JPH0567600U

JPH0567600U - 球体航空機構造

Info

Publication number: JPH0567600U
Application number: JP1738492U
Authority: JP
Inventors: 幹治石田
Original assignee: 幹治石田
Priority date: 1992-02-25
Filing date: 1992-02-25
Publication date: 1993-09-07

Abstract

(57)【要約】【目的】垂直及び水平飛行が可能な機構を備え、尚か
つ、機体を球状にして空気抵抗を少なくしたことを特徴
とする球体航空機構造を提供する。【構成】球状に形成された機体２と、この機体２の外
周部に折畳み可能に設けられた環状主翼３と、前記環状
主翼３に回動機構を介して取付けられた補助翼４と、機
体２の背面部２ａに回動機構を介して取付けた尾翼５
と、推進流を噴射する噴射口５５を可変にしたエンジン
６ａと、機体２内に収納される着陸脚部７とから構成さ
れている。

Description

【考案の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】

本考案は飛行する航空機構造に関する。

【０００２】

【従来の技術】

従来、航空機は滑走して飛行を行い、弾丸形状の機体には主翼及び尾翼等とを備えている。

【０００３】

【考案が解決しようとする課題】

しかしながら、従来の航空機においては、飛行する際に滑走距離が必要であっために滑走路を必要とし、また、飛行中、機体に空気抵抗がかかってしまうといった問題点があった。

【０００４】本考案は上記問題点に鑑みて成されたものであり、その目的とするところは、垂直及び水平飛行が可能な機構を備え、尚かつ、機体を球状にして空気抵抗を少なくしたことを特徴とする球体航空機構造を提供することにある。

【０００５】

【課題を解決するための手段】

上記目的を達成するために本考案は、球状に形成された機体と、この機体の外周部に折畳み可能に設けられた環状主翼と、前記環状主翼に回動機構を介して取付けられた補助翼と、機体の背面部に回動機構を介して取付けた尾翼と、推進流を噴射する噴射口を可変にしたエンジンと、機体内に収納される着陸脚部とから構成されたことを特徴とする。

【０００６】

【作用】

かかる構成により、本考案の球体航空機構造は発射する際に、所定の高さ位置まで垂直飛行を行い、水平飛行に移る際にエンジンの噴射口を可変して噴射方向を変える。また、機体が球状であるので空気抵抗を少なくすることができる。

【０００７】

【実施例】

以下、図面に基づいて本考案の球体航空機構造について説明する。図１は球体航空機を示す側面図である。

【０００８】本考案の球体航空機構造１は、球状の機体２と、機体２の外周部に設けられた環状主翼３と、前記環状主翼３に形成された補助翼４と、機体２の背面部２ａに設けられた尾翼５と、機体２の推進流を噴射する噴射口を可変にしたエンジン６ａと、機体２内に収納される着陸用脚部７とから構成されている。

【０００９】機体２の外周部を囲繞するように設けられた環状主翼３は、半円弧状の２つの環状主翼片８から構成されており、これら環状主翼片８は機体２と一端で回動機構９を介して回動可能に設けられている。

【００１０】この回動機構９は機体２内部に図７に示すように油圧シリンダ１０を設けて、この油圧シリンダ１０のピストンロッド１１に、後述する環状主翼片８内部に取付けられた回動ギア１２に噛合するための駆動ギア１３を形成している。また、環状主翼片８の内周端面８ａには、前記駆動ギア１３に噛合する回動ギア１２を固着した回動軸１４の両端部が固定されている。また、機体２と環状主翼片８との接触部には両者を回動可能に連結するヒンジ部材（蝶番）１５が取付けられている。

【００１１】また、機体２の外周部に環状主翼片８が水平方向に囲繞する場合、機体２の外周部には環状主翼片８の位置決めを行うためにストッパー１６が設けられている。

【００１２】また、この環状主翼片８に形成された補助翼４は、図９乃至図１０に示すように環状主翼片８内に回動機構１７を介して回動可能に設けられている。補助翼本体１８を収容するために、環状主翼片８の表裏面に貫通する補助翼収容孔１９が設けられており、この補助翼収容孔１９内部に補助翼本体１８の一端が回動機構１７を介して回動可能に設けられている。

【００１３】この回動機構１７は図１１乃至図１５に示すように環状主翼片８内部に設けた油圧シリンダ２０のピストンロッド２１に、後述する補助翼本体１８に取付けた回動ギア２２に噛合するための駆動ギア２３を形成している。また、補助翼本体１８の一端に固定された回動軸２４に、前記駆動ギア２３を噛合する回動ギア２２が固着されており、この補助翼本体１８から延出した回動軸２４の両端部を、環状主翼片８内部に備えた二つの軸受部２５が回動可能に軸支している。

【００１４】また、この軸受部２５は図１６に示すようにボルト２６を介して取外し可能に二つの片体２７を固定することにより構成されている。これら片体２７の合わせ面には夫々溝部２８が形成されており、これら片体２７を合わせて対向する溝部２８同志で、前記回動軸２４を回動可能に軸支することにより軸受溝が構成されている。

【００１５】また、機体２の背面部２ａに設けられた尾翼５は、方向舵２９と昇降舵３０とから構成されており、機体２から伸びるアーム部３１に前記方向舵２９と前記昇降舵３０とを収容する尾翼収納ケース３２が設けられている。

【００１６】この尾翼収納ケース３２の上部には昇降舵３０の駆動源となる油圧シリンダ３３が設けられており、この油圧シリンダ３３のピストンロッド３４の端部には、後述する昇降舵本体３５を回動させるための回動ギア３６に噛合する駆動ギア３７が形成されている。

【００１７】また、この尾翼収納ケース３２は円筒状であり、その一端を前記アーム部３１に取付けるためのアーム連結部材３８が固定されており、その中間部に方向舵２９を回動するための方向舵回動ガイド溝３９が形成されている。また、この尾翼収納ケース３２の下端部には昇降舵３０を回動するための昇降舵回動ガイド溝４０が形成されている。

【００１８】この尾翼収納ケースの内部には中空体の方向舵取付部材４１が回動可能に介挿されており、この方向舵取付部材４１の下端部には方向舵本体４２を取付けるための方向舵取付金具４３が設けられて、尾翼収納ケース３２の中間部に形成した方向舵回動ガイド溝３９の位置で、方向舵回動ガイド溝３９を介して前記方向舵金具４３と方向舵本体４２の固定部４２ａとをボルト４４を介して固定する。

【００１９】また、この方向舵取付部材４１の上端部にはリンク機構４５によって舵取操作を行うものであり、このリンク機構４５は方向舵取付部材４１の上端部にリンク４６の一端４６ａを固定し、その他端４６ｂをヒンジ４７を介してコネクティングロッド４８と連結する。

【００２０】この際、運転室内のハンドル（図示しない）のハンドル軸４９と、このハンドル軸４９の先端部にピニオン５０を設け、前記コネクティングロッド４８の他端部にラック５１を形成し、このラック５１とピニオン５０とを噛合させることにより、運転室内のハンドル操作で方向舵操作を連動させるようにしている。

【００２１】また、尾翼収納ケース３２の上部に固定されたアーム連結部材３８には、前記方向舵取付部材４１に介挿されたピストンロッド３４を備えた駆動源としての油圧シリンダ３３が設けられており、この油圧シリンダ３３が昇降舵３０の駆動源と成している。この油圧シリンダ３３のピストンロッド３４の端部には、後述する昇降舵３０側の回動ギア３６に噛合する駆動ギア３７が形成されている。また、前記駆動ギア３７に噛合する昇降舵３５側の回動ギア３６は回動軸５３に固着されており、この回動軸５３の両端部を前記尾翼収納ケース３２の下端部に設けた軸受部５４に回動可能に軸支されている。そして、この尾翼収納ケース３２上部に設けた油圧シリンダ３３からのピストンロッド３４を前記中空体の方向舵取付部材４１に介挿されて、前記ピストンロッド３４の駆動ギア３７が昇降舵本体３５に取付けられた回動ギア３６に噛合した状態になっている。

【００２２】また、本考案の球体航空機は６つのエンジン６を備えており、機体２の正面部２ｂ方向にある下部に２つのエンジン６ｂと、背面部方向にある下部に２つのエンジン６ａと、背面部方向にある上部に２つのエンジン６ｃとが備えられている。

【００２３】まず、機体２の正面部２ｂ方向にある下部のエンジン６ｂは垂直飛行のために使用されるものであり、この噴射口は下方向に向けられた状態になっている。また、背面部２ａ方向にある上部のエンジン６ｃは水平飛行のために使用されるものであり、エンジン６ｃの噴射口は背面方向に向けられた状態になっている。

【００２４】また、機体２の背面部２ａ方向にある下部のエンジン６ａは垂直飛行及び水平飛行の際に使用されるものであり、機体２に形成されたエンジン噴射用孔９０が縦長に形成されている。そしてこのエンジン噴射用孔９０に沿って図２６乃至図２８に示すようにエンジン６ａの噴射口５５を、可変機構５６を介して下方向と背面方向とに可変可能に向けることができる。

【００２５】この可変機構５６は、エンジン本体６ａの端部に回動突起５７と、ヒンジ部５８とを設けて、前記回動突起５７を機体２の固定部（図示しない）に回動可能に取り付ける。また、可変機構５６の動力源となる油圧シリンダ５９にあるピストンロッド６０の先端部を、プレート状に形成することにより取付部６１を形成し、そして、この取付部６１はヒンジ部５８に挟持されてボルト６２を介して回動可能に取付けられることにより、エンジン本体６ａの可変機構５６が構成されている。

【００２６】また、機体２を着陸の際に支える着陸脚部７は、図２９乃至図３０に示すように機体２内に設けられた油圧シリンダ６３のピストンロッド６４の端部に脚部６５を設け、この脚部６５で機体２を支えている。また、このシリンダ６３の外面には溝部６６が形成されており、この溝部６６は前記シリンダロッド６４がシリンダ６３に対して回転しないようにするために脚部６５に設けた補強部材６７を通すためのものである。

【００２７】尚、本考案に用いられる各油圧シリンダ１０（２０、３３、５９、６３）は、シリンダ１０（２０、３３、５９、６３）内部に設けられているピストンロッド１１（２１、３４、６０、６４）と、このピストンロッド１１（２１、３４、６０、６４）の端部に固着されたピストン７０、このシリンダ１０（２０、３３、５９、６３）内部に油圧を送出、送入するためのポンプ７１，７２と、油圧通路としてのパイプ７３，７４と油圧タンク７５，７６とから構成されている。

【００２８】そして、その内部にピストン７０を介して上部室７７と下部室７８とに分けられており、この上部室７７の上部と下部室７８の下部には油送出入孔７９，８０が夫々設けられており、この油送出入孔７９，８０からは夫々のパイプ７３，７４を介して夫々の油圧タンク７５，７６に連通し、パイプ７３，７４には油圧逆流防止を行うために逆止バルブ８１，８２が設けられている。そして、このピストン７０に一端を固着されたピストンロッド１１（２１、３４、６０、６４）が、シリンダ１０（２０、３３、５９、６３）内部から昇降可能に延出している。

【００２９】上記のように構成された本考案の球体航空機１の動作方法について説明する。

【００３０】本考案の球体航空機１が着陸状態にある場合、機体２の下部から着陸脚部７が油圧シリンダ６３によって延出している。また、機体２の外周部に設けられた環状主翼３は回動機構９によって機体２の両端部に各環状主翼片８が垂直状態になっており、また、機体２の下部の正面２ｂ方向と背面２ａ方向にあるエンジン６ｂ，６ａが上昇するために作動準備状態になっている。

【００３１】次に球体航空機１は下部の４つのエンジン６ａ，６ｂを噴射させることにより、機体２を垂直飛行させる。この垂直飛行中にピストンロッド６４の先端部に設けた着陸脚部６５を油圧シリンダ６３にポンプ７１で油を送ることにより、機体２内に着陸脚部６５を収納する。

【００３２】次に球体航空機１が所定の高さまで垂直飛行をしてから水平飛行に移る場合、機体２の下部にあるエンジン２ｂの推進流を調節することにより、上空で停止状態にした後に、機体２の外周端部に垂直状態にあった各環状主翼片８の回動機構９を作動させることにより、環状主翼片８を水平状態にする。この際、機体２の内部に設けられた油圧シリンダ１０は、ポンプ７１を作動させることにより、油圧シリンダ１０の上部室７７に油圧タンク７５からパイプ７３を介して油が流入する。これにより、シリンダ１０はピストン７０及びピストンロッド１１を下降させ、ピストンロッド１１に形成した駆動ギア１３が、環状主翼片８側の回動ギア１２に噛合する。そして、環状主翼片８内部に固定された回動軸１４は、前記回動ギア１２に連動して、環状主翼片８を回動させる。

【００３３】これにより、各環状主翼片８は機体２の外周部に水平位置まで回動して、環状主翼片８の表面にある両端部が、機体２の外周部に設けたストッパー部１６にあたって位置決めを行い、尚かつ、機体２の外周部に設けた電磁石スイッチ８３の係止部８３ａが延出して、この環状主翼片８の裏面部を支持する。これにより、この位置すなわち各環状主翼片８が機体２に対して水平状態に位置決めを行っている。

【００３４】この環状主翼片８の水平作業が完了した後、機体２の正面方向にある下部エンジン６ｂの作動を停止し、背面２ａ方向にある下部エンジン６ａの噴射方向を可変機構５６によって背面２ａ方向に移す。

【００３５】この背面２ａ方向にある下部エンジン６ａの可変機構５６の動作方法は、ポンプ７２を作動させることにより、油圧シリンダ５９の下部室７８に油圧タンク７６からパイプ７４を介して油が流入する。これにより、シリンダ５９はピストン７０及びピストンロッド６０を伸ばすことにより、エンジン本体６ａのヒンジ部５８をピストンロッド６０の先端部にある取付部６１が押圧されることにより、機体２に回動可能に取付けた回動突起５７を支点にしてエンジン本体６ａを可動させる。これにより、背面部２ａ方向にある下部エンジン６ａは、その可変機構５６により噴射口５５を背面部２ａ方向に向ける。

【００３６】この際、背面部２ａにある上部エンジン６ｃは、背面２ａ方向に向かってエンジン６ｃを作動させる。

【００３７】また、球体航空機１の水平飛行中に使用される尾翼５、補助翼４の動作方法について説明する。

【００３８】まず、二つの環状主翼片８に回動機構１７を介して取付けた補助翼本体１８は、上下逆に連動して働き、機体２を横に傾けたりするためのものであり、補助翼４を環状主翼３の上方向に向けたい場合、ポンプ７１を作動させることによりシリンダ２０内部にある上部室７７に油圧タンク７５からパイプ７３を介して油を流入し、下部室７８の油圧によってピストン７０が押圧されて、ピストンロッド２１をシリンダ２０内に引き込み、先端部に形成された駆動ギア２３が、補助翼本体１８を備えた回動ギア２２に噛合することにより、この回動ギア２２に固着された回動軸２４が連動して、補助翼本体１８が回動する。

【００３９】また、補助翼４を環状主翼３の下方向に向けたい場合、ポンプ７２を作動させることによりシリンダ２０内部にある下部室７８に油圧タンク７６からパイプ７４を介して油を流入し、下部室７８からの油圧によってピストン７０及びピストンロッド２１が押圧される。この際、シリンダ２０内部にあった上部室７７の油は油送出入孔７９からパイプ７３を介して油圧タンク７５に戻る。このように、押圧されたピストンロッド２１は、その先端部に形成された駆動ギア２３が補助翼本体１８に備えた回動ギア２２を噛合して、この回動ギア２２に固着された回動軸２４が回動することにより、補助翼４が環状主翼３に対して下方向に向けることができる。

【００４０】また、尾翼５に設けた方向舵２９の動作方法は、運転室内のハンドル（図示しない）を回すことにより、ハンドル軸４９が回転し、このハンドル軸４９の先端に設けたピニオン５０が、コネクティングロッド４８の他端部に設けたラック５１を噛合する。これに連動してコネクティングロッド４８は引っ張られたり、押されたりし、コネクティングロッド４８の押引作用に対応して、リンク機構４５であるリンク４６を押引することにより、方向舵取付部材４１を尾翼収納ケース３２内で回動させる。この回動により方向舵取付部材４１に取付けた方向舵２９は回動する。

【００４１】また、尾翼５に設けた昇降舵３０の動作方法は、ポンプ７２を作動させることにより、シリンダ３３内部の下部室７８にパイプ７４を介して油圧タンク７６から油が流入することにより、シリンダ３３はピストン７０及びピストンロッド３４を引き込む。そして、このピストンロッド３４の先端部に設けた駆動ギア３７が、尾翼収納ケース３２内に回動可能に設けた昇降舵本体３５の回動軸５３に設けた回動ギア３６に噛合することにより、これら駆動ギア３７と回動ギア３６との連動により、昇降舵３０が上方向に作動する。

【００４２】また、昇降舵３０を下方向に向けたい場合、ポンプ７１を作動させることにより、シリンダ３３内部の上部室７７にパイプ７３を介して油圧タンク７５から油が流入し、上部室７７からの油圧によってピストン７０及びピストンロッド３４が押圧される。この際、シリンダ３３内部にあった下部室７８の油は油送出入孔８０からパイプ７４を介して油圧タンク７６に戻る。このように、押圧されたピストンロッド３４は、その先端部に設けた駆動ギア３７に回動ギア３６が噛合して、駆動ギア３７と回動ギア３６とが連動することにより、昇降舵３０が下方向に作動する。

【００４３】次に本考案の球体航空機１が着陸態勢に入る際の動作方法について説明する。

【００４４】まず、上部エンジン６ｃを徐々に停止し、正面２ｂ方向にある下部エンジン６ｂの推進流を噴射しながら、背面２ａ方向にある下部エンジン本体６ａを可変させることにより、噴射口５５方向を下方向にする。すなわち、ポンプ７５を作動させることにより、シリンダ５９内部の上部室７７に油圧タンク７５からパイプ７３を介して油を流入し、上部室７７の油圧によってピストン７０が押圧されて、ピストンロッド６０は引き込まれる。この際、シリンダ５９内部にあった下部室７８の油は油送出入孔８０からパイプ７４を介して油圧タンク７６に戻る。下部エンジン本体６ａのヒンジ部５８に回動可能に取付けられたピストンロッド６０が引き込まれることにより、機体２の固定部（図示しない）に回動可能に取付けられた回動突起５７を支点にして下部エンジン本体６ａは回動して、下方向に噴射口５５を向ける。

【００４５】そして、背面２ａ方向と正面２ｂ方向にある下部エンジン６ａ，６ｂの推進流で下降する。

【００４６】この際、機体２の外周部に水平状態に設けられた両環状主翼片８は、機体２内部のポンプ７１を作動させることにより、油圧タンク７５からパイプ７３を介してシリンダ１０内部の上部室７７に油を流入し、上部室７７の油圧によってピストン７０が押圧されて、ピストンロッド１１は引き込まれる。また、シリンダ１０内部の下部室７８にあった油は油送出入孔８０からパイプ７４を介して油圧タンク７６に戻る。そして、このピストンロッド１１が引き込まれることにより、この先端部に形成された駆動ギア１３が、環状主翼片８の回動軸１４に備えた回動ギア１２を噛合することにより、環状主翼片８は回動して、機体２に対して垂直状態になる。

【００４７】また、機体２の下部からは油圧シリンダ６３により着陸脚部７を伸ばす。

【００４８】尚、図示しないが大気圏突入の際に生じる機体の発熱を防止するために機体２の進行方向にある機体２の正面部２ｂと上面部２ｃとに冷却ガスを噴射させるノズルを設けても良い。

【００４９】また、エンジン６はロケットエンジンを使用しても良い。

【００５０】上記のように構成された本考案の球体航空機構造１は、垂直飛行が可能なために滑走距離を必要とせず、また、機体が球状であるために空気抵抗を減少させることができる。

【００５１】

【考案の効果】

上記のように構成された本考案の球体航空機構造は、球状に形成された機体と、この機体の外周部に折畳み可能に設けられた環状主翼と、前記環状主翼に回動機構を介して取付けられた補助翼と、機体の背面部に回動機構を介して取付けた尾翼と、推進流を噴射する噴射口を可変にしたエンジンと、機体内に収納される着陸脚部とから構成されているので、発着陸が垂直飛行によって行うために滑走距離を必要とせず、また、所定の高さ位置までくると噴射口の向きを可変することにより、水平飛行に移ることができると共に、機体の形状が球状であるために飛行中の空気抵抗を少なくすることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本考案の球体航空機を示す側面図である。

【図２】同平面図である。

【図３】同底面図である。

【図４】同背面図である。

【図５】垂直飛行時の球体航空機を示す背面図である。

【図６】同側面図である。

【図７】環状主翼の回動機構を示す断面図である。

【図８】同回動機構の一部を破断した正面図である。

【図９】環状主翼に取付けた補助翼を示す平面図であ
る。

【図１０】同底面図である。

【図１１】同補助翼の回動機構を示す参考斜視図であ
る。

【図１２】同回動機構の平面図である。

【図１３】同回動機構の動作状態を示す断面図である。

【図１４】同環状主翼を示す断面図である。

【図１５】同環状主翼内で補助翼の回動動作を示す断面
図である。

【図１６】回動機構に用いられる軸受部を示す分解斜視
図である。

【図１７】尾翼を示す側面図である。

【図１８】尾翼収納ケースを示す正面図である。

【図１９】同側面図である。

【図２０】尾翼収納ケース内に収納される方向舵取付部
材とシリンダロッドを示す斜視図である。

【図２１】方向舵本体を示す斜視図である。

【図２２】アーム連結部材を示す平面図である。

【図２３】尾翼を示す平面図である。

【図２４】方向舵の操作方法を示す説明図である。

【図２５】昇降舵を示す斜視図である。

【図２６】エンジンの可変機構を示す斜視図である。

【図２７】垂直飛行に用いられる際のエンジンの状態を
示す側面図である。

【図２８】水平飛行に用いられる際のエンジンの状態を
示す側面図である。

【図２９】着陸脚部の伸びた状態を示す正面図である。

【図３０】同側面図である。

【図３１】油圧シリンダの動作方法を示す説明図であ
る。

【符号の説明】

２機体２ａ背面部３環状主翼４補助翼５尾翼６ａエンジン７着陸脚部

Claims

【実用新案登録請求の範囲】

【請求項１】球状に形成された機体と、この機体の外
周部に折畳み可能に設けられた環状主翼と、前記環状主
翼に回動機構を介して取付けられた補助翼と、機体の背
面部に回動機構を介して取付けた尾翼と、推進流を噴射
する噴射口を可変にしたエンジンと、機体内に収納され
る着陸脚部とから構成されたことを特徴とする球体航空
機構造。