JP7610449B2

JP7610449B2 - 航空機

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Publication number: JP7610449B2
Application number: JP2021054480A
Authority: JP
Inventors: 雅彦淺沼
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2021-03-29
Filing date: 2021-03-29
Publication date: 2025-01-08
Anticipated expiration: 2041-03-29
Also published as: US11897598B2; US20220306289A1; JP2022151924A

Description

本発明は、複数の内燃機関を備える航空機に関する。

特許文献１には、電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ機）と称される航空機が示される。この航空機は、胴体の左右に配置される複数の離着陸用ロータと、後翼の上方に配置される複数の巡航用ロータと、を備える。ｅＶＴＯＬ機は、離陸後に、垂直に上昇し、ある程度の高度に達した後に、前方への移動を開始する。また、ｅＶＴＯＬ機は、前方への移動を停止し、垂直に降下し、着陸する。ｅＶＴＯＬ機は、前方への移動開始時及び前方への移動停止時に、離着陸用ロータと巡航用ロータを併用する。

米国特許出願公開第２０２０／０１１５０４５号明細書

特許文献１の航空機では、複数の離着陸用ロータのうちの一部が巡航用ロータの後方側且つ下方側に配置される。この航空機で離着陸用ロータと巡航用ロータが併用されると、離着陸用ロータの上方側に発生する気流と巡航用ロータの後方側に発生する気流とが干渉する。すると、離着陸用ロータが発生させる揚力と巡航用ロータが発生させる推力に影響がでる虞がある。

本発明はこのような課題を考慮してなされたものであり、離着陸用ロータが発生させる第１気流と巡航用ロータが発生させる第２気流との干渉を抑制することができる航空機を提供することを目的とする。

本発明の態様は、
胴体と、
前記胴体に接続される翼と、
上下方向への移動を行うために下方側に第１気流を発生させる複数の離着陸用ロータと、
前方への移動を行うために後方側に第２気流を発生させる巡航用ロータと、
を備え、
複数の前記離着陸用ロータは、前記巡航用ロータの後方側に配置される後部ロータを含む航空機であって、
前記第２気流の方向を変化させ得る気流偏向機構と、
上下方向への移動から前方への移動への移行時と、前方への移動から上下方向への移動への移行時の少なくとも一方で、前記後部ロータが発生させる前記第１気流と前記第２気流との干渉を抑制するために、前記気流偏向機構を制御するコントローラと、
を備える。

本発明によれば、離着陸用ロータが発生させる第１気流と巡航用ロータが発生させる第２気流との干渉を抑制することができる。

図１は航空機の平面図である。図２は右側の離着陸用ロータが発生させる第１気流と右側の巡航用ロータが発生させる第２気流とを示す図である。気流偏向装置と第１ロータユニットと第２ロータユニットを示すブロック図である。図４は気流偏向テーブルを示す図である。図５は気流偏向の一例を示す図である。図６は気流偏向の一例を示す図である。図７は気流偏向装置の動作を示すフローチャートである。図８Ａは航空機の離陸から着陸までの時間経過と高度の変化とを示す図であり、図８Ｂは時間経過と方位角（回転角度）の変化とを示す図である。

以下、この発明に係る航空機について実施形態を挙げ、添付の図面を参照して詳細に説明する。

［１航空機１０の全体の構成］
図１を用いて航空機１０の全体の構成を説明する。本実施形態では、航空機１０として、駆動源を電動モータとするロータで揚力及び推力を発生させる電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ機）を想定する。なお、本明細書では、鉛直上向きを上方向（上方）とし、鉛直下向きを下方向（下方）とする。また、航空機１０が水平方向に移動（飛行）するときの移動方向を前方向（前方）とし、その逆方向を後方向（後方）とする。また、航空機１０から前方に向いた状態で、航空機１０の幅方向の右側の方向を右方向（右方）とし、幅方向の左側の方向を左方向（左方）とする。また、各部を航空機１０の真上の位置から見ることを航空機１０の平面視という。各部を航空機１０の前方の位置から見ることを航空機１０の正面視という。

航空機１０は、胴体１２と、前翼１４と、後翼１６と、２つのブーム１８と、８つの離着陸用ロータ２０と、２つの巡航用ロータ２２と、を備える。胴体１２の中心軸線Ａは前後方向に延びる。航空機１０の構造は、中心軸線Ａを含む垂直平面を中心にして左右対称である。図１に示されるように、平面視において、中心軸線Ａは、航空機１０の重心Ｇと重なる。

胴体１２は、前後方向に長い。胴体１２は、重心Ｇよりも前方に位置する胴体前部１２ｆと、重心Ｇよりも後方に位置する胴体後部１２ｒと、を有する。胴体前部１２ｆは、前端側が細くなるように構成される。胴体後部１２ｒは、後端側が細くなるように構成される。なお、胴体１２の本体には部分的にフェアリングが被せられる。本明細書では、本体とフェアリングを含めて胴体１２、胴体前部１２ｆ、胴体後部１２ｒと称する。

前翼１４は、胴体１２の胴体前部１２ｆの上部に接続され、航空機１０が前方へ移動するときに揚力を発生させるように構成される。前翼１４は、中心から左右に延びる前翼本体（水平安定板ともいう）２６と、前翼１４の後縁に配置される左右のエレベータ２８と、を有する。

後翼１６は、胴体１２の胴体後部１２ｒの上部にパイロン３２を介して接続され、航空機１０が前方へ移動するときに揚力を発生させるように構成される。後翼１６は、中心から左右後方に延びる後翼本体３４と、後翼１６の後縁に配置される左右のエレボン３６と、後翼１６の左右の翼端に配置される一対の垂直尾翼３８と、を有する。各垂直尾翼３８は、尾翼本体４２（垂直安定板ともいう）と、垂直尾翼３８の後縁に配置されるラダー（不図示）と、を有する。

後翼１６の翼面積は、前翼１４の翼面積よりも大きい。また、後翼１６の翼幅は、前翼１４の翼幅よりも長い。このような構成により、航空機１０が前方へ移動するときに後翼１６が発生させる揚力は、前翼１４が発生させる揚力よりも大きくなる。つまり、後翼１６は、航空機１０の主翼として機能する。後翼１６は、空気抵抗を少なくする後退翼である。一方、前翼１４は、航空機１０の先尾翼として機能する。

なお、航空機１０が前方へ移動するときに後翼１６が発生させる揚力と、航空機１０が前方へ移動するときに前翼１４が発生させる揚力が同程度であっても良い。前翼１４が発生させる揚力と後翼１６が発生させる揚力の大小関係は、重心Ｇの位置、巡航時の機体の姿勢等によって適宜決定される。また、所望の揚力が発生するように、前翼１４及び後翼１６の大きさ（翼面積、長さ等）は決定される。

２つのブーム１８は、胴体１２よりも右方に配置される右側のブーム１８と、胴体１２よりも左方に配置される左側のブーム１８と、からなる。２つのブーム１８は対をなし、中心軸線Ａを含む垂直平面を中心にして左右対称に配置される。２つのブーム１８は、前翼１４及び後翼１６に接続され、前翼１４及び後翼１６を介して胴体１２に接続される。２つのブーム１８は、離着陸用ロータ２０を支持する支持部材として機能する。

右側のブーム１８は、前方から後方に向かって延び且つ右方（幅方向の外側）に向かって弧状に湾曲する棒部材である。右側のブーム１８は、直線状の棒部材であっても良い。右側のブーム１８は、前翼１４の右側の翼端に接続されると共に、後翼１６の右翼のエレボン３６よりも内側に接続される。右側のブーム１８の前端は、前翼１４よりも前方に位置する。右側のブーム１８の後端は、後翼１６よりも後方に位置する。

左側のブーム１８は、前方から後方に向かって延び且つ左方（幅方向の外側）に向かって弧状に湾曲する棒部材である。左側のブーム１８は、直線状の棒部材であっても良い。左側のブーム１８は、前翼１４の左側の翼端に接続されると共に、後翼１６の左翼のエレボン３６よりも内側に接続される。左側のブーム１８の前端は、前翼１４よりも前方に位置する。左側のブーム１８の後端は、後翼１６よりも後方に位置する。

離着陸用ロータ２０は、第１モータ６４（図３）の出力軸に接続されるマスト（不図示）と、マストに接続されるハブ（不図示）と、ハブに接続される複数のブレード４６と、を有する。マストは、上下方向と平行になるように配置されており、上下方向に延びる軸２０Ａを中心にして回転可能である。複数のブレード４６は、ブーム１８、前翼１４及び後翼１６よりも上方に位置する。ブレード４６のピッチ角は可変である。このような構造により、離着陸用ロータ２０は、軸２０Ａを中心にして回転し、揚力を発生させる。１つの離着陸用ロータ２０と第１モータ６４とモータ駆動用の第１ドライバ６２（図３）は第１ロータユニット６０（図３）を構成する。なお、第１ロータユニット６０に１以上のバッテリが含まれていても良い。

８つの離着陸用ロータ２０は、胴体１２の右方に配置される４つの離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと、胴体１２の左方に配置される４つの離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと、からなる。右側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは、右側のブーム１８によって支持される。左側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは、左側のブーム１８によって支持される。前後方向の位置が同位置である右側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと左側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは対をなす。

図１に示されるように、前方から後方に向かって、一対の離着陸用ロータ２０ａと、前翼１４と、一対の離着陸用ロータ２０ｂと、一対の離着陸用ロータ２０ｃと、後翼１６と、一対の離着陸用ロータ２０ｄ（後部ロータ）と、がその順で配置される。各々の離着陸用ロータ２０ｄは、巡航用ロータ２２の後方側且つ上方側に配置される。

巡航用ロータ２２は、第２モータ７０（図３）の出力軸に接続されるマスト（不図示）と、マストに接続されるハブ（不図示）と、ハブに接続される複数のブレード（不図示）と、を有する。巡航用ロータ２２の周囲には円筒形のダクト５４が設けられる。マストは、後翼１６の下方の位置で前後方向と平行になるように配置されており、前後方向に延びる軸を中心にして回転可能である。このような構造により、巡航用ロータ２２は、前後方向に延びる軸を中心にして回転し、推力を発生させる。１つの巡航用ロータ２２と第２モータ７０とモータ駆動用の第２ドライバ６８（図３）は第２ロータユニット６６（図３）を構成する。なお、第２ロータユニット６６に１以上のバッテリが含まれていても良い。

２つの巡航用ロータ２２は、胴体１２の胴体後部１２ｒに配置される。巡航用ロータ２２の左右方向の位置は、各対の離着陸用ロータ２０の左右方向の位置よりも内側（胴体１２側）である。また、巡航用ロータ２２の前後方向の位置は、一対の離着陸用ロータ２０ｃと一対の離着陸用ロータ２０ｄとの間である。また、巡航用ロータ２２の回転軸の上下方向の位置は、離着陸用ロータ２０のブレード４６の上下方向の位置よりも下方側である。

２つの巡航用ロータ２２の前後方向の位置と上下方向の位置は一致する。また、２つの巡航用ロータ２２は、左右に並べて配置される。一方の巡航用ロータ２２は、胴体１２の中心軸線Ａを含む垂直平面よりも右方側に配置され、後翼１６の右翼によって支持される。他方の巡航用ロータ２２は、胴体１２の中心軸線Ａを含む垂直平面よりも左方側に配置され、後翼１６の左翼によって支持される。

右側の離着陸用ロータ２０ｄは、中心軸線Ａから右方向に第１距離だけオフセットして配置される。左側の離着陸用ロータ２０ｄは、中心軸線Ａから左方向に第１距離だけオフセットして配置される。右側の巡航用ロータ２２は、中心軸線Ａから右方向に第２距離だけオフセットして配置される。左側の巡航用ロータ２２は、中心軸線Ａから左方向に第２距離だけオフセットして配置される。第２距離は第１距離よりも小さい。つまり、左右の巡航用ロータ２２は、左右の離着陸用ロータ２０ｄよりも中心側に配置される。

［２気流偏向装置７８］
図２は、右側の離着陸用ロータ２０ｄが発生させる第１気流７４と右側の巡航用ロータ２２が発生させる第２気流７６とを示す図である。図２で示されるように、右側の離着陸用ロータ２０ｄ及び右側の巡航用ロータ２２は、中心軸線Ａに対して、胴体１２の右方に所定の距離だけオフセットして配置される。離着陸用ロータ２０ｄが回転すると、離着陸用ロータ２０ｄの下方側には第１気流７４が発生する。巡航用ロータ２２が回転すると、巡航用ロータ２２の後方側には第２気流７６が発生する。離着陸用ロータ２０ｄと巡航用ロータ２２が併用される場合、第１気流７４と第２気流７６は干渉する。左側の離着陸用ロータ２０ｄ及び左側の巡航用ロータ２２についても、右側の離着陸用ロータ２０ｄ及び右側の巡航用ロータ２２と同じことがいえる。

図３は、気流偏向装置７８と第１ロータユニット６０と第２ロータユニット６６を示すブロック図である。航空機１０は、気流偏向装置７８を有する。気流偏向装置７８は、計測器群８０と、回転センサ８２と、コントローラ８４と、第３ドライバ８６と、気流偏向機構８８と、を備える。気流偏向装置７８は、第１気流７４と第２気流７６との干渉を抑制するために、第２気流７６の進行方向を適宜変化させる。本明細書では、胴体１２の中心軸線Ａが延びる方向（軸線方向）に対して第２気流７６の進行方向が傾く角度を方位角θｄ（図５、図６）という。

計測器群８０は、航空機１０の飛行状態を検出する各種の計測器によって構成される。例えば、計測器群８０は、パイロットが操作する操作器具、例えば操縦桿等の操作量を計測するセンサを含む。また、計測器群８０は、航空機１０の水平方向の移動速度を計測する計測器を含んでも良い。また、計測器群８０は、航空機１０の高度を計測する計測器を含んでも良い。また、計測器群８０は、機体のヨー、ピッチ、ロールを計測する計測器を含んでも良い。また、計測器群８０は、風速及び風向きを計測する計測器を含んでも良い。計測器群８０の各計測器は、定期的に計測値をコントローラ８４に送信する。

回転センサ８２は、例えばロータリーエンコーダである。回転センサ８２は、気流偏向機構８８が有する第３モータ９８の回転角度θｒを計測する。第３モータ９８の回転角度θｒは、第２気流７６の方位角θｄに比例する。回転センサ８２は、計測した回転角度θｒをコントローラ８４に送信する。なお、本実施形態では、方位角θｄがゼロのときの回転角度θｒをゼロとする。

コントローラ８４は、離着陸用ロータ２０の回転制御、巡航用ロータ２２の回転制御、離着陸用ロータ２０及び巡航用ロータ２２を使用した機体のピッチ制御、及び、気流偏向機構８８の動作制御を行う。コントローラ８４は、例えば電子制御装置（ＥＣＵ）である。ＥＣＵは、演算部９０と、記憶部９２と、入出力部（不図示）等を有する。

演算部９０は、例えば、ＣＰＵ等のプロセッサによって構成される。この場合、記憶部９２に記憶されるプログラムがプロセッサによって実行されることによって、各機能が実現される。なお、演算部９０は、例えば、ＡＳＩＣ、ＦＰＧＡ等の集積回路によって構成されても良い。また、演算部９０は、ディスクリートデバイスを含む電子回路によって構成されても良い。演算部９０は、各計測器の計測値、回転センサ８２の計測値及び記憶部９２が記憶する情報を用いて演算を行い、第１ドライバ６２、第２ドライバ６８及び第３ドライバ８６に指令信号を出力する。

記憶部９２は、例えば、揮発性メモリと不揮発性メモリによって構成される。揮発性メモリとしては、例えばＲＡＭ等があげられる。不揮発性メモリとしては、例えばＲＯＭとフラッシュメモリ等があげられる。不揮発性メモリは、演算部９０によって実行されるプログラムの他に、ユーザによって予め入力される各種の情報を記憶する。本実施形態において、不揮発性メモリは、ロータ制御テーブル９４と気流偏向テーブル９６とを記憶する。ロータ制御テーブル９４は、各計測器の計測値と、第１モータ６４の目標回転数Ｒ１及び第２モータ７０の目標回転数Ｒ２と、を対応付ける。気流偏向テーブル９６は、第１モータ６４の目標回転数Ｒ１及び第２モータ７０の目標回転数Ｒ２と、第３モータ９８の回転角度θｒと、を対応付ける。例えば、図４で示されるように、気流偏向テーブル９６は、（目標回転数Ｒ２／目標回転数Ｒ１）と回転角度θｒとを対応付ける。また、記憶部９２は、最新の回転角度θｒを記憶する。

第３ドライバ８６は、気流偏向機構８８の第３モータ９８の駆動回路である。第３ドライバ８６は、コントローラ８４が出力する指令信号に基づいて、第３モータ９８に電力を供給する。

気流偏向機構８８は、第３モータ９８と、動力伝達機構１００と、を有する。第３モータ９８は、第３ドライバ８６から供給される電力に応じて動作する。動力伝達機構１００は、第３モータ９８の動作に応じて動作して、第２気流７６の方位角θｄを変化させる。例えば、図５で示されるように、動力伝達機構１００は、上下方向と平行する軸１０２を中心にして巡航用ロータ２２の全体又はダクト５４を回転させる。又は、図６で示されるように、動力伝達機構１００は、ダクト５４から後方に向かって延びる整流板１０４の向きを変化させても良い。

［３気流偏向装置７８の動作］
図７は、気流偏向装置７８の動作を示すフローチャートである。コントローラ８４の演算部９０は、以下で説明する処理を、所定時間毎に繰り返し行う。なお、以下では、右側の第１気流７４と第２気流７６との干渉を抑制する動作について説明するが、左側の第１気流７４と第２気流７６との干渉を抑制する動作も同じである。

ステップＳ１において、演算部９０は、各計測器の計測値を取得する。

ステップＳ２において、演算部９０は、取得した計測値とロータ制御テーブル９４に基づいて、８つの離着陸用ロータ２０の目標回転数Ｒ１と２つの巡航用ロータ２２の目標回転数Ｒ２を決定する。演算部９０は、決定した目標回転数Ｒ１に基づいて８つの第１ドライバ６２に制御指令を出力する。その結果、８つの第１モータ６４が動作し、８つの離着陸用ロータ２０が回転する。また、演算部９０は、決定した目標回転数Ｒ２に基づいて２つの第２ドライバ６８に制御指令を出力する。その結果、２つの第２モータ７０が動作し、２つの巡航用ロータ２２が回転する。

ステップＳ３において、演算部９０は、第１気流７４と第２気流７６との干渉度合を推定する。演算部９０は、離着陸用ロータ２０ｄの目標回転数Ｒ１と巡航用ロータ２２の目標回転数Ｒ２が所定値以上である場合、すなわち、離着陸用ロータ２０ｄと巡航用ロータ２２とが併用される場合に、第１気流７４と第２気流７６とが干渉する可能性があると判定する。例えば、上下方向への移動から前方への移動への移行時と、前方への移動から上下方向への移動への移行時に、離着陸用ロータ２０ｄと巡航用ロータ２２とが併用される。この場合、演算部９０は、干渉度合を判定するための指標として、第３モータ９８の回転角度θｒ、すなわち回転センサ８２の計測値を用いる。演算部９０は、記憶部９２に記憶される最新の回転角度θｒと所定の閾値とを比較することで、干渉度合の大小を判定する。

第３モータ９８の回転角度θｒが閾値未満である場合、すなわち第２気流７６の方位角θｄが小さい場合に、演算部９０は、干渉度合が大きいと推定する。この場合（ステップＳ４：ＹＥＳ）、処理はステップＳ５に移行する。一方、第３モータ９８の回転角度θｒが閾値以上である場合、すなわち第２気流７６の方位角θｄが大きい場合に、演算部９０は、干渉度合が小さいと推定する。この場合（ステップＳ４：ＮＯ）、処理は終了する。

ステップＳ５において、演算部９０は、第２気流７６の方位角θｄを決定する。第３モータ９８の回転角度θｒは方位角θｄに比例することから、回転角度θｒを決定することと方位角θｄを決定することは同義である。このため、演算部９０は、第３モータ９８の回転角度θｒを決定する。ここでは、演算部９０は、気流偏向テーブル９６を用いて第３モータ９８の回転角度θｒを決定する。この際、演算部９０は、ステップＳ２で決定した離着陸用ロータ２０ｄの目標回転数Ｒ１と巡航用ロータ２２の目標回転数Ｒ２を入力値とし、回転角度θｒを演算する。なお、演算部９０は、目標回転数Ｒ１、Ｒ２を入力値とする代わりに、実回転数を入力値としても良い。なお、ステップＳ５の時点で、目標回転数Ｒ１と目標回転数Ｒ２はともに所定値以上である。このため、気流偏向テーブル９６の入力パラメータである（目標回転数Ｒ２／目標回転数Ｒ１）がゼロになることはなく、また、発散することもない。

ステップＳ６において、演算部９０は、第３モータ９８の回転角度θｒが、ステップＳ５で決定した回転角度θｒとなるように、第３ドライバ８６に制御指令を出力する。このようにして、演算部９０は、第３モータ９８を制御し、第２気流７６の方位角θｄを所望の角度にする。

［４方位角θｄの遷移例］
図８Ａは、航空機１０の離陸から着陸までの時間経過と高度の変化とを示す図である。図８Ｂは、時間経過と方位角θｄ（回転角度θｒ）の変化とを示す図である。図８Ａで示されるように、航空機１０は、時点ｔ１で離陸し、時点ｔ１から時点ｔ２の間に垂直方向に一定速度で上昇し、時点ｔ２から時点ｔ３の間に垂直方向の移動から水平方向の移動に徐々に移行し、時点ｔ３以降に巡航する。また、航空機１０は、時点ｔ４まで巡航し、時点ｔ４から時点ｔ５の間に水平方向の移動から垂直方向の移動に徐々に移行し、時点ｔ５から時点ｔ６の間に垂直方向に一定速度で下降し、時点ｔ６で着陸する。

例えば、時点ｔ２から時点ｔ３の間及び時点ｔ４から時点ｔ５の間に離着陸用ロータ２０ｄと巡航用ロータ２２とが併用される。

図８Ｂで示されるように、時点ｔ２で、演算部９０は、第３モータ９８の回転角度θｒを最大角度θｒ＿ｍａｘにする。その結果、第２気流７６の方位角θｄは最大角度θｄ＿ｍａｘとなる。右側の巡航用ロータ２２を例にすると、最大角度θｄ＿ｍａｘは、右側の離着陸用ロータ２０が発生させる第１気流７４だけでなく、左側の離着陸用ロータ２０が発生させる第１気流７４とも干渉しない範囲で設定される。時点ｔ２で、演算部９０は、第２気流７６が第１気流７４から遠ざかるように第３モータ９８を制御する。このため、第１気流７４と第２気流７６との干渉は抑制される。

時点ｔ２から時点ｔ３の間では、機体が上昇するにつれて、離着陸用ロータ２０ｄの使用率が徐々に低くなり、巡航用ロータ２２の使用率が徐々に高くなる。すると、水平方向の機体の移動速度が徐々に上昇する。この場合、Ｒ２／Ｒ１が徐々に増加するため、演算部９０は、第３モータ９８の回転角度θｒを徐々に小さくする。その結果、第２気流７６の方位角θｄは徐々に小さくなる。つまり、時点ｔ２から時点ｔ３の間に、演算部９０は、第２気流７６を第１気流７４に徐々に近づける。

時点ｔ３で方位角θｄは略ゼロである。この時点で、離着陸用ロータ２０ｄは使用されていないか、又は、極低速で回転する。つまり、第１気流７４は実質的に発生していない。このため、第１気流７４と第２気流７６との干渉は発生しない。

時点ｔ４で方位角θｄは略ゼロである。この時点で、離着陸用ロータ２０ｄは実質的に使用されていない。つまり、第１気流７４は発生していない。このため、第１気流７４と第２気流７６との干渉は発生しない。

時点ｔ４から時点ｔ５の間では、機体が下降するにつれて、離着陸用ロータ２０ｄの使用率が徐々に高くなり、巡航用ロータ２２の使用率が徐々に低くなる。すると、水平方向の機体の移動速度が徐々に低下する。この場合、Ｒ２／Ｒ１が徐々に減少するため、演算部９０は、第３モータ９８の回転角度θｒを徐々に大きくする。その結果、第２気流７６の方位角θｄは徐々に大きくなる。つまり、時点ｔ４から時点ｔ５の間に、演算部９０は、第２気流７６を第１気流７４から徐々に遠ざける。

時点ｔ５で、演算部９０は、第３モータ９８の回転角度θｒを最大角度θｒ＿ｍａｘにする。その結果、第２気流７６の方位角θｄは最大角度θｄ＿ｍａｘとなる。時点ｔ５で、演算部９０は、第２気流７６が第１気流７４から遠ざかるように第３モータ９８を制御する。このため、第１気流７４と第２気流７６との干渉は抑制される。

［５変形例］
上記した実施形態では、演算部９０は、第３モータ９８の回転角度θｒを連続的に変化させることによって、第２気流７６の方位角θｄを連続的に変化させる。これとは別に、演算部９０は、第３モータ９８の回転角度θｒを段階的に変化させることによって、第２気流７６の方位角θｄを段階的に変化させても良い。例えば、演算部９０は、離着陸用ロータ２０ｄと巡航用ロータ２２が併用される場合に回転角度θｒを所定角度にし、併用されない場合に回転角度θｒをゼロにしても良い。また、演算部９０は、パイロットのスイッチ操作に応じて回転角度θｒを変化させても良い。

上記した実施形態では、巡航用ロータ２２の回転軸の上下方向の位置は、離着陸用ロータ２０のブレード４６の上下方向の位置よりも下方側である。この実施形態とは別に、巡航用ロータ２２の回転軸の上下方向の位置が、離着陸用ロータ２０のブレード４６の上下方向の位置よりも上方側又は同位置であっても良い。要するに、本発明は、巡航用ロータ２２から排出される空気と、離着陸用ロータ２０に吸い込まれる空気と排出される空気の少なくとも一方と、が干渉するような構造の航空機１０に適用可能である。

図７で示されるステップＳ３において、演算部９０は、離着陸用ロータ２０と巡航用ロータ２２を併用している状態で、機体の目標姿勢と実姿勢の乖離に基づいて干渉度合を推定しても良い。例えば、ピッチ角度の目標値がゼロであるにもかかわらず機体が後傾姿勢である場合は、巡航用ロータ２２の気流と離着陸用ロータ２０ｄの気流とが干渉し、離着陸用ロータ２０ｄによる揚力が要求通りに発生していない可能性がある。従って、機体のピッチ方向の制御において、ピッチ角度の目標値と実測値の乖離が大きい場合は、干渉度合が大きいと推定することができる。

［６実施形態から得られる技術的思想］
上記実施形態及び変形例から把握しうる技術的思想について、以下に記載する。

本発明の態様は、
胴体１２と、
前記胴体１２に接続される翼（前翼１４、後翼１６）と、
上下方向への移動を行うために下方側に第１気流７４を発生させる複数の離着陸用ロータ２０と、
前方への移動を行うために後方側に第２気流７６を発生させる巡航用ロータ２２と、
を備え、
複数の前記離着陸用ロータ２０は、前記巡航用ロータ２２の後方側に配置される後部ロータ（離着陸用ロータ２０ｄ）を含む航空機１０であって、
前記第２気流７６の方向を変化させ得る気流偏向機構８８と、
上下方向への移動から前方への移動への移行時（時点ｔ２～時点ｔ３）と、前方への移動から上下方向への移動への移行時（時点ｔ４～時点ｔ５）の少なくとも一方で、前記後部ロータが発生させる前記第１気流７４と前記第２気流７６との干渉を抑制するために、前記気流偏向機構８８を制御するコントローラ８４（演算部９０）と、
を備える。

上記構成では、後部ロータ（離着陸用ロータ２０ｄ）と巡航用ロータ２２の併用時に、コントローラ８４（演算部９０）は、第２気流７６の方向を第１気流７４の位置から遠ざけるように変化させる。このため、上記構成によれば、第１気流７４と第２気流７６との干渉を抑制することができる。

本発明の態様において、
前記後部ロータ（離着陸用ロータ２０ｄ）は、前記胴体１２の軸線（中心軸線Ａ）から左右方向の一方に第１距離だけオフセットして配置され、
前記巡航用ロータ２２は、前記胴体１２の前記軸線から左右方向の一方に前記第１距離よりも小さい第２距離だけオフセットして配置され、
前記コントローラ８４（演算部９０）は、
前記第１気流７４と前記第２気流７６との干渉を抑制する際に、前記胴体１２の軸線方向に対する前記第２気流７６の方位角θｄが大きくなるように前記気流偏向機構８８を制御し、
前方への移動速度の上昇に伴い、前記軸線方向に対する前記第２気流７６の方位角θｄを小さくするように前記気流偏向機構８８を制御しても良い。

上記構成によれば、コントローラ８４（演算部９０）は、巡航用ロータ２２の使用率が高くなるにつれて、第２気流７６の方位角θｄを小さくする。従って、巡航用ロータ２２による推進力を大きくすることができる。

本発明の態様において、
前記コントローラ８４（演算部９０）は、前記第１気流７４と前記第２気流７６の干渉度合を推定し、推定結果に応じて前記胴体１２の軸線方向に対する前記第２気流７６の方位角θｄを決定しても良い。

本発明の態様において、
前記コントローラ８４（演算部９０）は、前記後部ロータ（離着陸用ロータ２０ｄ）の回転数と前記巡航用ロータ２２の回転数に応じて前記胴体１２の軸線方向に対する前記第２気流７６の方位角θｄを決定しても良い。

本発明の態様において、
前記気流偏向機構８８は、前記巡航用ロータ２２の向きを変えるアクチュエータ（第３モータ９８）を備えても良い。

本発明の態様において、
前記気流偏向機構８８は、
前記巡航用ロータ２２の後方に配置される整流板１０４と、
前記整流板１０４の向きを変えるアクチュエータ（第３モータ９８）と、を備えても良い。

なお、本発明に係る航空機は、上記実施形態及び変形例に限らず、本発明の要旨を逸脱することなく、種々の構成を採り得ることはもちろんである。

１０…航空機１２…胴体
１４…前翼（翼）１６…後翼（翼）
２０…離着陸用ロータ
２０ｄ…離着陸用ロータ（後部ロータ）２２…巡航用ロータ
７４…第１気流７６…第２気流
８４…コントローラ８８…気流偏向機構
９０…演算部
９８…第３モータ（アクチュエータ）１０４…整流板

Claims

胴体と、
前記胴体に接続される翼と、
上下方向への移動を行うために下方側に第１気流を発生させる複数の離着陸用ロータと、
前方への移動を行うために後方側に第２気流を発生させる巡航用ロータと、
を備え、
複数の前記離着陸用ロータは、前記巡航用ロータの後方側に配置される後部ロータを含む航空機であって、
航空機の平面視において前記胴体の軸線方向に対する前記第２気流の角度が変化するように、前記第２気流の方向を変化させ得る気流偏向機構と、
上下方向への移動から前方への移動への移行時と、前方への移動から上下方向への移動への移行時の少なくとも一方で、前記後部ロータが発生させる前記第１気流と前記第２気流との干渉を抑制するために、前記気流偏向機構を制御するコントローラと、
を備える、航空機。
胴体と、
前記胴体に接続される翼と、
上下方向への移動を行うために下方側に第１気流を発生させる複数の離着陸用ロータと、
前方への移動を行うために後方側に第２気流を発生させる巡航用ロータと、
を備え、
複数の前記離着陸用ロータは、前記巡航用ロータの後方側に配置される後部ロータを含む航空機であって、
前記第２気流の方向を変化させ得る気流偏向機構と、
上下方向への移動から前方への移動への移行時と、前方への移動から上下方向への移動への移行時の少なくとも一方で、前記後部ロータが発生させる前記第１気流と前記第２気流との干渉を抑制するために、前記気流偏向機構を制御するコントローラと、
を備え、
前記後部ロータは、前記胴体の軸線から左右方向の一方に第１距離だけオフセットして配置され、
前記巡航用ロータは、前記胴体の前記軸線から左右方向の一方に前記第１距離よりも小さい第２距離だけオフセットして配置され、
前記コントローラは、
前記第１気流と前記第２気流との干渉を抑制する際に、前記胴体の軸線方向に対する前記第２気流の方位角が大きくなるように前記気流偏向機構を制御し、
前方への移動速度の上昇に伴い、前記軸線方向に対する前記第２気流の方位角を小さくするように前記気流偏向機構を制御する、航空機。
胴体と、
前記胴体に接続される翼と、
上下方向への移動を行うために下方側に第１気流を発生させる複数の離着陸用ロータと、
前方への移動を行うために後方側に第２気流を発生させる巡航用ロータと、
を備え、
複数の前記離着陸用ロータは、前記巡航用ロータの後方側に配置される後部ロータを含む航空機であって、
前記第２気流の方向を変化させ得る気流偏向機構と、
上下方向への移動から前方への移動への移行時と、前方への移動から上下方向への移動への移行時の少なくとも一方で、前記後部ロータが発生させる前記第１気流と前記第２気流との干渉を抑制するために、前記気流偏向機構を制御するコントローラと、
を備え、
前記コントローラは、前記第１気流と前記第２気流の干渉度合を推定し、推定結果に応じて前記胴体の軸線方向に対する前記第２気流の方位角を決定する、航空機。
胴体と、
前記胴体に接続される翼と、
上下方向への移動を行うために下方側に第１気流を発生させる複数の離着陸用ロータと、
前方への移動を行うために後方側に第２気流を発生させる巡航用ロータと、
を備え、
複数の前記離着陸用ロータは、前記巡航用ロータの後方側に配置される後部ロータを含む航空機であって、
前記第２気流の方向を変化させ得る気流偏向機構と、
上下方向への移動から前方への移動への移行時と、前方への移動から上下方向への移動への移行時の少なくとも一方で、前記後部ロータが発生させる前記第１気流と前記第２気流との干渉を抑制するために、前記気流偏向機構を制御するコントローラと、
を備え、
前記コントローラは、前記後部ロータの回転数と前記巡航用ロータの回転数に応じて前記胴体の軸線方向に対する前記第２気流の方位角を決定する、航空機。
請求項１～４のいずれか１項に記載の航空機であって、
前記気流偏向機構は、前記巡航用ロータの向きを変えるアクチュエータを備える、航空機。
胴体と、
前記胴体に接続される翼と、
上下方向への移動を行うために下方側に第１気流を発生させる複数の離着陸用ロータと、
前方への移動を行うために後方側に第２気流を発生させる巡航用ロータと、
を備え、
複数の前記離着陸用ロータは、前記巡航用ロータの後方側に配置される後部ロータを含む航空機であって、
前記第２気流の方向を変化させ得る気流偏向機構と、
上下方向への移動から前方への移動への移行時と、前方への移動から上下方向への移動への移行時の少なくとも一方で、前記後部ロータが発生させる前記第１気流と前記第２気流との干渉を抑制するために、前記気流偏向機構を制御するコントローラと、
を備え、
前記気流偏向機構は、
前記巡航用ロータの後方に配置される整流板と、
前記整流板の向きを変えるアクチュエータと、を備える、航空機。