JPS59501742A - 自由飛行構造体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 自由飛行構造体 本発明は飛行構造体に関係する。

本発明は、広義には、膨張式容器と該容器からの荷重を支承する実質的に剛性な 装置とを含む飛行構造体を与えるもので、ここに前記の容器は、それが膨張する と翼形断面を与え、これによって容器と周囲空気との間の相対的な変位が揚力を 発生させる形態をなすものである。

本発明の第２の態様は、前縁と後縁領域を有する加圧体を与えるように膨張式で あり、該加圧体と周囲空気の相対的変位によって空気力学的揚力を発生出来る細 長い容器と、前記の加圧体の少くとも前縁領域を散開状態で維持し、飛行状態中 に前記容器の全体の形状又は外形の制御に利用可能な一定の変形特性を有する補 剤装置と、加圧体からの荷重を支承する実質的に剛性の装置とを含む飛行構造体 を与える。

好ましくは、荷重支持装置は、少なくとも部分的には、加圧体の前縁領域と接続 される。

好ましくは、前記の構造体の飛行径路の選択的な制御を可能にする前記容器の空 気力学的特性の変化又は変動の制御を可能にする装置が与えられる。

本発明の特定の実施例においては飛行径路の制御は、構造体の揚力の空気力学的 中心に対する荷重の有効重量の位置を調節することにより実施されるように配列 される。

好ましくは、重量位置の調節は構造体の残部から支承された固定ユニットに対す る荷重の変位により実施される。

他の実施例においては、付勢された飛行を可能にする設備が設けられる。かかる 場合に、付勢駆動、の遠隔制御を可能にする配置がなされ、有人飛行の場合の局 部的な制御を可能にする。

更に、位置的に調節自在な制御表面が与えられ、これによって方向決定、下降、 上昇などの構造体の飛行径路が制御される。

特定の配置においては、光量翼構造を与えることが出来、該構造は上昇、下降の 制御を可能にする調節自在に設定可能な昇降舵部分を有する。

本発明を十分に理解し、その効果的な実施方法を示すために、以下に添付図面を 説明する。

第１図は本発明の特徴を取り込んだ飛行自在構造体の概略図であり、 第２図は、前記構造体が、その飛行中に第１の迎え角に姿勢を合わせた時の第１ 図の構造体の端面図であり、第３図は飛行構造体がその飛行中に第２の迎え角に 姿勢を合わせた時の第１図の構造体の端面図であシ、第４図は本発明の特徴を取 り込んだ飛行自在構造体の第２の実施例の概略図であり、 第５図は、飛行構造体がその飛行中に第１の迎え角に姿勢を合わせた時の第４図 の構造体の端面図であり、第６図は、荷重変位を含む制御操作中の構造体の残部 に対する荷重位置を示す第１図の構造体の前面図であり、第７図は、本発明の特 徴を取り込んだ飛行自在構造体の他の実施例の前面図であシ、 第８．９、及び１０図は本発明の飛行自在構造体の更に他の実施例を図示するも のであり、 第１１図は本発明の飛行自在構造体の他の実施例の概略側面図であり、 第１２図は従来の航空機と本発明の構造体を組合わせたものを概略図示したもの であり、 第１３図は本発明の構造体を更に詳細に図示したものであり、付加的な飛行制御 装置の使用状況を示したものである。

ここで第１図から３図を参照すると、これ等は本発明の特徴を取り込んだ飛行構 造体の第１の実施例を示し、ここに、飛行構造体１は翼体２からなり、該翼体は 一般に長方形状容器又は囲い体からなり、該容器又は囲い体は上面シート又はス キン３と底面シート又はス“キン４とを有し、該シート又はスキンは容器の後縁 領域を与えるより長いエツジ部分５に沿って互いに接続され、又前記の容器又は 囲い体に対して翼状形態を与えるように形づくられた壁部７によシ端部６におい て互いに接続される。

上面及び底面シート３及び４の残るより長いエツジ領域８は前面壁領域９を介し て相互に接続され、該前面壁部分は、ラム空気が翼体２の内部に侵入するための 空気取入れを可能にし、且つ翼体の前線領域を有効に形成する。

翼体２の内部は中間の翼形状壁（図略）により個別セル又は小室に分割され、前 記の翼形状壁部は一般に端部壁γに平行に配列される。

翼体の上面及び底面シート、並びに中間壁部とは一般に空気に対して不透質であ り、従って前面壁領域９に侵入する空気は翼体を加圧、即ち、膨張させることに なる。

翼体の前縁領域は、ブレーシング装置、すなわち補剤装置１１により散開状態に 補強され、該ブレーシング装置は補剤装置固定配列へ、又はそれと保合可能であ り、該固定配列は補剤装置が翼桁などの形態をなす時に、これを受けるスリーブ を備えることが出来る。

前記の補剤装置１１は、これが十分に可撓性で、翼体２の前縁領域から後縁領域 に向けて見た時前記の翼体の前縁領域１０が所定の曲面形状に変形されるように 設けられる。

換言すると、補剤装置１１の剛性は、その端部を互いに向けて引張ることにより ＠縁領域１ｏが曲面形状に変形するように選択され、該形状は補剤装置の変形特 性に従って一般に一様に滑らかな変形か、又は、所定の形状を有する外形、すな わち、比較的平坦な中央部分及び比較的鋭い曲面端部て与えられる。補剤装置を 変形させることによって、それに対応する外形が少くとも翼体の前縁部に生ぜし められることは明らかである。

変形翼体２を前方に面する前線領域と共に前進させる時、該翼体は、比較的低速 度でも、例えば４乃至５ノツトでも膨張され、従って加圧されることが見出され る。

端部壁７及び中間壁が翼形態を取るためて、翼体は全体にわたって空気力学的な 翼形態を取シ、これによって上面及び下面シート３及び４に沿う気流が揚力発生 に必要な力条件を生成する。

この空気力学的揚力特性、及び揚力発生に含１れる客種の力関係から、有効揚力 が揚力中心と呼ばれる翼体位置を通過する単一の揚力ベクトルにより代替可能と 仮定するのが空気力学分野では一般的である。

補剤装置１１は支承線、ステー、又は類似手段１４．１５により要求された外形 に変形可能なことが都合よく、前記の手段は各々補剤装置の端部１２及び１３に 固定され、又、それ自身、互いに、又は接続ノードに、又はその他の適切な配置 手段に確保される。

第１図から３図に関連する記載を明らかにするために、翼体は荷重１７を搬送す るべきことが要求されるので、この荷重はノード１６、即ち、線１４と１５との 接続部に接続されると見做される。

既に記載されたように、荷重は翼体２の前縁領域１０に対して対称的に支承され る。換言すると、得られた荷重１７の垂直力成分は、翼体２の対称線、すなわち 、前線領域の幾何学的中心１８を通過する。更に、荷重は翼ｔ４−２の下方に懸 架されるので、飛行構造体の有効重力中心は皿体２の揚力中心の下方の占に配置 され；Ａ。

本明細書においては、有効重力中心の用語は下向きに作用する力の垂直成分、す なわち、荷重や翼体などの重量の有効中心を表わすとする。

本発明の飛行構造体の特別な特性は、該構造体の主要な重量又は荷重が普通は翼 体の前縁領域１０に接続され且つ揚力中心に対する有効重力中心の相対的な変位 が飛行方向制御パラメータを与えるという点にある。

実際には、前縁領域は実際の前縁部から、容器２の前後縁部分間の距離の約１７ ３だけ後縁領域に戻って延在すると都合がよい。

前縁領域１０の中央領域１８からの荷重の痕大距離を明確に設定する観点から第 １図を再び参照すると、荷重１７は少なくとも半剛性の支柱又は類似の部材１９ を介して懸架領域に接続される。この支柱は荷重力の少なくとも１部を翼体２に 伝達する作用をする。

第２図は飛行体の翼体が水平飛行状態又は姿勢にある時の第１図の飛行構造体の 側面図を示す。

第３図は滑走形飛行条件の迎え角で翼体が設定された時の第１図及び第２図の構 造体を概略的図示したものである。

飛行体が図示された配向を得るために翼体に作用する力、即ち、揚力、前進力、 荷重重量など、及び荷重の性質や速度などにより翼体は、合成力ベクトルが支承 線１４及び１５を含む垂直面に沿い、該面内にあるという最適条件に自己調節さ れている。

換言すると、翼体の飛行角度又は迎え角は自動的に自己調節され、これに作用す る各種の力の全体の効果が調和されている。

第４図及び５図を参照すると、これ等は飛行構造体を部分に簡単化した形態を概 略図示したものであり、概構造体はモータ２１駆動プロペラ２０により動力推進 され、該モータは１群の支承＠２２などの支承手段によｐ翼体２の前縁領域１０ から支承され、前記の支承線は、モータ２１が一般に水平方向に設定されるよう に接続され、又該支承線は、前縁領域の中央１８に接続される垂直支柱２３がモ ータ２１の重心に実質的に接続されるように与えられる。

装置の運転中は、翼体にわたる空気流が図の左手から右手に与えられるとすると 、飛行構造体に作用する各種の力、即ち、エンジンレベルの推力の水平成分から 生ずる偶力、翼体前進力、荷重重量、揚力など、並びに迎え角などにより翼体は 、合成力及び該合成力を形成する各種の力の性質に従って変動する特定の迎え角 に設一定される。

これまで飛行自在構造体の方向操舵の問題について唯一言及したことは、翼体の 揚力中心又は前縁領域を含む垂直面に対する重量又は荷重の相対的位置に従って 操縦が制御可能であるという示唆に止まっていた。そこでその他の可能な方法が 以下に言及される。しかしながら、に第６図に関係させて検討する。ここに第６ 図は、便宜的に第１図から３図の配列の前面図と見做され得るが、更に、容器の 前縁領域１０の中心１８を含む垂直面に対して荷重の相対的変位を可能にする装 置２−４がｉ親ノード１６において付加される。

簡単な実施例においては、装置２．４はプーリユニット２５と見做すことが出来 、該ユニットの周囲に支承線１４及び１５が巻回され、従って該プーリユニット ２５の回転により支承線１４．１５の１方の長さの短縮と共に支承線１４．１５ の他方の伸長が惹起される。言い換えると、支承線１４．１５のプーリ上の部分 はキャプスタン状に巻かれている。プーリユニットは適切な方法で、例えば、遠 隔制御可能モータ（第４図及び５図においては省略）により駆動されるモータに より制御される。

プーリユニット２５を動作させる場合、荷重は、翼体前縁領域１０の中心１８を 含む垂直面の１側面又は他の側面に有効に変位される。これは既に言及された垂 直面に対して線１４と１５及び支柱１９の相対的な設定を調節する効果を与え、 従って張力成分が線１４．１５及び支柱１９に誘起され、この成分は、荷重変位 以前に生じた張力に比べて不均衡又は非対称になり、且つ補剤装置の変形形状を 変えるように該装置１１に作用し、従って翼７体形状の対応する変化が惹起され る。次にこの張力は翼体に作用する揚力に変化を与え、従って飛行状態の変化が 惹起される。

第６図に示した位置関係の場合、荷重１７の図示位置への変位の結果、荷重の重 力中心を含む垂直面の右手に対して翼体に作用する揚力は前記の面の左手に作用 する揚力よシ大きくなる。

従って、翼体は左手に向けて移動するようになシ、かくして直線飛行径路が他の 方向に沿う飛行経路に変化する。

明らかに、逆の意味での荷重の変位は上記の場合とは逆の方向変化を与える。

次に飛行構造体の飛行径路を制御する、即ち、前記構造体の上昇、下降運動を惹 起する第２の重要なモードをことにより影響され得る。この荷重位置の変化は、 実際には、翼体２の迎え角を調節する。

この荷重位置の調節は、翼体の前後方向に延在するトラック配置（図略）に沿っ た位置変位のための荷重をカロえることによって、又、例えば変位制御のための 遠隔市制御可能な電動装置（図略）を設けることによって都合よく実行され得る 。

ここで第７図を参照すると、本図の実施例においては、以前の図に関係して記述 された中央支柱１９は２本の支柱２７．２８を含むフレーム配列２６により代替 され、前記の２本の支柱は接続ノード１°６に於てそれ等の下方端部で相互接続 され、又その上部端部２７Ａ及び２８Ａは、翼体前縁領域の中心１８のいずれか の側に隔置された２つの位置２９及び３０で前縁領域１０に接続される。

前記の位置２９．３０は翼体に対する中央部分３１を有効に定義し、該部分は実 質的に剛性であり、即ち、前縁補剤装置１１の曲げは少なくとも実質的に接°続 位置２９及び３０の間で防止され、これにより飛行屈曲の全ての操作制御は翼体 の部分３１及び３３で支柱接続部２９及び３０のいずれかの側に対して実施され る。

換言すると、プーリユニット２５を動作させた結果としての線１４及び１５の短 縮及び伸長の効果として中央部分に対する部分３２及び３３が偏向されることに なる。

第７図かられかるように、飛行方向運動プーリユニット２５は支柱２７及び２８ の下部端部間の接続部近傍に配置される。明らかに方向制御プーリユニットは支 柱２７及び２８によって中央セクション３１に対しである距離をもって固定され 、従ってプーリユニットを操作させると翼体端部部分３２及び３３の中央部分３ １に対する相対変位が直ちに惹起される。

搬送されるべき荷重１７は支柱接続ノード１６の下側に固定され、又、以前に言 及したように、荷重の前後方向の位置的移動は制御パラメータを与え、或いは飛 行中の翼体２の迎え角の変動に対する関数を与えるので、必要な選択、的位置調 節を可能にする配列が与えられる。

ここで本実施例の第８図の配列を考えると、第７図の一般的に反転された三角形 状支柱配列が四分円システム３４により代替され、該四分円システムは、飛行構 造体の支柱を形成する２つの側面部分３５及び３６と、曲面の、即ち、一般に翼 体２の前後方向に向けられる部分円形基本部分３７とからなる。

荷重１７は四分円基本部分３７から支承される。荷重及び基本部分３７との間の 接続は四分円基本部分の長さ方向に沿う相対運動を可能にするものである。

四分円システム３４の上部端部は前縁領域１０の中央領域１８に接続される。こ の接続は、全翼体が四分円システムに対して前記の前後方向に一般に配列された 軸に関して枢支される。必要な場合は、この接続は、翼体に対して任意の方向に 相対運動を可能にする万能ピボット形態からなることが出来る。

他の可能性としては、前記の接続が枢支接続ではなく、従って飛行制御は曲げ変 化に付される全翼体の状態を反映する形で与えられる。

翼体前縁の端部領域に対する結束線１４及び１５は点３８において四分円基台３ ７に接続される。前記の接続はプーリユニット２５を含み、これによシ翼体の端 部領域が四分内部分に対して位置的に制御され方向変化を与えることが出来ると 都合が良い。

四分円システム３４は荷重１７を搬送し、又、この荷重は飛行構造体の重量のよ り大きな部分を与えるので、プーリユニット２５の動作は翼体の形状の対応する 変化をもたらし、更に、四分内部分に対して位置的に制御され、かくして構造体 の方向操舵を可能とする。

支承線の実効的な長さを調節する種々の可能性を次に検討する。例えば、ノード １６の前縁の中心１８．直下の位置からの長さ又は変位の実際の変化が考えられ 、これは翼体に対して荷重を変位させるものと見做すことが出来る。

四分円システムが翼体に対して固定される（即ち枢支ではない）構成において、 支持線１４及び１５に対する調節は翼体の端部領域を該翼体の残部に対して偏向 させるものであることがわかる。

迎え角の調節は、既に論じたように荷重の前後方向の位置を変えることが可能で ある。しかしながら、四分内部分の使用により迎え角を変える他のモードを導入 することが可能である。この第２のモードにおいては、取付は点３８の位置は四 分円基台３７の長手方向の変位を選択的に可能にするように配列される。かかる 変位は手動又は電動制御装置によって実施され得る。後者の場合は、飛行中のモ ータ制御に対して遠隔操作配置を与えることが出来る。

有人飛行の場合には、荷重はユーザの重量を含み、又かかる有人飛行は動力又は 非動力駆動が可能なことが理解される。

第９図は、第１図から３図の構造体を修正して有人飛行を可能にする方法を概略 図示したものである。

第９図の構成においては、支柱１９が空間フレームユニット４０に代替され、前 記ユニット４０は、前縁領域１０の中央領域１８に棒部材４４及び４５の上部端 部４２と４３を介して接続された基台セクション４１を備える。該基台セクショ ン４１は基台４７と２個のアーム又はリム４８とを有する一般にＵ字形の要素４ ６７５＞らなる。リム４８は棒部材４４及び４５の下部端部４９及び５０と接続 されている。フレームユニット４０は、基台４７が後方に向けられたリムと共に ユニット４０の前縁部分を形成し、更に、翼体が水平線に対して対称に位置づけ られる時フレームユニットがほぼ水平になるように２対の支持線又は支柱５１と ５２によって翼体力１ら支承される。

棒部材４４と４５及び基台セクション４１との間の接続は、ユニットの面が水平 にされた時、棒部材４４と４５が垂直面内にあるように、或いは棒部材が後方に 垂直面に対して傾斜され、従って翼体２の前縁領域１０力ｓフレームユニツト４ ０の前縁部分の後方に位置づけられるように実施され得る。

ユーザ支持ハーネスなど５３は棒部材４４及び４５の上部端部領域、又はこれに 近接する他の位置から固定用拘束装置５４により懸垂される。Ｉ＼−ネスの位置 づけ及び形態は、ユーザがいわゆる「ハンググライダ−」のユーザに類似の方法 で懸垂され、更に、ユーザが、飛行構造体の飛行を制御するために、”リムを迅 速に把んでこれ等のリムを装置として利用し、該装置によりユーザカ；翼体の前 後方向の選択された方向及び横方向に該翼体２に対して彼の体重を迅速に移動出 来るように実施され得る。

実際には、ユーザは、彼の重量を前後方向に調節することにより、更に翼体の中 央垂直面に対して左右の方向に彼の体重を調節することにより、迎え角を選択的 に変えることが出来、ここに後者の動作は必要な方向に構造体を転回させるもの である。

実際の飛行活動においては、ユーザは重量変位運動の各種の組合わせを行ってお り、従って、実際には、翼体は、荷重と該翼体の間の要求される相対運動を与え る比較的複雑な力群、変形又は歪みなどに付されることになる。

第１０図をここで参照すると、フレームユニットは支柱５６，５γ、５８、及び ５９を含む長方形部分５５からなる。支柱６０，６１，６２．及び６３は図示の ように部分５５のコーナー領域に接続され、又、それ等の他の端部で共通の接続 点又はノード６４に接続される。下部支柱５８の端部領域及び支柱ノード６４が 道路走行輪様主脚としての設備が与えられる。支柱５８．６０及び６１は従って 水平面内にある点が注目される。

長方形フレーム５５は垂直に対して前方に傾斜された面内にあり、従って上部支 柱５６は支柱６０〜６３の長さの中間に配置される。

前縁領域１０は枢支接続６８及び６９によりフレーム５５の上部コーナに接続さ れる。支持線１４及び１５は翼体前縁端部領域及び補剤装置１１を支持線接続及 び枢支接続６８及び６９を含む垂直面内の位置の接続位置１６Ａに接続し、一方 翼体は直線飛行に対して設定される。

ユーザ座席ユニット７０が支柱から固定され、一般に前縁領域１０を含む面内に あるようにする。

既に記載されたように、支持線１４及び１５の接合部の相対変位により方向制御 が実施され、これによって翼体端部部分が相対的に屈曲される。これ変位は操縦 桿システム（凹路）によって実現され、該システムは、方向制御に必要な変位及 び迎え角変更のための前後運動を可能にするように配置される。

第１１図を参照すると、これは第１０図の構造を修正したものを示している。第 １１図には既に記載されたフレームワーク５５の後方に延在する付加的な支柱を 用いて位置的に調節可能な飛行制御面が固定される。かぐして、本実施例は付加 的な支柱７１及び７２を備え、核支柱は舵及び昇降舵７５に供する支柱７３を担 持する。制御面の選択的な運動を可能にする制御支持線７６ｆ１つだけ図示）が 設けられる。これ等の制御ａ７６は従来の操縦桿システムに接続され、昇降舵及 び舵棒又は舵のための類似装置に用いられる。−力制御装置に失態翼装置を備え ることも可能である。

理解されるように、モータの駆動は可変速度調節が可能である。

更に、制御面の制御及びモータ速度変化は無線操縦などの遠隔操作によって実施 される。

上記の議論から認められるように、飛行構、遺体の飛行制御における主要因子は 該構造体の荷重重心の揚力、中心に対する有効な選択的変位にあり、又、かかる 制御は、成る状況の下では、翼体の前縁領域１０に対して適切な（空気力学的な 意味で）位置に位置つけられる付加的な制御面の準備により増強又は代替され得 る。更に重要な問題は、翼体のシートを必要な伸張された翼状態を維持するため の補剤装置１１の能力にある。

本発明の飛行構造体の他の応用及び特に第１図から３図の実施例の他の応用は、 本発明の飛行構造体を従来の航空機の翼と共に背に乗せて固定することによって 従来の固定された剛性翼航空機に対して余分の揚力を生成することで与えられ、 これによって、後者は翼体に対する荷重として、従って飛行構造体に対する荷重 として動作する。この配置によシ従来の航空機の離陸時に付加的な揚力が与えら れる。所望の高度が得られた後、本発明の構造体は投棄される。この状況が第１ ２図に概略図示される。

第１３図を参照すると、これは無線制御可能なプロペラ駆動航空機からなる飛行 構造体を概略図示するものである。図示された構造体において、荷重１７は、以 下に記述されるように、モータ駆動ユニット、モータ駆動ユニットのための遠隔 動作可能制御配置、及び構築中に含まれる他の要素そして、余分の荷重、即ち、 有人飛行の場合の構造体のユーザとを組込むと考えられる。

便宜上、以前の図面の参照番号で特に識別されていた構成要素は第１３図でも同 じ参照番号によシ識別される。

かぐして第１３図において、該図に示された構造体は翼体２と関連する補剤装置 １１、及び支持線１４．１５、そして支柱１９とを有する。該支柱はその上部端 部１９Ａにおいて容器前縁領域１０の中央領域１Ｂに枢支接続され又、その下部 端部１９Ｂで荷重１７に接続される。荷重は、構造体の駆動装置を固定するため に用いられる主フレームセクション８０（以下に記載される）と、前方端部で先 尾翼アセンブリ８２を担持する前方指向主要翼桁８１、及び図中でハウジング８ ３として概略図示され、主要翼桁構造を内包し、且つ模擬操縦室領域をにえるた めの上記の余分の荷重とを備えるものと見做される。

飛行構造体に供される駆動装置は基本的にはパラ−ユニット８４を備え、該ユニ ットは液体燃料内燃機関８５を有し、該機関は推進モードで動作するプロペラを 駆動する。図示配列において動カニニット用の燃料タンク８７は主フレークの上 側に取し付けられる。従来的に与えられる燃料ラインは図には省略しである。動 カニニットは速度可変形で、絞り制御サーボユニット（凹路）により制御され、 該サーボユニットは無線送受信機ユニットと関連電源（凹路）を装備した無線制 御ユニットにより制御される。これ等の無線制御ユニットとサーボユニットとは 主フレームに取り付けられる。

第１３図の配置において、上記の制御装置２４は第２の支柱又は類似の要素８１ を有し、該要素は支柱°１９の上部端部１９Ａに枢支接続され、且つその下部端 部８７Ｂにおいて支柱１９の軸にほぼ平行する軸を中心に枢支運動自在レバー８ ８の自由端部に接続され、該レバー８Ｂは飛行構造体制御装置に含まれ、且つ主 フレームセクション８０に固定されたサーボ制御要素８９の制御の下で自からの 軸を中心に旋回可能である。

このサーボ制御ユニットは無線制御ユニットの操作制御下にある。前記レバー８ ８及び関連サーボユニット８９の操作は主フレームに外部的に固定され実施され ると都合がよい。

支承！１４．１５の端部もレバー８８の端部に接続され、これによって後者の接 続点は既に記載のノード２６を形成し、かくしてレバー８８の枢支変位は主フレ ーム部分８０従って荷重の残部に対するノードの変位を惹起する。従って、レバ ー８８を動かすと支承線１４及び１５の１つ又はその他に引張力が生成され、こ れにより、容器は支柱に対す　しバー８８の変位方向に従って支柱１９に対して 傾斜ａれ、その範囲はレバー８８の枢支運動の程度に関係して与えられる。

先尾翼アセンブリ９０は上昇面９１と位置調節面９２とを有し、これ等の面の水 平面に対する角度設定は飛行構造体の上昇、下降動作を制御する。上昇面は制御 レバー又は類似要素９゛３に接続され、これ等の要素は主フレームに固定され、 且つ無線制御ユニットにより制御接続部９４を介して選択的に運動自在に操作さ れる。

構造体は、主フレーム８１の前線に操縦自在に接続されたノーズ車輪９５、及び 主フレームの各辺から延在する固定用支柱９７によって支えられた固定車輪９６ とに取付けられる。前輪の操縦はノーズ車輪の運動をレバー８８の運動に結合す る制御結合を介して実施される。この特定の制御は飛行構造体の滑走に際して特 に利用される。

以上の説明から明らかなように、容器は、その使用中にその屈曲伸縮を可能にし 、且つ所望の飛行軌跡の選択を可能にする材料からなる必要がある。翼長が１〜 １０メ一トル程度の小形飛行機の場合はリップストップナイロ（Ｒｉ’ｐ　５ｔ ｏｐ　Ｎｙｌｏｎ　Ｉ　として公知の材料が適当と考えられる（Ｎｙｌｏｎは登 録済みの商標である）。これに対応する強度、柔軟性、及び空気不浸透性を示す その他の材料も使用可能である。

揚力を全体的に増加させたい場合は、実際に支柱に結合された翼体の上に積層配 列させた１つ以上の余分の翼体を用いることが出来る。かかる余分の翼体は連続 する翼体の補剤装置の端部領域間を接続することにより取付けられる。このよう な構成によってかかる余分の翼体に０ は、支柱や支承線１４．１５に取付けられた翼体と共に移動、すなわち、変位、 屈曲などが惹起される。必要な場合は、支承線１４及び１５を拡張し、使用翼体 全ての補剤装置に接続自在にすることが出来る。

以上の説明から明らかなように、本発明は自由飛行構造体を与え、ここに翼体や 支柱、及び荷重とは１つの複合構造体を構成し、その場合、翼体は荷重から所定 距離離れた位置の該翼体の前縁領域で支承され、従って該前縁領域は荷重に対し て崩壊することは出来ない。プロペラ８６を使用した場合を考えると、プロペラ から離れた１個の又は複数個の容器の後縁領域を保持する支承ブラケット９８が 設けられるが、該支承ブラケットはラム空気光てん自在な容器すなわち圧縮自在 容器が用いられる場合には飛行前の折９たたんだ状態にある。

１）淫　裾　杏　却　牛 ＡＮＮＥＸ　Ｔｏ　Ｔｌ（Ｅ　ＩＮＴＥＲＮＡＴＩＯＮＡＬ　５ＥＡＲＣＨＲＥ ＰＯＲτ０ＮＩＮＴＥＲＮＡＴＩＯＮＡＬ　ＡｐｐＬＩＣＡＴｒｏＮＮｏ、　Ｐ ＣＴ／ＧＢ　８３１００２４２１ｓＡ５１３４３）−―−−−伺−−―――＋― ＋−――−一嗜一＋＋−−―−彎帽　−轡一一一−一時一喝一一暑一一一輪一一 噌一一一一一一一■出　願　人　メリー・レイモンド

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．　制御可能な飛行径路を有してなり、飛行構造体の翼体が膨張可能な容器（ ２）を備え、これによって該容器はその膨張時に翼形断面を与え、かぐして該容 器と周囲空気との変位が自由飛行状態を可能にし、そして前記容器（２）から所 定の距離にある荷重（１７）を支持する実質的に剛性の装置が設けられ、更に自 由飛行構造体の飛行径路の制御を可能にする装置も与えられてなることを特徴と する前記の自由飛行構造体。 ２、　前記容器（２）は細長い形状をなし、又、該容器の前縁領域（１０）は該 前縁領域を伸張状態に維持する装置（１１）を備え、該装置（１１）は飛行状態 中の前記容器の全体にわたる形状、又は外形の制御に利用可能な所定の変形特性 を有してなることを特徴とする請求の範囲第１項に記載の自由飛行構造体。 ３　前記の容器の前縁領域を伸張状態に維持する装置は内材又はこれに類似の部 材を備え、該部材は、前記容器の前縁領域（１０）が曲面形状を与えるような初 期歪みに付されてなることを特徴とする請求の範囲第１項又は第２項に記載の自 由飛行構造体。 ４　荷重（１７）及び翼体の選択的相対的変位が飛行径路の制御を可能にする装 置の少なくとも１部として利用されることを特徴とする請求の範囲第１，２項又 は４項に記載の自由飛行構造体。 ５　実質的に剛性の装置（１９）と翼体（２）との間が枢支接続され、又、荷重 及び翼体との選択的相対的変位が前記翼体（２）と前記の実質的に剛性な装置（ １９）与えられることを特徴とする請求の範囲第°４項に記載の自由飛行構造体 。 ６、翼体の対向端部領域＋１２．１．３１が荷重（１７）に接続された共通接続 ノード（１６）に制御支承線（１４，１，５１を介して接続され、又、前記の選 択的相対的な枢支運動を与えるために前記支承線の相対的な長さを選択的に変化 させる装置が設けられてなる請求の範囲第２項に記載の自由飛行構造体。 ７、　翼体の対向端部領域（１２，１３＋が制御支持線＋１４，１５１によって 共通接続ノード（１６）に接続され、又、翼体と実質的に剛性の装置（１９ｊと の間に前記の相対的な傾斜を与えるために、前記ノード（１６）と実質的に剛性 な装置（１９）との間に相対的な変位を与える装置が設けられることを特徴とす る請求の範囲第２項に記載の自由飛行構造体。 ８、実質的に剛性の装置は支柱装置（１９）を備え、該支柱装置の上部端部（１ ９Ａｌは翼体（２）の前縁領域（１０）に接続され、且つその下部端部（１９Ｂ ＋は荷重に接続されることを特徴とし、そして、前記の相対的な、傾斜を与える ためのノード（１６）と低部端部＋１９Ｂ＋との間に相対的な変位を与える装置 が設けられることを特徴とする請求の範囲第２項に記載の自由飛行構造体。 ９．　ノードの変位を与える装置は支柱装置の下部端部（１９Ｂｌに対して選択 的、位置的に調節自在な制御部材（８８）を備えることを特徴とし、そして該制 御部材（８８）は支柱装置の上部端部（１９Ａｌに隣接する位置で実質的に剛性 な部材（８７）を介して翼体（２）の前縁領域に接続され、これによって制御部 材（８８）の制御運動が翼体（２）と支柱装置（１９）との間の相対的傾斜運動 を惹起することを特徴とする請求の範囲第８項に記載の自由飛行構造体。 ｌＯ飛行構造体の飛行径路の制御を容易にする位置的に調節自在の付加的な飛行 制御面［９０，９１，９２１が設けられることを特徴とする請求の範囲第１項か ら第９項のいずれか１項に記載の自由飛行構造体。 １１、前記の位置的に調節自在な付加的飛行制御面は上昇面（９１）を取り込ん だ光量翼アセンブリ（９Ｇ）を備え、該アセンブリの残部に対する該アセンブリ の設定は飛行構造体の上昇、下降の制御に用いられることを特徴とする請求の範 囲第１０項に記載の自由飛行構造体。 １２、推進モードで動作するプロペラ（８６）を含む駆動ユニットを備えている ことを特徴とする請求の範囲第１項から第１１項のいずれか１項に記載の自由飛 行構造体。 １３、前記構造体の滑走を可能にする車輪が設けられ、且つ、該車輪の少なくと も１つが゛操縦可能であることを特徴とする請求の範囲第１項から第１２項のい ずれか１項に記載の自由飛行構造体。 １４　付加的な翼体の各々が該翼体の積層状配列を与えるように初めに言及した 翼体に対して位置づけられる少なくとも１つの前記の付加的翼体により特徴づ健 られる請求の範囲第１項から第１３項のいずれか１項に記載の自由飛行構造体。