JPH0288395A - 翼を支持するパイプ機構と複数のプロペラとを備えた垂直離着陸機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、垂直離着陸し、水平飛行可能な飛行機に関し
、−層詳しくは、複数のプロペラを有し、流体モータに
よって駆動され、傾斜及び回動可能な少なくとも２対の
翼を持つ垂直離着陸機に関するものである。

プロペラ駆動により水平方向に推進する乗物あるいは飛
行機に関しては、出願人の米国特許第３．７９０，１０
５号、３，８２３，８９８号、９．９８３，８３３ある
いは４．１２６゜５２２号に由来する。

パイプの取り付けられたプロペラを流体モータによって
駆動する空用の乗物としては、例えば出願人の米国特許
３，２１１，３９９号、３゜２５３．８０６号、３，３
４５，０１６号、３゜４９７．１６２号あるいは３，６
１４，０２９号がある。飛行機に関する出願人の最も新
しい米国特許は４．１３６８４５号で、この特許には翼
に格納可能なプロペラが開示されている。これらの全て
の特許は、プロペラを液圧駆動させるものである。

これらとは異なり、回動可能な翼を持つ垂直離着陸の可
能な飛行機の開発が行われてきた。この飛行機では、プ
ロペラがエンジンによって直接にあるいは翼の部分から
プロペラにかけての胴体に延びる機械的なトランスミッ
ションを介して駆動される。

プロペラを駆動させるためのエンジンが翼あるいは翼部
分に取り付けられている、垂直離着陸機（ＶＴＯＬ＝Ｖ
ｅｒむ１ｃａｌｌｙ　Ｔａｋｉｎｇ　Ｏｆｆ　ａｎｄ　
Ｌａｎｄｉｎｇ　Ａｉｒｃｒａｆｔ）は、現実に製作さ
れ、また発表されている。そのうちの少なくとも１つの
タイプは、商業的な飛行機会社によって製作され、また
空軍が製作に成功しており、またＶＴＯＬ機を駆動させ
るプロペラの重量タイプに関しては公表されている。Ｖ
ＴＯＬ戦闘機を駆動させるジェットエンジンは本発明に
関係しない。それらはプロペラ駆動ではないからである
。

翼にエンジンを搭載した飛行機よりも更に本発明に近い
発明は、１つ以上のエンジンが胴体に搭載された飛行機
で、機械的なトランスミッション１段か胴体のエンジン
から翼のプロペラに向けて延びている。最後に述べた型
の最も近い飛行機としては、例えば次のパテントがある
。

米国特許３，１８１．８１０号 この発明はカナダでも特許されている。そこには、それ
ぞれ１つのプロペラをＪＴする１対の翼部か開示されて
いる。複数のエンジンは、胴体に塔載され、通常のトラ
ンスミッション手段を駆動させる。このトランスミッシ
ョンは機械的なものである。トランスミッションは、エ
ンジンから胴体部と翼の部分とを通ってプロペラへと延
びている。この特許には詳細な内容が記載されているけ
れども、それに要する部品点数は非常に多く、これがｒ
ｆＬ址の増大を招いている。翼は追加の機構を必要とし
、プロペラを支持するために軸受が必要である。この特
許は飛行機の全体の重量、殊にリフトバランスの点で考
慮に欠ける。トランスミッション、翼機構及びプロペラ
シャフト軸受といった多くの重い部品を塔載した飛行機
がどの程度のｒｒＬｍを持ち上げることができのかとい
う点については何等の記載もない。

現在量も良く知られている、翼マ飛ぶ垂直離陸機は、オ
スプレイ機（Ｏ５ＰＲＥＶ）である。しかしながら、こ
の機は、ただ２つのプロペラを有し、このために垂直移
動に充分な効果を得られない。そのために、高価なガス
タービンを必要としている。

翼で飛ぶ垂直離陸機として最も進んだ飛行機は、出願人
自身の米国特許４，３８７，８６６号（特願昭６１−２
２９８０５号）に開示された発明である。この発明では
、流体によって同期駆動するプロペラを用いている。し
かしながら、そのエンジンは重く、パイプ機構の中間に
ある曲げが多くの費用と胴体内部に多くのスペースを必
要とし、またパイロットの視覚の邪魔になる。

上記した全ての先行技術は、出願人自身のものを除いて
リフトウェイトバランスに欠ける。これらは、機械的な
トランスミッション手段あるいは翼にプロペラ駆動エン
ジンを備えていた。

出願人は、先行技術が垂直離陸機としては経済的でない
ことを見出した。先行のこの種の飛行機は実施化の点で
費用がかかりすぎる。というのは、こうした超重量は、
高価で軽い強力なエンジンを必要とするからである。飛
行機の部品が非常に多く、それらの総重量は少燃費で掻
く限られた馬力の低価格エンジンではまかないきれない
からである。

本発明の目的は、従来技術の抱える問題点を克服し、非
常に安全に垂直に離着陸し水平に移動可能で、産業上経
済的に実施可能あるいは高性能の飛行機を提供すること
にある。

また、本発明では、従来技術の有していた多くの用量あ
る部品を取り去り、小重量で信頼性の高く単純な手段を
提供する。本発明は、従来技術が超重量によって燃料を
非常に多く消費するという点をなくし、垂直離着陸し、
翼によって前進飛行する飛行機にとって重要な点を明確
に分析するものである。

一般的な航空機工学では、航空エンジンのクランクシャ
フトのフランジにプロペラを直結して駆動させるのが最
も経済的な方法であると考えられていた。プロペラをエ
ンジンのクランクシャフトに直結することによってトラ
ンスミッションの伝達損失を回避する必要がある。とい
うのは、トランスミッションがエンジンとエンジンの被
動手段との間に介在すると、トランスミッションにおい
て諸損失が生じるからである。

一見して絶対的に真実であるという印象を与えるこの一
般的な航空機工学の推論は、−単純にはトランスミッシ
ョンが損失をもたらすというのは真実であるが一本出願
の発明者が見出したようにある事情の元では航空工学の
進歩をかなりの程度妨げることとなった不運な誤りであ
る。

このことは、明細書の第１図を参照すれば明らかである
。

ニュートン力学によって一般的に知られているように力
は質量と加速度の積によって得られる。

Ｆｏｒｃａ　　−ｍａｓｓ　　ｘａｃｃｅｌｌｅｒａＬ
ｉｏｎ；　　　ｏｒ：　　Ｆ、−ｍ−ａ・・・（１）式 第１図においてプロペラ円を通る空気の量は、Ｉ−ρ・
Ｆ−Ｖ、　　　　　・・・（２）式そして、速度”ｖＯ
”＝０から最終速度ｖ２にかけてプロペラ円を通って流
れる空気の量の加速度は、 ａ　−Ｖ、　／　５ｅｃｏｎｄ　　　・−（３）式この
結果、ニュートンの法則によって得られる力は、 Ｆｘ　”　ｐｐｖｌ　ｖ、／ｓ　　　”　”　’　（４
）式そして、フリュドの定理から知られているように、
プロペラ円を通る速度はプロペラ円の前後の速度の中間
値であり、それは、 Ｖｌ　＝　（Ｖｏ”Ｖｚ）／２　　　　・・・（５）式
飛行機が垂直プロペラ軸を上昇も下降もしないホバリン
グ状態に保っておくための力は、ＦＫ”　　ρＦＶ、　
Ｖ２＝　　ρＦＶ、　２Ｖ、　＝　ｐＦ２Ｖ、”・・・
（６）式 ％式％） ・・・（７）式 プロペラの後方の気流の運動エネルギは、ＥＫ−Ｉｌｌ
／２　（２Ｖ、）’　−２ρＦＶ、３・Ｎ・（８）式 上記（２）式をＶｌに変換すると、 Ｖ、・３狸が　　　・・・（９）式 また、（３）式の”Ｖｌ”は（１）式に代入できるから
、これによって次の式が得られる。

ＩＩ　−５−２ρＦ［３Ｊ７万１１２ 又は、 １１・Ｓ−２ρＦｆ万ｉ３胛 又は、 ■３讃Ｓ３・８ρ３Ｆ３　Ｎ／２ρＰＮ／２ρＦ又は、 Ｈ３−Ｓ’　−８／４　ρＦＮ２−−　・（１０）式Ｉ
ｔ−ＩＳ　ｓ？　　　　・−・（ＩＩ）式又は Ｎ−５９口■　　　　　・・・（１２）式上記方程式で
は、以下の値が用いられる。

＝空気の密度（例えば：　Ｋｇｓ２７ｍ４　）Ｎ＝動力
（例えば二にｇｍ、／ｓ） ５＝Ｈ＝推力または揚力（例えば二にｇ）■＝力積（例
えば＝にｇ） ＶＩ＝プロペラ円の空気の速度（即ちｍ／ｓ）ｍ＝流れ
る空気の質量（例えば＝Ｋｇ質量＝にｇ７９．８１） Ｆ＝プロペラ円の面Ｍ（例えばｍ２） 本発明を説明する第１段階として、本飛行機で使用され
るプロペラ数を決める値としてＭを導入する。従来のヘ
リコプタと比較するために、これと同じ直径のプロペラ
を考える。プロペラを比較する場合には、その形状、ピ
ッチ、配置等も全く同じにすべきである。

第２段階として、トランスミッションの伝達効率として
”η”を導入する。このトランスミッションは５等しい
流量の流体が流れる別々の複数の流体液圧伝達装置であ
っても良い。

η”と”Ｍ”を（１１）式に導入し、これによって（１
１）式を変換すると、 Ｈ−５−Ｍ’　　２ｐＦｈｙＮ／Ｍ）”−・・・（Ｈ）
式この（Ｉ３）式は、本発明の重要な手段と認められる
、非常に興味ある事実を示している。

例えば： この式は、揚力がプロペラ数Ｍと同一の大きさであるこ
とを示している。

しかも、この式は揚力がトランスミッションの伝達損失
に対して平行には減少されないで、効率損失の２乗の立
方根で減少するという驚くべき事実を示している。

本出願人の式によって表わされる特徴は、与えられた動
力によって得られる。換言すれば、本出願人の式は、あ
る動力を利用できる場合、プロペラの数を増加すると、
空輸飛行機の揚力、即ち搬送能力が増加し、またプロペ
ラの数を増加したときに、複数のプロペラに動力を伝達
するトランスミッションで生じる諸損失は、この損失が
トランスミッションの動力を減少させるのと同じ比率で
は揚力、つまり搬送能力を減少させないで、−掃少なく
減少させる、即ち、２乗の立方根でのみ減少させる。

要約すれば、本出願人の式は、プロペラの数を増すにつ
れて上昇能力または搬送能力が増加することを示してい
る。

本発明を説明する次の段階として、従来のヘリコプタと
、本発明の複数プロペラ飛行機とを比較するために、（
１３）式において等しい値を使用する。

（１３）式における等しい値とは、等しい動力”Ｎ”と
１等しい値“２“と、密度”ρ”の等しい値と、プロペ
ラ円を通る横断面積”Ｆ”の等しい値を含むプロペラ寸
法の等しい値とを意味する。

航空工学装置を比較するためには、（１３）式において
これらの等しい値を除外し、これによって本出願人の比
較係数”ＦＴＬ”を示す比較式（１４）が得られる。　
即ち、 ＦＴＬ−Ｍ　５ワ「　　　　又は Ｆ７．、・φ口Ｆ　　　　・・・（１４）式上記式によ
れば、比較係数”ＦＴＬ”を直ちに見ることのできる比
較ダイヤグラムを計算でき、この比較ダイヤグラムは、
一定数のプロペラと一定効率のトランスミッションとを
備える装置が、他のまたは従来のこの種の飛行機に比へ
て何倍の揚力があるかを示す。このダイヤグラムは第１
７図にンバしである。

通常のヘリコプタは、機械的な伝達損失とティルロータ
の駆動に必要な動力を引いた”ＦＴＬ”の値をイ１する
。手短にいえば、通常のヘリコプタは０．７５から０．
８５のＦ且を有する。

これまでは、所定の力を得るために、スラスト揚力、推
力等は、軸方向にプロペラが動かないという条件に基づ
いて計算されてきた。換言すれば、上記した方程式は、
停止しているプロペラに対しては妥当であるが、軸方向
に動くプロペラに対しては妥当でない。

飛行範囲について検討すると、飛行機はほぼ水平高速飛
行で訂進し、この場合、各速度における空気中の飛行機
の抵抗は、プロペラの牽引力と平衡している。本出願人
は、この飛行範囲を”フライトレンジ”と称する。これ
に反して、プロペラが駆動しない、つまりプロペラが停
止しているか、飛行機が空中停止飛行をしている範囲は
、上記した式が当てはまる範囲で、これを”スタンドレ
ンジ“もしくは”ホバリングレンジ”と称する。

しかし、本出願人の航空工学ハンドブックによれば、ス
タンドレンジとフライトレンジとの間にもう１つのレン
ジがある。このレンジを出願人のハンドブックでは、イ
ンタスラストレンジと呼ぶ。

このインタースラストレンジでは、飛行機は絶えず速度
を変更し、例えば、加速可能である。そのため、このイ
ンタースラストレンジは、加速レンジであると仮定する
こともできる。

上記したインタースラストレンジでは、プロペラのスラ
ストは、飛行機の速度が増加するときに漸次減少する。

こうした状況と条件の詳細は、インタースラストレンジ
におけるプロペラのスラストに関する出願人の次の式に
よって正確に決定される。

Ｓｉ・２Ｎｉｎ　ｘ　ηＧ／（Ｖｏ”　ｖ、ｚ＋［Ｔｒ
箔肩オ■／）ＭＦ］）・Ｋｇｉ　　　　　　　　　　・
・・（１５）式％式％ −−−−（ホ）→式１ （１６）式 インタースラストレンジのための上記した式の／ｉ（開
は本出願人の航空工学ハンドブックに掲載しである。両
方程式のうち、最初の方程式（１５）は、実際計算の簡
単な方程式であり、後者の方程式（１６）は、より正確
な方程式である。しかし、現実の計算は、よりむつかし
く、また時間もかかるものである。

飛行機が地球の表面と平行に水平飛行しているときや、
空中で移動している間の抵抗がプロペラの牽引力と平行
しているとき、あるいはプロペラのスラストが飛行機の
抵抗と同じで、しかもスラストと抵抗が向い合った方向
にあるときのフライトレンジでは、次の方程式が適用さ
れる。

胃　・　（ρ／２）Ｃｗ　＾　Ｖ、２　　　　　　　　
・−−（１７）式そして、更に同様にして次の式も通用
できる。

Ｎ　−Ｗ　Ｘ　Ｖｏ・−−（１８）式 式（１１）に式（１２）を代入すると、次式が得られる
。

Ｎ−（１”／２）Ｃｗ　Ａ　Ｖｏ’　Ｖｏ　　　・・・
（１９）式これを変換すると、 ｙ、　ｔ　ｓＪ丁■蚕フで砿−・・・（２０）式従って
、フライトレンジにある空中の飛行機の期待速度を直ち
に計りできる。

前記したフライトレンジの方程式では、以下の値を用い
ることができる。

Ｗ＝飛行機の抵抗Ｋｇ ＝空気の密度く例えば海面に近接した場合には０．１２
５にｇｓ２／ｍ４ Ａ＝羽（弯）の投影面積・ｍ２ Ｃｗ＝抵抗係数、ディメンションなし Ｎ＝動力＝にｇ　／　ｓ　ｅ　ｃ ＶＯ＝空気に対する飛行機の速度：ｍ　　　、／ｓ　ｅ
　ｃ　　（１４）式は次のように書くこともできる。

Ｖｏ　＝　３ヒｘ　’４−−　・（２１）式後の方程式
は、翼面積投影の直接的な影響と、フライトレンジのた
めの不変値の影響が表れている。

動力の影響と不変値の影響を更に一層明らかにするため
に式（２１）は次のように書き改めても良い。

Ｖ、・３４ｘ％ｘ”＄　　−・−（２２）式これによっ
てフライトレンジで得られる速さに対する全ての重要な
影響が明らかとなる。

上記方程式によれば、垂直離陸、垂直着陸、インタース
ラストレンジでの加速、及び実際の水平飛行のためのあ
らゆる条件を予め決定でき、かつまえもって正確に計算
できる。

この方程式の正しさは、本発明者の研究書での実際の試
験によって証明されている。

これらの方程式を用いると、どんな搏類の飛行機が離陸
と飛行について最も経済的であるかを詳細に、また前も
って示すダイヤグラムを開発できる。

上記方程式とダイヤグラムから見出すことができるよう
に、本発明者の液圧装置の液圧トランスミッションが、
エンジンまたはガスタービンのような動力プラントと多
数のプロペラとの間に設けられているときですら、動力
装置のクランクシャフトにプロペラがフランジ付けされ
ていれば、１つのプロペラにすえつけられた同一の駆動
装置で得られるよりも充分に高い揚力を得ることができ
る。これは、少なくとも垂直離陸、垂直着陸及びかなり
の速度での前進飛行に対しては真実である。エンジンｌ
基あたりの単独プロペラは、高速前進飛行でのみ、経済
性を存する。

この結果、本発明にもとづいて、動力プラントを用い、
はぼ比例するあるいは等しい流量の多数のの流体流を駆
動もしくは作り出し、それによフて飛行機の適当な位置
に配設される流体モータを介して多数のプロペラを駆動
することは一層経済的なことである。こうした理論は、
比較時に等しい全動力を装備することと、比較されたプ
ロペラが同じ直径、同じ寸法、同じピッチであるような
大きさを有することが条件である。もし、普通の飛行機
で、本発明と比べて他の大きさのプロペラまたは動力を
用いるならば、その比較は妥当でない。

従って、本発明によれば、空輸飛行機は、液圧流体モー
タにより駆動される複数のプロペラによって駆動され、
この飛行機においては、複数の流体モータが多流式ポン
プまたは流体搬送エンジンで発生される等しい流量の別
々の流体流れによって駆動され、また、上記ポンプがそ
れぞれの動力プラント、即ちエンジンによって駆動され
るかまたは原動される。

故に、本発明は実質的には２種類の主要空輸飛行機を提
供する。つまり、 垂直離着陸する多数プロペラ飛行機と、水平方向に始動
及び着陸する多数プロペラ飛行機で、 これらにおいては、プロペラの位置または方向を代える
ことができる能力が、この飛行機の飛行姿勢及び作用に
ｌ？Ｈし、かつ燃料を節約し及び飛行を経済的にする。

第１の飛行機の場合、本発明の好ましい実施例では、複
数のプロペラが用いられ、これらのプロペラは別々に翼
に設置され、動力装置に設けられたその複数のプロペラ
によって高い揚力の総和を得、また小さなスペースでの
経済的な垂直離陸と着陸を可能とする。

上記したプロペラは、液圧モータの軸に固定するのが望
ましい。また、液圧モータは、飛行機胴体部の各支承手
段に旋回可能に支持された流体パイプ構造体に固定する
のが良い。これによって、組直離着陸位置と水平前進飛
行位置との間で一致して複数のプロペラを旋回または傾
斜させることかできる。

本発明によれば、翼は上記した流体パイプ構造体に固定
することもでき、これにより重量の節約となる。翼はも
はや強度と安定性を得るためにそれ自体の骨格を備える
必要がなくなるからである。更に、流体パイプ構造体が
流体モータとプロペラとを旋回させるときに、翼は流体
パイプ構造体に留められ、これによフて支承されている
ので、この構造体と一緒に回転する。

この特殊な配置構造によって、翼は極めて小さくなる。

というのは、翼は飛行機を滑走路から空中へと上昇させ
る必要がないからである。適当な速度で飛行機を滑走路
から空中へと上昇させるために通常の型式の飛行機が必
要とする大きな翼は、本発明では節約される。本発明の
飛行機は、垂直に離陸でき、水平飛行状態で漸次翼を旋
回あるいは傾斜させてインタースラストレンジの前進速
度を得、結局は小さな翼で飛行し続けるに充分な前進速
度を得ることができるからである。

前記した方程式は、本発明に係る飛行機が垂直上昇また
は下降し、かつ適当な速度で前進飛行する際に比較的経
済的であることを示しているが、この飛行機が普通の飛
行機よりも小さな翼を必要とするだけであるので、高速
時９操作がより一層経済的であることも理解し得る。

比較的小さな翼、即ち方程式（１５）のサイズＡの特徴
は、本発明の飛行機が水平飛行時ですらも同一動力装備
で比較的に速い速度を得て、はぼ水平な前進飛行を行い
、なお−層経済性を高めるものであることを示す。

この結果、大きな翼の作用は着陸用のプロペラが受けも
つので、本発明に係る飛行機は、通常の飛行機よりも少
ないガソリン消費量で適当な速度の飛行を行うことがで
きる。

本発明のこの実施例によると、垂直離着陸の点では、ヘ
リコプタに比べて燃料を節約し、かつ経済的に使用すれ
ば、飛行時に更に燃料の節約を行うことができる。

更に本実施例は、製造が容易で、高価でなく。

また作動も安全で、しかも構成要素は信頼性に優れる。

更に別の特徴は、離陸後の水平飛行で本発明のこの実施
例に係る飛行機が同一搬送能力をもつヘリコプタよりも
僅少な燃料を消費するという点である。ヘリコプタは、
水平飛行でホバリングあるいは離陸燃料の約５０〜７０
％を消費する。

しかし、本発明に係る飛行機は、適当な速さの水平飛行
で離着陸時またはホバリング時よりも少ないもしくはそ
の１／４の燃料を消費するのみである。この飛行機は、
１００〜１５０にｍ／ｈの速度では、通常の自動車が同
一速度で使用するよりも一層少ない燃料を消費するだけ
である。比較的大きいまたはかなり大きな燃料消費は、
１５０〜７００Ｋｍ／ｈの高速時でのみ必要とされる。

この燃料消費の増加は当然であって、式（２１）から明
らかである。この式は、速度が使用動力、即ち燃料の３
乗で増加することを示している。要約すれば、速度を倍
加するには、他の要因がこの比率を減少させなければ燃
料を８倍にする必要がある。

更に詳細な数学、技術及び経済的な細部にわたる検討は
、本発明者の航空工学の他の実施例と共に数百の写真と
計算表を掲載した”私の航空工学ハンドブック“で研究
することができ、囚に上記ハンドブックは、下記から市
価で人手できる。

神奈川県葉山市−色２４２０、 ロータリーエンジン研究所 上記ハンドブックは、エンジンとポンプとモータのサン
プルを同様に記載しである。

以下本発明を図示した実施例に基づいて詳説する。

第１図では、プロペラ円を通る気流が示されており、第
１図の一部には、飛行機のホバリングのときの垂直軸線
のプロペラと垂直な空気の流れを示し、他の部分には、
前進飛行のときのプロペラ円を通る水平な空気の流れ水
平軸線をもつプロペラを示す。第１図右側において、飛
行機の、従ってプロペラの前進速度ｖ０はゼロである。

しかし図の左側では飛行機の、従って１文献から知られ
ているように、プロペラ円を通る速度は、第１図の右側
でｖｌに等しく、このＶ、は、■２がプロペラの後の空
気の速度であるときにｖ２／２に対応する。そして第１
図の左側において、プロペラ円を通る空気の速度もｖｌ
であり、このＶ！はＶ＋　＝　（ＶｏｔＶ２／２）に対
応する。これらのことは空気の流れの文献から一般に知
られているので、第１図は新しいものを何も含まない。

しかしながら、この出願には、これらのことが数字と公
式の基礎であることを説明するために入れである。例え
ば、第１図の右側部分が等式（１）〜（８）の基礎であ
り、一方第１図の左側部分が特に等式（９）と（１０）
の基礎である。等式（７）〜（１０）は文献から知られ
てない。これらのおよび他の等式の展開を再び本出願人
の航空工学ハンドブックに見ることができる。そこには
！ｊ数の説明と詳細が見られる。第２図は、翼で水平に
飛ぶことができる。本発明の垂直離陸および着陸する飛
行機の好ましい実施例を示す。第２図の上部に飛行機を
垂直飛行状態で示す。第２図の底部に、飛行機を水平飛
行状態で示し、第２図の右側部分に飛行機を水平飛行で
、しかも上から見た所を示す。この部分では飛行機は前
進飛行している。

飛行機の本体３１には、動カスチージョン１０が設けら
れているが、これは飛行機の中間部分または底部に位置
決めされるのが好ましい。動カスチージョンは、本体の
底部に沿って配置された。

複数の単一動力装置でも良い。

飛行機の本体３１には、旋回支承ホルダ２９と３０が設
けられている。それたのホルダに流体管構造体が旋回可
能に支持されている。しかしながら、その流体管は第２
図に見えない。支承部２９．３０において、流体モータ
、従ってプロペラおよび羽根を保持するための骨格−構
造を形成する流体管構造体を少なくとも垂直位置から水
平位置へ旋回させることができ、しかも好ましい実施例
では、突然他の物体が飛行機に向かって近ずくときに流
体管構造体を、飛行速度に制動をかけるためのブレーキ
位置に旋回させることもできる。翼２４〜２７が流体管
構造体に留めることができる。飛行機は翼なしで飛ぶこ
ともできる。しかし、そのときプロペラが地面に対して
傾斜位置に保たれる。従って、翼を流体管構造体に留め
て良いと言える。しかし翼を留めることまたは適用する
ことは本発明の飛行機にとって必須ではない。飛行機は
側面方向舵９と補助翼７゛を有する。

翼のいくつかには第４図に示したようにエレベータ８を
設けることがでろ、または翼のいくつかが昇降舵８とし
て作用しても良い。

次に空中の飛行機がどんな作用をするかを定義する。こ
れは本出願人の航空工学ハンドブックによると次のよう
になる。

垂直な静止または飛行は「ホバリング」である。

θη方移動はｒＲ行Ｊであり、および傾斜したプロペラ
軸線での移動は「移動」である。

従って、第２図の左側上部には飛行機が「ホバリング」
で示され、左側底部には飛行機が「飛行」で示され、第
２図の右側部分にも「飛行」で示されている。

飛行機の流体ライン構造体または骨格−構造体により流
体モータ４〜７が支持されている。流体モータは、この
図と他の図において液圧モータはガスまたは空気モータ
であることもできる。これらの流体モータは流体の流れ
により駆動される。流体モータが等しい回転速度で駆動
されると共に、本体に対し相対的に直径上の位置にある
モータは反対回転方向のモータ対を形成する。同様にプ
ロペラがプロペラ対を形成する。例えばプロペラ１４と
１５が一つのプロペラ対を形成し、−方ブロベラ１６と
１７が第二のプロペラ対を形成する。もちろん、同じプ
ロペラ対の各プロペラが同じプロペラ対の他のプロペラ
に対し反対方向に回転するが、同じプロペラ対の両プロ
ペラが同じまたは等しい回転速度を有し、すなわち単位
時間当りの等しい回転、例えば等しい毎分回転数を有す
る。

第２図の飛行機の内部構造体の一例を第４図に示す。

第３図はまた１：１００の尺度で示されている。この尺
度はすべての細部で絶対的に正確ではない。第３図は、
第２図と比較して、垂直に離陸する飛行機のためのいっ
そう精確なおよびいっそう望ましい解決を示す、しかし
ながら、第２図は第３図の飛行機よりいっそう容易に造
ることができ、かつ建造の費用がそんなに高くない。第
３図の飛行機鉱第２図の飛行機よりかなり費用がかかる
。第２図の飛行機は、その四つのプロペラの直径が比較
的多きいためいっそう容易に具体化することができる。

比較的大きい直径のプロペラは、同し動力設備の総和に
おいて小さい直径のプロペラよりずっと多く運びかつず
っと多く揚がる。従って、第２図の飛行機で離陸するの
はいっそう容易である。なぜなら、第２図のプロペラの
直径がいっそう大きいため、その飛行機は垂直離陸のた
めにいっそう少ない動力を必要とするからであり、従っ
て重量が軽い。というのは、いっそう少ない数のエンジ
ンまたはいっそう少ない動力のエンジンを必要とするか
らである。

第４〜７図の、垂直と水平に飛行できる飛行機の好まし
い細部のいくつかの例を示す。

第４図のおいて、動力装置例えばエンジン１１は、数字
１で示される、別々の流れにおける比例したまたは等し
い流量をもつ四つの別々の流れを供給するための４−流
れポンプまたは流体流れ発生手段を駆動する。従って、
動力装置１２と１３はそれぞれの４−流れポンプ２と３
を駆動する。

各場合に、それぞれの動力装置の動力が前記ポンプにお
いて複数の等しい動力部分に分割される。

等しい流量の多数の別々の流れのための流体流れ発生手
段−以下ポンプと呼ぶｍ−の各々から、互いに分離され
ていていかつ互いに連通していない四つの流体ラインが
それぞれの流体モータ４〜７へ延びている。各−つの流
体ラインがそれぞれの動力装置のポンプからモータ４〜
７のそれぞれの一つへ延びている。これらの流体ライン
は、図に番号をつけないでそれぞれの流体ラインで流体
の流れ方向を示すために矢印が描かれた線により図に示
されている。

飛行機には戻り流体ラインも設けられているが、戻り、
流体ラインを第４図には示していない。しかし、その代
わりに、流体管構造体のそれぞれの戻りラインからの戻
り流れに矢印をつけである。

戻り流体ラインの他の細部や流体ラインの数は、第４図
の読取りに負担がかかったりむずかしくなるのを防ぐた
めに第４図では省いである。流体ラインの詳細は第７図
に例により示されているので、そのような詳細は第４図
では必要ではない。

それぞれのラインの矢印は、流れがそれぞれのポンプか
らそれぞれのモータへどのように流れるのか、すなわち
この図では何が大事であるかを明瞭に示す。

第６図は、例により、種々の動力源から単一の流体モー
タへの複数の流れのそのような組合わせを示す。流体ラ
イン２３５，３３５，４３５は異なる動力装置の異なる
ポンプ１．１１および２゜１２および３，１３から来る
。一方向逆止弁１５を前記流体ラインに設けることがで
きる。流体ラインのそれぞれに一つずつ設ける。弁１５
を流線形にして、案内手段１６に案内することができる
。弁１５の後に−ｒ後」の意味を理解するために矢印を
参照−１三つの流体ラインが結合して単一の軽都合した
流体ライン１３５になる。この流体ライン１３５はそこ
からモータ４，５．６または７のうちの一つに行く。流
体ライン１３５内の圧力が弁１５を押圧してそれぞれの
流体ライン２３５，３３５または４３５に向かって閉じ
る。流体が流体ライン２３５，３３５または４３５を流
れるときに、それぞれの弁１５が開いてライン２３５ま
たは３３５または４３５からの流体の流れを共通の結合
した流体ライン１３５に通す。

しかし、反対方向の流れ、または逆流、または矢印方向
と反対の流れがそれぞれの弁１５の自動的な閉鎖により
防止される。

各動力装置が飛行機に巡回−流れポンプを有する三つの
動力装置があるとき、および四つのプロペラモータがそ
のような四つの結合した流れにより駆動されるときには
、第６図に示すような四つの弁セットがあるだろう。そ
れにより、四つの結合した流体ライン１３５の各々が三
つの動力装置の各動力装置の動力の約四分の−を受ける
だろう。流れとポンプとエンジンの数は例のつもりであ
る。他の所望の数を、第６図のような一方向逆止弁セッ
トで具体化することができる、従って、各モータ４，５
．６および７が一つの結合した流れ１３５を受け、それ
により前記モータの各々が、ポンプにより供給される流
体の四分の−および各エンジンまたは各動力装置の動力
の四分の−を受けるだろう。種々のエンジン−ポンプセ
ットからのいくつかの特定の流体ラインを結合しても、
別々の流体ライン１３５が互いに結合されないので、別
々の結合した流体ライン１３５の流量の等しさは乱され
ない。

さて第４図に戻ると、飛行機の本体３１が、支承スリー
ブ３０に旋回可能に支持された支持部２９を有すること
が分かるだろう。支承体２９が支承スリーブまたは支承
ハウジング３０に支持され、かつそこで旋回または回動
することができる。圧力流体送出しライン３４〜３７お
よび／または４４〜４７および戻り流体ライン４が支承
体２９を通って延びていてかつことに留められている。

第４図に見られるように、四つの支承ハウジング３０が
あり、四つの支承体２０が旋回可能に支持されている。

第９図に横断面図が見られる。

上部左側の支承セット２９〜３０が、流体送出しライン
３５と４５および一つまたは二つの戻りライン４を担持
している。上部右側支承セット２９〜３０が流体送出し
ライン３７と４７および−つまたは二つの戻りライン４
を担持している。下部左側の支承セット２９〜３０が流
体送出しライン３４．４４および一つまたは二つの戻り
流体ライン４を担持している。下部右側の支承セット２
９〜３０が流体送出しライン３６と４６およびつまたは
二つの戻り流体ライン４を担持している。

前述した支承セットを通って延びる流体ラインは、流体
管、例えば鋼管または軽金属管であるのが好ましい。鋼
管を使用する場合には、１．２〜２．５ｍｌの肉厚を有
することができる。鋼管は容易に溶接可能である特徴を
持つ。流体管の最も内側の端部が飛行機の本体３１の内
部に向かって開口しているが、これらの端部には他の流
体管部分に回動可能に接続するための接続手段が設けら
れているか、または流体管が可撓性圧力ホースを接続す
るための接続手段を有する。外端を構成する他端では、
それぞれの流体ラインがそれぞれの流体モータ４，５．
６または７のそれぞれの入口ポートまたは出口ボートに
留められている。流体管を直接前記モータに留める代わ
りに、ここでも付加的な接続手段または可撓性ホース間
にはさむことができる。しかしながら、そうしないで流
体管の他端、すなわち外端直接前記流体モータ４゜５．
６または７に留めるのが好ましい。しかしながら、内端
部では、ポンプから流体ラインへの可撓性接続は、支承
体２９が支承ハウジングまたはスリーブ３０で旋回また
は回動するときに、別々の流体ラインの密封を維持する
ために必須である。

本発明の重要な特異性は次の点にある。すなわち、ここ
に記載された流体管は、垂直および水平飛行でおよびイ
ンタースラスト−レンジでも、流体管構造体を支承セッ
ト２９〜３０で旋回または回動させるときに、モータ、
プロペラおよびまたは翼部を堅く支承するための流体管
構造体を形成するように、または付加的な手段と共に形
成するように利用されることにある。この目的のために
、結合コネクタ部分１２５が飛行機のそれぞれの右側構
造体をそれぞれの左側構造体と連結するために設けられ
ている、単純化したｍ語ｒ梼造体」は、ここではおよび
明細書の後の部分で、前記「流体管構造体」がこの言葉
により考慮されていることを示すように用いられている
。コネクタ１２５は、左側と右側の構造体のそれぞれの
流体管の端部に接続される円味のついた端部を有するの
が好ましい。コネクタ２５の端部を、流体管の内端の航
で成る短かい距離で流体管に溶接するのが好ましい。そ
のような配置の特徴は、流体管３４〜３７および４４〜
４７ならびに戻り管４が真直な管またはただ一つの弓形
部と二つのまっすぐな端部を有する管からなることがで
きるということである。そのような流体管は、それらの
内部をまっすぐな端部から容易に洗浄できるという特徴
を有する。そのような洗浄は液圧または流体回路のあら
ゆる作用にとって大切である。締付部材６が管に連結さ
れるか、またはそれぞれの流体管３４〜３７および４４
〜４７の上に溶接されている。締付部材６は、翼部分２
４〜２７をまたはそれらの各−つを容易に留める目的を
有する。給付部材６は、またそれぞれの翼部分２４〜２
７の質性形を形成かつ保つのにも役立つ。

第５図は、例としてどのように流体管が位置しているか
、およびホルダまたは締付部材６をそれぞれの流体管に
相対的にどこに位置させることができるかを示す。リベ
ットまたはボルトまたは他の手段であることができるホ
ルダ１４締付部材６を通して設置して翼部分２４〜２７
のそれぞれの部分を保持する。そのとき、翼１２５，２
２５が、手段１４により締付部材６に保持される二つま
たはいくつかの部分からなるか、または翼部分が第６図
に示した横断面の単一形状片からなることもできる。そ
のとき、そのような−片の翼部分を端部から流体管構造
体の上を移動させて、それからボルト１４などにより締
付部材６に締めつけることができる。構造体の別々の流
体管の間にリプ５を配置するか、または溶接することが
できる。

このように、流体管３４，４４．３５および４４が内側
コネクタ１２５および管の間のリブ５およびコネクタと
共に一つの剛性流体管構造体を形成しており、この構造
体が二つの流体モータ４と５および二つのプロペラ１４
と１５を担持し、かつ加えて翼部分２４と２５を担持し
ている。この単一構造体が飛行機の左側および右側前部
支承セット２９−３０に旋回可能に支持されている。

流体管３４，４６，３７．および４７がそれぞれの内側
コネクタ１２５および流体管の間のリブ５およびコネク
タと共に他の剛性流体管構造体を形成しており、この構
造体が二つの流体モータ６と７および二つのプロペラ１
６と１７を担持し、かつ加えて二つの翼部２６と３７を
担持している。この他方の単一構造体は飛行機の後部左
側および右側支承セット２９−３０に旋回可能に支承さ
れている。前述した流体ライン構造体を前述した支承セ
ットにどのように設けるかは、第９図に例として詳細に
記載されている。

翼部分２４と２５に補助翼７を設けることができる。本
体３１は大抵側方一方向舵９を有し、かつ後方翼部分２
６と２７の迎え角が水平飛行で昇降舵として作用するた
めに調整可能である。これに代わる方法として、翼部分
２６と２７を前方翼部分と一致して旋回させることもで
き、かつそのとき後方翼部分２６と２７に昇降舵８を設
けることができる。

第４図の線Ｖ−Ｖに沿った断面を示す第５図は、また戻
り流体ライン４を一緒にぴったりと設置して、流体ライ
ン、例えば３４．４４および４−４により、抵抗する三
角形構造体を形成させることも示す。戻り流体ライン４
を単一の流体ラインであるように結合することもできる
。流体ラインの三角形の角にある三角形位置は、流体管
構造体の剛性と強さを与える部分である。流体管の間の
リブ５と共に、流体管構造体は、大きな変形もなく、か
つ望ましくない振動もなく流体モータ、プロペラおよび
翼部分を担持するのに十分剛性がある。

第４図の流体モータの点線は、これらのモータが単一の
おロータモータまたは二重のロータモータ、例えば本出
願人の米国特許３，９７７．３０２のものでも良いこと
を示す。前記特許の二重ロータモータを使用するときに
、流体ラインの数は第４図の通りである。

第９図は第４図の線ＩＸ−［Ｘに沿った概略横断面を示
し、かつ前部構造体と後部構造体一致しで旋回させる旋
回装置の例を示す。それは第３図の飛行機にまたは他の
に使用することもできる。支承体２９には、そこを貫通
して延び流体ラインー流体管−３４，４５または３７．
４７などおよび戻りライン四が設けられかつ留められて
いる。制御流体ライン１０１と１０２も支承体２９を通
って延びていて、そこから、プロペラピッチ、プロペラ
および流体モータの引退、補助浴または昇降舵を制御す
る場所へ導かれる。

飛行機の本体３１に駆動モータ５１が設けられ、第９図
の例では自己ロックスピンドル５０２がモータ５１を通
って延びている。モータ５０１がスピンドル５０２を前
方または後方へ図面で左または右へ駆動する。モータ５
０１は、飛行機がパイロットにより飛ばされているとき
に操縦座房から遠隔制御され、またはそうでなければ地
面から遠隔制御することができる。モータ５０１の制御
は、翼、モータおよびプロペラの旋回作用の制御、従っ
て主操縦作用の制御である。それは、垂直飛行からイン
タースラトーレンジを介して水平飛行への変化およびこ
の逆を制御する。着陸と離陸のような垂直飛行の速度を
、エンジンアクセル、可変ポンプの流量の調整により、
またはプロペラ−ピッチにより制御できる。

ここでは、望ましくないときに起こりつる変化がスピン
ドルを動かさないようにするために自己ロックするスピ
ンドルとそ一夕５０１と５０２が望ましい。自己ロック
効果は、またときどき旋回が望ましくないときに旋回角
または迎え角を地面に対して相対的に伊豆するのにも役
立つ。図において、支承体２９が前部支承体にアーム５
０９を有し、かつ後部支承体２９にアーム５１０を有す
る。中間アーム５０５と５０６が前記アーム５０９と５
１０の間に配置され、かつこれらに回動可能な連結部５
０７，５０３．５０４および５０８で連結されている。

それにより、モータ５０１により作用されるスピンドル
５０２の前進または後退運動が前部構造体と後部構造体
の支承部分２９を一致して旋回させる。スピンドル５０
の後方への位置決めが水平飛行のためでありかつスピン
ドル５０２の最も左側への位置決めは飛行機の垂直飛行
、ブレーキまたは後方への飛行のためである。

第７図には、本発明者が第２図〜第４図において好んで
選択する概略図を示しである。垂直離陸と着陸には二つ
の動力装置で充分であるが、この外略図では三つの動力
装置１，２．３が設けられている。これらのうちの三番
目は、動力装置のうちの一つがまさに垂直離陸または着
陸中動かなくなる万一の可能性のためにある。水平飛行
ては、空気中に維持するのに単一の動力装置で充分であ
る。図には、図面を過負荷のラインと無関係にしておく
ために、および比較的容易に分かる形態に単純にしてお
くために戻り流体ラインを示していない。

ポンプ１，２．３の四つの別々の出口を存する四つの別
々の作用室群で発生する、互いに分離された等しい流量
の四つの圧力流体の流れが動力装置１１のポンプ１から
四つの二重ロータモータ（例えば米国特許３，９７７．
３０２）の上部ロータ４，５．６および７へ流れ６１，
７１．８１および９１とそて述びていてかつこれらを駆
動するのに役立つ。

同様な四つの流体流れが動力装置１３のポンプ１３から
航記流体モータの下部ロータ５４，５５．５６および５
７へ流れ６３．７３．８３および９３として述びていて
かつこれらを駆動するのに役立つ。

同様な流れ６２，７２．８２および９２が動力装置１２
のポンプ２から第６図のような一方向逆止弁を開してま
たは同様な一方向流れ手段を介して他のボンブーエンジ
ンセットの流体ラインへ延びている。このように例えば
、流体の流れ６２が弁を介して流体ライン６１および／
または８１へ入り、流体の流れ７２が弁を介して流体ラ
イン６１および／または９１へ入り、流体流れ８２が弁
を介して流体ライン６３および／または８３へ入り、流
体の流れ９２が弁を介して流体ライン７３および／また
は９３へ入る。モータロータのうちの一つが動かない場
合に、駆動セット２．１２の全動力がセット２．１２の
全動力の１／４の割合で四つの流体モータの他方のロー
タへ流入して、従ってなお作動している他の駆動セット
１，１１または３，１３からの流れに加えて前記四つの
流体モータの他方のロータを駆動する。すべてのロータ
が健全な場合には、四つのモータの各ロータが駆動セッ
ト２．１２の動力の部分の−を得る。

液体モータは本発明のパイプ機構にそれぞれ直接取り付
けられている。それらはおのおの１４Ｍ−８の六角ボル
ト、いわゆるキャップスクリュウとよばれるボルトによ
って固定されている。プロペラは一定ピッチのプロペラ
である。垂直移動に際してはプロペラは回転するために
高いトルクを必要とする。ポンプはそのとき、少ない量
の高圧流体を送るためにより小さなビストンストローク
で駆動する。水平飛行では空中で高速飛行できるので、
不均等でないプロペラピッチが小さな角度で駆動する。

これによってより小さなトルクで高速回転する。

中間速度での前進飛行においては、２つのガスタービン
ＥＨＰは閉じられ、飛行機は第８図のＥＨＰ動力装置を
節約して燃料のみで飛行する。

説明した例においては、飛行機は非常に安全な乗物であ
る。というのは定ピツチプロペラは信頼性が高く、破損
しにくいからである。制限高度でエンジン故障が生じた
とき２通常のヘリコプタでは自動回転に変更するゆとり
がなく、墜落の危険性がある。しかし、上記した実施例
の飛行機は、エンジン故障によっても墜落はしない。残
された２つの液体動力装置が、飛行機をホバリングし、
飛行を持続させ、あるいは航路の障害物を避けるために
若干の上昇さえ行わせ得るからである。この点は、ヘリ
コプタや他のＶＴＯＬでは行い得ない本発明の特徴であ
る。こうした特徴は、モータと翼とプロペラとをこれら
を通る流体によって結びつけた組合せにおける本発明の
パイプ機構に基づいている。というのは、本発明の重量
軽減によって、第３の動力装置と、５１ＫＧ重で１５０
ＨＰｍａｘのガスタービンポンプＥＨＰとが採用され、
これらが垂直離着陸の安全性を確保するためのスペアエ
ンジンとなるからである。

先行技術では、飛行機の重量を軽減し、安全用の追加動
力エンジンをＶＴＯＬ機に搭載するという考え方は存在
しない。ＥＨＰセットにおいて、ポンプは、エンジン装
置と協働し、本発明のパイプ機構に据え付けられる。流
体モータもまた本発明のパイプ機構に固定され、プロペ
ラシャフト、本例ではモータシャフトの支持部を含むプ
ロペラを保持すると共にこれを駆動させる。従来技術で
は、全ての支持部材、ベアリング等は割愛されている。

飛行機の重量が軽減される。

第８図の液体エンジン動力装置の例は、幾つかの可能性
の１つとしては、第２図と第３図あるいは第４図の駆動
装置１，１１，２，１２，３．１３あるいは本出願の他
の図に示す駆動装置として用いられる。この動力装置は
、燃焼エンジン部６２３と、通常は空冷式で、水冷式の
ものもある冷却手段６２５と、固定手段６２１，６２２
と。

ターボチャージャ６２４と、４つの分離された流体を同
量だけ移送するための移送ボート６３１゜６３４を備え
た複式あるいは多式流体ポンプ６２６．６２７とから成
っている。第８図に示す実施例の特徴の１つは、駆動力
が複数のシリンダの中間にあるクランクシャフトから得
られる点にある。クランクシャフトは軽量化されている
。本発明の顕著な特徴は、２つの２重流体ポンプが単一
の駆動ホイール内に頭部を付き合わせた状態で取り付け
られている点である。駆動ホイールは、ギアあるいはチ
エインを介してクランクシャフト中央部から駆動力を得
ている。

ギア等を介してドライブホイールによって進退動する力
は、ポンプのシリンダ内の流体圧力によってポンプのロ
ータに交叉するような動作をさせる。この配置によって
ポンプ間にあるドライブホイールの負荷の合力は、比較
的減少され、ホイールはこれらの対向する力の間で浮か
び、これによって駆動ホイールのバリングの摩擦が減じ
られる。

このような動力装置の実際的なサンプルは本発明者によ
って製作され、ターボチャージャを含むエンジン部の重
量は約７５にＧで、これにはスターターモータを含む。

そして、約１００から１２０８Ｐの圧力を作り出すこと
ができる。本出願人の米国特許の２サイクルエンジンで
は、約７０ＫＧにすぎない重量でありながら１５０から
１８０ＨＰを作り出すことができる。

第４図は特願昭６２−２７３．１９７号に対応する。同
図において、パイプの湾曲部１２５が多くのスペースを
さき、パイロットの視界を妨げる。第４図にある第８図
の動力装置は以前として非常に重いために４つのプロペ
ラが必要である。

本発明は、また次のことを示している。即ち。

第４図の湾曲部１２５は本発明によって除去することが
でき、第２９図にあるような改良された動力装置が４つ
のプロペラの代わりに２つのプロペラで機体を持ちＬげ
る。

第１０図には複式質の飛行機が示されている。

この飛行機は、重量のある室４２４と常務量あるいは客
用のキャビンとを備える胴体４２０を有する。上記室４
２４には動力装置とエンジンとポンプ４２１，４２２及
び他の重量のある機器類があって、重心が飛行機の胴体
４２０の中心下部に位置するようにしている。胴体４２
０は２以上の翼支承部４４８，４４９を備え、そこには
＊４３３．４３３の主骨格４３０，４２９があり、この
主骨格は翼を所定の角度間隔４４７をもって回動させる
。翼の主骨格には、上記モータを駆動するための流体モ
ータ４３５．４３６へと延びる流体ライン４４２，４４
３，４４４，４４１，４５１．４５２，４５４を備え、
これによってプロペラが上記流体モータと連通する。上
記流体ラインは各ポンプ手段の室と各流体モータとを接
続している。

プロペラ４３９，４４０は、翼４３３，４３４に空気を
高速でたたきつきる。翼の側面には、前方翼の場合には
ＬＦで、後方翼の場合にはＬＨで示す揚力りが翼に生じ
る。この翼の揚力ＬＦ、ＩＨの方向は上方ではなく、図
のダイアグラムに矢印の分力で示したように後方に向け
て上昇する方向である。同時に、プロペラ４３５，４４
０はプロペラと流体モータの軸方向に牽引力を生じさせ
る。前方の牽引力はＳＦによって示され、後方の牽引力
はＳＨによって示されている。力のダイアグラムの分力
に示すように、力ＳＦとＬＦによって前方の力ＴＥが生
じ、後方にあっては、力ＳＨとＬＨによって上方への力
Ｔ）Ｉが生じる。内作用力ＴＦ、ＴＨは、上方への力で
、互いに平行で。

かつ飛行機の中心から等しい距離にある。重量を示すＷ
は中心４５５から下方に向かワている。力ＴＦプラスＴ
Ｈとこれに反する力Ｗとが飛行機をますぐな位置に保持
する。ＴＦとＴＨの総和がＷよりも増加したきに、飛行
機は垂直移動する。両者が等しいときには、ホバリング
状態となり、後者が前者よりも大きくなると飛行機は垂
直方向に降下する。前進飛行するためには、翼４３３と
４３４を、望みの航路に基づいて角度空間４４７の範囲
内で前方に傾斜させる。

機体あるいは地上に対して翼を最良の角度に設定すると
、垂直方向への上昇力が向上する。例えば、第２図の飛
行機において、この飛行機が２゜４ｍの径のプロペラと
、投影面積が２ｍ２で２゜４ｍの翼部を持つとして、Ｓ
ＦとＴＦあるいはＳＨとＴＨ間の最良の角度は、約１２
．５度で、これは機体及び地上に対して７７．５度の傾
きである。全体の垂直上昇力は、プロペラの垂直軸に取
り付けられる翼のないプロペラの垂直上昇力に比較して
、そのとき２．４％高くなる。

ガスタービンがなく、ただ第８図に示す４サイクルの動
力装置のみが用いられる場合には、重量持ち上げバラン
ス（１ｉｆｔ　ｗｅｉｇｈｔ　ｂａｌａｎｃｅ　）は好
ましいものではない。より良好な重量持ち上げバラン又
は、更に高価となる。

本発明の別の特徴は、破損しにくいプロペラが処置の実
施例では用いられるという点にある。例えばこのプロペ
ラは、定ピツチであり、単一の素材によって形成されて
いる。素材としては、木材、複合物、樹脂、金属などで
ある。中央部もしくはフランジ部からは対向するように
してアーム部が延びている。ロータを支承する支承部材
を含む流体モータは、そのロータが従来のプロペラシャ
フトや全てのプロペラ支承部材としての役割を果たすの
で、これらの部材が不要となる。プロペラの良好なピッ
チは、アームの３／４の部分において８度から２０度の
間である。このようなプロペラは、回動可能な翼を持ち
、機械的に駆動されるＶＴＯＬ飛行機には適していない
、破損しにくく、軽量で、高価でなく、かつ重量及びコ
ストの軽減化を図る固定ピッチプロペラは、垂直上昇時
には低速で回転して高トルクを出し、前進飛行のときに
は、低トルクで高速回転する必要があるからである。ま
た、前進飛行に導いては、プロペラの”Ｃｗ”値は低く
なり、空気を切る角度が小さくなるからである。しかし
、ホバリング時には、空気を切る角度は大きくなり、”
Ｃｗ”値が高くなって高いトルクが要求される。この問
題は、ポンプによる流体の量を変えて、動力装置に駆動
力を与えることで処理される。ポンプ１゜２．３あるい
は６２６，６２７は可変ポンプである。それらは、垂直
プロペラ軸に少ない量で高圧の流体を供給する一方、前
進飛行のときには、多量で中程度の圧力の流体を供給す
る。

パイプ機構のパイプは、小径で、それらの軸は強固な構
造を得るために互いに径の数倍の間隔を置いてし離れて
いる。

本発明の考えに基づく限り、図面を離れた種々の設計変
更が可能である。本発明の幾つかの実施例は、垂直離着
陸の際だけでなく水平前進の際にも通用できる。

上昇（ｌｉｆｔ）機能を説明する際に用いられるファク
タ”ｆｌ″と”ｆｐ”と”ｆｎ”は、ｆｌがプロペラの
数を示し、ｆｐはプロペラの径を示し、ｆｎは動カフア
クタで個々のプロペラに供給されるＨＰを示す。

通常のヘリコプタでは、空中でプロペラによって飛行す
るのは、非常に困難のいることである。

従って、大きな径のプロペラと制度の高いロタブレード
を必要とする。もし、小径のプロペラを用いるとすると
、要求される駆動力は非常に大きなものとなり、しかも
経済性に欠け、短距離しか航行できない。

本発明では、対になった複数のプロペラを同一寸法で同
一方向を向くようにし、これを同じ速度で回転させるこ
とによって上記したヘリコプタの問題点を克服した。フ
ァクタ”Ｆｔｌ”はトランスミッションとプロペラ数の
効果による影響を正確に表わしている。

しかしながら、それだけでは、翼を持つ経済性の高い垂
直離陸機を提供できるものではない。翼もそれ自体の重
さを持つ。理想は、比較すべきヘリコプタに重量付加を
行うことなく、翼を取付けることにある。

もし適切でない重さの部材が用いられるとすると、本発
明の全ての特徴は失われてしまう。従って、正確にかつ
効果的に部材を用いなければならない。例えば、２００
０回転／分を越える動力装置と同様なポンプを用いない
と、重すぎて上昇しない。また、トランスミッションに
用いられる流体は搬送パイプにおいて１５００ｐｓｉの
圧を有するものでないと、ポンプと、パイプと、モータ
が重くなりすぎて同様の結果となる。

更に、パイプ機構のパイプも、その径と肉厚について機
体を軽量にするための特別の配慮を必要とする。

翼はパイプ機構に組み付けられる。これらの翼は、軽量
で、支持手段を用いない。というのは、パイプと翼とは
異なる素材で、異なる熱膨張係数を持つから、後述する
ようにして翼をパイプ機構に固定する。

式（１４）は、飛行機が垂直離着陸するためのトランス
ミッションの効果を含む状態を正確に表す。

本発明に係る飛行機の現実の機構は、式（＋３）、（１
４）及び第９図によって導かれる。

この種の経済的な飛行機を現実に製造するためのファク
タ”Ｆｔｌ“の意義は、そのような飛行機が設計計算さ
れることで明らかとなる。

これは次のようにして行われる。

最初に、プロペラの径を決定する。狭い空間やガレージ
に格納され、あるいは狭い場所からあるいは狭い場所に
離着陸されるからである。本実施例では、例えば２．４
ｍとする。次は動力装置である。これは、ａｂｔ、　２
６７馬力である。

通常の１つのロータを持つヘリココブタにこれらのデー
タを適用したとすると、テイルロータが動力装置の出力
を引き出し、動力装置と種ロータ間のギア、同様に動力
装置とテイルロータ間のギアによって用いられるべき駆
動力の損失を生じさせる。その損失は全体で約２５％で
ある。、プロペラにおいて用いられる駆動力は２６６．
６７ｘＯ，７５＝２００馬力である。この力を２．４ｍ
のプロペラに入力すると、これは（１３）式によって：
３Ｊ−丁マ貧２Ｘ１５［丁−々６３１Ｋｇ；ｗｉｔｈ　
４．５２−　ｍ２＝２．４”　π／４　ａｎｄ　１５０
Ｇ−２００ＨＰｘ７５にｇｔａ　ｐｅｒ　１−ＩＰ−手
足に言えば、ヘリコプタは６３３にｇＸｏ、７９＝５０
０．０７にＧを持ち上げることができる。

上記したと同じサイズの４つのプロペラを使用した場合
について、これを式（１３）を用いて計算すると： ｎ−ｖ％ −１００５，６３ 一１ｏｏａにｇ、ｘｏ、７９　ｐｒｏｐｅｌｌｅｒ　ｅ
ｆｆｉｃｉｅｎｃｙ１７９０にｇ。

同様に２５％のロスがトランスミッションで生じるとし
て、７５％の効率しかもたらさない。それでも、通常の
１つのプロペラの場合に比べ、７９０−５００＝２９０
にｇの持ち上げ力を得られる。ポンプとモータをヨーロ
ッパの大学と会社で試験してみたところ、その効率は９
４％であった。ポンプ９０％の効率と、モータの９０％
の効率とをかけあわせると、８１％になる。そして、プ
ロペラの液体動力装置の効率のうち、６％がポンプとパ
イプとの間の柔軟なホースの中、及び他の箇所でロスと
して失われた。従って、７５％という数字は適正なもの
である。

こうした２９０Ｋｇという付加持ち上げ力は、実際には
これを得るために他の重量ある部材を飛行機に付加しな
ければならないことから、充分に期待すべき利益とはい
えない。従って、飛行機に付加される全ての部材の付加
重量を計算する必要がある。それらの部材は、４つの翼
部、翼を保持し、流体が移送されるパイプ機構、モータ
、それに付は加えられた他の３つのプロペラである。テ
ィルロータや、動力装置と主ロータ間のトランスミッシ
ョなどは、約１００にＧであると考えられるが、これら
は通常のヘリコプタにおけるそれと同様である。

付加された重量は次の通りである。

プロペラが各６Ｋｇ、３つのプロペラが追加されいるか
ら、６Ｘ３＝１８にｇとなる。

翼部Ｆ　ＲＰ　（ＦＩＢＥＲＲＥＩＮＦＯＲＣＥＤ　Ｐ
ＬＡＳＴＩにＳ　）　カら成り、各翼部は最大１２にｇ
で、計　４×１２＝４８Ｋｇの追加となる。

ポンプは最大４にｇで、モータは最大２４にｇであり、
４つのポンプと１つのモータを使用するから、これらの
重量は、４Ｘ１０に：２４を加えた６４にｇとなる。

ポンプ排出口とパイプ機構間の柔軟なホースは約９にｇ
である。

従って、付加された総重量は、１８＋４８＋６４＋９で
、計１３９Ｋｇである。

プロペラ駆動の確実性と信頼性を高め、翼を保持する重
要な部材は、主パイプ機構である。先ず、パイプの肉厚
であるが、管内の摩擦によるロスが高くなく（約６％程
度）、内径が１６ｍｍのスティールパイプでは、２ｍｍ
程度である。このパイプ内の圧力は次の式によって求め
られる。

ａ　＝　［（１，３ｎ”＋０．７）／（ｎ”−１）］　
Ｐ又は、（２３）式 Ｐ、　・ａ／［（１，３ｎ’＋０．７）／（ｎ２−１）
］　・・・（２３）式（Ｐ−ｐｒｅｓｓｕｒｅ） σはパイプの内圧、ｎ　＝　Ｄ　／　ｄで、Ｄは外径、
ｄは内径である。

外径２０　ｍｍ、内径１６ｍｍで、２０にｇ／ｍｍ２の
内圧（最大５０Ｋｇ／ｍｍ２）に耐えるパイプを用いた
場合には、 Ｐ・２０／（［１，３（２０／＋６）２◆０．７１／［
（２０／＋６）”−１］）−４，１１９−＝４．１２　
Ｋｇ７／ａｍ’となる。２から１．５ｍｍの肉厚のパイ
プであれば曲げも容易である。

高圧流体が流れるこのようなパイプが翼を保持し得るか
どうかなどの点について検討しなければならない。この
点については、飛行機の胴体　３１の横巾が８０ｃｍあ
り、２人の人間が並べるだけのスペースを備えている。

また、モータが胴体の外側から少なくとも１．２メータ
離れた位置に取り付けられている。従って、中間の垂直
長さ方向から想定される胴体の平面から、モータの中心
に至る各パイプの長さは、少なくとも４０プラス１２０
ｃｍである。よって、左右のモータの軸間は３．２ｍあ
る。付加自由度をＯ，Ｉｍとると、各パイプは３．３ｍ
の長さとなる。パイプはモータの軸に固定されているの
でなく、モータの保持プレートに固定されており、左右
のモータの実際の軸間距離は、約３．５ｍであり、この
ことは、他の付加部材を取り付ける充分な余裕があるこ
とを示している。

パイプ機構の最も弱い部位は、中央部である。

ここから、各プロペラの軸までの距離は１，６から１．
７５ｍである。１．７ｍと仮定すると、プロペラには次
のトルクがかかる。各プロペラは１００６／４＝２５１
．５にｇで、１．７ｍのトルクアームを考慮すると、こ
れらにはそれぞれ４２７．５５にｇｍのトルクがかる。

１つのパイプから隣りのパイプの距離は、垂直水平両断
面で見た場合に共に１０ｃｍである。もし、プロペラ牽
引力が上記した２５５．５にＧであるとすると、フロン
トパイプには圧縮力がかかり、２つのリアパイプには引
っ張り力がかかる。胴体中央部には次のトルクがかかる
。

２５１．５：　　　０．Ｏ５ｍ＝　　５０３０にｇｍま
た、パイプ機構には、パイプ間に対角線上に補強リブが
取り付けられている。補強リブは、２本のパイプと同じ
長さで同じ重量を有し、５本のパイプが用いられる。そ
のパイプの強さは、約６０に０７ｍｍ２である。２０ｘ
１６ｍｍ径のパイプの断面積は、（２０’　ｘ１６２）
　π／４＝１１３．１ｍｍ２である。５木のパイプであ
るから、１１３．１ｍｍ２ｘ５＝５６５．５ｍｍ２とな
る。パイプ中央部にかかる負荷の５０３０Ｋｇを２．５
本のパイプで受けるとなると、５６５．５／２＝２８２
．７５ｍｍ’で、これによって上記５０３０ＫＧを割る
と、１７．７８に０７ｍｍ”となる。この値はパイプの
最大強度において許容し得る値である。外径が１８ｍｍ
で肉厚が１′、５ｍｍのパイプでも充分である。

第２９図に示す出願人のエンジンは、１０，０００回転
以上で１４０馬力のエンジンであるが、わずかに３６に
ｇの重量しかない。従って、これらを２つ搭載しても７
２にｇである。こわに２４にｇの第２のポンプを加えて
９６にｇである。通常のヘリコプタの重量が１１０Ｋｇ
であるから、１４にｇの節約となる。既に１００Ｋｇが
軽減されているから、総節約重量は、１１４Ｋｇとなる
。付加重量は１７９Ｋｇであったから、本発明に係る飛
行機と通常のヘリコプタの重量とを比較すると、次の通
りである。

このことは、経済的に水平飛行の可能な翼を盛った飛行
機を製作するにあたり、ファクタ”Ｆｔｌ“がいかに重
要かを示している。また、本発明に従えば、重量が付加
されたに関わらず、垂直上昇能力が向上する。

垂直離着陸機は従来、ガスタービンを搭載するか、非常
に高価で、製作し得なかった。これは、あまりに多くの
部品を備え、あまりに重量がありすぎたためである。こ
のこは、例えばハウク（Ｈａａｋ）の特許からも明らか
である。

第１０図は、上部ボディ４６０が飛行機のホルダ４４８
，４４９に接続されていることを示している。このホル
ダ４４８．４４９はボディ４６０の左右両側の軸に添っ
て設けられている。第１０図の上部に見られるように支
承体４２７がホルダ４４８．４４９内にセットされてい
る。パイプ機構４４１，４４４は支承体４２７を通って
延びている。支承体４２７はホルダ４４８．４４９に回
動自在に設けるようにしても良い。パイプ４４１が流体
搬送パイプであるならば、コネクタあるいはポート５４
４，６４４を設けるようにしても良い。また、リブを取
り付けても良い。

第１２図は、他の実施例を示しており、主パイプ１０１
４が胴体に回動可能に取り付けられている。パイプ中央
部あるいはキャリアは、広い部分１００４を有し、この
部分は大径のパイプをとり囲んでいる。中間部１００４
は胴体１００１の左右壁面にある支承ハウジング１００
５と２００５に回動可能に取り付けられている。第１２
図に示すように駆動手段、例えばピストン１０２３を備
えたシリンダ等が胴体１００１中にメンバ１０２５によ
って取り付けられている。駆動手段１０２３．１０２４
の他端はパイプ機構の一部、例えばパイプ１０１５に接
続されている。シリンダ内で往復動するピストンシャフ
ト１０２３は支承部材１００５．２００５内の主パイプ
１０１４の回動を決める。これによって、翼１０１６．
２０１６の及び／もしくはモータ１００２．２００２と
プロペラ１００３．２００３の角度を制御して決める。

翼の後端はホルダ１０２６によってホイール１０２７を
保持する。翼とプロペラとモータとが、第２２図に示す
ように地上に対して角度をつけると、飛行機は短い離着
陸を行う。プロペラ軸が翼の側に傾いてプロペラからの
風によって翼を持ち上げるようにすると、飛行機は垂直
に離着陸する。１０１４．１０１５はパイプで、１つの
モータ１００２から胴体１００１を通ワて胴体の左側に
ある他のモータ２００２の右側へと延びている。これら
はホルダ１０１７．２０１７によフて翼１０１６．２０
１６を保持する。両パイプ１０１４．１０１５の外端は
、それらの軸に通常作用する平面方向の力によってプレ
ート１０２１．２０２１を保持する。このようにして、
まっすぐなパイプ１０１４．１０１５は曲りのない軸に
添って内部に流体を搬送する。パイプの中間にはストッ
パ１００９が挿入されている。このストッパ１００９は
少なくとも１０１４と１０１５のパイプに挿着されてい
る。

第２から８図、第１０図、第１９図及び第３０図に２翼
配置における２対の翼部上の４個のプロペラを例示する
。これは４個のプロペラは、第１１図に示す如く、大き
さを同じくし、人力を同じくする１枚のプロペラの揚程
の約１．５９倍を揚げるという事によるものである。も
し２枚だけのプロペラが用いられれば、その揚程はそれ
ぞれが１枚のプロペラの１，２６倍に過ぎない。４枚プ
ロペラは第８図のエンジン水力装置が船舶で使用されて
いた限りにおいて一重部が困難であった。しかしながら
、本発明では第４３図の動力装置が本発明の航空機で使
用されることとなった。第４３図のこの動力装置は軽量
で第８図の動力装置より強力である。所定の動力での重
量の軽減は大規模にわたるので、第４３図の動力装置の
適用によって、一対の翼部上に大きさの等しい２枚のプ
ロペラを有するとしても航空機を上げることができる。

このような場合に、第４図の翼部分２６．２７（それら
のプロペラと共に）と３０又は第４図の２４．２５及び
３０が節約できる。従って、翼部とプロペラの最少数は
２である。その１つはＢにあり、これと対称な航空機体
の左にある。もし府道駆動のプロペラが他の方法で、例
えば航空機の尻尾あるいは前に取り付けられていれば、
プロペラは翼部分の溝又は小区画に引き込むことができ
る。

本発明のプロペラ駆動手段は水平に出発し、着陸する航
空機又は他の乗り物でも使用できる。

第２図乃至第７図の機体において、今迄変動ピッチプロ
ペラを考えてきた。しかしながら、変動ピッチプロペラ
は定ピツチプロペラより比較的効果であり重い。しかし
、定ピツチプロペラを使用すると今迄本明細書で述べて
きた萌進速度に到達しないであろう。

航空機を単純化して、安価で単純な定ピツチプロペラを
作ろうと試みると、次の間通が生じる。

ａ）ピッチが険しい場合、即ち動作開始角度が余りに高
過ぎでむしろ小さいエンジンでは垂直の離陸に足りつ程
早くプロペラを回転できない。

ｂ）プロペラのピッチがより小さければ、これは動作開
始角度〈小さいことを１位味するが、航空機は経済的飛
行に充分な曲進速度に達しないであろう。

それ故、私は同一のエンジンに取り付けた４個のｔＩＬ
ｉｔ変動ポンプ、２個の変動二重流ポンプは４台の単一
流星変動ポンプを使用した。これらのポンプで実験を行
ない、垂直離陸及び着陸に足りる？さてプロペラを回転
させることが容易となった。飛行中の曲進速度は定ピツ
チプロペラのもつ速度範囲を越えて増大するであろう。

これらの問題の理由は次の通りである。

定ピツチプロペラが高い前進飛行速度に適する大きな旧
道動作開始角度を有すれば、面進力は低速度又は旋回又
は定速度離陸又は着陸で非常に高い。動力装置は所定の
駆動を有するに過ぎず、単位時間当り同一回転で駆動力
を増加できないから、動力装置はプロペラを回転させる
ことはできなくなる。動力装置の回転はその最大回転数
を得られない。

エンジンはプロペラの低回転数の故にプロペラの前進力
がまだ低いような１分当りの回転てだけ回転できる。動
力装置のこの様に低回転数では動力装置はその最大力の
一部を引き渡すに過ぎない。

たしかに、プロペラの前進力が小さいプロペラの動作開
始角度が比較的小さい場合には、動力装置は最高の回転
数で回転し、航空機は垂直離陸及び着陸をするであろう
。又それぞれに旋回をするだろう、しかしながら、前進
飛行ではとッチブロベラは飛行機の限られた前進速度盛
かみあうに過ぎないであろう。高い前進速度ではプロペ
ラの動作角度が航空機が飛行している空気に対して負と
なるからである。これによって、動力装置が単位時間当
りの許容される最大の回転を有するから、航空機がより
早い速度を有することは阻止される。

上記のように変動ポンプを使用すると事情は全く異なっ
たものとなる。垂直離陸、着陸及び旋回に対しては、ポ
ンプは回転当りのより小さい引渡し高程で定められる。

ついで動力装置は全力回転及び全開動力の引渡で運転で
きる。しなわち所定回転数でのポンプの引渡し量は減少
するからである。

ポンプからの引渡し線中の高圧は今やその高い前進飛行
への高い動作角を有する定ピツチプロペラのそれぞれの
前進力に優ることができる。今や航空機は争直に上昇し
、垂直に着陸し、従って旋回する。航空機の翼への高い
前進速度でプロペラの動作角度が、今や高速眞進飛行用
の所望の動作角に一致される。プロペラは１１８進する
航空機とよくかみあい又制御するものである。

ここで、本発明の構成を述べると、本発明は、胴体と、
少なくとも１つの動力装置と、少なくとも２つのプロペ
ラと、少なくとも１対の翼と、上記動力装置と上記プロ
ペラとの間にあり、動力装置からプロペラに等しい駆動
力を伝達するトランスミションとを備え、上記トランス
ミションによって、同じ駆動力と同じ速度の少なくとも
４つ位置を上記プロペラの１つに２つのプロペラの回転
速度が同期するようにして移動させ、またプロペラと上
記翼の軸を垂直から水平に回動させるようにした垂直離
着陸機であって、前記動力装置は毎分３０００回転以上
の出力軸を有し、前記トランスミッションは、胴体に第
１の傾斜ギアを備えた水Ｙ軸と、この軸の各端部に１つ
の前方第１ギアと後方第１ギアとを有し、また、上記胴
体には。

第２及び第３の傾斜ギアを端部に備えた垂直軸が設けら
れ、更に、第４及び１ｇ５の傾斜ギアをその端部に備え
、上記胴体から１つの翼にまで延びた側面軸を有し、前
記翼内にある第６の傾斜ギアを備え、かつプロペラを保
持する手段を備えたプロペラ駆動軸を有し、前記第４の
ギアは前記第２のギアと歯合し、前記第３のギアは前記
第４のギアと歯合し、上記第４のギアは前記第５のギア
と歯合し、また上記第５のギアは第６のギアと歯合して
おり、前記プロペラ駆動軸は、支承部に取り付けられ、
上記プロペラを回転させるためにプロペラを保持してお
り、前記２つのプロペラ駆動軸は、ギアとけいごうして
上記２つのプロペラを駆動させ、更に、前記胴体にはパ
イプ機構が回動自在に取り付けられており、それぞれの
上記パイプ機構は、少なくとも３本の平行なパイプから
成り、これらのパイプは、上記翼のホルダを提供する内
外の支承部材を有し、前記側面シャフトは、前記機構の
パイプ間に取り付けられているものであるパイプ機構は
、前記胴体の内側に中間部を有し、また、上記中間部は
上記パイプ機構の外方位置のパイプよりも互いに広い間
隔をおいて設けられているようにすると良い。

第３のギアは上記中間部のパイプ間に設けられている。

更に、側面シャフトは、中空で、独立したシャフトが内
部に装填されていても良い。この独立シャフトは、翼に
設けられた補助翼とその操作−制御部材とを連結するも
のである。

また、胴体と翼を有し、１つの翼部は右側面方向に延び
、他の翼部は胴体の左側面方向に延び、パイプ機構が上
記胴体に固定され、上記パイプ機横は少なくとも３つの
パイプを存し、これらのパイプは、互いに平行でそのう
、ちの１つは、他の２本の側面方向にあり、保持部が、
上記パイプ機構に設けられ、前記翼部は、保持部を備え
、前記翼部は、パイプ機構の前記保持部の保持手段によ
って固定されているようにしても良い。

前記翼部は前記パイプ機構にあるいは機構から組み付け
られているようにすると良い パイプ機構の上記した保持部は保持面を備え、また、翼
部は、上記パイプ機構の保持面に置かれた支持面を備え
、前記保持手段と前記保持面は、上記パイプ機構の上記
翼部を一致して担持するものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は、従来の気流理論によって知られるプロペラ円
を通る気流を示しており、一方の略図はは空中で垂直に
ホバリングしているときの気流を示し、他方の略図は飛
行機の前進速度がＶＯのときの気流を示す図。 第２図は、約１００分の１の縮尺で示したｌ乃至３入用
の本発明の重置離着陸機の一例で、飛行機が一方では垂
直に設定された翼とプロペラを有し、他方では、飛行機
が飛行のために水平に向けられた翼とプロペラを有し、
また、飛行機が図の他の部分では、上から見て水平飛行
の状態で示されている。 第３図は、第２図の例に類似した他の例を示している。 第４図は、垂直な離陸及び着陸、しかも水平飛行の本発
明の飛行機の一例を単純化した水平断面図であるが、図
面のハツチングは省略しである。 第５図は第４図のＶ−Ｖ線断面図である。 第６図は、種々の動力源からの多くの流れを単の連続結
合流に結合するための流れ、−結合弁セットの縦断面図
である。 第７図は、本発明飛行機の４つの複合モータを駆動する
ための概略図である。 第８図は、本発明で使用することができ、かつ本発明者
の研究所から人手できるエンジン動力装置を示す図であ
る。 第９図は、本発明の流体パイプ機構を回動あるいは傾斜
させるための傾斜または回動配置の一例を示す図である
。 第１０図は、他の実施例の縦断面図である。 第１１図は、本発明の比較ファクタ”Ｆｔｌ”を正確に
示すダイアグラムである。 第１２図は、本発明の他の実施例を示す図である。 第１３図は、本発明の他の変更例を示す図である。 第１４図は、第１８図の修正例である。 第１５図は、パイプ機構の中間部の拡大図であ第１６図
は、第２０図の矢印線による断面図である。 第１７１Ａは、翼の他のパイプ機構を示す図である。 第１８図は、第３１図を矢印線に添って切断した断面図
である。 第１９図は、第３図の若干の変更例を示す図である。 第２０図は、翼を組み立てる前の第３３図の飛行機の図
である。 第２１図と第２２図は、縦方向に分割した翼部を示す図
である。 第２３図は、第２０図の矢印線に添った断面図である。 第２４図及び第２５図は、第３６図と第３６図を矢印線
に添って切断した断面図である。 第２６図は、第１９図の一部を分割して示した図である
。 第２７図は、第４０図の矢印に添って切断した断面図で
ある。 第２８図は、翼部分の断面図である。 第２９図は、本発明に使用するエンジンの断面図である
。 第３０図は本発明に係る飛行機の実施例を示す図である
。 第３１図乃至第３５図は、第３０図の一部をそれぞれ分
割して示した図である。 第３６図乃至第４１図は第３０図の一部の断面図を示し
ており、第３７図は第３６図の矢印線に添った断面図、
第３８図は、第３６図のＡ＾−ＢＢ線断面図、第３９図
は、第３７図の矢印線の断面図、第４０図と第４１図は
、他の図あるいはこわらの図の矢印線に添フた断面図で
ある。 第４２図と第４４図は、本発明装置の断面図である。 第４３図と第４５図は、第４２図と第４４図の矢印線の
断面図である。 第４６図は、本発明に係る飛行機の一部を上から見た一
部断面図である。 第４７図は、第４６図の飛行機を側面から見た断面図で
ある。 第４８図は、 第４６図を０ｆ１゛力から見た図であ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）、胴体と、少なくとも１つの動力装置と、少なく
   とも２つのプロペラと、少なくとも１対の翼と、上記動
   力装置と上記プロペラとの間にあり、動力装置からプロ
   ペラに等しい駆動力を伝達するトランスミションとを備
   え、上記トランスミッショによって、同じ駆動力と同じ
   速度の少なくとも４つ位置を上記プロペラの１つに２つ
   のプロペラの回転速度が同期するようにして移動させ、
   またプロペラと上記翼の軸を垂直から水平に回動させる
   ようにした垂直離着陸機であって、 前記動力装置は毎分３０００回転以上の出力軸を有し、 前記トランスミッションは、胴体に第１の傾斜ギアを備
   えた水平軸と、この軸の各端部に１つの前方第１ギアと
   後方第１ギアとを有し、 また、上記胴体には、第２及び第３の傾斜ギアを端部に
   備えた垂直軸が設けられ、 更に、第４及び第５の傾斜ギアをその端部に備え、上記
   胴体から１つの翼にまで延びた側面軸を有し、 前記翼内にある第６の傾斜ギアを備え、かつプロペラを
   保持する手段を備えたプロペラ駆動軸を有し、 前記第１のギアは前記第２のギアと歯合し、前記第３の
   ギアは前記第４のギアと歯合し、上記第４のギアは前記
   第５のギアと歯合し、また上記第５のギアは第６のギア
   と歯合しており、 前記プロペラ駆動軸は、支承部に取り付けられ、上記プ
   ロペラを回転させるためにプロペラを保持しており、 前記２つのプロペラ駆動軸は、ギアとけいごうして上記
   ２つのプロペラを駆動させ、 更に、前記胴体にはパイプ機構が回動自在に取り付けら
   れており、それぞれの上記パイプ機構は、少なくとも３
   本の平行なパイプから成り、これらのパイプは、上記翼
   のホルダを提供する内外の支承部材を有し、 前記側面シャフトは、前記機構のパイプ間に取り付けら
   れている ことを特徴とする、翼を支持するパイプ機構と複数のプ
   ロペラとを備えた垂直離着陸機。（２）、前記パイプ機
   構は、前記胴体の内側に中間部を有しており、 また、上記中間部は上記パイプ機構の外方位置のパイプ
   よりも互いに広い間隔をおいて設けられていることを特
   徴とする特許請求の範囲第１項記載の翼を支持するパイ
   プ機構と複数のプロペラとを備えた垂直離着陸機。 （３）、前記第３のギアは上記中間部のパイプ間に設け
   られていることを特徴とする特許請求の範囲第２項記載
   の翼を支持するパイプ機構と複数のプロペラとを備えた
   垂直離着陸機。 （４）、前記側面シャフトは、中空で、独立したシャフ
   トが内部に装填されていることを特徴とする特許請求の
   範囲第１項記載の翼を支持するパイプ機構と複数のプロ
   ペラとを備えた垂直離着陸機。 （５）、前記独立シャフトは、翼に設けられた補助翼と
   その操作制御部材とを連結していることを特徴とする、
   特許請求の範囲第１項記載の翼を支持するパイプ機構と
   複数のプロペラとを備えた垂直離着陸機。 （６）、前記シャフトはその内径が外径の約７０％であ
   ることを特徴とする、特許請求の範囲第１項記載の翼を
   支持するパイプ機構と複数のプロペラとを備えた垂直離
   着陸機。 （７）、胴体と翼を有し、１つの翼部は右側面方向に延
   び、他の翼部は胴体の左側面方向に延びており、 パイプ機構が上記胴体に固定され、上記パイプ機構は少
   なくとも３つのパイプを有し、これらのパイプは、互い
   に平行でそのうちの１つは、他の２本の側面方向にあり
   、 保持部が、上記パイプ機構に設けられ、 前記翼部は、保持部を備え、 前記翼部は、パイプ機構の前記保持部の保持手段によっ
   て固定されていることを特徴とする、翼を支持するパイ
   プ機構と複数のプロペラとを備えた垂直離着陸機。 （８）、前記保持手段が設けられ、あるいは設けられて
   おらず、 前記翼部は前記パイプ機構にあるいは機構から組み付け
   られていることを特徴とする、特許請求の範囲第７項記
   載の翼を支持するパイプ機構と複数のプロペラとを備え
   た垂直離着陸機。 （９）、前記パイプ機構の前記保持部は保持面を備え、 前記翼部は、上記パイプ機構の保持面に置かれた支持面
   を備え、 前記保持手段と前記保持面は、上記パイプ機構の上記翼
   部を一致して担持するものであることを特徴とする、特
   許請求の範囲第７項記載の翼を支持するパイプ機構と複
   数のプロペラとを備えた垂直離着陸機。 （１０）、前記パイプ機構と前記翼部は異なる材質、異
   なる熱膨張係数を持つ素材から成り、 前記面は、互いに移動でき、 それらは、互いに負荷を担持でき、 前記翼部は、上記パイプ機構が異なる膨張をした場合で
   もその負荷を担持し続けるものであることを特徴とする
   特許請求の範囲第９項記載の翼を支持するパイプ機構と
   複数のプロペラとを備えた垂直離着陸機。