JPWO2020059703A1

JPWO2020059703A1 - 飛行体

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Publication number: JPWO2020059703A1
Application number: JP2019552643A
Authority: JP
Inventors: 鈴木　陽一; 陽一鈴木
Original assignee: Aeronext Inc
Current assignee: Aeronext Inc
Priority date: 2018-09-22
Filing date: 2019-09-17
Publication date: 2021-09-02
Anticipated expiration: 2039-09-17
Also published as: JP7417254B2; EP3854683A4; WO2020059155A1; JP6609760B1; JPWO2020059155A1; CN112996720A; US20220315213A1; JP2024023879A; EP3854683A1; WO2020059703A1; US20210354811A1

Abstract

【課題】ホバリングから水平飛行への効率的かつ安全な移行を可能にした飛行体を提供すること。
【解決手段】本発明による飛行体は、揚力発生部と、飛行及びホバリング可能な推力発生部と、少なくとも上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える。前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、少なくともホバリング時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている。少なくともホバリング時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす。少なくともホバリング時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている。
【選択図】図１

Description

本発明は、飛行体に関し、特に、推力部と翼部とが変位可能に接続されるものに関する。

ローター（回転翼）と主翼を備えた航空機として、所謂ティルトロータ方式及びティルトウィング方式の２つの方式が知られている。

特許文献１には、主翼は本体部に固定されており、モータを含むローター全体が垂直方向及び飛行方向の範囲で変位可能に構成されている航空機が開示されている（ティルトロータ方式）。

一方、特許文献２には、主翼と本体部とが垂直方向及び飛行方向の範囲で変位可能に構成されており、モータ及びロータ全体は主翼に固定されている航空機が開示されている（ティルトウイング方式）。

特表２０１３−５０１６７７号公報特開２０１７−８１３６０号公報

特許文献１の技術によれば、上昇時において主翼がプロペラ後流の広範囲に入ることから主翼に飛行効率が悪い。また、ホバリングから水平飛行への移行時においては、主翼が負の迎角（ゼロ揚力角）となる。即ち、主翼による揚力発生に必要な水平方向への推力が得られるまでの間、機体は下降する危険性がある。

特許文献２の技術によれば、主翼全体が変位することから風の抵抗を受けたりと不安定である。

本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、ホバリングから水平飛行への効率的かつ安全な移行を可能にした飛行体を提供する。

本発明によれば、
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体が得られる。

本発明によれば、
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも鉛直方向への上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える飛行体が得られる。

本発明によれば、
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも下降時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体が得られる。

本発明によれば、
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも鉛直方向への下降時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える飛行体が得られる。

この発明によれば、ホバリングから水平飛行への効率的かつ安全な移行を可能にした飛行体を提供することができる。

本発明の第１実施の形態に係る飛行体の図である。図示される飛行体は着陸時の状態である。本発明の第１実施の形態に係る飛行体を説明する図である。図示される飛行体は上昇時の状態である。本発明の第１実施の形態に係る飛行体を説明する図である。図示される飛行体は進行方向への飛行状態である。図１の飛行体の下側主翼付近を示す部分拡大図である。図１の飛行体の上側主翼付近を示す部分拡大図である。従来の飛行体の下側主翼付近を示す部分拡大図である。従来の飛行体の上側主翼付近を示す部分拡大図である。図１の飛行体の飛行方向を示す図である。飛行体のホバリング時の状態を特定した図である。飛行体の上昇時の状態を特定した図である（その１）。飛行体の上昇時の状態を特定した図である（その２）。飛行体の上昇時の状態を特定した図である（その３）。飛行体の上昇時の状態を特定した図である（その４）。飛行体の下降時の状態を特定した図である（その１）。飛行体の下降時の状態を特定した図である（その２）。飛行体の下降時の状態を特定した図である（その３）。飛行体の下降時の状態を特定した図である（その４）。

本実施の形態による発明は、以下の構成を備える。
［項目１］
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくともホバリング時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
［項目２］
請求項１に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は、翼部であり、
前記推力発生部は、回転翼であり、
前記回転翼の回転中心軸と前記翼部の翼弦線とは所定角をなしておりし、
前記接続部は、前記所定角が、少なくとも離着陸時及びホバリング時において少なくとも１０５度以上１８０度未満の所定範囲を維持可能となるように、前記揚力発生部及び前記推力発生部を接続する、
飛行体。
［項目３］
請求項２に記載の飛行体であって、
前記接続部は、少なくとも離着陸時及びホバリング時において前記所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲を維持可能となるように、前記揚力発生部及び前記推力発生部を接続する、
飛行体。
［項目４］
請求項１乃至請求項３のいずれかに記載の飛行体であって、
前記接続部は、飛行時において前記所定角が略１８０度となるように、前記揚力発生部及び前記推力発生部を接続する、
飛行体。
《１.ホバリングのときの状態による特定》
［項目５］
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
[項目６]
項目５に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくともホバリング時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目７]
項目６に記載の飛行体であって、
少なくともホバリング時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目８]
項目７に記載の飛行体であって、
少なくともホバリング時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
《２.上昇時のときの状態による特定（前方上昇時）》
[項目９]
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
[項目１０]
項目９に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも前方への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目１１]
項目１０に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目１２]
項目１１に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
[項目１３]
項目１１に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向は斜め前方に沿っている、
飛行体。
[項目１４]
項目９乃至項目１３の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって前方へ上昇する、
飛行体。
《３.上昇時のときの状態による特定（後方上昇時）》
[項目１５]
項目５に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも後方への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目１６]
項目１５に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目１７]
項目１６に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
[項目１８]
項目１６に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
[項目１９]
項目１５乃至項目１８の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって後方へ上昇する、
飛行体。
《４.上昇時のときの状態による特定（左右側方上昇時）》
[項目２０]
項目５に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも側方への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目２１]
項目２０に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目２２]
項目２１に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
[項目２３]
項目２１に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
[項目２４]
項目２０乃至項目２３の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって側方へ上昇する、
飛行体。
《５.上昇時のときの状態による特定（鉛直方向上昇時）》
[項目２５]
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも鉛直方向への上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
[項目２６]
項目２５に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目２７]
項目２６に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目２８]
項目２７に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
[項目２９]
項目２７に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
[項目３０]
項目２５乃至項目２９の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって鉛直方向へ上昇する、
飛行体。
《６.下降時のときの状態による特定（前方下降時）》
[項目３１]
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも下降時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
[項目３２]
項目３１に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも前方への下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目３３]
項目３２に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目３４]
項目３３に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
[項目３５]
項目３４に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への下降時において、前記推進方向は斜め前方に沿っている、
飛行体。
[項目３６]
項目３１乃至項目３５の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって前方へ下降する、
飛行体。
《７.下降時のときの状態による特定（後方下降時）》
[項目３７]
項目３１に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも後方への下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目３８]
項目３７に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目３９]
項目３８に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
[項目４０]
項目３９に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
[項目４１]
項目３７乃至項目４０の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって後方へ下降する、
飛行体。
《８.下降時のときの状態による特定（左右側方下降時）》
[項目４２]
項目３１に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも側方へ下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目４３]
項目４２に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目４４]
項目４３に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
[項目４５]
項目４３に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
[項目４６]
項目４２乃至項目４５の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって側方へ下降する、
飛行体。
《９.下降時のときの状態による特定（鉛直方向下降時）》
[項目４７]
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも鉛直方向への下降時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
[項目４８]
項目４７に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
[項目４９]
項目４８に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
[項目５０]
項目４９に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
[項目５１]
項目４９に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
[項目５２]
項目４７乃至項目５１の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって鉛直方向へ下降する、
飛行体。

次に、図を参照して、本発明の実施の形態による飛行体について説明する。

＜構造＞
図１に示されるように、本実施の形態による飛行体１は、上側主翼１０Ｔと、下側主翼１０Ｂとを備えている（以下、上側主翼１０Ｔと、下側主翼１０Ｂとをまとめて「主翼１０」と呼ぶことがある。）。上側主翼１０Ｔと下側主翼１０Ｂとは連結部５０によって連結されている。連結部５０は、前後方向に延びる本体部６０と接続部５５を介して互いに変位可能に接続されている。本体部６０の後端には垂直尾翼７０が設けられている。

主翼１０は、所謂航空機の主翼と同様の機能を有しており進行方向Ｄ方向に進行した際に主翼上面で発生した揚力によって飛行体１を上昇させる。図１に示される初期状態（着陸状態）において、主翼１０は、進行方向Ｄに対して、正の迎角を有するように進んだ際に発生する揚力が最大となる向きに設けられている。

上側主翼１０Ｔの後端（後縁）には、接続部４０を介してモータ２０Ｔが変位自在に接続されている。モータ２０Ｔにはプロペラ３０Ｔが取り付けられており、モータ２０Ｔの回転によってプロペラ３０Ｔは回転し推力を得る。本実施の形態による上側主翼１０Ｔのモータ２０Ｔは、所謂推進式（プッシュ式）の推進方法を採用している。即ち、図示される状態においてモータ２０Ｔを回転させた際にプロペラ３０Ｔは上から下に風を送り出すようにピッチ調整がされている。

一方、下側主翼１０Ｂには、下側主翼１０Ｂの後端（後縁）には、接続部４０を介してモータ２０Ｂが変位自在に接続されている。モータ２０Ｂにはプロペラ３０Ｂが取り付けられており、モータ２０Ｂの回転によってプロペラ３０Ｂは回転し推力を得る。本実施の形態による下側主翼１０Ｂのモータ２０Ｂは、所謂牽引式（プル式）の推進方法を採用している。即ち、図示される状態においてモータ２０Ｂを回転させた際にプロペラ３０Ｂは上から下に風を送り出すようにピッチ調整がされている。

上述した実施の形態においては、主翼１０は、上側主翼１０Ｔ及び下側主翼１０Ｂの２つを備えていたが、いずれか一つでもよい。また、モータ２０Ｔ、２０Ｂは、いずれも推進式（プッシュ式）としてもよいし、牽引式（プル式）としてもよいし、その組み合わせでもよい。

上述したように、本実施の形態による飛行体は、主翼１０とモータ２０（プロペラ３０Ｂ、３０Ｔ）とが互いに変位可能となるように接続する接続部４０を備えている。主翼１０及びモータ２０の角度は状況によって適切な角度が維持される（接続部４０の働きについては後述する）。

＜飛行の形態＞
以下、図１乃至図３を参照して、本実施の形態による飛行体の離陸、飛行及び着陸の際の飛行体の形態について説明する。

図１に示されるように、着陸時の状態（初期状態）から上昇しようとする場合、プロペラ３０Ｂは上向き（＝上方向に推進力が生じる向き）にされており、プロペラ３０Ｔは下向き（＝上方向に推進力が生じる向き）にされている。

また、主翼１０はともに進行方向に対して正の迎角（即ち、翼弦線と進行方向とのなす角が正であり、前上がりの向き）となっている。上昇する場合には、図示される状態でモータ２０ｔ、２０Ｂを回転させる。

図２に示されるように、飛行体の上昇時及びホバリング時においては、図１に示される状態でそのまま垂直上昇を行う。この際、いずれの主翼１０Ｔ、１０Ｂも進行方向Ｄに対して正の迎角となるように、接続部４０は機能する。

この際、プロペラ３０Ｂによる後流が発生することとなるが、下側主翼１０Ｂが迎角を有する角度（後流を逃がしやすい角度）となっている。即ち、上方向から見た場合に、プロペラ３０Ｂと下側主翼１０Ｂとが重複しない部分（図４（ａ）の軸Ａｘよりも左側の部分）において、後流はそのまま下方に流れ、一方、プロペラ３０Ｂと下側主翼１０Ｂとが重複する部分（図４（ａ）の軸Ａｘよりも右側の部分）において、後流は下側主翼３０Ｔの上面に沿って下方に流れることとなる。

ところで、従来のティルトロータ型の飛行体の場合、図６（ａ）及び図７（ａ）に示す初期状態において上昇を開始し、ホバリングには図６（ｂ）及び図７（ｂ）のように、主翼１０Ｂ’及び主翼１０Ｔ’が負の迎角（ゼロ揚力角）とならないように、主翼１０Ｂ’及び主翼１０Ｔ’の迎角を０度に維持しつつモータ２０をゆっくりと変位させる必要がある。モータ２０を素早く変位させてしまうと、例えば、図６（ｃ）及び図７（ｃ）のように主翼１０Ｂ’及び主翼１０Ｔ’までが変位してしまい負の迎角となってしまうことから機体が一時的に下降する原因となり、墜落の原因ともなっている。

本発明による実施の形態によれば、図４（ｂ）のように、ホバリングにおいて正の迎角を有していることから、モータ２０の変位が始まって進行方向に機体が移動した際にも、揚力を得るために十分な角度の迎角を維持することができるため、高度を変化させることなく安全に水平飛行へ移行することができる。

図３に示されるように、ホバリング時から水平飛行に移行が完了すると、プロペラ３０Ｂは前方を向いており、プロペラ３０Ｔは後方を向いている。プロペラ３０Ｂ及び３０Ｔの向きを水平方向に向けることによって、前方へ進むための推進力を得ることができるようになる。

なお、目的地上空などに到着した場合には、再度ホバリングを行うために図２と同様の姿勢に変位する。そして、その状態で下降し着陸を行う。

＜変位の詳細＞
次に、図４乃至図７を参照して、（上昇時及び）ホバリング状態から水平飛行状態への変位の詳細を説明する。

図４の（ａ）はホバリング状態の下側主翼１０Ｂ付近を抜き出して示したものである。図示されるように、プロペラ３０Ｂの回転中心軸Ａｘと主翼１０Ｂの翼弦線Ｗｘとは所定角θをなしている。ホバリング時において、所定角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図４（ｂ）に示されるように、ホバリング状態から水平飛行状態への移行時においては、接続部４０が変位してモータ２０が前方に傾くのと同時に主翼１０Ｂが水平方向と平行となるように変位する。

図４（ｃ）に示されるように、水平飛行状態への移行が完了すると、プロペラ３０Ｂの中心軸は、水平方向と平行になる。

また、同様に、図５（ａ）はホバリング状態の上側主翼１０Ｔ付近を抜き出して示したものである。図示されるように、プロペラ３０Ｂの回転中心軸Ａｘと主翼１０Ｂの翼弦線Ｗｘとは所定角θをなしている。ホバリング時において、所定角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図５（ｂ）に示されるように、ホバリング状態から水平飛行状態への移行時においては、接続部４０が変位してモータ２０が前方に傾くのと同時に上側主翼１０Ｔが水平方向と平行となるように変位する。

図５（ｃ）に示されるように、水平飛行状態への移行が完了すると、プロペラ３０Ｔの中心軸は、水平方向と平行（即ち、中心軸Ａｘと、翼弦線とが１８０度）になる。

図８は、図１の飛行体の飛行方向を示す図である。以下、図９乃至図１７の説明において同一の要素には同一の符号を付し、重複する説明を省略する。図面の寸法比率は説明の都合上誇張されており、実際の比率とは異なる場合がある。また、図面においては、上下方向をＺ方向、飛行体の進行方向をＸ方向、これらに直交する方向をＹ方向とする。

《１．ホバリングのときの状態による特定》
図９（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも上昇時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図９（Ｂ），（Ｃ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくともホバリング時において、前記プロペラ３０による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図９（Ｄ）に示すように、少なくともホバリング時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図９（Ｅ）に示すように、少なくともホバリング時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

《２．上昇時のときの状態による特定（前方上昇時）》
図１０（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも前方への上昇時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図１０（Ｂ），（Ｃ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくとも前方への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図１０（Ｄ）に示すように、少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角θをなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図１０（Ｅ）に示すように、少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

図１０（Ｆ）に示すように、少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向は斜め前方に沿っていてもよい。

飛行体は、少なくとも複数のプロペラを備え、出力を調整することによって前方へ上昇するものであってもよい。

《３.上昇時のときの状態による特定（後方上昇時）》
図１１（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも後方への上昇時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図１１（Ｂ）,（Ｃ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくとも後方への上昇時において、前記プロペラ３０（推力発生部）による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図１１（Ｄ）に示すように、少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角θをなしてもよい。鈍角θをなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図１１（Ｅ）に示すように、少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

図１１（Ｆ）に示すように、少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っていてもよい。

飛行体は、少なくとも複数のプロペラを備え、出力を調整することによって後方へ上昇するものであってもよい。

《４．上昇時のときの状態による特定（左右側方上昇時）》
図１２（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも後方への上昇時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図１２（Ａ）,（Ｂ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくとも側方への上昇時において、前記プロペラ３０（推力発生部）による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図１２（Ｃ）に示すように、少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角θをなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図１２（Ｄ）に示すように、少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

図１２（Ｅ）に示すように、少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っていてもよい。

飛行体は、少なくとも複数のプロペラを備え、出力を調整することによって側方へ上昇するものであってもよい。

《５．上昇時のときの状態による特定４（鉛直方向上昇時）》
図１３（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも鉛直方向への上昇時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図１３（Ｂ）,（Ｃ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記プロペラ３０（推力発生部）による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図１３（Ｄ）に示すように、少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角θをなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図１３（Ｅ）に示すように、少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

図１３（Ｆ）に示すように、少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っていてもよい。

飛行体は、少なくとも複数のプロペラを備え、出力を調整することによって鉛直方向へ上昇するものであってもよい。

《６.下降時のときの状態による特定１（前方下降時）》
図１４（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも前方への下降時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図１４（Ｂ）,（Ｃ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくとも前方への下降時において、前記プロペラ３０（推力発生部）による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図１４（Ｄ）に示すように、少なくとも前方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図１４（Ｅ）に示すように、少なくとも前方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

図１４（Ｆ）に示すように、少なくとも前方への下降時において、前記推進方向は斜め前方に沿っていてもよい。

飛行体は、少なくとも複数のプロペラを備え、出力を調整することによって前方へ下降するものであってもよい。

《７.下降時のときの状態による特定（後方下降時）》
図１５（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも後方への下降時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図１５（Ｂ）,（Ｃ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくとも後方への下降時において、前記プロペラ３０（推力発生部）による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図１５（Ｄ）に示すように、少なくとも後方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角θをなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図１５（Ｅ）に示すように、少なくとも後方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

図１５（Ｆ）に示すように、少なくとも後方への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っていてもよい。

飛行体は、少なくとも複数のプロペラを備え、出力を調整することによって後方へ下降するものであってもよい。

《８.下降時のときの状態による特定（左右側方下降時）》
図１６（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも側方への下降時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図１６（Ｂ）,（Ｃ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくとも側方へ下降時において、前記プロペラ３０（推力発生部）による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図１６（Ｄ）に示すように、少なくとも側方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角θをなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図１６（Ｅ）に示すように、少なくとも側方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

図１６（Ｆ）に示すように、少なくとも側方への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っていてもよい。

飛行体は、少なくとも複数のプロペラを備え、出力を調整することによって側方へ下降するものであってもよい。

《９.下降時のときの状態による特定（鉛直方向下降時）》
図１７（Ａ）に示すように、飛行体は、翼部１０（揚力発生部）と、飛行及びホバリング可能なプロペラ３０（推力発生部）と、少なくとも鉛直方向への下降時において前記翼部１０が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記翼部１０及び前記プロペラ３０を変位可能に接続する接続部４０とを備える。

図１７（Ｂ）,（Ｃ）に示すように、翼部１０（揚力発生部）は主面を有する翼部であり、少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っていてもよい。

図１７（Ｄ）に示すように、少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角θをなしてもよい。鈍角θは、１０５度以上１８０度未満の所定範囲であればよいが、特に、プロペラ後流の影響を少なくするためには、所定角が１０５度以上１５０度以下の所定範囲であることが望ましい。

図１７（Ｅ）に示すように、少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っていてもよい。

図１７（Ｆ）に示すように、少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っていてもよい。

飛行体は、少なくとも複数のプロペラを備え、出力を調整することによって鉛直方向へ下降するものであってもよい。

１飛行体
１０主翼
１０Ｂ下側主翼
１０Ｔ上側主翼
２０モータ
３０プロペラ
３０Ｂ下側プロペラ
３０Ｔ上側プロペラ
４０接続部
５０連結部
６０本体部
７０垂直尾翼

Claims

揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
請求項１に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくともホバリング時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項２に記載の飛行体であって、
少なくともホバリング時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項３に記載の飛行体であって、
少なくともホバリング時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
請求項５に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも前方への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項６に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項７に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
請求項７に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への上昇時において、前記推進方向は斜め前方に沿っている、
飛行体。
請求項５乃至請求項９の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって前方へ上昇する、
飛行体。
請求項５に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも後方への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項１１に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項１２に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
請求項１２に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
請求項１１乃至請求項１４の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって後方へ上昇する、
飛行体。
請求項５に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも側方への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項１６に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項１７に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
請求項１７に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
請求項１６乃至請求項１９の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって側方へ上昇する、
飛行体。
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも鉛直方向への上昇時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
請求項２１に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項２２に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項２３に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
請求項２３に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への上昇時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
請求項２１乃至請求項２５の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって鉛直方向へ上昇する、
飛行体。
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも下降時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
請求項２７に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも前方への下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項２８に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項２９に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
請求項２９に記載の飛行体であって、
少なくとも前方への下降時において、前記推進方向は斜め前方に沿っている、
飛行体。
請求項２７乃至請求項３１の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって前方へ下降する、
飛行体。
請求項２７に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも後方への下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項３３に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項３４に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
請求項３４に記載の飛行体であって、
少なくとも後方への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
請求項３３乃至請求項３６の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって後方へ下降する、
飛行体。
請求項２７に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも側方へ下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項３８に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項３９に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
請求項３９に記載の飛行体であって、
少なくとも側方への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
請求項３８乃至請求項４１の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって側方へ下降する、
飛行体。
揚力発生部と、
飛行及びホバリング可能な推力発生部と、
少なくとも鉛直方向への下降時において前記揚力発生部が飛行方向に対して正の迎角を維持可能となるように前記揚力発生部及び前記推力発生部を変位可能に接続する接続部とを備える、
飛行体。
請求項４３に記載の飛行体であって、
前記揚力発生部は主面を有する翼部であり、
少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推力発生部による推進方向は鉛直方向と斜交する方向に沿っている、
飛行体。
請求項４４に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向と前記主面とは鈍角をなす、
飛行体。
請求項４５に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向は鉛直方向に沿っている、
飛行体。
請求項４５に記載の飛行体であって、
少なくとも鉛直方向への下降時において、前記推進方向は斜め後方に沿っている、
飛行体。
請求項４３乃至請求項４７の何れか一項に記載の飛行体であって、
少なくとも複数のプロペラを備え、
出力を調整することによって鉛直方向へ下降する、
飛行体。