JP7442907B2

JP7442907B2 - 航空機

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Publication number: JP7442907B2
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Inventors: 航矢桑村; 佑中井
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特許法第３０条第２項適用令和３年７月７日に記者会見令和３年７月７日にウェブサイトに掲載令和３年７月２６日～令和３年８月１日に展示会に出展令和３年７月２６日に刊行物が発行令和３年７月２７日にメール送信令和３年７月２８日にウェブサイトに掲載令和３年７月２８日にメール送信令和３年７月２８日にウェブサイトに掲載令和３年７月２９日にウェブサイトに掲載令和３年７月２９日に刊行物が発行令和３年７月３０日にウェブサイトに掲載令和３年８月２日にウェブサイトに掲載令和３年８月３日にウェブサイトに掲載令和３年８月３日にウェブサイトに掲載令和３年８月３日にウェブサイトに掲載令和３年８月４日にウェブサイトに掲載令和３年８月５日にウェブサイトに掲載令和３年８月１３日にウェブサイトに掲載令和３年８月２０日にウェブサイトに掲載令和３年９月２日にウェブサイトに掲載令和３年９月２日にウェブサイトに掲載令和３年９月２日にメール送信令和３年９月３日にウェブサイトに掲載令和３年９月４日にウェブサイトに掲載令和３年１１月１日に集会にて発表令和３年１０月７日にウェブサイトに掲載令和３年１０月７日にメール送信令和３年１０月７日にウェブサイトに掲載令和３年１０月７日にウェブサイトに掲載令和３年１１月１６日にウェブサイトに掲載令和３年１１月１６日に刊行物が発行令和３年７月７日にウェブサイトに掲載令和３年９月１日に刊行物が発行令和３年９月１日に刊行物が発行令和３年８月１日に刊行物が発行令和３年９月１日に刊行物が発行令和３年９月２日に集会にて発表令和３年９月１６日に集会にて発表令和３年９月２７日に集会にて発表令和３年９月２７日に集会にて発表令和３年１０月１４日に集会にて発表令和３年１０月２１日に集会にて発表令和３年１０月２８日に集会にて発表令和３年１１月１１日に集会にて発表令和３年１１月１９日に集会にて発表令和３年７月７日～令和３年７月１０日に試験を実施令和３年７月２５日～令和３年８月９日に試験を実施令和３年８月９日～令和３年９月１１日に試験を実施令和３年９月１１日～令和３年１１月２８日に試験を実施令和３年７月７日にウェブサイトに掲載令和３年７月７日にウェブサイトに掲載令和３年７月７日にウェブサイトに掲載令和３年７月７日にウェブサイトに掲載

特許法第３０条第２項適用令和３年７月７日にウェブサイトに掲載令和３年７月７日にウェブサイトに掲載令和３年１１月２５日に集会にて発表令和３年１１月２４日～令和３年１１月２６日に展示会に出展令和３年７月２８日にウェブサイトに掲載令和３年８月２日にウェブサイトに掲載令和３年８月４日にウェブサイトに掲載令和３年８月４日にウェブサイトに掲載令和３年８月４日にウェブサイトに掲載令和３年７月２８日にウェブサイトに掲載令和３年９月１６日にウェブサイトに掲載令和３年１０月１５日にウェブサイトに掲載令和３年８月２５日にウェブサイトに掲載令和３年１１月２５日に集会にて発表令和３年８月２７日にウェブサイトに掲載令和３年８月１７日にウェブサイトに掲載令和３年７月２８日にメール送信令和３年７月２９日に刊行物が発行令和３年９月１０日にウェブサイトに掲載令和３年９月１０日に刊行物が発行令和３年９月２３日にウェブサイトに掲載令和３年９月１７日にウェブサイトに掲載令和３年１０月７日にウェブサイトに掲載令和３年１０月２０日にウェブサイトに掲載

本発明は、航空機に関する。

垂直離着陸を行う航空機が知られている。例えば、特許文献１に記載の航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する１対の固定翼と、１対の固定翼に固定される複数の回転翼モジュールと、回転駆動されることにより航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、を備える。
回転翼モジュールは、回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する１対の鉛直方向用回転翼と、１対の鉛直方向用回転翼を支持する支持体と、を備える。

航空機は、鉛直方向用回転翼を回転駆動することにより鉛直方向にて上昇又は下降する（換言すると、鉛直飛行を行う）。これにより、航空機は、離着陸を行う。航空機は、鉛直飛行を行う状態（換言すると、離着陸状態）において、各鉛直方向用回転翼の回転数を調整することによって、航空機の姿勢を制御する。更に、航空機は、水平方向用回転翼を回転駆動することにより水平方向にて飛行する（換言すると、水平飛行を行う）。これにより、航空機は、巡航を行う。

ところで、離着陸状態において回転翼に要求される特性（例えば、推力の大きさ、及び、推力の制御に対する応答速度等）と、水平飛行を行う状態（換言すると、巡航状態）において回転翼に要求される特性と、は、互いに異なる。これに対し、上記航空機においては、鉛直方向用回転翼と水平方向用回転翼とが互いに独立に設けられているため、離着陸状態、及び、巡航状態のそれぞれにおいて回転翼に要求される特性を満足できる。

米国特許出願公開第２０１８／０１０５２６８号明細書

ところで、離着陸状態と巡航状態との間で航空機の動作状態を遷移する際、固定翼の鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることがある。この場合、航空機の先頭である機首が相対的に鉛直方向にて上がるヘッドアップ（換言すると、ピッチアップ）が生じやすい。
このとき、回転翼モジュールにおける後方側の鉛直方向用回転翼の回転数を増加させることにより、後方側の鉛直方向用回転翼が生じる鉛直上方向への推力を増加できれば、ヘッドアップを抑制できる。

しかしながら、後方側の鉛直方向用回転翼には、境界層剥離によって乱された気流が流入しやすい。このため、境界層剥離が生じた場合、後方側の鉛直方向用回転翼の推力は増加しにくい。従って、上記航空機においては、離着陸状態と巡航状態との間で航空機の動作状態を遷移する際、航空機の姿勢を制御できない虞があった。

このため、上記航空機においては、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機の姿勢を適切に制御しながら行うことが困難である。

本発明の目的の一つは、離着陸状態と巡航状態との間で動作状態を遷移する際、姿勢を制御することである。

一つの側面では、航空機は、垂直離着陸を行う。
航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する２対の固定翼と、２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、回転駆動されることにより航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、を備える。

複数の回転翼モジュールのそれぞれは、支持体と、１対の鉛直方向用回転翼と、を備える。
支持体は、航空機の前後方向において、固定翼の前方と固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、航空機の左右方向における固定翼の先端部以外の領域に位置する。
１対の鉛直方向用回転翼は、支持体により支持され且つ航空機の前後方向において固定翼の前方と固定翼の後方とにそれぞれ位置する。

２対の固定翼は、１対の第１固定翼と、１対の第１固定翼よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の第１固定翼と異なる１対の第２固定翼と、からなる。

離着陸状態と巡航状態との間で動作状態を遷移する際、姿勢を制御することができる。

第１実施形態の航空機の構成を表す斜視図である。第１実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。第１実施形態の回転翼モジュールの概略構成を表すブロック図である。第２実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。第３実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。第４実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。第５実施形態の航空機の構成を表す斜視図である。第５実施形態の航空機の構成を表す上面図である。第５実施形態の航空機の構成を表す正面図である。第５実施形態の航空機の構成を表す背面図である。第５実施形態の航空機の構成を表す左側面図である。

本発明は、下記の側面も有する。

（背景技術）
垂直離着陸を行う航空機が知られている。例えば、特許文献２に記載の航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する１対の固定翼と、１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する複数の回転翼と、電力によって複数の回転翼をそれぞれ回転駆動する複数の回転駆動部と、胴体に固定され且つ電力を充放電する蓄電池と、を備える。
（特許文献２）国際公開第２０１８／０７５４１４号

（発明の概要）
（発明が解決しようとする課題）
上記航空機は、蓄電池から複数の回転駆動部へ電力を伝送する複数のケーブルを備える。上述のように、上記航空機においては、蓄電池が胴体に固定されるとともに、各回転翼が固定翼に支持される。従って、蓄電池と各回転駆動部との間の距離が比較的長い。このため、航空機が備える複数のケーブルの全長が長くなりやすい。この結果、航空機の重量が大きくなりやすい、という課題があった。

本発明の目的の一つは、重量を小さくすることである。

（課題を解決するための手段）
一つの側面では、航空機は、垂直離着陸を行う。
航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼と、複数の第１回転翼と、複数の第１回転駆動部と、複数の第１蓄電池と、複数の第１ケーブルと、を備える。
複数の第１回転翼は、少なくとも１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する。
複数の第１回転駆動部は、電力によって複数の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する。
複数の第１蓄電池は、少なくとも１対の固定翼に固定され且つ電力を充放電する。
複数の第１ケーブルは、複数の第１蓄電池から複数の第１回転駆動部へ電力を伝送する。

他の一つの側面では、回転翼モジュールは、航空機の胴体から左右方向にて延在する固定翼に固定される。
回転翼モジュールは、支持体と、１対の第１回転翼と、１対の第１回転駆動部と、少なくとも１つの第１蓄電池と、１対の第１ケーブルと、を備える。
支持体は、航空機の前後方向において、固定翼の前方と固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在する。
１対の第１回転翼は、支持体により支持され且つ航空機の前後方向において固定翼の前方と固定翼の後方とに位置するとともに、回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する。
１対の第１回転駆動部は、支持体に固定され且つ電力によって１対の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する。
少なくとも１つの第１蓄電池は、支持体に固定され且つ航空機の前後方向において１対の第１回転翼の間に位置するとともに、電力を充放電する。
１対の第１ケーブルは、少なくとも１つの第１蓄電池から１対の第１回転駆動部へ電力をそれぞれ伝送する。

（発明の効果）
重量を小さくすることができる。

以下、本発明の、航空機、及び、回転翼モジュールに関する各実施形態について図１乃至図１１を参照しながら説明する。

＜第１実施形態＞
（概要）
第１実施形態の航空機は、垂直離着陸を行う。
航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する２対の固定翼と、２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、回転駆動されることにより航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、を備える。

これによれば、２対の固定翼のうちの前方側の固定翼である第１固定翼において境界層剥離が生じた場合であっても、２対の固定翼のうちの後方側の固定翼である第２固定翼の鉛直方向における位置が、第１固定翼と異なるので、当該第２固定翼に固定された回転翼モジュールに、境界層剥離によって乱された気流が流入することを抑制できる。

従って、当該第２固定翼に固定された回転翼モジュールの鉛直方向用回転翼の回転数を増加させることにより、当該回転翼モジュールの鉛直方向用回転翼が生じる鉛直上方向への推力を増加できる。これにより、ヘッドアップを抑制できる。この結果、離着陸状態と巡航状態との間で航空機の動作状態を遷移する際、航空機の姿勢を制御できる。

従って、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機の姿勢を適切に制御しながら行うことができる。

他の側面において、第１実施形態の航空機は、垂直離着陸を行う。
航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼と、複数の第１回転翼と、複数の第１回転駆動部と、複数の第１蓄電池と、複数の第１ケーブルと、を備える。
複数の第１回転翼は、少なくとも１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する。
複数の第１回転駆動部は、電力によって複数の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する。
複数の第１蓄電池は、少なくとも１対の固定翼に固定され且つ電力を充放電する。
複数の第１ケーブルは、複数の第１蓄電池から複数の第１回転駆動部へ電力を伝送する。

これによれば、第１蓄電池が胴体に固定される場合と比較して、第１蓄電池と第１回転翼との間の距離を短くすることができる。これにより、第１蓄電池から第１回転駆動部へ電力を伝送する第１ケーブルの長さを短くすることができる。この結果、航空機の重量を小さくすることができる。
次に、第１実施形態の航空機について、より詳細に説明する。

（構成）
図１及び図２に表されるように、航空機１は、垂直離着陸を行う。本例では、航空機１は、電力によって航空機を飛行させるｅＶＴＯＬ（ｅｌｅｃｔｒｉｃＶｅｒｔｉｃａｌＴａｋｅ－ＯｆｆａｎｄＬａｎｄｉｎｇ）である。航空機１は、鉛直方向にて飛行する（換言すると、鉛直方向にて上昇又は下降する）鉛直飛行を行う状態（換言すると、離着陸状態）と、水平方向にて飛行する（換言すると、巡航する）水平飛行を行う状態（換言すると、巡航状態）と、の間で動作状態が切り替わる。

本例では、後述の各方向（例えば、上下方向、前後方向、又は、左右方向）は、離着陸状態における方向である。なお、各方向は、巡航状態における方向であってもよい。上方向、及び、下方向は、それぞれ、鉛直上方向、及び、鉛直下方向である。

航空機１は、胴体１０と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、を備える。なお、航空機１が備える固定翼の対の数は、１対、又は、３対以上であってもよい。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれは、単に、固定翼２０－ｊ（ｊは、１乃至４の整数を表す。）とも表される。

胴体１０は、航空機１の左右方向における中央部において、航空機１の前後方向にて延在する。本例では、胴体１０は、航空機１の上下方向における位置、及び、航空機１の前後方向における位置のそれぞれが互いに異なる２個の棒状体又は柱状体が、航空機１の前後方向における中央部にて互いに連結された形状を有する。

本例では、胴体１０は、航空機１の前方向における端部の鉛直下方向における端面が、航空機１の後方向における端部の鉛直下方向における端面よりも鉛直下方に位置する。本例では、胴体１０は、航空機１の前方向における端部の鉛直上方向における端面が、航空機１の後方向における端部の鉛直上方向における端面よりも鉛直下方に位置する。

なお、胴体１０は、航空機１の前後方向にて延在する棒状又は柱状であってもよい。例えば、胴体１０は、航空機１の前後方向における両端部のそれぞれにおいて、先端に近づくほど細くなる形状（換言すると、先細形状）を有してよい。
例えば、胴体１０の前後方向における長さは、１ｍ乃至１５ｍの長さであってよい。

１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の左方向、及び、航空機１の右方向へ、胴体１０からそれぞれ延在する板状である。１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれは、航空機１の左右方向に直交する平面によって切断された断面において、翼型形状を有する。

１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さは、０．５ｍ乃至１０ｍの長さであってよい。

１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の前後方向における胴体１０の中央よりも前方に位置する。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、胴体１０の前方向における端部に位置する。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の前後方向において、胴体１０の前方向における端から１対の前方固定翼２０－１，２０－２の後方向における端までの距離の、航空機１の前後方向における胴体１０の長さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．１乃至０．３）の値である位置を有する。
本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の重心よりも前方の位置を有する。

１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の上下方向における胴体１０の中央よりも下方に位置する。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、胴体１０の下方向における端部に位置する。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の上下方向において、胴体１０の下方向における端から１対の前方固定翼２０－１，２０－２の上方向における端までの距離の、航空機１の上下方向における胴体１０の高さ（本例では、後述の尾翼１１－１，１１－２を除いた航空機１の上下方向における胴体１０の高さの最大値）に対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．０５乃至０．２）の値である位置を有する。
本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の重心よりも鉛直下方の位置を有する。

１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の左方向、及び、航空機１の右方向へ、胴体１０からそれぞれ延在する板状である。１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれは、航空機１の左右方向に直交する平面によって切断された断面において、翼型形状を有する。

１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さと略等しい。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さよりも僅かに長い。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、０．５ｍ乃至１０ｍの長さであってよい。

１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の前後方向における胴体１０の中央よりも後方に位置する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、胴体１０の後方向における端部に位置する。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の前後方向において、胴体１０の後方向における端から１対の後方固定翼２０－３，２０－４の前方向における端までの距離の、航空機１の前後方向における胴体１０の長さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．１乃至０．３）の値である位置を有する。
本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の重心よりも後方の位置を有する。

１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の上下方向における胴体１０の中央よりも上方に位置する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、胴体１０の上方向における端部に位置する。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の上下方向において、胴体１０の上方向における端から１対の後方固定翼２０－３，２０－４の下方向における端までの距離の、航空機１の上下方向における胴体１０の高さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．０５乃至０．２）の値である位置を有する。
本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の重心よりも鉛直上方の位置を有する。

このように、本例では、航空機１は、航空機１の前後方向における位置が互いに異なるとともに、航空機１の上下方向における位置が互いに異なる２対の固定翼２０－１～２０－４を備える。
換言すると、本例では、航空機１は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の前方固定翼２０－１，２０－２と異なる１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、を備える。
本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、１対の第１固定翼に対応する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、１対の第２固定翼に対応する。

航空機１は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４に固定される、複数（本例では、１６個）の回転翼モジュール４０－１～４０－１６を備える。なお、航空機１が備える回転翼モジュールの数は、２乃至１５個であってもよく、１７個以上であってもよい。例えば、航空機１が備える回転翼モジュールの数は、８個、１２個、１６個、２０個、又は、２４個である。
なお、各固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュールの数は、２以上であることが好適である。

本例では、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４に取り外し可能に固定される。なお、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４に取り外し不能に固定（例えば、一体に形成）されていてもよい。

４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のうちの、胴体１０の左方に位置する前方固定翼２０－１に固定される。４個の回転翼モジュール４０－５～４０－８は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のうちの、胴体１０の右方に位置する前方固定翼２０－２に固定される。４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２は、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のうちの、胴体１０の左方に位置する後方固定翼２０－３に固定される。４個の回転翼モジュール４０－１３～４０－１６は、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のうちの、胴体１０の右方に位置する後方固定翼２０－４に固定される。

胴体１０の左方に位置する８個の回転翼モジュール４０－１～４０－４，４０－９～４０－１２と、胴体１０の右方に位置する８個の回転翼モジュール４０－５～４０－８，４０－１３～４０－１６と、は、航空機１の左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。

例えば、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉ（ｉは、１乃至１６の整数を表す。）は、航空機１の左右方向において、当該固定翼２０－ｊの先端から当該回転翼モジュール４０－ｉまでの距離の、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０乃至０．９（本例では、０乃至０．８）の値である位置を有する。
本例では、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉは、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。例えば、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉ（ｉは、１乃至１６の整数を表す。）は、航空機１の左右方向において、当該固定翼２０－ｊの先端から当該回転翼モジュール４０－ｉまでの距離の、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０より大きく且つ１より小さい（例えば、０より大きく且つ０．９５以下である）位置を有してよい。

本例では、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌ（ｋは、１、５、９、又は、１３の整数を表す。ｌは、ｋ＋３の整数を表す。）は、航空機１の左右方向において、等間隔にて位置する。なお、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌは、航空機１の左右方向において、異なる間隔を有していてもよい。

例えば、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌは、航空機１の左右方向において、当該４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌのうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離の、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０．１乃至０．４（本例では、０．２乃至０．３）の値である位置を有してよい。

本例では、航空機１の左右方向において、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離と、は、互いに等しい。なお、両者の距離は、互いに異なっていてもよい。

本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２と、の航空機１の左右方向における位置は、それぞれ略同じである。
本例では、航空機１の左右方向において、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４の位置と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２の位置と、は、互いに一致する。なお、両者の位置は、互いに異なっていてもよい。

本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２と、の航空機１の上下方向における位置は、互いに異なる。本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４は、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２よりも、航空機１の下方向の位置を有する。なお、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４は、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２よりも、航空機１の上方向の位置を有していてもよい。

本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２と、は、航空機１を鉛直方向にて見た場合において、航空機１の前後方向にて互いに隔てられている。

図３に表されるように、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉは、支持体４０１と、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、１対の電動機４０３－１，４０３－２と、１対の速度制御器４０４－１，４０４－２と、１対の第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、１対の第１ケーブル４０６－１，４０６－２と、１対の回路保護器４０７－１，４０７－２と、１対の回路開閉器４０８－１，４０８－２と、１対の制御器４０９－１，４０９－２と、１対の第１制御信号線４１０－１，４１０－２と、１対の第２制御信号線４１１－１，４１１－２と、１対の第３制御信号線４１２－１，４１２－２と、を備える。

支持体４０１は、航空機１の前後方向において（換言すると、航空機１を鉛直方向にて見た場合において）、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とに亘って、航空機１の前後方向にて延在する棒状又は柱状である。支持体４０１は、航空機１の前後方向における中央部が固定翼２０－ｊに取り外し可能に固定される。

本例では、支持体４０１は、固定翼２０－ｊの下方に位置する。これによれば、航空機１の重心を下方に位置させることができるので、航空機の姿勢の変動が生じた場合であっても、当該変動を迅速に抑制できる。なお、支持体４０１は、固定翼２０－ｊの上方に位置していてもよい。
本例では、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉの支持体４０１は、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。

１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれは、回転の中心軸が航空機１の上下方向が主成分である方向にて延在するように回転可能に支持体４０１に支持される。１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、１対の電動機４０３－１，４０３－２によってそれぞれ回転駆動されることにより航空機１を上方向へ推進させる推力を発生する。
本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、１対の鉛直方向用回転翼に対応する。

１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１の前後方向において、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とにそれぞれ位置する。本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１の前後方向における支持体４０１の両端部にそれぞれ位置する。

１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１の前後方向における１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２間の距離の、航空機１の前後方向における固定翼２０－ｊの長さに対する比が、１．２乃至４．５（本例では、２乃至３）の値である位置を有してよい。

１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の先端の軌跡と、固定翼２０－ｊと、の間の最短距離の、航空機１の前後方向における固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０よりも大きく且つ０．２以下（本例では、０．０２乃至０．０８の値）である位置を有してよい。

本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の鉛直方向における位置は、当該１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸を通る平面による固定翼２０－ｊの断面のうちの、最も鉛直上方向の位置と、最も鉛直下方向の位置と、の間の位置である。換言すると、航空機１の前後方向にて航空機１を見た場合において、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、固定翼２０－ｊと重なる位置を有する。

本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転方向が互いに異なる。
本例では、航空機１の左右方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－１は、回転方向が互いに異なるとともに、航空機１の左右方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－２は、回転方向が互いに異なる。また、本例では、航空機１の上下方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転方向が互いに異なる。
本例では、第１回転翼４０２－１，４０２－２は、ロータと表されてもよい。

以下、第１回転翼４０２－１を回転駆動するための構成（本例では、電動機４０３－１、速度制御器４０４－１、第１蓄電池４０５－１、第１ケーブル４０６－１、回路保護器４０７－１、回路開閉器４０８－１、制御器４０９－１、第１制御信号線４１０－１、第２制御信号線４１１－１、及び、第３制御信号線４１２－１）が説明される。なお、第１回転翼４０２－２を回転駆動するための構成（本例では、電動機４０３－２、速度制御器４０４－２、第１蓄電池４０５－２、第１ケーブル４０６－２、回路保護器４０７－２、回路開閉器４０８－２、制御器４０９－２、第１制御信号線４１０－２、第２制御信号線４１１－２、及び、第３制御信号線４１２－２）は、第１回転翼４０２－１を回転駆動するための構成と同様に説明されるため、当該説明が省略される。

本例では、速度制御器４０４－１、第１蓄電池４０５－１、第１ケーブル４０６－１、回路保護器４０７－１、回路開閉器４０８－１、及び、制御器４０９－１は、支持体４０１の内部に収容される。なお、電動機４０３－１の少なくとも一部も、支持体４０１の内部に収容されていてもよい。

電動機４０３－１は、速度制御器４０４－１から供給される電力に従って、第１回転翼４０２－１を回転駆動する。

速度制御器４０４－１は、制御器４０９－１から第２制御信号線４１１－１を通って伝送される制御信号に従って、電動機４０３－１によって回転駆動される第１回転翼４０２－１の回転速度（換言すると、回転数）を制御するように、電動機４０３－１へ供給する電力を制御する。

本例では、速度制御器４０４－１は、ＥＳＣ（ＥｌｅｃｔｒｉｃＳｐｅｅｄＣｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）と表されてもよい。
本例では、電動機４０３－１、及び、速度制御器４０４－１は、第１回転駆動部に対応する。

第１蓄電池４０５－１は、電力を充放電する。本例では、第１蓄電池４０５－１は、直列に接続された複数の単電池（換言すると、セル）を含む。本例では、第１蓄電池４０５－１は、２４Ｖ乃至１２０Ｖの電圧を有する。

第１蓄電池４０５－１は、支持体４０１に固定される。本例では、第１蓄電池４０５－１は、航空機１の前後方向において、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の間に位置する。例えば、第１蓄電池４０５－１は、航空機１の前後方向における支持体４０１の中央部に位置する。本例では、第１蓄電池４０５－１は、固定翼２０－ｊの下方に位置する。なお、第１蓄電池４０５－１は、航空機１の前後方向において、第１回転翼４０２－１と固定翼２０－ｊとの間に位置していてもよい。

例えば、航空機１の最大離陸重量に対する、航空機１が備える、すべて（本例では、３２個）の第１蓄電池４０５－１，４０５－２の重量の総和の比は、０．０５乃至０．１８の値（本例では、０．１２）であってよい。例えば、航空機１が備える、すべて（本例では、３２個）の第１蓄電池４０５－１，４０５－２の重量の総和は、６ｋｇ乃至５４０ｋｇ（本例では、５３ｋｇ）であってよい。

第１ケーブル４０６－１は、第１蓄電池４０５－１から速度制御器４０４－１へ電力を伝送する。第１ケーブル４０６－１は、支持体４０１に固定される。例えば、第１ケーブル４０６－１は、許容電流が２０Ａ乃至２５０Ａ（本例では、１００Ａ）の電流である。また、例えば、第１ケーブル４０６－１は、１ｍあたりの重量が４．５ｇ乃至４５０ｇの重量（本例では、５０ｇ乃至７１ｇの重量）である。

回路保護器４０７－１は、第１ケーブル４０６－１のうちの、速度制御器４０４－１と第１蓄電池４０５－１との間に位置する。回路保護器４０７－１は、第１ケーブル４０６－１を流れる電流が所定の閾値を超えた場合、第１ケーブル４０６－１を流れる電流を遮断する。本例では、回路保護器４０７－１は、電力ヒューズと表されてもよい。

回路開閉器４０８－１は、第１ケーブル４０６－１のうちの、速度制御器４０４－１と第１蓄電池４０５－１との間（本例では、回路保護器４０７－１と速度制御器４０４－１との間）に位置する。回路開閉器４０８－１は、制御器４０９－１から第３制御信号線４１２－１を通って伝送される制御信号に従って、第１ケーブル４０６－１を電流が流れることを許可するオン状態と、第１ケーブル４０６－１を電流が流れることを禁止する（換言すると、第１ケーブル４０６－１を流れる電流を遮断する）オフ状態と、の間で動作状態が切り替わる。本例では、回路開閉器４０８－１は、接触器である。

制御器４０９－１は、後述の制御装置１６から第１制御信号線４１０－１を通って伝送される制御信号に従って、速度制御器４０４－１、及び、回路開閉器４０８－１のそれぞれを制御する。

このような構成により、航空機１は、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれが発生する、航空機１を上方向へ推進させる推力によって、垂直離着陸を行う。

本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、の航空機１の上下方向における位置は、互いに異なる。

本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２よりも、航空機１の下方向の位置を有する。なお、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２よりも、航空機１の上方向の位置を有していてもよい。

本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のそれぞれが備える第１回転翼４０２－２と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のそれぞれが備える第１回転翼４０２－１と、は、航空機１を鉛直方向にて見た場合において、航空機１の前後方向にて互いに隔てられている。

胴体１０は、輸送対象を収容する内部空間を有する。本例では、内部空間は、航空機１の前後方向において、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、の間に位置する。例えば、内部空間は、航空機１の前後方向における中央部に位置する。

輸送対象は、人、及び、物体のうちの、少なくとも１つを含む。例えば、輸送対象に含まれる人は、搭乗者と表されてもよい。例えば、搭乗者は、航空機１を操縦してよい。また、航空機１が自動操縦により飛行するように構成されている場合、搭乗者は、航空機１を操縦しなくてもよい。例えば、輸送対象に含まれる物体は、貨物又は荷物である。

例えば、胴体１０が有する内部空間は、１人乃至５人の搭乗者を収容可能であってよい。本例では、胴体１０が有する内部空間は、１人又は２人の搭乗者を収容可能である。
例えば、航空機１の最大離陸重量は、１２０ｋｇ乃至３０００ｋｇの重量であってよい。本例では、航空機１の最大離陸重量は、１５０ｋｇ乃至４６０ｋｇの重量である。胴体１０は、収容空間を開閉可能な扉（本例では、カウル）を備える。

図２に表されるように、胴体１０は、１対の尾翼１１－１，１１－２と、第２回転翼１２と、第２回転駆動部１３と、第２蓄電池１４と、第２ケーブル１５と、制御装置１６と、第３蓄電池１７と、第３ケーブル１８と、を備える。なお、胴体１０が備える尾翼の数は、１個、又は、３個以上であってもよい。

１対の尾翼１１－１，１１－２は、胴体１０の後方向における端部に位置する。１対の尾翼１１－１，１１－２は、航空機１の上方向、及び、航空機１の左右方向の成分を有し、且つ、航空機１の上方向へ向かうにつれて航空機１の左右方向における互いの距離が長くなる方向へ胴体１０から延在する板状である。１対の尾翼１１－１，１１－２は、航空機１の左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。

第２回転翼１２は、回転の中心軸が航空機１の前後方向が主成分である方向にて延在するように回転可能に胴体１０に支持される。第２回転翼１２は、第２回転駆動部１３によって回転駆動されることにより航空機１を前方向へ推進させる推力を発生する。

このような構成により、航空機１は、第２回転翼１２が発生する、航空機１を前方向へ推進させる推力と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４が発生する揚力と、によって、水平方向にて飛行する。

本例では、第２回転翼１２は、胴体１０の後方向における端部に位置する。なお、第２回転翼１２は、胴体１０の後方向における端部以外の部分（例えば、胴体１０の前方向における端部、又は、胴体１０の前後方向における中央部等）に位置してもよい。

なお、胴体１０が備える第２回転翼１２の数は、２個以上であってもよい。この場合、例えば、複数の第２回転翼１２は、胴体１０の前方向における端部、及び、胴体１０の後方向における端部の両方にそれぞれ位置していてもよいし、いずれか一方のみに位置していてもよい。また、例えば、複数の第２回転翼１２は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４の少なくとも１つに位置していてもよい。
本例では、第２回転翼１２は、プロペラと表されてもよい。
本例では、第２回転翼１２は、水平方向用回転翼に対応する。

第２回転駆動部１３は、第２蓄電池１４から供給される電力に従って、第２回転翼１２を回転駆動する。本例では、第２回転駆動部１３は、第１回転駆動部と同様に、速度制御器と、電動機と、を備える。

第２蓄電池１４は、電力を充放電する。本例では、第２蓄電池１４は、直列に接続された複数の単電池を含む。第２蓄電池１４は、第１蓄電池４０５－１，４０５－２よりも高い電圧を有する。本例では、第２蓄電池１４は、第１蓄電池４０５－１，４０５－２よりも４８Ｖ乃至４００Ｖの電圧だけ高い電圧を有する。

第２蓄電池１４は、胴体１０に固定される。本例では、第２蓄電池１４は、航空機１の前後方向において、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、の間に位置する。例えば、第２蓄電池１４は、胴体１０の前後方向における中央部に位置する。
なお、胴体１０が備える第２蓄電池１４の数は、２個以上であってもよい。

例えば、航空機１の最大離陸重量に対する、第２蓄電池１４の重量の比は、０．０５乃至０．１８の値（本例では、０．１２）であってよい。例えば、第２蓄電池１４の重量は、６ｋｇ乃至５４０ｋｇ（本例では、５３ｋｇ）であってよい。

第２ケーブル１５は、第２蓄電池１４から第２回転駆動部１３へ電力を伝送する。第２ケーブル１５は、胴体１０に固定される。例えば、第２ケーブル１５は、許容電流が５Ａ乃至４５０Ａの電流である。本例では、第２ケーブル１５は、許容電流が第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも大きい。例えば、第２ケーブル１５は、許容電流が２００Ａの電流である。また、例えば、第２ケーブル１５は、１ｍあたりの重量が４．５ｇ乃至４５０ｇの重量（本例では、１８０ｇ乃至２００ｇの重量）である。

制御装置１６は、電力によって動作することにより航空機１を制御する。制御装置１６は、航空機１の状態を表す情報（例えば、高度、経度、緯度、及び、速度等）を取得する電子機器を含む。本例では、制御装置１６は、アビオニクス（例えば、通信機器、航法システム、又は、飛行管理システム等）を含む。

本例では、制御装置１６は、搭乗者の操縦に従って制御信号を生成し、生成された制御信号に基づいて、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６の第１回転翼４０２－１，４０２－２、及び、第２回転翼１２のそれぞれの回転数を制御する。

第３蓄電池１７は、電力を充放電する。本例では、第３蓄電池１７は、直列に接続された複数の単電池を含む。本例では、第３蓄電池１７は、第１蓄電池４０５－１，４０５－２と等しい電圧を有する。なお、第３蓄電池１７は、第１蓄電池４０５－１，４０５－２よりも高い電圧を有していてもよい。

第３蓄電池１７は、胴体１０に固定される。本例では、第３蓄電池１７は、航空機１の前後方向において、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、の間に位置する。例えば、第３蓄電池１７は、胴体１０の前後方向における中央部に位置する。

例えば、航空機１の最大離陸重量に対する、第３蓄電池１７の重量の比は、０．００１乃至０．１の値（本例では、０．０１５）であってよい。例えば、第３蓄電池１７は、０．１２ｋｇ乃至３００ｋｇ（本例では、６．６ｋｇ）の重量を有してよい。

第３ケーブル１８は、第３蓄電池１７から制御装置１６へ電力を伝送する。第３ケーブル１８は、胴体１０に固定される。例えば、第３ケーブル１８は、許容電流が５Ａ乃至９５Ａの電流である。本例では、第３ケーブル１８は、許容電流が第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも小さい。例えば、第３ケーブル１８は、許容電流が７Ａの電流である。また、例えば、第３ケーブル１８は、１ｍあたりの重量が２ｇ乃至１６０ｇの重量（本例では、３ｇ乃至１０ｇの重量）である。

（動作）
次に、航空機１の動作について説明する。
先ず、搭乗者は、航空機１の左方の位置から、前方固定翼２０－１と後方固定翼２０－３との間を通って、胴体１０の内部空間に搭乗する。なお、搭乗者は、航空機１の右方の位置から、前方固定翼２０－２と後方固定翼２０－４との間を通って、胴体１０の内部空間に搭乗してもよい。

次いで、航空機１は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれを回転駆動する。これにより、航空機１を上方向へ推進させる推力が発生する。この結果、航空機１は、鉛直上方向へ飛行（換言すると、上昇）することにより離陸する。

その後、航空機１は、第２回転翼１２を回転駆動する。これにより、航空機１を前方向へ推進させる推力が発生する。この結果、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、揚力を発生する。次いで、航空機１は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれの回転駆動を停止する。この結果、航空機１は、水平方向へ飛行（換言すると、巡航）する。

その後、航空機１は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれを回転駆動する。これにより、航空機１を上方向へ推進させる推力が発生する。次いで、航空機１は、第２回転翼１２の回転駆動を停止する。この結果、航空機１は、鉛直下方向へ飛行（換言すると、下降）することにより着陸する。

以上、説明したように、第１実施形態の航空機１は、垂直離着陸を行う。航空機１は、胴体１０と、胴体１０から左右方向にて延在する２対の固定翼２０－１～２０－４と、２対の固定翼２０－１～２０－４のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６と、回転駆動されることにより航空機１を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼１２と、を備える。

複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、支持体４０１と、１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２と、を備える。
支持体４０１は、航空機１の前後方向において、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、航空機１の左右方向における固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。
１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２は、支持体４０１により支持され且つ航空機１の前後方向において固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とにそれぞれ位置する。

２対の固定翼２０－１～２０－４は、１対の第１固定翼２０－１，２０－２と、１対の第１固定翼２０－１，２０－２よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の第１固定翼２０－１，２０－２と異なる１対の第２固定翼２０－３，２０－４と、からなる。

これによれば、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの前方側の固定翼である第１固定翼２０－１，２０－２において境界層剥離が生じた場合であっても、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの後方側の固定翼である第２固定翼２０－３，２０－４の鉛直方向における位置が、第１固定翼２０－１，２０－２と異なるので、当該第２固定翼２０－３，２０－４に固定された回転翼モジュール４０－ｉに、境界層剥離によって乱された気流が流入することを抑制できる。

従って、当該第２固定翼２０－３，２０－４に固定された回転翼モジュール４０－ｉの鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転数を増加させることにより、当該回転翼モジュール４０－ｉの鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２が生じる鉛直上方向への推力を増加できる。これにより、ヘッドアップを抑制できる。この結果、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１の動作状態を遷移する際、航空機１の姿勢を制御できる。

従って、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機１の姿勢を適切に制御しながら行うことができる。

更に、第１実施形態の航空機１において、１対の第１固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の重心よりも前方、且つ、航空機１の重心よりも鉛直下方の位置を有する。更に、１対の第２固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の重心よりも後方、且つ、航空機１の重心よりも鉛直上方の位置を有する。

ところで、２対の固定翼のうちの、航空機の重心よりも前方に位置する固定翼が、航空機の重心よりも鉛直上方の位置を有する場合、当該固定翼に対する抗力は、機首を相対的に鉛直方向にて上げようとするモーメントを生じる。このため、当該固定翼において境界層剥離が生じた場合、当該固定翼に対する抗力が増加しやすいので、ヘッドアップが生じやすい。

これに対し、航空機１によれば、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの、航空機１の重心よりも前方に位置する固定翼である第１固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の重心よりも鉛直下方の位置を有する。これにより、第１固定翼２０－１，２０－２に対する抗力は、機首を相対的に鉛直方向にて下げようとするモーメントを生じる。この結果、第１固定翼２０－１，２０－２において境界層剥離が生じた場合、ヘッドアップを抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１において、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６は、第１固定翼２０－１，２０－２に固定される回転翼モジュール４０－１～４０－８と、第２固定翼２０－３，２０－４に固定される回転翼モジュール４０－９～４０－１６と、の左右方向における位置がそれぞれ略同じである。

離着陸状態と巡航状態との間で航空機１の動作状態を遷移する際、回転翼モジュール４０－ｉの近傍、及び、回転翼モジュール４０－ｉの後方においては、気流が乱れやすいため、固定翼２０－ｊにおいて境界層剥離が生じやすい。このため、第１固定翼に固定される回転翼モジュールと、第２固定翼に固定される回転翼モジュールと、の左右方向における位置が異なる場合、境界層剥離が生じる面積が大きくなりやすい。

これに対し、航空機１によれば、固定翼２０－ｊにおいて境界層剥離が生じる面積を縮小できる。従って、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１の動作状態を遷移する際、ヘッドアップの発生を抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１において、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、当該回転翼モジュール４０－ｉの１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の鉛直方向における位置が、当該１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸を通る平面による、当該回転翼モジュール４０－ｉが固定された固定翼２０－ｊの断面のうちの、最も鉛直上方向の位置と、最も鉛直下方向の位置と、の間の位置である。

ところで、鉛直方向用回転翼が固定翼よりも鉛直上方向の位置を有する場合、鉛直方向用回転翼の回転に伴って生じる鉛直下方への気流が固定翼の鉛直上方に流入する。これにより、固定翼の鉛直上方向における端面の気流が乱されやすい。この結果、固定翼の鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じやすい。

これに対し、航空機１によれば、鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転に伴って生じる鉛直下方への気流が固定翼２０－ｊの鉛直上方に流入することを抑制できる。この結果、固定翼２０－ｊの鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることを抑制できる。

また、鉛直方向用回転翼が固定翼よりも鉛直下方向の位置を有する場合、航空機が比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を行っていると、鉛直方向用回転翼によって乱された気流が固定翼に流入しやすい。この結果、固定翼の鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じやすい。

これに対し、航空機１によれば、航空機１が比較的大きく高度を減少させる飛行を行っている場合であっても、乱された気流が固定翼２０－ｊに流入することを抑制できる。この結果、固定翼２０－ｊの鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることを抑制できる。

このように、航空機１によれば、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１の動作状態を遷移する際、航空機１の姿勢を適切に制御できる。

また、第１実施形態の航空機１は、垂直離着陸を行う。航空機１は、胴体１０と、胴体１０から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４と、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、複数の第１回転駆動部（本例では、複数の電動機４０３－１，４０３－２、及び、複数の速度制御器４０４－１，４０４－２）と、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、複数の第１ケーブル４０６－１，４０６－２と、を備える。

複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４に支持され且つ回転駆動されることにより航空機１を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する。
複数の第１回転駆動部は、電力によって複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２をそれぞれ回転駆動する。
複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４に固定され且つ電力を充放電する。
複数の第１ケーブル４０６－１，４０６－２は、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２から複数の第１回転駆動部へ電力を伝送する。

これによれば、第１蓄電池が胴体１０に固定される場合と比較して、第１蓄電池４０５－１，４０５－２と第１回転翼４０２－１，４０２－２との間の距離を短くすることができる。これにより、第１蓄電池４０５－１，４０５－２から第１回転駆動部へ電力を伝送する第１ケーブル４０６－１，４０６－２の長さを短くすることができる。この結果、航空機１の重量を小さくすることができる。

また、第１蓄電池が胴体１０に固定される場合と比較して、航空機１において重量を分散できる。これにより、例えば、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの一部の停止、風向の急変、又は、風速の急変等により、航空機１の姿勢の変動が生じた場合であっても、当該変動を迅速に抑制できる。

ところで、垂直離着陸を行う航空機において、航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する回転翼が固定翼に支持される場合、離着陸状態において、固定翼を鉛直上方向へ曲げようとする応力と、回転翼の回転に伴う反力と、が固定翼に加えられる。このため、固定翼の機械的負荷が大きくなりやすい。これに対し、航空機１においては、重量が分散されるので、離着陸状態において、固定翼２０－１～２０－４を鉛直上方向へ曲げようとする応力を抑制できる。この結果、固定翼２０－１～２０－４の機械的負荷を抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１は、回転駆動されることにより航空機１を前方向へ推進させる推力を発生する第２回転翼１２と、電力によって第２回転翼１２を回転駆動する第２回転駆動部１３と、胴体１０に固定され且つ電力を充放電する第２蓄電池１４と、第２蓄電池１４から第２回転駆動部１３へ電力を伝送する第２ケーブル１５と、を備える。

これによれば、第１回転翼４０２－１，４０２－２と第２回転翼１２とを、互いに独立して動作させることができる。従って、第１回転翼４０２－１，４０２－２、及び、第２回転翼１２のうちの一方が正常に動作しない場合であっても、他方を正常に動作させることにより、安全に飛行することができる。
また、航空機１においては、第１蓄電池４０５－１，４０５－２が固定翼２０－１～２０－４に固定されるとともに第２蓄電池１４が胴体１０に固定される。従って、航空機１において左右方向における重量を分散できる。これにより、航空機１の姿勢の変動が生じた場合であっても、当該変動を迅速に抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１において、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４は、前後方向における位置が互いに異なる２対の固定翼２０－１～２０－４を備える。複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、２対の固定翼２０－１～２０－４にそれぞれ固定される。第２蓄電池１４は、前後方向において２対の固定翼２０－１～２０－４の間に位置する。

これによれば、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、４個の固定翼２０－１～２０－４に分散される。従って、航空機１において重量を分散できる。更に、第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、第２蓄電池１４と、が前後方向において互いに異なる位置を有する。従って、航空機１において前後方向における重量を分散できる。これにより、航空機１の姿勢の変動が生じた場合であっても、当該変動を迅速に抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１は、電力によって動作することにより航空機１を制御する制御装置１６と、胴体１０に固定され且つ電力を充放電する第３蓄電池１７と、第３蓄電池１７から制御装置１６へ電力を伝送する第３ケーブル１８と、を備える。

これによれば、第１回転翼４０２－１，４０２－２と制御装置１６とを、互いに独立して動作させることができる。従って、第１回転翼４０２－１，４０２－２が正常に動作しない場合であっても、制御装置１６を正常に動作させることができる。
また、航空機１においては、第１蓄電池４０５－１，４０５－２が固定翼２０－１～２０－４に固定されるとともに第３蓄電池１７が胴体１０に固定される。従って、航空機１において左右方向における重量を分散できる。これにより、航空機１の姿勢の変動が生じた場合であっても、当該変動を迅速に抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１において、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４は、前後方向における位置が互いに異なる２対の固定翼２０－１～２０－４を備える。複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、２対の固定翼２０－１～２０－４にそれぞれ固定される。第３蓄電池１７は、航空機１の前後方向において２対の固定翼２０－１～２０－４の間に位置する。

これによれば、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、４個の固定翼２０－１～２０－４に分散される。従って、航空機１において重量を分散できる。更に、第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、第３蓄電池１７と、が前後方向において互いに異なる位置を有する。従って、航空機１において前後方向における重量を分散できる。これにより、航空機１の姿勢の変動が生じた場合であっても、当該変動を迅速に抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１は、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４に固定される、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６を備える。複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、支持体４０１と、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、１対の第１回転駆動部（本例では、１対の電動機４０３－１，４０３－２、及び、１対の速度制御器４０４－１，４０４－２）と、少なくとも１つの第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、１対の第１ケーブル４０６－１，４０６－２と、を備える。

支持体４０１は、航空機１の前後方向において、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とに亘って前後方向にて延在する。
１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、支持体４０１により支持され且つ航空機１の前後方向において固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とにそれぞれ位置する。
１対の第１回転駆動部は、支持体４０１に固定される。
少なくとも１つの第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、支持体４０１に固定され且つ航空機１の前後方向において１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の間に位置する。
１対の第１ケーブル４０６－１，４０６－２は、少なくとも１つの第１蓄電池４０５－１，４０５－２から１対の第１回転駆動部へ電力をそれぞれ伝送する。

これによれば、ヨー方向におけるトルク、及び、ピッチ方向におけるトルクを抑制しながら、航空機１を鉛直上方向へ推進させる推力を固定翼２０－ｊに伝達できる。更に、固定翼２０－ｊに推力が作用する位置と、固定翼２０－ｊに第１蓄電池４０５－１，４０５－２の重量が作用する位置と、を互いに十分に近づけることができる。従って、固定翼２０－ｊの機械的負荷を低減できる。

また、回転翼モジュール４０－１～４０－１６によれば、回転翼モジュール４０－１～４０－１６が固定される位置が変更された場合であっても、固定翼２０－ｊに推力が作用する位置と、固定翼２０－ｊに第１蓄電池４０５－１，４０５－２の重量が作用する位置と、が互いに十分に近い状態を維持できる。従って、固定翼２０－ｊの機械的負荷を容易に低減できる。

なお、第１実施形態の変形例の航空機１は、電力に代えて、又は、電力に加えて、内燃機関が生成する動力によって第２回転翼１２が回転駆動されるように構成されていてもよい。また、第１実施形態の変形例の航空機１は、第２回転翼１２に代えて、又は、第２回転翼１２に加えて、ジェットエンジンを備えていてもよい。

また、第１実施形態の変形例の航空機１は、第２回転翼１２に代えて、又は、第２回転翼１２に加えて、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２の少なくとも一部が、航空機１を前方向へ推進させる推力を発生してもよい。この場合、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２の少なくとも一部は、回転の中心軸の方向を変更可能に構成されていてもよい。

また、第１実施形態の変形例の航空機１は、発電装置を備え、発電装置が生成した電力を、第１蓄電池４０５－１，４０５－２、第２蓄電池１４、及び、第３蓄電池１７の少なくとも１つに充電するように構成されていてもよい。

また、第１実施形態の変形例の航空機１において、回転翼モジュール４０－ｉが備える第１蓄電池の数は、１個であってもよい。この場合、回転翼モジュール４０－ｉは、１個の第１蓄電池が、１対の第１回転駆動部のそれぞれへ電力を供給する。
また、第１実施形態の変形例の航空機１において、回転翼モジュール４０－ｉが備える第１蓄電池の数は、３個以上であってもよい。

また、第１実施形態の変形例の航空機１において、回転翼モジュール４０－ｉは、第１蓄電池４０５－１が有する電力が不足した場合に、第１蓄電池４０５－２から速度制御器４０４－１へ電力が供給されるように構成されていてもよい。この場合であっても、第１蓄電池４０５－２から速度制御器４０４－１へ電力を伝送するケーブルの長さを短くすることができる。この結果、航空機１の重量を小さくすることができる。

同様に、第１実施形態の変形例の航空機１において、回転翼モジュール４０－ｉは、第１蓄電池４０５－２が有する電力が不足した場合に、第１蓄電池４０５－１から速度制御器４０４－２へ電力が供給されるように構成されていてもよい。この場合であっても、第１蓄電池４０５－１から速度制御器４０４－２へ電力を伝送するケーブルの長さを短くすることができる。この結果、航空機１の重量を小さくすることができる。

また、第１実施形態の変形例の航空機１において、航空機１は、第３蓄電池１７が有する電力が不足した場合に、第２蓄電池１４から制御装置１６又は第３蓄電池１７へ電力が供給されるように構成されていてもよい。
また、第１実施形態の変形例の航空機１において、航空機１は、第２蓄電池１４が有する電力が不足した場合に、第３蓄電池１７から第２回転駆動部１３又は第２蓄電池１４へ電力が供給されるように構成されていてもよい。

＜第２実施形態＞
次に、第２実施形態の航空機について説明する。第２実施形態の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、複数の第１蓄電池を充電可能に構成される点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第２実施形態の説明において、第１実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。

図４に表されるように、第２実施形態の航空機１Ａは、第１実施形態の航空機１が備える構成に加えて、電源接続部３１と、複数（本例では、１６本）の第４ケーブル３２と、を備える。

電源接続部３１は、外部の電源が接続される。電源接続部３１は、胴体１０に固定される。本例では、電源接続部３１は、制御装置１６の近傍に位置する。

複数の第４ケーブル３２は、電源接続部３１から、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１蓄電池４０５－１，４０５－２へ電力をそれぞれ伝送する。複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、航空機１に固定される。

複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも許容電流が小さい。例えば、複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、許容電流が５Ａ乃至９５Ａの電流である。本例では、第４ケーブル３２は、許容電流が第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも小さい。例えば、第４ケーブル３２は、許容電流が４０Ａの電流である。

また、複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも１ｍあたりの重量が小さい。例えば、複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、１ｍあたりの重量が２ｇ乃至１６０ｇの重量（本例では、２５ｇ乃至４０ｇの重量）である。

第２実施形態の航空機１Ａによっても、第１実施形態の航空機１と同様の作用及び効果を奏することができる。
更に、第２実施形態の航空機１Ａは、外部の電源が接続される電源接続部３１と、電源接続部３１から複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２のそれぞれへ電力を伝送し且つ第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも許容電流が小さい、複数の第４ケーブル３２と、を備える。

これによれば、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２を、航空機１Ａから取り外すことなく充電できる。従って、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２を充電する手間を軽減できる。

＜第３実施形態＞
次に、第３実施形態の航空機について説明する。第３実施形態の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、第１蓄電池の電力が不足した場合に、第３蓄電池から第１蓄電池へ電力を供給可能に構成される点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第３実施形態の説明において、第１実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。

図５に表されるように、第３実施形態の航空機１Ｂは、第１実施形態の航空機１が備える構成に加えて、複数（本例では、１６本）の第５ケーブル３３を備える。

複数の第５ケーブル３３は、第３蓄電池１７から、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１蓄電池４０５－１，４０５－２へ電力をそれぞれ伝送する。複数の第５ケーブル３３のそれぞれは、航空機１に固定される。

複数の第５ケーブル３３のそれぞれは、許容電流が第１ケーブル４０６－１，４０６－２、又は、第４ケーブル３２と等しい。また、複数の第５ケーブル３３のそれぞれは、１ｍあたりの重量が第１ケーブル４０６－１，４０６－２、又は、第４ケーブル３２と等しい。

第３実施形態の航空機１Ｂによっても、第１実施形態の航空機１と同様の作用及び効果を奏することができる。
更に、第３実施形態の航空機１Ｂによれば、第１蓄電池４０５－１，４０５－２の電力が不足した場合に、第３蓄電池１７から第１蓄電池４０５－１，４０５－２へ電力を供給することにより、第１蓄電池４０５－１，４０５－２に電力を充電できる。

なお、第３実施形態の変形例の航空機１Ｂにおいて、航空機１Ｂは、第３蓄電池１７が有する電力が不足した場合に、第２蓄電池１４から制御装置１６又は第３蓄電池１７へ電力が供給されるように構成されていてもよい。

また、第３実施形態の変形例の航空機１Ｂにおいて、航空機１Ｂは、第２蓄電池１４が有する電力が不足した場合に、第３蓄電池１７から第２回転駆動部１３又は第２蓄電池１４へ電力が供給されるように構成されていてもよい。

また、第３実施形態の変形例の航空機１Ｂにおいて、航空機１Ｂは、第２実施形態の航空機１Ａが備える、電源接続部３１、及び、複数の第４ケーブル３２を更に備えていてもよい。

＜第４実施形態＞
次に、第４実施形態の航空機について説明する。第４実施形態の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、航空機が備える回転翼モジュールの数において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第４実施形態の説明において、第１実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。

図６に表されるように、第４実施形態の航空機１Ｃは、第１実施形態の航空機１が備える、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６に代えて、８個の回転翼モジュール４０－１～４０－８を備える。

第４実施形態の航空機１Ｃによっても、第１実施形態の航空機１と同様の作用及び効果を奏することができる。

＜第５実施形態＞
次に、第５実施形態の航空機について説明する。

（概要）
第５実施形態の航空機は、垂直離着陸を行う。
航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する２対の固定翼と、２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、回転駆動されることにより航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、を備える。

複数の回転翼モジュールのそれぞれは、支持体と、１対の鉛直方向用回転翼と、を備える。
支持体は、航空機の前後方向において、固定翼の前方と固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、固定翼の左右方向における先端部以外の領域に位置する。
１対の鉛直方向用回転翼は、支持体により支持され且つ航空機の前後方向において固定翼の前方と固定翼の後方とにそれぞれ位置する。

従って、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機の姿勢を適切に制御しながら行うことができる。
次に、第５実施形態の航空機について、より詳細に説明する。

（構成）
図７乃至図１１に表されるように、航空機１Ｄは、垂直離着陸を行う。本例では、航空機１Ｄは、電力によって航空機を飛行させるｅＶＴＯＬ（ｅｌｅｃｔｒｉｃＶｅｒｔｉｃａｌＴａｋｅ－ＯｆｆａｎｄＬａｎｄｉｎｇ）である。航空機１Ｄは、鉛直方向にて飛行する（換言すると、鉛直方向にて上昇又は下降する）鉛直飛行を行う状態（換言すると、離着陸状態）と、水平方向にて飛行する（換言すると、巡航する）水平飛行を行う状態（換言すると、巡航状態）と、の間で動作状態が切り替わる。

航空機１Ｄは、胴体１０と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、を備える。なお、航空機１Ｄが備える固定翼の対の数は、３対以上であってもよい。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれは、単に、固定翼２０－ｊ（ｊは、１乃至４の整数を表す。）とも表される。

胴体１０は、航空機１Ｄの左右方向における中央部において、航空機１Ｄの前後方向にて延在する。本例では、胴体１０は、航空機１Ｄの上下方向における位置、及び、航空機１Ｄの前後方向における位置のそれぞれが互いに異なる２個の棒状体又は柱状体が、航空機１Ｄの前後方向における中央部にて互いに連結された形状を有する。

本例では、胴体１０は、航空機１Ｄの前方向における端部の鉛直下方向における端面が、航空機１Ｄの後方向における端部の鉛直下方向における端面よりも鉛直下方に位置する。本例では、胴体１０は、航空機１Ｄの前方向における端部の鉛直上方向における端面が、航空機１Ｄの後方向における端部の鉛直上方向における端面よりも鉛直下方に位置する。

なお、胴体１０は、航空機１Ｄの前後方向にて延在する棒状又は柱状であってもよい。例えば、胴体１０は、航空機１Ｄの前後方向における両端部のそれぞれにおいて、先端に近づくほど細くなる形状（換言すると、先細形状）を有してよい。
例えば、胴体１０の前後方向における長さは、１ｍ乃至１５ｍの長さであってよい。

１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの左方向、及び、航空機１Ｄの右方向へ、胴体１０からそれぞれ延在する板状である。１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれは、航空機１Ｄの左右方向に直交する平面によって切断された断面において、翼型形状を有する。

１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さは、０．５ｍ乃至１０ｍの長さであってよい。

１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの前後方向における胴体１０の中央よりも前方に位置する。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、胴体１０の前方向における端部に位置する。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの前後方向において、胴体１０の前方向における端から１対の前方固定翼２０－１，２０－２の後方向における端までの距離の、航空機１Ｄの前後方向における胴体１０の長さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．１乃至０．３）の値である位置を有する。
本例では、図１１に表されるように、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも前方の位置を有する。

１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの上下方向における胴体１０の中央よりも下方に位置する。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、胴体１０の下方向における端部に位置する。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの上下方向において、胴体１０の下方向における端から１対の前方固定翼２０－１，２０－２の上方向における端までの距離の、航空機１Ｄの上下方向における胴体１０の高さ（本例では、後述の尾翼１１－１，１１－２を除いた航空機１Ｄの上下方向における胴体１０の高さの最大値）に対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．０５乃至０．２）の値である位置を有する。
本例では、図１１に表されるように、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直下方の位置を有する。

１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの左方向、及び、航空機１Ｄの右方向へ、胴体１０からそれぞれ延在する板状である。１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれは、航空機１Ｄの左右方向に直交する平面によって切断された断面において、翼型形状を有する。

１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さと略等しい。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さよりも僅かに長い。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、０．５ｍ乃至１０ｍの長さであってよい。

１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの前後方向における胴体１０の中央よりも後方に位置する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、胴体１０の後方向における端部に位置する。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの前後方向において、胴体１０の後方向における端から１対の後方固定翼２０－３，２０－４の前方向における端までの距離の、航空機１Ｄの前後方向における胴体１０の長さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．１乃至０．３）の値である位置を有する。
本例では、図１１に表されるように、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも後方の位置を有する。

１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの上下方向における胴体１０の中央よりも上方に位置する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、胴体１０の上方向における端部に位置する。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの上下方向において、胴体１０の上方向における端から１対の後方固定翼２０－３，２０－４の下方向における端までの距離の、航空機１Ｄの上下方向における胴体１０の高さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．０５乃至０．２）の値である位置を有する。
本例では、図１１に表されるように、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直上方の位置を有する。

このように、本例では、航空機１Ｄは、航空機１Ｄの前後方向における位置が互いに異なるとともに、航空機１Ｄの上下方向における位置が互いに異なる２対の固定翼２０－１～２０－４を備える。
換言すると、本例では、航空機１Ｄは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の前方固定翼２０－１，２０－２と異なる１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、を備える。
本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、１対の第１固定翼に対応する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、１対の第２固定翼に対応する。

上述のように、本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、鉛直方向における位置が１対の前方固定翼２０－１，２０－２よりも鉛直上方の位置である。なお、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、鉛直方向における位置が１対の前方固定翼２０－１，２０－２よりも鉛直下方の位置であってもよい。この場合、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直上方の位置を有し、且つ、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直下方の位置を有していてよい。

航空機１Ｄは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４に固定される、複数（本例では、１６個）の回転翼モジュール４０－１～４０－１６を備える。なお、航空機１Ｄが備える回転翼モジュールの数は、２乃至１５個であってもよく、１７個以上であってもよい。例えば、航空機１Ｄが備える回転翼モジュールの数は、８個、１２個、１６個、２０個、又は、２４個である。
なお、各固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュールの数は、２以上であることが好適である。

胴体１０の左方に位置する８個の回転翼モジュール４０－１～４０－４，４０－９～４０－１２と、胴体１０の右方に位置する８個の回転翼モジュール４０－５～４０－８，４０－１３～４０－１６と、は、航空機１Ｄの左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。

固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉ（ｉは、１乃至１６の整数を表す。）は、航空機１Ｄの左右方向における当該固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。
本例では、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉは、航空機１Ｄの左右方向において、当該固定翼２０－ｊの先端から当該回転翼モジュール４０－ｉまでの距離の、航空機１Ｄの左右方向における当該固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０より大きく且つ１より小さい（本例では、０より大きく且つ０．９５以下である）位置を有する。

本例では、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌ（ｋは、１、５、９、又は、１３の整数を表す。ｌは、ｋ＋３の整数を表す。）は、航空機１Ｄの左右方向において、等間隔にて位置する。なお、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌは、航空機１Ｄの左右方向において、異なる間隔を有していてもよい。

例えば、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌは、航空機１Ｄの左右方向において、当該４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌのうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離の、航空機１Ｄの左右方向における当該固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０．１乃至０．４（本例では、０．２乃至０．３）の値である位置を有してよい。

本例では、航空機１Ｄの左右方向において、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離と、は、互いに等しい。なお、両者の距離は、互いに異なっていてもよい。

本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２と、の航空機１Ｄの左右方向における位置は、それぞれ略同じである。
本例では、航空機１Ｄの左右方向において、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４の位置と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２の位置と、は、互いに一致する。なお、両者の位置は、互いに異なっていてもよい。

本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２と、の航空機１の上下方向における位置は、互いに異なる。本例では、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４は、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２よりも、航空機１Ｄの下方向の位置を有する。なお、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４は、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２よりも、航空機１Ｄの上方向の位置を有していてもよい。

本例では、図８に表されるように、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２と、は、航空機１Ｄを鉛直方向にて見た場合において、航空機１Ｄの前後方向にて互いに隔てられている。

固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉは、支持体４０１と、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、を備える。

支持体４０１は、航空機１Ｄの前後方向において（換言すると、航空機１Ｄを鉛直方向にて見た場合において）、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とに亘って、航空機１Ｄの前後方向にて延在する棒状又は柱状である。支持体４０１は、航空機１Ｄの前後方向における中央部が固定翼２０－ｊに取り外し可能に固定される。

本例では、支持体４０１は、固定翼２０－ｊの下方に位置する。これによれば、航空機１Ｄの重心を下方に位置させることができるので、航空機の姿勢の変動が生じた場合であっても、当該変動を迅速に抑制できる。なお、支持体４０１は、固定翼２０－ｊの上方に位置していてもよい。
本例では、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉの支持体４０１は、航空機１Ｄの左右方向における当該固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。

１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれは、回転の中心軸が航空機１Ｄの上下方向が主成分である方向にて延在するように回転可能に支持体４０１に支持される。１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、１対の電動機４０３－１，４０３－２によってそれぞれ回転駆動されることにより航空機１Ｄを上方向へ推進させる推力を発生する。
本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、１対の鉛直方向用回転翼に対応する。

１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１Ｄの前後方向において、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とにそれぞれ位置する。本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１Ｄの前後方向における支持体４０１の両端部にそれぞれ位置する。

１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１Ｄの前後方向における１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２間の距離の、航空機１Ｄの前後方向における固定翼２０－ｊの長さに対する比が、１．２乃至４．５（本例では、２乃至３）の値である位置を有してよい。

１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の先端の軌跡と、固定翼２０－ｊと、の間の最短距離の、航空機１Ｄの前後方向における固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０よりも大きく且つ０．２以下（本例では、０．０２乃至０．０８の値）である位置を有してよい。

本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の鉛直方向における位置は、当該１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸を通る平面による固定翼２０－ｊの断面のうちの、最も鉛直上方向の位置と、最も鉛直下方向の位置と、の間の位置である。換言すると、図９及び図１０に表されるように、航空機１Ｄの前後方向にて航空機１Ｄを見た場合において、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、固定翼２０－ｊと重なる位置を有する。

本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転方向が互いに異なる。
本例では、航空機１Ｄの左右方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－１は、回転方向が互いに異なるとともに、航空機１Ｄの左右方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－２は、回転方向が互いに異なる。また、本例では、航空機１Ｄの上下方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転方向が互いに異なる。
本例では、第１回転翼４０２－１，４０２－２は、ロータと表されてもよい。

本例では、回転翼モジュール４０－ｉは、図示されない、第１蓄電池、速度制御器、及び、電動機を備える。回転翼モジュール４０－ｉは、第１蓄電池から供給される電力に従って、電動機が第１回転翼４０２－１，４０２－２を回転駆動する。更に、回転翼モジュール４０－ｉは、第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転速度を制御するように、速度制御器が第１蓄電池から電動機へ供給される電力を制御する。
本例では、第１蓄電池は、回転翼モジュール４０－ｉに収容される。なお、第１蓄電池は、回転翼モジュール４０－ｉに代えて、又は、回転翼モジュール４０－ｉに加えて、固定翼２０－ｊ、又は、胴体１０に収容されていてもよい。

このような構成により、航空機１Ｄは、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれが発生する、航空機１Ｄを上方向へ推進させる推力によって、垂直離着陸を行う。

本例では、図９乃至図１１に表されるように、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、の航空機１Ｄの上下方向における位置は、互いに異なる。

本例では、図９乃至図１１に表されるように、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２よりも、航空機１Ｄの下方向の位置を有する。なお、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２よりも、航空機１Ｄの上方向の位置を有していてもよい。

本例では、図８に表されるように、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のそれぞれが備える第１回転翼４０２－２と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のそれぞれが備える第１回転翼４０２－１と、は、航空機１Ｄを鉛直方向にて見た場合において、航空機１Ｄの前後方向にて互いに隔てられている。

胴体１０は、輸送対象を収容する内部空間を有する。本例では、内部空間は、航空機１Ｄの前後方向において、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、の間に位置する。例えば、内部空間は、航空機１Ｄの前後方向における中央部に位置する。

輸送対象は、人、及び、物体のうちの、少なくとも１つを含む。例えば、輸送対象に含まれる人は、搭乗者と表されてもよい。例えば、搭乗者は、航空機１Ｄを操縦してよい。また、航空機１Ｄが自動操縦により飛行するように構成されている場合、搭乗者は、航空機１Ｄを操縦しなくてもよい。例えば、輸送対象に含まれる物体は、貨物又は荷物である。

例えば、胴体１０が有する内部空間は、１人乃至５人の搭乗者を収容可能であってよい。本例では、胴体１０が有する内部空間は、１人又は２人の搭乗者を収容可能である。
例えば、航空機１Ｄの最大離陸重量は、１２０ｋｇ乃至３０００ｋｇの重量であってよい。本例では、航空機１Ｄの最大離陸重量は、１５０ｋｇ乃至４６０ｋｇの重量である。胴体１０は、収容空間を開閉可能な扉（本例では、カウル）を備える。

胴体１０は、尾翼１１Ｄと、第２回転翼１２と、を備える。なお、胴体１０が備える尾翼の数は、２個以上であってもよい。

尾翼１１Ｄは、胴体１０の後方向における端部に位置する。尾翼１１Ｄは、航空機１Ｄの左右方向に直交する平面に沿って延在する板状である。尾翼１１Ｄは、胴体１０から航空機１Ｄの上方向へ延出する。

第２回転翼１２は、回転の中心軸が航空機１Ｄの前後方向が主成分である方向にて延在するように回転可能に胴体１０に支持される。

本例では、航空機１Ｄは、図示されない、第２蓄電池、速度制御器、及び、電動機を備える。第２回転翼１２は、第２蓄電池から供給される電力に従って回転駆動される。更に、航空機１Ｄは、第２回転翼１２の回転速度を制御するように、速度制御器が第２蓄電池から電動機へ供給される電力を制御する。
本例では、第２蓄電池は、胴体１０に収容される。なお、第２蓄電池は、胴体１０に代えて、又は、胴体１０に加えて、固定翼２０－ｊに収容されていてもよい。

第２回転翼１２は、電動機によって回転駆動されることにより航空機１Ｄを前方向へ推進させる推力を発生する。
このような構成により、航空機１Ｄは、第２回転翼１２が発生する、航空機１Ｄを前方向へ推進させる推力と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４が発生する揚力と、によって、水平方向にて飛行する。

航空機１Ｄは、図示されない制御装置を備える。制御装置は、電力によって動作することにより航空機１Ｄを制御する。制御装置は、航空機１Ｄの状態を表す情報（例えば、高度、経度、緯度、及び、速度等）を取得する電子機器を含む。本例では、制御装置は、アビオニクス（例えば、通信機器、航法システム、又は、飛行管理システム等）を含む。

本例では、制御装置は、搭乗者の操縦に従って制御信号を生成し、生成された制御信号に基づいて、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６の第１回転翼４０２－１，４０２－２、及び、第２回転翼１２のそれぞれの回転数を制御する。

（動作）
次に、航空機１Ｄの動作について説明する。
先ず、搭乗者は、航空機１Ｄの左方の位置から、前方固定翼２０－１と後方固定翼２０－３との間を通って、胴体１０の内部空間に搭乗する。なお、搭乗者は、航空機１Ｄの右方の位置から、前方固定翼２０－２と後方固定翼２０－４との間を通って、胴体１０の内部空間に搭乗してもよい。

次いで、航空機１Ｄは、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれを回転駆動する。これにより、航空機１Ｄを上方向へ推進させる推力が発生する。この結果、航空機１Ｄは、鉛直上方向へ飛行（換言すると、上昇）することにより離陸する。

その後、航空機１Ｄは、第２回転翼１２を回転駆動する。これにより、航空機１Ｄを前方向へ推進させる推力が発生する。この結果、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、揚力を発生する。次いで、航空機１Ｄは、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれの回転駆動を停止する。この結果、航空機１Ｄは、水平方向へ飛行（換言すると、巡航）する。

その後、航空機１Ｄは、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれを回転駆動する。これにより、航空機１Ｄを上方向へ推進させる推力が発生する。次いで、航空機１Ｄは、第２回転翼１２の回転駆動を停止する。この結果、航空機１Ｄは、鉛直下方向へ飛行（換言すると、下降）することにより着陸する。

以上、説明したように、第１実施形態の航空機１Ｄは、垂直離着陸を行う。航空機１Ｄは、胴体１０と、胴体１０から左右方向にて延在する２対の固定翼２０－１～２０－４と、２対の固定翼２０－１～２０－４のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６と、回転駆動されることにより航空機１Ｄを前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼１２と、を備える。

複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、支持体４０１と、１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２と、を備える。
支持体４０１は、航空機１Ｄの前後方向において、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、航空機１Ｄの左右方向における固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。
１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２は、支持体４０１により支持され且つ航空機１Ｄの前後方向において固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とにそれぞれ位置する。

従って、当該第２固定翼２０－３，２０－４に固定された回転翼モジュール４０－ｉの鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転数を増加させることにより、当該回転翼モジュール４０－ｉの鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２が生じる鉛直上方向への推力を増加できる。これにより、ヘッドアップを抑制できる。この結果、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１Ｄの動作状態を遷移する際、航空機１Ｄの姿勢を制御できる。

従って、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼２０－ｊに対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機１Ｄの姿勢を適切に制御しながら行うことができる。

更に、第１実施形態の航空機１Ｄにおいて、１対の第１固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも前方、且つ、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直下方の位置を有する。更に、１対の第２固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも後方、且つ、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直上方の位置を有する。

これに対し、航空機１Ｄによれば、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも前方に位置する固定翼である第１固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直下方の位置を有する。これにより、第１固定翼２０－１，２０－２に対する抗力は、機首を相対的に鉛直方向にて下げようとするモーメントを生じる。この結果、第１固定翼２０－１，２０－２において境界層剥離が生じた場合、ヘッドアップを抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１Ｄにおいて、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６は、第１固定翼２０－１，２０－２に固定される回転翼モジュール４０－１～４０－８と、第２固定翼２０－３，２０－４に固定される回転翼モジュール４０－９～４０－１６と、の左右方向における位置がそれぞれ略同じである。

離着陸状態と巡航状態との間で航空機１Ｄの動作状態を遷移する際、回転翼モジュール４０－ｉの近傍、及び、回転翼モジュール４０－ｉの後方においては、気流が乱れやすいため、固定翼２０－ｊにおいて境界層剥離が生じやすい。このため、第１固定翼に固定される回転翼モジュールと、第２固定翼に固定される回転翼モジュールと、の左右方向における位置が異なる場合、境界層剥離が生じる面積が大きくなりやすい。

これに対し、航空機１Ｄによれば、固定翼２０－ｊにおいて境界層剥離が生じる面積を縮小できる。従って、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１Ｄの動作状態を遷移する際、ヘッドアップの発生を抑制できる。

更に、第１実施形態の航空機１Ｄにおいて、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、当該回転翼モジュール４０－ｉの１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の鉛直方向における位置が、当該１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸を通る平面による、当該回転翼モジュール４０－ｉが固定された固定翼２０－ｊの断面のうちの、最も鉛直上方向の位置と、最も鉛直下方向の位置と、の間の位置である。

これに対し、航空機１Ｄによれば、鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転に伴って生じる鉛直下方への気流が固定翼２０－ｊの鉛直上方に流入することを抑制できる。この結果、固定翼２０－ｊの鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることを抑制できる。

これに対し、航空機１Ｄによれば、航空機１Ｄが比較的大きく高度を減少させる飛行を行っている場合であっても、乱された気流が固定翼２０－ｊに流入することを抑制できる。この結果、固定翼２０－ｊの鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることを抑制できる。

このように、航空機１Ｄによれば、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１Ｄの動作状態を遷移する際、航空機１Ｄの姿勢を適切に制御できる。

＜付記＞
また、本発明は、以下のように表されてもよい。
（付記１）
垂直離着陸を行う航空機であって、
胴体と、
前記胴体から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼と、
前記少なくとも１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより前記航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する、複数の第１回転翼と、
電力によって前記複数の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する複数の第１回転駆動部と、
前記少なくとも１対の固定翼に固定され且つ電力を充放電する複数の第１蓄電池と、
前記複数の第１蓄電池から前記複数の第１回転駆動部へ前記電力を伝送する複数の第１ケーブルと、
を備える、航空機。
（付記２）
付記１に記載の航空機であって、
回転駆動されることにより前記航空機を前方向へ推進させる推力を発生する第２回転翼と、
電力によって前記第２回転翼を回転駆動する第２回転駆動部と、
前記胴体に固定され且つ電力を充放電する第２蓄電池と、
前記第２蓄電池から前記第２回転駆動部へ前記電力を伝送する第２ケーブルと、
を備える、航空機。
（付記３）
付記２に記載の航空機であって、
前記少なくとも１対の固定翼は、前後方向における位置が互いに異なる２対の固定翼を備え、
前記複数の第１蓄電池は、前記２対の固定翼にそれぞれ固定され、
前記第２蓄電池は、前後方向において前記２対の固定翼の間に位置する、航空機。
（付記４）
付記１乃至付記３のいずれか一項に記載の航空機であって、
電力によって動作することにより前記航空機を制御する制御装置と、
前記胴体に固定され且つ電力を充放電する第３蓄電池と、
前記第３蓄電池から前記制御装置へ前記電力を伝送する第３ケーブルと、
を備える、航空機。
（付記５）
付記４に記載の航空機であって、
前記少なくとも１対の固定翼は、前後方向における位置が互いに異なる２対の固定翼を備え、
前記複数の第１蓄電池は、前記２対の固定翼にそれぞれ固定され、
前記第３蓄電池は、前後方向において前記２対の固定翼の間に位置する、航空機。
（付記６）
付記１乃至付記５のいずれか一項に記載の航空機であって、
前記少なくとも１対の固定翼に固定される、複数の回転翼モジュールを備え、
前記複数の回転翼モジュールのそれぞれは、
前記航空機の前後方向において、前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在する支持体と、
前記支持体により支持され且つ前記航空機の前後方向において前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とにそれぞれ位置する１対の前記第１回転翼と、
前記支持体に固定される１対の前記第１回転駆動部と、
前記支持体に固定され且つ前後方向において前記１対の第１回転翼の間に位置する少なくとも１つの前記第１蓄電池と、
前記少なくとも１つの第１蓄電池から前記１対の第１回転駆動部へ前記電力をそれぞれ伝送する１対の前記第１ケーブルと、
を備える、航空機。
（付記７）
付記１乃至付記６のいずれか一項に記載の航空機であって、
外部の電源が接続される電源接続部と、
前記電源接続部から前記複数の第１蓄電池のそれぞれへ電力を伝送し且つ前記第１ケーブルよりも許容電流が小さい、複数の第４ケーブルと、
を備える、航空機。
（付記８）
航空機の胴体から左右方向にて延在する固定翼に固定される回転翼モジュールであって、
前記航空機の前後方向において、前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在する支持体と、
前記支持体により支持され且つ前記航空機の前後方向において前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに位置するとともに、回転駆動されることにより前記航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する１対の第１回転翼と、
前記支持体に固定され且つ電力によって前記１対の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する１対の第１回転駆動部と、
前記支持体に固定され且つ前記航空機の前後方向において前記１対の第１回転翼の間に位置するとともに、電力を充放電する少なくとも１つの第１蓄電池と、
前記少なくとも１つの第１蓄電池から前記１対の第１回転駆動部へ前記電力をそれぞれ伝送する１対の第１ケーブルと、
を備える、回転翼モジュール。

なお、本発明は、上述した実施形態に限定されない。例えば、上述した実施形態に、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内において当業者が理解し得る様々な変更が加えられてよい。

本発明は、２０２１年２月２５日に出願された、ＰＣＴ／ＪＰ２０２１／００７２２５の国際出願に基づく優先権主張の利益を享受するものであり、当該国際出願にて開示された内容のすべてが本明細書に含まれるものとする。

１，１Ａ，１Ｂ，１Ｃ，１Ｄ航空機
１０胴体
１１－１，１１－２，１１Ｄ尾翼
１２第２回転翼
１３第２回転駆動部
１４第２蓄電池
１５第２ケーブル
１６制御装置
１７第３蓄電池
１８第３ケーブル
２０－１，２０－２前方固定翼
２０－３，２０－４後方固定翼
４０－１～４０－１６回転翼モジュール
４０１支持体
４０２－１，４０２－２第１回転翼
４０３－１，４０３－２電動機
４０４－１，４０４－２速度制御器
４０５－１，４０５－２第１蓄電池
４０６－１，４０６－２第１ケーブル
４０７－１，４０７－２回路保護器
４０８－１，４０８－２回路開閉器
４０９－１，４０９－２制御器
４１０－１，４１０－２第１制御信号線
４１１－１，４１１－２第２制御信号線
４１２－２，４１２－２第３制御信号線
３１電源接続部
３２第４ケーブル
３３第５ケーブル

Claims

鉛直方向にて飛行する離着陸状態と、水平方向にて飛行する巡航状態と、の間で動作状態が切り替わる垂直離着陸を行う航空機であって、
胴体と、
前記胴体から左右方向にて延在する２対の固定翼と、
前記２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、
回転駆動されることにより前記航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、
を備え、
前記複数の回転翼モジュールのそれぞれは、
前記航空機の前後方向において、前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、前記固定翼の左右方向における先端部以外の領域に位置する支持体と、
前記支持体により支持され且つ前記航空機の前後方向において前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とにそれぞれ位置する１対の鉛直方向用回転翼と、
を備え、
前記２対の固定翼は、１対の第１固定翼と、前記１対の第１固定翼よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が前記１対の第１固定翼と異なる１対の第２固定翼と、からなり、
前記１対の第１固定翼は、前記航空機の重心よりも前方、且つ、前記重心よりも鉛直下方の位置を有するとともに、先端へ近づくにつれて鉛直上方の位置を有するように水平面に対して傾斜し、
前記１対の第２固定翼は、前記航空機の重心よりも後方、且つ、前記重心よりも鉛直上方の位置を有するとともに、先端へ近づくにつれて鉛直下方の位置を有するように水平面に対して傾斜し、
前記動作状態が前記離着陸状態である場合、前記鉛直方向用回転翼が回転駆動されるとともに、前記水平方向用回転翼が停止し、一方、前記動作状態が前記巡航状態である場合、前記鉛直方向用回転翼が停止するとともに、前記水平方向用回転翼が回転駆動される、航空機。
垂直離着陸を行う航空機であって、
胴体と、
前記胴体から左右方向にて延在する２対の固定翼と、
前記２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、
回転駆動されることにより前記航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、
を備え、
前記複数の回転翼モジュールのそれぞれは、
前記航空機の前後方向において、前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、前記固定翼の左右方向における先端部以外の領域に位置する支持体と、
前記支持体により支持され且つ前記航空機の前後方向において前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とにそれぞれ位置する１対の鉛直方向用回転翼と、
を備え、
前記２対の固定翼は、１対の第１固定翼と、前記航空機の前後方向において前記１対の第１固定翼と隣り合うとともに前記１対の第１固定翼よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が前記１対の第１固定翼と異なる１対の第２固定翼と、からなり、
前記第１固定翼、及び、前記第２固定翼のそれぞれに固定される前記回転翼モジュールの数は、２以上であり、
前記第１固定翼、及び、前記第２固定翼のそれぞれに固定される前記回転翼モジュールは、前記航空機の左右方向において等間隔に位置し、
前記複数の回転翼モジュールは、
前記第１固定翼に固定される回転翼モジュールと、前記第２固定翼に固定される回転翼モジュールと、の左右方向における位置がそれぞれ同じである、航空機。
請求項２に記載の航空機であって、
前記複数の回転翼モジュールのそれぞれの前記１対の鉛直方向用回転翼は、回転方向が互いに異なり、
前記航空機の左右方向にて隣接する２個の鉛直方向用回転翼は、回転方向が互いに異なり、
前記航空機の上下方向にて隣接する２個の鉛直方向用回転翼は、回転方向が互いに異なる、航空機。
請求項１又は請求項２に記載の航空機であって、
前記複数の回転翼モジュールのそれぞれは、
当該回転翼モジュールの前記１対の鉛直方向用回転翼の鉛直方向における位置が、当該１対の鉛直方向用回転翼の回転の中心軸を通る平面による、当該回転翼モジュールが固定された前記固定翼の断面内の位置である、航空機。