WO2022180968A1 - 航空機 - Google Patents

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WO2022180968A1
WO2022180968A1 PCT/JP2021/043510 JP2021043510W WO2022180968A1 WO 2022180968 A1 WO2022180968 A1 WO 2022180968A1 JP 2021043510 W JP2021043510 W JP 2021043510W WO 2022180968 A1 WO2022180968 A1 WO 2022180968A1
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WO
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aircraft
fixed
pair
rotor
wings
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PCT/JP2021/043510
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English (en)
French (fr)
Inventor
航矢 桑村
佑 中井
Original Assignee
テトラ・アビエーション株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/26—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft characterised by provision of fixed wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/02—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to aircraft.
  • Aircraft that perform vertical take-off and landing are known.
  • the aircraft described in Patent Document 1 includes a fuselage, a pair of fixed wings extending in the left-right direction from the fuselage, a plurality of rotor modules fixed to the pair of fixed wings, and a rotationally driven horizontal rotors for generating thrust to propel the aircraft forward.
  • the rotor module includes a pair of vertical rotors that are rotationally driven to generate a thrust that propels the aircraft vertically upward, and a support that supports the pair of vertical rotors. .
  • the aircraft ascends or descends in the vertical direction by rotationally driving the vertical rotor blades (in other words, performs vertical flight). As a result, the aircraft takes off and lands.
  • An aircraft controls the attitude of the aircraft by adjusting the number of rotations of each vertical rotor in a vertical flight state (in other words, a takeoff and landing state). Further, the aircraft flies in the horizontal direction (in other words, performs horizontal flight) by rotationally driving the horizontal rotor blades. This allows the aircraft to cruise.
  • the characteristics required for the rotor during takeoff and landing for example, the magnitude of thrust and the response speed to control of the thrust, etc.
  • the characteristics required for the rotor during level flight in other words, cruising
  • the vertical rotor blades and the horizontal rotor blades are provided independently of each other, the characteristics required for the rotor blades are satisfied in both the takeoff/landing state and the cruising state. can.
  • boundary layer separation may occur at the end face of the fixed wing in the vertical upward direction when the operating state of the aircraft is changed between the takeoff/landing state and the cruise state.
  • a head-up in which the nose, which is the head of the aircraft, rises relatively in the vertical direction, tends to occur.
  • One of the purposes of the present invention is to control the attitude when transitioning between the takeoff/landing state and the cruise state.
  • the aircraft performs vertical take-off and landing.
  • An aircraft includes a fuselage, two pairs of fixed wings extending in the left-right direction from the fuselage, a plurality of rotor modules fixed to each of the two pairs of fixed wings, and rotationally driven to propel the aircraft forward.
  • a horizontal rotor for generating a thrust to propel it in a direction.
  • Each of the plurality of rotor modules includes a support and a pair of vertical rotors.
  • the support extends in the longitudinal direction from the front of the fixed wing to the rear of the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft, and is positioned in a region other than the tip of the fixed wing in the lateral direction of the aircraft.
  • a pair of vertical rotors are supported by supports and positioned forwardly of the fixed wing and aft of the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft, respectively.
  • the two pairs of fixed wing are a pair of first fixed wing and a pair of second fixed wing located behind the pair of first fixed wing and having a position in the vertical direction different from that of the pair of first fixed wing. 2 fixed wings;
  • the attitude can be controlled when transitioning between the takeoff/landing state and the cruise state.
  • FIG. 1 is a perspective view showing the configuration of an aircraft according to a first embodiment;
  • FIG. 1 is a top view showing a schematic configuration of an aircraft according to a first embodiment;
  • FIG. It is a block diagram showing a schematic structure of the rotary blade module of the first embodiment.
  • It is a top view showing the schematic structure of the aircraft of 2nd Embodiment.
  • FIG. 11 is a top view showing a schematic configuration of an aircraft according to a third embodiment; It is a top view showing the schematic structure of the aircraft of 4th Embodiment.
  • It is a perspective view showing the structure of the aircraft of 5th Embodiment.
  • It is a top view showing the structure of the aircraft of 5th Embodiment.
  • FIG. 12 is a rear view showing the configuration of the aircraft of the fifth embodiment; It is a left side view showing the structure of the aircraft of 5th Embodiment.
  • the present invention also has the following aspects.
  • Aircraft that perform vertical take-off and landing are known.
  • the aircraft described in Patent Document 2 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.
  • a plurality of rotor blades that generate a thrust to propel the rotor blades
  • a plurality of rotary drive units that rotate and drive the plurality of rotor blades by electric power
  • a storage battery that is fixed to the fuselage and charges and discharges electric power.
  • the aircraft comprises a plurality of cables that transmit power from the storage battery to a plurality of rotary drives.
  • the storage battery is fixed to the fuselage and each rotor wing is supported by the fixed wing. Therefore, the distance between the storage battery and each rotary drive is relatively long. For this reason, the total length of a plurality of cables provided in an aircraft tends to be long. As a result, there is a problem that the weight of the aircraft tends to increase.
  • One of the purposes of the present invention is to reduce the weight.
  • the aircraft performs vertical take-off and landing.
  • the aircraft includes a fuselage, at least one pair of fixed wings extending in the left-right direction from the fuselage, a plurality of first rotor blades, a plurality of first rotary drive units, a plurality of first storage batteries, and a plurality of a first cable;
  • 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 rotation drive units rotationally drive the plurality of first rotor blades by electric power.
  • a plurality of first storage batteries are fixed to at least one pair of fixed wings and charge and discharge electric power.
  • the plurality of first cables transmit power from the plurality of first storage batteries to the plurality of first rotary drive units.
  • the rotor module is secured to fixed wings extending laterally from the fuselage of the aircraft.
  • the rotor module comprises a support, a pair of first rotors, a pair of first rotary drives, at least one first battery, and a pair of first cables.
  • the support extends longitudinally forward of the fixed wing and aft of the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft.
  • a pair of first rotor blades are supported by a support and positioned in front of the fixed wing and behind the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft. occurs.
  • the pair of first rotary drive units are fixed to the support and rotate the pair of first rotor blades by electric power.
  • At least one first storage battery is fixed to the support and positioned between the pair of first rotor blades in the longitudinal direction of the aircraft and charges and discharges electric power.
  • a pair of first cables respectively transmit power from the at least one first storage battery to the pair of first rotary drives.
  • FIG. 1 A block diagram illustrating an exemplary computing environment in accordance with the present invention.
  • FIG. 1 A block diagram illustrating an exemplary computing environment in accordance with the present invention.
  • the aircraft of the first embodiment performs vertical takeoff and landing.
  • An aircraft includes a fuselage, two pairs of fixed wings extending in the left-right direction from the fuselage, a plurality of rotor modules fixed to each of the two pairs of fixed wings, and rotationally driven to propel the aircraft forward.
  • a horizontal rotor for generating a thrust to propel it in a direction.
  • Each of the plurality of rotor modules includes a support and a pair of vertical rotors.
  • the support extends in the longitudinal direction from the front of the fixed wing to the rear of the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft, and is positioned in a region other than the tip of the fixed wing in the lateral direction of the aircraft.
  • a pair of vertical rotors are supported by supports and positioned forwardly of the fixed wing and aft of the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft, respectively.
  • the two pairs of fixed wing are a pair of first fixed wing and a pair of second fixed wing located behind the pair of first fixed wing and having a position in the vertical direction different from that of the pair of first fixed wing. 2 fixed wings;
  • the rear fixed wing of the two pairs of fixed wing Since the position of the second stator blade in the vertical direction is different from that of the first stator blade, it is possible to suppress the inflow of airflow disturbed by boundary layer separation into the rotor module fixed to the second stator blade. .
  • the attitude of the aircraft can be controlled when the operating state of the aircraft transitions between the takeoff/landing state and the cruise state.
  • flight that decreases altitude relatively greatly at low speed in other words, at low speed and with a relatively large angle of flight
  • flight that decreases altitude relatively greatly at low speed in other words, at low speed and with a relatively large angle of flight
  • the aircraft of the first embodiment performs vertical take-off and landing.
  • the aircraft includes a fuselage, at least one pair of fixed wings extending in the left-right direction from the fuselage, a plurality of first rotor blades, a plurality of first rotary drive units, a plurality of first storage batteries, and a plurality of a first cable;
  • 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 rotation drive units rotationally drive the plurality of first rotor blades by electric power.
  • a plurality of first storage batteries are fixed to at least one pair of fixed wings and charge and discharge electric power.
  • the plurality of first cables transmit power from the plurality of first storage batteries to the plurality of first rotary drive units.
  • the distance between the first storage battery and the first rotor can be shortened compared to the case where the first storage battery is fixed to the body.
  • the length of the first cable that transmits electric power from the first storage battery to the first rotary drive section can be shortened.
  • the weight of the aircraft can be reduced.
  • the aircraft 1 performs vertical takeoff and landing.
  • 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).
  • each direction (for example, up-down direction, front-rear direction, or left-right direction) described below is the direction in the takeoff/landing state.
  • Each direction may be a direction in a cruising state.
  • the upward direction and the downward direction are the vertically upward direction and the vertically downward direction, respectively.
  • 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.
  • 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 represents an integer of 4.).
  • 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 .
  • 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.
  • 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 .
  • 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 .
  • the fuselage 10 may be rod-shaped or column-shaped extending in the longitudinal direction of the aircraft 1 .
  • 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.
  • the length of the torso 10 in the front-rear direction may be 1 m to 15 m.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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. As shown in FIG. 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.
  • 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).
  • the pair of forward fixed wings 20-1, 20-2 are positioned forward of the center of gravity of the aircraft 1.
  • a pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are positioned below the center of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1. As shown in FIG. 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.
  • 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).
  • the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 are positioned vertically below the center of gravity of the aircraft 1.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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. As shown in FIG. 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). In this example, the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 have positions behind the center of gravity of the aircraft 1. FIG.
  • 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. As shown in FIG. 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). In this example, the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 are positioned vertically above the center of gravity of the aircraft 1. FIG.
  • 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.
  • the aircraft 1 has a pair of front fixed wings 20-1, 20-2, and is positioned behind the pair of front fixed wings 20-1, 20-2, and is positioned vertically. and a pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 that are different in position from the pair of front fixed wings 20-1, 20-2.
  • the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 correspond to the pair of first fixed wings.
  • the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 correspond to the pair of second fixed wings.
  • 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. The number of rotor blade modules fixed to each fixed blade 20-j is preferably two or more.
  • 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).
  • 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 and 20-2.
  • 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 and 20-2.
  • 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. .
  • 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.
  • 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
  • the rotor module 40-i fixed to the fixed wing 20-j is positioned in a region other than the tip portion of the fixed wing 20-j in the horizontal direction of the aircraft 1.
  • 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.
  • 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 greater than 0 and less than 1 (for example, greater than 0 and less than or equal to 0.95) may have a position.
  • 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. 1 illustrates that the 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.
  • 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).
  • 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.
  • four rotor modules 40-1 to 40-4 are fixed to the front fixed wing 20-1, and four rotor modules 40-9 to 40 are fixed to the rear fixed wing 20-3.
  • -12 and -12 are substantially the same in the horizontal 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.
  • four rotor modules 40-1 to 40-4 are fixed to the front fixed wing 20-1, and four rotor modules 40-9 to 40 are fixed to the rear fixed wing 20-3.
  • -12 and -12 are different from each other in the vertical direction of the aircraft 1 .
  • the four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed wing 20-1 are connected to the four rotor modules 40-9 to 40 fixed to the rear fixed wing 20-3.
  • -12 has a position downwards of aircraft 1;
  • the four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed wing 20-1 are replaced by the four rotor modules 40-9 to 40-12 fixed to the rear fixed wing 20-3. , may have a position above the aircraft 1 .
  • rotor modules 40-1 to 40-4 are fixed to the front fixed wing 20-1, and four rotor modules 40-9 to 40 are fixed to the rear fixed wing 20-3. -12 are separated from each other in the longitudinal direction of the aircraft 1 when the aircraft 1 is viewed vertically.
  • 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 first storage batteries 405-1, 405-2, a pair of first cables 406-1, 406-2, a pair of circuit protectors 407-1, 407-2, a pair of circuit switches 408-1, 408-2, a pair of controllers 409-1, 409-2, 1 a pair of first control signal lines 410-1, 410-2, a pair of second control signal lines 411-1, 411-2, a pair of third control signal lines 412-1, 412-2, Prepare.
  • 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.
  • support 401 is located below 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. In this example, the support 401 of the rotor module 40-i fixed to the fixed wing 20-j is positioned in the lateral direction of the aircraft 1 in a region other than the tip of the fixed wing 20-j.
  • 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.
  • the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 correspond to the pair of vertical rotor blades.
  • 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.
  • 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.
  • 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).
  • Each of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 has the shortest distance between the trajectory of the tip of the first rotor blade 402-1 and 402-2 and the fixed blade 20-j, It may have a position where the ratio to the length of the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1 is greater than 0 and less than or equal to 0.2 (a value of 0.02 to 0.08 in this example). .
  • the vertical position of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 is fixed by a plane passing through the central axis of rotation of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2. It is the position between the most vertically upward position and the most vertically downward position in the cross section of the blade 20-j.
  • the pair of first rotor wings 402-1 and 402-2 have positions overlapping the fixed wings 20-j.
  • the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 rotate in different directions.
  • 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.
  • 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.
  • the first rotor blades 402-1, 402-2 may be referred to as rotors.
  • 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 first storage battery 405-1, the first cable 406-1, the circuit protector 407-1, circuit switch 408-1, controller 409-1, first control signal line 410-1, second control signal line 411-1, and third control signal line 412-1).
  • 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 first storage battery 405-2, the first cable 406-2, the circuit protector 407-2, circuit switch 408-2, controller 409-2, first control signal line 410-2, second control signal line 411-2, and third control signal line 412-2) are connected to the first Since it will be described in the same manner as the configuration for rotationally driving the rotor blade 402-1, the description will be omitted.
  • speed controller 404-1 first battery 405-1, first cable 406-1, circuit protector 407-1, circuit switch 408-1, and controller 409-1 are It is housed inside 401 . At least part of the electric motor 403-1 may also be housed inside the support 401. FIG.
  • the electric motor 403-1 rotates the first rotor blade 402-1 according to the power supplied from the speed controller 404-1.
  • 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 409-1 through second control signal line 411-1.
  • 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).
  • the speed controller 404-1 may be represented as an ESC (Electric Speed Controller).
  • the electric motor 403-1 and the speed controller 404-1 correspond to the first rotary drive section.
  • the first storage battery 405-1 charges and discharges power.
  • the first storage battery 405-1 includes a plurality of single cells (in other words, cells) connected in series.
  • the first battery 405-1 has a voltage between 24V and 120V.
  • the first storage battery 405-1 is fixed to the support 401.
  • the first storage battery 405-1 is positioned between the pair of first rotors 402-1 and 402-2 in the longitudinal direction of the aircraft 1.
  • the first storage battery 405-1 is located in the center of the support 401 in the longitudinal direction of the aircraft 1.
  • first battery 405-1 is located below fixed wing 20-j.
  • First storage battery 405-1 may be positioned between first rotor 402-1 and fixed wing 20-j in the longitudinal direction of aircraft 1.
  • the ratio of the total weight of all (thirty-two in this example) first storage batteries 405-1 and 405-2 included in the aircraft 1 to the maximum takeoff weight of the aircraft 1 is 0.05 to 0.18. (0.12 in this example).
  • the total weight of all (32 in this example) first storage batteries 405-1 and 405-2 provided in aircraft 1 may be 6 kg to 540 kg (53 kg in this example).
  • the first cable 406-1 transmits power from the first storage battery 405-1 to the speed controller 404-1.
  • a first cable 406 - 1 is fixed to the support 401 .
  • the first cable 406-1 has an allowable current of 20A to 250A (100A in this example).
  • the first cable 406-1 has a weight of 4.5 g to 450 g (50 g to 71 g in this example) per meter.
  • the circuit protector 407-1 is located between the speed controller 404-1 and the first storage battery 405-1 in the first cable 406-1. Circuit protector 407-1 interrupts the current flowing through first cable 406-1 when the current flowing through first cable 406-1 exceeds a predetermined threshold.
  • circuit protector 407-1 may be represented as a power fuse.
  • the circuit switch 408-1 is connected between the speed controller 404-1 and the first storage battery 405-1 in the first cable 406-1 (in this example, the circuit protector 407-1 and the speed controller 404 -1).
  • the circuit switch 408-1 is in an ON state allowing current to flow through the first cable 406-1 according to the control signal transmitted from the controller 409-1 through the third control signal line 412-1;
  • the operating state switches between an OFF state that prohibits current from flowing through first cable 406-1 (in other words, cuts off the current flowing through first cable 406-1).
  • circuit breaker 408-1 is a contactor.
  • the controller 409-1 controls the speed controller 404-1 and the circuit switch 408-1 according to control signals transmitted through the first control signal line 410-1 from the controller 16, which will be described later. do.
  • 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.
  • the positions of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in each of the four rotor blade modules 40-9 to 40-12 fixed to 20-3 in the vertical direction of the aircraft 1 are: different from each other.
  • the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in each of the four rotor blade modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed wing 20-1 are the rear fixed wing 20-3 is positioned below the aircraft 1 relative to the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in each of the four rotor blade modules 40-9 to 40-12 fixed to 20-3.
  • a pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 included in each of the four rotor blade modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed blade 20-1 is connected to the rear fixed blade 20- 3 is positioned above the aircraft 1 relative to the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in each of the four rotor blade modules 40-9 to 40-12 fixed to 3.
  • the first rotor blades 402-1 provided in each of the four rotor blade modules 40-9 to 40-12 are separated from each other in the longitudinal direction of the aircraft 1 when the aircraft 1 is viewed in the vertical direction. ing.
  • the fuselage 10 has an internal space that accommodates objects to be transported.
  • 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.
  • the internal space is located in the center of the aircraft 1 in the longitudinal direction.
  • Transportation targets include at least one of people and objects.
  • a person included in a transport object may be designated as a passenger.
  • passengers may fly the aircraft 1 .
  • the aircraft 1 is configured to fly by autopilot, the passengers do not need to operate the aircraft 1 .
  • the objects included in the transport object are cargo or luggage.
  • the interior space of fuselage 10 may accommodate one to five passengers.
  • the interior space of the fuselage 10 can accommodate one or two passengers.
  • 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.
  • the fuselage 10 includes a pair of tail wings 11-1 and 11-2, a second rotor 12, a second rotary drive unit 13, a second storage battery 14, and a second cable. 15 , a control device 16 , a third storage battery 17 , and a third cable 18 .
  • the number of tail wings included in the fuselage 10 may be one, or three or more.
  • 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.
  • 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 blade 12 is rotationally driven by the second rotary drive section 13 to generate a thrust that propels the aircraft 1 forward.
  • 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.
  • the second rotor blade 12 is located at the rearward end of the fuselage 10 .
  • 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). .
  • the number of the second rotor blades 12 included in the body 10 may be two or more.
  • 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.
  • 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.
  • the second rotor 12 may be represented as a propeller.
  • the second rotor 12 corresponds to the horizontal rotor.
  • the second rotation driving section 13 rotates the second rotor blade 12 according to the electric power supplied from the second storage battery 14 .
  • the second rotary drive 13 comprises a speed controller and an electric motor, like the first rotary drive.
  • the second storage battery 14 charges and discharges power.
  • the second storage battery 14 includes a plurality of cells connected in series.
  • the second storage battery 14 has a higher voltage than the first storage batteries 405-1 and 405-2.
  • the second battery 14 has a voltage that is between 48V and 400V higher than the first batteries 405-1 and 405-2.
  • a second storage battery 14 is fixed to the body 10 .
  • the second storage battery 14 is located between the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 in the longitudinal direction of the aircraft 1.
  • the second storage battery 14 is positioned in the central portion of the body 10 in the front-rear direction. Note that the number of second storage batteries 14 included in the body 10 may be two or more.
  • the ratio of the weight of the second storage battery 14 to the maximum takeoff weight of the aircraft 1 may be a value between 0.05 and 0.18 (0.12 in this example).
  • the weight of the second storage battery 14 may range from 6 kg to 540 kg (53 kg in this example).
  • the second cable 15 transmits power from the second storage battery 14 to the second rotation drive section 13 .
  • a second cable 15 is fixed to the body 10 .
  • the second cable 15 has an allowable current of 5A to 450A.
  • the second cable 15 has a larger allowable current than the first cables 406-1 and 406-2.
  • the second cable 15 has an allowable current of 200A.
  • the second cable 15 has a weight of 4.5 g to 450 g (180 g to 200 g in this example) per meter.
  • the control device 16 controls the aircraft 1 by operating with electric power.
  • the control device 16 includes electronic equipment that acquires information representing the state of the aircraft 1 (eg, altitude, longitude, latitude, speed, etc.).
  • controller 16 includes avionics (eg, communication equipment, navigation systems, flight management systems, etc.).
  • control device 16 generates control signals according to the maneuvers of the passenger, and based on the generated control signals, the first rotor blades 402-1, 402-1, and 402-1 of the plurality of rotor blade modules 40-1 to 40-16 are controlled. 402-2 and the rotation speed of each of the second rotor blades 12 are controlled.
  • the third storage battery 17 charges and discharges power.
  • the third storage battery 17 includes a plurality of cells connected in series.
  • the third battery 17 has the same voltage as the first batteries 405-1 and 405-2. Note that the third storage battery 17 may have a higher voltage than the first storage batteries 405-1 and 405-2.
  • the third storage battery 17 is fixed to the body 10.
  • the third storage battery 17 is located between the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 in the longitudinal direction of the aircraft 1.
  • the third storage battery 17 is positioned in the central portion of the body 10 in the front-rear direction.
  • the ratio of the weight of the third storage battery 17 to the maximum takeoff weight of the aircraft 1 may be a value between 0.001 and 0.1 (0.015 in this example).
  • the third storage battery 17 may have a weight of 0.12 kg to 300 kg (6.6 kg in this example).
  • the third cable 18 transmits power from the third storage battery 17 to the control device 16 .
  • a third cable 18 is fixed to the fuselage 10 .
  • the third cable 18 has an allowable current of 5A to 95A.
  • the third cable 18 has a smaller allowable current than the first cables 406-1 and 406-2.
  • the third cable 18 has an allowable current of 7A.
  • the third cable 18 has a weight of 2 g to 160 g (3 g to 10 g in this example) per meter.
  • 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).
  • 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).
  • 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.
  • 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).
  • the aircraft 1 of the first embodiment performs vertical takeoff and landing.
  • the aircraft 1 is fixed to a fuselage 10, two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 extending in the lateral direction from the fuselage 10, and two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4, respectively.
  • a plurality of rotor modules 40-1 to 40-16, and a horizontal rotor 12 that is rotationally driven to generate thrust for propelling the aircraft 1 forward.
  • Each of the rotor modules 40-1 to 40-16 includes a support 401 and a pair of vertical rotors 402-1 and 402-2.
  • the support 401 extends in the longitudinal direction from the front of the fixed wing 20-j to the rear of the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1. It is located in a region other than the tip of j.
  • a pair of vertical rotor blades 402-1 and 402-2 are supported by a support 401 and 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. .
  • the two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 are positioned behind the pair of first fixed wings 20-1 and 20-2 and the pair of first fixed wings 20-1 and 20-2. and a pair of second fixed wings 20-3, 20-4 whose positions in the vertical direction are different from the pair of first fixed wings 20-1, 20-2.
  • the rotor module 40-i By increasing the number of rotations of the vertical rotor blades 402-1 and 402-2 of the rotor module 40-i fixed to the second fixed blades 20-3 and 20-4, the rotor module It is possible to increase the vertical upward thrust generated by the vertical rotor blades 402-1 and 402-2 of 40-i. As a result, head-up can be suppressed. As a result, the attitude of the aircraft 1 can be controlled when the operating state of the aircraft 1 transitions between the takeoff/landing state and the cruising state.
  • flight that decreases altitude relatively greatly at low speed in other words, at low speed and with a relatively large angle of flight
  • attitude of the aircraft 1 can be performed while appropriately controlling the attitude of the aircraft 1 .
  • the pair of first fixed wings 20-1 and 20-2 are positioned forward of the center of gravity of the aircraft 1 and vertically below the center of gravity of the aircraft 1. Further, the pair of second fixed wings 20-3, 20-4 have positions behind the center of gravity of the aircraft 1 and vertically above the center of gravity of the aircraft 1.
  • the drag force on the fixed wing is It creates a moment that tends to raise it in the vertical direction. Therefore, when boundary layer separation occurs in the fixed wing, the drag force on the fixed wing tends to increase, so head-up tends to occur.
  • the first fixed wings 20-1 and 20- which are the fixed wings positioned ahead of the center of gravity of the aircraft 1, 2 has a position vertically below the center of gravity of the aircraft 1 .
  • the drag force on the first fixed wings 20-1 and 20-2 produces a moment that tends to lower the nose relatively in the vertical direction.
  • boundary layer separation occurs in the first fixed wings 20-1 and 20-2, head-up can be suppressed.
  • the plurality of rotor modules 40-1 to 40-16 are fixed to the first fixed wings 20-1 and 20-2.
  • the rotary blade modules 40-9 to 40-16 fixed to the second fixed blades 20-3 and 20-4 are substantially the same in the horizontal direction.
  • the area where boundary layer separation occurs in the fixed wing 20-j can be reduced. Therefore, when the operating state of the aircraft 1 transitions between the takeoff/landing state and the cruising state, it is possible to suppress the occurrence of a head-up.
  • each of the plurality of rotor modules 40-1 to 40-16 includes a pair of vertical rotors 402-1 and 402-2 of the rotor module 40-i. position in the vertical direction of the fixed blade 20-j to which the rotor blade module 40-i is fixed by a plane passing through the central axis of rotation of the pair of vertical rotor blades 402-1 and 402-2 It is the position between the most vertically upward position and the most vertically downward position in the cross section.
  • the aircraft will fly with a relatively large decrease in altitude (in other words, fly at a relatively large angle of attack with respect to the fixed wing).
  • the airflow disturbed by the vertical rotor blades tends to flow into the fixed blades.
  • boundary layer separation is likely to occur at the end face of the fixed blade in the vertically upward direction.
  • the attitude of the aircraft 1 can be appropriately controlled when the operating state of the aircraft 1 transitions between the takeoff/landing state and the cruising state.
  • 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, a plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2, a plurality of of the first rotary drive unit (in this example, a plurality of electric motors 403-1, 403-2 and a plurality of speed controllers 404-1, 404-2) and a plurality of first storage batteries 405-1, 405- 2 and a plurality of first cables 406-1, 406-2.
  • 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, a plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2, a plurality of of the first rotary drive unit (in this example, a plurality of electric motors 403-1, 403-2 and a plurality of speed controllers 404-1, 404-2) and a plurality of first storage batteries
  • 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 rotation drive units rotate and drive the plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2 by electric power.
  • a plurality of first storage batteries 405-1 and 405-2 are fixed to at least one pair of fixed wings 20-1 to 20-4 and charge and discharge electric power.
  • the plurality of first cables 406-1, 406-2 transmit power from the plurality of first storage batteries 405-1, 405-2 to the plurality of first rotary drive units.
  • the distance between the first storage battery 405-1, 405-2 and the first rotor 402-1, 402-2 is shortened. can do.
  • the weight of the aircraft 1 can be distributed.
  • a change in the attitude of the aircraft 1 occurs due to a stoppage of some of the plurality of first rotor blades 402-1 and 402-2, a sudden change in wind direction, or a sudden change in wind speed.
  • the fluctuation can be quickly suppressed.
  • the aircraft 1 of the first embodiment includes a second rotor 12 that is rotationally driven to generate a thrust that propels the aircraft 1 forward, and a second rotor that rotationally drives the second rotor 12 by electric power.
  • a drive unit 13 a second storage battery 14 that is fixed to the body 10 and charges and discharges power, and a second cable 15 that transmits power from the second storage battery 14 to the second rotation drive unit 13 .
  • first rotor blades 402-1 and 402-2 and the second rotor blade 12 can be operated independently of each other. Therefore, even if one of the first rotor blades 402-1, 402-2 and the second rotor blade 12 does not operate normally, the other can be operated normally to ensure safe flight. can be done. Further, in aircraft 1, first storage batteries 405-1 and 405-2 are fixed to fixed wings 20-1 to 20-4, and second storage battery 14 is fixed to fuselage . Therefore, the weight of the aircraft 1 can be distributed in the horizontal direction. As a result, even if the attitude of the aircraft 1 fluctuates, the fluctuation can be quickly suppressed.
  • 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.
  • a plurality of first storage batteries 405-1 and 405-2 are fixed to two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4, respectively.
  • the second storage battery 14 is positioned between the two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 in the longitudinal direction.
  • the plurality of first storage batteries 405-1 and 405-2 are distributed over the four fixed wings 20-1 to 20-4. Therefore, weight can be distributed in the aircraft 1 . Furthermore, the first storage batteries 405-1 and 405-2 and the second storage battery 14 have different positions in the front-rear direction. Therefore, the weight in the longitudinal direction of the aircraft 1 can be distributed. As a result, even if the attitude of the aircraft 1 fluctuates, the fluctuation can be quickly suppressed.
  • the aircraft 1 of the first embodiment includes a control device 16 that controls the aircraft 1 by operating with electric power, a third storage battery 17 that is fixed to the fuselage 10 and charges and discharges power, and a third storage battery 17 that is controlled by the third storage battery 17. and a third cable 18 for transmitting power to the device 16 .
  • first rotor blades 402-1 and 402-2 and the control device 16 can be operated independently of each other. Therefore, even if the first rotor blades 402-1 and 402-2 do not operate normally, the control device 16 can be operated normally.
  • first storage batteries 405-1 and 405-2 are fixed to fixed wings 20-1 to 20-4, and third storage battery 17 is fixed to fuselage . Therefore, the weight of the aircraft 1 can be distributed in the horizontal direction. As a result, even if the attitude of the aircraft 1 fluctuates, the fluctuation can be quickly suppressed.
  • 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.
  • a plurality of first storage batteries 405-1 and 405-2 are fixed to two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4, respectively.
  • the third storage battery 17 is positioned between the two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 in the longitudinal direction of the aircraft 1. As shown in FIG.
  • the plurality of first storage batteries 405-1 and 405-2 are distributed over the four fixed wings 20-1 to 20-4. Therefore, weight can be distributed in the aircraft 1 . Furthermore, the first storage batteries 405-1 and 405-2 and the third storage battery 17 have different positions in the front-rear direction. Therefore, the weight in the longitudinal direction of the aircraft 1 can be distributed. As a result, even if the attitude of the aircraft 1 fluctuates, the fluctuation can be quickly suppressed.
  • the aircraft 1 of the first embodiment includes a plurality of rotor modules 40-1 to 40-16 fixed to at least one pair of fixed wings 20-1 to 20-4.
  • Each of the plurality of rotor blade modules 40-1 to 40-16 includes a support 401, a pair of first rotor blades 402-1 and 402-2, and a pair of first rotary drive units (in this example, A pair of electric motors 403-1, 403-2 and a pair of speed controllers 404-1, 404-2), at least one first storage battery 405-1, 405-2, and a pair of first and cables 406-1 and 406-2.
  • the support 401 extends in the longitudinal direction of the aircraft 1 from the front of the fixed wing 20-j to the rear of the fixed wing 20-j.
  • a pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 are supported by a support 401 and 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.
  • a pair of first rotary drives are fixed to the support 401 .
  • At least one first battery 405-1, 405-2 is fixed to the support 401 and positioned between the pair of first rotors 402-1, 402-2 in the longitudinal direction of the aircraft 1.
  • a pair of first cables 406-1, 406-2 transmit power from at least one first storage battery 405-1, 405-2 to a pair of first rotary drives, respectively.
  • the thrust that propels the aircraft 1 vertically upward can be transmitted to the fixed wings 20-j while suppressing the torque in the yaw direction and the torque in the pitch direction. Furthermore, the position at which the thrust force acts on fixed wing 20-j and the position at which the weight of first storage batteries 405-1 and 405-2 act on fixed wing 20-j can be brought sufficiently close to each other. Therefore, the mechanical load on the fixed wings 20-j can be reduced.
  • the thrust force acts on the fixed blade 20-j.
  • a position where the weight of first storage batteries 405-1 and 405-2 acts on fixed wing 20-j can be kept sufficiently close to each other. Therefore, the mechanical load on the fixed wings 20-j can be easily reduced.
  • the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment may be configured such that the second rotor blade 12 is rotationally driven by power generated by the internal combustion engine instead of or in addition to the 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 .
  • At least one of the plurality of first rotors 402-1 and 402-2 section may generate thrust that propels the aircraft 1 forward.
  • 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.
  • the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment includes a power generation device, and the power generated by the power generation device is stored in the first storage battery 405-1, 405-2, the second storage battery 14, and the third storage battery 17. It may be configured to charge at least one.
  • the number of first storage batteries included in the rotor module 40-i may be one. In this case, in rotor module 40-i, one first battery powers each of the pair of first rotary drives. Further, in the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment, the number of first storage batteries included in the rotor module 40-i may be three or more.
  • the rotor module 40-i converts the speed controller 404-1 from the first storage battery 405-2 to the speed controller 404-1 when the power of the first storage battery 405-1 is insufficient. may be configured to supply power to the Even in this case, the length of the cable that transmits electric power from first storage battery 405-2 to speed controller 404-1 can be shortened. As a result, the weight of the aircraft 1 can be reduced.
  • the rotor module 40-i switches from the first storage battery 405-1 to the speed controller 404-i when the power of the first storage battery 405-2 is insufficient. 2 may be configured to be powered. Even in this case, the length of the cable that transmits electric power from first storage battery 405-1 to speed controller 404-2 can be shortened. As a result, the weight of the aircraft 1 can be reduced.
  • the power of the third storage battery 17 when the power of the third storage battery 17 is insufficient, the power is supplied from the second storage battery 14 to the control device 16 or the third storage battery 17. It may be configured as Further, in the aircraft 1 of the modified example of the first embodiment, when the power of the second storage battery 14 is insufficient, the power is supplied from the third storage battery 17 to the second rotation drive unit 13 or the second storage battery 14. may be configured to be supplied.
  • the aircraft of the second embodiment differs from the aircraft of the first embodiment in that a plurality of first storage batteries can be charged.
  • the following description focuses on the points of difference.
  • the same reference numerals as those used in the first embodiment designate the same or substantially similar components.
  • an aircraft 1A of the second embodiment includes a power connection section 31 and a plurality (16 in this example) of fourth a cable 32;
  • the power connector 31 is fixed to the body 10 .
  • the power connection 31 is located near the control device 16 .
  • a plurality of fourth cables 32 transmit electric power from the power connection section 31 to 16 pairs of first storage batteries 405-1 and 405-2 respectively provided in the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16.
  • Each of the multiple fourth cables 32 is fixed to the aircraft 1 .
  • Each of the multiple fourth cables 32 has a smaller allowable current than the first cables 406-1 and 406-2.
  • each of the plurality of fourth cables 32 has an allowable current of 5A to 95A.
  • the fourth cable 32 has a smaller allowable current than the first cables 406-1 and 406-2.
  • the fourth cable 32 has an allowable current of 40A.
  • each of the plurality of fourth cables 32 has a smaller weight per meter than the first cables 406-1 and 406-2.
  • each of the plurality of fourth cables 32 has a weight of 2 g to 160 g (25 g to 40 g in this example) per meter.
  • the aircraft 1A of the second embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1 of the first embodiment. Furthermore, the aircraft 1A of the second embodiment has a power supply connection section 31 to which an external power supply is connected, and power is transmitted from the power supply connection section 31 to each of the plurality of first storage batteries 405-1 and 405-2. and a plurality of fourth cables 32 having a smaller allowable current than the single cables 406-1 and 406-2.
  • the plurality of first storage batteries 405-1 and 405-2 can be charged without being removed from the aircraft 1A. Therefore, it is possible to reduce the trouble of charging the plurality of first storage batteries 405-1 and 405-2.
  • the aircraft of the third embodiment differs from the aircraft of the first embodiment in that it is configured so that electric power can be supplied from the third storage battery to the first storage battery when the power of the first storage battery is insufficient.
  • the following description focuses on the points of difference.
  • the same or substantially similar parts are assigned the same reference numerals as those used in the first embodiment.
  • the aircraft 1B of the third embodiment includes a plurality of (16 in this example) fifth cables 33 in addition to the configuration of the aircraft 1 of the first embodiment.
  • a plurality of fifth cables 33 transmit power from the third storage battery 17 to 16 pairs of first storage batteries 405-1 and 405-2 respectively provided in the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16.
  • Each of the multiple fifth cables 33 is fixed to the aircraft 1 .
  • Each of the plurality of fifth cables 33 has the same allowable current as the first cables 406-1, 406-2 or the fourth cable 32. Also, each of the plurality of fifth cables 33 has the same weight per meter as the first cables 406-1 and 406-2 or the fourth cable 32. FIG.
  • the aircraft 1B of the third embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1 of the first embodiment. Furthermore, according to the aircraft 1B of the third embodiment, when the power of the first storage batteries 405-1 and 405-2 is insufficient, power is supplied from the third storage battery 17 to the first storage batteries 405-1 and 405-2. By doing so, the first storage batteries 405-1 and 405-2 can be charged with electric power.
  • the aircraft 1B when the power of the third storage battery 17 is insufficient, the aircraft 1B supplies power from the second storage battery 14 to the control device 16 or the third storage battery 17. It may be configured as
  • the power of the second storage battery 14 when the power of the second storage battery 14 is insufficient, the power is supplied from the third storage battery 17 to the second rotation drive unit 13 or the second storage battery 14. may be configured to be supplied.
  • the aircraft 1B of the modified example of the third embodiment may further include the power connection section 31 and the plurality of fourth cables 32 provided in the aircraft 1A of the second embodiment.
  • the aircraft of the fourth embodiment differs from the aircraft of the first embodiment in the number of rotor modules that the aircraft comprises.
  • the following description focuses on the points of difference.
  • the same reference numerals as those used in the first embodiment designate the same or substantially similar components.
  • the aircraft 1C of the fourth embodiment has eight rotor blades instead of the 16 rotor blade modules 40-1 to 40-16 provided in the aircraft 1 of the first embodiment. It has modules 40-1 to 40-8.
  • the aircraft 1C of the fourth embodiment can also achieve the same actions and effects as the aircraft 1 of the first embodiment.
  • the aircraft of the fifth embodiment performs vertical takeoff and landing.
  • An aircraft includes a fuselage, two pairs of fixed wings extending in the left-right direction from the fuselage, a plurality of rotor modules fixed to each of the two pairs of fixed wings, and rotationally driven to propel the aircraft forward.
  • a horizontal rotor for generating a thrust to propel it in a direction.
  • Each of the plurality of rotor modules includes a support and a pair of vertical rotors.
  • the support extends in the longitudinal direction from the front of the fixed wing to the rear of the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft, and is located in a region other than the tip portion in the lateral direction of the fixed wing.
  • a pair of vertical rotors are supported by supports and positioned forwardly of the fixed wing and aft of the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft, respectively.
  • the two pairs of fixed wing are a pair of first fixed wing and a pair of second fixed wing located behind the pair of first fixed wing and having a position in the vertical direction different from that of the pair of first fixed wing. 2 fixed wings;
  • the rear fixed wing of the two pairs of fixed wing Since the position of the second stator blade in the vertical direction is different from that of the first stator blade, it is possible to suppress the inflow of airflow disturbed by boundary layer separation into the rotor module fixed to the second stator blade. .
  • the attitude of the aircraft can be controlled when the operating state of the aircraft transitions between the takeoff/landing state and the cruise state.
  • the aircraft 1D performs vertical takeoff and landing.
  • the aircraft 1D is an eVTOL (electric Vertical Take-Off and Landing) that flies the aircraft by electric power.
  • the aircraft 1D 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).
  • each direction (for example, up-down direction, front-rear direction, or left-right direction) described below is the direction in the takeoff/landing state.
  • Each direction may be a direction in a cruising state.
  • the upward direction and the downward direction are the vertically upward direction and the vertically downward direction, respectively.
  • the aircraft 1D has a fuselage 10, a pair of front fixed wings 20-1, 20-2, and a pair of rear fixed wings 20-3, 20-4. Note that the number of pairs of fixed wings included in the aircraft 1D may be 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 represents an integer of 4.).
  • the fuselage 10 extends in the front-rear direction of the aircraft 1D at the central portion in the left-right direction of the aircraft 1D.
  • the fuselage 10 is composed of two rod-shaped bodies or columnar bodies whose positions in the vertical direction of the aircraft 1D and positions in the longitudinal direction of the aircraft 1D are different from each other. It has shapes that are connected to each other.
  • the fuselage 10 has a vertically downward end face of the forward end of the aircraft 1D located vertically below the vertically downward end face of the rearward end of the aircraft 1D.
  • the fuselage 10 has a vertically upward end face of the forward end of the aircraft 1D located vertically below the vertically upward end face of the rearward end of the aircraft 1D.
  • the fuselage 10 may be rod-shaped or column-shaped extending in the longitudinal direction of the aircraft 1D.
  • the fuselage 10 may have a shape (in other words, a tapered shape) that tapers toward the tip at each of both ends in the longitudinal direction of the aircraft 1D.
  • the length of the torso 10 in the front-rear direction may be 1 m to 15 m.
  • a pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are plate-shaped and extend from the fuselage 10 to the left of the aircraft 1D and to the right of the aircraft 1D, respectively.
  • Each of the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 has an airfoil shape in a cross section cut by a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1D.
  • the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 are symmetrical to each other with respect to a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1D and passing through the center of the fuselage 10 in the left-right direction.
  • 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.
  • 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 1D.
  • a pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are located at the ends of the fuselage 10 in the forward direction.
  • the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 are arranged from the front end of the fuselage 10 to the rear end of the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 in the longitudinal direction of the aircraft 1D. has a position where the ratio of the distance to to the length of the fuselage 10 in the longitudinal direction of the aircraft 1D has a value between 0.01 and 0.4 (0.1 and 0.3 in this example).
  • the pair of forward fixed wings 20-1, 20-2 have positions forward of the center of gravity CG of the aircraft 1D.
  • 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 1D.
  • the pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are located at the ends of the fuselage 10 in the downward direction.
  • the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 are arranged from the lower end of the fuselage 10 to the upper end of the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 in the vertical direction of the aircraft 1D. to the height of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1D (in this example, the maximum height of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1D 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).
  • the pair of forward fixed wings 20-1 and 20-2 are positioned vertically below the center of gravity CG of the aircraft 1D.
  • 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 1D and to the right of the aircraft 1D.
  • Each of the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 has an airfoil shape in a cross section cut by a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1D.
  • the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are plane-symmetrical to each other with respect to a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1D 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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 1D.
  • the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are positioned at the rearward end of the fuselage 10.
  • the pair of fixed aft wings 20-3, 20-4 are arranged 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 1D. has a position where the ratio of the distance to to the length of the fuselage 10 in the longitudinal direction of the aircraft 1D has a value between 0.01 and 0.4 (0.1 and 0.3 in this example).
  • the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 have positions behind the center of gravity CG of the aircraft 1D.
  • 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 1D.
  • the pair of fixed rear wings 20-3 and 20-4 are positioned at the ends of the fuselage 10 in the upward direction.
  • the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are arranged from the upper end of the fuselage 10 to the lower end of the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 in the vertical direction of the aircraft 1D. has a position where the ratio of the distance to the height of the fuselage 10 in the vertical direction of the aircraft 1D has a value of 0.01 to 0.4 (0.05 to 0.2 in this example).
  • the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 are positioned vertically above the center of gravity CG of the aircraft 1D.
  • the aircraft 1D includes two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 whose positions in the longitudinal direction of the aircraft 1D are different from each other and whose positions in the vertical direction of the aircraft 1D are different from each other.
  • the aircraft 1D is positioned behind the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 and the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2, and is positioned in the vertical direction. and a pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 that are different in position from the pair of front fixed wings 20-1, 20-2.
  • the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2 correspond to the pair of first fixed wings.
  • the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 correspond to the pair of second fixed wings.
  • the pair of rear fixed wings 20-3 and 20-4 are positioned vertically above the pair of front fixed wings 20-1 and 20-2.
  • the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 may be positioned vertically below the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 in the vertical direction.
  • the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 are positioned vertically above the center of gravity CG of the aircraft 1D
  • the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 are: It may have a position vertically below the center of gravity CG of the aircraft 1D.
  • Aircraft 1D includes a pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and a pair of rear fixed 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 1D may be 2 to 15, or may be 17 or more. For example, the number of rotor modules included in the aircraft 1D is 8, 12, 16, 20, or 24. The number of rotor blade modules fixed to each fixed blade 20-j is preferably two or more.
  • 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).
  • 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 and 20-2.
  • 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 and 20-2.
  • 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. .
  • 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 mutually symmetrical with respect to a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1D and passing through the center of the fuselage 10 in the left-right direction.
  • a rotary wing module 40-i (i represents an integer from 1 to 16) fixed to the fixed wing 20-j is positioned in a region other than the tip of the fixed wing 20-j in the horizontal direction of the aircraft 1D. do.
  • the rotor module 40-i fixed to the fixed wing 20-j is located at a distance from the tip of the fixed wing 20-j to the rotor module 40-i in the horizontal direction of the aircraft 1D.
  • There is a position where the ratio of 1D to the length of the fixed wing 20-j in the horizontal direction is greater than 0 and less than 1 (in this example, greater than 0 and less than or equal to 0.95).
  • 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 1D. 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 1D.
  • the four rotor modules 40-k to 40-l fixed to the fixed wing 20-j are the four rotor modules 40-k to 40-l in the horizontal direction of the aircraft 1D.
  • the ratio of the distance between two rotor modules adjacent to each other to the length of the fixed wing 20-j in the horizontal direction of the aircraft 1D is 0.1 to 0.4 (0.2 to 0.2 in this example). 0.3).
  • 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 1D 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.
  • four rotor modules 40-1 to 40-4 are fixed to the front fixed wing 20-1, and four rotor modules 40-9 to 40 are fixed to the rear fixed wing 20-3.
  • -12 and -12 are substantially the same in the horizontal direction of the aircraft 1D.
  • 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.
  • four rotor modules 40-1 to 40-4 are fixed to the front fixed wing 20-1, and four rotor modules 40-9 to 40 are fixed to the rear fixed wing 20-3. -12 and -12 are different from each other in the vertical direction of the aircraft 1 .
  • the four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed wing 20-1 are connected to the four rotor modules 40-9 to 40 fixed to the rear fixed wing 20-3.
  • -12 has a position downward of aircraft 1D.
  • the four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed wing 20-1 are replaced by the four rotor modules 40-9 to 40-12 fixed to the rear fixed wing 20-3. , may have a position above aircraft 1D.
  • FIG. 8 there are four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed wing 20-1 and four rotor modules 40-1 to 40-4 fixed to the rear fixed wing 20-3. are separated from each other in the longitudinal direction of the aircraft 1D when the aircraft 1D is viewed in the vertical direction.
  • a rotary blade module 40-i fixed to the fixed blade 20-j includes a support 401 and a pair of first rotary blades 402-1 and 402-2.
  • 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 1D (in other words, when the aircraft 1D 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 1D.
  • support 401 is located below fixed wing 20-j. According to this, since the center of gravity of the aircraft 1D 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. In this example, the support 401 of the rotor module 40-i fixed to the fixed wing 20-j is located in a region other than the tip of the fixed wing 20-j in the horizontal direction of the aircraft 1D.
  • 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 1D. be.
  • a pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 are rotationally driven by a pair of electric motors 403-1 and 403-2, respectively, to generate thrust for propelling aircraft 1D upward.
  • the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 correspond to the pair of vertical rotor blades.
  • a pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 are positioned in front of fixed wing 20-j and behind fixed wing 20-j, respectively, in the longitudinal direction of aircraft 1D.
  • 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 1D.
  • the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 are fixed wing 20 in the longitudinal direction of aircraft 1D at the distance between the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 in the longitudinal direction of aircraft 1D. 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).
  • Each of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 has the shortest distance between the trajectory of the tip of the first rotor blade 402-1 and 402-2 and the fixed blade 20-j, It may have a position where the ratio to the length of the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1D is greater than 0 and less than or equal to 0.2 (values between 0.02 and 0.08 in this example). .
  • the vertical position of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 is fixed by a plane passing through the central axis of rotation of the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2. It is the position between the most vertically upward position and the most vertically downward position in the cross section of the blade 20-j.
  • the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 are connected to the fixed wing 20- It has a position that overlaps with j.
  • the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 rotate in different directions.
  • the two first rotor blades 402-1 adjacent in the left-right direction of the aircraft 1D have different rotation directions, and the two first rotor blades 402-1 adjacent in the left-right direction of the aircraft 1D 2 differ from each other in the direction of rotation.
  • the two first rotor blades 402-1 and 402-2 that are adjacent in the vertical direction of the aircraft 1D rotate in different directions.
  • the first rotor blades 402-1, 402-2 may be referred to as rotors.
  • rotor module 40-i includes a first battery, a speed controller, and an electric motor, not shown.
  • the electric motor rotates first rotor blades 402-1 and 402-2 in accordance with power supplied from the first storage battery.
  • a speed controller controls the power supplied from the first battery to the motor so as to control the rotational speed of the first rotors 402-1, 402-2.
  • the first battery is housed in rotor module 40-i.
  • the first storage battery may be housed in the fixed wing 20-j or the fuselage 10 instead of or in addition to the rotor module 40-i.
  • the aircraft 1D can fly above the aircraft 1D generated by 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.
  • a pair of first rotor blades provided in each of the four rotor blade modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed blade 20-1 402-1 and 402-2 are a pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in each of the four rotor blade modules 40-9 to 40-12 fixed to the rear fixed wing 20-3. has a position below aircraft 1D than .
  • a pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 included in each of the four rotor blade modules 40-1 to 40-4 fixed to the front fixed blade 20-1 is connected to the rear fixed blade 20- 3 is positioned above the aircraft 1D than the pair of first rotor blades 402-1 and 402-2 provided in each of the four rotor blade modules 40-9 to 40-12 fixed to the aircraft 1D.
  • the fuselage 10 has an internal space that accommodates objects to be transported.
  • the internal space is located between the pair of front fixed wings 20-1, 20-2 and the pair of rear fixed wings 20-3, 20-4 in the longitudinal direction of the aircraft 1D.
  • the internal space is located in the center of the aircraft 1D in the longitudinal direction.
  • Transportation targets include at least one of people and objects.
  • a person included in a transport object may be designated as a passenger.
  • a passenger may fly an aircraft 1D.
  • the aircraft 1D is configured to fly by autopilot, the passengers do not have to operate the aircraft 1D.
  • the objects included in the transport object are cargo or luggage.
  • the interior space of fuselage 10 may accommodate one to five passengers.
  • the interior space of the fuselage 10 can accommodate one or two passengers.
  • the maximum takeoff weight of aircraft 1D may be between 120 kg and 3000 kg. In this example, the maximum takeoff weight of the aircraft 1D 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.
  • the fuselage 10 includes a tail 11D and a second rotor 12. Note that the number of tail wings provided in the body 10 may be two or more.
  • the tail 11D is located at the end of the fuselage 10 in the rear direction.
  • the tail 11D has a plate shape extending along a plane perpendicular to the left-right direction of the aircraft 1D.
  • the tail 11D extends upward from the fuselage 10 of the aircraft 1D.
  • 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 1D.
  • the aircraft 1D includes a second storage battery, a speed controller, and an electric motor (not shown).
  • the second rotor blade 12 is rotationally driven according to the electric power supplied from the second storage battery.
  • the speed controller controls the electric power supplied from the second storage battery to the electric motor so as to control the rotation speed of the second rotor 12 .
  • the second storage battery is housed in the body 10 .
  • the second storage battery may be housed in the fixed wing 20-j instead of or in addition to the fuselage 10. FIG.
  • the second rotor blade 12 is rotationally driven by an electric motor to generate a thrust that propels the aircraft 1D forward.
  • the aircraft 1D has thrust generated by the second rotor 12 to propel the aircraft 1D forward, a pair of front fixed wings 20-1, 20-2, and a pair of rear It flies horizontally due to the lift generated by the fixed wings 20-3 and 20-4.
  • the second rotor blade 12 is located at the rearward end of the fuselage 10 .
  • 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). .
  • the number of the second rotor blades 12 included in the body 10 may be two or more.
  • 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.
  • 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.
  • the second rotor 12 may be represented as a propeller.
  • the second rotor 12 corresponds to the horizontal rotor.
  • the aircraft 1D is equipped with a control device (not shown).
  • the controller controls the aircraft 1D by operating with electric power.
  • the control device includes electronic equipment that acquires information representing the state of the aircraft 1D (eg, altitude, longitude, latitude, speed, etc.).
  • the controller includes avionics (eg, communication equipment, navigation systems, flight management systems, etc.).
  • control device generates control signals according to the maneuvers of the passenger, and based on the generated control signals, controls the first rotor blades 402-1, 402 of the plurality of rotor blade modules 40-1 to 40-16. -2 and the rotation speed of each of the second rotor blades 12 are controlled.
  • the aircraft 1D 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 1D upward. As a result, the aircraft 1D takes off by flying vertically upward (in other words, ascending).
  • the aircraft 1D rotates the second rotor 12. This generates a thrust that propels the aircraft 1D 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 1D stops rotational driving 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. As a result, the aircraft 1D flies horizontally (in other words, cruises).
  • the aircraft 1D 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 1D upward.
  • the aircraft 1D stops driving the second rotor 12 to rotate. As a result, the aircraft 1D lands by flying vertically downward (in other words, descending).
  • Aircraft 1D of the first embodiment performs vertical takeoff and landing.
  • Aircraft 1D is fixed to fuselage 10, two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 extending from fuselage 10 in the horizontal direction, and two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4, respectively.
  • a plurality of rotor modules 40-1 to 40-16, and a horizontal rotor 12 that is rotationally driven to generate thrust for propelling the aircraft 1D forward.
  • Each of the rotor modules 40-1 to 40-16 includes a support 401 and a pair of vertical rotors 402-1 and 402-2.
  • the support 401 extends in the longitudinal direction from the front of the fixed wing 20-j to the rear of the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1D. It is located in a region other than the tip of j.
  • a pair of vertical rotor blades 402-1 and 402-2 are supported by the support 401 and positioned in front of the fixed wing 20-j and behind the fixed wing 20-j in the longitudinal direction of the aircraft 1D. .
  • the two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4 are positioned behind the pair of first fixed wings 20-1 and 20-2 and the pair of first fixed wings 20-1 and 20-2. and a pair of second fixed wings 20-3, 20-4 whose positions in the vertical direction are different from the pair of first fixed wings 20-1, 20-2.
  • the rotor module 40-i fixed to the second fixed blades 20-3 and 20-4, the rotor module It is possible to increase the vertical upward thrust generated by the vertical rotor blades 402-1 and 402-2 of 40-i. As a result, head-up can be suppressed. As a result, the attitude of the aircraft 1D can be controlled when the operating state of the aircraft 1D transitions between the takeoff/landing state and the cruising state.
  • the altitude decreases relatively greatly at low speed in other words, the angle of attack with respect to the fixed wing 20-j at low speed is relatively high
  • flight in a large state can be performed while appropriately controlling the attitude of the aircraft 1D.
  • the pair of first fixed wings 20-1 and 20-2 are positioned forward of the center of gravity CG of the aircraft 1D and vertically below the center of gravity CG of the aircraft 1D. have. Further, the pair of second fixed wings 20-3, 20-4 have positions behind the center of gravity CG of the aircraft 1D and vertically above the center of gravity CG of the aircraft 1D.
  • the drag force on the fixed wing is It creates a moment that tends to raise it in the vertical direction. Therefore, when boundary layer separation occurs in the fixed wing, the drag force on the fixed wing tends to increase, so head-up tends to occur.
  • the first fixed wings 20-1 and 20 which are the fixed wings positioned ahead of the center of gravity CG of the aircraft 1D, out of the two pairs of fixed wings 20-1 to 20-4. -2 has a position vertically below the center of gravity CG of the aircraft 1D.
  • the drag force on the first fixed wings 20-1 and 20-2 produces a moment that tends to lower the nose relatively in the vertical direction.
  • boundary layer separation occurs in the first fixed wings 20-1 and 20-2, head-up can be suppressed.
  • the plurality of rotor modules 40-1 to 40-16 are fixed to the first fixed wings 20-1 and 20-2.
  • the rotary blade modules 40-9 to 40-16 fixed to the second fixed blades 20-3 and 20-4 are substantially the same in the horizontal direction.
  • the area where boundary layer separation occurs in the fixed wing 20-j can be reduced. Therefore, when the operating state of the aircraft 1D transitions between the takeoff/landing state and the cruising state, it is possible to suppress the occurrence of a head-up.
  • each of the plurality of rotor modules 40-1 to 40-16 includes a pair of vertical rotors 402-1 and 402-2 of the rotor module 40-i. position in the vertical direction of the fixed blade 20-j to which the rotor blade module 40-i is fixed by a plane passing through the central axis of rotation of the pair of vertical rotor blades 402-1 and 402-2 It is the position between the most vertically upward position and the most vertically downward position in the cross section.
  • the aircraft will fly with a relatively large decrease in altitude (in other words, fly at a relatively large angle of attack with respect to the fixed wing).
  • the airflow disturbed by the vertical rotor blades tends to flow into the fixed blades.
  • boundary layer separation is likely to occur at the end face of the fixed blade in the vertically upward direction.
  • the attitude of the aircraft 1D can be appropriately controlled when the operating state of the aircraft 1D transitions between the takeoff/landing state and the cruise state.
  • Appendix 1 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; a plurality of first rotation drive units that rotate and drive the plurality of first rotor blades by electric power; a plurality of first storage batteries fixed to the at least one pair of fixed wings and charging and discharging electric power; a plurality of first cables that transmit the electric power from the plurality of first storage batteries to the plurality of first rotary drive units; an aircraft.
  • Appendix 2 The aircraft of Appendix 1, a second rotor that is rotationally driven to generate a thrust that propels the aircraft forward; a second rotary drive unit that rotates the second rotary blade by electric power; a second storage battery fixed to the body and charging and discharging electric power; a second cable that transmits the electric power from the second storage battery to the second rotary drive unit; an aircraft.
  • Appendix 3 The aircraft of Appendix 2, 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 plurality of first storage batteries are respectively fixed to the two pairs of fixed wings, The aircraft, wherein the second storage battery is positioned between the two pairs of fixed wings in the longitudinal direction.
  • Appendix 4 The aircraft according to any one of Appendices 1 to 3, a controller that controls the aircraft by operating with electric power; a third storage battery fixed to the body and charging and discharging electric power; a third cable that transmits the power from the third storage battery to the control device; an aircraft.
  • Appendix 5 The aircraft of Appendix 4, 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 plurality of first storage batteries are respectively fixed to the two pairs of fixed wings, The aircraft, wherein the third storage battery is positioned between the two pairs of fixed wings in the longitudinal direction.
  • Appendix 6 The aircraft according to any one of Appendices 1 to 5, a plurality of rotor modules secured to the at least one pair of stator wings; each of the plurality of rotor modules, a support extending longitudinally from the front of the fixed wing to the rear of the fixed wing in the longitudinal direction of the aircraft; a pair of said first rotors supported by said support and positioned respectively forwardly of said fixed wing and rearwardly of said fixed wing in the longitudinal direction of said aircraft; a pair of the first rotary drive units fixed to the support; at least one first storage battery fixed to the support and positioned between the pair of first rotor blades in the front-rear direction; a pair of first cables respectively transmitting the power from the at least one first storage battery to the pair of first rotary drives; an aircraft.
  • Appendix 7 The aircraft according to any one of Appendices 1 to 6, a power connection to which an external power source is connected; a plurality of fourth cables that transmit power from the power supply connection portion to each of the plurality of first storage batteries and have a smaller allowable current than the first cables; an aircraft.
  • Second storage battery 15 Second cable 16
  • Third storage battery 18 3 cables 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 controller 405-1, 405-2 First storage battery 406-1, 406-2 First cable 407-1, 407-2 Circuit protector 408-1, 408- 2 Circuit switches 409-1, 409-2 Controllers 410-1, 410-2 First control signal lines 411-1, 411-2 Second control signal lines 412-2, 412-2 Third control signal line 31 Power connection part 32 Fourth cable 33 Fifth cable

Landscapes

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Abstract

航空機１は、垂直離着陸を行う。航空機１は、胴体１０と胴体から左右方向にて延在する２対の固定翼２０－１～２０－４と２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６と回転駆動されることにより前方向への推力を発生する水平方向用回転翼１２とを備える。各回転翼モジュールは、支持体４０１と１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２とを備える。支持体は、固定翼の前方と固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、固定翼の左右方向における先端部以外の領域に位置する。１対の鉛直方向用回転翼は、支持体により支持され且つ航空機の前後方向において固定翼の前方と固定翼の後方とにそれぞれ位置する。２対の固定翼は、１対の第１固定翼２０－１，２０－２と１対の第１固定翼よりも後方に位置し且つ鉛直方向における位置が１対の第１固定翼と異なる１対の第２固定翼２０－３，２０－４とからなる。

Description

航空機
　本発明は、航空機に関する。
　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対の固定翼に固定される複数の回転翼モジュールと、回転駆動されることにより航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、を備える。
　回転翼モジュールは、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１対の鉛直方向用回転翼と、１対の鉛直方向用回転翼を支持する支持体と、を備える。
　航空機は、鉛直方向用回転翼を回転駆動することにより鉛直方向にて上昇又は下降する（換言すると、鉛直飛行を行う）。これにより、航空機は、離着陸を行う。航空機は、鉛直飛行を行う状態（換言すると、離着陸状態）において、各鉛直方向用回転翼の回転数を調整することによって、航空機の姿勢を制御する。更に、航空機は、水平方向用回転翼を回転駆動することにより水平方向にて飛行する（換言すると、水平飛行を行う）。これにより、航空機は、巡航を行う。
　ところで、離着陸状態において回転翼に要求される特性（例えば、推力の大きさ、及び、推力の制御に対する応答速度等）と、水平飛行を行う状態（換言すると、巡航状態）において回転翼に要求される特性と、は、互いに異なる。これに対し、上記航空機においては、鉛直方向用回転翼と水平方向用回転翼とが互いに独立に設けられているため、離着陸状態、及び、巡航状態のそれぞれにおいて回転翼に要求される特性を満足できる。
米国特許出願公開第２０１８／０１０５２６８号明細書
　ところで、離着陸状態と巡航状態との間で航空機の動作状態を遷移する際、固定翼の鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることがある。この場合、航空機の先頭である機首が相対的に鉛直方向にて上がるヘッドアップ（換言すると、ピッチアップ）が生じやすい。
　このとき、回転翼モジュールにおける後方側の鉛直方向用回転翼の回転数を増加させることにより、後方側の鉛直方向用回転翼が生じる鉛直上方向への推力を増加できれば、ヘッドアップを抑制できる。
　しかしながら、後方側の鉛直方向用回転翼には、境界層剥離によって乱された気流が流入しやすい。このため、境界層剥離が生じた場合、後方側の鉛直方向用回転翼の推力は増加しにくい。従って、上記航空機においては、離着陸状態と巡航状態との間で航空機の動作状態を遷移する際、航空機の姿勢を制御できない虞があった。
　このため、上記航空機においては、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機の姿勢を適切に制御しながら行うことが困難である。
　本発明の目的の一つは、離着陸状態と巡航状態との間で動作状態を遷移する際、姿勢を制御することである。
　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２対の固定翼と、２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、回転駆動されることにより航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、を備える。
　複数の回転翼モジュールのそれぞれは、支持体と、１対の鉛直方向用回転翼と、を備える。
　支持体は、航空機の前後方向において、固定翼の前方と固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、航空機の左右方向における固定翼の先端部以外の領域に位置する。
　１対の鉛直方向用回転翼は、支持体により支持され且つ航空機の前後方向において固定翼の前方と固定翼の後方とにそれぞれ位置する。
　２対の固定翼は、１対の第１固定翼と、１対の第１固定翼よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の第１固定翼と異なる１対の第２固定翼と、からなる。
　離着陸状態と巡航状態との間で動作状態を遷移する際、姿勢を制御することができる。
第１実施形態の航空機の構成を表す斜視図である。 第１実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。 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。 第２実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。 第３実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。 第４実施形態の航空機の概略構成を表す上面図である。 第５実施形態の航空機の構成を表す斜視図である。 第５実施形態の航空機の構成を表す上面図である。 第５実施形態の航空機の構成を表す正面図である。 第５実施形態の航空機の構成を表す背面図である。 第５実施形態の航空機の構成を表す左側面図である。
　本発明は、下記の側面も有する。
（背景技術）
　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２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を発生する複数の回転翼と、電力によって複数の回転翼をそれぞれ回転駆動する複数の回転駆動部と、胴体に固定され且つ電力を充放電する蓄電池と、を備える。
（特許文献２）　国際公開第２０１８／０７５４１４号
（発明の概要）
（発明が解決しようとする課題）
　上記航空機は、蓄電池から複数の回転駆動部へ電力を伝送する複数のケーブルを備える。上述のように、上記航空機においては、蓄電池が胴体に固定されるとともに、各回転翼が固定翼に支持される。従って、蓄電池と各回転駆動部との間の距離が比較的長い。このため、航空機が備える複数のケーブルの全長が長くなりやすい。この結果、航空機の重量が大きくなりやすい、という課題があった。
　本発明の目的の一つは、重量を小さくすることである。
（課題を解決するための手段）
　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、複数の第１回転駆動部と、複数の第１蓄電池と、複数の第１ケーブルと、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回転駆動部は、電力によって複数の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する。
　複数の第１蓄電池は、少なくとも１対の固定翼に固定され且つ電力を充放電する。
　複数の第１ケーブルは、複数の第１蓄電池から複数の第１回転駆動部へ電力を伝送する。
　他の一つの側面では、回転翼モジュールは、航空機の胴体から左右方向にて延在する固定翼に固定される。
　回転翼モジュールは、支持体と、１対の第１回転翼と、１対の第１回転駆動部と、少なくとも１つの第１蓄電池と、１対の第１ケーブルと、を備える。
　支持体は、航空機の前後方向において、固定翼の前方と固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在する。
　１対の第１回転翼は、支持体により支持され且つ航空機の前後方向において固定翼の前方と固定翼の後方とに位置するとともに、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。
　１対の第１回転駆動部は、支持体に固定され且つ電力によって１対の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する。
　少なくとも１つの第１蓄電池は、支持体に固定され且つ航空機の前後方向において１対の第１回転翼の間に位置するとともに、電力を充放電する。
　１対の第１ケーブルは、少なくとも１つの第１蓄電池から１対の第１回転駆動部へ電力をそれぞれ伝送する。
（発明の効果）
　重量を小さくすることができる。
　以下、本発明の、航空機、及び、回転翼モジュールに関する各実施形態について図１乃至図１１を参照しながら説明する。
＜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２対の固定翼と、２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、回転駆動されることにより航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、を備える。
　複数の回転翼モジュールのそれぞれは、支持体と、１対の鉛直方向用回転翼と、を備える。
　支持体は、航空機の前後方向において、固定翼の前方と固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、航空機の左右方向における固定翼の先端部以外の領域に位置する。
　１対の鉛直方向用回転翼は、支持体により支持され且つ航空機の前後方向において固定翼の前方と固定翼の後方とにそれぞれ位置する。
　２対の固定翼は、１対の第１固定翼と、１対の第１固定翼よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の第１固定翼と異なる１対の第２固定翼と、からなる。
　これによれば、２対の固定翼のうちの前方側の固定翼である第１固定翼において境界層剥離が生じた場合であっても、２対の固定翼のうちの後方側の固定翼である第２固定翼の鉛直方向における位置が、第１固定翼と異なるので、当該第２固定翼に固定された回転翼モジュールに、境界層剥離によって乱された気流が流入することを抑制できる。
　従って、当該第２固定翼に固定された回転翼モジュールの鉛直方向用回転翼の回転数を増加させることにより、当該回転翼モジュールの鉛直方向用回転翼が生じる鉛直上方向への推力を増加できる。これにより、ヘッドアップを抑制できる。この結果、離着陸状態と巡航状態との間で航空機の動作状態を遷移する際、航空機の姿勢を制御できる。
　従って、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機の姿勢を適切に制御しながら行うことができる。
　他の側面において、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、複数の第１回転駆動部と、複数の第１蓄電池と、複数の第１ケーブルと、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回転駆動部は、電力によって複数の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する。
　複数の第１蓄電池は、少なくとも１対の固定翼に固定され且つ電力を充放電する。
　複数の第１ケーブルは、複数の第１蓄電池から複数の第１回転駆動部へ電力を伝送する。
　これによれば、第１蓄電池が胴体に固定される場合と比較して、第１蓄電池と第１回転翼との間の距離を短くすることができる。これにより、第１蓄電池から第１回転駆動部へ電力を伝送する第１ケーブルの長さを短くすることができる。この結果、航空機の重量を小さくすることができる。
　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。
（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。
　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、離着陸状態における方向である。なお、各方向は、巡航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。
　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。
　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。
　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。
　なお、胴体１０は、航空機１の前後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。
　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。
　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。
　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。
　本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の重心よりも前方の位置を有する。
　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。
　本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の重心よりも鉛直下方の位置を有する。
　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。
　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。
　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。
　本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の重心よりも後方の位置を有する。
　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。
　本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の重心よりも鉛直上方の位置を有する。
　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。
　換言すると、本例では、航空機１は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の前方固定翼２０－１，２０－２と異なる１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、を備える。
　本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、１対の第１固定翼に対応する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、１対の第２固定翼に対応する。
　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。
　なお、各固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュールの数は、２以上であることが好適である。
　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。
　４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２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２０－１，２０－２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。
　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。
　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。
　本例では、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉは、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。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より大きく且つ１より小さい（例えば、０より大きく且つ０．９５以下である）位置を有してよい。
　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。
　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。
　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。
　本例では、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と、の航空機１の左右方向における位置は、それぞれ略同じである。
　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。
　本例では、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と、の航空機１の上下方向における位置は、互いに異なる。本例では、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は、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よりも、航空機１の下方向の位置を有する。なお、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は、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よりも、航空機１の上方向の位置を有していてもよい。
　本例では、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と、は、航空機１を鉛直方向にて見た場合において、航空機１の前後方向にて互いに隔てられている。
　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対の第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、１対の第１ケーブル４０６－１，４０６－２と、１対の回路保護器４０７－１，４０７－２と、１対の回路開閉器４０８－１，４０８－２と、１対の制御器４０９－１，４０９－２と、１対の第１制御信号線４１０－１，４１０－２と、１対の第２制御信号線４１１－１，４１１－２と、１対の第３制御信号線４１２－１，４１２－２と、を備える。
　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。
　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。
　本例では、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉの支持体４０１は、航空機１の左右方向における当該固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。
　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。
　本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、１対の鉛直方向用回転翼に対応する。
　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。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。
　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。
　１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の先端の軌跡と、固定翼２０－ｊと、の間の最短距離の、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、０よりも大きく且つ０．２以下（本例では、０．０２乃至０．０８の値）である位置を有してよい。
　本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の鉛直方向における位置は、当該１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸を通る平面による固定翼２０－ｊの断面のうちの、最も鉛直上方向の位置と、最も鉛直下方向の位置と、の間の位置である。換言すると、航空機１の前後方向にて航空機１を見た場合において、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、固定翼２０－ｊと重なる位置を有する。
　本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転方向が互いに異なる。
　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。
　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。
　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、第１蓄電池４０５－１、第１ケーブル４０６－１、回路保護器４０７－１、回路開閉器４０８－１、制御器４０９－１、第１制御信号線４１０－１、第２制御信号線４１１－１、及び、第３制御信号線４１２－１）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、第１蓄電池４０５－２、第１ケーブル４０６－２、回路保護器４０７－２、回路開閉器４０８－２、制御器４０９－２、第１制御信号線４１０－２、第２制御信号線４１１－２、及び、第３制御信号線４１２－２）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。
　本例では、速度制御器４０４－１、第１蓄電池４０５－１、第１ケーブル４０６－１、回路保護器４０７－１、回路開閉器４０８－１、及び、制御器４０９－１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。
　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。
　速度制御器４０４－１は、制御器４０９－１から第２制御信号線４１１－１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。
　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。
　第１蓄電池４０５－１は、電力を充放電する。本例では、第１蓄電池４０５－１は、直列に接続された複数の単電池（換言すると、セル）を含む。本例では、第１蓄電池４０５－１は、２４Ｖ乃至１２０Ｖの電圧を有する。
　第１蓄電池４０５－１は、支持体４０１に固定される。本例では、第１蓄電池４０５－１は、航空機１の前後方向において、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の間に位置する。例えば、第１蓄電池４０５－１は、航空機１の前後方向における支持体４０１の中央部に位置する。本例では、第１蓄電池４０５－１は、固定翼２０－ｊの下方に位置する。なお、第１蓄電池４０５－１は、航空機１の前後方向において、第１回転翼４０２－１と固定翼２０－ｊとの間に位置していてもよい。
　例えば、航空機１の最大離陸重量に対する、航空機１が備える、すべて（本例では、３２個）の第１蓄電池４０５－１，４０５－２の重量の総和の比は、０．０５乃至０．１８の値（本例では、０．１２）であってよい。例えば、航空機１が備える、すべて（本例では、３２個）の第１蓄電池４０５－１，４０５－２の重量の総和は、６ｋｇ乃至５４０ｋｇ（本例では、５３ｋｇ）であってよい。
　第１ケーブル４０６－１は、第１蓄電池４０５－１から速度制御器４０４－１へ電力を伝送する。第１ケーブル４０６－１は、支持体４０１に固定される。例えば、第１ケーブル４０６－１は、許容電流が２０Ａ乃至２５０Ａ（本例では、１００Ａ）の電流である。また、例えば、第１ケーブル４０６－１は、１ｍあたりの重量が４．５ｇ乃至４５０ｇの重量（本例では、５０ｇ乃至７１ｇの重量）である。
　回路保護器４０７－１は、第１ケーブル４０６－１のうちの、速度制御器４０４－１と第１蓄電池４０５－１との間に位置する。回路保護器４０７－１は、第１ケーブル４０６－１を流れる電流が所定の閾値を超えた場合、第１ケーブル４０６－１を流れる電流を遮断する。本例では、回路保護器４０７－１は、電力ヒューズと表されてもよい。
　回路開閉器４０８－１は、第１ケーブル４０６－１のうちの、速度制御器４０４－１と第１蓄電池４０５－１との間（本例では、回路保護器４０７－１と速度制御器４０４－１との間）に位置する。回路開閉器４０８－１は、制御器４０９－１から第３制御信号線４１２－１を通って伝送される制御信号に従って、第１ケーブル４０６－１を電流が流れることを許可するオン状態と、第１ケーブル４０６－１を電流が流れることを禁止する（換言すると、第１ケーブル４０６－１を流れる電流を遮断する）オフ状態と、の間で動作状態が切り替わる。本例では、回路開閉器４０８－１は、接触器である。
　制御器４０９－１は、後述の制御装置１６から第１制御信号線４１０－１を通って伝送される制御信号に従って、速度制御器４０４－１、及び、回路開閉器４０８－１のそれぞれを制御する。
　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。
　本例では、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、の航空機１の上下方向における位置は、互いに異なる。
　本例では、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２よりも、航空機１の下方向の位置を有する。なお、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２よりも、航空機１の上方向の位置を有していてもよい。
　本例では、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のそれぞれが備える第１回転翼４０２－２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のそれぞれが備える第１回転翼４０２－１と、は、航空機１を鉛直方向にて見た場合において、航空機１の前後方向にて互いに隔てられている。
　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。
　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。
　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。
　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、第２回転駆動部１３と、第２蓄電池１４と、第２ケーブル１５と、制御装置１６と、第３蓄電池１７と、第３ケーブル１８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。
　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。
　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、第２回転駆動部１３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。
　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。
　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。
　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。
　本例では、第２回転翼１２は、水平方向用回転翼に対応する。
　第２回転駆動部１３は、第２蓄電池１４から供給される電力に従って、第２回転翼１２を回転駆動する。本例では、第２回転駆動部１３は、第１回転駆動部と同様に、速度制御器と、電動機と、を備える。
　第２蓄電池１４は、電力を充放電する。本例では、第２蓄電池１４は、直列に接続された複数の単電池を含む。第２蓄電池１４は、第１蓄電池４０５－１，４０５－２よりも高い電圧を有する。本例では、第２蓄電池１４は、第１蓄電池４０５－１，４０５－２よりも４８Ｖ乃至４００Ｖの電圧だけ高い電圧を有する。
　第２蓄電池１４は、胴体１０に固定される。本例では、第２蓄電池１４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、第２蓄電池１４は、胴体１０の前後方向における中央部に位置する。
　なお、胴体１０が備える第２蓄電池１４の数は、２個以上であってもよい。
　例えば、航空機１の最大離陸重量に対する、第２蓄電池１４の重量の比は、０．０５乃至０．１８の値（本例では、０．１２）であってよい。例えば、第２蓄電池１４の重量は、６ｋｇ乃至５４０ｋｇ（本例では、５３ｋｇ）であってよい。
　第２ケーブル１５は、第２蓄電池１４から第２回転駆動部１３へ電力を伝送する。第２ケーブル１５は、胴体１０に固定される。例えば、第２ケーブル１５は、許容電流が５Ａ乃至４５０Ａの電流である。本例では、第２ケーブル１５は、許容電流が第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも大きい。例えば、第２ケーブル１５は、許容電流が２００Ａの電流である。また、例えば、第２ケーブル１５は、１ｍあたりの重量が４．５ｇ乃至４５０ｇの重量（本例では、１８０ｇ乃至２００ｇの重量）である。
　制御装置１６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１６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１６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。
　本例では、制御装置１６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。
　第３蓄電池１７は、電力を充放電する。本例では、第３蓄電池１７は、直列に接続された複数の単電池を含む。本例では、第３蓄電池１７は、第１蓄電池４０５－１，４０５－２と等しい電圧を有する。なお、第３蓄電池１７は、第１蓄電池４０５－１，４０５－２よりも高い電圧を有していてもよい。
　第３蓄電池１７は、胴体１０に固定される。本例では、第３蓄電池１７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、第３蓄電池１７は、胴体１０の前後方向における中央部に位置する。
　例えば、航空機１の最大離陸重量に対する、第３蓄電池１７の重量の比は、０．００１乃至０．１の値（本例では、０．０１５）であってよい。例えば、第３蓄電池１７は、０．１２ｋｇ乃至３００ｋｇ（本例では、６．６ｋｇ）の重量を有してよい。
　第３ケーブル１８は、第３蓄電池１７から制御装置１６へ電力を伝送する。第３ケーブル１８は、胴体１０に固定される。例えば、第３ケーブル１８は、許容電流が５Ａ乃至９５Ａの電流である。本例では、第３ケーブル１８は、許容電流が第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも小さい。例えば、第３ケーブル１８は、許容電流が７Ａの電流である。また、例えば、第３ケーブル１８は、１ｍあたりの重量が２ｇ乃至１６０ｇの重量（本例では、３ｇ乃至１０ｇの重量）である。
（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。
　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。
　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。
　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。
　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２対の固定翼２０－１～２０－４と、２対の固定翼２０－１～２０－４のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６と、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水平方向用回転翼１２と、を備える。
　複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、支持体４０１と、１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２と、を備える。
　支持体４０１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の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、航空機１の左右方向における固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。
　１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２は、支持体４０１により支持され且つ航空機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。
　２対の固定翼２０－１～２０－４は、１対の第１固定翼２０－１，２０－２と、１対の第１固定翼２０－１，２０－２よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の第１固定翼２０－１，２０－２と異なる１対の第２固定翼２０－３，２０－４と、からなる。
　これによれば、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの前方側の固定翼である第１固定翼２０－１，２０－２において境界層剥離が生じた場合であっても、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの後方側の固定翼である第２固定翼２０－３，２０－４の鉛直方向における位置が、第１固定翼２０－１，２０－２と異なるので、当該第２固定翼２０－３，２０－４に固定された回転翼モジュール４０－ｉに、境界層剥離によって乱された気流が流入することを抑制できる。
　従って、当該第２固定翼２０－３，２０－４に固定された回転翼モジュール４０－ｉの鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転数を増加させることにより、当該回転翼モジュール４０－ｉの鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２が生じる鉛直上方向への推力を増加できる。これにより、ヘッドアップを抑制できる。この結果、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１の動作状態を遷移する際、航空機１の姿勢を制御できる。
　従って、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機１の姿勢を適切に制御しながら行うことができる。
　更に、第１実施形態の航空機１において、１対の第１固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の重心よりも前方、且つ、航空機１の重心よりも鉛直下方の位置を有する。更に、１対の第２固定翼２０－３，２０－４は、航空機１の重心よりも後方、且つ、航空機１の重心よりも鉛直上方の位置を有する。
　ところで、２対の固定翼のうちの、航空機の重心よりも前方に位置する固定翼が、航空機の重心よりも鉛直上方の位置を有する場合、当該固定翼に対する抗力は、機首を相対的に鉛直方向にて上げようとするモーメントを生じる。このため、当該固定翼において境界層剥離が生じた場合、当該固定翼に対する抗力が増加しやすいので、ヘッドアップが生じやすい。
　これに対し、航空機１によれば、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの、航空機１の重心よりも前方に位置する固定翼である第１固定翼２０－１，２０－２は、航空機１の重心よりも鉛直下方の位置を有する。これにより、第１固定翼２０－１，２０－２に対する抗力は、機首を相対的に鉛直方向にて下げようとするモーメントを生じる。この結果、第１固定翼２０－１，２０－２において境界層剥離が生じた場合、ヘッドアップを抑制できる。
　更に、第１実施形態の航空機１において、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６は、第１固定翼２０－１，２０－２に固定される回転翼モジュール４０－１～４０－８と、第２固定翼２０－３，２０－４に固定される回転翼モジュール４０－９～４０－１６と、の左右方向における位置がそれぞれ略同じである。
　離着陸状態と巡航状態との間で航空機１の動作状態を遷移する際、回転翼モジュール４０－ｉの近傍、及び、回転翼モジュール４０－ｉの後方においては、気流が乱れやすいため、固定翼２０－ｊにおいて境界層剥離が生じやすい。このため、第１固定翼に固定される回転翼モジュールと、第２固定翼に固定される回転翼モジュールと、の左右方向における位置が異なる場合、境界層剥離が生じる面積が大きくなりやすい。
　これに対し、航空機１によれば、固定翼２０－ｊにおいて境界層剥離が生じる面積を縮小できる。従って、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１の動作状態を遷移する際、ヘッドアップの発生を抑制できる。
　更に、第１実施形態の航空機１において、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、当該回転翼モジュール４０－ｉの１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の鉛直方向における位置が、当該１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸を通る平面による、当該回転翼モジュール４０－ｉが固定された固定翼２０－ｊの断面のうちの、最も鉛直上方向の位置と、最も鉛直下方向の位置と、の間の位置である。
　ところで、鉛直方向用回転翼が固定翼よりも鉛直上方向の位置を有する場合、鉛直方向用回転翼の回転に伴って生じる鉛直下方への気流が固定翼の鉛直上方に流入する。これにより、固定翼の鉛直上方向における端面の気流が乱されやすい。この結果、固定翼の鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じやすい。
　これに対し、航空機１によれば、鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転に伴って生じる鉛直下方への気流が固定翼２０－ｊの鉛直上方に流入することを抑制できる。この結果、固定翼２０－ｊの鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることを抑制できる。
　また、鉛直方向用回転翼が固定翼よりも鉛直下方向の位置を有する場合、航空機が比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を行っていると、鉛直方向用回転翼によって乱された気流が固定翼に流入しやすい。この結果、固定翼の鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じやすい。
　これに対し、航空機１によれば、航空機１が比較的大きく高度を減少させる飛行を行っている場合であっても、乱された気流が固定翼２０－ｊに流入することを抑制できる。この結果、固定翼２０－ｊの鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることを抑制できる。
　このように、航空機１によれば、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１の動作状態を遷移する際、航空機１の姿勢を適切に制御できる。
　また、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、複数の第１回転駆動部（本例では、複数の電動機４０３－１，４０３－２、及び、複数の速度制御器４０４－１，４０４－２）と、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、複数の第１ケーブル４０６－１，４０６－２と、を備える。
　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回転駆動部は、電力によって複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２をそれぞれ回転駆動する。
　複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４に固定され且つ電力を充放電する。
　複数の第１ケーブル４０６－１，４０６－２は、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２から複数の第１回転駆動部へ電力を伝送する。
　これによれば、第１蓄電池が胴体１０に固定される場合と比較して、第１蓄電池４０５－１，４０５－２と第１回転翼４０２－１，４０２－２との間の距離を短くすることができる。これにより、第１蓄電池４０５－１，４０５－２から第１回転駆動部へ電力を伝送する第１ケーブル４０６－１，４０６－２の長さを短くすることができる。この結果、航空機１の重量を小さくすることができる。
　また、第１蓄電池が胴体１０に固定される場合と比較して、航空機１において重量を分散できる。これにより、例えば、複数の第１回転翼４０２－１，４０２－２のうちの一部の停止、風向の急変、又は、風速の急変等により、航空機１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。
　ところで、垂直離着陸を行う航空機において、航空機を鉛直上方向へ推進させる推力を発生する回転翼が固定翼に支持される場合、離着陸状態において、固定翼を鉛直上方向へ曲げようとする応力と、回転翼の回転に伴う反力と、が固定翼に加えられる。このため、固定翼の機械的負荷が大きくなりやすい。これに対し、航空機１においては、重量が分散されるので、離着陸状態において、固定翼２０－１～２０－４を鉛直上方向へ曲げようとする応力を抑制できる。この結果、固定翼２０－１～２０－４の機械的負荷を抑制できる。
　更に、第１実施形態の航空機１は、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第２回転翼１２と、電力によって第２回転翼１２を回転駆動する第２回転駆動部１３と、胴体１０に固定され且つ電力を充放電する第２蓄電池１４と、第２蓄電池１４から第２回転駆動部１３へ電力を伝送する第２ケーブル１５と、を備える。
　これによれば、第１回転翼４０２－１，４０２－２と第２回転翼１２とを、互いに独立して動作させることができる。従って、第１回転翼４０２－１，４０２－２、及び、第２回転翼１２のうちの一方が正常に動作しない場合であっても、他方を正常に動作させることにより、安全に飛行することができる。
　また、航空機１においては、第１蓄電池４０５－１，４０５－２が固定翼２０－１～２０－４に固定されるとともに第２蓄電池１４が胴体１０に固定される。従って、航空機１において左右方向における重量を分散できる。これにより、航空機１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。
　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。複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、２対の固定翼２０－１～２０－４にそれぞれ固定される。第２蓄電池１４は、前後方向において２対の固定翼２０－１～２０－４の間に位置する。
　これによれば、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、４個の固定翼２０－１～２０－４に分散される。従って、航空機１において重量を分散できる。更に、第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、第２蓄電池１４と、が前後方向において互いに異なる位置を有する。従って、航空機１において前後方向における重量を分散できる。これにより、航空機１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。
　更に、第１実施形態の航空機１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１６と、胴体１０に固定され且つ電力を充放電する第３蓄電池１７と、第３蓄電池１７から制御装置１６へ電力を伝送する第３ケーブル１８と、を備える。
　これによれば、第１回転翼４０２－１，４０２－２と制御装置１６とを、互いに独立して動作させることができる。従って、第１回転翼４０２－１，４０２－２が正常に動作しない場合であっても、制御装置１６を正常に動作させることができる。
　また、航空機１においては、第１蓄電池４０５－１，４０５－２が固定翼２０－１～２０－４に固定されるとともに第３蓄電池１７が胴体１０に固定される。従って、航空機１において左右方向における重量を分散できる。これにより、航空機１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。
　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。複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、２対の固定翼２０－１～２０－４にそれぞれ固定される。第３蓄電池１７は、航空機１の前後方向において２対の固定翼２０－１～２０－４の間に位置する。
　これによれば、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、４個の固定翼２０－１～２０－４に分散される。従って、航空機１において重量を分散できる。更に、第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、第３蓄電池１７と、が前後方向において互いに異なる位置を有する。従って、航空機１において前後方向における重量を分散できる。これにより、航空機１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。
　更に、第１実施形態の航空機１は、少なくとも１対の固定翼２０－１～２０－４に固定される、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６を備える。複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、支持体４０１と、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、１対の第１回転駆動部（本例では、１対の電動機４０３－１，４０３－２、及び、１対の速度制御器４０４－１，４０４－２）と、少なくとも１つの第１蓄電池４０５－１，４０５－２と、１対の第１ケーブル４０６－１，４０６－２と、を備える。
　支持体４０１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の後方とに亘って前後方向にて延在する。
　１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、支持体４０１により支持され且つ航空機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。
　１対の第１回転駆動部は、支持体４０１に固定される。
　少なくとも１つの第１蓄電池４０５－１，４０５－２は、支持体４０１に固定され且つ航空機１の前後方向において１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の間に位置する。
　１対の第１ケーブル４０６－１，４０６－２は、少なくとも１つの第１蓄電池４０５－１，４０５－２から１対の第１回転駆動部へ電力をそれぞれ伝送する。
　これによれば、ヨー方向におけるトルク、及び、ピッチ方向におけるトルクを抑制しながら、航空機１を鉛直上方向へ推進させる推力を固定翼２０－ｊに伝達できる。更に、固定翼２０－ｊに推力が作用する位置と、固定翼２０－ｊに第１蓄電池４０５－１，４０５－２の重量が作用する位置と、を互いに十分に近づけることができる。従って、固定翼２０－ｊの機械的負荷を低減できる。
　また、回転翼モジュール４０－１～４０－１６によれば、回転翼モジュール４０－１～４０－１６が固定される位置が変更された場合であっても、固定翼２０－ｊに推力が作用する位置と、固定翼２０－ｊに第１蓄電池４０５－１，４０５－２の重量が作用する位置と、が互いに十分に近い状態を維持できる。従って、固定翼２０－ｊの機械的負荷を容易に低減できる。
　なお、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。
　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。
　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、第１蓄電池４０５－１，４０５－２、第２蓄電池１４、及び、第３蓄電池１７の少なくとも１つに充電す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において、回転翼モジュール４０－ｉが備える第１蓄電池の数は、１個であってもよい。この場合、回転翼モジュール４０－ｉは、１個の第１蓄電池が、１対の第１回転駆動部のそれぞれへ電力を供給する。
　また、第１実施形態の変形例の航空機１において、回転翼モジュール４０－ｉが備える第１蓄電池の数は、３個以上であってもよい。
　また、第１実施形態の変形例の航空機１において、回転翼モジュール４０－ｉは、第１蓄電池４０５－１が有する電力が不足した場合に、第１蓄電池４０５－２から速度制御器４０４－１へ電力が供給されるように構成されていてもよい。この場合であっても、第１蓄電池４０５－２から速度制御器４０４－１へ電力を伝送するケーブルの長さを短くすることができる。この結果、航空機１の重量を小さくすることができる。
　同様に、第１実施形態の変形例の航空機１において、回転翼モジュール４０－ｉは、第１蓄電池４０５－２が有する電力が不足した場合に、第１蓄電池４０５－１から速度制御器４０４－２へ電力が供給されるように構成されていてもよい。この場合であっても、第１蓄電池４０５－１から速度制御器４０４－２へ電力を伝送するケーブルの長さを短くすることができる。この結果、航空機１の重量を小さくすることができる。
　また、第１実施形態の変形例の航空機１において、航空機１は、第３蓄電池１７が有する電力が不足した場合に、第２蓄電池１４から制御装置１６又は第３蓄電池１７へ電力が供給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において、航空機１は、第２蓄電池１４が有する電力が不足した場合に、第３蓄電池１７から第２回転駆動部１３又は第２蓄電池１４へ電力が供給されるように構成されていてもよい。
＜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、複数の第１蓄電池を充電可能に構成され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。
　図４に表されるように、第２実施形態の航空機１Ａは、第１実施形態の航空機１が備える構成に加えて、電源接続部３１と、複数（本例では、１６本）の第４ケーブル３２と、を備える。
　電源接続部３１は、外部の電源が接続される。電源接続部３１は、胴体１０に固定される。本例では、電源接続部３１は、制御装置１６の近傍に位置する。
　複数の第４ケーブル３２は、電源接続部３１から、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蓄電池４０５－１，４０５－２へ電力をそれぞれ伝送する。複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、航空機１に固定される。
　複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも許容電流が小さい。例えば、複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、許容電流が５Ａ乃至９５Ａの電流である。本例では、第４ケーブル３２は、許容電流が第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも小さい。例えば、第４ケーブル３２は、許容電流が４０Ａの電流である。
　また、複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも１ｍあたりの重量が小さい。例えば、複数の第４ケーブル３２のそれぞれは、１ｍあたりの重量が２ｇ乃至１６０ｇの重量（本例では、２５ｇ乃至４０ｇの重量）である。
　第２実施形態の航空機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。
　更に、第２実施形態の航空機１Ａは、外部の電源が接続される電源接続部３１と、電源接続部３１から複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２のそれぞれへ電力を伝送し且つ第１ケーブル４０６－１，４０６－２よりも許容電流が小さい、複数の第４ケーブル３２と、を備える。
　これによれば、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２を、航空機１Ａから取り外すことなく充電できる。従って、複数の第１蓄電池４０５－１，４０５－２を充電する手間を軽減できる。
＜第３実施形態＞
　次に、第３実施形態の航空機について説明する。第３実施形態の航空機は、第１実施形態の航空機に対して、第１蓄電池の電力が不足した場合に、第３蓄電池から第１蓄電池へ電力を供給可能に構成され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３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。
　図５に表されるように、第３実施形態の航空機１Ｂは、第１実施形態の航空機１が備える構成に加えて、複数（本例では、１６本）の第５ケーブル３３を備える。
　複数の第５ケーブル３３は、第３蓄電池１７から、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蓄電池４０５－１，４０５－２へ電力をそれぞれ伝送する。複数の第５ケーブル３３のそれぞれは、航空機１に固定される。
　複数の第５ケーブル３３のそれぞれは、許容電流が第１ケーブル４０６－１，４０６－２、又は、第４ケーブル３２と等しい。また、複数の第５ケーブル３３のそれぞれは、１ｍあたりの重量が第１ケーブル４０６－１，４０６－２、又は、第４ケーブル３２と等しい。
　第３実施形態の航空機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。
　更に、第３実施形態の航空機１Ｂによれば、第１蓄電池４０５－１，４０５－２の電力が不足した場合に、第３蓄電池１７から第１蓄電池４０５－１，４０５－２へ電力を供給することにより、第１蓄電池４０５－１，４０５－２に電力を充電できる。
　なお、第３実施形態の変形例の航空機１Ｂにおいて、航空機１Ｂは、第３蓄電池１７が有する電力が不足した場合に、第２蓄電池１４から制御装置１６又は第３蓄電池１７へ電力が供給されるように構成されていてもよい。
　また、第３実施形態の変形例の航空機１Ｂにおいて、航空機１Ｂは、第２蓄電池１４が有する電力が不足した場合に、第３蓄電池１７から第２回転駆動部１３又は第２蓄電池１４へ電力が供給されるように構成されていてもよい。
　また、第３実施形態の変形例の航空機１Ｂにおいて、航空機１Ｂは、第２実施形態の航空機１Ａが備える、電源接続部３１、及び、複数の第４ケーブル３２を更に備えていてもよい。
＜第４実施形態＞
　次に、第４実施形態の航空機について説明する。第４実施形態の航空機は、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４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。
　図６に表されるように、第４実施形態の航空機１Ｃ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。
　第４実施形態の航空機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。
＜第５実施形態＞
　次に、第５実施形態の航空機について説明する。
（概要）
　第５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２対の固定翼と、２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、回転駆動されることにより航空機を前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼と、を備える。
　複数の回転翼モジュールのそれぞれは、支持体と、１対の鉛直方向用回転翼と、を備える。
　支持体は、航空機の前後方向において、固定翼の前方と固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、固定翼の左右方向における先端部以外の領域に位置する。
　１対の鉛直方向用回転翼は、支持体により支持され且つ航空機の前後方向において固定翼の前方と固定翼の後方とにそれぞれ位置する。
　２対の固定翼は、１対の第１固定翼と、１対の第１固定翼よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の第１固定翼と異なる１対の第２固定翼と、からなる。
　これによれば、２対の固定翼のうちの前方側の固定翼である第１固定翼において境界層剥離が生じた場合であっても、２対の固定翼のうちの後方側の固定翼である第２固定翼の鉛直方向における位置が、第１固定翼と異なるので、当該第２固定翼に固定された回転翼モジュールに、境界層剥離によって乱された気流が流入することを抑制できる。
　従って、当該第２固定翼に固定された回転翼モジュールの鉛直方向用回転翼の回転数を増加させることにより、当該回転翼モジュールの鉛直方向用回転翼が生じる鉛直上方向への推力を増加できる。これにより、ヘッドアップを抑制できる。この結果、離着陸状態と巡航状態との間で航空機の動作状態を遷移する際、航空機の姿勢を制御できる。
　従って、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機の姿勢を適切に制御しながら行うことができる。
　次に、第５実施形態の航空機について、より詳細に説明する。
（構成）
　図７乃至図１１に表されるように、航空機１Ｄは、垂直離着陸を行う。本例では、航空機１Ｄ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１Ｄ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。
　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、離着陸状態における方向である。なお、各方向は、巡航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。
　航空機１Ｄ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１Ｄが備える固定翼の対の数は、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。
　胴体１０は、航空機１Ｄの左右方向における中央部において、航空機１Ｄの前後方向にて延在する。本例では、胴体１０は、航空機１Ｄの上下方向における位置、及び、航空機１Ｄ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１Ｄ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。
　本例では、胴体１０は、航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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。
　なお、胴体１０は、航空機１Ｄの前後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１Ｄ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。
　１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの左方向、及び、航空機１Ｄ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１Ｄ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。
　１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄ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。
　１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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。
　本例では、図１１に表されるように、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも前方の位置を有する。
　１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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。
　本例では、図１１に表されるように、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直下方の位置を有する。
　１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの左方向、及び、航空機１Ｄ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１Ｄ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。
　１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄ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。
　１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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。
　本例では、図１１に表されるように、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも後方の位置を有する。
　１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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。
　本例では、図１１に表されるように、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直上方の位置を有する。
　このように、本例では、航空機１Ｄは、航空機１Ｄ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１Ｄ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。
　換言すると、本例では、航空機１Ｄは、１対の前方固定翼２０－１，２０－２と、１対の前方固定翼２０－１，２０－２よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の前方固定翼２０－１，２０－２と異なる１対の後方固定翼２０－３，２０－４と、を備える。
　本例では、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、１対の第１固定翼に対応する。本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、１対の第２固定翼に対応する。
　上述のように、本例では、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、鉛直方向における位置が１対の前方固定翼２０－１，２０－２よりも鉛直上方の位置である。なお、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、鉛直方向における位置が１対の前方固定翼２０－１，２０－２よりも鉛直下方の位置であってもよい。この場合、１対の前方固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直上方の位置を有し、且つ、１対の後方固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直下方の位置を有していてよい。
　航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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。
　なお、各固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュールの数は、２以上であることが好適である。
　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。
　４個の回転翼モジュール４０－１～４０－４は、１対の前方固定翼２０－１，２０－２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２０－１，２０－２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。
　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１Ｄ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。
　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１Ｄの左右方向における当該固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。
　本例では、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉは、航空機１Ｄ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１Ｄ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より大きく且つ１より小さい（本例では、０より大きく且つ０．９５以下である）位置を有する。
　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１Ｄ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１Ｄの左右方向において、異なる間隔を有していてもよい。
　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１Ｄ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１Ｄ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。
　本例では、航空機１Ｄ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。
　本例では、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と、の航空機１Ｄの左右方向における位置は、それぞれ略同じである。
　本例では、航空機１Ｄ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。
　本例では、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と、の航空機１の上下方向における位置は、互いに異なる。本例では、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は、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よりも、航空機１Ｄの下方向の位置を有する。なお、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は、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よりも、航空機１Ｄの上方向の位置を有していてもよい。
　本例では、図８に表されるように、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と、は、航空機１Ｄを鉛直方向にて見た場合において、航空機１Ｄの前後方向にて互いに隔てられている。
　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、を備える。
　支持体４０１は、航空機１Ｄの前後方向において（換言すると、航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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。
　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１Ｄ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。
　本例では、固定翼２０－ｊに固定される回転翼モジュール４０－ｉの支持体４０１は、航空機１Ｄの左右方向における当該固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。
　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１Ｄ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１Ｄを上方向へ推進させる推力を発生する。
　本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、１対の鉛直方向用回転翼に対応する。
　１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１Ｄ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。本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１Ｄ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。
　１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、航空機１Ｄ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１Ｄ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。
　１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２のそれぞれは、当該第１回転翼４０２－１，４０２－２の先端の軌跡と、固定翼２０－ｊと、の間の最短距離の、航空機１Ｄの前後方向における固定翼２０－ｊの長さに対する比が、０よりも大きく且つ０．２以下（本例では、０．０２乃至０．０８の値）である位置を有してよい。
　本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の鉛直方向における位置は、当該１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸を通る平面による固定翼２０－ｊの断面のうちの、最も鉛直上方向の位置と、最も鉛直下方向の位置と、の間の位置である。換言すると、図９及び図１０に表されるように、航空機１Ｄの前後方向にて航空機１Ｄを見た場合において、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、固定翼２０－ｊと重なる位置を有する。
　本例では、１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、回転方向が互いに異なる。
　本例では、航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄ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。
　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。
　本例では、回転翼モジュール４０－ｉは、図示されない、第１蓄電池、速度制御器、及び、電動機を備える。回転翼モジュール４０－ｉは、第１蓄電池から供給される電力に従って、電動機が第１回転翼４０２－１，４０２－２を回転駆動する。更に、回転翼モジュール４０－ｉは、第１回転翼４０２－１，４０２－２の回転速度を制御するように、速度制御器が第１蓄電池から電動機へ供給される電力を制御する。
　本例では、第１蓄電池は、回転翼モジュール４０－ｉに収容される。なお、第１蓄電池は、回転翼モジュール４０－ｉに代えて、又は、回転翼モジュール４０－ｉに加えて、固定翼２０－ｊ、又は、胴体１０に収容されていてもよい。
　このような構成により、航空機１Ｄ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１Ｄを上方向へ推進させる推力によって、垂直離着陸を行う。
　本例では、図９乃至図１１に表されるように、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２と、の航空機１Ｄの上下方向における位置は、互いに異なる。
　本例では、図９乃至図１１に表されるように、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２よりも、航空機１Ｄの下方向の位置を有する。なお、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２は、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のそれぞれが備える１対の第１回転翼４０２－１，４０２－２よりも、航空機１Ｄの上方向の位置を有していてもよい。
　本例では、図８に表されるように、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のそれぞれが備える第１回転翼４０２－２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のそれぞれが備える第１回転翼４０２－１と、は、航空機１Ｄを鉛直方向にて見た場合において、航空機１Ｄの前後方向にて互いに隔てられている。
　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１Ｄ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１Ｄの前後方向における中央部に位置する。
　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１Ｄを操縦してよい。また、航空機１Ｄ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１Ｄ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。
　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１Ｄ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１Ｄ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。
　胴体１０は、尾翼１１Ｄと、第２回転翼１２と、を備える。なお、胴体１０が備える尾翼の数は、２個以上であってもよい。
　尾翼１１Ｄは、胴体１０の後方向における端部に位置する。尾翼１１Ｄは、航空機１Ｄの左右方向に直交する平面に沿って延在する板状である。尾翼１１Ｄは、胴体１０から航空機１Ｄの上方向へ延出する。
　第２回転翼１２は、回転の中心軸が航空機１Ｄ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。
　本例では、航空機１Ｄは、図示されない、第２蓄電池、速度制御器、及び、電動機を備える。第２回転翼１２は、第２蓄電池から供給される電力に従って回転駆動される。更に、航空機１Ｄは、第２回転翼１２の回転速度を制御するように、速度制御器が第２蓄電池から電動機へ供給される電力を制御する。
　本例では、第２蓄電池は、胴体１０に収容される。なお、第２蓄電池は、胴体１０に代えて、又は、胴体１０に加えて、固定翼２０－ｊに収容されていてもよい。
　第２回転翼１２は、電動機によって回転駆動されることにより航空機１Ｄを前方向へ推進させる推力を発生する。
　このような構成により、航空機１Ｄは、第２回転翼１２が発生する、航空機１Ｄ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。
　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。
　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。
　本例では、第２回転翼１２は、水平方向用回転翼に対応する。
　航空機１Ｄは、図示されない制御装置を備える。制御装置は、電力によって動作することにより航空機１Ｄを制御する。制御装置は、航空機１Ｄ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。
　本例では、制御装置は、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。
（動作）
　次に、航空機１Ｄの動作について説明する。
　先ず、搭乗者は、航空機１Ｄ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１Ｄ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。
　次いで、航空機１Ｄ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１Ｄを上方向へ推進させる推力が発生する。この結果、航空機１Ｄ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。
　その後、航空機１Ｄは、第２回転翼１２を回転駆動する。これにより、航空機１Ｄ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１Ｄ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１Ｄは、水平方向へ飛行（換言すると、巡航）する。
　その後、航空機１Ｄ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１Ｄを上方向へ推進させる推力が発生する。次いで、航空機１Ｄは、第２回転翼１２の回転駆動を停止する。この結果、航空機１Ｄ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。
　以上、説明したように、第１実施形態の航空機１Ｄは、垂直離着陸を行う。航空機１Ｄは、胴体１０と、胴体１０から左右方向にて延在する２対の固定翼２０－１～２０－４と、２対の固定翼２０－１～２０－４のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６と、回転駆動されることにより航空機１Ｄを前方向へ推進させる推力を発生する水平方向用回転翼１２と、を備える。
　複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、支持体４０１と、１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２と、を備える。
　支持体４０１は、航空機１Ｄの前後方向において、固定翼２０－ｊの前方と固定翼２０－ｊの後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、航空機１Ｄの左右方向における固定翼２０－ｊの先端部以外の領域に位置する。
　１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２は、支持体４０１により支持され且つ航空機１Ｄ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。
　２対の固定翼２０－１～２０－４は、１対の第１固定翼２０－１，２０－２と、１対の第１固定翼２０－１，２０－２よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が１対の第１固定翼２０－１，２０－２と異なる１対の第２固定翼２０－３，２０－４と、からなる。
　これによれば、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの前方側の固定翼である第１固定翼２０－１，２０－２において境界層剥離が生じた場合であっても、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの後方側の固定翼である第２固定翼２０－３，２０－４の鉛直方向における位置が、第１固定翼２０－１，２０－２と異なるので、当該第２固定翼２０－３，２０－４に固定された回転翼モジュール４０－ｉに、境界層剥離によって乱された気流が流入することを抑制できる。
　従って、当該第２固定翼２０－３，２０－４に固定された回転翼モジュール４０－ｉの鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転数を増加させることにより、当該回転翼モジュール４０－ｉの鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２が生じる鉛直上方向への推力を増加できる。これにより、ヘッドアップを抑制できる。この結果、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１Ｄの動作状態を遷移する際、航空機１Ｄの姿勢を制御できる。
　従って、例えば、着陸時において、水平飛行から、鉛直方向における下降へ遷移する際、低速にて比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、低速にて固定翼２０－ｊに対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を、航空機１Ｄの姿勢を適切に制御しながら行うことができる。
　更に、第１実施形態の航空機１Ｄにおいて、１対の第１固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも前方、且つ、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直下方の位置を有する。更に、１対の第２固定翼２０－３，２０－４は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも後方、且つ、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直上方の位置を有する。
　ところで、２対の固定翼のうちの、航空機の重心よりも前方に位置する固定翼が、航空機の重心よりも鉛直上方の位置を有する場合、当該固定翼に対する抗力は、機首を相対的に鉛直方向にて上げようとするモーメントを生じる。このため、当該固定翼において境界層剥離が生じた場合、当該固定翼に対する抗力が増加しやすいので、ヘッドアップが生じやすい。
　これに対し、航空機１Ｄによれば、２対の固定翼２０－１～２０－４のうちの、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも前方に位置する固定翼である第１固定翼２０－１，２０－２は、航空機１Ｄの重心ＣＧよりも鉛直下方の位置を有する。これにより、第１固定翼２０－１，２０－２に対する抗力は、機首を相対的に鉛直方向にて下げようとするモーメントを生じる。この結果、第１固定翼２０－１，２０－２において境界層剥離が生じた場合、ヘッドアップを抑制できる。
　更に、第１実施形態の航空機１Ｄにおいて、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６は、第１固定翼２０－１，２０－２に固定される回転翼モジュール４０－１～４０－８と、第２固定翼２０－３，２０－４に固定される回転翼モジュール４０－９～４０－１６と、の左右方向における位置がそれぞれ略同じである。
　離着陸状態と巡航状態との間で航空機１Ｄの動作状態を遷移する際、回転翼モジュール４０－ｉの近傍、及び、回転翼モジュール４０－ｉの後方においては、気流が乱れやすいため、固定翼２０－ｊにおいて境界層剥離が生じやすい。このため、第１固定翼に固定される回転翼モジュールと、第２固定翼に固定される回転翼モジュールと、の左右方向における位置が異なる場合、境界層剥離が生じる面積が大きくなりやすい。
　これに対し、航空機１Ｄによれば、固定翼２０－ｊにおいて境界層剥離が生じる面積を縮小できる。従って、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１Ｄの動作状態を遷移する際、ヘッドアップの発生を抑制できる。
　更に、第１実施形態の航空機１Ｄにおいて、複数の回転翼モジュール４０－１～４０－１６のそれぞれは、当該回転翼モジュール４０－ｉの１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の鉛直方向における位置が、当該１対の鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転の中心軸を通る平面による、当該回転翼モジュール４０－ｉが固定された固定翼２０－ｊの断面のうちの、最も鉛直上方向の位置と、最も鉛直下方向の位置と、の間の位置である。
　ところで、鉛直方向用回転翼が固定翼よりも鉛直上方向の位置を有する場合、鉛直方向用回転翼の回転に伴って生じる鉛直下方への気流が固定翼の鉛直上方に流入する。これにより、固定翼の鉛直上方向における端面の気流が乱されやすい。この結果、固定翼の鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じやすい。
　これに対し、航空機１Ｄによれば、鉛直方向用回転翼４０２－１，４０２－２の回転に伴って生じる鉛直下方への気流が固定翼２０－ｊの鉛直上方に流入することを抑制できる。この結果、固定翼２０－ｊの鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることを抑制できる。
　また、鉛直方向用回転翼が固定翼よりも鉛直下方向の位置を有する場合、航空機が比較的大きく高度を減少させる飛行（換言すると、固定翼に対する迎角が比較的大きい状態における飛行）を行っていると、鉛直方向用回転翼によって乱された気流が固定翼に流入しやすい。この結果、固定翼の鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じやすい。
　これに対し、航空機１Ｄによれば、航空機１Ｄが比較的大きく高度を減少させる飛行を行っている場合であっても、乱された気流が固定翼２０－ｊに流入することを抑制できる。この結果、固定翼２０－ｊの鉛直上方向における端面において境界層剥離が生じることを抑制できる。
　このように、航空機１Ｄによれば、離着陸状態と巡航状態との間で航空機１Ｄの動作状態を遷移する際、航空機１Ｄの姿勢を適切に制御できる。
＜付記＞
　また、本発明は、以下のように表されてもよい。
（付記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、
　電力によって前記複数の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する複数の第１回転駆動部と、
　前記少なくとも１対の固定翼に固定され且つ電力を充放電する複数の第１蓄電池と、
　前記複数の第１蓄電池から前記複数の第１回転駆動部へ前記電力を伝送する複数の第１ケーブルと、
　を備える、航空機。
（付記２）
　付記１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回転翼と、
　電力によって前記第２回転翼を回転駆動する第２回転駆動部と、
　前記胴体に固定され且つ電力を充放電する第２蓄電池と、
　前記第２蓄電池から前記第２回転駆動部へ前記電力を伝送する第２ケーブルと、
　を備える、航空機。
（付記３）
　付記２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、
　前記複数の第１蓄電池は、前記２対の固定翼にそれぞれ固定され、
　前記第２蓄電池は、前後方向において前記２対の固定翼の間に位置する、航空機。
（付記４）
　付記１乃至付記３のいずれか一項に記載の航空機であって、
　電力によって動作することにより前記航空機を制御する制御装置と、
　前記胴体に固定され且つ電力を充放電する第３蓄電池と、
　前記第３蓄電池から前記制御装置へ前記電力を伝送する第３ケーブルと、
　を備える、航空機。
（付記５）
　付記４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、
　前記複数の第１蓄電池は、前記２対の固定翼にそれぞれ固定され、
　前記第３蓄電池は、前後方向において前記２対の固定翼の間に位置する、航空機。
（付記６）
　付記１乃至付記５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対の固定翼に固定される、複数の回転翼モジュールを備え、
　前記複数の回転翼モジュールのそれぞれは、
　前記航空機の前後方向において、前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在する支持体と、
　前記支持体により支持され且つ前記航空機の前後方向において前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とにそれぞれ位置する１対の前記第１回転翼と、
　前記支持体に固定される１対の前記第１回転駆動部と、
　前記支持体に固定され且つ前後方向において前記１対の第１回転翼の間に位置する少なくとも１つの前記第１蓄電池と、
　前記少なくとも１つの第１蓄電池から前記１対の第１回転駆動部へ前記電力をそれぞれ伝送する１対の前記第１ケーブルと、
　を備える、航空機。
（付記７）
　付記１乃至付記６のいずれか一項に記載の航空機であって、
　外部の電源が接続される電源接続部と、
　前記電源接続部から前記複数の第１蓄電池のそれぞれへ電力を伝送し且つ前記第１ケーブルよりも許容電流が小さい、複数の第４ケーブルと、
　を備える、航空機。
（付記８）
　航空機の胴体から左右方向にて延在する固定翼に固定される回転翼モジュールであって、
　前記航空機の前後方向において、前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在する支持体と、
　前記支持体により支持され且つ前記航空機の前後方向において前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに位置するとともに、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１対の第１回転翼と、
　前記支持体に固定され且つ電力によって前記１対の第１回転翼をそれぞれ回転駆動する１対の第１回転駆動部と、
　前記支持体に固定され且つ前記航空機の前後方向において前記１対の第１回転翼の間に位置するとともに、電力を充放電する少なくとも１つの第１蓄電池と、
　前記少なくとも１つの第１蓄電池から前記１対の第１回転駆動部へ前記電力をそれぞれ伝送する１対の第１ケーブルと、
　を備える、回転翼モジュール。
　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。
　本発明は、２０２１年２月２５日に出願された、ＰＣＴ／ＪＰ２０２１／００７２２５の国際出願に基づく優先権主張の利益を享受するものであり、当該国際出願にて開示された内容のすべてが本明細書に含まれるものとする。
１，１Ａ，１Ｂ，１Ｃ，１Ｄ　航空機
１０　　胴体
１１－１，１１－２，１１Ｄ　尾翼
１２　　第２回転翼
１３　　第２回転駆動部
１４　　第２蓄電池
１５　　第２ケーブル
１６　　制御装置
１７　　第３蓄電池
１８　　第３ケーブル
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　第１蓄電池
４０６－１，４０６－２　第１ケーブル
４０７－１，４０７－２　回路保護器
４０８－１，４０８－２　回路開閉器
４０９－１，４０９－２　制御器
４１０－１，４１０－２　第１制御信号線
４１１－１，４１１－２　第２制御信号線
４１２－２，４１２－２　第３制御信号線
３１　　電源接続部
３２　　第４ケーブル
３３　　第５ケーブル

 

Claims (4)

  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２対の固定翼と、
    　前記２対の固定翼のそれぞれに固定される、複数の回転翼モジュールと、
    　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水平方向用回転翼と、
    を備え、
    　前記複数の回転翼モジュールのそれぞれは、
    　前記航空機の前後方向において、前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とに亘って前後方向にて延在するとともに、前記固定翼の左右方向における先端部以外の領域に位置する支持体と、
    　前記支持体により支持され且つ前記航空機の前後方向において前記固定翼の前方と前記固定翼の後方とにそれぞれ位置する１対の鉛直方向用回転翼と、
    　を備え、
    　前記２対の固定翼は、１対の第１固定翼と、前記１対の第１固定翼よりも後方に位置し、且つ、鉛直方向における位置が前記１対の第１固定翼と異なる１対の第２固定翼と、からなる、航空機。
  2. 　請求項１に記載の航空機であって、
    　前記１対の第１固定翼は、前記航空機の重心よりも前方、且つ、前記重心よりも鉛直下方の位置を有し、
    　前記１対の第２固定翼は、前記航空機の重心よりも後方、且つ、前記重心よりも鉛直上方の位置を有する、航空機。
  3. 　請求項１又は請求項２に記載の航空機であって、
    　前記複数の回転翼モジュールは、
    　前記第１固定翼に固定される回転翼モジュールと、前記第２固定翼に固定される回転翼モジュールと、の左右方向における位置がそれぞれ略同じである、航空機。
  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、
    　前記複数の回転翼モジュールのそれぞれは、
    　当該回転翼モジュールの前記１対の鉛直方向用回転翼の鉛直方向における位置が、当該１対の鉛直方向用回転翼の回転の中心軸を通る平面による、当該回転翼モジュールが固定された前記固定翼の断面内の位置である、航空機。
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