定性を提供すると共に、航空機１００の飛行方向を、可能な限り左右に傾斜させること無く変更する。この目的のため、垂直翼１０４には、方向舵１０４ａが形成されている。また、下部垂直翼１０８にも同様の方向舵（図示せず）が形成されている。従来の飛行では、機体を傾け(バンク)させ方向を変え、飛行高度も下がるが、本願の方式では、機体を回頭(ターン)させ方向を変え、水平飛行をほぼ維持できる。従来方式より方向変更に鋭さは無い代わり、貨物に対する遠心力、向心力の影響は極小化でき好都合である。飛行機は、最初に多数実用化されたのが、レッドバロンなどに代表される戦闘機であり、その空中戦で最も重視されたのは、敵機の後方に遷位置できる機動性である。発明者は本願において輸送機に最も重視されるべき性質が水平安定性であると発見したことが、重要な点である。

なお、主翼１０２下部の垂直翼は、離着陸時の揚力を確保するための地面効果を効率よく揚力に利用するために形成されている。このため、垂直翼１０８は、巡航高度（約１００００〜１２０００ｍ）に達した後には、ドラッグ抵抗を低下させる目的で、主翼下部に引き込まれても良い。また、垂直翼１０４は、ターボファンエンジン１０５の噴射ガスによる熱損傷を回避するために、胴体１０１の前後軸に垂直であって、空力中心および重量中心を含む垂直軸（図示せず）に翼幅の中心が略一致するように配置される。さらに、本実施形態の航空機が、空荷で飛行する場合を考慮して、他の実施形態ではウィングレットを使用すること無く、翼面積を、約２０％程度低下させることを可能とするように、主翼を可変翼として構成することができる。

さらに胴体１０１の後部には、水平尾翼１０３が形成されており、水平尾翼１０３は、本実施形態では、航空機１００のピッチ方向の方向制御を行うと共に、巡航速度近傍（約９００ｋｍ／ｈｒ）において、下記式（１）で与えられる揚力を提供するように、最小限度で仰角を制御する。この目的で、水平尾翼１０３には、昇降舵１０３ａが形成されている。なお、基本的な水平尾翼１０３の機能は、大きさなどは相違するものの、従来の航空機と同様である。

胴体後部には、主エンジンとして機能するターボファンエンジン１０５が不調となった場合にでも、特に洋上飛行での緊急着陸が出来る最低限の推力を確保すると共に、航空機１００の電力などを提供するための個々型の補助ジェットエンジン１１０が配置されている。ハリアーの後継機Ｆ３５Ｂなどの、垂直離着陸機に使用されている、ヨー、ピッチ安定ノズルに、水平維持用の噴射空気を提供することもできる。この補助ジェットエンジン１１０には、エアインテーク１１１から作動流体として空気が供給される。さらに、補助ジェットエンジン１１０は推力を増加させるアフターバーナーを備えてもよい。

胴体１０１の前全部には、操縦のための視界を確保するためのキャノピー１０６が上部デッキに形成され、その下部デッキには、離着陸時に地上を目視確認するための下部確認窓１０７が形成されていて、着陸時の地面状態を確認することが可能とされている。なお、他の実施形態において、地面を確認するためのビデオカメラといったイメージングシステムを使用することができる場合、下部確認窓１０７を設けること無く、イメージングシステムで置き換えることも可能である。機首部は、上部デッキ、下部デッキからなる２階建て構造である。

また、航空機１００の胴体１０１の前部には、離着陸時の揚力をさらに確保するため、可変式カナード１０９が形成されている。図１に示した実施形態では、可変式カナード１０９は、三角翼形状とされ、後縁には、昇降舵が形成されている。可変式カナード１０９は、離着陸時に機首部分の揚力を増大させて、地上で滑走している期間に、機体上部に配置されるターボファンエンジン１０５の推力による反作用で、機首が前のめりに下がるのを防止する。また、可変式カナード１０９は、特に離陸時における揚力を確保する目的で、気流を、主翼１０２の下部に送り込む機能も提供する。このため、本実施形態の可変式カナード１０９は、主翼１０２よりも機体下部位置に形成されることが好ましい。

また、本実施形態の可変式カナード１０９は、巡航飛行中は、機首下側空間に形成された収容部に収容され、離陸・着陸時に大気速度、高度などに応じて電子制御により、適切な位置に引き出され、また昇降舵の制御が行われ、機首方向の揚力を調整している。

なお、本実施形態の可変式カナードは、限られた面積でできるだけ高揚力を与えること、および地面効果を最大限利用する目的で主翼下部に空気流を導入するため、後退翼の形状として示しているが、例えばＳＡＡＢ（登録商標）社のヴィゲン、グリペン、またはユーロファイター・タイプの可変翼とすることができる。また、可変式カナード１０９には、小面積の昇降舵が形成されていることが好ましい。この昇降舵により、安定的に機首を、高出力の主エンジンであるターボファンエンジン１０５が発生する機首方向を下げるように作用するトルクを相殺して、安定な離陸を可能とする。ヴィゲンまたはグリペンは、地下基地より発進し、封鎖した高速道路よりの運用を実施し生存性を高めている。

図２は、本実施形態の航空機１００の上面図である。図２に示す様に、本実施形態の航空機１００の胴体１０１は、リフティングボディを提供するため、機首は、鋭角に形成されておらず、平面的な形状とされている。また、図２では、可変式カナード１０９が完全に引き出された位置とされているのが、破線で示されている。この可変式カナード１０９は、離着陸時、機体のピッチ方向の安定性を確保するために、その翼面積を操縦席または操縦システムによって制御することが可能とされている。また、図２には、貨物室１１２を破線で示した。貨物室１１２は、目的に応じて１以上のＪＩＳ規格コンテナを積載できる構成とされており、コンテナを保持する位置には、コンテナ保持機構（図示せず）が形成され、このコンテナ保持機構は、機体の重心を考慮して、コンテナの取付位置を調整可能としている。なお、機体後部は、機体尾部の下方での気流の剥離により悪影響が無い限り、流線型とするのではなく、胴体１０１の下部から尾翼位置までＳ字形状で、スーパークリティカル翼型の後縁に似た形状とし、上側に湾曲させることができる。

図３は、本実施形態の航空機１００の機体後部に形成されたハッチ１０１ａを開いて、コンテナを収容可能とした時の、平面構成を示す。ハッチ１０１ａは、図中、固定位置からヒンジ機構により、時計回りに開かれ、トラックごと、貨物室１１２に収容し、コンテナ保持機構で、コンテナを保持した後、コンテナを残して機体下部から離れる。このため、陸送後、直ちに航空機１００に貨物をセットすることが可能となり、そのための人員、機材装置および時間的無駄を排除することができる。

なお航空機１００の貨物室１１２の下部は、コンテナ下部が胴体下部を構成するようにしても良いし、胴体１０１の下部にシャッターを設け、シャッターにより、貨物室１１２を包囲し、空気抵抗などを低減させることもできる。また、コンテナは、前後軸を中心に、説明する例示的な実施形態では並列で２個まで搭載することができる。また、機体長が長くなるが、直接にコンテナを搭載できる形式とすることもでき、陸送トラックが直接貨物室１１２に進入してコンテナを積載可能である限り、特に限定はない。

図４は、本実施形態の航空機１００の概略的な側面図である。図４に示すように、胴体１０１は、機首から機体後部まで、断面が高度１．２万メートルで、速度０．８音速に最適の翼型形状を与えており、機体自体が、揚力を生成する構成とされている、また、図４には、主翼１０２の下部垂直翼１０８が示され、下部垂直翼１０８に、方向舵１０８ａが形成されているのが示されている。

図４には、また本実施形態における垂直線Ａが示されており、当該垂直線Ａに軸上に、重力中心および空力中心が配置されるように構成されている。このため、貨物積載時および空荷のどちらの場合にも、空力的に安定に飛行することが可能となる。また、ターボファンエンジン１０５の噴射ガスによる損傷を回避するために垂直翼を、機体後部から中心側に移動させたことによる旋回性能の低下を最小限としている。なお、空力重心は、積載時、空荷の場合では変化しないが、重心は、垂直線Ａ上で上下することになる。エンジン使用中は、刻々と状況が変わる燃料は、多数の燃料タンクの間を、静電気を除去しながら高速で移動し、重心を安定させる。なお、図４では、補助ジェットエンジン１１０のためのエアインテーク１１１の他の構成位置が示されており、主エンジンであるターボファンエンジン１０５からの噴射ガスが吸入されにくい配置である限り、どのような配置とされてもかまわない。航空機の構造では一般的だが、必要に応じてエアインテークは、開口部分が増える構成とすることができる。

図５は、本実施形態の航空機１００にトラック２００からコンテナ２０１を積載する場合の概略的な実施形態を示す。なお、説明の目的で、機体後部のハッチ１０１ａは省略して記載する。トラック２００は、コンテナを積載したまま、航空機１００の胴体下部内に侵入し、適切な位置で、トラック２００を停止させる。その後、航空機１００は、コンテナ保持機構を動作させて、コンテナをロックする。ロックが完了した後、トラック２００は、機体下部から離れる。その後、機体後部のハッチ１０１ａを閉じて固定し、貨物の積載が完了する。

以上の通り、陸運されてきた貨物は、待機時間や、他の機材装置を使用すること無く、円滑に航空機１００に積載されることとなり、そのための要員を最小とすることができ、また貨物の滞留時間、積載時間を短縮することができる。貨物の積載が完了後、管制官の指示により、滑走路までタクシングし、離陸許可が出されると離陸動作を開始する。

図６は、本実施形態の航空機１００の正面図である。ターボファンエンジン１０５は、パイロン１１３を介して胴体１０１の上方に固定されている。また、下部垂直翼１０８は、特定の実施形態では巡航飛行中も図６の位置とすることができるが、抗力を低下させ、燃費を改善する目的で離着陸高度を超えた時点で、主翼１０２に引き込む構成としても良い。また、航空機１００は、タイヤを備えた脚１１４により保持されている。脚１１４は、説明した実施形態では、離陸後、胴体１０１内に引き上げられ、胴体１０１内に収容される。

図７は、第２の実施形態の航空機１００の正面図である。主要な構成は、図６で説明したと同様であるが、図７に示す実施形態では、ターボファンエンジン１０５は、図６の実施形態に比較してより小型のターボファンエンジンをタンデムで搭載する。ターボファンエンジン１０５は、説明する実施形態では、胴体１０１に直接取り付けられている。この実施形態の場合、コアンダ効果による揚力向上がより期待できる。

当該実施形態では、噴射ジェットのコアンダ効果をより有効に発揮させることができる。ただし、機体後部上部にスペースシャトル軌道船下部に使用されたセラミック素材などを使用し耐熱性を向上させる必要がある。排気が当たりやすい部位は、製作費用を抑える目的で一枚板のように形状ができるだけ単純にしてあり、軽整備での交換も容易に実施できる。猛烈な熱を受けたスペースシャトルの場合、飛行後毎回半年近くかけて張り替えていた。また、図７には、可変式カナード１０９の主翼に対する配置が示されている。

図８は、第３の実施形態の航空機１００の正面図である。図８の航空機１００は、主脚１０４が、下方垂直翼１０８に形成され、着陸時の横方向安定性および荒れ地着陸性を提供する。また、主脚１０４ａは、タンデムに形成されており、離陸時および着陸時の前部主脚１０４ａに加わる加重負荷を分散させることが可能とされている。図８の下方垂直翼１０８は、巡航時には主翼１０２および胴体１０１に収容され、また主脚１０４ａも胴体１０１内に引き込まれ、空気抵抗を低減させている。なお、貨物の重量が軽い場合には、巡航時にでも下部垂直翼を引き込まず、垂直に突出させてドラッグ抵抗を生成させ、空荷時における過剰な揚力を相殺するようにしても良い。また、下部垂直翼１０８に主脚１０４ａを移動させる実施形態では、胴体１０１の幅方向の余裕も確保できる。さらに、下部垂直翼１０８に主脚１０４ａを移動させる実施形態では、胴体１０１との幅方向の余裕も確保でき、後方からだけでなく、コンテナを左右から着脱することができる。

図９は、本実施形態の航空機１００の、式（１）で計算される飛行高度１２０００ｍにおける揚力と、当該揚力を与える時の翼面積とを、縦軸に翼面積（ｍ^２）、横軸に揚力（ｔｏｎ）を取って示した図である。なお、図８では、機体重量＝３０ｔｏｎ（積載時）、巡航速度＝９００ｋｍ／ｈｒ、空気密度（１２０００ｍ）＝０．３１２ｋｇ／ｍ^２、揚力係数＝０．５０８（ボーイングＢ７８７（商標）の揚力係数）を使用した。図８から、積載時重量が、コンテナ１個搭載して、３０ｔｏｎの場合、翼面積が、５９．３ｍ^２あれば、高度１２０００ｍで、時速９００ｋｍ／ｈｒで巡航するために必要な揚力が得られることが解る。

図９で示した各値を、比較のため、アメリカ海軍の戦闘機Ｆ４ファントム（商標）の諸データと共に、表１に比較する。

以上の通り、本発明の航空機１００は、初飛行が１９５８年５月２７日のＦ４ファントム戦闘機程度の諸特性を有していると言うことができる。なお、クリップドデルタ翼を持つ超音速戦闘機のＦ４ファントムに対し、スーパークリティカル翼を持ち最大速度が音速の０．８倍程度の要求速度である本実施形態の航空機は、離陸時に昇降舵を使用することなく、水平姿勢を保持しながらその全体から発生する揚力を使用して離陸する。このため、低速での揚力を、地面効果＋可変式カナード＋高揚力装置＋コアンダ効果を使用して確保し、離陸距離を短縮させることが好ましい。なお、高揚力装置の動作を考慮すること無く、上述した式（１）を使用するシミュレーションでは、離陸時失速速度は、約３５０ｋｍ／ｈｒ（約９７ｍ／ｓ）となるが、上記表のトレント１０００程度の推力がある場合、滑走時間約８０ｓで、離陸時失速速度を達成でき、このときに要する滑走距離は、約３８００ｍである。ただし、この距離は、地面効果など高揚力機能による効果を加味していないので、さらに短くすることができると言える。追加して、第２エンジンの使用も可能である。なお、高揚力装置として、隙間フラップ、ファウラー・フラップ、ダブルスロッテッド・フラップ、ベネシャン・ブラインド・フラップ、折り曲げ前縁フラップ、クル−ガーフラップ、スラット、境界層制御吹き出し翼などを使用することができ、これらの適正化に応じて、最低離陸速度（Ｖ２）を２００ｋｍ／ｈｒ〜３００ｋｍ／ｈｒ程度にすることもできる。

図１０は、本実施形態の航空機１００の飛行姿勢を示す概念図である。本実施形態の航空機１００は、位置１００ａで、離陸のため滑走を行っている。このとき、航空機１００は、高揚力装置をすべて機能させている。なお、可変式カナードは、ターボファンエンジン１０５の推力に伴う機首の前のめりを防止するために最大翼面積の位置とされる。

航空機１００が、離陸高度である１５ｍを超えた時、脚１１４および下部垂直翼１０８を引き込み、可変式カナードの翼面積を低下させて、ドラッグを最低化させ、同時にターボファンエンジン１０５に、最大推力付近まで推力を発生させる。この時、本実施形態では、機体全体が揚力を発生させるので、機体の仰角を変更することなく、機体の空力的特性によりその飛行高度が、速度上昇とともに高められ、位置１００ｂを経て、巡航高度である、８０００〜１２０００ｍに達する（位置１００ｃ）。

この姿勢を維持したまま、目的地まで飛行を続ける。なお、乱気流、大気速度、高度の関係から、巡航高度においては最低限の程度で仰角制御を行う場合も生じるが、本発明は、緊急回避動作する場合の機構も併せて備えている。この目的で主翼１０２には、高揚力装置の他、エルロンを形成することができる。

図１１は、着陸時の飛行姿勢を示す図である。航空機１００が、巡航高度にある位置１００ｃから、順次速度を低下させ位置１００ｄで着陸態勢に入る。このとき、飛行高度および速度に応じて、可変式カナード、下部垂直翼１０８および高揚力装置を動作させて、機首方向の揚力を確保すると共に、低速における揚力を確保し、２００ｋｍ／ｈｒ〜約３５０ｋｍ／ｈｒの速度で、滑走路にタッチダウンする。その後、旅客機とは異なるので、積荷に過大な負荷をかけない程度にターボファンエンジン１０５の逆噴射を行い、概ね水平な姿勢のまま着陸を完了する。なお、本発明者は、縮尺は２００分の１の中心に重心を調整した精密模型により、本実施形態に係る飛行機の模型が安定飛行することを確認した。設計の通り、正の安定性が高く、素直な飛行をする。当該模型を図１２に写真図として示す。

以上説明した通り、本発明によれば、陸上輸送から離陸まで、より効率が良く集荷・積載し、海外に送付することを可能とする、貨物輸送用の航空機を提供することができる。

これまで本発明を実施形態により説明してきたが、本発明は図面に示した実施形態に限定されるものではなく、他の実施の形態、追加、変更、削除など、当業者が想到することができる範囲内で変更することができ、いずれの態様においても本発明の作用・効果を奏する限り、本発明の範囲に含まれるものである。

＜他の応用例など＞
日本は中型輸送機Ｃ−２を飛ばしているので、ダウンサイジングである本実施形態小型輸送機は、短期間に製造する。耐空証明は短縮は困難だが、なんとか短くする。ほぼ、１年で試作機を準備する。日本の製造業には、小型機が向いている。本願は機体の大きさは小型だが、超大型機のエンジンと、大きな正の安定性、戦闘機なみの機体強度を持つ。これらの特徴は、本願を操縦するパイロットには、大きな精神的余裕をもたらし、安全運航を実現する。
これらの構造は、当初より設計しておかないと、製造することは出来ない。
外国への販売は当面考えない。重要部品は特にだが、出来るだけ、日本製、日本企業の部品を使用することが我が国航空産業の発展のために好ましい。エンジンも、日本製の部品が多いものを使用する。本実施形態の航空機が最近の輸送機と異なる特徴は、貨物に優しい、貨物中心主義、Ｔ字尾翼でない、エンジン吊り下げ式でないため主翼がシンプルで軽量である、推力−重量比は、戦闘機並み、多少乱暴で、貨物によっては出来ないが、エンジン出力が十分上がってから発進すれば、短距離離陸も期待できる。最新の軍用輸送機は、離着陸の引き起こしの関係で、主脚より後方にあまり荷物を積めないが、本願は、出来る限り水平に離着陸し、降着装置のシリンダも単純な構造ながら、長さが十分伸ばせるから、小型の機体にも拘わらず、４０ｆｔのコンテナを搭載できるのである。脚には、搭載したコンテナの重心が、安全な飛行に妨げがないか、測定する機能も有する。

さらに、hold back装置を標準で装備する、ゴム製又は、電磁型とすることができる。また、主脚を胴体バルジ収容でない構成とすることができる。さらに、胴体が円形断面でない。コンテナを機体の上面および側面で保持するため、底部の構造体を軽量化できる。また、中央胴体翼内にコンテナを固定する、頑丈なフレームを構成する。そして、ジェット旅客機と同じ、高度１２０００ｍで、速度Ｍ０．８で巡航することが可能である。なお、一体型コンテナ内には、延長用燃料タンクも装備可能とすることができる。

さらに、本実施形態の航空機は、「コンテナ専用機」のため、コンテナが、従来の飛行方法でも落下しないような、様々な機構を備えることができる。災害対応としては、貨物室の投下も考えられる。設計は高信頼性を目指した堅実なものとする。旧ソビエト的な自由な設計を実施する。エンジンブリードを無くしてオール電化することもできる。電気配線が主でそれまでのような複雑な油圧配管を最小限とすることができる。また、エンジン交換が直ぐ実施出来、各種エンジンの適用も可能である。胴体翼上面にエンジンがあり、上面垂直中心翼に両側より、挟まれているため、機体下部への、騒音、放熱がきわめて少なく、着陸可能な飛行場を増やすため、出来るだけ静かな飛行機とする。駐機場では、電動で自走移動可能とする。オール電化を行う場合、大容量の蓄電池と、太陽電池外装が必須となります。非常用に、超高圧油圧も準備します。下部中心垂直翼を付する理由は、水平飛行のため、地面効果極大化のためである。

荷室には、左右、後方の３方向から容易に接近可能とするために、主脚を、胴体に設置せず、長いシリンダの主脚を収納するため、平均的胴体バルジ主脚より、前面投影面積は多少小さくできる。長い脚と、少ない機体引き起こしの水平飛行により離陸着陸時に、長い時間脚を滑走路に接触出来るので、離陸着陸の安全性が高まる。離陸時は、Ｖ１を超えた時点で、脚を収納して離陸する。着陸時は、先に車輪を接地させ、脚を収納して着陸する。主脚間隔を１０ｍ以上確保する実施形態では、不整地滑走路での運用も可能となる。また、本実施形態の航空機は、短距離なら、カーゴ無しでも、飛行させることは可能である。空のトラック野郎用輸送機と言うことができる。

他の実施形態では、さらに、胴体が有る型、航空用コンテナだけで飛ぶ型、２個分の大きさのある専用コンテナを使用しても良い。この専用コンテナの内寸法は、幅５ｍ、高さ２．５ｍ、長さ１２ｍ近くとなり、かなり体積(がさ)のある貨物を分解せずに、空輸できる。これらの構成を採用する理由は、森林火災消防用や、病院用、空中給油などの用途を想定したものである。
本実施形態の航空機は、機種部分の形状は円錐形ではなく、どちらかというと、操縦席窓の形状も含め翼の前縁に近い形状とされる。
本願の小型輸送機、仮称ＹＳ-１２(ヒトフタ)を可能とした技術
大出力エンジンを小さな機体に搭載した、
コンテナの活用、
２分の１次元飛行という、新概念を可能とする、Fly-by-wire技術
２分の１次元飛行とは、エベレストに登るような、感覚で飛行できる事項を意味する。東西南北の平面で２次元、高度で１次元です。
２分の１次元飛行の３次元飛行に対する利点
操縦が簡単、
荷物の固定が、短時間に最小限で済む。
ステルス性が高い、（レーダー波の反射方向の計算が容易だから、より、飛行性能の追求を優先しやすい）
コンテナが利用できる点である。
２分の１次元飛行と、コンテナ利用可能の融合の試み、荷捌き時間を短くするために、脱着型荷物室を利用する考えは、従来よりありましたが、実現しなかったのは、荷物室を航空機に、確実に固定できなかったのが、原因のひとつであった。
従来の航空機は３次元的に姿勢を制御するために、コンテナを機体に最後まで固定することが困難で、荷物室の落下事故が起き、最悪の場合は、バランスが崩れ航空機の墜落も想定される。本実施形態では、従来通り、コンテナは、通常４箇所をツイストロックで固定しますが、これは、斜めに力が加わると簡単に抜けると言う不具合がある。
しかるに、２分の１次元飛行の場合は、固定具にこのような力はほとんどかからず、このため安全に飛行が提供できる。本願では、４箇所をツイストロックで固定後さらにコンテナ側面の他の固定穴も活用し飛行中の機体にコンテナを多数の箇所で取り付けている。

使用予定エンジン
主エンジン：ロールスロイストレントシリーズで、販売実績の多いもの。
ＩＰＵまたはＩＰＰを兼ねる第２エンジン：ＩＨＩ社製
さらに本実施形態の航空機は、空中戦のような、高機動飛行には、不向きであり通常は２分の１次元飛行ですが、昇降舵、中央垂直翼を持つ形態からわかる通り、緊急時の必要によっては、従来の操縦方法も可能である。
主エンジンの大口径ターボファンによる、高出力化およびこれを胴体上部に上部中心垂直翼の間に配置するため下方向、横方向の静音化が可能。また、スラストリバーサーの追加が可能。ただ非常に強力なエンジンのため、いきなり出力が上がり、操縦不能とならぬよう安全装置を充実させる。
第２エンジン、戦闘機エンジン的な、小口径、早い応答速度を有する。
スラストベクタリングパドルの追加が可能。
主エンジンのカウンタートルク機能も持つ。

Claims

機体の空力中心と、重量中心とが同一の垂直軸上に配置された胴体と、
前記胴体からに機体の前後軸に水平に交差する方向に延びる主翼と、
前記主翼から少なくとも翼上部に形成される対となった垂直翼と、
前記同一の垂直軸上において前記胴体の上部に配置された一機のタービンエンジンまたは前記同一の垂直軸に対して対称に配置された対となったタービンエンジンと、
前記胴体の下部において、前記機体および前記主翼がそのキャンバにより生成する揚力を損なうこと無く貨物を積載したコンテナを着脱可能に保持する収容部と
を備えることを特徴とする、航空機。
前記航空機は、前記胴体および前記主翼がそのキャンバにより飛行のための揚力を生成し、前記機体の飛行高度を、前記タービンエンジンの推力制御により行い、前記飛行高度を、水平姿勢を保持したまま変更する、請求項１に記載の航空機。
前記航空機は、離着陸時において地面効果により、低速時の揚力を増大させることを特徴とする、請求項１または２に記載の航空機。
前記コンテナは、国際ＩＳＯ規格であり、前記航空機は、前記コンテナ内を水平に保持したまま離陸、飛行および着陸することを特徴とする、請求項１〜３のいずれか１項に記載の航空機。
前記航空機はさらに、緊急動作を可能とする補助タービンエンジンと、昇降舵を有する水平尾翼とを備える、請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機。
前記航空機は、前記主翼の下側に延びた下部垂直翼を備える、請求項１〜５のいずれか１項に記載の航空機。
前記下部垂直翼は、方向舵を備え、巡航状態では、前記主翼に収容される、請求項６に記載の航空機。
さらに前記航空機は、離着陸時に機首部分に揚力を発生させるための可変式カナードを備え、前記可変式カナードは、前記主翼よりも胴体下部に配置される、請求項１〜７のいずれか１項に記載の航空機。
前記航空機は、無人機である、請求項１〜８のいずれか１項に記載の航空機。
前記航空機は、下部垂直翼に下部にタイヤではなく、水上着陸用のフロートを備える、請求項１〜９のいずれか１項に記載の航空機。