WO2017145622A1 - 垂直離着陸機 - Google Patents

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WO2017145622A1
WO2017145622A1 PCT/JP2017/002502 JP2017002502W WO2017145622A1 WO 2017145622 A1 WO2017145622 A1 WO 2017145622A1 JP 2017002502 W JP2017002502 W JP 2017002502W WO 2017145622 A1 WO2017145622 A1 WO 2017145622A1
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vertical take
landing aircraft
ducted
fans
airframe
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正善 恒川
正雄 長谷川
田村　哲也
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株式会社Ihi
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Definitions

  • the embodiment disclosed herein relates to a vertical take-off and landing aircraft, and more particularly to a vertical take-off and landing aircraft having a plurality of ducted fans.
  • a typical example of a vertical take-off and landing aircraft that can generate lift without running on the ground is a helicopter.
  • the helicopter has a main rotor that is larger than the airframe, and obtains lift and thrust by rotating the main rotor. Further, the counter-torque acting on the airframe due to the rotation of the main rotor is generally canceled out using a tail rotor or the like (see, for example, Patent Document 1).
  • This disclosure has been devised in view of the above-described problems, and an object thereof is to provide a vertical take-off and landing aircraft that can reduce the influence of anti-torque acting on the aircraft with a simple structure.
  • a vertical take-off and landing aircraft including a plurality of ducted fans in the fuselage, wherein each of the ducted fans is inclined in a tangential direction in a rotational direction on a side far from the other ducted fans.
  • a take-off and landing aircraft is provided.
  • An inclination direction of the ducted fan may be perpendicular to a line segment connecting the center of the airframe that is equidistant from the rotation center of the plurality of ducted fans and the rotation center on the plan view of the vertical take-off and landing aircraft.
  • the airframe may include a power source that supplies power to the ducted fan, and an output shaft of the power source may be disposed on the center of the airframe in the plan view of the vertical take-off and landing aircraft. Further, the plurality of ducted fans may be rotated in the same direction by the power source.
  • the ducted fan may be provided with a control wing capable of adjusting the angle of attack at the outlet.
  • the aircraft may include a propulsion device for attitude control.
  • the ducted fan is tilted in the tangential direction with respect to the rotation direction of the rotating shaft, whereby a thrust component force is generated in the tilted direction, and the component force generated in each ducted fan is An offset torque that cancels the counter-torque can be generated. Therefore, it is not necessary to arrange a tail rotor or the like like a helicopter type vertical take-off and landing aircraft, or to control the rotation direction of a plurality of ducted fans like a drone type vertical take-off and landing aircraft. The influence of the acting anti-torque can be reduced.
  • 1 is a plan view of a vertical take-off and landing aircraft according to a first embodiment of the present disclosure.
  • 1 is a front view of a vertical take-off and landing aircraft according to a first embodiment of the present disclosure.
  • 1 is a side view of a vertical take-off and landing aircraft according to a first embodiment of the present disclosure.
  • It is a conceptual diagram which shows generation
  • FIGS. 1A to 5C are views showing the vertical take-off and landing aircraft according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 1A is a plan view
  • FIG. 1B is a front view
  • FIG. 1C is a side view.
  • 2A to 2C are explanatory views showing the operation of the vertical take-off and landing aircraft according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2A is a conceptual diagram showing the generation of the counter-torque
  • FIG. 2B shows the generation of the thrust component
  • FIG. 2C is a conceptual diagram illustrating the generation of a canceling torque.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 includes a pair of ducted fans 3a and 3b that generate lift and thrust, and a frame 4 that connects the ducted fans 3a and 3b.
  • a power source 5 that supplies power to the ducted fans 3a and 3b
  • a leg 6 that supports the airframe 2 when grounded.
  • the airframe 2 includes ducted fans 3a and 3b, a frame 4, and their accessories (power source 5, legs 6 and the like).
  • the ducted fan 3a is disposed on the right side of the frame 4 in a front view as shown in FIG. 1B, for example.
  • the ducted fan 3b is disposed on the left side of the frame 4 in a front view as shown in FIG. 1B, for example.
  • the ducted fan 3a and the ducted fan 3b are integrally connected by a frame 4 connected to an intermediate portion thereof. Then, one ducted fan 3a (3b) is inclined in the tangential direction of the rotational direction on the side far from the other ducted fan 3b (3a).
  • Ducted fans 3a and 3b include, for example, substantially cylindrical ducts 31a and 31b, fans 32a and 32b that are rotatably disposed in ducts 31a and 31b, and nose cones 33a that are disposed upstream of fans 32a and 32b. , 33b, tail cones 34a, 34b arranged on the downstream side of the fans 32a, 32b, and stators 35a, 35b for connecting the ducts 31a, 31b and the tail cones 34a, 34b.
  • the ducted fans 3a and 3b may be called duct fans.
  • the nose cones 33a and 33b have a function of smoothly guiding the air sucked by the fans 32a and 32b into the ducts 31a and 31b.
  • the stators 35a and 35b have a function of rectifying air guided to the ducts 31a and 31b.
  • a power transmission mechanism for transmitting power from the power source 5 to the fans 32a and 32b may be disposed inside some of the stators 35a and 35b.
  • the tail cones 34a and 34b have a function of smoothly guiding the air discharged from the ducts 31a and 31b.
  • the ducted fans 3a and 3b may have control blades 36a, 36b, 37a and 37b having adjustable angles of attack at the outlets.
  • the control blades 36a, 36b, 37a, 37b are, for example, drive shafts spanned between the ducts 31a, 31b and the tail cones 34a, 34b at the outlets of the ducted fans 3a, 3b (downstream of the fans 32a, 32b). (Not shown).
  • Driving sources for example, electric motors
  • for the control blades 36a, 36b, 37a, and 37b are disposed inside the tail cones 34a and 34b or the ducts 31a and 31b.
  • control wings 36a, 36b, 37a, 37b are arranged in a substantially cross shape, for example, and are rotated in the left-right direction of the machine body 2 and a pair of control wings 36a, 36b rotated in the front-rear direction of the machine body 2. And a pair of control blades 37a and 37b.
  • control blades 36a, 36b, 37a, 37b By rotating the control blades 36a, 36b, 37a, 37b in any direction and adjusting the angle of attack, the direction of thrust generated by the ducted fans 3a, 3b can be adjusted, and the traveling direction of the airframe 2 can be controlled. it can.
  • the control wings 36a, 36b, 37a, 37b may be used not only for adjusting the traveling direction of the airframe 2, but also for controlling the attitude of the airframe 2.
  • the frame 4 is a member that couples a pair of ducted fans 3a and 3b, and is connected to the ducts 31a and 31b.
  • the frame 4 may be made of metal or resin.
  • a power source 5 is disposed on the upper surface of the frame 4.
  • the power source 5 is, for example, an engine driven by fuel. By adopting the engine as the power source 5, the large ducted fans 3a and 3b can be driven for a long time, and the payload (loading amount) can be increased.
  • the power source 5 may be disposed on the lower surface of the frame 4 or may be disposed on the rear portion of the frame 4.
  • the power source 5 is not limited to the engine.
  • a battery for example, a storage battery or a fuel cell that can supply electric power to the electric motor. , Solar cells, etc.
  • a power transmission mechanism for transmitting the power generated by the power source 5 to the fans 32a and 32b is arranged inside the frame 4.
  • the power transmission mechanism includes an output shaft 51 rotated by the power source 5, rotary shafts 52a and 52b arranged at the centers of the fans 32a and 32b, the output shaft 51, and the rotary shaft.
  • Belts 53a and 53b spanned around 52a and 52b. The belts 53a and 53b are inserted into the openings formed in the ducts 31a and 31b and the interiors of the stators 35a and 35b, and are stretched over the output shaft 51 and the rotary shafts 52a and 52b.
  • the power transmission mechanism is not limited to the illustrated belt transmission mechanism, and may be a gear transmission mechanism using a shaft and a bevel gear, a chain transmission mechanism using a chain and a sprocket, or the like.
  • the power transmission mechanism may include a speed reduction mechanism and a speed increase mechanism.
  • the power transmission mechanism may be a power cable that supplies power from the power source 5.
  • leg portion 6 is configured by, for example, a plate material formed in a substantially C shape, and both ends thereof are connected to the frame 4. Since the leg portion 6 forms an annular shape with the frame 4, the leg portion 6 has elasticity, and can reduce an impact at the time of landing.
  • the leg portion 6 is not limited to the illustrated configuration, and may be configured by three or more rod-shaped members, or a long plate material that is grounded at the time of landing and a support member connected to the frame 4. May be.
  • a connector 41 that supports the load C may be disposed on the lower surface of the frame 4.
  • the load C is shown by a one-dot chain line for convenience of explanation.
  • the cargo C is, for example, photographing equipment such as a camera, surveying equipment, rescue supplies, and the like.
  • a control device for controlling the output of the power source 5, the rotational speed of the ducted fans 3a, 3b, the angle of attack of the control blades 36a, 36b, 37a, 37b, etc. is disposed inside the frame 4. May be.
  • Such a control device may be configured to automatically steer the vertical take-off and landing aircraft 1 based on a program input in advance, or may be configured to remotely control the vertical take-off and landing aircraft 1 using a remote controller or the like. May be.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 ′ shown in FIG. 2A has ducted fans 3 a ′ and 3 b ′ whose rotating shafts 52 a ′ and 52 b ′ are oriented in the vertical direction. Power is transmitted to the rotating shafts 52a 'and 52b' via the output shaft 51 'and belts 53a' and 53b '.
  • both fans (not shown) of the ducted fans 3a 'and 3b' are rotated in the same direction (for example, clockwise direction in the figure), the airframe 2 'is counterclockwise as shown in FIG. Torque Tr acts. Therefore, when no countermeasure is taken, the airframe 2 'rotates counterclockwise as shown in the figure, and it is difficult to fly stably.
  • the ducted fans 3a and 3b are fixed to the frame 4 while being inclined in a predetermined direction.
  • the rotation axis 52a of the ducted fan 3a has its center line La inclined forward by an angle ⁇ with respect to the vertical line Lv.
  • the rotation axis 52b of the ducted fan 3b has its center line Lb inclined backward by an angle ⁇ with respect to the vertical line Lv.
  • the angle ⁇ is set in a range in which the airframe 2 does not rotate when the vertical take-off and landing aircraft 1 is in the hovering state.
  • the angle ⁇ is set within a range of 1 to 10 °, for example, and is preferably about 4 to 6 °.
  • the inclination angle ⁇ of the rotation shaft 52a of the ducted fan 3a and the inclination angle ⁇ of the rotation shaft 52b of the ducted fan 3b are set to the same value.
  • ducted fan 3a is inclined forward by angle ⁇ with respect to vertical line Lv
  • ducted fan 3b is inclined backward by angle ⁇ with respect to vertical line Lv.
  • FIG. 2B for convenience of explanation, a side view conceptualizing the configuration of ducted fans 3a and 3b is shown.
  • the portions where the inside of ducted fans 3a, 3b can be seen are painted in dark gray, and the portions where the outside is visible are painted in light gray.
  • the power transmission mechanism may be another mechanism (for example, a gear transmission mechanism, a chain transmission mechanism, or the like) as long as it can transmit power between the rotary shafts 52a and 52b and the output shaft 51.
  • the rotation shaft 52a is inclined in the tangential direction of the rotation direction on the side far from the other ducted fan 3b (that is, the downward direction in the figure).
  • the ducted fan 3b can be said to have the rotating shaft 52b inclined in the tangential direction of the rotational direction on the side far from the other ducted fan 3a (that is, the upward direction in the figure).
  • a point that is equidistant and shortest from the rotation center Of of the pair of ducted fans 3a and 3b is defined as the airframe center Op.
  • the inclination directions of the ducted fans 3a and 3b are set perpendicular to the line segment OpOf connecting the machine body center Op and the rotation center Of.
  • the inclination directions of the ducted fans 3a and 3b are not limited to the direction perpendicular to the line segment OfOf, and can be arbitrarily set within a range in which the component forces Fha and Fhb can be generated.
  • the output shaft 51 is arrange
  • the rotation center Of and the aircraft center Op in this way on the plan view of the vertical take-off and landing aircraft 1, the inclination directions of the ducted fans 3 a and 3 b can be uniformly defined regardless of the configuration of the aircraft 2. Further, by making the output shaft 51 coincide with the fuselage center Op, a power transmission mechanism having substantially the same configuration can be adopted for the pair of ducted fans 3a and 3b, thereby avoiding the complexity of the power transmission mechanism. can do.
  • FIGS. 3A to 3B are plan conceptual views showing a modification of the vertical take-off and landing aircraft according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 3A is a first modification
  • FIG. 3B is a second modification. Show.
  • the first modification shown in FIG. 3A is a vertical take-off and landing aircraft 1 having three ducted fans 3a, 3b, and 3c.
  • 3B is a vertical take-off and landing aircraft 1 having four ducted fans 3a, 3b, 3c, and 3d.
  • the structure of the airframe 2 is conceptualized.
  • the ducted fan 3a is inclined in the tangential direction in the rotational direction on the side far from the other ducted fans 3b, 3c, and the ducted fan 3b is in contact with the other ducted fans 3a, 3c.
  • the ducted fan 3c is inclined in the tangential direction of the rotation direction on the side far from the other ducted fans 3a and 3b.
  • the ducted fan 3a is inclined in the tangential direction in the rotational direction on the side far from the other ducted fans 3b, 3c, 3d, and the ducted fan 3b is in contact with the other ducted fan 3a.
  • 3c, 3d is inclined in the tangential direction of the rotation direction on the side far from the ducted fan 3c
  • the ducted fan 3d is inclined in the tangential direction of the rotation direction on the side far from the other ducted fans 3a, 3b, 3d.
  • 3b, and 3c are inclined in the tangential direction of the rotational direction on the side far from 3c.
  • FIGS. 4A to 5C are views showing a vertical take-off and landing aircraft according to the second embodiment of the present disclosure, in which FIG. 4A is a plan view, FIG. 4B is a front view, and FIG. 4C is a side view.
  • 5A to 5C are views showing a vertical take-off and landing aircraft according to a third embodiment of the present disclosure, in which FIG. 5A is a plan view, FIG. 5B is a front view, and FIG. 5C is a side view.
  • symbol is attached
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 includes a rotational motion (rolling) about the X axis (front-rear direction axis) and a rotational motion about the Y axis (left-right direction axis) (
  • a first propulsion device 7 that controls (pitching) and a second propulsion device 8 that controls rotational movement (yawing) around the Z-axis (vertical axis) of the airframe 2 are provided.
  • the first propulsion device 7 and the second propulsion device 8 are propulsion devices for attitude control of the airframe 2, and are constituted by, for example, an electric fan.
  • the first propulsion device 7 and the second propulsion device 8 may be propulsion devices other than the electric fan.
  • the first propulsion device 7 is disposed at positions corresponding to the four corners of the airframe 2, for example. Further, the first propulsion device 7 is arranged so as to be able to generate a vertically downward thrust while the aircraft body 2 is held horizontally. By appropriately adjusting the thrusts of the four first propulsion devices 7, rolling and pitching can be arbitrarily controlled.
  • the second propulsion device 8 is disposed, for example, before and after the center portion of the frame 4. Further, the second propulsion device 8 is arranged so as to be able to generate thrust in the Y direction (left-right direction) with the body 2 held horizontally. The yawing can be arbitrarily controlled by appropriately adjusting the thrusts of the two second propulsion devices 8.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 includes a rotational motion (rolling) about the X axis (front-rear direction axis) and a rotational motion about the Y axis (left-right direction axis) (
  • a third propulsion device 9 is provided for controlling the pitching) and the rotational movement (yawing) around the Z-axis (vertical axis).
  • the third propulsion device 9 is a propulsion device for attitude control of the airframe 2 and is constituted by, for example, an electric fan.
  • the third propulsion device 9 may be a propulsion device other than the electric fan.
  • the third propulsion device 9 is disposed, for example, at positions corresponding to the four corners of the airframe 2. Further, the third propulsion device 9 is disposed so as to be able to generate a thrust in a diagonally downward direction away from the machine body 2 while holding the machine body 2 horizontally. Specifically, the third propulsion device 9 disposed in the ducted fan 3a is disposed in a state in which the upper part of the rotation shaft is inclined toward the rotation center of the ducted fan 3a, and the third propulsion device disposed in the ducted fan 3b. 9 is arranged in a state where the upper part of the rotation shaft is inclined toward the rotation center of the ducted fan 3b.
  • Rolling, pitching and yawing can be arbitrarily controlled by appropriately adjusting the thrusts of the four third propulsion devices 9. Further, according to the third embodiment, the number of posture control electric fans can be reduced as compared with the second embodiment described above, and the weight of the body 2 can be reduced.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 according to the second embodiment and the third embodiment described above does not include control wings at the exit portions of the ducted fans 3a and 3b.
  • the first propulsion device 7 and the second propulsion device 8 adjust the direction of thrust generated by the ducted fans 3a and 3b to control the traveling direction of the airframe 2.
  • the direction of thrust generated by the ducted fans 3a and 3b may be adjusted by the third propulsion device 9 to control the traveling direction of the airframe 2.
  • control wings may be arranged at the outlets of the ducted fans 3a and 3b.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1 has been described as an unmanned aerial vehicle, it may be a manned aircraft having a seat arranged on the frame 4.

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Abstract

垂直離着陸機１は、揚力及び推力を発生させる一対のダクテッドファン３ａ，３ｂと、ダクテッドファン３ａ，３ｂを連結するフレーム４と、ダクテッドファン３ａ，３ｂに動力を供給する動力源５と、接地時に機体２を支持する脚部６と、を備え、一方のダクテッドファン３ａ（３ｂ）は、他方のダクテッドファン３ｂ（３ａ）から遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。

Description

垂直離着陸機
　ここに開示される実施態様は、垂直離着陸機、特に、複数のダクテッドファンを有する垂直離着陸機に関する。
　現在、地上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の代表例は、へリコプタである。ヘリコプタは、機体に比して大きなメインロータを有し、かかるメインロータを回転させることによって揚力及び推力を得ている。また、メインロータの回転により機体に作用する反トルクは、一般に、テールロータ等を用いて打ち消している（例えば、特許文献１参照）。
　また、近年、ドローンと呼ばれる無人の垂直離着陸機の開発が進んでいる。かかる垂直離着陸機は、一般に複数のロータを回転させることによって揚力及び推力を得ている。また、これらのロータの回転により機体に作用する反トルクは、例えば、半数ずつのロータを互いに逆回転させることにより打ち消している（例えば、特許文献２参照）。
特開平６－２８６６９６号公報 特開２０１４－２４０２４２号公報
　しかしながら、特許文献１に記載されたようなヘリコプタ型の垂直離着陸機では、メインロータが大きいうえに、テールロータ等を配置するために機体が大型化しがちである。したがって、かかる垂直離着陸機が、建築物、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、テールロータ等が障害物と接触してしまう。そのため、上述した垂直離着陸機は、離着陸のために広い空間を必要とする。
　また、特許文献２に記載されたようなドローン型の垂直離着陸機では、複数のロータの回転方向を制御しなければならず、その制御が複雑になってしまう。また、ロータに伝達される動力を反転ギアのような機構を用いて反転させた場合には、構造が複雑になる、機体の重量が増加してしまう等の問題が生じる。
　本開示は上述した問題点に鑑み創案されたものであり、簡便な構造で機体に作用する反トルクの影響を低減することができる、垂直離着陸機を提供することを目的とする。
　本開示によれば、機体に複数のダクテッドファンを含む垂直離着陸機であって、前記ダクテッドファンの各々は、他のダクテッドファンから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している、ことを特徴とする垂直離着陸機が提供される。
　前記ダクテッドファンの傾斜方向は、前記垂直離着陸機の平面図上において前記複数のダクテッドファンの回転中心から等距離かつ最短距離にある機体中心と前記回転中心とを結ぶ線分に対して垂直であってもよい。また、前記機体は、前記ダクテッドファンに動力を供給する動力源を含み、前記垂直離着陸機の平面図上において該動力源の出力軸は前記機体中心上に配置されていてもよい。さらに、前記複数のダクテッドファンは、前記動力源によって同じ方向に回転されてもよい。
　また、前記ダクテッドファンは、迎角を調整可能な制御翼を出口部に備えていてもよい。また、前記機体は、姿勢制御用の推進装置を備えていてもよい。
　上述した本開示の垂直離着陸機によれば、ダクテッドファンを回転軸の回転方向に対して接線方向に傾斜させたことにより、傾斜させた方向に推力の分力が生じ、各ダクテッドファンに生じる分力によって反トルクを打ち消す相殺トルクを発生させることができる。したがって、ヘリコプタ型の垂直離着陸機のようにテールロータ等を配置したり、ドローン型の垂直離着陸機のように複数のダクテッドファンの回転方向を制御したりする必要がないため、簡便な構造で機体に作用する反トルクの影響を低減することができる。
本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の平面図である。 本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の正面図である。 本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の側面図である。 本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機における反トルクの発生を示す概念図である。 本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機における推力の分力の発生を示す概念図である。 本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機における相殺トルクの発生を示す概念図である。 本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の第一変形例を示す平面概念図である。 本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の第二変形例を示す平面概念図である。 本開示の第二実施形態に係る垂直離着陸機の平面図である。 本開示の第二実施形態に係る垂直離着陸機の正面図である。 本開示の第二実施形態に係る垂直離着陸機の側面図である。 本開示の第三実施形態に係る垂直離着陸機の平面図である。 本開示の第三実施形態に係る垂直離着陸機の正面図である。 本開示の第三実施形態に係る垂直離着陸機の側面図である。
　以下、本開示の実施形態について図１Ａ～図５Ｃを用いて説明する。ここで、図１Ａ～図１Ｃは、本開示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は平面図、図１Ｂは正面図、図１Ｃは側面図、である。図２Ａ～図２Ｃは、本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の作用を示す説明図であり、図２Ａは反トルクの発生を示す概念図、図２Ｂは推力の分力の発生を示す概念図、図２Ｃは相殺トルクの発生を示す概念図、である。
　本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機１は、図１Ａ～図２Ｃに示したように、揚力及び推力を発生させる一対のダクテッドファン３ａ，３ｂと、ダクテッドファン３ａ，３ｂを連結するフレーム４と、ダクテッドファン３ａ，３ｂに動力を供給する動力源５と、接地時に機体２を支持する脚部６と、を備えている。なお、機体２は、ダクテッドファン３ａ，３ｂ、フレーム４及びこれらの付属物（動力源５、脚部６等）によって構成される。
　ダクテッドファン３ａは、例えば、図１Ｂに示したように、正面視でフレーム４の右側に配置されている。また、ダクテッドファン３ｂは、例えば、図１Ｂに示したように、正面視でフレーム４の左側に配置されている。ダクテッドファン３ａ及びダクテッドファン３ｂは、これらの中間部に接続されたフレーム４によって一体に連結されている。そして、一方のダクテッドファン３ａ（３ｂ）は、他方のダクテッドファン３ｂ（３ａ）から遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。
　ダクテッドファン３ａ，３ｂは、例えば、略円筒形状のダクト３１ａ，３１ｂと、ダクト３１ａ，３１ｂ内に回転可能に配置されたファン３２ａ，３２ｂと、ファン３２ａ，３２ｂの上流側に配置されたノーズコーン３３ａ，３３ｂと、ファン３２ａ，３２ｂの下流側に配置されたテールコーン３４ａ，３４ｂと、ダクト３１ａ，３１ｂ及びテールコーン３４ａ，３４ｂを連結するステータ３５ａ，３５ｂと、を備えている。なお、ダクテッドファン３ａ，３ｂは、ダクトファンと呼ばれることもある。
　ノーズコーン３３ａ，３３ｂは、ファン３２ａ，３２ｂにより吸い込まれる空気をダクト３１ａ，３１ｂ内に滑らかに案内する機能を有している。ステータ３５ａ，３５ｂは、ダクト３１ａ，３１ｂに案内された空気を整流する機能を有している。また、一部のステータ３５ａ，３５ｂの内部には、動力源５からファン３２ａ，３２ｂに動力を伝達する動力伝達機構を配置してもよい。テールコーン３４ａ，３４ｂは、ダクト３１ａ，３１ｂから排出される空気を滑らかに案内する機能を有している。
　また、ダクテッドファン３ａ，３ｂは、迎角を調整可能な制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂを出口部に有していてもよい。制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂは、例えば、ダクテッドファン３ａ，３ｂの出口部（ファン３２ａ，３２ｂの下流側）におけるダクト３１ａ，３１ｂとテールコーン３４ａ，３４ｂとの間に掛け渡された駆動軸（図示せず）に接続されている。制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂの駆動源（例えば、電動モータ）は、テールコーン３４ａ，３４ｂ又はダクト３１ａ，３１ｂの内部に配置される。制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂは、例えば、略十字形状に配置されており、機体２の前後方向に回動される一対の制御翼３６ａ，３６ｂと、機体２の左右方向に回動される一対の制御翼３７ａ，３７ｂと、を有している。
　かかる制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂを任意の方向に回動させて迎角を調整することにより、ダクテッドファン３ａ，３ｂにより生じる推力の方向を調整し、機体２の進行方向を制御することができる。また、制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂは、機体２の進行方向を調整するためだけでなく、機体２の姿勢を制御するために使用してもよい。
　フレーム４は、一対のダクテッドファン３ａ，３ｂを連結する部材であり、ダクト３１ａ，３１ｂに接続されている。フレーム４は、金属製であってもよいし、樹脂製であってもよい。フレーム４の上面には、動力源５が配置される。動力源５は、例えば、燃料で駆動されるエンジンである。動力源５としてエンジンを採用することにより、大型のダクテッドファン３ａ，３ｂを長時間にわたり駆動することができ、ペイロード（積載量）を増大させることができる。
　なお、動力源５は、フレーム４の下面に配置してもよいし、フレーム４の後部に配置してもよい。また、動力源５は、エンジンに限定されるものではなく、ファン３２ａ，３２ｂがそれぞれ電動モータを有している場合には、この電動モータに電力を供給可能な電池（例えば、蓄電池、燃料電池、太陽電池等）であってもよい。
　また、フレーム４の内部には、動力源５により生成された動力をファン３２ａ，３２ｂに伝達する動力伝達機構が配置される。動力伝達機構は、例えば、図２Ｃに示したように、動力源５によって回転される出力軸５１と、ファン３２ａ，３２ｂの中心に配置された回転軸５２ａ，５２ｂと、出力軸５１及び回転軸５２ａ，５２ｂに掛け渡されたベルト５３ａ，５３ｂと、を有している。ベルト５３ａ，５３ｂは、ダクト３１ａ，３１ｂに形成された開口部及びステータ３５ａ，３５ｂの内部に挿通されて、出力軸５１及び回転軸５２ａ，５２ｂに掛け渡される。
　なお、動力伝達機構は、図示したベルト伝動機構に限定されず、シャフト及び傘歯車を用いた歯車伝動機構やチェーン及びスプロケットを用いたチェーン伝動機構等であってもよい。また、動力伝達機構は、減速機構や増速機構を含んでいてもよい。さらに、ファン３２ａ，３２ｂがそれぞれ電動モータを有している場合には、動力伝達機構は、動力源５から電力を供給する電力ケーブルであってもよい。
　また、フレーム４の下面には、着陸時に接地する一対の脚部６が配置される。脚部６は、例えば、略Ｃ字形状に形成された板材によって構成され、両端がフレーム４に接続される。かかる脚部６は、フレーム４と共に環状を成すため弾力性を有しており、着陸時の衝撃を緩和することができる。なお、脚部６は、図示した構成に限定されず、三本以上のロッド状部材によって構成してもよいし、着陸時に接地する長尺の板材とフレーム４に接続された支持部材とによって構成してもよい。
　また、フレーム４の下面には、積荷Ｃを支持するコネクタ４１が配置されていてもよい。図１Ａ～図１Ｃでは、説明の便宜上、積荷Ｃを一点鎖線で図示している。積荷Ｃは、例えば、カメラ等の撮影機材、測量機器、救難物資等である。
　また、フレーム４の内部には、動力源５の出力、ダクテッドファン３ａ，３ｂの回転数、制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂの迎角等を制御する制御装置（図示せず）が配置されていてもよい。かかる制御装置は、予めインプットされたプログラムに基づいて垂直離着陸機１を自動操縦するように構成されていてもよいし、リモートコントローラ等を用いて垂直離着陸機１を遠隔操縦できるように構成されていてもよい。
　ここで、図２Ａに示した垂直離着陸機１′は、回転軸５２ａ′，５２ｂ′を鉛直方向に配向したダクテッドファン３ａ′，３ｂ′を有している。回転軸５２ａ′，５２ｂ′には、出力軸５１′及びベルト５３ａ′，５３ｂ′を介して動力が伝達される。いま、ダクテッドファン３ａ′，３ｂ′の両方のファン（図示せず）を同じ方向（例えば、図の時計回り方向）に回転させた場合、その反作用として機体２′には図の反時計回りに反トルクＴｒが作用する。したがって、何の対策も施さない場合には、機体２′は図の反時計回りに回転し、安定飛行することが難しい。
　そこで、本実施形態では、ダクテッドファン３ａ，３ｂを所定の方向に傾斜させた状態でフレーム４に固定している。例えば、図２Ｂに示したように、ダクテッドファン３ａの回転軸５２ａは、その中心線Ｌａが、鉛直線Ｌｖに対して前方に角度θだけ傾斜している。また、ダクテッドファン３ｂの回転軸５２ｂは、その中心線Ｌｂが、鉛直線Ｌｖに対して後方に角度θだけ傾斜している。角度θは、垂直離着陸機１がホバリング状態にあるとき機体２が回転しない範囲に設定される。具体的には、角度θは、例えば、１～１０°の範囲内に設定され、４～６°程度であることが好ましい。なお、ダクテッドファン３ａの回転軸５２ａの傾斜角度θとダクテッドファン３ｂの回転軸５２ｂの傾斜角度θは同じ値に設定される。
　また、回転軸５２ａ，５２ｂの傾斜に合わせて、ダクテッドファン３ａ，３ｂを構成する他の部材（ダクト３１ａ，３１ｂ、ファン３２ａ，３２ｂ、ノーズコーン３３ａ，３３ｂ、テールコーン３４ａ，３４ｂ、ステータ３５ａ，３５ｂ等）も傾斜される。したがって、ダクテッドファン３ａは、鉛直線Ｌｖに対して前方に角度θだけ傾斜され、ダクテッドファン３ｂは、鉛直線Ｌｖに対して後方に角度θだけ傾斜されていることとなる。なお、図２Ｂにおいては、説明の便宜上、ダクテッドファン３ａ，３ｂの構成を概念化した側面図を示している。
　回転軸５２ａが前方に傾斜したダクテッドファン３ａでは、図の左上方に向かって推力Ｆａが生じるため、前方向きの分力Ｆｈａが生じることとなる。また、回転軸５２ｂが後方に傾斜したダクテッドファン３ｂでは、図の右上方に向かって推力Ｆｂが生じるため、後方向きの分力Ｆｈｂが生じることとなる。
　これらの分力Ｆｈａ，Ｆｈｂを図２Ｃに示した平面図に図示すれば、ダクテッドファン３ａでは図の下向きに分力Ｆｈａが生じ、ダクテッドファン３ｂでは図の上向きに分力Ｆｈｂが生じることとなる。これらの分力Ｆｈａ，Ｆｈｂは、機体２を図の時計回りに回転させる相殺トルクＴｃを生じさせる。したがって、この相殺トルクＴｃにより反トルクＴｒを打ち消すことができる。
　なお、図２Ｃでは、説明の便宜上、ダクテッドファン３ａ，３ｂの内側が見える部分を濃い灰色で塗り潰し、外側が見える部分を薄い灰色で塗り潰している。また、回転軸５２ａ，５２ｂと出力軸５１とは、捻れの位置関係にあるものの、動力伝達機構としてベルト５３ａ，５３ｂを採用することにより、容易に動力を伝達することができる。勿論、動力伝達機構は、回転軸５２ａ，５２ｂと出力軸５１との間で動力を伝達することができれば、他の機構（例えば、歯車伝動機構、チェーン伝動機構等）であってもよい。
　上述したダクテッドファン３ａは、図２Ｃに示したように、他方のダクテッドファン３ｂから遠い側における回転方向の接線方向（すなわち、図の下向き方向）に回転軸５２ａが傾斜しているものといえる。また、ダクテッドファン３ｂは、他方のダクテッドファン３ａから遠い側における回転方向の接線方向（すなわち、図の上向き方向）に回転軸５２ｂが傾斜しているものといえる。
　また、垂直離着陸機１の平面図上において、一対のダクテッドファン３ａ，３ｂの回転中心Ｏｆ（すなわち、回転軸５２ａ，５２ｂの中心）から等距離かつ最短距離にある点を機体中心Ｏｐと定義すれば、ダクテッドファン３ａ，３ｂの傾斜方向は、機体中心Ｏｐと回転中心Ｏｆとを結ぶ線分ＯｐＯｆに対して垂直に設定される。ただし、ダクテッドファン３ａ，３ｂの傾斜方向は、線分ＯｐＯｆに対して垂直な方向に限定されるものではなく、分力Ｆｈａ，Ｆｈｂを生じ得る範囲内で任意に設定することができる。また、本実施形態において、出力軸５１は、例えば、機体中心Ｏｐ上に配置される。
　垂直離着陸機１の平面図上において回転中心Ｏｆ及び機体中心Ｏｐをこのように定義することにより、ダクテッドファン３ａ，３ｂの傾斜方向を機体２の構成によらず一律に規定することができる。また、出力軸５１を機体中心Ｏｐに一致させることにより、一対のダクテッドファン３ａ，３ｂに対して、実質的に同一の構成の動力伝達機構を採用することができ、動力伝達機構の複雑化を回避することができる。
　ここで、図３Ａ～図３Ｂは、本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の変形例を示す平面概念図であり、図３Ａは第一変形例、図３Ｂは第二変形例、を示している。図３Ａに示した第一変形例は、三つのダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃを有する垂直離着陸機１である。また、図３Ｂに示した第二変形例は、四つのダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを有する垂直離着陸機１である。なお、図３Ａ及び図３Ｂにおいては、機体２の構成を概念化して図示している。
　図３Ａに示した第一変形例に係る垂直離着陸機１において、ダクテッドファン３ａは、他のダクテッドファン３ｂ，３ｃから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｂは、他のダクテッドファン３ａ，３ｃから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｃは、他のダクテッドファン３ａ，３ｂから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。
　ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃをこのように傾斜させることにより、ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃを図の時計回りに回転させたときに生じる反トルクを打ち消す方向に相殺トルクを発生させることができる。なお、各ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃの具体的な構成は、上述した第一実施形態に係るダクテッドファン３ａ，３ｂと実質的に同一であるため、ここでは詳細な説明を省略する。
　図３Ｂに示した第二変形例に係る垂直離着陸機１において、ダクテッドファン３ａは、他のダクテッドファン３ｂ，３ｃ，３ｄから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｂは、他のダクテッドファン３ａ，３ｃ，３ｄから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｃは、他のダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｄから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｄは、他のダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。
　ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄをこのように傾斜させることにより、ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを図の時計回りに回転させたときに生じる反トルクを打ち消す方向に相殺トルクを発生させることができる。なお、各ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの具体的な構成は、上述した第一実施形態に係るダクテッドファン３ａ，３ｂと実質的に同一であるため、ここでは詳細な説明を省略する。
　次に、本開示の他の実施形態に係る垂直離着陸機１について、図４Ａ～図５Ｃを参照しつつ説明する。ここで、図４Ａ～図４Ｃは、本開示の第二実施形態に係る垂直離着陸機を示す図であり、図４Ａは平面図、図４Ｂは正面図、図４Ｃは側面図、である。図５Ａ～図５Ｃは、本開示の第三実施形態に係る垂直離着陸機を示す図であり、図５Ａは平面図、図５Ｂは正面図、図５Ｃは側面図、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と共通する構成部材については、同一の符号を付して重複した説明を省略する。
　図４Ａ～図４Ｃに示した第二実施形態に係る垂直離着陸機１は、機体２のＸ軸（前後方向軸）回りの回転運動（ローリング）及びＹ軸（左右方向軸）回りの回転運動（ピッチング）を制御する第一推進装置７と、機体２のＺ軸（上下方向軸）回りの回転運動（ヨーイング）を制御する第二推進装置８と、を備えている。第一推進装置７及び第二推進装置８は、機体２の姿勢制御用の推進装置であり、例えば、電動ファンによって構成される。なお、第一推進装置７及び第二推進装置８は、電動ファン以外の推進器であってもよい。
　第一推進装置７は、例えば、機体２の四隅に相当する位置に配置される。また、第一推進装置７は、機体２を水平に保持した状態で鉛直方向下方向きの推力を発生することができるように配置される。四つの第一推進装置７の推力を適宜調整することによって、ローリング及びピッチングを任意に制御することができる。
　第二推進装置８は、例えば、フレーム４の中央部の前後に配置される。また、第二推進装置８は、機体２を水平に保持した状態でＹ方向（左右方向）に推力を発生することができるように配置される。二つの第二推進装置８の推力を適宜調整することによって、ヨーイングを任意に制御することができる。
　図５Ａ～図５Ｃに示した第三実施形態に係る垂直離着陸機１は、機体２のＸ軸（前後方向軸）回りの回転運動（ローリング）、Ｙ軸（左右方向軸）回りの回転運動（ピッチング）及びＺ軸（上下方向軸）回りの回転運動（ヨーイング）を制御する第三推進装置９を備えている。第三推進装置９は、機体２の姿勢制御用の推進装置であり、例えば、電動ファンによって構成される。なお、第三推進装置９は、電動ファン以外の推進器であってもよい。
　第三推進装置９は、例えば、機体２の四隅に相当する位置に配置される。また、第三推進装置９は、機体２を水平に保持した状態で機体２から遠ざかる方向の斜め下方向きの推力を発生することができるように配置される。具体的には、ダクテッドファン３ａに配置された第三推進装置９は、回転軸の上方をダクテッドファン３ａの回転中心寄りに傾斜させた状態で配置されており、ダクテッドファン３ｂに配置された第三推進装置９は、回転軸の上方をダクテッドファン３ｂの回転中心寄りに傾斜させた状態で配置されている。
　四つの第三推進装置９の推力を適宜調整することによって、ローリング、ピッチング及びヨーイングを任意に制御することができる。また、かかる第三実施形態によれば、上述した第二実施形態と比較して姿勢制御用の電動ファンの個数を削減することができ、機体２の軽量化を図ることができる。
　上述した第二実施形態及び第三実施形態に係る垂直離着陸機１は、ダクテッドファン３ａ，３ｂの出口部に制御翼を備えていない。第二実施形態に係る垂直離着陸機１では、第一推進装置７及び第二推進装置８によって、ダクテッドファン３ａ，３ｂにより生じる推力の方向を調整し、機体２の進行方向を制御するようにしてもよい。また、第三実施形態に係る垂直離着陸機１では、第三推進装置９によって、ダクテッドファン３ａ，３ｂにより生じる推力の方向を調整し、機体２の進行方向を制御するようにしてもよい。勿論、第二実施形態及び第三実施形態に係る垂直離着陸機１においても、ダクテッドファン３ａ，３ｂの出口部に制御翼を配置してもよい。
　上述した第一実施形態～第三実施形態に係る垂直離着陸機１は、無人機として説明したが、フレーム４に座席を配置した有人機であってもよい。
　本開示は上述した実施形態に限定されず、本開示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 機体
３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ ダクテッドファン
４ フレーム
５ 動力源
６ 脚部
７ 第一推進装置
８ 第二推進装置
９ 第三推進装置
３１ａ，３１ｂ ダクト
３２ａ，３２ｂ ファン
３３ａ，３３ｂ ノーズコーン
３４ａ，３４ｂ テールコーン
３５ａ，３５ｂ ステータ
３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂ制御翼
４１ コネクタ
５１ 出力軸
５２ａ，５２ｂ 回転軸
５３ａ，５３ｂ ベルト

Claims (6)

  1. 　機体に複数のダクテッドファンを含む垂直離着陸機であって、
    　前記ダクテッドファンの各々は、他のダクテッドファンから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している、
    ことを特徴とする垂直離着陸機。
  2. 　前記ダクテッドファンの傾斜方向は、前記垂直離着陸機の平面図上において前記複数のダクテッドファンの回転中心から等距離かつ最短距離にある機体中心と前記回転中心とを結ぶ線分に対して垂直である、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
  3. 　前記機体は、前記ダクテッドファンに動力を供給する動力源を含み、前記垂直離着陸機の平面図上において該動力源の出力軸は前記機体中心上に配置されている、ことを特徴とする請求項２に記載の垂直離着陸機。
  4. 　前記複数のダクテッドファンは、前記動力源によって同じ方向に回転される、ことを特徴とする請求項３に記載の垂直離着陸機。
  5. 　前記ダクテッドファンは、迎角を調整可能な制御翼を出口部に備えている、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
  6. 　前記機体は、姿勢制御用の推進装置を備えている、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
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