WO2022180755A1 - Aircraft - Google Patents

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WO2022180755A1
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航矢 桑村
佑 中井
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テトラ・アビエーション株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft

Abstract

An aircraft 1 takes off vertically. The aircraft 1 comprises: a fuselage 10; one or more pairs of fixed wings (20-1 to 20-4) which extend from the fuselage in the right/left direction; and a plurality of first rotor blades (402-1, 402-2). The first rotor blades are supported on the one or more pairs of fixed wings and are rotary-driven, to thereby generate thrust that propels the aircraft vertically upward. Two or more first rotor blades, among the plurality of first rotor blades, are disposed in each of four quadrant regions divided by a first plane P1 which is perpendicular to the right/left direction of the aircraft and passes through the center of gravity of the aircraft, and a second plane P2 which is perpendicular to the front/back direction of the aircraft and passes through the center of gravity of the aircraft. In each of the four quadrant regions, at least one of the two or more first rotor blades, which are disposed in said quadrant region, has a center axis of rotation not tilted with respect to the vertical direction, and the remainder of the two or more first rotor blades has a center axis of rotation tilted with respect to the vertical direction.

Description

航空機aircraft
　本発明は、航空機に関する。 The present invention relates to aircraft.
　垂直離着陸を行う航空機が知られている。例えば、特許文献１に記載の航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する１対の固定翼と、１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力（換言すると、上方推力）を発生する複数の回転翼と、を備える。 Aircraft that perform vertical take-off and landing are known. For example, the aircraft described in Patent Document 1 includes a fuselage, a pair of fixed wings extending in the left-right direction from the fuselage, and being supported by and driven to rotate by the pair of fixed wings, so that the aircraft moves vertically upward. and a plurality of rotor blades that generate a thrust (in other words, an upward thrust) to propel it upward.
　航空機は、ヨー方向における姿勢を制御するため、鉛直下方向へ向かって航空機を見た場合において、航空機を時計方向に回転させようとするトルク（換言すると、ヨー時計方向トルク）と、航空機を反時計方向に回転させようとするトルク（換言すると、ヨー反時計方向トルク）と、のそれぞれを生じさせるように、複数の回転翼のそれぞれの回転の中心軸を傾斜させる。 In order to control the attitude of the aircraft in the yaw direction, when the aircraft is viewed vertically downward, the torque that tries to rotate the aircraft clockwise (in other words, clockwise yaw torque) and the The central axis of rotation of each of the plurality of rotor blades is tilted so as to generate a torque for clockwise rotation (in other words, yaw counterclockwise torque).
国際公開第２０１８／０７５４１４号WO2018/075414
　ところで、航空機が鉛直方向にて飛行する場合（例えば、離着陸時）において、複数の回転翼の一部が動作を停止することがある。この場合、他の回転翼の回転数を高めることにより、動作の停止によって失われた上方推力が補われる。このとき、ヨー時計方向トルクの大きさと、ヨー反時計方向トルクの大きさと、が互いに一致するように、各回転翼の回転数が調整される。 By the way, when an aircraft flies in a vertical direction (for example, during takeoff and landing), some of the rotor blades may stop operating. In this case, increasing the speed of the other rotor blades compensates for the upward thrust lost due to the cessation of motion. At this time, the rotational speed of each rotor blade is adjusted so that the magnitude of the clockwise yaw torque and the magnitude of the counterclockwise yaw torque match each other.
　ところで、回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜している場合、回転数の変化に伴って、当該回転翼が発生する、上方推力と、ヨー方向におけるトルクと、の両方が変化する。従って、複数の回転翼が発生する、ヨー時計方向トルクの大きさと、ヨー反時計方向トルクの大きさと、を互いに一致させながら、上方推力を補うためには、回転数が過度に高くなる回転翼が生じる虞があった。 By the way, when the central axis of rotation of the rotor blade is inclined with respect to the vertical direction, both the upward thrust and the torque in the yaw direction generated by the rotor blade change with the change in the rotation speed. do. Therefore, while matching the magnitude of the yaw clockwise torque and the magnitude of the yaw counterclockwise torque generated by the plurality of rotor blades, the rotor speed must be excessively high in order to compensate for the upward thrust. was likely to occur.
　本発明の目的の一つは、回転翼の回転数が過度に高くなることを抑制することである。 One of the purposes of the present invention is to prevent the rotational speed of the rotor from becoming excessively high.
　一つの側面では、航空機は、垂直離着陸を行う。
　航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼と、複数の第１回転翼と、を備える。
　複数の第１回転翼は、少なくとも１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する。
　複数の第１回転翼は、航空機の左右方向に直交し且つ航空機の重心を通る第１平面と、航空機の前後方向に直交し且つ航空機の重心を通る第２平面と、により区画される４個の象限領域のそれぞれにおいて、少なくとも２つが位置する。
　４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する少なくとも２つの第１回転翼のうちの少なくとも１つの第１回転翼は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜せず、且つ、当該少なくとも２つの第１回転翼のうちの他の第１回転翼は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。 In one aspect, the aircraft performs vertical take-off and landing.
The aircraft includes a fuselage, at least one pair of fixed wings extending laterally from the fuselage, and a plurality of first rotor wings.
The plurality of first rotor blades are supported by at least one pair of fixed wings and rotationally driven to generate thrust for propelling the aircraft vertically upward.
The plurality of first rotor blades are divided by a first plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft and passing through the center of gravity of the aircraft, and a second plane perpendicular to the longitudinal direction of the aircraft and passing through the center of gravity of the aircraft. At least two are located in each of the quadrant regions of .
In each of the four quadrant regions, at least one of the at least two first rotor blades positioned in the quadrant region has a center axis of rotation that is not inclined with respect to the vertical direction, and The central axis of rotation of the other first rotor blade of the at least two first rotor blades is inclined with respect to the vertical direction.
　他の一つの側面では、航空機は、垂直離着陸を行う。
　航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼と、複数の第１回転翼と、を備える。
　複数の第１回転翼は、少なくとも１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する。
　複数の第１回転翼のうちの少なくとも１つは、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。
　複数の第１回転翼に対する回転中心ベクトルの和は、航空機の前方向の成分を有する。
　回転中心ベクトルは、第１回転翼の回転の中心軸に沿うとともに鉛直上方向の成分を有する方向を有する単位ベクトルである。 In another aspect, the aircraft performs vertical take-off and landing.
The aircraft includes a fuselage, at least one pair of fixed wings extending laterally from the fuselage, and a plurality of first rotor wings.
The plurality of first rotor blades are supported by at least one pair of fixed wings and rotationally driven to generate thrust for propelling the aircraft vertically upward.
At least one of the plurality of first rotor blades has a center axis of rotation inclined with respect to the vertical direction.
The sum of the center-of-rotation vectors for the plurality of first rotors has a component in the forward direction of the aircraft.
The rotation center vector is a unit vector having a direction along the center axis of rotation of the first rotor and having a vertically upward component.
　回転翼の回転数が過度に高くなることを抑制できる。 It is possible to suppress the rotation speed of the rotor blade from becoming excessively high.
第１実施形態の航空機の構成を表す斜視図である。1 is a perspective view showing the configuration of an aircraft according to a first embodiment; FIG. 第１実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。1 is a top view showing a schematic configuration of an aircraft according to a first embodiment; FIG. 第１実施形態の回転翼モジュールの概略構成を表すブロック図である。It is a block diagram showing a schematic structure of the rotary blade module of the first embodiment. 第１実施形態の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 4 is an explanatory diagram showing the direction of rotation and the direction of inclination of the central axis of rotation of the first rotor blade of the aircraft of the first embodiment; 第１実施形態の回転翼モジュールの回転の中心軸の傾斜方向及び回転中心ベクトルを表す説明図である。FIG. 4 is an explanatory diagram showing the tilt direction of the central axis of rotation and the rotation center vector of the rotor module of the first embodiment; 第１実施形態の第１変形例の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 5 is an explanatory diagram showing the rotation direction of the first rotor of the aircraft of the first modified example of the first embodiment and the inclination direction of the central axis of rotation; 第１実施形態の第２変形例の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 8 is an explanatory diagram showing the rotation direction of the first rotor of the aircraft of the second modification of the first embodiment and the inclination direction of the central axis of rotation; 第１実施形態の第３変形例の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 11 is an explanatory diagram showing the rotation direction and the inclination direction of the central axis of rotation of the first rotor blade of the aircraft of the third modification of the first embodiment; 第１実施形態の第４変形例の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 12 is an explanatory diagram showing the rotation direction of the first rotor of the aircraft of the fourth modification of the first embodiment and the inclination direction of the central axis of rotation; 第２実施形態の回転翼モジュールの回転の中心軸の傾斜方向及び回転中心ベクトルを表す説明図である。FIG. 10 is an explanatory diagram showing the tilt direction of the central axis of rotation and the rotation center vector of the rotor module of the second embodiment; 第２実施形態の第１変形例の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 11 is an explanatory diagram showing the rotation direction and the inclination direction of the central axis of rotation of the first rotor blade of the aircraft of the first modified example of the second embodiment; 第２実施形態の第２変形例の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 11 is an explanatory diagram showing the rotation direction and the inclination direction of the central axis of rotation of the first rotor wing of the aircraft of the second modification of the second embodiment; 第２実施形態の第３変形例の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 11 is an explanatory diagram showing the rotation direction and the inclination direction of the central axis of rotation of the first rotor blade of the aircraft of the third modification of the second embodiment; 第２実施形態の第４変形例の航空機の第１回転翼の回転方向及び回転の中心軸の傾斜方向を表す説明図である。FIG. 12 is an explanatory diagram showing the rotation direction and the inclination direction of the central axis of rotation of the first rotor wing of the aircraft of the fourth modification of the second embodiment;
　以下、本発明の航空機に関する各実施形態について図１乃至図１４を参照しながら説明する。 Each embodiment of the aircraft of the present invention will be described below with reference to FIGS. 1 to 14. FIG.
＜第１実施形態＞
（概要）
　第１実施形態の航空機は、垂直離着陸を行う。
　航空機は、胴体と、胴体から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼と、複数の第１回転翼と、を備える。
　複数の第１回転翼は、少なくとも１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する。 <First embodiment>
(Overview)
The aircraft of the first embodiment performs vertical takeoff and landing.
The aircraft includes a fuselage, at least one pair of fixed wings extending laterally from the fuselage, and a plurality of first rotor wings.
The plurality of first rotor blades are supported by at least one pair of fixed wings and rotationally driven to generate thrust for propelling the aircraft vertically upward.
　複数の第１回転翼は、航空機の左右方向に直交し且つ航空機の重心を通る第１平面と、航空機の前後方向に直交し且つ航空機の重心を通る第２平面と、により区画される４個の象限領域のそれぞれにおいて、少なくとも２つが位置する。 The plurality of first rotor blades are divided by a first plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft and passing through the center of gravity of the aircraft, and a second plane perpendicular to the longitudinal direction of the aircraft and passing through the center of gravity of the aircraft. At least two are located in each of the quadrant regions of .
　４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する少なくとも２つの第１回転翼のうちの少なくとも１つの第１回転翼は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜せず、且つ、当該少なくとも２つの第１回転翼のうちの他の第１回転翼は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。 In each of the four quadrant regions, at least one of the at least two first rotor blades positioned in the quadrant region has a center axis of rotation that is not inclined with respect to the vertical direction, and The central axis of rotation of the other first rotor blade of the at least two first rotor blades is inclined with respect to the vertical direction.
　これによれば、各象限領域において、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しない第１回転翼が存在する。当該第１回転翼は、回転数の変化に伴って、上方推力のみが変化する。これにより、各象限領域において、ヨー方向におけるトルクと独立に上方推力を調整できる。この結果、回転翼の回転数が過度に高くなることを抑制できる。
　次に、第１実施形態の航空機について、より詳細に説明する。 According to this, in each quadrant region, there is a first rotor whose central axis of rotation does not tilt with respect to the vertical direction. Only the upward thrust of the first rotor changes as the number of revolutions changes. Thereby, the upward thrust can be adjusted independently of the torque in the yaw direction in each quadrant region. As a result, it is possible to prevent the rotational speed of the rotor from becoming excessively high.
Next, the aircraft of the first embodiment will be described in more detail.
（構成）
　図１及び図２に表されるように、航空機１は、垂直離着陸を行う。本例では、航空機１は、電力によって航空機を飛行させるｅＶＴＯＬ（ｅｌｅｃｔｒｉｃ　Ｖｅｒｔｉｃａｌ　Ｔａｋｅ－Ｏｆｆ　ａｎｄ　Ｌａｎｄｉｎｇ）である。航空機１は、鉛直方向にて飛行する（換言すると、鉛直方向にて上昇又は下降する）鉛直飛行を行う状態（換言すると、離着陸状態）と、水平方向にて飛行する（換言すると、巡航する）水平飛行を行う状態（換言すると、巡航状態）と、の間で動作状態が切り替わる。 (Constitution)
As shown in FIGS. 1 and 2, the aircraft 1 performs vertical takeoff and landing. In this example, the aircraft 1 is an eVTOL (electric Vertical Take-Off and Landing) that flies the aircraft by electric power. The aircraft 1 flies in a vertical direction (in other words, ascends or descends in a vertical direction) in a vertical flight state (in other words, takeoff and landing state), and flies in a horizontal direction (in other words, cruises). The operating state is switched between a state of level flight (in other words, a cruising state).
　本例では、後述の各方向（例えば、上下方向、前後方向、又は、左右方向）は、巡航状態における方向である。なお、各方向は、離着陸状態における方向であってもよい。上方向、及び、下方向は、それぞれ、鉛直上方向、及び、鉛直下方向である。 In this example, each direction described later (for example, the vertical direction, the front-rear direction, or the horizontal direction) is the direction in the cruising state. Each direction may be a direction in a takeoff/landing state. The upward direction and the downward direction are the vertically upward direction and the vertically downward direction, respectively.
　航空機１は、胴体１０と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、を備える。なお、航空機１が備える固定翼の対の数は、１対、又は、３対以上であってもよい。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれは、単に、固定翼２０－ｊ（ｊは、１乃至４の整数を表す）とも表される。 The aircraft 1 includes a fuselage 10, a pair of front fixed wings 20-1, 20-2, and a pair of rear fixed wings 20-3, 20-4. The number of pairs of fixed wings included in the aircraft 1 may be one, or three or more. In this example, each of the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 are simply fixed wings 20-j (j is 1 to representing an integer of 4).
　胴体１０は、航空機１の左右方向における中央部において、航空機１の前後方向にて延在する。本例では、胴体１０は、航空機１の上下方向における位置、及び、航空機１の前後方向における位置のそれぞれが互いに異なる２個の棒状体又は柱状体が、航空機１の前後方向における中央部にて互いに連結された形状を有する。 The fuselage 10 extends in the front-rear direction of the aircraft 1 at the central portion in the left-right direction of the aircraft 1 . In this example, the fuselage 10 is composed of two rod-shaped or columnar bodies whose positions in the vertical direction of the aircraft 1 and positions in the longitudinal direction of the aircraft 1 are different from each other. It has shapes that are connected to each other.
　本例では、胴体１０は、航空機１の前方向における端部の鉛直下方向における端面が、航空機１の後方向における端部の鉛直下方向における端面よりも鉛直下方に位置する。本例では、胴体１０は、航空機１の前方向における端部の鉛直上方向における端面が、航空機１の後方向における端部の鉛直上方向における端面よりも鉛直下方に位置する。 In this example, the fuselage 10 has a vertically downward end face of the forward end of the aircraft 1 located vertically below the vertically downward end face of the rearward end of the aircraft 1 . In this example, the fuselage 10 has a vertically upward end face of the forward end of the aircraft 1 located vertically below the vertically upward end face of the rearward end of the aircraft 1 .
　なお、胴体１０は、航空機１の前方向にて延在する棒状又は柱状であってもよい。例えば、胴体１０は、航空機１の前後方向における両端部のそれぞれにおいて、先端に近づくほど細くなる形状（換言すると、先細形状）を有してよい。
　例えば、胴体１０の前後方向における長さは、１ｍ乃至１５ｍの長さであってよい。 Note that the fuselage 10 may be rod-shaped or column-shaped extending in the forward direction of the aircraft 1 . For example, the fuselage 10 may have a shape (in other words, a tapered shape) at each of both ends in the longitudinal direction of the aircraft 1 that tapers toward the tip.
For example, the length of the torso 10 in the front-rear direction may be 1 m to 15 m.
　１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の左方向、及び、航空機１の右方向へ、胴体１０からそれぞれ延在する板状である。１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれは、航空機１の左右方向に直交する平面によって切断された断面において、翼型形状を有する。 A pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 are plate-shaped and extend from the fuselage 10 to the left of the aircraft 1 and to the right of the aircraft 1, respectively. Each of the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 has an airfoil shape in a cross section cut by a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1. FIG.
　１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さは、０．５ｍ乃至１０ｍの長さであってよい。 The pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 are plane-symmetrical to each other with respect to a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1 and passing through the center of the fuselage 10 in the left-right direction. For example, each of the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 may have a length of 0.5 m to 10 m in the horizontal direction.
　１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の前後方向における胴体１０の中央よりも前方に位置する。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、胴体１０の前方向における端部に位置する。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の前後方向において、胴体１０の前方向における端から１対の前方固定翼２０－１，２０－２の後方向における端までの距離の、航空機１の前後方向における胴体１０の長さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．１乃至０．３）の値である位置を有する。 A pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are located forward of the center of the fuselage 10 in the longitudinal direction of the aircraft 1. In this example, a pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are located at the ends of the fuselage 10 in the forward direction. For example, the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 are arranged in the longitudinal direction of the aircraft 1 from the front end of the fuselage 10 to the rear end of the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2. has a position where the ratio of the distance to to the length of the fuselage 10 in the longitudinal direction of the aircraft 1 has a value between 0.01 and 0.4 (0.1 and 0.3 in this example).
　１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の上下方向における胴体１０の中央よりも下方に位置する。本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、胴体１０の下方向における端部に位置する。例えば、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の上下方向において、胴体１０の下方向における端から１対の前方固定翼２０－１，２０－２の上方向における端までの距離の、航空機１の上下方向における胴体１０の高さ（本例では、後述の尾翼１１－１，１１－２を除いた航空機１の上下方向における胴体１０の高さの最大値）に対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．０５乃至０．２）の値である位置を有する。 A pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are located below the center of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1. In this example, the pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are located at the ends of the fuselage 10 in the downward direction. For example, the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 are arranged in the vertical direction of the aircraft 1 from the lower end of the fuselage 10 to the upper end of the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2. to the height of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1 (in this example, the maximum height of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1 excluding tails 11-1 and 11-2 described later) The ratio has positions with values between 0.01 and 0.4 (0.05 and 0.2 in this example).
　１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の左方向、及び、航空機１の右方向へ、胴体１０からそれぞれ延在する板状である。１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれは、航空機１の左右方向に直交する平面によって切断された断面において、翼型形状を有する。 A pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are plate-shaped and extend from the fuselage 10 to the left of the aircraft 1 and to the right of the aircraft 1, respectively. Each of the pair of fixed rear wings 20-3 and 20-4 has an airfoil shape in a cross section cut by a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1. FIG.
　１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さと略等しい。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２のそれぞれの左右方向における長さよりも僅かに長い。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のそれぞれの左右方向における長さは、０．５ｍ乃至１０ｍの長さであってよい。 The pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are symmetrical to each other with respect to a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1 and passing through the center of the fuselage 10 in the left-right direction. The length in the left-right direction of each of the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 is substantially equal to the length in the left-right direction of each of the pair of front fixed wings 20-1, 20-2. In this example, the length in the left-right direction of each of the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 is slightly longer than the length in the left-right direction of each of the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2. to long. For example, each of the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 may have a length of 0.5 m to 10 m in the lateral direction.
　１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の前後方向における胴体１０の中央よりも後方に位置する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、胴体１０の後方向における端部に位置する。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の前後方向において、胴体１０の後方向における端から１対の後方固定翼２０－３，２０－４の前方向における端までの距離の、航空機１の前後方向における胴体１０の長さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．１乃至０．３）の値である位置を有する。 A pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are positioned rearward of the center of the fuselage 10 in the longitudinal direction of the aircraft 1. In this example, the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are positioned at the rearward end of the fuselage 10. As shown in FIG. For example, the pair of fixed aft wings 20-3, 20-4 extend from the aft end of the fuselage 10 to the forward end of the pair of aft fixed wings 20-3, 20-4 in the longitudinal direction of the aircraft 1. has a position where the ratio of the distance to to the length of the fuselage 10 in the longitudinal direction of the aircraft 1 has a value between 0.01 and 0.4 (0.1 and 0.3 in this example).
　１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の上下方向における胴体１０の中央よりも上方に位置する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、胴体１０の上方向における端部に位置する。例えば、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の上下方向において、胴体１０の上方向における端から１対の後方固定翼２０－３，２０－４の下方向における端までの距離の、航空機１の上下方向における胴体１０の高さに対する比が、０．０１乃至０．４（本例では、０．０５乃至０．２）の値である位置を有する。 A pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are positioned above the center of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1. In this example, the pair of fixed rear wings 20-3 and 20-4 are positioned at the ends of the fuselage 10 in the upward direction. For example, the pair of fixed rear wings 20-3 and 20-4 are arranged in the vertical direction of the aircraft 1 from the upper end of the fuselage 10 to the lower end of the pair of fixed rear wings 20-3 and 20-4. has a position where the ratio of the distance to to the height of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1 is a value between 0.01 and 0.4 (0.05 and 0.2 in this example).
　このように、本例では、航空機１は、航空機１の前後方向における位置が互いに異なるとともに、航空機１の上下方向における位置が互いに異なる２対の固定翼２０－１～２０－４を備える。 Thus, in this example, the aircraft 1 has two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 whose positions in the longitudinal direction of the aircraft 1 are different from each other and whose positions in the vertical direction of the aircraft 1 are different from each other.
　本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、４個の象限領域にそれぞれ位置する。４個の象限領域は、航空機１の左右方向に直交し且つ航空機１の重心ＣＧを通る第１平面Ｐ１と、航空機１の前後方向に直交し且つ航空機１の重心ＣＧを通る第２平面Ｐ２と、により区画される。 In this example, a pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and a pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 are located in four quadrant regions. The four quadrant regions are a first plane P1 perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1 and passing through the center of gravity CG of the aircraft 1, and a second plane P2 perpendicular to the longitudinal direction of the aircraft 1 and passing through the center of gravity CG of the aircraft 1. ,
　航空機１は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４に固定される、複数（本例では、１６個）の回転翼モジュール４０－１～４０－１６を備える。なお、航空機１が備える回転翼モジュールの数は、２乃至１５個であってもよく、１７個以上であってもよい。例えば、航空機１が備える回転翼モジュールの数は、８個、１２個、１６個、２０個、又は、２４個である。 The aircraft 1 includes a pair of fixed front wings 20-1, 20-2 and a pair of fixed rear wings 20-3, 20-4, and a plurality of (16 in this example) rotor blades. It has modules 40-1 to 40-16. Note that the number of rotor modules included in the aircraft 1 may be 2 to 15, or may be 17 or more. For example, the aircraft 1 may have 8, 12, 16, 20 or 24 rotor modules.
　本例では、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４に取り外し可能に固定される。なお、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４に取り外し不能に固定（例えば、一体に形成）されていてもよい。 In this example, a plurality of rotor modules 40-1 to 40-16 are detachable to a pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and a pair of rear fixed wings 20-3, 20-4. fixed to In addition, the plurality of rotor blade modules 40-1 to 40-16 are irremovably fixed to the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4. (For example, integrally formed).
　４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４は、１対の前方固定翼２０－１のうちの、胴体１０の左方に位置する前方固定翼２０－１に固定される。４個の回転翼モジュール４０－５～４０－８は、１対の前方固定翼２０－１のうちの、胴体１０の右方に位置する前方固定翼２０－２に固定される。４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２は、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のうちの、胴体１０の左方に位置する後方固定翼２０－３に固定される。４個の回転翼モジュール４０－１３～４０－１６は、１対の後方固定翼２０－３，２０－４のうちの、胴体１０の右方に位置する後方固定翼２０－４に固定される。 The four rotary wing modules 40-1 to 40-4 are fixed to the front fixed wing 20-1 located on the left side of the fuselage 10 out of the pair of front fixed wings 20-1. The four rotary wing modules 40-5 to 40-8 are fixed to the front fixed wing 20-2 located on the right side of the fuselage 10 out of the pair of front fixed wings 20-1. The four rotary wing modules 40-9 to 40-12 are fixed to the rear fixed wing 20-3 located on the left side of the fuselage 10 out of the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4. . The four rotary wing modules 40-13 to 40-16 are fixed to the rear fixed wing 20-4 located on the right side of the fuselage 10 out of the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4. .
　胴体１０の左方に位置する８個の回転翼モジュール４０－１～４０－４，４０－９～４０－１２と、胴体１０の右方に位置する８個の回転翼モジュール４０－５～４０－８，４０－１３～４０－１６と、は、航空機１の左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。 Eight rotor modules 40-1 to 40-4, 40-9 to 40-12 positioned on the left side of the fuselage 10 and eight rotor modules 40-5 to 40 positioned on the right side of the fuselage 10 -8, 40-13 to 40-16 are symmetrical to each other with respect to a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1 and passing through the center of the fuselage 10 in the left-right direction.
　例えば、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉ（ｉは、１乃至１６の整数を表す。）は、航空機１の左右方向において、当該固定翼２０－ｊの先端から当該回転翼モジュール４０－ｉまでの距離の、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０乃至０．９（本例では、０乃至０．８）の値である位置を有する。 For example, a rotor module 40-i (i represents an integer from 1 to 16) fixed to the fixed wing 20-j rotates from the tip of the fixed wing 20-j in the lateral direction of the aircraft 1. A position where the ratio of the distance to the wing module 40-i to the length of the fixed wing 20-j in the lateral direction of the aircraft 1 is a value of 0 to 0.9 (0 to 0.8 in this example) have
　本例では、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌ（ｋは、１、５、９、又は、１３の整数を表す。ｌは、ｋ＋３の整数を表す。）は、航空機１の左右方向において、等間隔にて位置する。なお、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌは、航空機１の左右方向において、異なる間隔を有していてもよい。 In this example, four rotor blade modules 40-k to 40-l (where k is an integer of 1, 5, 9, or 13, l is an integer of k+3) are fixed to the stationary blade 20-j. ) are positioned at equal intervals in the horizontal direction of the aircraft 1 . Note that the four rotor modules 40-k to 40-l fixed to the fixed wing 20-j may have different intervals in the horizontal direction of the aircraft 1. FIG.
　例えば、固定翼２０－ｊに固定される４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌは、航空機１の左右方向において、当該４個の回転翼モジュール４０－ｋ～４０－ｌのうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離の、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０．１乃至０．４（本例では、０．２乃至０．３）の値である位置を有してよい。 For example, the four rotor modules 40-k to 40-l fixed to the fixed wing 20-j are the , the ratio of the distance between two rotor modules adjacent to each other to the length of the fixed wing 20-j in the lateral direction of the aircraft 1 is 0.1 to 0.4 (0.2 to 0.2 in this example). 0.3).
　本例では、航空機１の左右方向において、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４のうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２のうちの、互いに隣り合う２個の回転翼モジュール間の距離と、は、互いに等しい。なお、両者の距離は、互いに異なっていてもよい。 In this example, the distance between two adjacent rotor modules among the four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed wing 20-1 in the left-right direction of the aircraft 1 is and the distance between two adjacent rotor modules among the four rotor modules 40-9 to 40-12 fixed to the rear stationary wing 20-3 are equal to each other. Note that the distances between the two may be different from each other.
　本例では、航空機１の左右方向において、前方固定翼２０－１に固定される４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４の位置と、後方固定翼２０－３に固定される４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２の位置と、は、互いに一致する。なお、両者の位置は、互いに異なっていてもよい。 In this example, in the lateral direction of the aircraft 1, the positions of the four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed wing 20-1 and the positions of the four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the rear fixed wing 20-3 , and the positions of the rotor blade modules 40-9 to 40-12 coincide with each other. Note that the positions of both may be different from each other.
　図３に表されるように、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉは、支持体４０１と、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、１対の電動機４０３－１，４０３－２と、１対の速度制御器４０４－１，４０４－２と、１対の制御器４０５－１，４０５－２と、１対の第１制御信号線４０６－１，４０６－２と、を備える。 As shown in FIG. 3, the rotor module 40-i fixed to the stationary wing 20-j includes a support 401, a pair of first rotor blades 402-1 and 402-2, and a pair of Electric motors 403-1, 403-2, a pair of speed controllers 404-1, 404-2, a pair of controllers 405-1, 405-2, and a pair of first control signal lines 406-1 , 406-2.
　支持体４０１は、航空機１の前後方向において（換言すると、航空機１を鉛直方向にて見た場合において）、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とに亘って、航空機１の前後方向にて延在する棒状又は柱状である。支持体４０１は、航空機１の前後方向における中央部が固定翼２０－ｊに取り外し可能に固定される。 The support 401 extends forwardly of the fixed wing 20-j and rearwardly of the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1 (in other words, when the aircraft 1 is viewed in the vertical direction). It is rod-shaped or column-shaped extending in the front-rear direction. The support 401 is detachably fixed to the fixed wing 20-j at the central portion in the longitudinal direction of the aircraft 1. As shown in FIG.
　本例では、支持体４０１は、固定翼２０－ｊの下方に位置する。これによれば、航空機１の重心を下方に位置させることができるので、航空機の姿勢の変動が生じた場合であっても、当該変動を迅速に抑制できる。なお、支持体４０１は、固定翼２０－ｊの上方に位置していてもよい。 In this example, the support 401 is positioned below the fixed wing 20-j. According to this, since the center of gravity of the aircraft 1 can be positioned downward, even if the attitude of the aircraft changes, the change can be quickly suppressed. Note that the support 401 may be positioned above the fixed wing 20-j.
　１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれは、回転の中心軸が航空機１の上下方向が主成分である方向にて延在するように回転可能に支持体４０１に支持される。１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、１対の電動機４０３－１，４０３－２によってそれぞれ回転駆動されることにより航空機１を上方向へ推進させる推力を発生する。 Each of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 is rotatably supported by support 401 so that the central axis of rotation extends in a direction whose main component is the vertical direction of aircraft 1. be. The pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 are rotationally driven by the pair of electric motors 403-1 and 403-2, respectively, to generate thrust for propelling the aircraft 1 upward.
　１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１の前後方向において、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とにそれぞれ位置する。換言すると、第１回転翼４０２－１は、航空機１の前後方向において、固定翼２０－ｊの前方に位置するとともに、第１回転翼４０２－２は、航空機１の前後方向において、固定翼２０－ｊの後方に位置する。本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１の前後方向における支持体４０１の両端部にそれぞれ位置する。 The pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 are positioned in front of the fixed wing 20-j and behind the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1, respectively. In other words, the first rotor 402-1 is located in front of the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1, and the first rotor 402-2 is located in front of the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1. It is located after -j. In this example, the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 are located at both ends of the support 401 in the longitudinal direction of the aircraft 1, respectively.
　１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１の前後方向における１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２間の距離の、航空機１の前後方向における固定翼２０－ｊの長さに対する比が、１．２乃至４．５（本例では、２乃至３）の値である位置を有してよい。
　本例では、第１回転翼４０２－１，４０２－２は、ロータと表されてもよい。
　なお、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転方向、及び、回転の中心軸の詳細については後述される。 The pair of first rotor blades 402-1, 402-2 are fixed wing 20 in the longitudinal direction of aircraft 1, the distance between the pair of first rotor blades 402-1, 402-2 in the longitudinal direction of aircraft 1. It may have positions where the ratio of -j to length is a value between 1.2 and 4.5 (2 and 3 in this example).
In this example, the first rotor blades 402-1, 402-2 may be referred to as rotors.
Details of the rotation direction and the central axis of rotation of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 will be described later.
　以下、第１回転翼４０２－１を回転駆動するための構成（本例では、電動機４０３－１、速度制御器４０４－１、制御器４０５－１、及び、第１制御信号線４０６－１）が説明される。なお、第１回転翼４０２－２を回転駆動するための構成（本例では、電動機４０３－２、速度制御器４０４－２、制御器４０５－２、及び、第１制御信号線４０６－２）は、第１回転翼４０２－１を回転駆動するための構成と同様に説明されるため、当該説明が省略される。 Hereinafter, the configuration for rotationally driving the first rotor blade 402-1 (in this example, the electric motor 403-1, the speed controller 404-1, the controller 405-1, and the first control signal line 406-1) is explained. Incidentally, the configuration for rotationally driving the first rotor blade 402-2 (in this example, the electric motor 403-2, the speed controller 404-2, the controller 405-2, and the first control signal line 406-2) will be described in the same manner as the configuration for rotationally driving the first rotor blade 402-1, so the description thereof will be omitted.
　本例では、速度制御器４０４－１、及び、制御器４０５－１は、支持体４０１の内部に収容される。なお、電動機４０３－１の少なくとも一部も、支持体４０１の内部に収容されていてもよい。 In this example, the speed controller 404-1 and the controller 405-1 are housed inside the support 401. At least part of the electric motor 403-1 may also be housed inside the support 401. FIG.
　電動機４０３－１は、速度制御器４０４－１から供給される電力に従って、第１回転翼４０２－１を回転駆動する。 The electric motor 403-1 rotates the first rotor blade 402-1 according to the power supplied from the speed controller 404-1.
　速度制御器４０４－１は、制御器４０５－１から第１制御信号線４０６－１を通って伝送される制御信号に従って、電動機４０３－１によって回転駆動される第１回転翼４０２－１の回転速度（換言すると、回転数）を制御するように、電動機４０３－１へ供給する電力を制御する。 Speed controller 404-1 rotates first rotor blade 402-1 rotationally driven by electric motor 403-1 according to a control signal transmitted from controller 405-1 through first control signal line 406-1. The electric power supplied to the electric motor 403-1 is controlled so as to control the speed (in other words, the number of revolutions).
　本例では、速度制御器４０４－１は、ＥＳＣ（Ｅｌｅｃｔｒｉｃ　Ｓｐｅｅｄ　Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）と表されてもよい。
　本例では、電動機４０３－１、及び、速度制御器４０４－１は、第１回転駆動部に対応する。 In this example, the speed controller 404-1 may be represented as an ESC (Electric Speed Controller).
In this example, the electric motor 403-1 and the speed controller 404-1 correspond to the first rotary drive section.
　本例では、速度制御器４０４－１には、図示されない蓄電池から電力が供給される。例えば、蓄電池は、支持体４０１に固定される。なお、蓄電池は、固定翼２０－ｊ、又は、胴体１０に固定されていてもよい。 In this example, power is supplied to the speed controller 404-1 from a storage battery (not shown). For example, an accumulator is fixed to the support 401 . Incidentally, the storage battery may be fixed to the fixed wing 20-j or the fuselage 10. FIG.
　制御器４０５－１は、後述の制御装置１３から第２制御信号線１４を通って伝送される制御信号に従って、速度制御器４０４－１を制御する。 The controller 405-1 controls the speed controller 404-1 according to a control signal transmitted through the second control signal line 14 from the controller 13, which will be described later.
　このような構成により、航空機１は、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれが発生する、航空機１を上方向へ推進させる推力によって、垂直離着陸を行う。 With such a configuration, the aircraft 1 can fly above the aircraft 1 from the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in each of the plurality of rotor blade modules 40-1 to 40-16. Vertical take-off and landing are performed by the thrust that propels it in the direction.
　胴体１０は、輸送対象を収容する内部空間を有する。本例では、内部空間は、航空機１の前後方向において、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、の間に位置する。例えば、内部空間は、航空機１の前後方向における中央部に位置する。 The fuselage 10 has an internal space that accommodates objects to be transported. In this example, the internal space is located between a pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and a pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 in the longitudinal direction of the aircraft 1. . For example, the internal space is located in the center of the aircraft 1 in the longitudinal direction.
　輸送対象は、人、及び、物体のうちの、少なくとも１つを含む。例えば、輸送対象に含まれる人は、搭乗者と表されてもよい。例えば、搭乗者は、航空機１を操縦してよい。また、航空機１が自動操縦により飛行するように構成されている場合、搭乗者は、航空機１を操縦しなくてもよい。例えば、輸送対象に含まれる物体は、貨物又は荷物である。 Transportation targets include at least one of people and objects. For example, a person included in a transport object may be designated as a passenger. For example, passengers may fly the aircraft 1 . Also, when the aircraft 1 is configured to fly by autopilot, the passengers do not need to operate the aircraft 1 . For example, the objects included in the transport object are cargo or luggage.
　例えば、胴体１０が有する内部空間は、１人乃至５人の搭乗者を収容可能であってよい。本例では、胴体１０が有する内部空間は、１人又は２人の搭乗者を収容可能である。
　例えば、航空機１の最大離陸重量は、１２０ｋｇ乃至３０００ｋｇの重量であってよい。本例では、航空機１の最大離陸重量は、１５０ｋｇ乃至４６０ｋｇの重量である。胴体１０は、収容空間を開閉可能な扉（本例では、カウル）を備える。 For example, the interior space of fuselage 10 may accommodate one to five passengers. In this example, the interior space of the fuselage 10 can accommodate one or two passengers.
For example, the maximum takeoff weight of the aircraft 1 may be between 120 kg and 3000 kg. In this example, the maximum takeoff weight of the aircraft 1 is between 150 kg and 460 kg. The body 10 includes a door (cowl in this example) that can open and close the accommodation space.
　図２に表されるように、胴体１０は、１対の尾翼１１－１，１１－２と、第２回転翼１２と、制御装置１３と、第２制御信号線１４と、を備える。なお、胴体１０が備える尾翼の数は、１個、又は、３個以上であってもよい。 As shown in FIG. 2, the fuselage 10 includes a pair of tail wings 11-1, 11-2, a second rotor 12, a controller 13, and a second control signal line 14. The number of tail wings included in the fuselage 10 may be one, or three or more.
　１対の尾翼１１－１，１１－２は、胴体１０の後方向における端部に位置する。１対の尾翼１１－１，１１－２は、航空機１の上方向、及び、航空機１の左右方向の成分を有し、且つ、航空機１の上方向へ向かうにつれて航空機１の左右方向における互いの距離が長くなる方向へ胴体１０から延在する板状である。１対の尾翼１１－１，１１－２は、航空機１の左右方向に直交し、且つ、胴体１０の左右方向における中央を通る平面に対して、互いに面対称である。 A pair of tail wings 11-1 and 11-2 are located at the ends of the fuselage 10 in the rearward direction. The pair of tails 11-1 and 11-2 have components in the upward direction of the aircraft 1 and in the left-right direction of the aircraft 1, and as they go upwards of the aircraft 1, they It has a plate shape extending from the body 10 in a direction in which the distance increases. The pair of tails 11-1 and 11-2 are symmetrical to each other with respect to a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1 and passing through the center of the fuselage 10 in the left-right direction.
　第２回転翼１２は、回転の中心軸が航空機１の前後方向が主成分である方向にて延在するように回転可能に胴体１０に支持される。第２回転翼１２は、図示されない第２回転駆動部によって回転駆動されることにより航空機１を前方向へ推進させる推力を発生する。 The second rotor blade 12 is rotatably supported by the fuselage 10 so that the central axis of rotation extends in a direction whose main component is the longitudinal direction of the aircraft 1 . The second rotor blades 12 are rotationally driven by a second rotational drive section (not shown) to generate thrust for propelling the aircraft 1 forward.
　このような構成により、航空機１は、第２回転翼１２が発生する、航空機１を前方向へ推進させる推力と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４が発生する揚力と、によって、水平方向にて飛行する。 With such a configuration, the aircraft 1 has the thrust generated by the second rotor 12 that propels the aircraft 1 forward, the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2, and the pair of rear It flies horizontally due to the lift generated by the fixed wings 20-3 and 20-4.
　本例では、第２回転翼１２は、胴体１０の後方向における端部に位置する。なお、第２回転翼１２は、胴体１０の後方向における端部以外の部分（例えば、胴体１０の前方向における端部、又は、胴体１０の前後方向における中央部等）に位置してもよい。 In this example, the second rotor blade 12 is located at the rearward end of the fuselage 10 . Note that the second rotor blade 12 may be positioned at a portion other than the rear end of the body 10 (for example, the front end of the body 10, or the center of the body 10 in the longitudinal direction). .
　なお、胴体１０が備える第２回転翼１２の数は、２個以上であってもよい。この場合、例えば、複数の第２回転翼１２は、胴体１０の前方向における端部、及び、胴体１０の後方向における端部の両方にそれぞれ位置していてもよいし、いずれか一方のみに位置していてもよい。また、例えば、複数の第２回転翼１２は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４の少なくとも１つに位置していてもよい。
　本例では、第２回転翼１２は、プロペラと表されてもよい。 Note that the number of the second rotor blades 12 included in the body 10 may be two or more. In this case, for example, the plurality of second rotor blades 12 may be positioned at both the forward end of the fuselage 10 and the rearward end of the fuselage 10, or may be positioned at only one of them. may be located. Also, for example, the plurality of second rotor blades 12 are positioned on at least one of the pair of front fixed blades 20-1, 20-2 and the pair of rear fixed blades 20-3, 20-4. may
In this example, the second rotor 12 may be represented as a propeller.
　制御装置１３は、電力によって動作することにより航空機１を制御する。制御装置１３は、航空機１の状態を表す情報（例えば、高度、経度、緯度、及び、速度等）を取得する電子機器を含む。本例では、制御装置１３は、アビオニクス（例えば、通信機器、航法システム、又は、飛行管理システム等）を含む。 The control device 13 controls the aircraft 1 by operating with electric power. The control device 13 includes electronic equipment that acquires information representing the state of the aircraft 1 (eg, altitude, longitude, latitude, speed, etc.). In this example, controller 13 includes avionics (eg, communication equipment, navigation systems, flight management systems, etc.).
　本例では、制御装置１３は、搭乗者の操縦に従って制御信号を生成し、生成された制御信号に基づいて、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６の第１回転翼４０２－１，４０２－２、及び、第２回転翼１２のそれぞれの回転数を制御する。 In this example, the control device 13 generates a control signal according to the operation of the passenger, and based on the generated control signal, the first rotor blades 402-1, 402-1, and 402-1 of the plurality of rotor blade modules 40-1 to 40-16. 402-2 and the rotation speed of each of the second rotor blades 12 are controlled.
　本例では、制御装置１３には、図示されない蓄電池から電力が供給される。例えば、蓄電池は、胴体１０に固定される。なお、蓄電池は、固定翼２０－ｊに固定されていてもよい。
　なお、制御装置１３の詳細については後述される。 In this example, the control device 13 is supplied with power from a storage battery (not shown). For example, a storage battery is fixed to the fuselage 10 . Incidentally, the storage battery may be fixed to the fixed wing 20-j.
Details of the control device 13 will be described later.
　ここで、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転方向、及び、回転の中心軸の詳細について説明を加える。 Here, the details of the rotational direction and the central axis of rotation of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 will be added.
　図４に表されるように、４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４がそれぞれ備える４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、４個の象限領域のうちの、航空機１の前方側であり且つ航空機１の左方側である象限領域（換言すると、第１象限領域）に位置する。４個の回転翼モジュール４０－５～４０－８がそれぞれ備える４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、４個の象限領域のうちの、航空機１の前方側であり且つ航空機１の右方側である象限領域（換言すると、第２象限領域）に位置する。 As shown in FIG. 4, the four pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 respectively provided in the four rotor blade modules 40-1 to 40-4 have four quadrant regions, It is located in a quadrant area (in other words, the first quadrant area) that is the front side of the aircraft 1 and the left side of the aircraft 1 . The four pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 respectively provided in the four rotor blade modules 40-5 to 40-8 are located on the front side of the aircraft 1 in the four quadrant regions and 1 (in other words, the second quadrant).
　４個の回転翼モジュール４０－９～４０－１２がそれぞれ備える４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、４個の象限領域のうちの、航空機１の後方側であり且つ航空機１の左方側である象限領域（換言すると、第３象限領域）に位置する。４個の回転翼モジュール４０－１３～４０－１６がそれぞれ備える４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、４個の象限領域のうちの、航空機１の後方側であり且つ航空機１の右方側である象限領域（換言すると、第４象限領域）に位置する。 The four pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 respectively provided in the four rotor blade modules 40-9 to 40-12 are located on the rear side of the aircraft 1 in the four quadrant regions and 1 (in other words, the third quadrant). The four pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 respectively provided in the four rotor blade modules 40-13 to 40-16 are located on the rear side of the aircraft 1 in the four quadrant regions and 1 (in other words, the fourth quadrant).
　本例では、第１回転翼４０２－１，４０２－２が象限領域に位置することは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転面における回転の中心軸が象限領域に位置することに対応する。 In this example, the fact that the first rotor blades 402-1 and 402-2 are positioned in the quadrant region means that the central axis of rotation on the plane of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 is positioned in the quadrant region. correspond to
　本例では、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれにおいて、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転方向が互いに異なる。
　図４において、黒塗りの円弧状の矢印により表されるように、例えば、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１は、鉛直下方向へ向かって航空機１を見た場合において、反時計方向（本例では、第１回転方向）へ回転する。また、図４において、白塗りの円弧状の矢印により表されるように、例えば、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－２は、鉛直下方向へ向かって航空機１を見た場合において、時計方向（本例では、第２回転方向）へ回転する。 In this example, in each of the plurality of rotor blade modules 40-1 to 40-16, the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 rotate in different directions.
In FIG. 4, as indicated by the black arc-shaped arrow, for example, when the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-1 is viewed vertically downward, the aircraft 1 is: It rotates counterclockwise (in this example, the first rotation direction). Also, in FIG. 4, as indicated by the white arcuate arrow, for example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-1 is positioned vertically downward when the aircraft 1 is viewed. , rotates clockwise (in this example, the second rotation direction).
　本例では、航空機１の左右方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－１は、回転方向が互いに異なるとともに、航空機１の左右方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－２は、回転方向が互いに異なる。また、本例では、航空機１の上下方向にて隣接する２個の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転方向が互いに異なる。 In this example, the two first rotor blades 402-1 adjacent in the left-right direction of the aircraft 1 have different rotational directions, and the two first rotor blades 402-1 adjacent in the left-right direction of the aircraft 1 2 differ from each other in the direction of rotation. Also, in this example, the two first rotor blades 402-1 and 402-2 that are adjacent in the vertical direction of the aircraft 1 rotate in different directions.
　図５に表されるように、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜しない（本例では、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に沿って延在する）。本例では、図５における上方向及び下方向は、鉛直上方向及び鉛直下方向にそれぞれ対応する。本例では、図５における左方向及び右方向は、航空機１の前方向及び後方向にそれぞれ対応する。 As shown in FIG. 5, in the first rotor blade 402-1 of the rotor blade module 40-1, the central axis CA of rotation is not tilted with respect to the vertical direction (in this example, the central axis CA of rotation is vertical). direction). In this example, the upward direction and the downward direction in FIG. 5 correspond to the vertically upward direction and the vertically downward direction, respectively. In this example, the left and right directions in FIG. 5 correspond to the forward and rearward directions of the aircraft 1, respectively.
　図５において、符号ＣＶが付された矢印は、回転中心ベクトルを表す。回転中心ベクトルＣＶは、第１回転翼４０２－１の回転の中心軸ＣＡに沿うとともに鉛直上方向の成分を有する方向を有する単位ベクトルである。 　In FIG. 5, the arrow labeled CV represents the rotation center vector. The rotation center vector CV is a unit vector having a direction along the rotation center axis CA of the first rotor blade 402-1 and having a vertically upward component.
　本例では、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜しないことは、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して僅かに傾斜することを含む。本例では、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して僅かに傾斜することは、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜する角度が３度以下であることに対応する。 In this example, not tilting the central axis CA of rotation with respect to the vertical direction includes slightly tilting the central axis CA of rotation with respect to the vertical direction. In this example, the slight inclination of the central axis CA of rotation with respect to the vertical direction corresponds to the inclination angle of the central axis CA of rotation with respect to the vertical direction being 3 degrees or less.
　図４に表されるように、第１回転翼４０２－１，４０２－２（例えば、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１）の回転の中心軸上に、符号ＮＤが付された白塗りの円が描画されることは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しないことを表す。 As shown in FIG. 4, the central axis of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 (for example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-1) is marked with a symbol ND. The fact that the white circles are drawn indicates that the central axes of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 are not inclined with respect to the vertical direction.
　本例では、図４に表されるように、４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１の重心ＣＧからの距離が最も長い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－９の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１６の第１回転翼４０２－２）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しない。 In this example, as shown in FIG. 4, in each of the four quadrant regions, the center of gravity of the aircraft 1 among the four pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 located in the quadrant region The first rotor blade having the longest distance from the CG (in this example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-1, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-8, the rotor The central axis of rotation of the first rotor blade 402-2 of the blade module 40-9 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-16) is not inclined with respect to the vertical direction.
　更に、本例では、図４に表されるように、４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１の重心ＣＧからの距離が最も短い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－１）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しない。 Furthermore, in this example, as shown in FIG. 4, in each of the four quadrant regions, the aircraft 1 The first rotor blade having the shortest distance from the center of gravity CG of the rotor (in this example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-4, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-5 , the first rotor blade 402-1 of the rotor blade module 40-12, and the first rotor blade 402-1 of the rotor blade module 40-13) do not tilt their central axes of rotation with respect to the vertical direction.
　図５に表されるように、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜する。本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して、航空機１の上方へ向かうにつれて航空機１の後方の位置を有するように傾斜する（換言すると、航空機１の後方に傾斜する）。換言すると、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－２の回転中心ベクトルＣＶは、航空機１の後方向の成分と、航空機１の上方向の成分と、からなる。 As shown in FIG. 5, the central axis CA of rotation of the first rotor 402-2 of the rotor module 40-1 is inclined with respect to the vertical direction. In this example, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-1 is tilted with respect to the vertical direction so that the central axis CA of rotation has a position behind the aircraft 1 as it goes upwards of the aircraft 1. (in other words, the aircraft 1 is tilted rearward). In other words, the center-of-rotation vector CV of the first rotor 402-2 of the rotor module 40-1 consists of a backward component and an upward component of the aircraft 1 .
　本例では、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜することは、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜する角度（換言すると、傾斜角度）が５度乃至２０度の角度であることに対応する。なお、傾斜角度が５度未満である場合、ヨー方向におけるトルクが過小となる。また、傾斜角度が２０度よりも大きい場合、上方推力が過小となる。傾斜角度が８度以上である場合、ヨー方向におけるトルクを十分に大きくすることができる。また、傾斜角度が１６度以下である場合、上方推力を十分に大きくすることができる。 In this example, the inclination of the central axis CA of rotation with respect to the vertical direction means that the inclination angle of the central axis CA of rotation with respect to the vertical direction (in other words, the inclination angle) is an angle of 5 degrees to 20 degrees. correspond to something. If the tilt angle is less than 5 degrees, the torque in the yaw direction will be too small. Moreover, when the inclination angle is larger than 20 degrees, the upward thrust becomes too small. If the tilt angle is 8 degrees or more, the torque in the yaw direction can be sufficiently increased. Moreover, when the inclination angle is 16 degrees or less, the upward thrust can be sufficiently increased.
　図４に表されるように、第１回転翼４０２－１，４０２－２（例えば、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－２）の回転の中心軸上に、符号ＢＤが付された白塗りの下向き矢印が描画されることは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１の後方に傾斜することを表す。 As shown in FIG. 4, the central axis of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 (for example, the first rotor blade 402-2 of the rotor blade module 40-1) is labeled BD. The fact that white downward arrows are drawn indicates that the central axes of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 are inclined rearward of the aircraft 1 with respect to the vertical direction.
　本例では、図４に表されるように、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－３の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－６の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１０の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１５の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１の後方に傾斜する。 In this example, as shown in FIG. 4, the first rotor 402-2 of rotor module 40-1, the first rotor 402-2 of rotor module 40-3, and the first rotor 402-2 of rotor module 40-6. First rotor 402-2, first rotor 402-2 of rotor module 40-8, first rotor 402-1 of rotor module 40-10, and first rotation of rotor module 40-15 The wing 402-1 has its center axis of rotation inclined rearward of the aircraft 1 with respect to the vertical direction.
　また、図４に表されるように、第１回転翼４０２－１，４０２－２（例えば、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－２）の回転の中心軸上に、符号ＦＤが付された白塗りの上向き矢印が描画されることは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１の上方へ向かうにつれて航空機１の前方の位置を有するように傾斜する（換言すると、航空機１の前方に傾斜する）ことを表す。換言すると、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－２の回転中心ベクトルＣＶは、航空機１の前方向の成分と、航空機１の上方向の成分と、からなる。 Further, as shown in FIG. 4, a symbol FD The fact that the white upward arrows are drawn means that the central axis of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 moves upwards of the aircraft 1 with respect to the vertical direction. Represents tilting to have a forward position (in other words tilting forward of the aircraft 1). In other words, the center-of-rotation vector CV of the first rotor 402-2 of the rotor module 40-2 consists of a forward component of the aircraft 1 and an upward component of the aircraft 1 .
　本例では、図４に表されるように、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－７の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－９の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－１１の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－１４の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１６の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１の前方に傾斜する。 In this example, as shown in FIG. 4, the first rotor 402-2 of rotor module 40-2, the first rotor 402-2 of rotor module 40-7, and the first rotor 402-2 of rotor module 40-9. First rotor 402-1, first rotor 402-1 of rotor module 40-11, first rotor 402-1 of rotor module 40-14, and first rotation of rotor module 40-16 Wing 402-1 has its central axis of rotation inclined forward of aircraft 1 with respect to the vertical direction.
　また、図４に表されるように、第１回転翼４０２－１，４０２－２（例えば、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－１）の回転の中心軸上に、符号ＬＤが付された白塗りの左向き矢印が描画されることは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１の上方へ向かうにつれて航空機１の左方の位置を有するように傾斜する（換言すると、航空機１の左方に傾斜する）ことを表す。換言すると、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－１の回転中心ベクトルＣＶは、航空機１の左方向の成分と、航空機１の上方向の成分と、からなる。 Further, as shown in FIG. 4, on the central axis of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 (for example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-2) is labeled LD The fact that the left-pointing white arrows with Represents tilting to have a left position (in other words tilting to the left of the aircraft 1). In other words, the center-of-rotation vector CV of the first rotor 402-1 of the rotor module 40-2 consists of a leftward component of the aircraft 1 and an upward component of the aircraft 1 .
　本例では、図４に表されるように、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－６の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－１０の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１４の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１の左方に傾斜する。 In this example, as shown in FIG. 4, the first rotor 402-1 of rotor module 40-2, the first rotor 402-1 of rotor module 40-4, and the first rotor 402-1 of rotor module 40-6. First rotor 402-1, first rotor 402-2 of rotor module 40-10, first rotor 402-2 of rotor module 40-12, and first rotation of rotor module 40-14 The wing 402-2 has its center axis of rotation inclined to the left of the aircraft 1 with respect to the vertical direction.
　また、図４に表されるように、第１回転翼４０２－１，４０２－２（例えば、回転翼モジュール４０－３の第１回転翼４０２－１）の回転の中心軸上に、符号ＲＤが付された白塗りの右向き矢印が描画されることは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１の上方へ向かうにつれて航空機１の右方の位置を有するように傾斜する（換言すると、航空機１の右方に傾斜する）ことを表す。換言すると、回転翼モジュール４０－３の第１回転翼４０２－１の回転中心ベクトルＣＶは、航空機１の右方向の成分と、航空機１の上方向の成分と、からなる。 Further, as shown in FIG. 4, on the central axis of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 (for example, the first rotor blade 402-1 of the rotor blade module 40-3), the symbol RD The fact that the white-painted rightward arrows with It represents a tilting to have a rightward position (in other words, tilting to the right of the aircraft 1). In other words, the center-of-rotation vector CV of the first rotor 402-1 of the rotor module 40-3 consists of a rightward component of the aircraft 1 and an upward component of the aircraft 1 .
　本例では、図４に表されるように、回転翼モジュール４０－３の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－７の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－１１の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１５の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１の右方に傾斜する。 In this example, as shown in FIG. 4, the first rotor 402-1 of rotor module 40-3, the first rotor 402-1 of rotor module 40-5, and the first rotor 402-1 of rotor module 40-7. First rotor 402-1, first rotor 402-2 of rotor module 40-11, first rotor 402-2 of rotor module 40-13, and first rotation of rotor module 40-15 The wing 402-2 has its central axis of rotation inclined to the right of the aircraft 1 with respect to the vertical direction.
　このように、本例では、第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する場合、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転中心ベクトルＣＶは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２が発生する推力によって、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の方向と逆方向に航空機１を回転させようとするトルクが発生する方向を有する。 Thus, in this example, when the central axes of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 are inclined with respect to the vertical direction, the rotation center vector of the first rotor blades 402-1 and 402-2 CV is a torque that causes the aircraft 1 to rotate in the direction opposite to the direction of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 by the thrust generated by the first rotor blades 402-1 and 402-2. has a direction in which
　ここで、制御装置１３の詳細について説明を加える。
　制御装置１３は、航空機１の動作状態が離着陸状態である場合、以下のように航空機１を制御する。
　制御装置１３は、４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置し且つ回転の方向が同一である第１回転翼４０２－１，４０２－２を、同一の回転数を有するように制御する。 Here, the details of the control device 13 will be explained.
When the operating state of the aircraft 1 is the takeoff/landing state, the control device 13 controls the aircraft 1 as follows.
In each of the four quadrants, the control device 13 controls the first rotor blades 402-1 and 402-2 located in the quadrant and rotating in the same direction so that they have the same rotation speed. do.
　従って、本例では、制御装置１３は、第ｐ（ｐは、１乃至４の整数を表す。）象限領域に位置し、且つ、回転の方向が反時計方向である、回転翼モジュール４０－ｑ（ｑは、４ｐ－３の整数を表す。）の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－ｒ（ｒは、４ｐ－２の整数を表す。）の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－ｓ（ｓは、４ｐ－１の整数を表す。）の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－ｔ（ｔは、４ｐの整数を表す。）の第１回転翼４０２－２を、第ｕ（ｕは、２ｐ－１の整数を表す。）回転数を有するように制御する。 Therefore, in this example, the controller 13 controls the rotor module 40-q, which is located in the p-th (p represents an integer from 1 to 4) quadrant region and whose direction of rotation is counterclockwise. (q represents an integer of 4p-3), the first rotor 402-2 of the rotor module 40-r (r represents an integer of 4p-2), The first rotor 402-1 of the rotor module 40-s (s represents an integer of 4p-1) and the first rotor module 40-t (t represents an integer of 4p). The rotor blade 402-2 is controlled to have the u-th (u represents an integer of 2p-1) number of revolutions.
　また、制御装置１３は、第ｐ象限領域に位置し、且つ、回転の方向が時計方向である、回転翼モジュール４０－ｑの第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－ｒの第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－ｓの第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－ｔの第１回転翼４０２－１を、第ｖ（ｖは、２ｐの整数を表す。）回転数を有するように制御する。 Further, the control device 13 controls the first rotor blade 402-2 of the rotor blade module 40-q and the first rotor blade module 40-r of the rotor blade module 40-r, which are located in the p-th quadrant region and the direction of rotation is clockwise. The rotor blade 402-1, the first rotor blade 402-2 of the rotor blade module 40-s, and the first rotor blade 402-1 of the rotor blade module 40-t are the v-th (v represents an integer of 2p .) control to have the number of revolutions.
　本例では、制御装置１３は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２が発生する、ヨー時計方向トルクの大きさと、ヨー反時計方向トルクの大きさと、が互いに一致するように、第１回転数乃至第８回転数を決定する。
　本例では、制御装置１３は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の少なくとも１つの第１回転翼が動作を停止した場合であっても、上述の制御を行う。 In this example, the control device 13 controls the magnitude of the clockwise yaw torque generated by the 16 pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16, respectively. , and the magnitude of the yaw counterclockwise torque match each other, the first to eighth rotation speeds are determined.
In this example, the control device 13 causes at least one of the 16 pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16 to operate. Even if it stops, the above-mentioned control is performed.
（動作）
　次に、航空機１の動作について説明する。
　先ず、搭乗者は、航空機１の左方の位置から、前方固定翼２０－１と後方固定翼２０－３との間を通って、胴体１０の内部空間に搭乗する。なお、搭乗者は、航空機１の右方の位置から、前方固定翼２０－２と後方固定翼２０－４との間を通って、胴体１０の内部空間に搭乗してもよい。 (motion)
Next, operation of the aircraft 1 will be described.
First, passengers board the interior space of the fuselage 10 from the left side of the aircraft 1 through between the front fixed wing 20-1 and the rear fixed wing 20-3. Passengers may board the interior space of the fuselage 10 from the right side of the aircraft 1 through between the front fixed wing 20-2 and the rear fixed wing 20-4.
　次いで、航空機１は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれを回転駆動する。これにより、航空機１を上方向へ推進させる推力が発生する。この結果、航空機１は、鉛直上方向へ飛行（換言すると、上昇）することにより離陸する。 Next, the aircraft 1 rotates each of the 16 pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16. This generates a thrust that propels the aircraft 1 upward. As a result, the aircraft 1 takes off by flying vertically upward (in other words, ascending).
　その後、航空機１は、第２回転翼１２を回転駆動する。これにより、航空機１を前方向へ推進させる推力が発生する。この結果、１対の前方固定翼２０－１，２０－２、及び、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、揚力を発生する。次いで、航空機１は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれの回転駆動を停止する。この結果、航空機１は、水平方向へ飛行（換言すると、巡航）する。 After that, the aircraft 1 drives the second rotor 12 to rotate. This generates a thrust that propels the aircraft 1 forward. As a result, the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 generate lift. Next, the aircraft 1 stops rotating the 16 pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16, respectively. As a result, the aircraft 1 flies horizontally (in other words, cruises).
　その後、航空機１は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれを回転駆動する。これにより、航空機１を上方向へ推進させる推力が発生する。次いで、航空機１は、第２回転翼１２の回転駆動を停止する。この結果、航空機１は、鉛直下方向へ飛行（換言すると、下降）することにより着陸する。 After that, the aircraft 1 rotates each of the 16 pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 respectively provided in the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16. This generates a thrust that propels the aircraft 1 upward. Next, the aircraft 1 stops the rotational drive of the second rotor 12 . As a result, the aircraft 1 lands by flying vertically downward (in other words, descending).
　次に、航空機１の動作状態が離着陸状態である場合において、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の少なくとも１つの第１回転翼が動作を停止した場合について説明する。 Next, when the operating state of the aircraft 1 is a takeoff/landing state, at least one of the 16 pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 included in each of the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16 A case where the first rotor stops operating will be described.
　この場合、航空機１は、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６がそれぞれ備える１６対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、動作が停止した第１回転翼４０２－１，４０２－２以外の第１回転翼４０２－１，４０２－２の中の少なくとも一部の回転数を増加させることにより、動作の停止によって失われた上方推力を補う。このとき、航空機１は、ヨー時計方向トルクの大きさと、ヨー反時計方向トルクの大きさと、が互いに一致するように各第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転数を制御する。これにより、航空機１は、鉛直飛行を継続できる。 In this case, of the 16 pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 respectively provided in the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16, the aircraft 1 stops operating the first rotor blade 402 By increasing the rotational speed of at least some of the first rotor blades 402-1 and 402-2 other than -1 and 402-2, the upward thrust lost due to the stoppage of motion is compensated. At this time, the aircraft 1 controls the rotational speeds of the first rotor blades 402-1 and 402-2 so that the magnitude of the yaw clockwise torque and the magnitude of the yaw counterclockwise torque match each other. Thereby, the aircraft 1 can continue vertical flight.
　以上、説明したように、第１実施形態の航空機１は、垂直離着陸を行う。航空機１は、胴体１０と、胴体１０から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４と、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、を備える。 As described above, the aircraft 1 of the first embodiment performs vertical takeoff and landing. The aircraft 1 includes a fuselage 10, at least one pair of fixed wings 20-1 to 20-4 extending in the left-right direction from the fuselage 10, and a plurality of first rotor wings 402-1 and 402-2. Prepare.
　複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４に支持され且つ回転駆動されることにより航空機１を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する。
　複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１の左右方向に直交し且つ航空機１の重心ＣＧを通る第１平面Ｐ１と、航空機１の前後方向に直交し且つ航空機１の重心ＣＧを通る第２平面Ｐ２と、により区画される４個の象限領域のそれぞれにおいて、少なくとも２つが位置する。 The plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2 are supported by at least one pair of fixed blades 20-1 to 20-4 and are rotationally driven to generate thrust for propelling the aircraft 1 vertically upward. do.
The plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2 are arranged on a first plane P1 perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1 and passing through the center of gravity CG of the aircraft 1, and a plane P1 perpendicular to the longitudinal direction of the aircraft 1 and passing through the center of gravity of the aircraft 1. At least two are located in each of the four quadrant regions defined by the second plane P2 passing through the CG.
　４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する少なくとも２つの第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの少なくとも１つの第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜せず、且つ、当該少なくとも２つの第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの他の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜する。 In each of the four quadrant regions, at least one of the at least two first rotor blades 402-1 and 402-2 located in the quadrant region is rotated The central axis CA is not inclined with respect to the vertical direction, and the other first rotor blades 402-1 and 402-2 of the at least two first rotor blades 402-1 and 402-2 are rotated The central axis CA is inclined with respect to the vertical direction.
　これによれば、各象限領域において、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜しない第１回転翼４０２－１，４０２－２が存在する。当該第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転数の変化に伴って、上方推力のみが変化する。これにより、各象限領域において、ヨー方向におけるトルクと独立に上方推力を調整できる。この結果、第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転数が過度に高くなることを抑制できる。 According to this, in each quadrant region, there are first rotor blades 402-1 and 402-2 whose central axis CA of rotation is not inclined with respect to the vertical direction. Only the upward thrust of the first rotor blades 402-1 and 402-2 changes as the number of revolutions changes. Thereby, the upward thrust can be adjusted independently of the torque in the yaw direction in each quadrant region. As a result, it is possible to prevent the rotational speeds of the first rotor blades 402-1 and 402-2 from becoming excessively high.
　更に、第１実施形態の航空機１において、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する少なくとも２つの第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１の重心ＣＧからの距離が最も長い位置を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜しない。 Furthermore, in the aircraft 1 of the first embodiment, in each of the four quadrants, the center of gravity CG of the aircraft 1 of the at least two first rotors 402-1 and 402-2 located in the quadrants The first rotor blades 402-1 and 402-2 having the longest distance from the center axis CA of rotation do not tilt with respect to the vertical direction.
　ところで、航空機の重心からの距離が最も長い位置を有する第１回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する場合、当該第１回転翼が発生する、ヨー方向におけるトルクが大きくなりやすい。このため、当該第１回転翼が動作を停止した場合、動作の停止によって失われる、ヨー方向におけるトルクも大きくなりやすい。従って、この場合、航空機の姿勢がヨー方向において比較的大きく変動する虞があった。 By the way, when the central axis of rotation of the first rotor, which has the longest distance from the center of gravity of the aircraft, is inclined with respect to the vertical direction, the torque generated by the first rotor in the yaw direction tends to increase. . Therefore, when the first rotor blade stops operating, the torque in the yaw direction, which is lost due to the stopping of the operation, tends to increase. Therefore, in this case, there is a risk that the attitude of the aircraft will fluctuate relatively greatly in the yaw direction.
　これに対し、航空機１によれば、航空機１の重心ＣＧからの距離が最も長い位置を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜しない。従って、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２が動作を停止した場合であっても、動作の停止によって失われる、ヨー方向におけるトルクを抑制できる。この結果、航空機１の姿勢の、ヨー方向における変動を抑制できる。 On the other hand, according to the aircraft 1, the central axis CA of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2, which has the longest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1, does not tilt with respect to the vertical direction. Therefore, even when the first rotor blades 402-1 and 402-2 stop operating, the torque in the yaw direction that is lost due to the stopping of the operation can be suppressed. As a result, it is possible to suppress fluctuations in the yaw direction of the attitude of the aircraft 1 .
　更に、第１実施形態の航空機１において、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する少なくとも２つの第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１の重心ＣＧからの距離が最も短い位置を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜しない。 Furthermore, in the aircraft 1 of the first embodiment, in each of the four quadrants, the center of gravity CG of the aircraft 1 of the at least two first rotors 402-1 and 402-2 located in the quadrants The first rotor blades 402-1 and 402-2 having the shortest distance from the center axis CA of rotation do not tilt with respect to the vertical direction.
　ところで、航空機の重心からの距離が最も短い位置を有する第１回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する場合、比較的大きく傾斜させないと、当該第１回転翼が発生する、ヨー方向におけるトルクを十分に大きくすることができない。しかしながら、第１回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する程度が大きくなるほど、当該第１回転翼が発生する上方推力は小さくなる。 By the way, when the central axis of rotation of the first rotor, which has the position closest to the center of gravity of the aircraft, is tilted with respect to the vertical direction, the first rotor will generate yaw unless the tilt is relatively large. The torque in the direction cannot be large enough. However, the greater the extent to which the central axis of rotation of the first rotor is inclined with respect to the vertical direction, the smaller the upward thrust generated by the first rotor.
　これに対し、航空機１によれば、航空機１の重心ＣＧからの距離が最も短い位置を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸ＣＡが鉛直方向に対して傾斜する場合と比較して、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２が発生する上方推力を大きくすることができる。 On the other hand, according to the aircraft 1, when the center axis CA of the rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 having the shortest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1 is inclined with respect to the vertical direction , the upward thrust generated by the plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2 can be increased.
　更に、第１実施形態の航空機１において、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４は、前後方向における位置が互いに異なる２対の固定翼２０－１～２０－４を備える。２対の固定翼２０－１～２０－４は、４個の象限領域にそれぞれ位置する。 Furthermore, in the aircraft 1 of the first embodiment, at least one pair of fixed wings 20-1 to 20-4 includes two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 whose positions in the longitudinal direction are different from each other. Two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 are located in four quadrant regions, respectively.
　これによれば、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２を航空機１の前後方向にて分散できる。これにより、航空機１が鉛直方向にて飛行する場合において、航空機１の姿勢が変動することを抑制できる。 According to this, the plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2 can be dispersed in the longitudinal direction of the aircraft 1. As a result, when the aircraft 1 flies in the vertical direction, it is possible to prevent the attitude of the aircraft 1 from fluctuating.
　なお、第１実施形態の変形例の航空機１は、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しない第１回転翼４０２－１，４０２－２の数は、１つであってもよく、３つ乃至７つであってもよい。 In the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment, in each of the four quadrant regions, the central axis of rotation of the first rotor blades 402-1 and 402-2 located in the quadrant region is The number of first rotor blades 402-1 and 402-2 that are not inclined with respect to the vertical direction may be one, or three to seven.
　また、第１実施形態の変形例の航空機１は、電力に代えて、又は、電力に加えて、内燃機関が生成する動力によって第２回転翼１２が回転駆動されるように構成されていてもよい。また、第１実施形態の変形例の航空機１は、第２回転翼１２に代えて、又は、第２回転翼１２に加えて、ジェットエンジンを備えていてもよい。 Further, the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment may be configured such that the second rotor blades 12 are rotationally driven by power generated by the internal combustion engine instead of or in addition to electric power. good. Further, the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment may have a jet engine instead of or in addition to the second rotor 12 .
　また、第１実施形態の変形例の航空機１は、第２回転翼１２に代えて、又は、第２回転翼１２に加えて、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２の少なくとも一部が、航空機１を前方向へ推進させる推力を発生してもよい。この場合、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２の少なくとも一部は、回転の中心軸の方向を変更可能に構成されていてもよい。 Further, in the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment, instead of or in addition to the second rotor 12, at least one of the plurality of first rotors 402-1 and 402-2 section may generate thrust that propels the aircraft 1 forward. In this case, at least some of the plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2 may be configured to change the direction of the central axis of rotation.
　また、第１実施形態の変形例の航空機１は、発電装置を備え、発電装置が生成した電力を蓄電池に充電するように構成されていてもよい。 Further, the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment may be configured to include a power generation device and to charge a storage battery with electric power generated by the power generation device.
＜第１実施形態の第１変形例＞
　次に、第１実施形態の第１変形例の航空機について説明する。第１実施形態の第１変形例の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、各象限領域において航空機の重心からの距離が最も短い位置を有する第１回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第１実施形態の第１変形例の説明において、第１実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <First Modification of First Embodiment>
Next, an aircraft of a first modified example of the first embodiment will be described. In the aircraft of the first modified example of the first embodiment, the central axis of rotation of the first rotor blade having the shortest distance from the center of gravity of the aircraft in each quadrant region is vertical to the aircraft of the first embodiment. They are different in that they are inclined with respect to the direction. The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the first modification of the first embodiment, the same reference numerals as those used in the first embodiment designate the same or substantially similar components.
　図６に表されるように、第１実施形態の第１変形例の航空機１Ａにおいて、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ａの重心ＣＧからの距離が最も短い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－１）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。 As shown in FIG. 6, in the aircraft 1A of the first modification of the first embodiment, in each of the four quadrant regions, four pairs of first rotor blades 402-1, 402-2, the first rotor blade having the shortest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1A (in this example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-4, the rotor module 40- 5, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-12, and the first rotor 402-1 of the rotor module 40-13), the central axis of rotation is vertical Tilt to the direction.
　本例では、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ａの前方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ａの後方に傾斜する。 In this example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-4 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-5 are arranged such that the central axis of rotation of the aircraft 1A tilt forward. In addition, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-12 and the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-13 are arranged such that the central axis of rotation is positioned to the rear of the aircraft 1A with respect to the vertical direction. tilt to
　第１実施形態の第１変形例の航空機１Ａによっても、第１実施形態の航空機１と同様の作用及び効果を奏することができる。 The aircraft 1A of the first modified example of the first embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1 of the first embodiment.
＜第１実施形態の第２変形例＞
　次に、第１実施形態の第２変形例の航空機について説明する。第１実施形態の第２変形例の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、各象限領域において航空機の重心からの距離が最も長い位置を有する第１回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第１実施形態の第２変形例の説明において、第１実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <Second Modification of First Embodiment>
Next, an aircraft of a second modified example of the first embodiment will be described. In the aircraft of the second modified example of the first embodiment, the central axis of rotation of the first rotor having the longest distance from the center of gravity of the aircraft in each quadrant region is vertical to the aircraft of the first embodiment. They are different in that they are inclined with respect to the direction. The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the second modification of the first embodiment, the same reference numerals as those used in the first embodiment denote the same or substantially similar components.
　図７に表されるように、第１実施形態の第２変形例の航空機１Ｂにおいて、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｂの重心ＣＧからの距離が最も長い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－９の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１６の第１回転翼４０２－２）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。 As shown in FIG. 7, in the aircraft 1B of the second modification of the first embodiment, in each of the four quadrant regions, four pairs of first rotor blades 402-1, 402-2, the first rotor having the longest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1B (in this example, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-1, the rotor module 40- 8, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-9, and the first rotor 402-2 of the rotor module 40-16), the center axis of rotation of which is vertical Tilt to the direction.
　本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－９の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｂの右方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１６の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｂの左方に傾斜する。 In this example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-1 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-9 are arranged such that the central axis of rotation of the aircraft 1B tilts to the right of Further, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-8 and the first rotor 402-2 of the rotor module 40-16 have their central axes of rotation on the left side of the aircraft 1B with respect to the vertical direction. tilt towards.
　第１実施形態の第２変形例の航空機１Ｂによっても、第１実施形態の航空機１と同様の作用及び効果を奏することができる。 The aircraft 1B of the second modified example of the first embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1 of the first embodiment.
＜第１実施形態の第３変形例＞
　次に、第１実施形態の第３変形例の航空機について説明する。第１実施形態の第３変形例の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、回転中心ベクトルが回転翼モジュールの中央部へ向かう成分を有しないように傾斜の方向が変更されている点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第１実施形態の第３変形例の説明において、第１実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <Third Modification of First Embodiment>
Next, an aircraft of a third modified example of the first embodiment will be described. The aircraft of the third modified example of the first embodiment differs from the aircraft of the first embodiment in that the direction of inclination is changed so that the rotation center vector does not have a component directed toward the center of the rotor module. They differ in The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the third modification of the first embodiment, the same reference numerals as those used in the first embodiment designate the same or substantially similar components.
　図８に表されるように、第１実施形態の第３変形例の航空機１Ｃにおいて、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１０の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｃの右方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－７の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１５の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｃの左方に傾斜する。 As shown in FIG. 8, in the aircraft 1C of the third modification of the first embodiment, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-2 and the first rotation of the rotor module 40-10 Wing 402-1 has its central axis of rotation inclined to the right of aircraft 1C with respect to the vertical direction. Further, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-7 and the first rotor 402-1 of the rotor module 40-15 have their central axes of rotation on the left side of the aircraft 1C with respect to the vertical direction. tilt towards.
　第１実施形態の第３変形例の航空機１Ｃによっても、第１実施形態の航空機１と同様の作用及び効果を奏することができる。
　ところで、回転中心ベクトルＣＶが、航空機１Ｃの前後方向における回転翼モジュール４０－１～４０－１６の中央部へ向かう成分を有する場合、第１回転翼４０２－１，４０２－２が支持体４０１と接触することを回避するために、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する角度を十分に大きくすることができない虞がある。 The aircraft 1C of the third modification of the first embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1 of the first embodiment.
By the way, when the center of rotation vector CV has a component directed toward the central portion of the rotor modules 40-1 to 40-16 in the longitudinal direction of the aircraft 1C, the first rotor blades 402-1 and 402-2 are aligned with the support body 401. In order to avoid contact, there is a possibility that the angle at which the central axis of rotation is inclined with respect to the vertical direction cannot be made sufficiently large.
　これに対し、航空機１Ｃによれば、いずれの第１回転翼４０２－１，４０２－２においても、回転中心ベクトルＣＶが、航空機１Ｃの前後方向における回転翼モジュール４０－１～４０－１６の中央部へ向かう成分を有しない。従って、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する角度を十分に大きくすることができる。 On the other hand, according to the aircraft 1C, the rotation center vector CV of any of the first rotor blades 402-1 and 402-2 is the center of the rotor modules 40-1 to 40-16 in the longitudinal direction of the aircraft 1C. It does not have a component directed to the part. Therefore, the angle at which the central axis of rotation is inclined with respect to the vertical direction can be made sufficiently large.
＜第１実施形態の第４変形例＞
　次に、第１実施形態の第４変形例の航空機について説明する。第１実施形態の第４変形例の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、航空機が備える回転翼モジュールの数において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第１実施形態の第４変形例の説明において、第１実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <Fourth Modification of First Embodiment>
Next, an aircraft of a fourth modified example of the first embodiment will be described. The aircraft of the fourth modification of the first embodiment differs from the aircraft of the first embodiment in the number of rotor modules provided in the aircraft. The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the fourth modification of the first embodiment, the same or substantially similar parts are given the same reference numerals as those used in the first embodiment.
　図９に表されるように、第１実施形態の第４変形例の航空機１Ｄは、第１実施形態の航空機１が備える、１６個の回転翼モジュール４０－１～４０－１６に代えて、８個の回転翼モジュール４０－１～４０－８を備える。 As shown in FIG. 9, an aircraft 1D according to the fourth modification of the first embodiment has the It has eight rotor modules 40-1 to 40-8.
　本例では、２個の回転翼モジュール４０－１，４０－２は、前方固定翼２０－１に固定される。２個の回転翼モジュール４０－３，４０－４は、前方固定翼２０－２に固定される。２個の回転翼モジュール４０－５，４０－６は、後方固定翼２０－３に固定される。２個の回転翼モジュール４０－７，４０－８は、後方固定翼２０－４に固定される。 In this example, two rotary wing modules 40-1 and 40-2 are fixed to the front fixed wing 20-1. Two rotary wing modules 40-3, 40-4 are fixed to the front fixed wing 20-2. Two rotary wing modules 40-5, 40-6 are fixed to the rear fixed wing 20-3. Two rotor modules 40-7, 40-8 are fixed to the rear fixed wing 20-4.
　本例では、４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する２対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｄの重心ＣＧからの距離が最も長い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－２）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しない。 In this example, in each of the four quadrants, of the two pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 located in the quadrant, the position with the longest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1D is (In this example, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-1, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-4, the first rotor of the rotor module 40-5 The central axis of rotation of the blade 402-2 and the first rotor blade 402-2 of the rotor blade module 40-8 is not inclined with respect to the vertical direction.
　本例では、４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する２対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｄの重心ＣＧからの距離が最も短い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－３の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－６の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－７の第１回転翼４０２－１）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しない。 In this example, in each of the four quadrants, of the two pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 located in the quadrant, the position with the shortest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1D is (In this example, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-2, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-3, the first rotor of the rotor module 40-6 The central axis of rotation of the blade 402-1 and the first rotor blade 402-1) of the rotor blade module 40-7 is not inclined with respect to the vertical direction.
　本例では、回転翼モジュール４０－２の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－６の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｄの左方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－３の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－７の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｄの右方に傾斜する。 In this example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-2 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-6 are arranged such that the central axis of rotation of the aircraft 1D tilts to the left of Further, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-3 and the first rotor 402-2 of the rotor module 40-7 have their central axes of rotation on the right side of the aircraft 1D with respect to the vertical direction. tilt towards.
　本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｄの後方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｄの前方に傾斜する。 In this example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-1 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-4 are arranged such that the central axis of rotation of the aircraft 1D tilts backwards. In addition, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-5 and the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-8 are arranged such that the central axis of rotation is in front of the aircraft 1D with respect to the vertical direction. tilt to
　第１実施形態の第４変形例の航空機１Ｄによっても、第１実施形態の航空機１と同様の作用及び効果を奏することができる。
　なお、４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する２対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｄの重心ＣＧからの距離が最も長い位置を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜していてもよい。
　また、４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する２対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｄの重心ＣＧからの距離が最も短い位置を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜していてもよい。 The aircraft 1D of the fourth modified example of the first embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1 of the first embodiment.
Note that in each of the four quadrants, of the two pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 located in the quadrant, the position having the longest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1D The central axes of rotation of the single rotor blades 402-1 and 402-2 may be inclined with respect to the vertical direction.
In addition, in each of the four quadrants, of the two pairs of first rotors 402-1 and 402-2 located in the quadrant, the position having the shortest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1D The central axes of rotation of the single rotor blades 402-1 and 402-2 may be inclined with respect to the vertical direction.
＜第２実施形態＞
　次に、第２実施形態の航空機について説明する。第２実施形態の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、回転中心ベクトルが航空機の後方向の成分を有しないように傾斜の方向が変更されている点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第２実施形態の説明において、第１実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <Second embodiment>
Next, the aircraft of the second embodiment will be explained. The aircraft of the second embodiment differs from the aircraft of the first embodiment in that the direction of inclination is changed so that the center-of-rotation vector does not have a component in the backward direction of the aircraft. The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the second embodiment, the same reference numerals as those used in the first embodiment designate the same or substantially similar components.
　図１０に表されるように、第２実施形態の航空機１Ｅにおいて、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－３の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１０の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｅの左方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－６の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１５の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｅの右方に傾斜する。 As shown in FIG. 10, in the aircraft 1E of the second embodiment, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-1, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-3, and The central axis of rotation of the first rotor 402-1 of the rotor module 40-10 is inclined to the left of the aircraft 1E with respect to the vertical direction. Further, the first rotor blade 402-2 of the rotor blade module 40-6, the first rotor blade 402-2 of the rotor blade module 40-8, and the first rotor blade 402-1 of the rotor blade module 40-15 are The central axis of rotation is tilted to the right of the aircraft 1E with respect to the vertical direction.
　このような構成により、航空機１Ｅは、回転中心ベクトルＣＶが航空機１Ｅの前方向の成分を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２の数（本例では、６個）が、回転中心ベクトルＣＶが航空機１Ｅの後方向の成分を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２の数（本例では、０個）よりも多い。従って、航空機１Ｅが備えるすべての第１回転翼４０２－１，４０２－２に対する回転中心ベクトルＣＶの和は、航空機１Ｅの前方向の成分を有する。 With such a configuration, the aircraft 1E has the rotation center vector The CV is greater than the number of first rotor blades 402-1 and 402-2 that have a backward component of aircraft 1E (zero in this example). Therefore, the sum of the center-of-rotation vectors CV for all the first rotor blades 402-1 and 402-2 of the aircraft 1E has a component in the forward direction of the aircraft 1E.
　本例では、航空機１Ｅは、動作状態が離着陸状態である場合、動作状態が巡航状態である場合よりも機首を上げた（換言すると、ピッチアップ）状態にて飛行する。換言すると、航空機１Ｅは、動作状態が離着陸状態である場合、航空機１Ｅの重心ＣＧに対する航空機１Ｅの前方向における端の位置が、動作状態が巡航状態である場合よりも鉛直上方の位置を有するように、水平面に対して傾斜する。 In this example, when the operating state is the takeoff/landing state, the aircraft 1E flies with its nose raised (in other words, pitched up) more than when the operating state is the cruise state. In other words, when the operating state of the aircraft 1E is the takeoff/landing state, the position of the front end of the aircraft 1E with respect to the center of gravity CG of the aircraft 1E is positioned vertically higher than when the operating state is the cruising state. , tilted with respect to the horizontal plane.
　ところで、航空機が鉛直上方向へ飛行する状態（換言すると、離陸状態）から、航空機が水平方向にて飛行する状態（換言すると、巡航状態）へ動作状態が移行する際、航空機の前方向への速度が高くなるまで比較的長い時間を要する。換言すると、離陸状態から巡航状態へ動作状態を迅速に移行できないという課題があった。 By the way, when the operating state of the aircraft changes from a state in which the aircraft flies vertically upward (in other words, a takeoff state) to a state in which the aircraft flies horizontally (in other words, a cruising state), the forward direction of the aircraft changes. It takes a relatively long time to reach high speed. In other words, there is a problem that the operating state cannot be quickly changed from the takeoff state to the cruising state.
　これに対し、航空機１Ｅによれば、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１Ｅを前方向へ推進させる推力を発生できる。これにより、離陸状態から巡航状態へ動作状態が移行する際、航空機１Ｅの前方向への速度を迅速に高めることができる。この結果、離陸状態から巡航状態へ動作状態を迅速に移行できる。 On the other hand, according to the aircraft 1E, the plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2 can generate thrust to propel the aircraft 1E forward. As a result, the speed in the forward direction of the aircraft 1E can be quickly increased when the operating state transitions from the takeoff state to the cruising state. As a result, the operating state can be rapidly changed from the takeoff state to the cruising state.
　第２実施形態の航空機１Ｅによっても、第１実施形態の航空機１と同様の作用及び効果を奏することができる。
　更に、第２実施形態の航空機１Ｅにおいて、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２に対する回転中心ベクトルＣＶの和は、航空機１Ｅの前方向の成分を有する。 The aircraft 1E of the second embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1 of the first embodiment.
Furthermore, in the aircraft 1E of the second embodiment, the sum of the center-of-rotation vectors CV for the plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2 has a component in the forward direction of the aircraft 1E.
　これによれば、離陸状態から巡航状態へ動作状態が移行する際、航空機１Ｅの前方向への速度を迅速に高めることができる。この結果、離陸状態から巡航状態へ動作状態を迅速に移行できる。 According to this, it is possible to rapidly increase the forward speed of the aircraft 1E when the operating state transitions from the takeoff state to the cruising state. As a result, the operating state can be rapidly changed from the takeoff state to the cruising state.
＜第２実施形態の第１変形例＞
　次に、第２実施形態の第１変形例の航空機について説明する。第２実施形態の第１変形例の航空機は、第２実施形態の航空機に対して、各象限領域において航空機の重心からの距離が最も短い位置を有する第１回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第２実施形態の第１変形例の説明において、第２実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <First Modification of Second Embodiment>
Next, an aircraft of a first modified example of the second embodiment will be described. In the aircraft of the first modification of the second embodiment, the center axis of rotation of the first rotor having the shortest distance from the center of gravity of the aircraft in each quadrant region is vertical to the aircraft of the second embodiment. They are different in that they are inclined with respect to the direction. The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the first modification of the second embodiment, the same reference numerals as those used in the second embodiment designate the same or substantially similar components.
　図１１に表されるように、第２実施形態の第１変形例の航空機１Ｆにおいて、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｆの重心ＣＧからの距離が最も短い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－１）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。 As shown in FIG. 11, in the aircraft 1F of the first modification of the second embodiment, in each of the four quadrant regions, four pairs of first rotor blades 402-1, 402-2, the first rotor blade having the shortest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1F (in this example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-4, the rotor module 40- 5, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-12, and the first rotor 402-1 of the rotor module 40-13), the central axis of rotation is vertical Tilt to the direction.
　本例では、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｆの前方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｆの後方に傾斜する。 In this example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-4 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-5 are arranged such that the central axis of rotation of the aircraft 1F tilt forward. In addition, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-12 and the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-13 are arranged such that the central axis of rotation is positioned to the rear of the aircraft 1F with respect to the vertical direction. tilt to
　第２実施形態の第１変形例の航空機１Ｆによっても、第２実施形態の航空機１Ｅと同様の作用及び効果を奏することができる。 The aircraft 1F of the first modified example of the second embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1E of the second embodiment.
＜第２実施形態の第２変形例＞
　次に、第２実施形態の第２変形例の航空機について説明する。第２実施形態の第２変形例の航空機は、第２実施形態の航空機に対して、各象限領域において航空機の重心からの距離が最も長い位置を有する第１回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第２実施形態の第２変形例の説明において、第２実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <Second Modification of Second Embodiment>
Next, an aircraft of a second modified example of the second embodiment will be described. In the aircraft of the second modified example of the second embodiment, the central axis of rotation of the first rotor having the longest distance from the center of gravity of the aircraft in each quadrant region is vertical to the aircraft of the second embodiment. They are different in that they are inclined with respect to the direction. The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the second modification of the second embodiment, the same reference numerals as those used in the second embodiment designate the same or substantially similar components.
　図１２に表されるように、第２実施形態の第２変形例の航空機１Ｇにおいて、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｇの重心ＣＧからの距離が最も長い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－９の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１６の第１回転翼４０２－２）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。 As shown in FIG. 12, in the aircraft 1G of the second modification of the second embodiment, in each of the four quadrant regions, four pairs of first rotor blades 402-1, 402-2, the first rotor blade having the longest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1G (in this example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-1, the rotor module 40- 8, the first rotor 402-2 of the rotor module 40-9, and the first rotor 402-2 of the rotor module 40-16), the center axis of rotation of which is vertical Tilt to the direction.
　本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－９の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｇの右方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１６の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｇの左方に傾斜する。 In this example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-1 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-9 are arranged such that the center axis of rotation of the aircraft 1G tilts to the right of Further, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-8 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-16 have their central axes of rotation on the left side of the aircraft 1G with respect to the vertical direction. tilt towards.
　第２実施形態の第２変形例の航空機１Ｇによっても、第２実施形態の航空機１Ｅと同様の作用及び効果を奏することができる。 The aircraft 1G of the second modified example of the second embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1E of the second embodiment.
＜第２実施形態の第３変形例＞
　次に、第２実施形態の第３変形例の航空機について説明する。第２実施形態の第３変形例の航空機は、第２実施形態の航空機に対して、すべての第１回転翼の回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する点において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第２実施形態の第３変形例の説明において、第２実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <Third Modification of Second Embodiment>
Next, an aircraft of a third modified example of the second embodiment will be described. The aircraft of the third modification of the second embodiment differs from the aircraft of the second embodiment in that the central axes of rotation of all the first rotor blades are inclined with respect to the vertical direction. The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the third modification of the second embodiment, the same reference numerals as those used in the second embodiment designate the same or substantially similar components.
　図１３に表されるように、第２実施形態の第３変形例の航空機１Ｈにおいて、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｈの重心ＣＧからの距離が最も短い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－１）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。 As shown in FIG. 13, in the aircraft 1H of the third modified example of the second embodiment, in each of the four quadrant regions, four pairs of first rotor blades 402-1, 402-2, the first rotor blade having the shortest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1H (in this example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-4, the rotor module 40- 5, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-12, and the first rotor 402-1 of the rotor module 40-13), the central axis of rotation is vertical Tilt to the direction.
　本例では、回転翼モジュール４０－４の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－５の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｈの前方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－１は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｈの後方に傾斜する。 In this example, the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-4 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-5 are arranged such that the central axis of rotation of the aircraft 1H tilt forward. In addition, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-12 and the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-13 are arranged such that the central axis of rotation is positioned to the rear of the aircraft 1H with respect to the vertical direction. tilt to
　更に、第２実施形態の第３変形例の航空機１Ｈにおいて、４個の象限領域のそれぞれにて、当該象限領域に位置する４対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの、航空機１Ｈの重心ＣＧからの距離が最も長い位置を有する第１回転翼（本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－９の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１６の第１回転翼４０２－２）は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する。 Furthermore, in the aircraft 1H of the third modification of the second embodiment, in each of the four quadrant regions, of the four pairs of first rotor blades 402-1 and 402-2 located in the quadrant region, The first rotor blade having the longest distance from the center of gravity CG of the aircraft 1H (in this example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-1, the first rotor blade 402 of the rotor module 40-8 -1, the first rotor blade 402-2 of the rotor blade module 40-9, and the first rotor blade 402-2 of the rotor blade module 40-16), the central axis of rotation is inclined with respect to the vertical direction.
　本例では、回転翼モジュール４０－１の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－９の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｈの右方に傾斜する。また、回転翼モジュール４０－８の第１回転翼４０２－１、及び、回転翼モジュール４０－１６の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｈの左方に傾斜する。 In this example, the first rotor blade 402-1 of the rotor module 40-1 and the first rotor blade 402-2 of the rotor module 40-9 are arranged such that the central axis of rotation of the aircraft 1H tilts to the right of Further, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-8 and the first rotor 402-2 of the rotor module 40-16 have their central axes of rotation on the left side of the aircraft 1H with respect to the vertical direction. tilt towards.
　第２実施形態の第３変形例の航空機１Ｈによっても、第２実施形態の航空機１Ｅと同様の作用及び効果を奏することができる。 The aircraft 1H of the third modified example of the second embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1E of the second embodiment.
＜第２実施形態の第４変形例＞
　次に、第２実施形態の第４変形例の航空機について説明する。第２実施形態の第４変形例の航空機は、第２実施形態の航空機に対して、回転中心ベクトルが航空機の前方向の成分を有する第１回転翼の数において相違している。以下、相違点を中心として説明する。なお、第２実施形態の第４変形例の説明において、第２実施形態にて使用した符号と同じ符号を付したものは、同一又は略同様のものである。 <Fourth Modification of Second Embodiment>
Next, an aircraft of a fourth modified example of the second embodiment will be described. The aircraft of the fourth modification of the second embodiment differs from the aircraft of the second embodiment in the number of first rotor blades whose rotation center vector has a component in the forward direction of the aircraft. The following description focuses on the points of difference. In addition, in the description of the fourth modification of the second embodiment, the same reference numerals as those used in the second embodiment denote the same or substantially similar components.
　図１４に表されるように、第２実施形態の第４変形例の航空機１Ｉにおいて、回転翼モジュール４０－３の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－６の第１回転翼４０２－１、回転翼モジュール４０－１０の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１２の第１回転翼４０２－２、回転翼モジュール４０－１３の第１回転翼４０２－２、及び、回転翼モジュール４０－１５の第１回転翼４０２－２は、回転の中心軸が鉛直方向に対して、航空機１Ｉの前方に傾斜する。 As shown in FIG. 14, in the aircraft 1I of the fourth modification of the second embodiment, the first rotor 402-1 of the rotor module 40-3 and the first rotor 402 of the rotor module 40-6 -1, the first rotor 402-2 of rotor module 40-10, the first rotor 402-2 of rotor module 40-12, the first rotor 402-2 of rotor module 40-13, and The central axis of rotation of the first rotor 402-2 of the rotor module 40-15 is tilted forward of the aircraft 1I with respect to the vertical direction.
　このような構成により、航空機１Ｉは、回転中心ベクトルＣＶが航空機１Ｉの前方向の成分を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２の数（本例では、１２個）が、回転中心ベクトルＣＶが航空機１Ｉの後方向の成分を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２の数（本例では、０個）よりも多い。従って、航空機１Ｉが備えるすべての第１回転翼４０２－１，４０２－２に対する回転中心ベクトルＣＶの和は、航空機１Ｉの前方向の成分を有する。 With such a configuration, the aircraft 1I is configured such that the number (12 in this example) of the first rotor blades 402-1 and 402-2 whose center-of-rotation vector CV has a component in the forward direction of the aircraft 1I is equal to the center-of-rotation vector The CV is greater than the number of first rotor blades 402-1 and 402-2 (zero in this example) that have a backward component of aircraft 1I. Therefore, the sum of the center-of-rotation vectors CV for all the first rotor blades 402-1 and 402-2 of the aircraft 1I has a component in the forward direction of the aircraft 1I.
　第２実施形態の第４変形例の航空機１Ｉによっても、第２実施形態の航空機１Ｅと同様の作用及び効果を奏することができる。 The aircraft 1I of the fourth modified example of the second embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1E of the second embodiment.
　更に、第２実施形態の第４変形例の航空機１Ｉによれば、第２実施形態の航空機１Ｅよりも、回転中心ベクトルＣＶが航空機１Ｉの前方向の成分を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２の数と、回転中心ベクトルＣＶが航空機１Ｉの後方向の成分を有する第１回転翼４０２－１，４０２－２の数と、の差を大きくすることができる。 Furthermore, according to the aircraft 1I of the fourth modification of the second embodiment, the first rotor 402-1 and 402-2 and the number of first rotor blades 402-1, 402-2 whose center of rotation vector CV has a backward component of aircraft 1I can be increased.
　この結果、航空機１Ｉが備えるすべての第１回転翼４０２－１，４０２－２に対する回転中心ベクトルＣＶの和が有する、航空機１Ｉの前方向の成分を大きくすることができる。従って、航空機１Ｉによれば、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２が発生する、航空機１Ｉを前方向へ推進させる推力を大きくすることができる。 As a result, the component in the forward direction of the aircraft 1I, which is the sum of the rotation center vectors CV for all the first rotor blades 402-1 and 402-2 of the aircraft 1I, can be increased. Therefore, according to the aircraft 1I, it is possible to increase the thrust that propels the aircraft 1I forward, which is generated by the plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2.
　なお、本発明は、上述した実施形態に限定されない。例えば、上述した実施形態に、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内において当業者が理解し得る様々な変更が加えられてよい。 It should be noted that the present invention is not limited to the above-described embodiments. For example, various modifications that can be understood by those skilled in the art may be added to the above-described embodiments without departing from the scope of the present invention.
１，１Ａ，１Ｂ，１Ｃ，１Ｄ，１Ｅ，１Ｆ，１Ｇ，１Ｈ，１Ｉ　航空機
１０　　胴体
１１－１，１１－２　　尾翼
１２　　第２回転翼
１３　　制御装置
１４　　第２制御信号線
２０－１，２０－２　前方固定翼
２０－３，２０－４　後方固定翼
４０－１～４０－１６　回転翼モジュール
４０１　支持体
４０２－１，４０２－２　第１回転翼
４０３－１，４０３－２　電動機
４０４－１，４０４－２　速度制御器
４０５－１，４０５－２　制御器
４０６－１，４０６－２　第１制御信号線
ＣＡ　　中心軸
ＣＧ　　重心
ＣＶ　　回転中心ベクトル
Ｐ１　　第１平面
Ｐ２　　第２平面 1, 1A, 1B, 1C, 1D, 1E, 1F, 1G, 1H, 1I Aircraft 10 Body 11-1, 11-2 Tail 12 Second rotor 13 Control device 14 Second control signal lines 20-1, 20- 2 front fixed wings 20-3, 20-4 rear fixed wings 40-1 to 40-16 rotor module 401 support 402-1, 402-2 first rotor 403-1, 403-2 electric motor 404-1, 404-2 Speed controllers 405-1, 405-2 Controllers 406-1, 406-2 First control signal line CA Central axis CG Center of gravity CV Rotation center vector P1 First plane P2 Second plane

Claims (12)

  1. 　垂直離着陸を行う航空機であって、
    　胴体と、
    　前記胴体から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼と、
    　前記少なくとも１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより前記航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する複数の第１回転翼と、
    　を備え、
    　前記複数の第１回転翼は、前記航空機の左右方向に直交し且つ前記航空機の重心を通る第１平面と、前記航空機の前後方向に直交し且つ前記航空機の重心を通る第２平面と、により区画される４個の象限領域のそれぞれにおいて、少なくとも２つが位置し、
    　前記４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する前記少なくとも２つの第１回転翼のうちの少なくとも１つの第１回転翼は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜せず、且つ、当該少なくとも２つの第１回転翼のうちの他の第１回転翼は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜する、航空機。     An aircraft that performs vertical take-off and landing,
    torso and
    at least one pair of fixed wings extending laterally from the fuselage;
    a plurality of first rotor blades that are supported by and rotationally driven by the at least one pair of fixed wings to generate a thrust that propels the aircraft vertically upward;
    with
    The plurality of first rotor blades are defined by a first plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft and passing through the center of gravity of the aircraft, and a second plane perpendicular to the longitudinal direction of the aircraft and passing through the center of gravity of the aircraft. At least two are located in each of the four quadrant regions defined,
    In each of the four quadrant regions, at least one first rotor blade among the at least two first rotor blades positioned in the quadrant region has a center axis of rotation that is not inclined with respect to the vertical direction, The aircraft, wherein the center axis of rotation of the other first rotor of the at least two first rotors is tilted with respect to the vertical direction.
  2. 　請求項１に記載の航空機であって、
    　前記４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する前記少なくとも２つの第１回転翼のうちの、前記航空機の重心からの距離が最も長い位置を有する第１回転翼は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しない、航空機。     An aircraft according to claim 1, wherein
    In each of the four quadrants, of the at least two first rotors located in the quadrant, the first rotor having the longest distance from the center of gravity of the aircraft is the center of rotation. An aircraft whose axis does not tilt with respect to the vertical.
  3. 　請求項１又は請求項２に記載の航空機であって、
    　前記４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する前記少なくとも２つの第１回転翼のうちの、前記航空機の重心からの距離が最も短い位置を有する第１回転翼は、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜しない、航空機。     An aircraft according to claim 1 or claim 2,
    In each of the four quadrants, of the at least two first rotors located in the quadrant, the first rotor having the shortest distance from the center of gravity of the aircraft is the center of rotation. An aircraft whose axis does not tilt with respect to the vertical.
  4. 　請求項１乃至請求項３のいずれか一項に記載の航空機であって、
    　前記複数の第１回転翼に対する回転中心ベクトルの和が前記航空機の前方向の成分を有し、
    　前記回転中心ベクトルは、前記第１回転翼の回転の中心軸に沿うとともに鉛直上方向の成分を有する方向を有する単位ベクトルである、航空機。     An aircraft according to any one of claims 1 to 3,
    a sum of center-of-rotation vectors for the plurality of first rotors has a forward component of the aircraft;
    The aircraft, wherein the center-of-rotation vector is a unit vector having a direction along the center axis of rotation of the first rotor and having a vertically upward component.
  5. 　請求項４に記載の航空機であって、
    　前記複数の第１回転翼は、前記回転中心ベクトルが前記航空機の前方向の成分を有する第１回転翼の数が、前記回転中心ベクトルが前記航空機の後方向の成分を有する第１回転翼の数よりも多い、航空機。     An aircraft according to claim 4,
    In the plurality of first rotors, the number of first rotors whose center-of-rotation vector has a component in the forward direction of the aircraft is the number of first rotors whose center-of-rotation vector has a component in the rearward direction of the aircraft. More aircraft than numbers.
  6. 　請求項５に記載の航空機であって、
    　前記複数の第１回転翼は、前記回転中心ベクトルが前記航空機の後方向の成分を有する第１回転翼の数が０である、航空機。     An aircraft according to claim 5,
    In the plurality of first rotor blades, the number of first rotor blades in which the center-of-rotation vector has a component in the backward direction of the aircraft is zero.
  7. 　請求項１乃至請求項６のいずれか一項に記載の航空機であって、
    　前記少なくとも１対の固定翼は、前後方向における位置が互いに異なる２対の固定翼を備え、
    　前記２対の固定翼は、前記４個の象限領域にそれぞれ位置する、航空機。     An aircraft according to any one of claims 1 to 6,
    The at least one pair of fixed wings includes two pairs of fixed wings whose positions in the front-rear direction are different from each other,
    The aircraft, wherein the two pairs of fixed wings are located in the four quadrant regions respectively.
  8. 　請求項１乃至請求項７のいずれか一項に記載の航空機であって、
    　前記４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置する前記少なくとも２つの第１回転翼のうちの少なくとも１つの第１回転翼は、回転の方向が第１回転方向であり、且つ、当該少なくとも２つの第１回転翼のうちの他の第１回転翼は、回転の方向が前記第１回転方向と逆方向である第２回転方向であり、
    　前記４個の象限領域のそれぞれにおいて、当該象限領域に位置し且つ回転の方向が同一である第１回転翼を、同一の回転数を有するように制御する制御装置を備える、航空機。     An aircraft according to any one of claims 1 to 7,
    In each of the four quadrant regions, at least one of the at least two first rotor blades positioned in the quadrant region rotates in the first rotation direction, and The other first rotor blade of the at least two first rotor blades rotates in a second rotation direction opposite to the first rotation direction,
    An aircraft comprising a control device for controlling the first rotor blades located in the four quadrants and rotating in the same direction to have the same number of revolutions in each of the four quadrants.
  9. 　請求項１乃至請求項８のいずれか一項に記載の航空機であって、
    　回転駆動されることにより前記航空機を前方向へ推進させる推力を発生する第２回転翼を備える、航空機。     An aircraft according to any one of claims 1 to 8,
    An aircraft comprising a second rotor rotatably driven to generate thrust to propel the aircraft forward.
  10. 　垂直離着陸を行う航空機であって、
    　胴体と、
    　前記胴体から左右方向にて延在する、少なくとも１対の固定翼と、
    　前記少なくとも１対の固定翼に支持され且つ回転駆動されることにより前記航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する複数の第１回転翼と、
    　を備え、
    　前記複数の第１回転翼のうちの少なくとも１つは、回転の中心軸が鉛直方向に対して傾斜し、
    　前記複数の第１回転翼に対する回転中心ベクトルの和が前記航空機の前方向の成分を有し、
    　前記回転中心ベクトルは、前記第１回転翼の回転の中心軸に沿うとともに鉛直上方向の成分を有する方向を有する単位ベクトルである、航空機。     An aircraft that performs vertical take-off and landing,
    torso and
    at least one pair of fixed wings extending laterally from the fuselage;
    a plurality of first rotor blades that are supported by and rotationally driven by the at least one pair of fixed wings to generate a thrust that propels the aircraft vertically upward;
    with
    At least one of the plurality of first rotor blades has a center axis of rotation inclined with respect to the vertical direction,
    a sum of center-of-rotation vectors for the plurality of first rotors has a forward component of the aircraft;
    The aircraft, wherein the center-of-rotation vector is a unit vector having a direction along the center axis of rotation of the first rotor and having a vertically upward component.
  11. 　請求項１０に記載の航空機であって、
    　前記複数の第１回転翼は、前記回転中心ベクトルが前記航空機の前方向の成分を有する第１回転翼の数が、前記回転中心ベクトルが前記航空機の後方向の成分を有する第１回転翼の数よりも多い、航空機。     An aircraft according to claim 10, wherein
    In the plurality of first rotors, the number of first rotors whose center-of-rotation vector has a component in the forward direction of the aircraft is the number of first rotors whose center-of-rotation vector has a component in the rearward direction of the aircraft. More aircraft than numbers.
  12. 　請求項１１に記載の航空機であって、
    　前記複数の第１回転翼は、前記回転中心ベクトルが前記航空機の後方向の成分を有する第１回転翼の数が０である、航空機。     An aircraft according to claim 11, wherein
    In the plurality of first rotor blades, the number of first rotor blades in which the center-of-rotation vector has a component in the backward direction of the aircraft is zero.
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