WO2024252755A1

WO2024252755A1 - 垂直離着陸機

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Publication number: WO2024252755A1
Application number: PCT/JP2024/010644
Authority: WO
Inventors: 瑛明菅原; かな子保江; 安忠田辺; 正治亀田
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2023-06-08
Filing date: 2024-03-19
Publication date: 2024-12-12
Anticipated expiration: 2025-12-08
Also published as: JP2024176151A; EP4725839A1

Abstract

本発明の一形態に係る垂直離着陸機は、左右一対の棒状支持部材と、推進プロペラと、垂直昇降用のロータと、制御部とを具備する。上記左右一対の棒状支持部材は、前後方向に延び、左右両側に設けられる。上記ロータは、上記棒状支持部材それぞれに前後方向に２以上配置され、それぞれが複数のブレードを有し、所定の回転方向で回転して揚力を発生させる。上記制御部は、前進飛行時に上記ロータを回転させ、上記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる、飛行速度と上記ロータの翼端速度との比を表す前進率となるように、上記ロータの回転数及び上記ブレードのピッチ角を制御する。

Description

垂直離着陸機

　本発明は、垂直離着陸機に関する。

　通常のマルチロータ型の垂直離着陸機は、複数のロータを備え、前進飛行時ではロータが前傾し、揚力と推進力を同時に発生させている。また、垂直離着陸用のロータと推進プロペラとを搭載し、固定翼を有する複合型（リフト＆クルーズ型）マルチロータ垂直離着陸機（特許文献１～５参照。）は、前進飛行時、ロータの回転を停止し、推進プロペラによって推進力を発生させ、揚力を固定翼で発生させている。

　また、非特許文献１及び２には、前進飛行時に、ロータの回転により揚力を発生させ、推進プロペラによって前進させる、４つのロータと推進プロペラを備えたマルチロータの垂直離着陸機が記載されている。このような垂直離着陸機では、前方側のロータにより発生した後流（吹きおろし）がその後方にあるロータに干渉する流れ場干渉が生じ、流れ場干渉によるロータの性能低下を引き起こす可能性がある。非特許文献１及び２には４つのロータを用いた可変ピッチと可変回転数によるロータのリフトオフセット特性を利用してロータを高性能化することが記載されている。

特開２０２２－１５１９２４号公報特開２０２２－１４８９９１号公報米国特許登録第１００４６８５３号公報米国特許公開２０１９－０１２７０５６号公報中国特許公開第１１５０４２９６８号公報

Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ　ｏｆ　４７ｔｈ　Ｅｕｒｏｐｅａｎ　Ｒｏｔｏｒｃｒａｆｔ　Ｆｏｒｕｍ，　Ｓａｙａｍａ，　Ｙ．　Ｈａｙａｍｉ，　Ｋ．，　Ｔａｎａｂｅ，　Ｙ．，　Ｓｕｇａｗａｒａ，　Ｈ．，　Ｋａｍｅｄａ，　Ｍ．，　７－９ｔｈ　Ｓｅｐｔ．　２０２１，　Ｐａｐｅｒ＃　９５，　"ＰＥＲＦＯＲＭＡＮＣＥ　ＯＦ　Ａ　ＤＵＡＬ－ＣＯＮＴＲＯＬＬＥＤ　ＲＯＴＯＲ　ＩＮ　ＬＥＶＥＬ　ＦＬＩＧＨＴ" 第５４回流体力学講演会／第４０回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム講演集，佐山悠斗，菅原瑛明，田辺安忠，亀田正治，２０２２年６月２９日～７月１日，ＪＳＡＳＳ－２０２２－２０３３－Ｆ＋Ａ－１Ｂ１５，　"前進飛行中のマルチロータの空力統制に及ぼす後方ロータ上下位置の影響"

　マルチロータ型の垂直離着陸機では、揚力と推進力を同時に発生する必要があるため高速性能に課題がある。また、複合型マルチロータ垂直離着陸機では、前進飛行時は揚力を固定翼に発生させる必要があるため、固定翼の存在による機体サイズの大型化の課題がある。

　以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、小型化及び高速化が可能な垂直離着陸機を提供することにある。

　上記目的を達成するため、本発明の一形態に係る垂直離着陸機は、左右一対の棒状支持部材と、推進プロペラと、垂直昇降用のロータと、制御部とを具備する。上記左右一対の棒状支持部材は、前後方向に延び、左右両側に設けられる。上記ロータは、上記棒状支持部材それぞれに前後方向に２以上配置され、それぞれが複数のブレードを有し、所定の回転方向で回転して揚力を発生させる。上記制御部は、前進飛行時に上記ロータを回転させ、上記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる、飛行速度と上記ロータの翼端速度との比を表す前進率となるように、上記ロータの回転数及び上記ブレードのピッチ角を制御する。

　本発明の一形態に係わる垂直離着陸機では、前進飛行時に、ロータによって揚力を発生させ、推進プロペラによって推進力を発生させる。このようにロータによって前進飛行時の揚力を発生させることで、前進飛行時の揚力の一部又は全てをロータで確保することができ、機体の小型化が可能となる。また、推進プロペラを設けることで高速化が可能となる。更に、前進飛行時に、ロータの実効揚抗比が閾値以上にある前進率（飛行速度／翼端速度）となるようにロータの回転数を制御することで、ロータの回転面において、前進側では揚力が大きく生じる状態とし、後退側では揚力が生じない状態又はそれに近い状態となるように、揚力分布を調整することできる。これにより、ロータにより生じる後流分布（吹きおろし分布）を調整することができ、前方にあるロータの吹きおろしによる後方ロータへの干渉である流れ場干渉を低減し、流れ場干渉によるロータ性能の低下を抑制することができる。流れ場干渉によるロータ性能の低下が抑制されることで、ロータによって前進飛行時の揚力の一部又は全てをより確実に確保することができるので、機体の小型化が可能となる。

　上記制御部は、上記垂直離着陸機の飛行速度情報を取得し、上記飛行速度情報を用い、予め準備した上記ロータの実効揚抗比と上記前進率との関係を示す第１のデータに基づいて、上記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率となるように、上記ロータの回転数の範囲を算出し、上記飛行速度情報を用いて、上記算出したロータの回転数の範囲内で、上記ロータに必要な揚力を生じさせる上記ブレードのピッチ角の範囲を算出し、算出した上記ロータの回転数の範囲内かつ上記ブレードのピッチ角の範囲内で、上記ロータの回転数及び上記ブレードのピッチ角を決定してもよい。

　上記制御部は、上記垂直離着陸機の姿勢情報を取得し、上記姿勢情報を加味して、上記ロータの回転数と上記ブレードのピッチ角を決定してもよい。

　予め準備した、上記第１のデータと、飛行速度毎の、上記ロータの回転数、上記ブレードのピッチ角及び上記ロータの実効揚抗比との関係を示す第２のデータとを記憶する記憶装置を更に具備し、上記制御部は、上記ロータの回転数の算出において、上記飛行速度情報を用い、上記第１のデータに基づいて、上記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率となる上記ロータの回転数の範囲を算出し、上記ブレードのピッチ角の範囲の算出において、上記飛行速度情報を用い、上記第２のデータに基づいて、上記算出したロータの回転数の範囲内で、上記ロータに必要な揚力を生じさせる上記ブレードのピッチ角の範囲を算出してもよい。

　上記ロータの実効揚抗比が閾値以上となる前進率は０．５以上であってもよい。

　上記ロータは、左右一対のロータからなるロータ群を複数形成するように、上記棒状支持部材それぞれに同数配置され、上記制御部は、上記ロータそれぞれの回転数が上記算出したロータの回転数の範囲内となる条件下で、上記複数のロータ群のうち１つのロータ群に属するロータの回転数を、他のロータ群に属するロータの回転数と異なるように制御してもよい。

　上記制御部は、所定速度以上の飛行速度での前進飛行時に、上記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率となるように、上記ロータの回転数及び上記ブレードのピッチ角を制御してもよい。

　上記所定速度は１００ｋｍ／ｈ（約２８ｍ／ｓ）であってもよい。

　上記制御部は、前進飛行時に、中心が前後方向に平行な同一直線上に前後に隣接して位置する２つの上記ロータを、互いの回転方向が逆となるように回転させてもよい。

　上記ロータは、上記棒状支持部材それぞれに、その中心が前後方向に平行な同一直線上に位置するように３つ配置され、右側の上記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ右側第１ロータ、右側第２ロータ及び右側第３ロータであり、左側の上記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ左側第１ロータ、左側第２ロータ及び左側第３ロータであり、上記制御部は、上記右側第１ロータ、上記右側第３ロータ、上記左側第２ロータを、上から見て回転方向が反時計回りとなるように回転させ、上記右側第２ロータ、上記左側第１ロータ及び上記左側第３ロータを、回転方向が時計周りとなるように回転させてもよい。

　上記棒状支持部材それぞれに配置される２以上のロータのうち前後方向に隣り合って位置する２つのロータは、一方のロータの中心が他方のロータの中心よりも左右方向にずれて位置してもよい。

　上記ロータは、上記棒状支持部材それぞれに、上下方向の位置が同じとなるように３つ配置され、右側の上記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ右側第１ロータ、右側第２ロータ及び右側第３ロータであり、左側の上記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ左側第１ロータ、左側第２ロータ及び左側第３ロータであり、上記右側第２ロータは、上記右側第１ロータ及び上記右側第３ロータよりも左右方向外側に、上記ロータの回転面の半径分ずれて位置し、上記左側第２ロータは、上記左側第１ロータ及び上記左側第３ロータよりも左右方向外側に、上記ロータの回転面の半径分ずれて位置し、上記制御部は、上記右側第１ロータ、上記右側第２ロータ及び上記左側第３ロータを、上から見て回転方向が反時計回りとなるように回転させ、上記右側第３ロータ、上記左側第１ロータ及び上記左側第２ロータを、回転方向が時計周りとなるように回転させてもよい。

　上記ロータは、上記棒状支持部材それぞれに３以上配置されてもよい。

　上記ロータは、左右一対のロータからなるロータ群を複数形成するように、上記棒状支持部材それぞれに同数配置され、複数の上記ロータ群のうち１つのロータ群に属するロータは、他のロータ群に属するロータと上下方向の位置が異なってもよい。

　上記ロータは、上記棒状支持部材それぞれに、平面視で、前後方向に平行な同一直線上に位置するように３つ配置され、右側の上記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ右側第１ロータ、右側第２ロータ及び右側第３ロータであり、左側の上記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ左側第１ロータ、左側第２ロータ及び左側第３ロータであり、上記右側第１ロータ、上記右側第２ロータ、上記左側第１ロータ及び上記左側第２ロータは上下方向の位置が同じであり、上記右側第３ロータ及び上記左側第３ロータは、上記右側第１ロータ、上記右側第２ロータ、上記左側第１ロータ及び上記左側第２ロータよりも上方に位置し、上記制御部は、上記右側第１ロータ、上記右側第３ロータ、上記左側第２ロータを、上から見て回転方向が反時計回りとなるように回転させ、上記右側第２ロータ、上記左側第１ロータ及び上記左側第３ロータを、回転方向が時計周りとなるように回転させてもよい。

　上記ロータは、上記棒状支持部材それぞれに、平面視で、前後方向に平行な同一直線上に位置するように３つ配置され、右側の上記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ右側第１ロータ、右側第２ロータ及び右側第３ロータであり、左側の上記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ左側第１ロータ、左側第２ロータ及び左側第３ロータであり、上記右側第１ロータ、上記右側第３ロータ、上記左側第１ロータ及び上記左側第３ロータは上下方向の位置が同じであり、上記右側第２ロータ及び上記左側第２ロータは、上記右側第１ロータ、上記右側第３ロータ、上記左側第１ロータ及び上記左側第３ロータよりも上方に位置し、上記制御部は、上記右側第１ロータ、上記右側第２ロータ、上記左側第３ロータを、上から見て回転方向が反時計回りとなるように回転させ、上記右側第３ロータ、上記左側第１ロータ及び上記左側第２ロータを、回転方向が時計周りとなるように回転させてもよい。

　胴体と、上記胴体と結合し、上記左右一対の棒状支持部材を連結する左右方向に延在する固定翼を更に具備してもよい。

　上記固定翼に配置された、上記ロータ由来の振動に対して逆位相の高調波振動を発生する動翼を更に具備してもよい。

　上記ロータは、上記棒状支持部材の下部に配置されてもよい。

　上記棒状支持部材の下部後方に配置された下向きに延在する垂直尾翼を更に具備し、上記垂直尾翼の先端は上記推進プロペラの回転面より下方に位置してもよい。

　上記制御部は、前進飛行時に、最も前方に位置するロータを、その回転面を進行方向に対し前傾するように制御して、上記推進プロペラに加えて、又は、上記推進プロペラに替えて、推進用として機能させてもよい。

　上記制御部は、前進飛行時に、最も前方に位置するロータの揚力と空気抵抗が最小となるように、上記最も前方に位置するロータの回転数及び／又は当該ロータのブレードのピッチ角を制御してもよい。

　上記ロータは、左右一対のロータからなるロータ群を複数形成するように、上記棒状支持部材それぞれに同数配置され、複数の上記ロータ群のうち１つのロータ群に属するロータの上記ブレードの数は、他のロータ群に属するロータと異なってもよい。

　本発明によれば、小型化及び高速化が可能な垂直離着陸機とすることができる。

　なお、ここに記載された効果は必ずしも限定されるものではなく、本開示中に記載されたいずれかの効果であってもよい。

本発明の第１実施形態に係わる垂直離着陸機の模式斜視図である。第１実施形態の垂直離着陸機の模式平面図である。第１実施形態の垂直離着陸機の模式側面図である。本発明の各実施形態の垂直離着陸機のロータの制御系の構成を示すブロック図である。本発明の各実施形態の垂直離着陸機でのロータの制御を説明するための図である。本発明の各実施形態の垂直離着陸機でのロータの制御を説明するための図である。本発明の各実施形態の垂直離着陸機での制御部による制御フロー図である。（Ａ）は本発明の回転数制御を行わない垂直離着陸機での前後ロータの流れ場干渉の概念図であり、（Ｂ）は本発明の回転数制御を行う各実施形態の垂直離着陸機での前後ロータの流れ場干渉の概念図である。本発明の第２実施形態に係わる垂直離着陸機の模式平面図である。（Ａ）は第１実施形態の垂直離着陸機におけるロータの流れ場干渉の概念図であり、（Ｂ）は第２実施形態の垂直離着陸機におけるロータの流れ場干渉の概念図である。（Ａ）及び（Ｂ）は、それぞれ、本発明の第３実施形態に係わる垂直離着陸機の模式側面図である。本発明の第４実施形態に係わる垂直離着陸機の動翼の動きを説明するための固定翼の断面図である。（Ａ）及び（Ｂ）は、第４実施形態に係わる垂直離着陸機の動翼を高調波振動させることにより垂直離着陸機全体の振動の変化を説明するグラフである。（Ａ）は第１実施形態に係わる垂直離着陸機における離着陸時の際に生じるロータ下方への吹きおろしの様子を示す模式側面図であり、（Ｂ）は本発明の第５実施形態に係わる垂直離着陸機における離着陸時の際に生じるロータ下方への吹きおろしの様子を示す模式側面図である。本発明の第６実施形態に係わる垂直離着陸機の模式側面図である。本発明の第７実施形態に係わる垂直離着陸機の模式側面図である。本発明の第９実施形態に係わる垂直離着陸機の模式平面図である。（Ａ）はロータのブレードの数の違いによる、ロータ回転時の音圧変動を示すグラフであり、（Ｂ）は第１及び第８実施形態それぞれにおけるロータ回転時の音圧変動を示すグラフである。（Ａ）及び（Ｂ）は、ロータのリフトオフセット状態を説明するための概念図である。

　以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。以下の説明において、既出の構成については同様の符号を付し、説明を省略する場合がある。

＜第１実施形態＞

［垂直離着陸機の全体構成］

　図１は、本発明の第１実施形態に係わる垂直離着陸機の模式斜視図である。図２は、第１実施形態の垂直離着陸機の模式平面図である。図３は、第１実施形態の垂直離着陸機の模式側面図である。図４は、垂直離着陸機のロータの制御系の構成を示すブロック図である。

　垂直離着陸機１は、複数の垂直昇降用のロータ（以下、単に「ロータ」という。）と推進プロペラを搭載するリフト＆クルーズ型マルチロータ垂直離着陸機である。

　本明細書において、垂直離着陸機１が水平方向に移動（前進飛行）するときの移動方向を前方向とし、その逆方向を後方向とする。また、前方に向いた状態で垂直離着陸機１からみた垂直離着陸機１の幅方向の右側の方向を右方向とし、左側の方向を左方向とする。また、鉛直上向きを上方向とし、鉛直下向きを下方向とする。前後方向、左右方向及び上下方向は互いに直交する。また、本明細書において、垂直離着陸機１の平面視とは、垂直離着陸機１を上方からみたときをいう。また、「左右方向外側」とは、平面視したときに、垂直離着陸機１を左右方向（幅方向）に２等分する縦中心線Ａ（図２参照。）から遠ざかる側を意味し、「左右方向内側」とは、平面視したときに、縦中心線Ａに近づく側を意味する。また、ロータ２の「回転方向」は、平面視したときの回転方向を意味する。

　図１～図３に示すように、垂直離着陸機１は、胴体３と、２つの固定翼４と、左右一対の棒状支持部材５と、複数（本実施形態では６つ）のロータ２と、２つの推進プロペラ６と、２つの垂直尾翼７と、を有する。

［垂直離着陸機の各部構成］

（胴体）

　胴体３は、前後方向に長い形状を有し、前進飛行時に空気抵抗が小さい流線形の形状を有する。胴体３には、操縦席が設けられていてもよい。垂直離着陸機１は、有人機であってもよいし、地上のオペレータによって無線通信を介して制御される無人機であってもよい。

（固定翼）

　固定翼４は左右方向に延在する形状を有し、後述する左右一対の棒状支持部材５Ｒ及び５Ｌを連結する。２つの固定翼４は、それぞれ胴体３の前方側及び後方側に位置し、胴体３と結合する。前方に位置する固定翼４を前方固定翼４１といい、後方に位置する固定翼４を後方固定翼４２といい、両者を特に区別する必要がない場合は固定翼４という。固定翼４は、揚力の一部を発生させる。各固定翼４の後方端には、左右一対の動翼８が設けられていても良い。動翼８については後述する。

　機体の安定性の観点から、前方固定翼４１と後方固定翼４２の取り付け角を変更することが好ましい。例えば、後方固定翼４２の取り付け角を前方固定翼４１の取り付け角よりも１度程度大きく設定してもよい。これにより、固定翼４で発生する揚力を前方よりも機体後方で大きくして機体の頭下げモーメントを発生させることができ、機体の静安定性の向上に寄与させることができる。また、前方固定翼４１と後方固定翼４２の取り付け角を同じとした場合、前方固定翼４１により発生する吹きおろしにより後方固定翼４２で発生する揚力を低減させてしまうが、後方固定翼４２の取り付け角を前方固定翼４１よりも大きくすることで、後方固定翼４２で発生する揚力を補正し、確保することができる。

（棒状支持部材）

　左右一対の棒状支持部材５は、前後方向に延びる形状を有し、平面視で胴体３の左右両側に設けられる。左右一対の棒状支持部材５のうち右側に位置する棒状支持部材に符号５Ｒを付し、左側に位置する棒状支持部材に符号５Ｌを付すが、特に区別する必要がない場合は棒状支持部材５という。本明細書において、棒状支持部材５が「前後方向に延びる」とは、棒状支持部材５が前後方向に平行に延在する態様に限定されず、全体として前後方向に延びていればよく、後述する第２実施形態の棒状支持部材５Ａのように湾曲していてもよい。本実施形態では、棒状支持部材５は、前後方向に平行に一直線上に延びる形状を有する。

　右側棒状支持部材５Ｒは、前方固定翼４１の右端側及び後方固定翼４２の右端側に固定される。左側棒状支持部材５Ｌは、前方固定翼４１の左端側及び後方固定翼４２の左端側に固定される。棒状支持部材５は、上部でロータ２を支持し、下部後方で垂直尾翼７を支持し、後部で推進プロペラ６を支持する。

（ロータ）

　左右一対の棒状支持部材５Ｒ及び５Ｌそれぞれには、前後方向に２以上のロータ２が配置される。「前後方向に２以上のロータが配置される」とは、前後方向に平行な同一直線上に２以上のロータが配置される形態の他、前後方向に延びる湾曲した曲線上に２以上のロータが配置される形態も含み、全体として前後方向に２以上のロータが配置されていればよい。

　本実施形態では、各棒状支持部材５に３つのロータ２が配置され、計６つのロータ２が配置される。各棒状支持部材５に配置される３つのロータ２の中心は、前後方向に平行な同一直線上に位置する。各ロータ２の中心は、左右方向における縦中心線Ａからの距離が同じところに位置し、また、上下方向で同位置となっている。このように同一直線上にロータ２を配置することで、垂直離着陸機１の横幅（左右方向の寸法）を小さくすることができる。

　ロータ２は、各棒状支持部材５の上部にそれぞれ同数配置される。右側棒状支持部材５Ｒに配置される３つのロータ２を、前方から後方に向かって順に、右側第１ロータ２１Ｒ、右側第２ロータ２２Ｒ、右側第３ロータ２３Ｒという。左側棒状支持部材５Ｌに配置される３つのロータ２を、前方から後方に向かって順に、左側第１ロータ２１Ｌ、左側第２ロータ２２Ｌ、左側第３ロータ２３Ｌという。これらを特に区別する必要がない場合は、ロータ２という。右側第１ロータ２１Ｒと左側第１ロータ２１Ｌ、右側第２ロータ２２Ｒと左側第２ロータ２２Ｌ、右側第３ロータ２３Ｒと左側第３ロータ２３Ｌとは、それぞれ、前後方向の位置が同位置であり、対をなす。つまり、垂直離着陸機１は、左右一対のロータ２からなるロータ群を３つ有する。右側第１ロータ２１Ｒと左側第１ロータ２１Ｌとからなるロータ群を第１ロータ群２１０、右側第２ロータ２２Ｒと左側第２ロータ２２Ｌとからなるロータ群を第２ロータ群２２０、右側第３ロータ２３Ｒと左側第３ロータ２３Ｌとからなるロータ群を第３ロータ群２３０という。第１ロータ群２１０に属する２つのロータ２を右側第１ロータ２１Ｒ及び左側第１ロータ２１Ｌというように区別する必要がない場合、第１ロータ２１という。第２ロータ群２２０及び第３ロータ群２３０についても同様である。

　ロータ２は、垂直昇降用のロータである。各ロータ２は、所定方向に回転することで、垂直上昇、垂直下降及びホバリング（空中停止）する際の揚力（上方向の推進力）を発生する。更に、各ロータ２は前進飛行時（水平飛行時）にも回転を停止せず、回転し続けて揚力を発生する。このように、本実施形態及び後述する各実施形態では、ロータ２は固定翼４とともに前進飛行時の揚力発生を担う。また、ロータ２の回転数及びブレード２５のピッチ角は、ロータ２毎に個別に制御される。ロータ２の回転方向はロータの配置位置に応じて設定される。

　本実施形態及び後述する各実施形態では、ロータを用いて前進飛行時の揚力を発生させることで、全機揚力を固定翼に頼る必要がないため、固定翼のスパン長（横幅）を小さくすることができ、全体的に垂直離着陸機の横幅サイズを小さくすることができる。また、詳細については後述するが、本実施形態及び後述する各実施形態では、前進率（飛行速度／翼端速度）とロータの実効揚抗比との関係を用いて、ロータの回転数とブレードのピッチ角を制御することで、流れ場干渉によるロータ性能の低下を抑制し、ロータ性能を向上させることができる。ロータ性能を向上させることで、全機揚力のうち固定翼で発生させる揚力の割合を低減させることができ、固定翼の小型化、ひいては垂直離着陸機の小型化が可能となる。尚、本実施形態及び後述する各実施形態では、固定翼を有する垂直離着陸機を例にあげるが、本発明は固定翼を有さない垂直離着陸機にも適用できる。ロータのみで前進飛行時の揚力を発生させることで、固定翼を省略することでき、垂直離着陸機の小型化が可能となる。

　前後方向に隣接する２つのロータにおいて、前進飛行時、後方側のロータは、前方側のロータにより発生したやや下向きの後流（吹きおろし）の影響を受ける。これを、流れ場干渉という。一般に、後方側のロータは、流れ場干渉により、当該ロータに必要な揚力を発生させるためにロータ回転パワーを増加させる必要があり、後方のロータ性能が低下する。

　これに対し、本実施形態及び後述の各実施形態に係わる垂直離着陸機では、前進飛行時に、ロータを所定方向に回転させ、ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率（飛行速度／翼端速度）となるように、ロータの回転数及びブレードのピッチ角を制御する。これにより、ロータ２に必要な揚力を発生させつつ、流れ場干渉によるロータ性能低下を最小限に抑制することができる。詳細については後述する。

　図３及び図４に示すように、各ロータ２は、モータ２８と、モータ２８の出力軸に接続される図示しないハブと、ハブに取り付けられる複数のブレード２５とを有する。モータ２８は、ロータ２を回転させるための動力源である。モータ２８、当該モータ２８へ電力を供給するバッテリー（不図示）及び制御部１０は胴体３に設けられる。

　各ロータ２は、４枚のブレード２５を有する。各ロータ２の回転面３０は、水平となっている。ブレード２５の長手方向の一端はハブに取り付けられる。ブレード２５の長手方向の他端は、ブレード２５の先端であり、翼端２７という。各ロータ２は、回転数が可変、かつ、ブレード２５のピッチ角が可変となるように構成される。ブレード２５のピッチ角は、ロータ２の回転軸に対するブレード表面の角度である。尚、ブレード数は４枚に限定されず、２枚以上であればよい。

　ここで、ロータ２の回転面３０における揚力分布について図１９（Ａ）及び（Ｂ）を用いて説明する。図１９（Ａ）はロータ２の平面図であり、回転方向１１が反時計周りの場合を示す。図１９（Ｂ）は、図１９（Ａ）のＢ－Ｂ線における、前進飛行中の垂直離着陸機１の前方から垂直離着陸機１をみたときの概念的なロータ２の回転面３０の揚力分布を示す。符号３３は回転面２０の中心である。

　図１９（Ａ）のロータ２において、回転面３０の右半分の細かいドットで埋めた領域が、ブレード２５が前進方向（機体前方方向）に回転する領域であり、「前進側」という。回転面３０の左半分の無地の領域が、ブレード２５が後退方向（機体後方方向）に回転する領域であり、「後退側」という。尚、時計周りに回転するロータでは、回転面における右半分が後退側となり、左半分が前進側となる。

　前進飛行中の垂直離着陸機１に搭載される各ロータ２は、各ロータ２の左右でブレード２５上の相対速度が異なる。前進側では、水平飛行速度（Ｖ）とロータ半径方向ｒの回転速度（ｒΩ）が合成されるため、ブレード上の相対速度が速くなる。これに対し、後退側では、水平飛行速度（Ｖ）と回転速度（ｒΩ）とが相殺されるので、相対速度は遅くなる。これにより、図１９（Ｂ）に示すように、一般に、ロータ２では、発生揚力は前進側が大きく、後退側が小さく、回転面３０全体で見た時に揚力分布に隔たりが生じ、揚力の作用点が中心からずれた状態となる（リフトオフセット状態）。尚、本明細書において、「水平飛行速度」を単に「飛行速度」ということがある。

（推進プロペラ）

　図１～図３に示すように、推進プロペラ６は、左右一対の棒状支持部材５Ｒ及び５Ｌそれぞれの後部に配置される。右側棒状支持部材５Ｒに配置される推進プロペラ６を右側推進プロペラ６Ｒといい、左側棒状支持部材５Ｌに配置される推進プロペラ６を左側推進プロペラ６Ｌといい、両者を特に区別する必要がない場合は、推進プロペラ６という。平面視で、右側第１ロータ２１Ｒ、右側第２ロータ２２Ｒ、右側第３ロータ２３Ｒ、右側推進プロペラ６Ｒは、前後方向に平行な一直線上に位置する。平面視で、左側第１ロータ２１Ｌ、左側第２ロータ２２Ｌ、左側第３ロータ２３Ｌ、左側推進プロペラ６Ｌは、前後方向に平行な同一直線上に位置する。

　図１及び図４に示すように、各推進プロペラ６は、モータ６８と、モータ６８の出力軸に接続される図示しないハブと、ハブに取り付けられる複数のブレード６５を有する。モータ６８は、推進プロペラ６を回転させるための動力源である。モータ６８、当該モータ６８へ電力を供給するバッテリー（不図示）は胴体３に設けられる。尚、バッテリーの搭載位置は必ずしも胴体内に限定されない。例えば、動力配線の重さの観点から、バッテリーをなるべく個別モータの近くに配置するようにしてもい。また、バッテリーを支持部材内や支持部材の下に分散配置してもよい。本実施形態では、各推進プロペラ６は、４つのブレード６５を有する。各推進プロペラ６の回転面は、垂直となっている。推進プロペラ６は、ブレード６５の回転により前方へ進む推進力を発生させ、垂直離着陸機１は、前方への移動（前進飛行）が可能となっている。

　本実施形態及び後述する各実施形態に係わる垂直離着陸機では、推進プロペラ６により推進力を発生させ、複数のロータ２及び固定翼４で揚力を発生させることで、高速化が可能となっている。

（垂直尾翼）

　垂直尾翼７は、左右一対の棒状支持部材５Ｒ及び５Ｌそれぞれの下部後方に連結して配置される。右側棒状支持部材５Ｒに連結し、下向きに延在する垂直尾翼７を右側垂直尾翼７Ｒといい、左側棒状支持部材５Ｌに連結し、下向きに延在する垂直尾翼７を左側垂直尾翼７Ｌといい、両者を特に区別する必要がない場合は、垂直尾翼７という。垂直尾翼７は、垂直離着陸機１の左右方向の安定性の維持等を担う。垂直尾翼は、棒状支持部材５の上部に上向きに延在して設けられていてもよい。

［制御系の構成］

　図４に示すように、垂直離着陸機１は、ロータ２及び推進プロペラ６を制御する制御部１０と、記憶装置１６と、センサ類１７を備える。

（センサ類）

　センサ類１７は、垂直離着陸機１の飛行状態を検出する各種センサにより構成される。センサ類１７は、例えば、機体の角度を検知するジャイロセンサ、機体の加速度を検知する加速度センサ、対気速度計、ＧＰＳなどを含む。センサ類１７でのセンシング結果から、機体の姿勢角（ピッチ、ロール、ヨー）、飛行速度、位置などを検出する。センサ類１７によるセンシング結果情報は、制御部１０に出力される。

（制御部）

　垂直離着陸機１は、基本的に、昇降モード、前進飛行モード、ホバリングモードのいずれかで制御される。昇降モードは、垂直離着陸機１が垂直上昇又は垂直下降する際の制御モードである。垂直離着陸機１では、離陸時に垂直上昇し、着陸時に垂直下降する。前進飛行モードは、機体を水平姿勢に維持して前進飛行する際の制御モードである。前進飛行モードは、更にロータの回転数が一定で制御される回転数一定モードと、ロータの回転数が変更し得る回転数変更モードを有する。ホバリングモードはホバリング時の制御モードである。尚、本実施形態では、垂直に上昇又は下降する例を挙げるが、固定翼機のように、斜めに上昇又は下降するようにしてもよい。

　機体は昇降モードで垂直上昇し（又は斜めに上昇し）、ある一定の高度になると推進プロペラ６が作動し、前進飛行モードに遷移する。前進飛行モードでは、所定の飛行速度（本実施形態では１００ｋｍ／ｈ（約２８ｍ／ｓ））となるまでは、ロータの回転数が一定の回転数一定モードで飛行し、所定の飛行速度（本実施形態では１００ｋｍ／ｈ）以上になると回転数変更モードに遷移し、本発明に係わるロータの回転数及びブレードのピッチ角の制御が行われる。着陸態勢では、機体は、前進飛行モードで飛行速度を落としていき、飛行速度が所定の飛行速度未満になると、回転数変更モードから回転数一定モードに変更し、更に徐々に飛行速度を落としていく。その後、昇降モードに遷移し垂直下降し、着陸する。前進飛行モードの回転数変更モードのときのロータの回転数は、昇降モード及び前進飛行モードの回転数一定モードのときのロータの回転数よりも小さくなるように制御される。

　制御部１０は、各モードに応じて、各ロータ２及び各推進プロペラ６を個別に制御する。制御部１０は推進プロペラ６の回転数等を制御し、垂直離着陸機１の飛行速度等を制御する。制御部１０は、ロータ２の回転数及びブレード２５のピッチ角を制御する。

　制御部１０は、前進飛行モードにおいて、１００ｋｍ／ｈ以上の飛行速度での前進飛行時に、ロータ２をその配置位置に応じた回転方向で回転させ、飛行速度情報を用い、ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率（飛行速度／翼端速度）となるように、ロータ２の回転数及びブレード２５のピッチ角を制御する。

　詳細には、制御部１０は、飛行速度情報を用い、予め準備したロータの実効揚抗比と前進率（飛行速度／翼端速度）との関係を示す第１のデータに基づいて、ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率となるように、ロータの回転数の範囲を算出する。そして、制御部１０は、飛行速度情報を用い、算出したロータの回転数の範囲内で、ロータに必要な揚力を生じさせるブレードのピッチ角の範囲を算出する。続いて、制御部１０は、算出したロータの回転数の範囲内かつブレードのピッチ角の範囲内で、各ロータの回転数及びブレードのピッチ角を決定し、当該決定したロータ２の回転数及びブレード２５のピッチ角に基づいて、ロータ２を制御する。

　ロータの回転数の範囲及びブレードのピッチ角の範囲の算出、並びに、ロータの回転数及びブレードのピッチ角の決定では、後述する記憶装置１６に記憶されるデータが用いられる。

　前進飛行時では、機体が水平姿勢をとるように、各ロータ２が発生する揚力が制御される。制御部１０は、記憶装置１６に記憶されるデータに加え、垂直離着陸機１の姿勢情報を加味して、水平姿勢を維持するように、ロータ２の回転数及びブレード２５のピッチ角を決定してもよい。

　垂直離着陸機１の飛行速度情報及び姿勢情報は、センサ類１７でのセンシング結果を用いて取得することができる。飛行速度情報及び姿勢情報はリアルタイムで取得される。

　更に、制御部１０は、前進飛行モードにおいて、ロータ２の配置位置に応じた回転方向で各ロータの回転方向を制御する。ロータの回転方向は、その前方にあるロータによる吹きおろし分布に応じて、流れ場干渉が低減されるように決定される。

（記憶装置）

　図５及び図６は、ロータ２の制御に用いられる記憶装置１６が記憶するデータの一例である。図４に示すように、記憶装置１６は、第１のデータとしての回転数算出用データ１６１と、第２のデータとしてのピッチ角算出用データ１６２とを記憶する。図５は、回転数算出用データ１６１を示す。図６（Ａ）及び（Ｂ）は、概念的なピッチ角算出用データ１６２を示す。回転数算出用データ１６１及びピッチ角算出用データ１６２は、予め準備され、記憶装置１６に記憶される。

（（回転数算出用データ））

　第１のデータとしての回転数算出用データ１６１は、流れ場干渉による空力性能の低下を最小限にするためのロータの回転数の範囲を算出する際に用いる。回転数算出用データ１６１は、前進率とロータの実効揚抗比との関係を示す。

　本発明者らは、複数の垂直昇降用のロータ２と推進プロペラ６とを搭載する垂直離着陸機１の飛行速度が１００ｋｍ／ｈ以上の前進飛行時では、図５に示す回転数算出用データ１６１のように、前進率（飛行速度／ロータ翼端速度）が所定の数値（０．５）以上となると、ロータの実効揚抗比が閾値以上で安定するというロータの実効揚抗比と前進率との相関関係を見出した。

　飛行速度情報を用い、回転数算出用データ１６１に基づいて、ロータの回転数を制御することで、ロータ２の回転面３０に発生する揚力の分布（揚力分布）を調整することができ、ひいては吹きおろし分布を調整することができる。ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率（０．５以上）となるロータの回転数でロータ２を制御することで、ロータ２の回転面３０において、前進側では揚力が大きく生じる状態とし、後退側では揚力が生じない状態又はそれに近い状態となるように、揚力分布（図８における符号１８）を調整することでき、ひいては吹きおろし分布（図８における符号１２）を調整することができる。そして、当該吹きおろし分布とロータの配置位置を考慮して、ロータの回転方向を制御することで、流れ場干渉によるロータ性能の低下を抑制し、空力性能の低下を最小限に抑制することができる。

　図５に示すように、回転数算出用データ１６１は、前進率（μ）に対する、ロータ２の実効揚抗比（Ｌ／Ｄ_Ｅ）のデータである。前進率（μ）は、水平飛行速度（Ｖ）を翼端速度ＲΩ（Ｒはロータ半径、Ωは回転速度を示す。）で割った比率で表される。翼端速度は、ブレード２５の先端に対応する翼端２７の速度である。

　ロータ２の実効揚抗比（Ｌ／Ｄ_Ｅ）は、揚力Ｌと実効抗力Ｄ_Ｅの比である。ロータ２の実効揚抗比は、ロータの性能を示す指標であり、実行揚抗比の値が大きいほど、空気抵抗が小さくなり、エネルギー効率が高くロータの性能が良いことを示す。実効抗力Ｄ_Ｅを次のように定義する。

　Ｄ_Ｅ＝Ｐ／Ｖ－Ｘ＝Ｐ／Ｖ＋Ｄ　（Ｐはロータ回転パワー、Ｖは水平飛行速度、Ｘは推進力、Ｄは抗力を示す。）

　図５の回転数算出用データ１６１に示すように、前進率（飛行速度／ロータ翼端速度）が０．２以上の範囲において、前進率の値が大きくなると実効揚抗比の数値が高くなる傾向となる。更に、前進率が０．５以上となると、ロータの実効揚抗比がおおよそ６．０～６．５の範囲となるように安定する。つまり、ロータの実効揚抗比が閾値（図５に示す例では閾値は６．０である。）以上になる前進率（０．５以上）となるロータの回転数でロータ２を制御することで、ロータ性能の変化が少なくなり、ロータ性能が良好な状態で安定する。ある飛行速度に対して前進率が大きくなるということは、ロータの回転数が小さくなることであり、回転数を小さくすることでロータの実効揚抗比を高くすることができる。

　ここで、「ロータの実効揚抗比が閾値以上」の「閾値」とは、ロータの実効揚抗比が安定した状態となり始めたときの値であり、図５に示す例では閾値は６．０である。尚、ロータ２の配置位置によって、当該閾値は変更し得る。例えば、本実施形態のようにロータを同一直線上に配置する場合、第１ロータ２１及び第２ロータ２２と、第３ロータ２３とでは、ロータの実効揚抗比の閾値は第３ロータ２３の方が低くなるが、前進率とロータの実効揚抗比との相関関係を示すグラフ（図５参照）の形状は同様の形状となり、変化の仕方は同じとなる。いずれのロータにおいても、ロータの実効揚抗比が閾値以上となる、つまり、ロータ性能が安定するのは、前進率が０．５以上のときである。尚、第３ロータ２３で実効揚抗比の閾値が低くなるのは、図１０（Ａ）に示すように、第３ロータ２３は、第１ロータ２１及び第２ロータ２２の吹きおろしによる影響をうけるためである。

　各ロータ２の回転数の範囲は、同じ回転数算出用データ１６１を用いて算出することができるが、記憶装置１６は、例えば、第１ロータ２１及び第２ロータ２２と、第３ロータ２３とで、別々の回転数算出用データ１６１を記憶していてもよい。

（（ピッチ角算出用データ））

　第２のデータとしてのピッチ角算出用データ１６２は、ブレード２５のピッチ角の範囲の算出、並びに、ロータ２の回転数及びブレード２５のピッチ角の決定に用いる。ピッチ角算出用データ１６２は、ロータ２の回転数、ブレード２５のピッチ角及びロータ２の実効揚抗比との関係を示すデータである。

　制御部１０は、飛行速度情報を用い、ピッチ角算出用データ１６２に基づいて、回転数算出用データ１６１を用いて算出したロータの回転数の範囲内で、ロータ２に必要な揚力を生じさせるブレード２５のピッチ角の範囲を算出する。そして、算出したロータの回転数の範囲内かつピッチ角の範囲内で、ロータの実効揚抗比が最適となるように、ロータ２の回転数とブレード２５のピッチ角を決定する。

　ピッチ角算出用データ１６２は、図６（Ａ）に示すブレードピッチ角（ブレードのピッチ角）とロータの回転数との関係を示すデータと、図６（Ｂ）に示すブレードピッチ角とロータの実効揚抗比との関係を示すデータとを含む。図６（Ａ）に示すデータにおけるブレードピッチ角を示す横軸と、図６（Ｂ）に示すデータにおけるブレードピッチを示す横軸とは対応している。図６（Ａ）は、同じ揚力を生じさせることができるピッチ角と回転数との関係を示す。例えば、ロータの回転数を変えても、図６（Ａ）に基づいて回転数に応じてブレードのピッチ角を変えることで、同じ揚力が得られるように調整することができる。図６（Ａ）及び（Ｂ）に示す、ロータの回転数、ブレードのピッチ角及びロータの実効揚抗比との関係を示すデータ（ピッチ角算出用データ１６２）は、飛行速度毎に異なっている。記憶装置１６は、ピッチ角算出用データ１６２を飛行速度毎に予め記憶する。

（制御部による制御の詳細）

　以下、ロータ２の回転方向がどのように制御されるかを図２及び図１０（Ａ）を用いて説明する。その後、制御部１０による、所定の速度（１００ｋｍ／ｈ）以上の飛行速度での前進飛行時のロータ２の制御に用いるロータ２の回転数及びブレード２５のピッチ角の決定について、図７の制御フローに沿って、図５、図６及び図８を用いて説明する。

　図１０（Ａ）は、回転方向と流れ場干渉との関係を説明するための本実施形態の垂直離着陸機１の右側部分平面図である。図７は、制御部１０による制御フロー図である。図８（Ａ）及び（Ｂ）は、前後方向に平行な同一直線上に前後に隣接して位置する２つのロータの流れ場干渉を説明するための概念図であり、ロータの回転面に生じる揚力分布と吹きおろし分布を示す。図８（Ａ）及び（Ｂ）を用いた説明において、２つのロータ２のうち前方に位置するロータ（以下、前方ロータという。）に符号２Ｆを付し、後方に位置するロータ（以下、後方ロータという。）に符号２Ｒを付して説明する。

　図８（Ａ）は、比較例としての推進プロペラを備えないマルチロータ機の流れ場干渉の概念図であり、本発明に係わるロータの回転数制御を行わない場合を示す。マルチロータ機では、前進飛行時にロータが前傾し、ロータによって揚力と推進力を同時に発生する必要があり、例えば前進率が０．２～０．４程度となる。図８（Ａ）は、例えば前進率が約０．３、ロータ実効揚抗比が約４の場合の流れ場干渉の概念図を示す。

　図８（Ｂ）は、本発明に係わるロータの回転数制御を行う場合の流れ場干渉の概念図であり、前進率が０．５、ロータ実効揚抗比が約６の場合の概念図である。本実施形態及び後述する各実施形態に係わる垂直離着陸機は、推進プロペラ６を備え、前進飛行時の推力を推進プロペラ６で得、複数のロータ２は揚力の発生のみに寄与する形態となっている。このため、所定の速度以上の飛行速度での前進飛行時に、ロータ２の回転数を下げるように変えることができ、前進率を高くすることができる。

（回転方向の制御）

　図１０（Ａ）に示すように、平面視したときに、前後方向に隣接する２つのロータ２の中心が前後方向に平行な同一直線上に位置する場合、制御部１０は、当該２つのロータ２を、その回転方向が互いに逆向きとなるように制御する。垂直離着陸機１において、前後方向に隣接する２つのロータ２とは、右側第１ロータ２１Ｒと右側第２ロータ２２Ｒ、右側第２ロータ２２Ｒと右側第３ロータ２３Ｒ、左側第１ロータ２１Ｌと左側第２ロータ２２Ｌ、左側第２ロータ２２Ｌと左側第３ロータ２３Ｌである。

　図２及び図１０（Ａ）に示すように、右側第１ロータ２１Ｒ及び右側第３ロータ２３Ｒは反時計回りに、右側第２ロータ２２Ｒは時計周りに回転するように制御される。同様に、左側第１ロータ２１Ｌ及び左側第３ロータ２３Ｌは時計周りに、左側第２ロータ２２Ｌは反時計周りに回転するように制御される。

　垂直離着陸機１を平面視したときに、右側第１ロータ２１Ｒの後退側（左半分）のすぐ後方に右側第２ロータ２２Ｒの前進側（左半分）が位置し、右側第２ロータ２２Ｒの後退側（右半分）のすぐ後方に右側第３ロータ２３Ｒの前進側（右半分）が位置するように、各ロータの配置位置に応じてロータの回転方向が決定する。同様に、左側第１ロータ２１Ｌの後退側（右半分）のすぐ後方に左側第２ロータ２２Ｌの前進側（右半分）が位置し、左側第２ロータ２２Ｌの後退側（左半分）のすぐ後方に左側第３ロータ２３Ｌの前進側（左半分）が位置するように、各ロータの配置位置に応じてロータの回転方向が決定する。

　尚、前後方向に隣接する２つのロータ２の中心が左右方向にずれて位置する場合での回転方向の制御については、第２実施形態で説明する。

（ロータの回転数及びブレードのピッチ角の決定）

　制御部１０は、前進飛行モードとなり、所定の速度（１００ｋｍ／ｈ）以上の飛行速度での前進飛行になると、センサ類１７で取得されたセンシング結果に基づく飛行速度情報を用い、図５の回転数算出用データ１６１に基づいて、ロータの実効揚抗比が閾値以上となるロータの回転数の範囲を算出する（ＳＴ１）。具体的には、制御部１０は、図５に示す例では、回転数算出用データ１６１に基づいて、ロータの実効揚抗比が６以上になる前進率０．５以上となるように、飛行速度情報を用いてロータ２の回転数の範囲を算出する。

　このように算出した回転数でロータ２を制御することで、図８（Ｂ）に示すように、各ロータ２の回転面３０において、前進側では揚力が大きく生じる状態とし、後退側では揚力が生じない状態又はそれに近い状態となる揚力分布１８となるように、揚力分布を調整することできる。従って、吹きおろし分布１２においても、前方ロータ２Ｆの前進側の後方では吹きおろしが大きく、前方ロータ２Ｆの後退側の後方では吹きおろしが生じない状態又はそれに近い状態となるように調整することができる。

　このようにロータの回転面の揚力分布、そして吹きおろし分布が調整され、上述のようにロータの回転方向が制御されることで、前後方向に隣接する２つのロータにおいて、前方ロータ（例えば右側第１ロータ２１Ｒ）の回転面３０の後退側の後方に、後方ロータ（例えば右側第２ロータ２２Ｒ）の回転面３０の前進側が位置することになる。これにより、後方ロータは、その回転面において揚力が主に発生する前進側は、前方のロータによる吹きおろしの影響を受けにくくなり、流れ場干渉を低減することができる。

　尚、図１０（Ａ）に示すように、第３ロータ２３は、その前方にある第１ロータ２１及び第２ロータ２２の吹きおろしの影響を受ける。しかしながら、第２ロータ２２と第３ロータ２３との回転方向を逆にすることで、第３ロータ２３は、同じ回転方向の第１ロータ２１による吹きおろしの影響は受けるものの、第２ロータ２２による吹きおろしの影響は受けにくく、流れ場干渉を低減することができる。

　このように、前進飛行モードにおいて、ロータの実効揚抗比が閾値以上となるロータの回転数の範囲となり、かつ、ロータの配置位置に応じて各ロータの回転方向が制御されることで、吹きおろしの影響によって必要な揚力を発生するために後方ロータ２Ｒのロータ回転パワーを増加させる必要がなくなり、流れ場干渉による後方ロータ２Ｒのロータ性能低下を抑制することができ、空力性能の低下を最小限に抑制することができる。

　これに対し、図８（Ａ）に示すように、本実施形態のロータの回転数の制御を行わない比較例では、例えば前進率が０．３の場合、前方ロータ２Ｆの後退側でも揚力が大きくでやすく、吹きおろし分布１２では、前方ロータ２Ｆの後退側の後方に吹きおろしが大きく生じ、当該吹きおろしが後方ロータ２Ｒの前進側に大きく影響してしまう。このため、後方ロータ２Ｒに必要な揚力を発生させるために、後方ロータ２Ｒのロータ回転パワーを増加させる必要が生じ、ロータ性能が低下してしまう。

　次に、制御部１０は、センサ類１７によるセンシング結果に基づく機体の姿勢情報を取得する（ＳＴ２）。

　次に、制御部１０は、姿勢情報に基づいて、ロータ２それぞれについて、機体を水平姿勢とするために必要な揚力を求め、当該必要な揚力を得るためのブレード２５のピッチ角の範囲を算出する（ＳＴ３）。詳細には、制御部１０は、ロータ２毎に、当該ロータ２が必要な揚力が得られる範囲で、飛行速度情報を用い、図６（Ａ）に示す回転数とブレードピッチ角との関係を示すデータに基づいて、ＳＴ１で算出したロータの回転数の範囲に対応するブレードのピッチ角の範囲を算出する。

　続いて、制御部１０は、ロータ２それぞれについて、図６（Ｂ）に示すデータに基づいて、算出したブレードのピッチ角の範囲内でロータの実効揚抗比が高くなるブレードのピッチ角を決定し、決定したブレードのピッチ角に応じてロータの回転数を決定する（ＳＴ４）。各ロータ２は、決定されたロータの回転数及びブレードのピッチ角で制御される。ロータ２は、ブレードのピッチ角の調整によって必要な揚力を発生し、少ない回転数でロータ２の空気抵抗が小さくなるように調整される。

　ここで、ロータの回転数及びブレードのピッチ角の決定に際し、各ロータ２の回転数を同じにするとロータ２由来の振動による騒音が生じる場合がある。このため、低騒音化の観点から、各ロータ２の回転数を、ＳＴ１で算出したロータ２の回転数の範囲内で、音が共鳴しない程度にずらしてもよい。

　尚、回転数算出用データ１６１とピッチ角算出用データ１６２を用いたロータの回転数及びブレードのピッチ角の制御は、飛行速度が１００ｋｍ／ｈ以上の場合に好ましく用いられる。飛行速度が１００ｋｍ／ｈ未満の場合に、上記制御を行うと、ロータで十分な揚力を発生させることが難しい。

　以上のように、垂直離着陸機は、前進飛行時の揚力を発生するロータと推進プロペラとを備え、流れ場干渉によるロータ性能低下が抑制されてロータ性能が向上するので、小型化及び高速化が可能となる。

　尚、固定翼４を有さない垂直離着陸機としてもよく、上記のようにロータの回転数及びブレードのピッチ角を制御することで、本実施形態と同様に、流れ場干渉によるロータ性能低下が抑制され、小型化が可能となる。

　本実施形態及び後述する各実施形態の垂直離着陸機は、ロータ２を６つ有する。これにより、冗長性が向上し、安全性を向上させることができる。仮にロータ２が１つ故障しても残りのロータ２によって継続してロータ２による揚力を得ることができる。ロータ２が１つ故障した場合、当該故障したロータ２と対になるロータ２を停止して４つのロータ２を用いてもよいし、残りの５つのロータ２を続けて回転し続けてもよい。

　本実施形態及び後述する各実施形態の垂直離着陸機は、ロータ２を６つ有するが、４つ以上であればよく、左右一対の２つのロータからなるロータ群が前後方向に複数配置されていればよく、本発明を適用することができる。

　以下、他の実施形態について説明するが、第１実施形態と異なる点を中心に説明する。同様の構成については同様の符号を付して、説明を省略する場合がある。以下の各実施形態においても、第１実施形態と同様に、所定速度以上の飛行速度での前進飛行時に、前進率とロータの実効揚抗比との関係を用いて、ロータの回転数とブレードのピッチ角が制御される。

＜第２実施形態＞

　図９を用いて、第２実施形態に係わる垂直離着陸機１Ａについて説明する。図９は、垂直離着陸機１Ａの平面図である。

　第１実施形態では、棒状支持部材５が前後方向に平行に一直線状に延びる形状を有していたが、図９に示す垂直離着陸機１Ａのように、左右一対の棒状支持部材５Ａ及び５Ｂが平面視で湾曲して前後方向に延びる曲線形状であってもよい。平面視で、右側棒状支持部材５ＡＲ及び左側棒状支持部材５ＡＬは、それぞれ、前後方向中央が左右方向外側に向かって凸となる湾曲状を有する。

　左右一対の棒状支持部材５ＡＲ及び５ＡＬそれぞれに支持される３つのロータの中心は、前後方向に並び、前後方向に平行な一直線上には位置せず、曲線上に沿って左右方向にずれて位置する。図９に示すように、平面視で、右側第２ロータ２２Ｒは、右側第１ロータ２１Ｒ及び右側第３ロータ２３Ｒよりも左右方向外側に回転面３０の半径分ずれて位置する。右側第１ロータ２１Ｒ及び右側第３ロータ２３Ｒは、左右方向における縦中心線Ａからの距離が同じところに位置する。同様に、左側第２ロータ２２Ｌは、左側第１ロータ２１Ｌ及び左側第３ロータ２３Ｌよりも左右方向外側に回転面３０の半径分ずれて位置する。左側第１ロータ２１Ｌ及び左側第３ロータ２３Ｌは、左右方向における縦中心線Ａからの距離が同じところに位置する。本実施形態においても、第１実施形態と同様に、右側第１ロータ２１Ｒと左側第１ロータ２１Ｌ、右側第２ロータ２２Ｒと左側第２ロータ２２Ｌ、右側第３ロータ２３Ｒと左側第３ロータ２３Ｌとは、それぞれ対をなし、第１ロータ群２１０、第２ロータ群２２０及び第３ロータ群２３０を形成する。６つのロータ２は、上下方向の位置が同位置となっている。

　６つの各ロータ２の回転方向について説明する。本実施形態のように、上下方向の高さが同じで前後方向に隣接する２つのロータ２の中心が左右方向にロータの回転面３０の半径分ずれて位置する場合、以下の（１）、（２）の形態となるようにロータ２の回転方向を制御する。本実施形態では、前後方向に隣接する２つのロータ２とは、右側第１ロータ２１Ｒと右側第２ロータ２２Ｒ、右側第２ロータ２２Ｒと右側第３ロータ２３Ｒ、左側第１ロータ２１Ｌと左側第２ロータ２２Ｌ、左側第２ロータ２２Ｌと左側第３ロータ２３Ｌである。前後方向に隣接する２つのロータにおいて、前方に位置するロータを前方ロータ、後方に位置するロータを後方ロータという。

　（１）後方ロータが前方ロータよりも回転面の半径分左右方向外側に位置する場合、後方ロータの回転面３０の前進側の前方に前方ロータが位置せず、前方ロータの回転面３０の前進側の後方に、後方ロータの回転面３０の後退側が位置するように、前方ロータと後方ロータの回転方向が同じとなるように制御する。このように制御することで、後方ロータは、その回転面３０における主に揚力が発生する前進側で前方ロータによる吹きおろしの影響をうけにくい。

　（２）後方ロータが前方ロータよりも回転面の半径分左右方向内側に位置する場合、後方ロータの回転面３０の前進側のすぐ前方には前方ロータが位置せず、前方ロータの回転面３０の後退側の後方に、後方ロータの回転面３０の後退側が位置するように、前方ロータと後方ロータの回転方向が逆になるように制御する。このように制御することで、後方ロータは、その回転面３０における主に揚力が発生する前進側で前方ロータによる吹きおろしの影響をうけにくい。

　本実施形態では、図９に示すように、右側第１ロータ２１Ｒ及び右側第２ロータ２２Ｒは反時計回り方向に、右側第３ロータ２３Ｒは時計周り方向に、回転する。左側第１ロータ２１Ｌ及び左側第２ロータ２２Ｌは時計周り方向に、左側第３ロータ２３Ｌは反時計周り方向に回転するように制御される。このように回転方向が制御されることで、各ロータは、自身の回転面の前進側の前方に他のロータが位置しない、又は、前方に他のロータが位置していたとしても自身の回転面の前進側の前方に他のロータの後退側が位置するように、配置される。

　図９及び図１０（Ｂ）に示すように、右側第１ロータ２１Ｒと右側第２ロータ２２Ｒとの位置関係及び回転方向関係、及び、左側第１ロータ２１Ｌと左側第２ロータ２２Ｌとの位置関係及び回転方向関係は、上記（１）を満たす。このようにロータの配置位置に応じてロータの回転方向を制御することで、第２ロータ２２（後方ロータ）は、その回転面３０における主に揚力が発生する前進側に第１ロータ２１（前方ロータ）による吹きおろしの影響を受けにくい。

　図９及び図１０（Ｂ）に示すように、右側第２ロータ２２Ｒと右側第３ロータ２３Ｒとの位置関係及び回転方向関係、及び、左側第２ロータ２２Ｌと左側第３ロータ２３Ｌとの位置関係及び回転方向関係は、上記（２）を満たす。このようにロータの配置位置に応じてロータの回転方向を制御することで、第３ロータ２３（後方ロータ）は、その回転面３０における主に揚力が発生する前進側に第２ロータ２２（前方ロータ）による吹きおろしの影響を受けにくい。

　更に、図９及び図１０（Ｂ）に示すように、垂直離着陸機１Ａでは、上記のように回転方向が制御されることで、右側第１ロータ２１Ｒと右側第３ロータ２３Ｒとは回転方向が逆になる。右側第１ロータ２１Ｒと右側第３ロータ２３Ｒとは、その中心が前後方向に平行な同一直線上で隣接するように配置される。このような配置では、右側第３ロータ２３Ｒは、右側第１ロータ２１Ｒの吹きおろしの影響を受けるが、本実施形態では、右側第３ロータ２３Ｒの前進側の前方に、右側第１ロータ２１Ｒの揚力が生じない状態又はそれに近い状態となっている後退側が位置するように回転方向が制御されるので、右側第３ロータ２３Ｒは右側第１ロータ２１Ｒの吹きおろしの影響を受けにくい。従って、右側第３ロータ２３Ｒは、その前方にある右側第１ロータ２１Ｒ及び右側第２ロータ２２Ｒ両方の吹きおろしの影響を受けにくくなっている。左側についても同様である。

　このように、本実施形態では、一部のロータが他のロータよりも左右方向外側に位置して配置されるため、機体の横幅サイズが第１実施形態よりも大きくなるものの、上述のように６つのロータ２のいずれをも、流れ場干渉を回避するように配置することができ、ロータ性能を向上させることができる。

＜第３実施形態＞

　図１１を用いて、第３実施形態に係わる垂直離着陸機１Ｂ及び１Ｃについて説明する。図１１（Ａ）は垂直離着陸機１Ｂの概略側面図であり、１０（Ｂ）は垂直離着陸機１Ｂの概略側面図である。垂直離着陸機１Ｂ及び１Ｃは、いずれも第１実施形態と同様に左右一対の棒状支持部材５が前後方向に平行な直線状を有し、各棒状支持部材５に設けられる３つのロータは、平面視で前後方向に平行な同一直線上に位置する。

　第１実施形態では、６つのロータ２が、上下方向の位置が同位置となっている例をあげたが、図１１（Ａ）及び（Ｂ）に示すように、上下方向の位置が異なっていてもよい。前後方向に隣接する２つのロータにおいて、後方ロータの高さを、前方ロータよりも上方となるように変更することで、後方ロータの前方ロータの吹きおろしによる流れ場干渉の影響を低減することができ、後方ロータの回転方向が制限されず、設計の範囲が広くなる。後方ロータは、前方ロータよりもロータ２の回転面３０の半径分程度上方に位置するように配置される。

［垂直離着陸機１Ｂ］

　図１１（Ａ）に示す垂直離着陸機１Ｂでは、第１ロータ２１と第２ロータ２２は、上下方向の位置が同位置となっている。第３ロータ２３の上下方向の位置は、第１ロータ２１及び第２ロータ２２よりも上方になっている。第３ロータ２３の高さは、棒状支持部材５にロータ高さを変更する構造体２９を追加することで調整してもよい。構造体２９を追加する場合、空気抵抗の増加を回避するために、構造体２９を流線形状とすることが好ましい。各ロータ２の回転方向は、第１実施形態と同様に、図８（Ｂ）に示すような前後ロータの流れ場干渉の概念図に基づく吹きおろし分布を考慮して決定することが好ましい。

　各棒状支持部材５に配置される３つのロータ２を平面視で前後方向に平行な同一直線上に位置させ、図１１（Ａ）に示すように、第３ロータ２３を第１ロータ２１及び第２ロータ２２よりも上方に位置させることで、前から３つめに位置する第３ロータ２３は、その前方にある第１ロータ２１及び第２ロータ２２による吹きおろしの影響を受けにくい。更に、上下方向の位置が同じであり、前後に隣接する第１ロータ２１と第２ロータ２２の回転方向を、第１実施形態の第１ロータ２１と第２ロータ２２と同様に、互いに逆にすることで、第２ロータ２２は第１ロータ２１の吹きおろしの影響を受けにくくなっている。

　以上のように、垂直離着陸機１Ｂは、全てのロータが流れ場干渉を回避する形態となっている。このようにロータの上下方向の位置を異ならせ、ロータの配置位置に応じて回転方向を制御することで、流れ場干渉を小さくすることができる。

［垂直離着陸機１Ｃ］

　図１１（Ｂ）に示す垂直離着陸機１Ｃでは、第１ロータ２１と第３ロータ２３は、上下方向の位置が同位置となっている。第２ロータ２２の上下方向の位置は、第１ロータ２１及び第３ロータ２３よりも上方になっている。第２ロータ２２のロータの高さは、棒状支持部材５にロータ高さを変更する構造体２９を追加することで調整してもよい。

　各棒状支持部材５に配置される３つのロータ２を平面視で前後方向に平行な同一直線上に位置させ、図１１（Ｂ）に示すように、第２ロータ２２を第１ロータ２１及び第３ロータ２３よりも上方に位置させる場合、各棒状支持部材５において、第２ロータ２２の回転方向を、第１ロータ２１と同じ回転方向とし、第３ロータ２３の回転方向を第２ロータ２２と逆の回転方向とする。

　図１１（Ｂ）に示す例では、右側第１ロータ２１Ｒ及び右側第２ロータ２２Ｒの回転方向を反時計周りとし、右側第３ロータ２３Ｒの回転方向を時計周りとし、左側第１ロータ２１Ｌ及び左側第２ロータ２２Ｌの回転方向を時計周りとし、左側第３ロータ２３Ｌの回転方向を反時計周りとする。

　第２ロータ２２は、第１ロータ２１よりも上方に位置するため、第２ロータ２２は、第１ロータ２１により生じる吹きおろしの影響を受けにくくなる。

　更に、各ロータ２の回転方向を上記のようにすることで、第２ロータ２２と第３ロータ２３とは、互いの回転方向が逆となる。つまり、右側第２ロータ２２Ｒの回転面の後退側（回転面の左側半分）の後方に、右側第３ロータ２３Ｒの回転面３０の前進側（回転面の左側半分）が位置する。後退側で揚力が生じない状態又はそれに近い状態となる揚力分布となるようにロータは制御されるので、右側第２ロータ２２Ｒによる吹きおろしは、右側第２ロータ２２Ｒの回転面３０の後退側の後方で吹きおろしが生じない状態又はそれに近い状態となる吹きおろし分布となり、右側第３ロータ２３Ｒは右側第２ロータ２２Ｒの吹きおろしの影響を受けにくくなる。左側においても同様である。

　そのうえ、各ロータ２の回転方向を上記のようにすることで、中心が前後方向に平行な同一直線上で前後に隣接する第１ロータ２１及び第３ロータ２３は、上下方向の位置が同じで、互いの回転方向が逆となる。つまり、右側第１ロータ２１Ｒの回転面の後退側（回転面の左側半分）の後方に、右側第３ロータ２３Ｒの回転面３０の前進側（回転面の左側半分）が位置する。後退側で揚力が生じない状態又はそれに近い状態となる揚力分布となるようにロータは制御されるので、右側第１ロータ２１Ｒによる吹きおろしは、右側第１ロータ２１Ｒの回転面３０の後退側の後方で吹きおろしが生じない状態又はそれに近い状態となる吹きおろし分布となり、右側第３ロータ２３Ｒは右側第１ロータ２１Ｒの吹きおろしの影響を受けにくくなる。従って、右側第３ロータ２３Ｒは、その前方にある右側第１ロータ２１Ｒ及び右側第２ロータ２２Ｒの吹きおろしの影響を受けにくくなっている。左側においても同様である。

　以上のように、垂直離着陸機１Ｃは、全てのロータが流れ場干渉を回避する形態となっている。このようにロータの上下方向の位置を異ならせ、ロータの配置位置に応じて回転方向を制御することで、流れ場干渉を小さくすることができる。

＜第４実施形態＞

　図１２は、図１のＸＩＩ－ＸＩＩ線で切断した動翼８が設けられた固定翼４の模式断面図である。図１３（Ａ）はロータ由来の振動（細い実線で示す。）と動翼単独の振動（破線で示す。）を示す概念図であり、図１３（Ｂ）はロータ由来の振動（細い実線で示す。）と、ロータ由来の振動と動翼による高調波振動との合成による振動（太い実線で示す。）を示す概念図である。図１３（Ａ）及び（Ｂ）において、各振動は固定翼４に発生する揚力の変動に対応する。

　ロータ２由来の振動は、ロータ２の回転面３０において揚力が前進側で大きくでるといった揚力分布が生じることで発生し、機体の振動の原因となる。図１２に示すように、本実施形態及び他の各実施形態において、動翼８は、ロータ２由来の振動に対して逆位相の高調波振動を生じるように、上下方向に可動するように構成されていてもよい。図１３（Ａ）に示すように、ロータ２由来の振動と逆位相の振動を、動翼８によって発生させることで、図１３（Ｂ）に示す太線のように、機体の振動を低減させることができる。動翼８は、ロータ２の回転数よりも速く動かす。動翼８の高調波振動は、ロータ２の回転数の周波数の整数倍で制御し、ロータ由来の振動の周波数の位相をずらすように高調波制御を行う。

　このように、ロータ２由来の振動と逆位相の高調波振動を発生させる動翼８を設けることで、機体の振動を低減させることができる。これにより、機体への負荷が軽減され、機体の耐久性や安全性が向上し、加えて、垂直離着陸機に搭載されるセンサ等の各種機器の故障や誤動作のリスクを低減することができる。また、騒音を軽減し、乗客の快適性を向上させることができる。

＜第５実施形態＞

　図１４（Ａ）は第１実施形態の垂直離着陸機１の模式側面図であり、図１４（Ｂ）は第５実施形態に係わる垂直離着陸機１Ｄの模式側面図である。

　上記各実施形態では、図１４（Ａ）のように各ロータ２が棒状支持部材５の上方に配置される例を挙げたが、図１４（Ｂ）に示す垂直離着陸機１Ｄのように各ロータ２が棒状支持部材５の下方に配置されていてもよい。図１４（Ａ）に示す垂直離着陸機１のように、ロータ２が棒状支持部材５の上部に配置される場合、離着陸時（垂直上昇時及び垂直下降時）やホバリング時にロータ２に揚力を発生させる際に、ロータ２の下方に向かって吹きおろしが生じる。この吹きおろしは棒状支持部材５と流れ場干渉を引き起こし、棒状支持部材５はロータ揚力と反対向きである機体の下向きの力を発生する。これをダウンロードという。当該ダウンロードにより、ロータ２に更に大きな揚力を発生させる必要があり、ダウンロードは、垂直離着陸性能やホバリング時のロータ性能の悪化の原因となる。

　上記ダウンロードを回避するために、図１４（Ｂ）に示すように、ロータ２を棒状支持部材５の下方に配置してもよい。このような構成とすることで、ロータ２から生じた吹きおろしは棒状支持部材５と流れ場干渉せず、ダウンロード発生を回避することができる。これにより、ロータ性能を向上させることができる。尚、前進飛行時において、ロータ２が棒状支持部材５の上部にあっても下部にあっても、ロータ性能に影響はない。

　有人機とする場合、図１４（Ａ）に示すように、棒状支持部材５の上部にロータ２が設けられることが好ましい。これにより、垂直離着陸機１に搭乗している搭乗者からは、胴体３に設けられる窓からロータ２がみえにくく、ロータ２が飛散して飛んでくるのではないかといったロータが見えることによる心理的な不安感を払拭することができ、搭乗者に対して視覚的に安心感を与えることができる。また、棒状支持部材５の上部にロータ２を設けることで、地上に着陸している垂直離着陸機１の外にいる人や物体とロータ２との接触を回避しやすく、安全性を確保することができる。

＜第６実施形態＞

　図１５は、第６実施形態に係わる垂直離着陸機１Ｅの模式側面図である。

　図１５の垂直離着陸機１Ｅのように、胴体３の下部に、地面Ｅに胴体３が直接接触しないように降着用のスキッド１９が付設されていてもよい。スキッド１９は、例えば、一対構成で左右方向に並び、前後方向に平行に延在する。スキッド１９は、胴体３内に引き込めるタイプのものでもよい。

　図１５に示すように、棒状支持部材５の下部後方には、下方に向かって延在する垂直尾翼７が設けられる。当該垂直尾翼７の先端部７ａは、上下方向で、推進プロペラ６の回転面よりも下方に位置することが好ましい。より好ましくは、図１５に示すように、スキッド１９の最後部１９ａと推進プロペラ６の回転面の最下端部とを通る仮想直線Ｌ１の水平な地面Ｅに対する傾きを、スキッド１９の最後部１９ａと垂直尾翼７の先端部７ａの最後方部とを通る仮想直線Ｌ２の水平な地面Ｅに対する傾きよりも大きくする。

　このような構成とすることで、機体着陸時に推進プロペラ６が地面Ｅに接触することを防ぐと同時に接触によって推進プロペラ６が破損して飛散することを防止することができ、機体安全性を高めることができる。また、着陸時の姿勢不安定による地面Ｅへのハードランディング時に、垂直尾翼７は推進プロペラ６よりも先に地面Ｅに接地するため、推進プロペラ６の破損を防止することができる。また、垂直尾翼７を棒状支持部材５の下部に取り付け、各ロータ２を棒状支持部材５の上部に配置することで、ロータ２による吹きおろしの流れ場干渉によって姿勢安定性が低下することを抑制し、前進飛行時の方向安定性を大幅に損なうことがない。

＜第７実施形態＞

　制御部１０は、前進飛行時に、図１６に示す垂直離着陸機１Ｆのように、最も前方に位置する第１ロータ２１（右側第１ロータ２１Ｒ及び左側第１ロータ２１Ｌ）の回転面が進行方向に対して前傾するように制御して、第１ロータ２１を、推進プロペラ６に加えて、又は、推進プロペラ６に替えて、推進用として機能させてもよい。すなわち、制御部１０は、垂直離着陸するとき（昇降モード）は、回転面が水平姿勢３１（上下方向に略垂直の姿勢）となるように第１ロータ２１を制御する。一方、前進飛行時（前進飛行モード）は、制御部１０は、回転面が進行方向に対して前傾するように、例えば進行方向に対して略垂直な垂直姿勢３２となるように制御する。

　ここで、棒状支持部材５に設けられるロータ２は前進飛行時に頭上げモーメントを発生し、機体を頭上げ方向に姿勢変更しようとし、機体安定性を損なわせる場合がある。これに対し、図１６に示す垂直離着陸機１Ｆのように、機体の重心位置よりも前方にある機体最前方に配置される第１ロータ２１を前進飛行時に前傾させ、推進プロペラとして機能させることで、推進力と同時に重心回りに頭下げモーメントを発生させることがでる。これにより、頭上げモーメントを低減させ、機体の安定性を向上させることができる。

＜第８実施形態＞

　上述したように、棒状支持部材５に設けられるロータ２は前進飛行時に頭上げモーメントを発生し、機体を頭上げ方向に姿勢変更しようとし、機体安定性を損なわせる場合がある。これに対し、第１～第６実施形態において、前進飛行時に、制御部１０は、重心位置よりも前方にある機体最前方に配置された第１ロータ２１について、回転を停止させることなく、揚力と空気抵抗が最小となるように、ロータの回転数及び／又はブレードのピッチ角とを制御してもよい。これにより、頭上げモーメントを低減させ、機体の安定性を向上させることができる。また、本実施形態では、第１ロータ２１は４つのブレード２５を備えているため、第１ロータ２１の回転を完全に止めてしまうと、ブレード２５が棒状支持部材５に対して左右方向に突出した形態となり大きな空気抵抗が生じてしまうが、第１ロータ２１を常に回転し続けるようにすることで、空気抵抗が小さくなるように調整することができる。

＜第９実施形態＞

　上述の各実施形態では、各ロータ２のブレード数が同じである例をあげたが、図１７に示す本実施形態の垂直離着陸機１Ｇのように、ロータ２Ｇのブレード数が異なってもよい。この場合、ブレード数と各ブレードの面積とを乗じた値が各ロータ２Ｇで等しくなるようにすることが好ましく、各ロータ２Ｇで同等の揚力を得るように調整することが容易である。

　図１７は第９実施形態の垂直離着陸機１Ｇの模式平面図である。図１８（Ａ）は音圧変動を示す概念図であり、実線はブレードが３枚のロータの音圧変動を示し、破線はブレードが４枚のロータの音圧変動を示し、一点鎖線はブレードが５枚のロータの音圧変動を示す。図１８（Ｂ）は音圧変動を示す概念図であり、実線は第１実施形態に対応する各ロータのブレード枚数が同じ場合の音圧変動を示し、破線は本実施形態に係わる各ロータのブレード数が異なる場合の音圧変動を示す。

　垂直離着陸機１Ｇは、最前方に位置する２つの第１ロータ２１Ｇ（右側第１ロータ２１ＧＲ及び左側第１ロータ２１ＧＬ）からなる第１ロータ群２１０Ｇと、前後方向の略中央に位置する２つの第２ロータ２２Ｇ（右側第２ロータ２２ＧＲ及び左側第２ロータ２２ＧＬ）からなる第２ロータ群２２０Ｇと、最後方に位置する２つの第３ロータ２３Ｇ（右側第３ロータ２３ＧＲ及び左側第３ロータ２３ＧＬ）からなる第３ロータ群２３０Ｇを有し、計６つのロータを備える。各ロータを特に区別しない場合、ロータ２Ｇという。各ロータ２Ｇの配置位置及び回転方向は第１実施形態のロータ２と同様である。

　第１ロータ２１Ｇは３枚のブレード２５を有する。第２ロータ２２Ｇは４枚のブレード２５を有する。第３ロータ２３Ｇは５枚のブレード２５を有する。

　図１８（Ａ）に示すように、ブレード数が異なることで、ブレード枚数に係わる音圧変動周期が各ロータで変化し、周波数が変化する。これにより、図１８（Ｂ）に示すように、各ロータのブレード数が異なる第９実施形態では、遠方に伝わる音圧変動は各ロータから発生する音圧変動が合成されたものとなり、各ロータのブレード数が同じ第１実施形態と比較して、音圧変動が小さくなるように音圧レベルが変化し、騒音を低減することができる。

　以上、本発明の様々な実施形態を説明したが、これらの実施形態は一例であり、本発明はここで開示された特定の実施形態に限定されるものではない。また、本発明の権利範囲がこれらの実施形態に限定されないことは言うまでもない。例えば、上述の各実施形態では、垂直離着陸機が固定翼を有する例を挙げたが、固定翼を有さなくてもよく、前進飛行時の揚力をロータのみで発生させるようにしてもよい。

　１、１Ａ、１Ｂ、１Ｃ、１Ｄ、１Ｅ、１Ｆ、１Ｇ……垂直離着陸機
　２、２Ｇ…垂直昇降用のロータ、ロータ
　３…胴体
　４…固定翼
　５、５Ａ…棒状支持部材
　６…推進プロペラ
　７…垂直尾翼
　７ａ…垂直尾翼の先端
　８…動翼
　１０…制御部
　１１…ロータ回転方向
　１６…記憶装置
　２１…第１ロータ、ロータ、最も前方に位置するロータ
　　２１Ｒ、２１ＧＲ…右側第１ロータ、ロータ、最も前方に位置するロータ
　　２１Ｌ、２１ＧＬ…左側第１ロータ、ロータ、最も前方に位置するロータ
　２２…第２ロータ、ロータ
　　２２Ｒ、２２ＧＲ…右側第２ロータ、ロータ
　　２２Ｌ、２２ＧＬ…左側第２ロータ、ロータ
　２３…第３ロータ
　　２３Ｒ、２３ＧＲ…右側第３ロータ、ロータ
　　２３Ｌ、２３ＧＬ…左側第３ロータ、ロータ
　２５…ブレード
　３０…回転面
　１６１…回転数算出用データ（第１のデータ）
　１６２…ピッチ角算出用データ（第２のデータ）
　２１０、２１０Ｇ…第１ロータ群
　２２０、２２０Ｇ…第２ロータ群
　２３０、２３０Ｇ…第３ロータ群

Claims

　前後方向に延び、左右両側に設けられた左右一対の棒状支持部材と、
　推進プロペラと、
　前記棒状支持部材それぞれに前後方向に２以上配置され、それぞれが複数のブレードを有し、所定の回転方向で回転して揚力を発生させる垂直昇降用のロータと、
　前進飛行時に前記ロータを回転させ、前記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる、飛行速度と前記ロータの翼端速度との比を表す前進率となるように、前記ロータの回転数及び前記ブレードのピッチ角を制御する制御部と
　を具備する垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記制御部は、
　　前記垂直離着陸機の飛行速度情報を取得し、
　　前記飛行速度情報を用い、予め準備した前記ロータの実効揚抗比と前記前進率との関係を示す第１のデータに基づいて、前記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率となるように、前記ロータの回転数の範囲を算出し、
　　前記飛行速度情報を用いて、前記算出したロータの回転数の範囲内で、前記ロータに必要な揚力を生じさせる前記ブレードのピッチ角の範囲を算出し、
　　算出した前記ロータの回転数の範囲内かつ前記ブレードのピッチ角の範囲内で、前記ロータの回転数及び前記ブレードのピッチ角を決定する
　垂直離着陸機。
　請求項２に記載の垂直離着陸機であって、
　前記制御部は、
　前記垂直離着陸機の姿勢情報を取得し、
　前記姿勢情報を加味して、前記ロータの回転数と前記ブレードのピッチ角を決定する
　垂直離着陸機。
　請求項２に記載の垂直離着陸機であって、
　予め準備した、前記第１のデータと、飛行速度毎の、前記ロータの回転数、前記ブレードのピッチ角及び前記ロータの実効揚抗比との関係を示す第２のデータとを記憶する記憶装置を更に具備し、
　前記制御部は、
　　前記ロータの回転数の算出において、前記飛行速度情報を用い、前記第１のデータに基づいて、前記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率となる前記ロータの回転数の範囲を算出し、
　　前記ブレードのピッチ角の範囲の算出において、前記飛行速度情報を用い、前記第２のデータに基づいて、前記算出したロータの回転数の範囲内で、前記ロータに必要な揚力を生じさせる前記ブレードのピッチ角の範囲を算出する
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータの実効揚抗比が閾値以上となる前進率は０．５以上である
　垂直離着離着陸機。
　請求項２に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、左右一対のロータからなるロータ群を複数形成するように、前記棒状支持部材それぞれに同数配置され、
　前記制御部は、前記ロータそれぞれの回転数が前記算出したロータの回転数の範囲内となる条件下で、前記複数のロータ群のうち１つのロータ群に属するロータの回転数を、他のロータ群に属するロータの回転数と異なるように制御する
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記制御部は、所定速度以上の飛行速度での前進飛行時に、前記ロータの実効揚抗比が閾値以上になる前進率となるように、前記ロータの回転数及び前記ブレードのピッチ角を制御する
　垂直離着陸機。
　請求項７に記載の垂直離着陸機であって、
　前記所定速度は１００ｋｍ／ｈである
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記制御部は、前進飛行時に、中心が前後方向に平行な同一直線上に前後に隣接して位置する２つの前記ロータを、互いの回転方向が逆となるように回転させる
　垂直離着陸機。
　請求項９に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、前記棒状支持部材それぞれに、その中心が前後方向に平行な同一直線上に位置するように３つ配置され、
　右側の前記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ右側第１ロータ、右側第２ロータ及び右側第３ロータであり、
　左側の前記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ左側第１ロータ、左側第２ロータ及び左側第３ロータであり、
　前記制御部は、前記右側第１ロータ、前記右側第３ロータ、前記左側第２ロータを、上から見て回転方向が反時計回りとなるように回転させ、前記右側第２ロータ、前記左側第１ロータ及び前記左側第３ロータを、回転方向が時計周りとなるように回転させる
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記棒状支持部材それぞれに配置される２以上のロータのうち前後方向に隣り合って位置する２つのロータは、一方のロータの中心が他方のロータの中心よりも左右方向にずれて位置する
　垂直離着陸機。
　請求項１１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、前記棒状支持部材それぞれに、上下方向の位置が同じとなるように３つ配置され、
　右側の前記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ右側第１ロータ、右側第２ロータ及び右側第３ロータであり、
　左側の前記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ左側第１ロータ、左側第２ロータ及び左側第３ロータであり、
　前記右側第２ロータは、前記右側第１ロータ及び前記右側第３ロータよりも左右方向外側に、前記ロータの回転面の半径分ずれて位置し、
　前記左側第２ロータは、前記左側第１ロータ及び前記左側第３ロータよりも左右方向外側に、前記ロータの回転面の半径分ずれて位置し、
　前記制御部は、前記右側第１ロータ、前記右側第２ロータ及び前記左側第３ロータを、上から見て回転方向が反時計回りとなるように回転させ、前記右側第３ロータ、前記左側第１ロータ及び前記左側第２ロータを、回転方向が時計周りとなるように回転させる
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、前記棒状支持部材それぞれに３以上配置される
　垂直離着陸機。
　請求項１３に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、左右一対のロータからなるロータ群を複数形成するように、前記棒状支持部材それぞれに同数配置され、
　複数の前記ロータ群のうち１つのロータ群に属するロータは、他のロータ群に属するロータと上下方向の位置が異なる
　垂直離着陸機。
　請求項１４に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、前記棒状支持部材それぞれに、平面視で、前後方向に平行な同一直線上に位置するように３つ配置され、
　右側の前記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ右側第１ロータ、右側第２ロータ及び右側第３ロータであり、
　左側の前記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ左側第１ロータ、左側第２ロータ及び左側第３ロータであり、
　前記右側第１ロータ、前記右側第２ロータ、前記左側第１ロータ及び前記左側第２ロータは上下方向の位置が同じであり、前記右側第３ロータ及び前記左側第３ロータは、前記右側第１ロータ、前記右側第２ロータ、前記左側第１ロータ及び前記左側第２ロータよりも上方に位置し、
　前記制御部は、前記右側第１ロータ、前記右側第３ロータ、前記左側第２ロータを、上から見て回転方向が反時計回りとなるように回転させ、前記右側第２ロータ、前記左側第１ロータ及び前記左側第３ロータを、回転方向が時計周りとなるように回転させる
　垂直離着陸機。
　請求項１４に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、前記棒状支持部材それぞれに、平面視で、前後方向に平行な同一直線上に位置するように３つ配置され、
　右側の前記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ右側第１ロータ、右側第２ロータ及び右側第３ロータであり、
　左側の前記棒状支持部材に配置される３つのロータは、前方から後方にむかって順に並ぶ左側第１ロータ、左側第２ロータ及び左側第３ロータであり、
　前記右側第１ロータ、前記右側第３ロータ、前記左側第１ロータ及び前記左側第３ロータは上下方向の位置が同じであり、前記右側第２ロータ及び前記左側第２ロータは、前記右側第１ロータ、前記右側第３ロータ、前記左側第１ロータ及び前記左側第３ロータよりも上方に位置し、
　前記制御部は、前記右側第１ロータ、前記右側第２ロータ、前記左側第３ロータを、上から見て回転方向が反時計回りとなるように回転させ、前記右側第３ロータ、前記左側第１ロータ及び前記左側第２ロータを、回転方向が時計周りとなるように回転させる
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　胴体と、
　前記胴体と結合し、前記左右一対の棒状支持部材を連結する左右方向に延在する固定翼
　を更に具備する垂直離着陸機。
　請求項１７に記載の垂直離着陸機であって、
　前記固定翼に配置された、前記ロータ由来の振動に対して逆位相の高調波振動を発生する動翼
　を更に具備する垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、前記棒状支持部材の下部に配置される
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記棒状支持部材の下部後方に配置された下向きに延在する垂直尾翼を更に具備し、
　前記垂直尾翼の先端は前記推進プロペラの回転面より下方に位置する
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記制御部は、前進飛行時に、最も前方に位置するロータを、その回転面を進行方向に対し前傾するように制御して、前記推進プロペラに加えて、又は、前記推進プロペラに替えて、推進用として機能させる
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記制御部は、前進飛行時に、最も前方に位置するロータの揚力と空気抵抗が最小となるように、前記最も前方に位置するロータの回転数及び／又は当該ロータのブレードのピッチ角を制御する
　垂直離着陸機。
　請求項１に記載の垂直離着陸機であって、
　前記ロータは、左右一対のロータからなるロータ群を複数形成するように、前記棒状支持部材それぞれに同数配置され、
　複数の前記ロータ群のうち１つのロータ群に属するロータの前記ブレードの数は、他のロータ群に属するロータと異なる
　垂直離着陸機。