WO2013137261A1 - 垂直離着陸機 - Google Patents

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WO2013137261A1
WO2013137261A1 PCT/JP2013/056825 JP2013056825W WO2013137261A1 WO 2013137261 A1 WO2013137261 A1 WO 2013137261A1 JP 2013056825 W JP2013056825 W JP 2013056825W WO 2013137261 A1 WO2013137261 A1 WO 2013137261A1
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WO
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frame
propulsion device
main frame
vertical take
subframe
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PCT/JP2013/056825
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English (en)
French (fr)
Inventor
正善 恒川
田村　哲也
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株式会社Ihi
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/20—Rotorcraft characterised by having shrouded rotors, e.g. flying platforms
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    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
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    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/04—Initiating means actuated personally
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors

Definitions

  • the present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft, and more particularly to a vertical take-off and landing aircraft capable of generating lift without sliding.
  • helicopters are a typical vertical take-off and landing aircraft that can generate lift without sliding.
  • the helicopter has a rotor larger than the airframe, and generates lift and thrust by rotating the rotor.
  • fighters that perform vertical takeoff and landing by deflecting the thrust of the jet engine.
  • the helicopter is relatively large in size and has a main rotor larger than the fuselage and a tail rotor at the rear of the fuselage. Therefore, when takeoff and landing and attitude control are performed in a narrow space where an obstacle such as a building or a tree exists, the main rotor and the tail rotor come into contact with the obstacle. Therefore, helicopters require a large space for takeoff and landing.
  • a vertical takeoff and landing fighter uses a jet engine, and the jet exhaust is hot and the displacement is large, so that people cannot approach the fighter during takeoff and landing.
  • small objects such as stones are blown off by jet exhaust during takeoff and landing, and damage surrounding buildings and the like. Therefore, such a fighter requires a large space for takeoff and landing.
  • VTOL Vertical Take-off and Landing
  • the vertical take-off and landing aircraft described in Patent Document 1 and Patent Document 2 includes a ducted fan in which a propeller-shaped fan is disposed in a cylindrical duct or nacelle.
  • a conventional take-off and landing aircraft having a ducted fan has a complicated thrust control method.
  • a control wing is required or only the fan is tilted by an actuator or the like. Tended to be.
  • the present invention was devised in view of the above-described problems, and a vertical take-off and landing aircraft that can perform thrust control with a simple configuration and can safely take off and land even in a narrow space where an obstacle exists.
  • the purpose is to provide.
  • a propulsion device for generating lift and thrust
  • power supply means for supplying power to the propulsion device
  • a main frame that supports at least a part of the power supply means, a seat and a ground leg
  • a sub-frame that supports a propulsion unit
  • a frame connecting unit that rotatably couples the main frame and the sub-frame
  • a handle that is connected to the sub-frame or the propulsion unit
  • a vertical take-off and landing aircraft wherein a seated occupant operates the steering wheel to move the sub frame relative to the main frame to change the direction of the propulsion device.
  • the propulsion device has a fan for generating lift and thrust
  • the power supply means has a power source supported by the main frame and a power transmission shaft for transmitting the power generated by the power source to the fan.
  • the rotating shaft of this power transmission shaft and the rotating shaft of the said sub-frame in the said frame connection part may be arrange
  • the frame connecting part is connected to the main frame and has a main body part having a first cylinder part through which the power transmission shaft can be inserted, and connected to the subframe and inside the first cylinder part or You may have the rotation part which has the 2nd cylinder part inserted by the outer side, and the bearing arrange
  • a steering assisting device comprising: a tension transmission unit connected to the subframe; a tension generation unit that applies tension to the tension transmission unit; and an input unit that operates the tension generation unit; You may make it assist the operation force of the said handle required when changing the direction of the said propelling device with a steering assistance apparatus.
  • the shock absorber has a lock mechanism that is pivotally connected at one end to the main frame and pivotally connected at the other end to the subframe.
  • the shock absorber has a lock mechanism that can fix the position of the rod. And the angle of the propulsion device may be fixed by the lock mechanism.
  • the sub-frame provided with the propulsion device is configured to be relatively rotatable in the front-rear direction with respect to the main frame provided with the prime mover.
  • FIG. 1 is a side view showing the entire body of a vertical take-off and landing aircraft according to a first embodiment of the present invention. It is a top view showing the whole fuselage of the vertical take-off and landing aircraft according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a schematic block diagram which shows the drive system of the vertical take-off and landing aircraft shown in FIG. It is an external view which shows the flame
  • FIG. 1 It is a figure which shows the back inclination state which rotated the sub-frame. It is a figure which shows the flight state at the time of the hovering of the vertical take-off and landing aircraft shown in FIG. It is a figure which shows the flight state at the time of the advance of the vertical take-off and landing aircraft shown in FIG. It is a side view which shows the vertical take-off and landing aircraft which concerns on 2nd embodiment of this invention. It is a figure which shows the modification of the vertical take-off and landing aircraft which concerns on 2nd embodiment of this invention. It is a fuselage ceiling part bottom view which shows the vertical take-off and landing aircraft which concerns on 3rd embodiment of this invention.
  • FIG. 10 is a cross-sectional view taken along the line XX during hovering of the vertical take-off and landing aircraft according to the third embodiment of the present invention.
  • FIG. 10 is a cross-sectional view taken along the line XX when the vertical take-off and landing aircraft according to the third embodiment of the present invention moves forward.
  • FIGS. 1A and 1B are views showing a vertical take-off and landing aircraft according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 1A is a side view showing the entire aircraft
  • FIG. 1B is a top view showing the entire aircraft.
  • FIG. 2 is a schematic configuration diagram showing a drive system of the vertical take-off and landing aircraft shown in FIG. 3A to 3C are views showing the frame connecting portion shown in FIG. 2.
  • FIG. 3A is an external view
  • FIG. 3B is a cross-sectional view
  • FIG. 3C is a modified example.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 includes a propulsion device 2 that generates lift and thrust, and power supply means that supplies power to the propulsion device 2 (for example, as a power source).
  • a propulsion device 2 that generates lift and thrust
  • power supply means that supplies power to the propulsion device 2 (for example, as a power source).
  • 3 a main frame 4 that supports the motor 3, the seat and the grounding leg, a subframe 5 that supports the propulsion device 2, and a frame connecting portion that rotatably connects the main frame 4 and the subframe 5.
  • 6 and a handle 7 connected to the sub-frame 5, and an occupant seated on the seat 41 operates the handle 7 to move the sub-frame 5 relative to the main frame 4. The direction of is changed.
  • the propulsion device 2 includes two fans 21 disposed on both sides of the prime mover 3 and a substantially cylindrical nacelle 22 covering the fan 21, and is supported by the subframe 5.
  • the propulsion device 2 is configured by a pair of fans 21 disposed on the left and right sides of the airframe, and the pair of fans 21 are integrally connected by the subframe 5.
  • a case of a ducted fan is illustrated as the propulsion unit 2, but the present invention is not limited to such a configuration, and the propulsion unit 2 may be a propeller, an ejector, or the like.
  • the prime mover 3 is a power source that supplies power to the fan 21 by the drive system shown in FIG. 2, and is constituted by, for example, an electric motor or a reciprocating engine, and may have a supercharger.
  • the prime mover 3 is fixed to the back surface of the main frame 4.
  • the prime mover 3 outputs power by burning the fuel supplied from the oil tank 31 disposed in the upper part of the machine body. Then, the prime mover 3 discharges exhaust gas from the exhaust nozzle 32 disposed behind.
  • the drive system (power transmission mechanism) of the vertical take-off and landing aircraft 1 has a prime mover 3, a sprocket 33 connected to the tip of the output shaft of the prime mover 3, and bevel gears 81 at both ends.
  • a power transmission shaft 8 having a sprocket 82 in the middle, a roller chain spanned between the sprockets 33 and 82, and a bearing 83 that rotatably supports the power transmission shaft 8, are output by the prime mover 3.
  • the motive power is transmitted to the power transmission shaft 8 via the chain drive mechanism, and the rotation of the power transmission shaft 8 is transmitted to the drive shaft of the fan 21 via the bevel gear 81.
  • FIG. 2 shows a top front view of the vertical take-off and landing aircraft 1.
  • the power transmission between the prime mover 3 and the power transmission shaft 8 is not limited to the chain drive mechanism, but may be a belt drive mechanism, a gear drive mechanism, a speed reducer or an increaser. A speed machine may be interposed. Further, when it is desired to individually control the rotation speed of each fan 21, the prime mover 3 may be connected to each fan 21 individually.
  • the bearing 83 that supports the power transmission shaft 8 is disposed on the main frame 4 to which the prime mover 3 is fixed, and is configured so that the positional relationship between the output shaft of the prime mover 3 and the power transmission shaft 8 does not vary.
  • the propulsion device 2, the power source (the prime mover 3), and the power transmission mechanism described above are not limited to the illustrated configurations.
  • the power source is a jet engine such as a turboprop engine or a turboshaft engine.
  • the propulsion device 2 may have a built-in power source (for example, a turbojet engine or a turbofan engine).
  • heavy objects such as a fuel tank that constitutes a part of the power supply means and parts that do not want to be swung are disposed on the main frame 4.
  • the main frame 4 is a component that supports the motor 3, the seat 41, and the grounding leg 42.
  • the main frame 4 includes, for example, a base frame 4a that extends in the front-rear direction, and a pillar frame 4b that extends obliquely forward and upward from the base frame 4a.
  • the base frame 4a and the pillar frame 4b have a bilaterally symmetrical pair structure, and the pair of base frames 4a and the pillar frame 4b are respectively connected by a connecting frame to form an integral frame structure.
  • a seat 41 (for example, a front seat and a rear seat) where an occupant sits on the base frame 4a, a plurality of ground legs 42 constituting legs that contact the ground when landing, and a tail 43 that stabilizes the moment and balance of the fuselage.
  • a footrest 44 and the like for supporting the occupant's feet are disposed.
  • a seat belt 41 a may be disposed on the seat 41, and a damper 42 a may be disposed on the grounding leg 42.
  • a cowl 45 as a rectifying means is connected in front of the seat 41. A part of the cowl 45 is made of a transparent member in order to secure a field of view, and a rearview mirror 45a is disposed on the side surface.
  • connection portion 46 between the seat 41 and the cowl 45 may be used as a console box, or may be used as a control portion in which operation switches and operation levers of the prime mover 3 are arranged.
  • the rearview mirror 45a is disposed at an optimal position for securing a rear view, and is not limited to the left and right side surfaces of the cowl 45.
  • the main body of the prime mover 3 is fixed to the back surface of the pillar frame 4b, and the oil tank 31 is fixed to the upper part (ceiling part) of the pillar frame 4b. Moreover, you may make it arrange
  • the subframe 5 is a component that connects the left and right fans 21 to each other.
  • a handle 7 extending in front of the seat 41 is connected to the subframe 5. Since the handle 7 rotates the subframe 5 and the propulsion device 2, the handle 7 may be connected to the outer peripheral surface of the propulsion device 2. Then, as shown in FIG. 2, the subframe 5 is pivotally connected to the main frame 4 by the frame connecting portion 6.
  • the seat 41 and the prime mover 3 are both fixed to the main frame 4 and have an integral structure so that they do not move relative to each other.
  • the propulsion device 2 (fan 21) is fixed to the subframe 5
  • the propulsion device 2 (fan 21) is connected to the main frame 4 so that the propulsion device 2 (fan 21) can be rotated. 3 can be moved (rotated) relative to 3.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 includes a power source (prime mover 3) and a prime mover 3 in which the propulsion unit 2 includes a fan 21 that generates lift and thrust, and a power supply unit is supported by the main frame 4.
  • the power transmission shaft 8 for transmitting the power generated by the above to the fan 21 is provided, and the rotation shaft of the power transmission shaft 8 and the rotation shaft of the sub-frame 5 in the frame connecting portion 6 are arranged coaxially. With this configuration, it is possible to rotate the fan 21 along the rotation axis of the power transmission shaft 8 while maintaining the connection state of the connecting portion (bevel gear 81) between the power transmission shaft 8 and the fan 21.
  • the direction of 2 can be changed.
  • the frame connecting portion 6 is connected to the lower surface of the main frame 4 and has a main body portion 61 having a first cylindrical portion 61a through which the power transmission shaft 8 can be inserted, and a subframe. 5 is disposed between the first cylindrical portion 61a and the second cylindrical portion 62a, and the rotating portion 62 having a second cylindrical portion 62a that is connected to the lower surface of the first cylindrical portion 61a and is fitted inside the first cylindrical portion 61a.
  • the main body portion 61 extends from the main frame 4 in a substantially L shape, and a pair of first tube portions 61a extends from the tip portion.
  • the rotation part 62 is arrange
  • tip part of the main-body part 61 may be formed in the cylinder shape hollowed out for weight reduction.
  • the frame connecting portion 6 may be constituted by a flange portion in which the main body portion 61 is connected to the lower surface of the main frame 4 as in the modification shown in FIG. 3C.
  • the first cylinder portion 61a is inserted into the flange portion constituting the main body portion 61, and the power transmission shaft 8 is inserted in a non-contact state therein.
  • the rotation part 62 is substantially comprised by the 2nd cylinder part 62a, and is inserted by the outer side of the 1st cylinder part 61a.
  • the annular stopper 61b inserted or formed in the 1st cylinder part 61a may be arrange
  • FIGS. 4A to 4C are views showing a state in which the subframe is rotated
  • FIG. 4A shows a horizontal state
  • FIG. 4B shows a forward tilt state
  • FIG. 4C shows a rear tilt state
  • 5A and 5B are views showing the flight state of the vertical take-off and landing aircraft shown in FIG. 1,
  • FIG. 5A shows the time of hovering
  • FIG. 5B shows the time of forward movement.
  • the illustration of the handle 7 is omitted for convenience of explanation.
  • the frame constituting the fuselage is separated into the main frame 4 and the sub frame 5, and the sub frame 5 is rotatably connected to the main frame 4.
  • positioning the propulsion device 2 to the sub-frame 5 only the propulsion device 2 can be rotated. Therefore, the direction of the propulsion device 2 can be changed without moving the prime mover 3 and the oil tank 31 which are heavy and important parts, and the operation force required for thrust control can be reduced, and the thrust The fluctuation of the center of gravity during control can be suppressed, and stable maneuvering can be performed.
  • the sub-frame 5 can be rotated downward by pulling the handle 7 downward from the state where the propulsion unit 2 is maintained in a substantially horizontal state. Can be easily changed to the forward tilt state shown in FIG. 4B. Further, as shown in FIG. 4A, the sub-frame 5 can be rotated upward by pushing the handle 7 upward from the state where the propulsion device 2 is maintained in a substantially horizontal state. Can be easily changed to the rearward tilt state shown in FIG. 4C.
  • the operator operates the handle 7 so that the drive shaft of the propelling device 2 (fan 21) is in a substantially vertical direction.
  • the thrust of the propulsion device 2 can generate only lift in the airframe and can prevent thrust from being generated in the airframe.
  • the output of the prime mover 3 is adjusted so that the lift of the propulsion device 2 and the gravity of the fuselage substantially coincide.
  • the hovering is a state in which the vertical take-off and landing aircraft 1 is stopped in the air. However, the hovering is substantially the same as the hovering at the time of ascent and descent when taking off and landing in the vertical direction.
  • the output of the prime mover 3 is adjusted so that the lift of the propulsion device 2 is greater than the gravity of the aircraft, and during landing, the prime mover 3 so that the lift of the propulsion device 2 is less than the gravity of the aircraft. Adjust the output of.
  • the operator rotates the subframe 5, that is, the propulsion device 2 (fan 21) forward by bringing the handle 7 close to the body.
  • the propulsion device 2 fan 21
  • the output of the prime mover 3 may be adjusted so that the vertical component (lift) of the thrust of the propulsion device 2 and the gravity of the fuselage substantially coincide.
  • weight when turning right, weight is shifted to the right when seen from the pilot to tilt the aircraft to the right and generate thrust toward the left side of the aircraft.
  • the aircraft By shifting the weight to the left side as seen, the aircraft may be tilted to the left to generate thrust toward the right side of the aircraft.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 having the two-seater seat 41 has been described.
  • the rear seat may be used as a luggage storage place on which goods or the like are placed, and the rear seat is omitted. You may do it. If the rear seat is omitted, the vertical take-off and landing aircraft 1 for single passengers is used, so the position of the seat 41 needs to be adjusted in consideration of weight balance and the like.
  • FIGS. 6A and 6B are views showing a vertical take-off and landing aircraft according to a second embodiment of the present invention
  • FIG. 6A shows a side view
  • FIG. 6B shows a modification
  • 7A to 7C are views showing a vertical take-off and landing aircraft according to a third embodiment of the present invention.
  • FIG. 7A is a bottom view of the fuselage ceiling
  • FIG. 7B is a cross-sectional view taken along the line XX during hovering
  • FIG. An XX section arrow view at the time of advance is shown.
  • the vertical take-off and landing aircraft includes a tension transmission unit 91 connected to the subframe 5, a tension generation unit 92 that applies tension to the tension transmission unit 91, and a tension generation unit 92.
  • the steering assisting device 9 is provided with an input means 93 for operating, and the steering assisting device 9 assists the operating force of the handle 7 necessary when changing the direction of the propelling device 2. .
  • the tension transmission means 91 is composed of, for example, a cable body such as a wire, and one end is connected to the subframe 5 and the other end is connected to the tension generation means 92 as shown in FIG. 6A.
  • the tension transmission means 91 is disposed along the main frame 4 and is wound around a plurality of pulleys 94 in order to avoid interference with the occupant.
  • the tension transmission means 91 may have an outer tube for inserting a cable body such as a wire.
  • the tension generating means 92 may be anything that can move the tension transmitting means 91 in at least one direction.
  • a jack an air cylinder, a hydraulic cylinder, an electric cylinder, or the like is used.
  • the input means 93 is means for operating the tension generating means 92.
  • a pedal a rotary handle, a hand lever, a foot lever, an energization switch, or the like is used.
  • the tension transmission means 91 is extended directly below the subframe 5 without bypassing the tension transmission means 91, and the tension is generated by partially offset to avoid interference with the passenger. It is connected to the means 92. According to this modification, the length of the tension transmission means 91 can be shortened, an increase in weight can be suppressed, and responsiveness can be improved.
  • the vertical take-off and landing aircraft of the third embodiment shown in FIGS. 7A to 7C has a shock absorber 10 having one end pivotably connected to the main frame 4 and the other end pivotally connected to the subframe 5.
  • the shock absorber 10 has a lock mechanism (not shown) that can fix the position of the rod 10a, and the angle of the propulsion device 2 is fixed by the lock mechanism.
  • vibration generated by the prime mover 3 and the fan 21 can be attenuated, and vibration of the entire airframe can be suppressed. Further, by using the shock absorber 10 having a lock mechanism, the state in which the sub-frame 5 is rotated with respect to the main frame 4 can be locked, and the occupant operates the handle 7 to maintain a certain state. Therefore, operability can be improved, and occupant fatigue can be reduced.
  • the shock absorber 10 is composed of a commercially available gas spring or hydraulic cylinder.
  • a valve capable of stopping the flow of gas and liquid is disposed inside the shock absorber 10, and the rod 10a can be expanded and contracted when the valve is opened, and the movement of the rod 10a is stopped when the valve is closed. be able to.
  • the shock absorber 10 is connected to the main frame 4 and the subframe 5 by, for example, a universal joint.
  • the switch 10b that opens and closes the valve is disposed, for example, on the connection 46 or the handle 7 of the fuselage, and is configured to close the valve while the switch 10b is pressed. Accordingly, the switch 10b is pressed when it is desired to fix the angle of the propulsion device 2 (fan 21), and the switch 10b is not pressed when the angle of the propulsion device 2 (fan 21) is desired to be changed. In addition, you may comprise so that a valve may be opened in the state which pressed switch 10b.

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Abstract

揚力及び推力を発生させる推進器２と、推進器２に動力を供給する動力供給手段（例えば、動力源としての原動機３）と、原動機３、座席及び接地脚を支持するメインフレーム４と、推進器２を支持するサブフレーム５と、メインフレーム４とサブフレーム５とを回動可能に連結するフレーム連結部６と、サブフレーム５に接続されたハンドル７と、を有し、座席４１に着座した乗員がハンドル７を操作することによって、メインフレーム４に対してサブフレーム５を相対移動させ、推進器２の向きを変更するようにしたものである。

Description

垂直離着陸機
　本発明は、垂直離着陸機に関し、特に、滑走せずに揚力を発生させることができる垂直離着陸機に関する。
　現在、滑走せずに揚力を発生させることができる垂直離着陸機として代表的なものは、ヘリコプターである。ヘリコプターは、機体に比して大きなローターを有し、かかるローターを回転させることによって揚力と推力を発生している。また、数少ない実例としては、ジェットエンジンの推力を偏向して垂直離着陸を行う戦闘機も存在している。
　ヘリコプターは、機体そのものが比較的大きいうえに、機体よりも大きなメインローターや機体後部にテールローターを有している。したがって、建築物や樹木等の障害物が存在している狭い空間で離着陸や姿勢制御を行うと、メインローターやテールローターが障害物と接触してしまう。よって、ヘリコプターは、離着陸のために広い空間を要する。
　垂直離着陸可能な戦闘機は、ジェットエンジンを使用しており、ジェット排気が高温であるとともに排気量が多いことから、離着陸時に人が戦闘機に近付くことができない。また、離着陸時に石等の小さな物体がジェット排気により吹き飛ばされ、周囲の建築物等を傷つけてしまう。したがって、かかる戦闘機の場合も離着陸のために広い空間を要する。
　そこで、狭い空間であっても安全に離着陸することができる垂直離着陸機（ＶＴＯＬ:Vertical Take-off and Landing）が既に提案されている（例えば、特許文献１、特許文献２等参照）。特許文献１及び特許文献２に記載された垂直離着陸機は、円筒形のダクトやナセルの中にプロペラ状のファンが配置されたダクテッドファンを備えている。
特開２００５－２０６０１５号公報 特開２００６－５６３６４号公報
　しかしながら、従来のダクテッドファンを有する垂直離着陸機は、推力制御の方法が複雑であり、例えば、制御翼を必要としたり、ファンのみをアクチュエータ等により傾動させたりしなければならず、機体の価格が高くなる傾向にあった。
　本発明は上述した問題点に鑑み創案されたものであり、簡便な構成で推力制御を行うことができ、障害物が存在している狭い空間においても安全に離着陸することができる垂直離着陸機を提供することを目的とする。
　本発明によれば、揚力及び推力を発生させる推進器と、該推進器に動力を供給する動力供給手段と、少なくとも前記動力供給手段の一部、座席及び接地脚を支持するメインフレームと、前記推進器を支持するサブフレームと、前記メインフレームと前記サブフレームとを回動可能に連結するフレーム連結部と、前記サブフレーム又は前記推進器に接続されたハンドルと、を有し、前記座席に着座した乗員が前記ハンドルを操作することによって、前記メインフレームに対して前記サブフレームを相対移動させ、前記推進器の向きを変更するようにした、ことを特徴とする垂直離着陸機が提供される。
　また、前記推進器は揚力及び推力を発生させるファンを有し、前記動力供給手段は前記メインフレームに支持された動力源及び該動力源により発生した動力を前記ファンに伝達する動力伝達シャフトを有し、該動力伝達シャフトの回転軸と前記フレーム連結部における前記サブフレームの回動軸とが同軸上に配置されていてもよい。
　さらに、前記フレーム連結部は、前記メインフレームに接続されるとともに前記動力伝達シャフトを挿通可能な第一筒部を有する本体部と、前記サブフレームに接続されるとともに前記第一筒部の内側又は外側に挿嵌される第二筒部を有する回動部と、前記第一筒部と前記第二筒部との間に配置された軸受と、を有していてもよい。
　また、前記サブフレームに接続された張力伝達手段と、該張力伝達手段に張力を付与する張力発生手段と、該張力発生手段を操作する入力手段と、を備えた操縦補助装置を有し、該操縦補助装置により、前記推進器の向きを変更する際に必要な前記ハンドルの操作力を補助するようにしてもよい。
　また、一端が前記メインフレームに回動可能に接続されるとともに他端が前記サブフレームに回動可能に接続されたショックアブソーバを有し、該ショックアブソーバはロッドの位置を固定可能なロック機構を有し、該ロック機構により、前記推進器の角度を固定させるようにしてもよい。
　上述した本発明の垂直離着陸機によれば、原動機を備えたメインフレームに対して、推進器を備えたサブフレームを、前後方向に相対的に回動可能に構成したことにより、重量物であるとともに重要な部品である原動機を動かさずに、推進器の向きを変更することができ、推力制御時に要する操作力を低減することができるとともに、推力制御時における重心の変動を抑制することができ、安定した操縦を行うことができる。したがって、簡便な構成で推力制御を行うことができ、障害物が存在している狭い空間においても安全に離着陸することができる。
本発明の第一実施形態に係る垂直離着陸機の機体全体を示す側面図である。 本発明の第一実施形態に係る垂直離着陸機の機体全体を示す上面図である。 図１に示した垂直離着陸機の駆動系を示す概略構成図である。 図２に示したフレーム連結部を示す外観図である。 図２に示したフレーム連結部を示す断面図である。 図２に示したフレーム連結部の変形例を示す図である。 サブフレームを回動させた水平状態を示す図である。 サブフレームを回動させた前傾状態を示す図である。 サブフレームを回動させた後傾状態を示す図である。 図１に示した垂直離着陸機のホバリング時の飛行状態を示す図である。 図１に示した垂直離着陸機の前進時の飛行状態を示す図である。 本発明の第二実施形態に係る垂直離着陸機を示す側面図である。 本発明の第二実施形態に係る垂直離着陸機の変形例を示す図である。 本発明の第三実施形態に係る垂直離着陸機を示す機体天井部下面図である。 本発明の第三実施形態に係る垂直離着陸機のホバリング時におけるＸ－Ｘ断面矢視図である。 本発明の第三実施形態に係る垂直離着陸機の前進時におけるＸ－Ｘ断面矢視図である。
　以下、本発明の実施形態について図面を用いて説明する。ここで、図１Ａ，Ｂは、本発明の第一実施形態に係る垂直離着陸機を示す図であり、図１Ａは機体全体を示す側面図、図１Ｂは機体全体を示す上面図、を示している。図２は、図１に示した垂直離着陸機の駆動系を示す概略構成図である。図３Ａ～Ｃは、図２に示したフレーム連結部を示す図であり、図３Ａは外観図、図３Ｂは断面図、図３Ｃは変形例、を示している。
　本発明の第一実施形態に係る垂直離着陸機１は、図に示したように、揚力及び推力を発生させる推進器２と、推進器２に動力を供給する動力供給手段（例えば、動力源としての原動機３）と、原動機３、座席及び接地脚を支持するメインフレーム４と、推進器２を支持するサブフレーム５と、メインフレーム４とサブフレーム５とを回動可能に連結するフレーム連結部６と、サブフレーム５に接続されたハンドル７と、を有し、座席４１に着座した乗員がハンドル７を操作することによって、メインフレーム４に対してサブフレーム５を相対移動させ、推進器２の向きを変更するようにしたものである。
　前記推進器２は、原動機３の両側に配置される２つのファン２１と、ファン２１を覆う略円筒形状のナセル２２と、を有し、サブフレーム５によって支持される。具体的には、推進器２は、機体の左右両側に配置される一対のファン２１によって構成され、一対のファン２１はサブフレーム５によって一体に接続されている。なお、本実施形態において、推進器２としてダクテッドファンの場合を図示しているが、かかる構成に限定されるものではなく、推進器２はプロペラやエジェクター等であってもよい。
　前記原動機３は、図２に示した駆動系により、ファン２１に動力を供給する動力源であり、例えば、電動モータやレシプロエンジン等により構成され、過給機を有していてもよい。原動機３は、メインフレーム４の背面に固定されている。原動機３は、機体上部に配置されたオイルタンク３１から供給された燃料を燃焼させて動力を出力する。そして、原動機３は、後方に配置された排気ノズル３２から排気ガスを排出する。
　図２に示したように、垂直離着陸機１の駆動系（動力伝達機構）は、原動機３と、原動機３の出力軸の先端に接続されたスプロケット３３と、両端部に傘歯車８１を有するとともに中間部にスプロケット８２を有する動力伝達シャフト８と、スプロケット３３，８２間に掛け渡されたローラチェーンと、動力伝達シャフト８を回転可能に支持する軸受８３と、を有し、原動機３により出力される動力は、チェーン駆動機構を介して動力伝達シャフト８に伝達され、動力伝達シャフト８の回転は傘歯車８１を介してファン２１の駆動軸に伝達される。なお、図２には、垂直離着陸機１の上部正面図が図示されている。
　原動機３と動力伝達シャフト８との間の動力伝達は、チェーン駆動機構に限定されるものではなく、ベルト駆動機構であってもよいし、歯車駆動機構であってもよいし、減速機や増速機を介在させるようにしてもよい。また、各ファン２１の回転数を個別に制御したい場合には、各ファン２１に個別に原動機３を接続するようにしてもよい。動力伝達シャフト８を支持する軸受８３は、原動機３が固定されるメインフレーム４に配置されており、原動機３の出力軸と動力伝達シャフト８との位置関係が変動しないように構成されている。
　なお、上述した推進器２、動力源（原動機３）及び動力伝達機構は、図示した構成に限定されるものではなく、例えば、動力源は、ターボプロップエンジンやターボシャフトエンジンのようなジェットエンジンであってもよいし、推進器２に動力源が内蔵されたもの（例えば、ターボジェットエンジンやターボファンエンジン等）であってもよい。推進器２に動力源が内蔵されている場合に、メインフレーム４には動力供給手段の一部を構成する燃料タンク等の重量物や揺動させたくない部品が配置される。
　前記メインフレーム４は、原動機３、座席４１及び接地脚４２を支持する構成部品である。メインフレーム４は、例えば、前後方向に延びるベースフレーム４ａと、ベースフレーム４ａから前方斜め上方に向かって延びるピラーフレーム４ｂと、を有する。これらのベースフレーム４ａ及びピラーフレーム４ｂは、左右対称の対構造をなしており、一対のベースフレーム４ａ及びピラーフレーム４ｂは、それぞれ連結フレームにより接続されて一体のフレーム構造をなしている。
　ベースフレーム４ａに、乗員が着座する座席４１（例えば、前部座席及び後部座席）、着陸時に地面等に接地する脚部を構成する複数の接地脚４２、機体のモーメントやバランスを安定させる尾翼４３、乗員の足を支持するフットレスト４４等が配置されている。座席４１にシートベルト４１ａを配置してもよいし、接地脚４２にダンパー４２ａを配置してもよい。また、座席４１の前方に整流手段であるカウル４５が接続されている。カウル４５の一部は、視界を確保するために透明の部材により構成されており、側面部にバックミラー４５ａが配置されている。また、座席４１とカウル４５との接続部４６は、コンソールボックスとして使用するようにしてもよいし、原動機３の操作スイッチや操作レバーを配置する制御部として使用するようにしてもよい。なお、バックミラー４５ａは後方視界を確保するために最適な位置に配置され、カウル４５の左右側面部に限定されるものではない。
　ピラーフレーム４ｂの背面に原動機３の本体が固定されており、ピラーフレーム４ｂの上部（天井部）にオイルタンク３１が固定されている。また、ピラーフレーム４ｂの天井部に、雨避け用のルーフ部を構成する板部材を配置するようにしてもよい。
　前記サブフレーム５は、左右のファン２１を互いに接続する構成部品である。また、サブフレーム５には、座席４１の前方に延設されたハンドル７が接続されている。ハンドル７は、サブフレーム５及び推進器２を回動させるものであるため、推進器２の外周面にハンドル７が接続されていてもよい。そして、サブフレーム５は、図２に示したように、フレーム連結部６によりメインフレーム４に回動可能に接続される。
　かかるフレーム構造により、座席４１や原動機３はいずれもメインフレーム４に固定され、一体構造をなしており、相対移動しないように構成されている。一方、推進器２（ファン２１）はサブフレーム５に固定されていることから、サブフレーム５をメインフレーム４に回動可能に接続することにより、推進器２（ファン２１）を座席４１や原動機３に対して相対的に移動（回動）させることができる。
　図２に示したように、垂直離着陸機１は、推進器２が揚力及び推力を発生させるファン２１を有し、動力供給手段がメインフレーム４に支持された動力源（原動機３）及び原動機３により発生した動力をファン２１に伝達する動力伝達シャフト８を有し、動力伝達シャフト８の回転軸とフレーム連結部６におけるサブフレーム５の回動軸とが同軸上に配置されている。かかる構成により、動力伝達シャフト８とファン２１との連結部（傘歯車８１）における接続状態を維持したまま、ファン２１を動力伝達シャフト８の回転軸に沿って回動させることができ、推進器２の向きを変更することができる。
　フレーム連結部６は、例えば、図３Ａ，Ｂに示したように、メインフレーム４の下面に接続されるとともに動力伝達シャフト８を挿通可能な第一筒部６１ａを有する本体部６１と、サブフレーム５の下面に接続されるとともに第一筒部６１ａの内側に挿嵌される第二筒部６２ａを有する回動部６２と、第一筒部６１ａと第二筒部６２ａとの間に配置された軸受６３と、を有する。本体部６１は、メインフレーム４から略Ｌ字形状に延出されており、先端部から一対の第一筒部６１ａが延出されている。一対の第一筒部６１ａの間に回動部６２が配置されていることから、第一筒部６１ａは回動部６２の抜け止めを構成する。なお、本体部６１の先端部は、軽量化のために肉抜きされた筒状に形成されていてもよい。
　また、フレーム連結部６は、図３Ｃに示した変形例のように、本体部６１がメインフレーム４の下面に接続されたフランジ部により構成されていてもよい。かかる変形例では、本体部６１を構成するフランジ部に第一筒部６１ａが挿嵌されており、内部に動力伝達シャフト８が非接触状態に挿通される。また、回動部６２は、実質的に第二筒部６２ａにより構成されており、第一筒部６１ａの外側に挿嵌される。なお、第二筒部６２ａの両側には、第一筒部６１ａに挿嵌又は形成された環状のストッパ６１ｂが配置されていてもよい。
　ここで、図４Ａ～Ｃは、サブフレームを回動させた状態を示す図であり、図４Ａは水平状態、図４Ｂは前傾状態、図４Ｃは後傾状態、を示している。また、図５Ａ，Ｂは、図１に示した垂直離着陸機の飛行状態を示す図であり、図５Ａはホバリング時、図５Ｂは前進時、を示している。なお、図４Ａ～Ｃでは、説明の便宜上、ハンドル７の図を省略してある。
　上述したように、本実施形態に係る垂直離着陸機１では、機体を構成するフレームを、メインフレーム４とサブフレーム５とに分離し、サブフレーム５をメインフレーム４に対して回動可能に接続し、サブフレーム５に推進器２を配置することにより、推進器２のみを回動させることができる。したがって、重量物であるとともに重要な部品である原動機３やオイルタンク３１を動かさずに、推進器２の向きを変更することができ、推力制御時に要する操作力を低減することができるとともに、推力制御時における重心の変動を抑制することができ、安定した操縦を行うことができる。
　例えば、図４Ａに示したように、推進器２を略水平状態に維持した状態から、ハンドル７を下方に引き込むことにより、サブフレーム５を下方に向かって回動させることができ、推進器２を図４Ｂに示した前傾状態に容易に変更することができる。また、図４Ａに示したように、推進器２を略水平状態に維持した状態から、ハンドル７を上方に押し上げることにより、サブフレーム５を上方に向かって回動させることができ、推進器２を図４Ｃに示した後傾状態に容易に変更することができる。
　次に、上述した垂直離着陸機１の飛行状態（ホバリング時及び前進時）について説明する。図４Ａ，Ｂの座席４１にはそれぞれ乗員Ｐが搭乗しており、前部座席に着座した乗員Ｐが操縦者となる。
　図４Ａに示したように、ホバリング時は、操縦者は、推進器２（ファン２１）の駆動軸が略鉛直方向となるようにハンドル７を操作する。かかる操作によって、推進器２の推力は機体に揚力のみを発生させ、機体に推力を発生しないようにすることができる。また、ホバリング時は、推進器２の揚力と機体の重力とが略一致するように原動機３の出力を調整する。ホバリングは、空中で垂直離着陸機１を停止させた状態であるが、鉛直方向に離着陸するときの上昇時や下降時もホバリングと実質的に同じ姿勢となる。すなわち、離陸時は、推進器２の揚力が機体の重力よりも大きくなるように原動機３の出力を調整し、着陸時は、推進器２の揚力が機体の重力よりも小さくなるように原動機３の出力を調整すればよい。
　図４Ｂに示したように、前進時は、操縦者は、ハンドル７を身体に近付けることにより、サブフレーム５、すなわち、推進器２（ファン２１）を前方に回動させる。かかる操作により、推進器２（ファン２１）は、斜め後方に向かって空気を噴出することができ、推進器２の推力の前後方向成分により、機体を前進させることができる。また、前方に直進したい場合には、推進器２の推力の鉛直方向成分（揚力）と機体の重力とが略一致するように原動機３の出力を調整すればよい。
　また、図示しないが、右旋回時は、操縦者から見て右側に体重移動することによって、機体を右側に傾けて機体の左側に向かって推力を発生させ、左旋回時は、操縦者から見て左側に体重移動することによって、機体を左側に傾けて機体の右側に向かって推力を発生させるようにすればよい。
　なお、上述した実施形態では、二人乗り用の座席４１を有する垂直離着陸機１について説明したが、後部座席は物資等を載置する荷物置場として使用してもよいし、後部座席を省略するようにしてもよい。後部座席を省略した場合には、一人乗り用の垂直離着陸機１となることから、重量バランス等を考慮して座席４１の位置を調整する必要がある。
　次に、本発明の他の実施形態に係る垂直離着陸機１ついて説明する。ここで、図６Ａ，Ｂは、本発明の第二実施形態に係る垂直離着陸機を示す図であり、図６Ａは側面図、図６Ｂは変形例、を示している。図７Ａ～Ｃは、本発明の第三実施形態に係る垂直離着陸機を示す図であり、図７Ａは機体天井部下面図、図７Ｂはホバリング時におけるＸ－Ｘ断面矢視図、図７Ｃは前進時におけるＸ－Ｘ断面矢視図、を示している。
　図６Ａ，Ｂに示した第二実施形態の垂直離着陸機は、サブフレーム５に接続された張力伝達手段９１と、張力伝達手段９１に張力を付与する張力発生手段９２と、張力発生手段９２を操作する入力手段９３と、を備えた操縦補助装置９を有し、操縦補助装置９により、推進器２の向きを変更する際に必要なハンドル７の操作力を補助するようにしたものである。
　かかる操縦補助装置９を配置することにより、ハンドル７の操作時に必要な操作力の一部を操縦補助装置９で補填することができ、ハンドル７の操作に必要な力を軽減することができ、操作性を向上させることができる。
　具体的には、張力伝達手段９１は、例えば、ワイヤ等の索体により構成されており、図６Ａに示したように、一端がサブフレーム５に接続され、他端が張力発生手段９２に接続されている。また、張力伝達手段９１は、乗員との干渉を避けるために、メインフレーム４に沿って配置されており、複数のプーリ９４に掛け回されている。なお、張力伝達手段９１は、ワイヤ等の索体を挿通するアウターチューブを有していてもよい。
　張力発生手段９２は、張力伝達手段９１を少なくとも一方向に移動可能なものであればよく、例えば、ジャッキ、エアシリンダ、油圧シリンダ、電動シリンダ等が使用される。また、入力手段９３は、張力発生手段９２を操作する手段であり、例えば、ペダル、回転ハンドル、ハンドレバー、フットレバー、通電スイッチ等が使用される。
　図６Ｂに示した変形例は、張力伝達手段９１を迂回させずに、サブフレーム５から真下に張力伝達手段９１を延伸させるとともに、乗員との干渉を避けるために部分的にオフセットさせて張力発生手段９２に接続したものである。かかる変形例によれば、張力伝達手段９１の長さを短くすることができ、重量増加を抑制することができるとともに応答性を向上させることができる。
　図７Ａ～Ｃに示した第三実施形態の垂直離着陸機は、一端がメインフレーム４に回動可能に接続されるとともに他端がサブフレーム５に回動可能に接続されたショックアブソーバ１０を有し、ショックアブソーバ１０はロッド１０ａの位置を固定可能なロック機構（図示せず）を有し、ロック機構により、推進器２の角度を固定させるようにしたものである。
　かかるショックアブソーバ１０をメインフレーム４とサブフレーム５との間に配置することにより、原動機３やファン２１により生じる振動を減衰させることができ、機体全体の振動を抑制することができる。また、ロック機構を有するショックアブソーバ１０を使用することにより、メインフレーム４に対してサブフレーム５を回動させた状態をロックすることができ、乗員がハンドル７を操作して一定の状態を維持する必要がなく、操作性を向上させることができ、乗員の疲労を低減することができる。
　具体的には、ショックアブソーバ１０は、市販されているガススプリングや油圧シリンダにより構成される。また、ショックアブソーバ１０の内部には、ガスや液体の流通を停止可能な弁が配置されており、弁の開放時にロッド１０ａを伸縮させることができ、弁の閉塞時にロッド１０ａの移動を停止させることができる。なお、ショックアブソーバ１０は、例えば、ユニバーサルジョイントによりメインフレーム４及びサブフレーム５に接続される。
　この弁の開閉を行うスイッチ１０ｂは、例えば、機体の接続部４６やハンドル７に配置されており、スイッチ１０ｂを押した状態で弁を閉じるように構成されている。したがって、推進器２（ファン２１）の角度を固定したい場合にはスイッチ１０ｂを押し、推進器２（ファン２１）の角度を変更したい場合にはスイッチ１０ｂを押さないようにする。なお、スイッチ１０ｂを押した状態で弁を開くように構成してもよい。
　本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更が可能であることは勿論である。
１　垂直離着陸機
２　推進器
３　原動機
４　メインフレーム
５　サブフレーム
６　フレーム連結部
７　ハンドル
８　動力伝達シャフト
９　操縦補助装置
１０　ショックアブソーバ
１０ａ　ロッド
２１　ファン
４１　座席
４２　接地脚
６１　本体部
６１ａ　第一筒部
６２　回動部
６２ａ　第二筒部
６３　軸受
９１　張力伝達手段
９２　張力発生手段
９３　入力手段
 

Claims (5)

  1. 　揚力及び推力を発生させる推進器と、
    　該推進器に動力を供給する動力供給手段と、
    　少なくとも前記動力供給手段の一部、座席及び接地脚を支持するメインフレームと、
    　前記推進器を支持するサブフレームと、
    　前記メインフレームと前記サブフレームとを回動可能に連結するフレーム連結部と、
    　前記サブフレーム又は前記推進器に接続されたハンドルと、を有し、
    　前記座席に着座した乗員が前記ハンドルを操作することによって、前記メインフレームに対して前記サブフレームを相対移動させ、前記推進器の向きを変更するようにした、ことを特徴とする垂直離着陸機。
  2. 　前記推進器は揚力及び推力を発生させるファンを有し、前記動力供給手段は前記メインフレームに支持された動力源及び該動力源により発生した動力を前記ファンに伝達する動力伝達シャフトを有し、該動力伝達シャフトの回転軸と前記フレーム連結部における前記サブフレームの回動軸とが同軸上に配置されている、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
  3. 　前記フレーム連結部は、前記メインフレームに接続されるとともに前記動力伝達シャフトを挿通可能な第一筒部を有する本体部と、前記サブフレームに接続されるとともに前記第一筒部の内側又は外側に挿嵌される第二筒部を有する回動部と、前記第一筒部と前記第二筒部との間に配置された軸受と、を有することを特徴とする請求項２に記載の垂直離着陸機。
  4. 　前記サブフレームに接続された張力伝達手段と、該張力伝達手段に張力を付与する張力発生手段と、該張力発生手段を操作する入力手段と、を備えた操縦補助装置を有し、該操縦補助装置により、前記推進器の向きを変更する際に必要な前記ハンドルの操作力を補助するようにした、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
  5. 　一端が前記メインフレームに回動可能に接続されるとともに他端が前記サブフレームに回動可能に接続されたショックアブソーバを有し、該ショックアブソーバはロッドの位置を固定可能なロック機構を有し、該ロック機構により、前記推進器の角度を固定させるようにした、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
     
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