WO2014185492A1 - 垂直離着陸機 - Google Patents

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WO2014185492A1
WO2014185492A1 PCT/JP2014/062955 JP2014062955W WO2014185492A1 WO 2014185492 A1 WO2014185492 A1 WO 2014185492A1 JP 2014062955 W JP2014062955 W JP 2014062955W WO 2014185492 A1 WO2014185492 A1 WO 2014185492A1
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WO
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main wing
vertical take
landing aircraft
main
ducted fan
Prior art date
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PCT/JP2014/062955
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English (en)
French (fr)
Inventor
正善 恒川
田村　哲也
Original Assignee
株式会社Ihi
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Publication date
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Priority to NZ712963A priority patent/NZ712963A/en
Priority to AU2014266242A priority patent/AU2014266242B2/en
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/001—Shrouded propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/385—Variable incidence wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap

Definitions

  • the present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft, and more particularly to a vertical take-off and landing aircraft that can safely and temporarily land when thrust is lost.
  • 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.
  • the helicopter is relatively large in size, and has a main rotor larger than the aircraft and a tail rotor at the rear of the aircraft. Therefore, helicopters take off and land in narrow spaces where obstacles such as buildings and trees exist. And attitude control, the main rotor and tail rotor come into contact with obstacles, so a large space is required 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.
  • JP 2006-56364 A Japanese Patent Laid-Open No. 05-077789
  • the vertical take-off and landing aircraft described in Patent Document 2 has a ducted fan arranged on the aircraft body, and has a main wing similar to an aircraft, so that the fan stops and loses thrust. Even if there is, you can glide with the main wing, so you can try to land on time.
  • a vertical take-off and landing aircraft is based on the aircraft body, the entire aircraft becomes larger, requiring a certain wide space for take-off and landing, and reducing the advantages of the vertical take-off and landing aircraft. there were.
  • the present invention was devised in view of the above-described problems, and an object thereof is to provide a vertical take-off and landing aircraft that can glide even when thrust is lost while suppressing an increase in size of the aircraft. .
  • the present invention is a vertical take-off and landing aircraft, a propulsion device that generates lift and thrust, a main frame that supports a seat and a ground leg, and supports the propulsion device and rotates in the front-rear direction with respect to the main frame A subframe arranged in a possible manner, a power supply means which is supported by the main frame or the subframe and supplies power to the propeller, a control stick connected to the subframe, the propeller or the A main wing disposed in a sub-frame, and the main wing is normally retracted to a position where it does not interfere with the air flow of the thruster, and is configured to be movable to a position where lift is generated when thrust is lost. .
  • the main wing is arranged in the propeller or subframe, so that it can be rotated in conjunction with the propeller, and during normal times (for example, during cruise flight or hovering) It can be retreated to a position where it does not interfere with the airflow of the propelling device, and can be moved to a position where lift is generated when thrust is lost.
  • the main wing can use the airflow to generate lift and glide the aircraft.
  • Vertical drop can be suppressed.
  • it is only necessary to arrange the main wings on the propulsion unit or the subframe it is possible to suppress an increase in size of the airframe.
  • FIG. 1 is a side view showing a vertical take-off and landing aircraft according to a first embodiment of the present invention. It is a block diagram from the front side of the power transmission mechanism in the vertical take-off and landing aircraft according to the first embodiment of the present invention. It is a partial rear view showing the main wing in the vertical take-off and landing aircraft according to the first embodiment of the present invention. It is a figure which shows the effect
  • FIGS. 1A to 4B are views showing the vertical take-off and landing aircraft according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 1A is a side view
  • FIG. 1B is a configuration diagram showing a power transmission mechanism
  • FIG. 1C is a main wing.
  • FIG. 1A is a side view
  • FIG. 1B is a configuration diagram showing a power transmission mechanism
  • FIG. 1C is a main wing.
  • a vertical take-off and landing aircraft 1 includes a propulsion unit 2 that generates lift and thrust, a main frame 4 that supports a seat 41 and a grounding leg 42.
  • the subframe 5 that supports the propelling device 2 and is pivotable in the front-rear direction with respect to the main frame 4, and the power that is supported by the main frame 4 or the subframe 5 and that supplies power to the propelling device 2 It has a supply means 3, a control stick 6 connected to the subframe 5, and a main wing 7 arranged in the propulsion device 2.
  • the main wing 7 is retracted to a position where it does not interfere with the airflow of the propulsion device 2 at normal times. When the thrust is lost, it is configured to be movable to a position where lift is generated.
  • the propulsion device 2 includes, for example, a ducted fan 21L disposed on the left side of the main shaft 4 (right side in FIG. 1B) and a ducted fan 21R disposed on the right side of the main frame 4 (left side in FIG. 1B).
  • the ducted fans 21L and 21R are integrally connected by the subframe 5.
  • Ducted fans 21L and 21R are generally configured by a substantially cylindrical duct 21a and a propeller 21b rotatably disposed in duct 21a, and a nose is located in front (upstream side) of the center of propeller 21b.
  • a cone 21c is disposed, and a tail cone 21d is disposed behind (downstream) the center of the propeller 21b.
  • the nose cone 21c has a function of smoothly guiding the gas sucked by the propeller 21b into the duct 21a, and the tail cone 21d has a function of rectifying the gas discharged from the duct 21a.
  • the propeller 21b may have a pitch variable mechanism. By providing the pitch variable mechanism, the pitch of the left and right propellers 21b can be changed, and the maneuverability can be improved. Also, the propeller can be feathered to reduce air resistance during gliding.
  • the power supply means 3 is, for example, a prime mover that supplies power to the ducted fans 21L and 21R by the power transmission mechanism shown in FIG. 1B.
  • a prime mover that supplies power to the ducted fans 21L and 21R by the power transmission mechanism shown in FIG. 1B.
  • an electric motor or a reciprocating engine may be used instead of the prime mover, or a supercharger may be installed.
  • the power supply means 3 is fixed to the back surface of the main frame 4 and is supplied with fuel from an oil tank 31 disposed at the upper part of the fuselage, burns the fuel and outputs power, and an exhaust nozzle 32 disposed rearward. Exhaust gas from an oil tank 31 disposed at the upper part of the fuselage, burns the fuel and outputs power, and an exhaust nozzle 32 disposed rearward. Exhaust gas from
  • the power transmission mechanism of the vertical take-off and landing aircraft 1 has power supply means 3, a sprocket 33 connected to the tip of the output shaft of the power supply means 3, and bevel gears 34a at both ends.
  • a power transmission shaft 34 having a sprocket 34b in the middle, a roller chain spanned between the sprockets 33 and 34b, and a bearing 35 that rotatably supports the power transmission shaft 34;
  • the output power is transmitted to the power transmission shaft 34 via the chain drive mechanism, and the rotation of the power transmission shaft 34 is transmitted to the drive shafts of the ducted fans 21L and 21R via the bevel gear 34a.
  • the power transmission between the power supply means 3 and the power transmission shaft 34 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 rotational speed of each ducted fan 21L, 21R, the power supply means 3 may be individually connected to each ducted fan 21L, 21R.
  • the bearing 35 that supports the power transmission shaft 34 is disposed on the main frame 4 to which the power supply means 3 is fixed, and is configured so that the positional relationship between the output shaft of the power supply means 3 and the power transmission shaft 34 does not fluctuate. Has been.
  • the main frame 4 is a member that forms the skeleton of the fuselage and is a component that supports the propulsion device 2, the power supply means 3, the seat 41, the grounding leg 42, and the like.
  • the main frame 4 preferably has a frame structure in order to reduce the weight of the airframe.
  • a seat 41 for example, a front seat and a rear seat
  • a plurality of ground legs 42 that constitute legs that contact the ground when landing, and the moment and balance of the fuselage are stabilized.
  • the tail wing 43 to be moved, the footrest 44 for supporting the occupant's feet, and the like are arranged.
  • a seat belt may be disposed on the seat 41, and a damper may be disposed on the grounding leg 42.
  • a cowl 45 that is 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 may be arranged on the side surface.
  • the connecting 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 an operation switch and an operation lever of the power supply means 3 are arranged.
  • the main body of the power supply means 3 is fixed to the back surface of the main frame 4, and an oil tank 31 is fixed to the upper part (ceiling part) of the main frame 4. Further, a plate member constituting a roof portion for avoiding rain may be disposed on the ceiling portion of the main frame 4.
  • the subframe 5 is a component that connects the left and right ducted fans 21L and 21R.
  • a control stick 6 extending in front of the seat 41 is connected to the subframe 5.
  • the control stick 6 extends from the subframe 5 to the front of the seat 41 so that the subframe 5 is rotated in the front-rear direction with respect to the main frame 4 by rotating the control stick 6 in the front-rear direction. It is configured. Since the control stick 6 rotates the subframe 5 and the propulsion device 2, the control stick 6 may be connected to the outer peripheral surface of the propulsion device 2.
  • the sub-frame 5 is rotatably connected to the main frame 4 by the frame connection part 51, as shown to FIG. 1B.
  • the seat 41 and the power supply means 3 are fixed to the main frame 4 by such a frame structure, the seat 41 and the power supply means 3 have an integral structure and are configured not to move relative to each other.
  • the propulsion device 2 ducted fans 21L and 21R
  • the propulsion device 2 ducted fans 21L and 21R
  • the propulsion device 2 is connected by rotatably connecting the subframe 5 to the main frame 4. Relative movement (rotation) with respect to the seat 41 and the power supply means 3 can be performed.
  • the frame connecting portion 51 is configured such that the rotation axis of the power transmission shaft 34 and the rotation axis of the subframe 5 are arranged coaxially.
  • the frame connecting portion 51 is connected to the lower surface of the main frame 4 and has a first cylindrical portion that can be inserted through the power transmission shaft 34 and the lower surface of the subframe 5 and is connected to the lower surface of the subframe 5.
  • It has the rotation part 51b which has the 2nd cylinder part inserted by the inner side of one cylinder part, and the bearing (not shown) arrange
  • the ducted fans 21L and 21R are rotated along the rotation axis of the power transmission shaft 34 while maintaining the connection state at the connecting portion (bevel gear 34a) between the power transmission shaft 34 and the ducted fans 21L and 21R. And the direction of the propulsion device 2 can be changed.
  • the frame connecting portion 51 is not limited to the illustrated configuration as long as the main frame 4 and the sub frame 5 can be relatively moved (rotated).
  • the sub-frame 5 having the propelling device 2 is configured to be rotatable with respect to the main frame 4 forming the skeleton of the airframe, and operates around the axis of the power transmission shaft 34 by operating the control stick 6.
  • the propulsion device 2 ducted fans 21L, 21R
  • the power supply means 3 described above may be arranged in the subframe 5 instead of the mainframe 4 although not shown. In this case, it is not necessary to arrange the rotating shaft of the power transmission shaft 34 and the rotation shaft of the subframe 5 on the same axis, and the power transmission mechanism can be simplified.
  • the main wing 7 includes, for example, a pair of support panels 71 and 71 fixed to both side portions of the propelling device 2, and a main wing body 72 disposed between the support panels 71 and 71.
  • the slat wing 73 is disposed in front of the main wing body 72
  • the flap wing 74 is disposed in the rear of the main wing body 72.
  • the slat wings 73 and the flap wings 74 are not essential components for the main wing body 72, and both may be omitted or only one of them may be arranged.
  • the support panel 71 is made of, for example, a thin plate member having a streamline shape, and is fixed to the outer surface of the duct 21a of the ducted fans 21L and 21R. Note that the shape of the support panel 71 is not limited to the illustrated shape, and may be any other shape as long as aerodynamic resistance is taken into consideration. Although not shown, the support panel 71 may be fixed to the subframe 5.
  • the main wing body 72 has, for example, a wing-shaped cross section as shown in FIG. 1A, and is arranged and fixed so as to be spanned between the support panels 71 and 71 as shown in FIG. 1C.
  • the main wing body 72 has a surface area capable of generating lift necessary to glide the vertical take-off and landing aircraft 1 against gravity relative to the weight of the vertical take-off and landing aircraft 1 and the loaded weight (total weight of passengers and luggage). ing.
  • the surface area of the main wing body 72 is appropriately changed according to conditions such as the weight of the vertical take-off and landing aircraft 1 and the maximum load weight. In order to increase the surface area of the main wing body 72, the lateral width of the main wing body 72 may be increased and the support panel 71 may be penetrated.
  • the slat wing 73 is a kind of high lift device for increasing the lift of the aircraft.
  • the slat wings 73 are arranged so as to form a certain gap with the front edge of the main wing body 72, for example. By disposing such slat wings 73, a part of the airflow passing through the lower surface side of the slat wings 73 can flow to the upper surface side of the main wing main body 72, and the separation of the airflow can be delayed.
  • the slat wings 73 are not limited to fixed wings, and may be configured to be stored in the main wing body 72 during cruise flight.
  • the flap wing 74 is also a kind of high lift device for increasing the lift of the aircraft.
  • the flap blade 74 is disposed so as to form a certain gap with the rear edge of the main wing body 72.
  • the flap wing 74 having such a configuration is called a slotted flap, and can make the camber of the main wing main body 72 longer, and a part of the airflow passing through the lower surface side of the main wing main body 72 flows to the upper surface side of the flap wing 74. Airflow separation can be delayed.
  • the flap wings 74 are not limited to fixed wings, and may be configured such that the angle can be changed according to the flight state, or configured to be stored in the main wing body 72 during cruise flight. It may be.
  • the main wing body 72 is disposed behind the propulsion device 2 (ducted fans 21L and 21R) with the propulsion device 2 (ducted fans 21L and 21R) facing vertically upward. It is configured as follows. That is, the main wing body 72 is disposed such that the chord direction is substantially parallel to the rotation axis of the ducted fans 21L and 21R. With this configuration, the main wing 7 does not interfere with the airflow passing through the ducted fans 21L and 21R.
  • the main wing body 72 is disposed so as to have a certain gap between the main wing body 72 and the propulsion device 2 (ducted fans 21L and 21R). Specifically, the main wing body 72 has a certain clearance from the duct 21a of the ducted fans 21L and 21R and the power supply means 3 (exhaust nozzle 32, etc.). By forming such a gap, air current can flow between the propulsion device 2 (ducted fans 21L and 21R) and the main wing body 72 during gliding, and lift can be generated. This gap is appropriately set according to conditions such as the weight of the fuselage and the size of the main wing body 72.
  • FIG. 2A shows the action during cruise flight
  • FIG. 2B shows the action in the thrust loss state during cruise flight
  • FIG. 3A shows the action during hovering
  • FIG. 3B shows the action in the thrust loss state during hovering.
  • the configuration other than the ducted fan 21L and the main wing 7 is omitted, and the support panel 71 is indicated by a one-dot chain line.
  • the ducted fan 21L is steered forward with the power transmission shaft 34 as the center of rotation, and sucks air from the front and moves backward. Thrust is generated by blowing out.
  • the main wing 7 is disposed above the ducted fan 21L, and the main wing main body 72 has an angle of attack of ⁇ with respect to the airflow A generated by the thrust of the ducted fan 21L.
  • the airflow A passes through the gap between the main wing body 72 and the ducted fan 21L, and the main wing body 72 generates lift L (lift) and drag D (drag). Therefore, the aircraft body is lifted upward by the resultant force F, and the main wing 7 assists the flight of the vertical take-off and landing aircraft 1.
  • the thruster 2 loses thrust.
  • the main wing 7 that receives the airflow A and generates the lift L is provided, the main wing main body while the vertical take-off and landing aircraft 1 is flying by inertial force.
  • the upward resultant force F that opposes the gravity of the vertical take-off and landing aircraft 1 can be generated by the airflow A that passes through the gap between the duct 72 and the ducted fan 21L.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 can be safely and temporarily landed at a desired location.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 can be turned by changing the weight of the occupant, and the traveling direction can be arbitrarily changed.
  • the ducted fan 21L is driven in a state of being directed vertically upward with the power transmission shaft 34 as a rotation center, and sucks air from above to move downward. Thrust is generated by blowing out.
  • the main wing 7 is arranged behind (in the back of) the ducted fan 21L, and is retracted to a position where it does not interfere with the airflow of the ducted fan 21L.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 can be slid while avoiding the vertical take-off and landing aircraft 1 from falling vertically, as in the case of cruise flight.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 can be safely landed at the place.
  • the main wing 7 is arranged in the propulsion device 2 so that the propulsion device 2 can be rotated in conjunction with the propulsion device 2 at normal times (for example, during cruise flight or When hovering or the like) can be retracted to a position where it does not interfere with the airflow of the propulsion device 2, and when thrust is lost, it can be moved to a position where lift L is generated. Therefore, even if the propulsion device 2 loses thrust due to an engine trouble or the like, the main wing 7 can use the airflow A to generate the lift L and glide the airframe, thereby suppressing the vertical drop. be able to. Moreover, since it is only necessary to arrange the main wings 7 on the propulsion device 2, it is possible to suppress an increase in the size of the airframe.
  • FIG. 4A is a side view showing the vertical take-off and landing aircraft according to the second embodiment of the present invention
  • FIG. 4B is a side view showing the vertical take-off and landing aircraft according to the third embodiment.
  • symbol is attached
  • the propulsion device 2 may include control blades 8 that are configured by the ducted fans 21L and 21R and that control the flow direction of the airflow passing through the ducted fans 21L and 21R.
  • the control wings 8 are arranged along the left and right directions of the ducted fans 21L and 21R. Specifically, a rotating shaft 81 is stretched between the duct 21a and the tail cone 21d of the ducted fans 21L and 21R, and the control blade 8 is fixed to the rotating shaft 81. Although not shown, one end of the rotation shaft 81 is rotatably supported by a bearing portion formed in the duct 21a, and the other end is connected to an actuator disposed in the tail cone 21d. Therefore, the control blade 8 can be rotated back and forth by rotating the rotation shaft 81.
  • control wings 8 may be arranged on both the left and right sides of the tail cone 21d, or may be arranged only on either the inner side or the outer side. Further, the control blade 8 may be disposed so as to be exposed to the outside of the duct 21a, may be disposed so as to be accommodated in the duct 21a, or upstream of the propeller 21b of the ducted fans 21L and 21R. May be arranged.
  • the control wings 8 are arranged in the front-rear direction of the ducted fans 21L and 21R. Specifically, a rotating shaft 81 is stretched along the left-right direction in the duct 21 a of the ducted fans 21 ⁇ / b> L and 21 ⁇ / b> R, and the control blade 8 is fixed to the rotating shaft 81.
  • the rotating shaft 81 is rotatably supported at one end by a bearing portion formed in the duct 21a, and the other end is connected to an actuator disposed in the duct 21a. Therefore, the control blade 8 can be rotated back and forth by rotating the rotation shaft 81.
  • control blades 8 may be disposed on both the front and rear sides of the tail cone 21d, or may be disposed only on either the front side or the rear side. Further, the control blade 8 may be disposed so as to be accommodated inside the duct 21a, may be disposed so as to be exposed to the outside of the duct 21a, or upstream of the propeller 21b of the ducted fans 21L and 21R. May be arranged.
  • the flow of the airflow passing through the ducted fans 21L and 21R can be controlled by manipulating the rotation of the control blade 8, and thrust can be applied in a desired direction.
  • the traveling direction of the vertical take-off and landing aircraft 1 is controlled by controlling the flow direction of the air flow.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 can be steered toward a place suitable for emergency landing.
  • a first aspect of the vertical take-off and landing aircraft includes a propulsion unit that generates lift and thrust, a main frame that supports a seat and a grounding leg, a propulsion unit that supports the propulsion unit and a longitudinal direction with respect to the main frame.
  • a subframe that is pivotally disposed on the main frame, a power supply means that is supported by the main frame or the subframe and supplies power to the propulsion device, a control stick connected to the subframe, and the propulsion
  • a main wing arranged on the sub-frame or the sub-frame, and the main wing is normally retracted to a position where it does not interfere with the air flow of the propellant and is movable to a position where lift is generated when thrust is lost It is supposed to be.
  • the main wings are arranged in the propeller or subframe, so that the propeller can be rotated in conjunction with the propeller, for example, during cruise flight or hovering, the airflow of the propeller Can be retreated to a position where it does not interfere with, and when thrust is lost, it can be moved to a position where lift is generated.
  • the main wing can use the airflow to generate lift and glide the aircraft, so that vertical fall can be suppressed. Become. Moreover, since it is only necessary to arrange the main wings on the propulsion unit or the subframe, the increase in size of the airframe can be suppressed.
  • the main wing is configured by a pair of support panels fixed to both side portions of the propulsion device and a main wing body disposed between the support panels.
  • the main wing body since both sides of the main wing body are respectively fixed to the pair of support panels, the main wing body has a high structural strength.
  • the main wing is configured such that the main wing main body is arranged behind the propulsion unit with the propulsion unit facing vertically upward.
  • the main wing can be prevented from interfering with the airflow passing through the propeller.
  • the main wing body is disposed so as to have a certain gap between the main wing body and the propeller.
  • the main wing includes at least one of a slat wing disposed in front of the main wing body and a flap wing disposed in the rear of the main wing body. It has a configuration.
  • the separation of the airflow from the main wing body can be delayed.
  • the propulsion unit is constituted by a ducted fan, and has control blades for controlling the direction of airflow passing through the ducted fan.
  • the flow of the airflow passing through the propeller can be controlled, and the thrust can be generated in a desired direction.

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Abstract

　揚力及び推力を発生させる推進器２と、座席４１及び接地脚４２を支持するメインフレーム４と、推進器２を支持するとともにメインフレーム４に対して前後方向に回動可能に配置されたサブフレーム５と、メインフレーム４に支持されるとともに推進器２に動力を供給する動力供給手段３と、サブフレーム５に接続された操縦桿６と、推進器２に配置された主翼７と、を有し、主翼７は、通常時は推進器２の気流と干渉しない位置に退避し、推力喪失時は揚力を発生させる位置に移動可能に構成されている。機体の大型化を抑制しつつ、推力喪失時であっても滑空することができる。

Description

垂直離着陸機
　本発明は、垂直離着陸機に関し、特に、推力喪失時に安全に不時着可能な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固定翼機も存在している。
　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ことから、建築物や樹木等の障害物が存在している狭い空間において、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ため、離着陸のために広い空間が必要となる。
　一方、ジェットエンジンを使用した垂直離着陸可能な固定翼機の場合は、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、かかる固定翼機の場合も離着陸のために広い空間が必要となる。
　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２００６－５６３６４号公報 特開平０５－０７７７８９号公報
　しかしながら、特許文献１に記載された垂直離着陸機は、推力発生手段がダクテッドファンだけであることから、ファンが停止して推力を喪失した場合には機体は垂直落下してしまうという問題がある。また、緊急事態に備えて、パラシュートを配備しておくことも考えられるが、パラシュートの開傘には一定の時間を要し、十分な高度を有していなければならず、乗員が曝露した状態で操縦する垂直離着陸機への適応が難しいという問題もあった。
　また、特許文献２に記載された垂直離着陸機は、航空機の機体にダクテッドファンを配置したものであり、航空機と同様の主翼を有していることから、ファンが停止して推力を喪失した場合であったとしても主翼により滑空することができるので、不時着を試みることができる。しかしながら、かかる垂直離着陸機は、航空機の機体をベースにしていることから、機体全体が大型化してしまい、離着陸に一定の広い空間を必要とし、垂直離着陸機の利点を減殺させてしまうという問題があった。
　本発明は上述した問題点に鑑み創案されたものであり、機体の大型化を抑制しつつ、推力喪失時であったとしても滑空することができる、垂直離着陸機を提供することを目的とする。
　本発明は、垂直離着陸機であって、揚力及び推力を発生させる推進器と、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とともに前記メインフレームに対して前後方向に回動可能に配置されたサブフレームと、前記メインフレーム又は前記サブフレームに支持されるとともに前記推進器に動力を供給する動力供給手段と、前記サブフレームに接続された操縦桿と、前記推進器又は前記サブフレームに配置された主翼と、を有し、前記主翼は、通常時は前記推進器の気流と干渉しない位置に退避し、推力喪失時は揚力を発生させる位置に移動可能に構成されている。
　本発明の垂直離着陸機によれば、推進器又はサブフレームに主翼を配置したことにより、推進器と連動して回動させることができ、通常時（例えば、巡航飛行時やホバリング時等）は推進器の気流と干渉しない位置に退避させることができ、推力喪失時は揚力を発生させる位置に移動させることができる。
　上述した本発明の垂直離着陸機によれば、推進器がエンジントラブル等により推力を喪失した場合であったとしても、主翼により気流を利用して揚力を発生させて機体を滑空させることができるので、垂直落下を抑制することができる。また、推進器又はサブフレームに主翼を配置するだけでよいことから、機体の大型化を抑制することもできる。
本発明の第一実施形態に係る垂直離着陸機を示す側面図である。 本発明の第一実施形態に係る垂直離着陸機における動力伝達機構の正面側からの構成図である。 本発明の第一実施形態に係る垂直離着陸機における主翼を示す部分背面図である。 第一実施形態に係る垂直離着陸機の巡航飛行時における作用を示す図である。 第一実施形態に係る垂直離着陸機の巡航飛行時における推力喪失状態を示す図である。 第一実施形態に係る垂直離着陸機のホバリング時における作用を示す図である。 第一実施形態に係る垂直離着陸機のホバリング時における推力喪失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。 本発明の第三実施形態に係る垂直離着陸機を示す側面図である。
　以下、本発明の実施形態について図１Ａ～図４Ｂを用いて説明する。ここで、図１Ａ～図１Ｃ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は側面図、図１Ｂは動力伝達機構を示す構成図、図１Ｃは主翼を示す部分背面図、である。
　本発明の第一実施形態に係る垂直離着陸機１は、図１Ａ～図１Ｃに示したように、揚力及び推力を発生させる推進器２と、座席４１及び接地脚４２を支持するメインフレーム４と、推進器２を支持するとともにメインフレーム４に対して前後方向に回動可能に配置されたサブフレーム５と、メインフレーム４又はサブフレーム５に支持されるとともに推進器２に動力を供給する動力供給手段３と、サブフレーム５に接続された操縦桿６と、推進器２に配置された主翼７と、を有し、主翼７は、通常時は推進器２の気流と干渉しない位置に退避し、推力喪失時は揚力を発生させる位置に移動可能に構成されている。
　前記推進器２は、例えば、メインフレーム４の機軸左側（図１Ｂの右側）に配置されるダクテッドファン２１Ｌと、メインフレーム４の機軸右側（図１Ｂの左側）に配置されるダクテッドファン２１Ｒと、を有し、これらのダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒはサブフレーム５により一体に連結されている。
　ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒは、一般に、略円筒形状のダクト２１ａと、ダクト２１ａ内に回転可能に配置されたプロペラ２１ｂと、により構成されており、プロペラ２１ｂの中心部の前方（上流側）にはノーズコーン２１ｃが配置され、プロペラ２１ｂの中心部の後方（下流側）にはテールコーン２１ｄが配置されている。ノーズコーン２１ｃは、プロペラ２１ｂにより吸い込まれる気体をダクト２１ａ内に滑らかに案内する機能を有し、テールコーン２１ｄはダクト２１ａから排出される気体を整流する機能を有している。
　また、図示しないが、プロペラ２１ｂはピッチ可変機構を有していてもよい。ピッチ可変機構を設けることにより、左右のプロペラ２１ｂのピッチを変更することができ、操縦性を向上させることができる。また、滑空時に空気抵抗を減少させるためにプロペラをフェザリングさせることもできる。
　前記動力供給手段３は、例えば、図１Ｂに示した動力伝達機構により、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒに動力を供給する原動機である。動力源としては、原動機に替えて、電動モータやレシプロエンジン等を使用してもよいし、過給機を設置するようにしてもよい。動力供給手段３は、メインフレーム４の背面に固定されており、機体上部に配置されたオイルタンク３１から燃料が供給され、燃料を燃焼させて動力を出力し、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１Ｂに示したように、垂直離着陸機１の動力伝達機構は、動力供給手段３と、動力供給手段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３４ａを有するとともに中間部にスプロケット３４ｂを有する動力伝達シャフト３４と、スプロケット３３，３４ｂ間に掛け渡されたローラチェーンと、動力伝達シャフト３４を回転可能に支持する軸受３５と、を有し、動力供給手段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３４に伝達され、動力伝達シャフト３４の回転は傘歯車３４ａを介してダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒの駆動軸に伝達される。
　動力供給手段３と動力伝達シャフト３４との動力伝達は、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、各ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒの回転数を個別に制御したい場合には、各ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒに個別に動力供給手段３を接続するようにしてもよい。動力伝達シャフト３４を支持する軸受３５は、動力供給手段３が固定されるメインフレーム４に配置されており、動力供給手段３の出力軸と動力伝達シャフト３４との位置関係が変動しないように構成されている。
　前記メインフレーム４は、機体の骨格をなす部材であって、推進器２、動力供給手段３、座席４１、接地脚４２等を支持する構成部品である。メインフレーム４は、機体の軽量化を図るためにフレーム構造であることが好ましい。メインフレーム４の下部には、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にはシートベルトを配置してもよいし、接地脚４２にはダンパーを配置してもよい。
　また、座席４１の前方には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、側面部にはバックミラーが配置されていてもよい。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、動力供給手段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。
　また、メインフレーム４の背面には動力供給手段３の本体が固定されており、メインフレーム４の上部（天井部）にはオイルタンク３１が固定されている。また、メインフレーム４の天井部には、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、左右のダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒを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操縦桿６が接続されている。操縦桿６は、サブフレーム５から座席４１の前方まで延設されており、操縦桿６を前後方向に回動させることによってサブフレーム５をメインフレーム４に対して前後方向に回動させるように構成されている。操縦桿６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の外周面に操縦桿６が接続されていてもよい。そして、サブフレーム５は、図１Ｂに示したように、フレーム連結部５１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や動力供給手段３はメインフレーム４に固定されていることから、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（ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒ）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（ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒ）を座席４１や動力供給手段３に対して相対移動（回動）させることができる。
　フレーム連結部５１は、動力伝達シャフト３４の回転軸とサブフレーム５の回動軸とが同軸上に配置されるように構成されている。また、フレーム連結部５１は、例えば、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３４を挿通可能な第一筒部を有する本体部５１ａ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の内側に挿嵌される第二筒部を有する回動部５１ｂと、第一筒部と第二筒部との間に配置された軸受（図示せず）と、を有する。
　かかる構成によれば、動力伝達シャフト３４とダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒとの連結部（傘歯車３４ａ）における接続状態を維持したまま、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒを動力伝達シャフト３４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。なお、フレーム連結部５１は、メインフレーム４とサブフレーム５とを相対移動（回動）させることができればよく、図示した構成に限定されるものではない。
　上述したように、推進器２を有するサブフレーム５は、機体の骨格を形成するメインフレーム４に対して回動可能に構成されており、操縦桿６を操作して動力伝達シャフト３４の軸回りに回動させることによって、推進器２（ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒ）を前後方向に回動（傾斜）させることができ、機体の進行方向等を制御することができる。なお、上述した動力供給手段３は、図示しないが、メインフレーム４ではなくサブフレーム５に配置されていてもよい。この場合、動力伝達シャフト３４の回転軸とサブフレーム５の回動軸とは、同軸上に配置する必要はなく、動力伝達機構の簡素化を図ることができる。
　主翼７は、図１Ａ及び図１Ｃに示したように、例えば、推進器２の両側部に固定される一対の支持パネル７１，７１と、支持パネル７１，７１間に配置される主翼本体７２と、主翼本体７２の前方に配置されたスラット翼７３と、主翼本体７２の後方に配置されたフラップ翼７４と、により構成される。なお、スラット翼７３及びフラップ翼７４は、主翼本体７２に対して必須の構成要素ではなく、両方とも省略してもよいし、いずれか一方のみを配置するようにしてもよい。
　支持パネル７１は、例えば、流線形を有する薄板部材により構成されており、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒのダクト２１ａの外面に固定される。なお、支持パネル７１の形状は図示したものに限定されず、空力抵抗を考慮した形状であれば他の形状であってもよい。また、図示しないが、支持パネル７１は、サブフレーム５に固定されていてもよい。
　主翼本体７２は、例えば、図１Ａに示したように、翼形状断面を有しており、図１Ｃに示したように、支持パネル７１，７１間に掛け渡されるように配置され固定される。主翼本体７２は、垂直離着陸機１の機体重量及び積載重量（乗員及び荷物の総重量）に対する重力に対して垂直離着陸機１を滑空させるために必要な揚力を発生させることができる表面積を有している。主翼本体７２の表面積は、垂直離着陸機１の機体重量や最大積載重量等の条件によって適宜変更される。なお、主翼本体７２の表面積をより大きくしたい場合には、主翼本体７２の横幅を長くして、支持パネル７１を貫通させて配置するようにしてもよい。
　スラット翼７３は機体の揚力を増大させるための高揚力装置の一種である。スラット翼７３は、例えば、主翼本体７２の前縁との間に一定の隙間を形成するように配置される。かかるスラット翼７３を配置することにより、スラット翼７３の下面側を通る気流の一部を主翼本体７２の上面側に流して、気流の剥離を遅らせることができる。なお、スラット翼７３は、固定翼に限定されるものではなく、巡航飛行時は主翼本体７２に格納できるように構成されていてもよい。
　フラップ翼７４も機体の揚力を増大させるための高揚力装置の一種である。フラップ翼７４は、例えば、主翼本体７２の後縁との間に一定の隙間を形成するように配置される。かかる構成のフラップ翼７４は、スロッテドフラップと称され、主翼本体７２のキャンバーを長くすることができるとともに、主翼本体７２の下面側を通る気流の一部をフラップ翼７４の上面側に流して、気流の剥離を遅らせることができる。なお、フラップ翼７４は、固定翼に限定されるものではなく、飛行状態に応じて角度を変更できるように構成されていてもよいし、巡航飛行時は主翼本体７２に格納できるように構成されていてもよい。
　また、主翼７は、図１Ａに示したように、推進器２（ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒ）が鉛直上方を向いた状態で主翼本体７２が推進器２（ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒ）の後方に配置されるように構成されている。すなわち、主翼本体７２は、翼弦方向がダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒの回転軸と略平行となるように配置される。かかる構成により、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒを通過する気流に対して主翼７が干渉することはない。
　また、主翼本体７２は、推進器２（ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒ）との間に一定の隙間を有するように配置されている。具体的には、主翼本体７２は、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒのダクト２１ａや動力供給手段３（排気ノズル３２等）と一定の隙間を有する。かかる隙間を形成することにより、滑空時に気流を推進器２（ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒ）と主翼本体７２との間に流すことができ、揚力を発生させることができる。この隙間は、機体重量、主翼本体７２の大きさ等の条件によって適宜設定される。
　次に、上述した主翼７の作用について、図２Ａ～図３Ｂを参照しつつ説明する。ここで、図２Ａは、巡航飛行時における作用を示しており、図２Ｂは、巡航飛行時における推力喪失状態の作用を示している。図３Ａは、ホバリング時における作用を示しており、図３Ｂは、ホバリング時における推力喪失状態の作用を示している。なお、各図において、説明の便宜上、ダクテッドファン２１Ｌと主翼７以外の構成を省略するとともに、支持パネル７１を一点鎖線で図示している。
　図２Ａに示したように、垂直離着陸機１の巡航飛行時には、ダクテッドファン２１Ｌは、動力伝達シャフト３４を回動中心にして前方に傾斜した状態に操縦されており、前方から空気を吸い込んで後方に噴き出すことによって推力を発生させている。このとき、主翼７は、ダクテッドファン２１Ｌの上方に配置されており、主翼本体７２は、ダクテッドファン２１Ｌの推力により発生した気流Ａに対してαの迎角を有している状態になっている。
　かかる巡航飛行状態において、気流Ａは、主翼本体７２とダクテッドファン２１Ｌとの隙間を通過し、主翼本体７２には揚力Ｌ（リフト）及び抗力Ｄ（ドラッグ）が生じる。したがって、その合力Ｆによって機体は上方に持ち上げられることとなり、主翼７は垂直離着陸機１の飛行を補助することとなる。
　そして、巡航飛行状態において、エンジントラブル等によりダクテッドファン２１Ｌの回転が著しく低下又は停止した場合には、推進器２が推力を喪失することとなる。しかしながら、本実施形態では、図２Ｂに示したように、気流Ａを受けて揚力Ｌを発生させる主翼７を備えていることから、慣性力によって垂直離着陸機１が飛行している間、主翼本体７２とダクテッドファン２１Ｌとの隙間を通過する気流Ａによって、垂直離着陸機１の重力に対抗する上向きの合力Ｆを発生させることができる。
　したがって、垂直離着陸機１の垂直落下を回避しつつ、垂直離着陸機１をそのまま滑空させることができる。また、操縦桿６を操作することによって、所望の場所に垂直離着陸機１を安全に不時着させることができる。なお、本実施形態に係る垂直離着陸機１では、乗員の体重移動によって、垂直離着陸機１を旋回させることができ、進行方向を任意に変更することができる。
　図３Ａに示したように、垂直離着陸機１のホバリング時には、ダクテッドファン２１Ｌは、動力伝達シャフト３４を回動中心にして鉛直上方に向いた状態に操縦されており、上方から空気を吸い込んで下方に噴き出すことによって推力を発生させている。このとき、主翼７は、ダクテッドファン２１Ｌの後方（背面）に配置されており、ダクテッドファン２１Ｌの気流と干渉しない位置に退避している。
　そして、ホバリング状態において、エンジントラブル等によりダクテッドファン２１Ｌの回転が著しく低下又は停止した場合には、推進器２が推力を喪失することとなる。このとき、垂直離着陸機１は垂直落下しようとするが、図３Ｂに示したように、主翼本体７２とダクテッドファン２１Ｌとの隙間に下流側から気流Ｂが通過することとなる。その結果、主翼７は、気流Ｂの風圧を受けて、前方に回転しようとする回転力Ｒを生じさせる。主翼７が前方に回転すると、主翼本体７２とダクテッドファン２１Ｌとの隙間には上流側から気流Ａが通過することとなり、最終的に、図２Ｂに示した状態と同じ姿勢へと移行する。
　したがって、ホバリング時においても、巡航飛行時の場合と同様に、垂直離着陸機１の垂直落下を回避しつつ、垂直離着陸機１を滑空させることができ、操縦桿６を操作することによって、所望の場所に垂直離着陸機１を安全に不時着させることができる。
　上述した本実施形態に係る垂直離着陸機１によれば、推進器２に主翼７を配置したことにより、推進器２と連動して回動させることができ、通常時（例えば、巡航飛行時やホバリング時等）は推進器２の気流と干渉しない位置に退避させることができ、推力喪失時は揚力Ｌを発生させる位置に移動させることができる。したがって、推進器２がエンジントラブル等により推力を喪失した場合であったとしても、主翼７により気流Ａを利用して揚力Ｌを発生させて機体を滑空させることができるので、垂直落下を抑制することができる。また、推進器２に主翼７を配置するだけでよいことから、機体の大型化を抑制することもできる。
　次に、本発明の他の実施形態に係る垂直離着陸機１について、図４Ａ及び図４Ｂを参照しつつ説明する。ここで、図４Ａは、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り、図４Ｂは第三実施形態に係る垂直離着陸機を示す側面図である。なお、上述した第一実施形態に係る垂直離着陸機１と同じ構成部品については、同じ符号を付して重複した説明を省略する。
　図４Ａに示した第二実施形態に係る垂直離着陸機１及び図４Ｂに示した第三実施形態に係る垂直離着陸機１は、いずれも推進器２に制御翼８を配置したものである。すなわち、推進器２は、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒにより構成され、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒを通過する気流の流れる方向を制御する制御翼８を有していてもよい。
　図４Ａに示した第二実施形態に係る垂直離着陸機１では、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒの左右方向に沿って制御翼８を配置している。具体的には、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒのダクト２１ａとテールコーン２１ｄとの間に回動軸８１が掛け渡されており、回動軸８１に制御翼８が固定されている。図示しないが、回動軸８１は、一端がダクト２１ａに形成された軸受部に回動可能に支持されており、他端がテールコーン２１ｄ内に配置されたアクチュエータに接続されている。したがって、回動軸８１を回転させることによって、制御翼８を前後に回動させることができる。
　また、図示しないが、制御翼８は、テールコーン２１ｄの左右両側に配置されていてもよいし、内側又は外側のいずれか一方にのみ配置されていてもよい。また、制御翼８は、ダクト２１ａの外部に露出するように配置されていてもよいし、ダクト２１ａの内部に収まるように配置されていてもよいし、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒのプロペラ２１ｂの上流側に配置されていてもよい。
　図４Ｂに示した第三実施形態に係る垂直離着陸機１では、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒの前後方向に制御翼８を配置している。具体的には、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒのダクト２１ａ内に回動軸８１が左右方向に沿って掛け渡されており、回動軸８１に制御翼８が固定されている。図示しないが、回動軸８１は、一端がダクト２１ａに形成された軸受部に回動可能に支持されており、他端がダクト２１ａ内に配置されたアクチュエータに接続されている。したがって、回動軸８１を回転させることによって、制御翼８を前後に回動させることができる。
　また、図示しないが、制御翼８は、テールコーン２１ｄの前後両側に配置されていてもよいし、前側又は後側のいずれか一方にのみ配置されていてもよい。また、制御翼８は、ダクト２１ａの内部に収まるように配置されていてもよいし、ダクト２１ａの外部に露出するように配置されていてもよいし、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒのプロペラ２１ｂの上流側に配置されていてもよい。
　上述した制御翼８を推進器２に配置することにより、制御翼８の回動を操作することによって、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒを通過する気流の流れを制御することができ、所望の方向に推力を発生させることができる。したがって、ダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒをメインフレーム４に対して回動させる力を生じさせて操縦桿６の操縦を補助したり、乗員が体重移動させることなく垂直離着陸機１を左右に旋回させたりすることができる。
　また、推力喪失時においても、垂直離着陸機１の滑空によってダクテッドファン２１Ｌ，２１Ｒ内に気流が流れ込んでいる場合には、その気流の流れる方向を制御することによって、垂直離着陸機１の進行方向を制御することができ、不時着に適した場所に向かって垂直離着陸機１を操縦することができる。
　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。
　本発明に係る垂直離着陸機の第１の態様は、揚力及び推力を発生させる推進器と、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とともに前記メインフレームに対して前後方向に回動可能に配置されたサブフレームと、前記メインフレーム又は前記サブフレームに支持されるとともに前記推進器に動力を供給する動力供給手段と、前記サブフレームに接続された操縦桿と、前記推進器又は前記サブフレームに配置された主翼と、を有し、前記主翼は、通常時は前記推進器の気流と干渉しない位置に退避し、推力喪失時は揚力を発生させる位置に移動可能に構成されているものとしている。
　本発明の第１の態様によれば、推進器又はサブフレームに主翼を配置したことにより、推進器と連動して回動させることができ、例えば、巡航飛行時やホバリング時は推進器の気流と干渉しない位置に退避させることができ、推力喪失時は揚力を発生させる位置に移動させることができる。
　したがって、推進器がエンジントラブル等により推力を喪失した場合であったとしても、主翼により気流を利用して揚力を発生させて機体を滑空させる得ることとなって、垂直落下を抑制し得ることとなる。また、推進器又はサブフレームに主翼を配置するだけでよいことから、機体の大型化も抑制し得ることとなる。
　本発明の第２の態様において、前記主翼は、前記推進器の両側部に固定される一対の支持パネルと、該支持パネル間に配置される主翼本体と、により構成されているものとしている。
　本発明の第２の態様によれば、主翼本体の両側が一対の支持パネルにそれぞれ固定されるので、主翼本体が高い構造強度を有することとなる。
　本発明の第３の態様において、前記主翼は、前記推進器が鉛直上方を向いた状態で前記主翼本体が前記推進器の後方に配置されるように構成されているものとしている。
　本発明の第３の態様によれば、推進器を通過する気流に対して主翼が干渉するのを回避し得ることとなる。
　本発明の第４の態様において、前記主翼本体は、前記推進器との間に一定の隙間を有するように配置されているものとしている。
　本発明の第４の態様によれば、滑空時に推進器と主翼本体との間に気流を流すことができるので、揚力を発生させ得ることとなる。
　本発明の第５の態様において、前記主翼は、前記主翼本体の前方に配置されたスラット翼、及び、前記主翼本体の後方に配置されたフラップ翼のうちの少なくともいずれか一方の翼を有している構成としている。
　本発明の第５の態様によれば、主翼本体からの気流の剥離を遅らせることができる。
　本発明の第６の態様において、前記推進器は、ダクテッドファンにより構成され、該ダクテッドファンを通過する気流の流れる方向を制御する制御翼を有している構成としている。
　本発明の第６の態様によれば、制御翼の回動を操作することによって、推進器を通過する気流の流れを制御することができ、所望の方向に推力を発生させることができる。
１　垂直離着陸機
２　推進器
３　動力供給手段
４　メインフレーム
５　サブフレーム
６　操縦桿
７　主翼
８　制御翼
２１Ｌ，２１Ｒ　ダクテッドファン
４１　座席
４２　接地脚
７１　支持パネル
７２　主翼本体
７３　スラット翼
７４　フラップ翼

Claims (10)

  1. 　揚力及び推力を発生させる推進器と、
    　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とともに前記メインフレームに対して前後方向に回動可能に配置されたサブフレームと、
    　前記メインフレーム又は前記サブフレームに支持されるとともに前記推進器に動力を供給する動力供給手段と、
    　前記サブフレームに接続された操縦桿と、
    　前記推進器又は前記サブフレームに配置された主翼と、を有し、
    　前記主翼は、通常時は前記推進器の気流と干渉しない位置に退避し、推力喪失時は揚力を発生させる位置に移動可能に構成されている垂直離着陸機。
  2. 　前記主翼は、前記推進器の両側部に固定される一対の支持パネルと、該支持パネル間に配置される主翼本体と、により構成されている請求項１に記載の垂直離着陸機。
  3. 　前記主翼は、前記推進器が鉛直上方を向いた状態で前記主翼本体が前記推進器の後方に配置されるように構成されている請求項２に記載の垂直離着陸機。
  4. 　前記主翼本体は、前記推進器との間に一定の隙間を有するように配置されている請求項２に記載の垂直離着陸機。
  5. 　前記主翼は、前記主翼本体の前方に配置されたスラット翼、及び、前記主翼本体の後方に配置されたフラップ翼のうちの少なくともいずれか一方の翼を有している請求項２に記載の垂直離着陸機。
  6. 　前記推進器は、ダクテッドファンにより構成され、該ダクテッドファンを通過する気流の流れる方向を制御する制御翼を有する請求項１に記載の垂直離着陸機。
  7. 　前記推進器は、ダクテッドファンにより構成され、該ダクテッドファンを通過する気流の流れる方向を制御する制御翼を有する請求項２に記載の垂直離着陸機。
  8. 　前記推進器は、ダクテッドファンにより構成され、該ダクテッドファンを通過する気流の流れる方向を制御する制御翼を有する請求項３に記載の垂直離着陸機。
  9. 　前記推進器は、ダクテッドファンにより構成され、該ダクテッドファンを通過する気流の流れる方向を制御する制御翼を有する請求項４に記載の垂直離着陸機。
  10. 　前記推進器は、ダクテッドファンにより構成され、該ダクテッドファンを通過する気流の流れる方向を制御する制御翼を有する請求項５に記載の垂直離着陸機。
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