JPH08508954A - 連接尾翼支材付ｓｔｏｌ／ｖｔｏｌ自在翼航空機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 VTOL/STOL自在翼航空機（100）は、隣接する固定翼の胴体中心よりに各々に接続される胴体（102）、または胴体（102）に固定的に取りつけられる中心基部（117）の両側に翼を有する自在翼（110）を備え、翼幅軸（112）を中心にして旋回自在としている。水平および垂直尾翼面（138，140）は、胴体（102）に回動可能に接続される支材装置（120）の後端に位置する。パイロットまたは遠隔制御オペレータにより制御されるギア（150）またはねじ軸（160）機構は、尾翼支材装置（120）に対して選択的相対的に胴体（102）を旋回させて、VTOL/STOL飛行を可能にするよう胴体が傾いている状態または鼻先があがっている状態としている。

Description

【発明の詳細な説明】 連接尾翼支材付ＳＴＯＬ／ＶＴＯＬ自在翼航空機 技術分野 本発明は、概して短距離垂直離着陸（ＳＴＯＬ／ＶＳＴＯＬ）航空機に関し、 特に胴体に連接される尾翼方向舵部を備えた胴体を有するＳＴＯＬ／ＶＴＯＬ航 空機に関するものであって、ＳＴＯＬと直進水平飛行と間の移行時に使用されて 、推進装置の推力線から外れるように動くものである。背景技術 図１には、「ＶＴＯＬ自在翼航空機」の名称で1９９２年３月１３日付けで出 願された米国特許出願第０７／８５０,９１３号に開示されているとともに、こ こにおいて参考として組み込まれている発明として、ＳＴＯＬ／ＶＴＯＬ自在翼 航空機１０が図示されていて、胴体１２、尾翼部１４、および自在翼１６を、胴 体の先端にエンジン１８を含みプロペラ２０を駆動する推進装置と伴に備えてい る。本願明細書で用いられているように、自在な翼、即ち「自在翼」は航空機の 胴体に取り付けられる翼であって、翼が空力中心の前方にある翼幅軸の周りに旋 回自在になっている。当該構成は、翼に作用する空気力により単独で決定する迎 角を翼に持たせている。翼面に対する相対風の方向変化により誘発されたパイロ ットが介入しない翼の回転は、翼が水平飛行において基本的に航空機が失速しな いような相対風に対する実質的に一定の仰角を翼が示すように、翼と航空機胴体 との入射角を異ならせてる。 自在翼１６は、空力中心の前方にある翼幅軸２２を中心として、回転または旋 回 自在である。自在翼１６は、胴体１２の両端側から突出している左右翼１６ａお よび１６ｂを含み、これらの翼は、軸２２を中心にして旋回自在に相互に結合さ れている。左右翼１６ａ，１６ｂは、前記出願で開示されていたように相互にビ ッチが調整可能であって、その関連記載部分は、ここにおいて参考として組み入 れている。航空機１０は、尾翼部１４に方向舵２４および昇降舵２６を更に含ん でいて、従来の方法で制御されてヨーおよびピッチ制御を行っている。なお、推 進装置に対して単一のプロペラが図１において参照符号２０で図示されているが 、胴体に取り付けられた二重反転プロペラとマルチエンジンによる構成等の他の 推進装置であっても良い。本願明細書で用いられているように、用語「共通の推 進装置」は、水平および垂直飛行に必要とされる推力を与える同様な推進装置を 意味し、単一のプロペラのような単一の推力発生装置に限定されるべきものでは ないが、複式推力発生装置が垂直および水平方向の両飛行モードにおいて、推力 を出すように使用されるならば、個別のプロペラを駆動する一対のエンジンのよ うな複式推力発生装置であってもよい。 ＶＴＯＬ自在翼航空機１０の作用は、以下の通りである。発射時には、航空機 １０は、図１に図示されているように、６０で概略的に示されているレール装置 に垂直状態で載置されている。レール装置６０は、補足的な案内または軌道追従 部材を備えた案内または軌道を航空機１０に備えた簡単なものであって、航空機 を垂直移動させて離昇時点における限定的な初期定位置に案内するようになって いる。エンジンが掛かって、プロペラ後流が翼１６ａ，１６ｂに対して空気流を 起こすことで、航空機１０は発射レール６０より離陸する。始走機の使用が可能 である。ヨーおよびピッチ制御は、方向舵２４および昇降舵２６によりそれぞれ に確保されている。ロール制御は、パイロット、コンピュータ制御、あるいは離 れた制御基地（図示しない）からの遠隔操作により、自在翼１６ａ，１６ｂのピ ッチを異ならせて設定することにより可能となる。翼１６ａ，１６ｂに対する空 気の流れは、翼に対して動的な力を与え、発射中の航空機１０のロールを制御し ている。発射時の翼１６ａ， １６ｂは自由に回転し、推進装置による後流に起因する全制御面にかかる動的圧 力は、垂直発射の初期段階における航空機１０に対するロール、ピッチおよびヨ ー制御を可能とするものである。 垂直から水平飛行への移行時には、パイロット、コンピュータあるいは遠隔制 御により下方向昇降舵信号を出して、水平方向に対して胴体を傾けている。胴体 が上下動することにより推力ベクトルも垂直方向から傾き、水平方向推力成分を 有するようになる。胴体は水平方向に対して上下動するので、自在に回転する翼 １６を相対風に基づいて胴体に対して回転させることで、航空機の水平方向速度 を増す。自在に回転する翼１６ａ，１６ｂに作用する相対風の影響により、推進 装置からの翼に対する空気流の効果を素早く回復して、水平速度を増加させて翼 は揚力を増す。航空機１０は、自在翼飛行モードによる水平飛行に即座に移行す る。 航空機１０が発射、即ち垂直飛行中にパワーを失うと、航空機は、即座に自動 的に最小限の高度損失で水平飛行モードに移行する。パワーが失われる際に、自 在翼１６は新たな相対風の方向に風位を向け、地面に対して垂直上方向に翼を向 けるようになり、先端を下方向に向ける一方で胴体が方向舵および昇降舵の働き で相対風内に置くような状態を得ている。自在翼が翼のピッチングモーメントを 積極的に活用することで、航空機は安定した水平飛行に素早く移行する。 水平飛行中の、ピッチ、ヨーおよびロール制御は、昇降舵、方向舵および枢軸 差動する翼１６ａ，１６ｂによって行われている。必要に応じて、補助翼を翼１ ６に設けても良い。 水平から垂直飛行への移行には、逆の操作が用いられる。即ち、上昇昇降舵信 号が出されて、鼻先が上方を指すように胴体を垂直状態へと回転させる。これに より、水平方向速度は減速し、垂直方向の推力ベクトルが発生する。こうして、 相対風が変わり、最終的に自在翼および胴体が共に垂直状態に回転する。航空機 が減速しないで、前方、すなわち水平方向速度が十分に落ちないようならば、昇 降舵を操作することで、推力線が推力を後退させるものとして働くように、胴体 が過度に垂直方 向に回転されて、航空機の速度を落として失速させる。あるいは、ここにおいて 参考として明細書全体を取り入れた「固定可能自在翼航空機」の名称で1９９１ 年１１月２０日付けで出願した同じく審査中の先出願第０７／７９５,３２９号 の構成を活用してもよい。つまり、胴体が上方向に回転する前に、翼が胴体に固 定される。航空機を失速させて、前方向水平飛行速度を０（ゼロ）に落とし、失 速したら自在翼状態に戻すと、航空機は垂直状態を取る。水平から垂直飛行に移 行する間に水平速度を落とすかわりとして、翼の翼後縁にスポイラあるいは昇降 舵のような翼装置を備えても良い。更に、胴体の鼻先に先尾翼を設けて、垂直状 態に移行するように胴体に対して、てこの作用を及ぼしても良い。なお、先尾翼 は、航空機の鼻先部分内に入り込んでいて、胴体が上方に向く移行時に航空機の 外側に移されるようにしても良い。いずれにせよ、先尾翼は、自在翼または固定 のものとすることができる。垂直またはそれに近い垂直飛行が一旦達成されると 、ピッチ、ロールおよびヨー信号が、ネット６６上に直接的に位置するように、 航空機の位置を再び制御する。ネット上に位置されると、エンジンは停止され、 航空機はネット内に落ちる。 尾翼部は胴体に固定され、胴体の長手方向軸および推力軸に対して移動不可能 となっているので、比較的複雑な発射（離陸）および回収（着陸）装置が必要で あり、離陸に必要な上述の発射レール装置６０や、先出願の図６に図示されてい たようなＶＴＯＬ航空機１０を着陸させるためのネット回収装置といったような ものが必要となり、先に図示された形状およびそれに関する記載は、全体として ここに参考として取り込んでいる。あるいは、図１の垂直機構モードにおける尾 翼部１４の下方向に延出しする非常に長くて複雑な着陸装置が、ＳＴＯＬおよび ＶＴＯＬを行うのに必要である。この種の着陸装置（例えば、いわゆる月ロケッ ト着陸装置）は、非常に高価であって、略平らな地勢上でのみ有効である。 以上のことから、本発明の目的は、垂直短距離離着陸が可能な（ＳＴＯＬ／Ｖ ＴＯＬ）自在翼航空機を提供して、他に発射回収装置を必要としないことである 。 他の目的は、垂直と水平の状態間の移動が可能な推力線を有するＳＴＯＬ／Ｖ Ｔ ＯＬ自在翼航空機を提供して、少なくとも尾翼部における飛行制御面を相対的に 水平としないで、比較的複雑でない短距離着陸装置を使用することを可能として いる。発明の開示 本発明に基づく自在翼航空機は、水平飛行及び短距離離着陸（ＳＴＯＬ）飛行 モードにおいて、航空機を進ませるための推力源を含む胴体を備えている。自在 翼は、翼の空力中心の前方で延出する翼幅軸を中心として、胴体に対して自在に 旋回運動するように胴体に接続されている。尾翼支材は胴体に接続されている。 尾翼支材は水平尾翼面及び垂直尾翼面とともに形成されて方向安定性およびヨー 制御を行う。機構が翼幅軸に平行あるいは同軸方向に延出する回転軸を中心とし て尾翼支材に対して胴体を相対的に回転させるように設けられている。 相対的に回転する機構は、胴体の推力線を接近角度に位置するかあるいは尾翼 支材の長手方向軸に対して９０度となるように作用して、ＳＴＯＬ飛行モードに おける航空機を推進させる推力装置の推力をもたらしている。 本発明の１実施例においては、支材の前部が胴体に接続されているとともに、 尾翼面が支材の後方向に延出している部分に位置されている。このようにして、 尾翼面はＳＴＯＬ飛行モードにおいて、尾翼面が推進後流の外側に位置されて低 水平飛行成分速度の元での尾翼面に作用する動的圧力を起こす相対風によって方 向安定性及びヨー制御を行っている。 本発明の他の実施例によれば、尾翼面は尾翼支材に対して移動不可能としても よい。 さらに、航空機は、胴体に接続される着陸輪を備え、尾翼支材に対して上昇あ るいは胴体のＳＴＯＬ状態において、下方向に突出させてもよい。 また、航空機は、胴体に固定的に取り付けられる左右固定翼中心あるいは基部 を備えてもよい。自在翼は左右固定翼中心部からそれぞれ延出する左右自在翼部 材を 含み、相互に自由に回転させる。 本発明の他の見地により、旋回動を阻害することなくロール制御するように前 記翼の他方に対して左右自由翼の少なくとも一方を選択的に制御可能に回転させ るような手段が設けられている。 本発明の他の見地によれば、自在翼支持手段が翼幅軸に沿うとともに、左右自 在翼中における胴体及び固定翼部を横方向に貫通して設けられ、胴体における支 持装置となっている。自在翼支持管手段は、胴体で支持されている単独の管及び /またはベアリング上の固定翼部であってもよく、自在翼面に作用する相対風に より、長手方向軸を中心とする管の回転に起因して自在翼の自在旋回動を許容し ている。他の実施例においては、一対の管はそれぞれに左右自由翼から左右固定 翼中心部および胴体にそれぞれに延出していてもよく、自在旋回動を阻害しない でロール制御するように前記翼の他方に対して少なくとも左右自在翼を選択的に 制御可能に回転させるための手段に接続している。 尾翼支材は、胴体及び固定翼中心部を横方向に挿通する横管を好ましくは有し ている。尾翼支材横管は、胴体あるいは固定翼中心部内において設けられている ベアリングを介して長手方向軸を中心に回転可能である。横管の両端にそれぞれ に取り付けられている尾翼支材部材の一対は後方向に突出し、尾翼面はこれらの 尾翼部材の最端に形成されている。 本発明の優良な実施例においては、尾翼支材横管は自在翼回転軸に対して後ろ 方向に隙間を空けて胴体の後部を横方向に延出している。尾翼支材部材の一部は 尾翼支材横管から前方向にも延出していて２組の着陸輪が縦に間隔を空けた状態 で尾翼支材部材にそれぞれ固定されている。少なくとも前側の着陸輪の組は、前 方向に延出している部分に取り付けられて地面の上に固定された台となっていて 、航空機に対して横風状態でヨーあるいは方向安定性に耐えるようにしている。 航空機を水平および概して垂直方向に飛行するモードに制御する方法も開示さ れている。その方法は概して垂直方向である胴体及び推力線の長手方向軸を選択 的 に位置させる行程を含む一方で、尾翼面の長手方向軸が胴体の軌跡外に概して水 平方向に延出してＳＴＯＬあるいはＶＴＯＬ飛行を可能としている。胴体長手方 向軸が、尾翼面の長手方向軸と一致するように回転されている場合には、航空機 は従来の水平飛行速度での通常直進水平飛行が可能である。 他の目的及び本発明の効果は、以下の詳細な説明により当業者に対して自明と なり、そこにおいて発明の優良な実施例のみが図示及び記載されていて、本発明 を実施する上で考えられた最良の状態のものが図示の目的で用いられている。理 解されることではあるが、本発明は他の異なる実施例においても可能であって、 その種々の詳細は様々な明確な見地における変更を可能とするものであって、本 発明から逸脱しないものである。従って、図面及び明細書は当然に図示上の問題 であって、限定的なものではない。図面の簡単な説明 図１は、先の出願で開示されているＶＴＯＬ自在翼航空機の斜視図であって、 垂直飛行状態で示されている。 図２は、直進水平飛行モードにおける本発明の一実施例に基づく航空機の上部 平面図である。 図３は、直進水平飛行モードにおける図２の航空機の横立面図である。 図４は、図２および図３の直進水平飛行モードにおける航空機の斜視図である 。 図５は、図２〜４の航空機の前立面図である。 図６は、図２〜５の航空機の上部平面図であって、胴体が持ち上げられた、即 ちＶＴＯＬ／ＳＴＯＬ状態にある。 図７は、図６のＶＴＯＬ／ＳＴＯＬ状態における航空機の横平面図である。 図８は、図６および図７に図示された航空機の後方斜視図である。 図９は、図８の航空機の前方斜視図である。 図１０は、胴体に対して尾翼支材装置を旋回させるための機構の部分的に概略 的な形式をとった斜視図であって、胴体および固定翼中心部を図面を簡略化する 目的で省略したものである。 図１０Ａは、左右自在翼部間に置かれた胴体および固定翼中心部と胴体を備え 、図１０では曖昧とされていた旋回ギヤ装置を備えた図６に近い斜視図である。 図１１は、胴体および固定翼中心部に対して尾翼支材装置を旋回させるための 他の構成を部分的に概略的な形式で図示した斜視図である。 図１２は、図２〜１１に図示された航空機の部分的に概略的な形式をとった上 部平面図であって、分割尾翼支材に代わる単一の支材を備えて形成されている。 図１３は、本発明に基づくＶＴＯＬ／ＳＴＯＬ自在翼航空機の優良な実施例の 斜視図であって、上方向に傾けられたＳＴＯＬ状態の胴体を図示している。 図１４は、図１３に図示された航空機の横立面図である。 図１５は、図１３および図１４に図示された航空機の上部平面図である。 図１６は、図１２〜１５に図示された航空機の横立面図であって、尾翼支材装 置による直進水平飛行している胴体を伴っている。 図１７は、図１６の航空機の前方平面図である。発明を実施するための最良の形態 図２〜１１は、本発明に基づく自在翼航空機１００の一実施例を図示しており 、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）および直進水平飛行を可能とするとともに、以下に 若干の変形を加えた状態で述べる垂直離着陸（ＶＴＯＬ）も可能としている。自 在翼航空機１００は、プロペラ１０８を回転させる胴体の先端にエンジン１０６ を有する推進装置１０４を備える胴体１０２を有している。自在翼１１０は、胴 体１０２に接続されているとともに、空力中心の前方に位置する翼幅軸１１２を 中心として自在に回転、即ち旋回する。自在翼１１０は、胴体１０２の両側に形 成された固定翼 基部または中心部１１７から延出している左右翼１１４および１１６を含み、そ の左右翼は、以下に述べる特別な方法で相互に接合され、翼幅軸１１２を中心に して旋回自在である。左右翼１１４，１１６は、先に述べた'９１３特許出願に 開示されていた方法で、相互にピッチが調整可能であるか、あるいはエレボン（ 図示しない）を備えて昇降舵および補助翼制御するようにしてもよい。航空機１ ００は、本発明の特徴的構成に基づいて、胴体１０２に旋回可能に接続あるいは 連接された支材装置１２０に尾翼部１１８が設けられ、推進装置１０４の推力線 Tに合わせた、あるいは外れた胴体と相対的な移動を行い、直進水平飛行と同様 にＳＴＯＬ／ＶＴＯＬ動作を可能としている。 具体的には、図２、９、１０および１０Ａに詳しく参照されているように、胴 体１０２の固定翼中心部１１７は、胴体側面に固定的且つ回転不能に取り付けら れた左手および右手の固定翼基部１２２および１２４を備え、翼幅軸１１２に対 して胴体を回転させるようにしている。この翼幅軸１１２は外管１２６（図１０ および１０Ａ）で定義され、航空機長手方向軸に対して直交する方向に、胴体１ ０２および固定翼中心部１２２，１２４内で横方向に延出している。この外管１ ２６の両側端１２８および１３０は、固定翼中心部１２２，１２４の縦方向外側 端１２２ａ，１２４ａの位置で切れているか、あるいは、それと同じ面位置とさ れ、後方に突出している支材装置１２０の一対の平行支材１３４（図１０）の先 端１３２と固定的に接続される（例えば、溶接接続）。各支材１３４の後端１３ ６（図２および図３）は、以下に詳述する尾翼部１１８の水平および垂直安定部 材１３８および１４０を支持している。外管１２６は、尾翼支材装置１２０の最 先端を構成するとともに、その枢軸であって、本施例においては翼幅軸１１２と 一致している。 自在翼１１６は、翼幅軸１１２を定義するとともに支材横管１２６を介して同 軸上に延出する接続管１４２を介して、胴体１０２に接続されている。つまり、 接続管１４２は翼幅軸１１２を中心として管１２６に対して回転するとともに、 固定翼中心部１２２，１２４から左右自在翼１１４，１１６に向かって外側にそ れぞれ に突出する両端部を有し、自在翼１１０の翼幅軸を構成して左右の翼の一体回転 を行っている。従って、左右の翼１１４，１１６は、固定翼中心部１２２，１２ ４を通る外管１２６内を延出する内管１４２を介して、すなわち用いて相互に接 続され、胴体１０２および固定翼部の状態とは独立した翼幅軸１１２を中心とし て旋回自在となっている。 また、胴体１０２に自在翼１１４，１１６を接続する単一の管１４２は、胴体 １０２内で相対的に左右翼１１４，１１６のピッチを調整する翼ピッチ調整装置 と相互に接続される左右管（図示しない）に置き換えても良い。同じく審査に継 続している'９１３出願の図４に図示されているその機構は、ここにおいて全体 として参考として取り入れる。当業者にあり得ることとして、そのような左右の 内管部材は、支材１３４にそれぞれ取り付けられた２つの部位から形成された外 管１２６（図示しない）を形成するなどした翼ピッチ調整装置に、これらの外管 部位間でピッチ調整装置に隙間を開けるように接続されていても良い。 胴体１０２に対して連接された尾翼支材装置１２０を旋回させるための例示的 な構成は、図１０および図１０Ａに最良のものとして図示されている。そこにお いて、回転中心である翼幅軸１１２を有する固定されたウォームギヤ１５０が、 支材装置１２０の横管１２６に取り付けられ、胴体１０２の長手方向軸と平行に 延出する回転中心を有する第２のウォームギヤ１５２と噛合するようになってい る。この第２のギヤ１５２は、パイロットにより制御されるモータ手段Ｍにより 駆動され、横管１２６を選択的に回転させることで駆動ギヤ１５０を回転し、支 材装置１２０を回転させている。 なお、ウォームギヤ機構１５０，１５２は、ベベルギヤ機構、即ちラックおよ びピニオンで構成されるものと置き代えてもよく、ピニオンギヤが支材横管１２ ６に設けられ、ラックが胴体１０２内に設けられて長手方向移動を行い、ピニオ ンを回転させることにより支材装置１２０を回転させる。 あるいは、図１１において概略的に示されているように、一対のねじ軸１６０ を 一対のねじ軸受け１６２と噛み合うように、胴体１０２の固定翼基部１２２，１ ２４の内部でそれぞれ取り付ける。これらのねじ軸１６２は、左右の固定翼部内 において長手方向にそれぞれ延出しているとともに、その両端において、軸首（ 図示しない）で軸方向に固定された状態で支持している。これらのねじ軸１６２ は、各軸に沿ってねじ軸受け１６２を長手方向に移すような当業者にとっては自 明である方法で、長手方向軸を中心にして回転する。一体に設けられた軸受け１ ６２および支材ロッド1３２に旋回自在に設けられた両端を有するリンク１６４ は、軸受けの長手方向移動を伝え、胴体１０２に対して支材装置１２０を旋回さ せている。簡潔にする目的で、支材装置１２０が胴体に対して旋回可能となるよ うに、胴体１０２および／または固定翼基部１２２，１２４の中で接続した前述 のギヤ装置が設けられる、といったような詳細な説明は省略するが、ここにおけ る開示内容に基づけば、当業者にとっては自明である。 本発明のＳＴＯＬ自在翼航空機１００の作用について、以下に述べる。 図２〜５において、ＳＴＯＬ航空機１００が直進水平飛行の状態で図示されて いる。パイロットあるいは遠隔操縦航空機オペレータが、ＳＴＯＬ自在翼飛行モ ードの航空機１００を着陸させようとする場合、ギヤ１５０，１５２（あるいは 、他の実施例のもの）が操作され、図３および図４において矢印Ａの反時計回転 方向に内管１４２（自在翼支材管）に沿って、翼幅軸１１２上で支材横管１２６ を回転させるようにする。実際に、支材が「上昇」すると、直進水平方向の飛行 によって動的圧力が水平制御面１３８に作用するために、図３および図４の水平 あるいは直進水平飛行モードが実質的に維持されていたのが、胴体１０２および 推進装置１０４の推力線Ｔが実質的に垂直方向に回転して、図６〜９において最 良の状態で図示されているように、鼻先が上方を向くようになる。胴体１０２お よび推力線Tが垂直方向に回転すると、水平方向速度が徐々に落ちて、垂直方向 推力ベクトルが徐々に増加する。これにより航空機１００は速度を落とし、地上 に向かって徐々に下降するか、あるいはその位置に浮かぶ（水平飛行あるいは上 昇飛行）ようになる。この移 行の間、自在翼１１４，１１６は相対風の変化に個別に対応し続けて、十分な水 平方向速度を維持した揚力を継続的に発生させ、あるいは、十分な推力制御がで きるように、垂直方向推力ベクトルを増加させるように「風を起こす」。この間 、ここに述べた特別な方法により旋回動するように連接された尾翼支材装置１２ ０により、航空機は失速することはない。 全体支持装置１２０および尾翼部１１８を、胴体１０２と同じ直進水平方向お よび推進装置１０４の推力線Ｔから好適に逸脱するように揺動あるいは旋回動さ せると、航空機１００を減速あるいはSＴＯＬモードで離着陸させることができ 、その一方で、以下の付随的効果とともに自在翼飛行の効果を得ることができる 。まず最初に、上述の方法で連接された支材１２０に尾翼面１３８，１４０を置 き、胴体１０２に取り付けられるとともに固定翼中心部１２２，１２４に固定さ れた相対的に短い着陸装置１６０（図９および図１０Ａ参照）が活用される。と いうのは、胴体長さが、図２〜５の直進水平標準飛行モードで測定された航空機 １００の全体長さに対して短いからである（例えば、５０％以下）。係る構成は 、胴体１０２に取り付けられる格納式先端歯車機構（図示しない）を利用するこ とになる。第２に、支材１２０の末端に尾翼および方向舵の面１３８，１４０を 位置させることにより、これらの尾翼面は、事実上、胴体１０２，１２２，１２ ４および翼１１０の複合重心から飛び出した状態となる。その結果として、非常 にゆっくりとした水平あるいは前進速度の場合であっても、方向安定性およびヨ ー制御が改善される。 図６〜１１のＳＴＯＬ飛行モードにおいて、尾翼面１３８，１４０はプロペラ １０８の後流による動的圧力の影響を受けないので、ＳＴＯＬ飛行と対比してＶ ＴＯＬ飛行において起きるような極めてゆっくりとした、あるいは水平方向速度 ０（ゼロ）では方向安定性およびヨー制御が悪化することがわかる。固定翼中心 部１２２，１２４は、後流の中で効果的に維持されて、それに作用する動的圧力 が方向安定性およびヨー制御の度合いを左右する傾向がある。また、安定性およ び制御は、安定性および制御の向上をもたらすように胴体１０２から外方向に突 出あるいは固定 翼部１２２，１２４に固定された付加的なフィン１６２（その例示的なものは、 図１０Ａにのみ図示されている）によって達成される。当業者にありえることと して、そのようなフィン１６２が、胴体または固定翼部から連続的に突出、ある いは、胴体から突出するように内部に格納可能に設けられ、ＶＴＯＬ飛行中のみ 作動可能となっている。 図２〜５に図示されている水平飛行モードにおいて、固定翼基部あるいは中心 部１２２，１２４は、左右の自在翼部１１４，１１６により高度を上、翼として 作用する。尾翼支材装置１２０が「上昇」すると、これらの固定翼中心部１２２ ，１２４は、空気ブレーキ（例えば、図７の位置を参照）として効果的に作用し 、航空機１００を即座に減速させ、飛行速度を落としている。 １人の乗客（パイロット）を運ぶ場合の本発明の当該実施例に基づく例示的な 航空機１００の仕様は、以下の通りである。 尾翼および支材１２０旋回０〜１００度。 先端装置１６０は、もとに戻す。 自在翼１１４，１１６にエレボン。 固定翼１２２，１２４内の全燃料（３５ボンド） 総重量 ２２０ボンド エンジンrotax約５０ＢＨＰ スパン＝１６６インチ＝１３．８フィート 面積 自在翼１１４，１１６＝１４.７sq．ft． 面積 固定翼１２２，１２４＝７.４８sq．ft． 基準面積 Sr＝２５.３sq．ft． 水平尾翼面積 尾翼１３８＝４.４５sq．ft． 垂直尾翼面積 尾翼１４０＝３.４sq．ft． ぬれ面積＝約８９sq．ft． 図７および９は、本発明の航空機１００に用いられる前輪式着陸装置１６０の 最良なものを概略的に図示している。そこにおいて、前輪１７０が、胴体１０２ の下端に取り付けられる格納可能な（即ち、伸縮自在に延出／折り畳めるもの） ストラット１７２の下端に取り付けられている。ストラット１７２は、図７にお いて、延出された状態で図示されていて、胴体１０２がＳＴＯＬ飛行モードによ る本体が傾いた状態で示されている。一対のメイン着陸装置車輪１７４は、固定 翼中心部１２２，１２４の機外後縁部に固定されて、前輪１７０とで３点支持す るようになっている。 場合によっては、メイン着陸装置車輪１７４共々に、前輪１７０を保持する格 納可能なストラット１７２は胴体１０２に旋回可能に設けてもよく、従来通りの 垂直水平飛行モードにおける離着陸を可能とする。上述した他の実施例に基づく 前輪式着陸装置の車輪の取り付けに関する詳細は、本明細書をベースとした当業 者にとっては自明である。 垂直（離陸または飛行）から水平飛行への移行には、逆の過程が用いられる。 即ち、パイロットあるいは遠隔操作により支材１２０を制御するギヤ装置１５０ ，１５２を作動させて、図７に図示されている位置から図３に図示されている位 置に支材を相対的に回転させる。航空機１００が離陸すると想定した場合、航空 機は、推進装置１０４により発射地点あるいは台からまず持ち上げられる。支材 １２０が、矢印Ａとは反対方向に「下降」している場合には、胴体１０２は、航 空機の水平方向速度を逆に増加させることになる水平方向への上下動をする。こ のことは、相対風に従って胴体１０２に対して自由に回転する翼１１０を回転を させることになる。自由に回転する翼１１０に作用する相対風の影響により、推 進装置１０４からの固定翼中心部１２２，１２４に対する空気流の制動効果を素 早く回復するとともに、水平速度を増して、翼１０の浮力を増す。航空機１００ は、すぐさま水平飛行に移行して、自在翼直進水平飛行モードとなる。 他の実施例として図１２に概略的に図示されているように、分割支材１２０を 尾 翼面１３８'，１４０'が取り付けられる単一の支材１６４に代えても良い。本実 施例において、水平方向尾翼１３８'は支材１６４に対して固定してもよく、垂 直尾翼１４０'は支材に対して全可動方向舵として制御されるようにしてヨー制 御するようにしてもよい。しかしながら、分割支材形状１２０の利点は、尾翼面 １３８，１４０が胴体１０２から外方向（機外）に位置される綺麗な空気中にあ るようにして、非常にゆっくりとした水平方向、即ち前進速度においてもこれら の尾翼面に作用する動的圧力状態が改善されるようにしていることである。 ＳＴＯＬ／ＶＴＯＬ即ち図７で図示されている本体が傾いた状態においては、 離陸あるいは着陸時に垂直尾翼面１４０に作用する横風の影響による長手方向軸 を中心とした旋回または回転をもたらすような傾向が胴体１０２に対して生じる 。不都合なことに、このことは、基本的に支材装置１２０の片持ち状態の後端１ １８における垂直尾翼面１４０に作用する横風によって発生するモーメントアー ムによるものであり、メイン着陸車輪１７４に比較的近い前輪１７０の水平方向 位置が原因である前輪式着陸装置による反作用ではない。 横風を受けている状態で、航空機１００の図２の実施例における潜在的な固有 安定性を回復する目的で、本発明の優良な実施例が図１３〜１７に図示されてい て、そこにおいて、航空機２００は、胴体２２７の中に設けられる支材横管２２ ６より前方またはその付近で突出する支材装置２２０の一部を前送りしたような 互いに縦に並べた状態で載置された２組の着陸車輪２０２および２０４を有する 着陸装置を特徴としている。更に具体的には、横管２２６は、胴体２２７および 固定翼中心部２２２，２２４を通って横方向に延出する軸受（図示しない）に設 けられているとともに、その長手方向軸２２９（胴体長手方向軸に対して直交す る方向に延出している）を中心にして回動可能としてもよく、図２の実施例に関 与する上述の内容のものに近似、あるいは同等のパイロットまたは遠隔操作オペ レータによる制御された種々のギヤ装置によって、以下に述べるように胴体２２ ７に対して支材２２０を揺動（推力軸Ｔに対して傾く）させる。望ましくは、簡 単に図示されている図 １４のように、回転する支材軸（ＳＴＯＬおよび直進水平飛行モード間における 胴体２２７の旋回軸）は胴体の後部を介して延出し、胴体の最後端が最も垂直な 状態に傾いた場合であっても、車輪２０２，２０４よりも高さ方向で上側に位置 するようにしている。これは、胴体２２７と支材装置２２０との間の相対的な回 転を起こす構成が、図１６の直進水平状態から図１４の持ち上がったあるいはＳ ＴＯＬ／ＶＴＯＬ位置に、前部を「持ち上げ」るように、胴体の前部に対して好 的に作用することを意味する。図１１のねじ軸受およびねじ軸機構に近似した好 ましい構成として、一対のヒンジストラット２５０が、上端２５２で胴体２２７ の下端に一対のねじ軸２５６にそれぞれにねじ込み固定されたねじ軸受け２５４ に旋回可能に取り付けられたストラット下端を数軸移動可能に接続した一対のヒ ンジストラット２５０がある。単なる例示として、図１１の実施例におけるねじ 軸１６０の回転に相似した方法で、ねじ軸の回転による軸受の長手方向移動する ように、支材横管２２６から前方向に延出する支材２３４の一部に、あるいはそ の中にねじ軸２５６を設けてもよい。この場合、ストラット２５０は、持ち上げ あるいはＳＴＯＬ飛行モードに胴体を位置させるように前方向にねじ軸受２５４ を前進させるようにねじ軸２５６を回転させることにより、支材管２２６を中心 にして胴体２２７を旋回させるように操作可能である。反対に、ねじ軸２５６の 反対方向回転は、軸受２５４に後方向移動を起こさせて、ストラッツト２５０を 元に戻して、図１６の位置に胴体２２７を下げる。 上述の実施例において、図１４に図示したようなＳＴＯＬ／ＶＴＯＬ（持ち上 げ）状態と、図１６に図示したような直進水平状態との間での移行は、図３の実 施例に関する上述のような状態で起こる。 優良な本実施例において、左右の自在翼１１４，１１６は、支材横管２６を設 けているところから、胴体２２７方向前側に間隔を開けた横管２９０（翼幅軸１ １２）で固定翼中心部２２２，２２４に取り付けられている（例えば、図１４を 参照）。着陸輪の後方の組２０４は、相互に支材横管２２６に近接している支材 ２３４に設 けられる一方で、着陸輪である前方の組２０２は、横管から前方向に突出してい る支材２３４の一部２３４ａにそれぞれ設けられている。このように、結果とし て得られる着陸装置は、長手方向軸を中心とした傾いた胴体２２７のヨー移動に 対するこの４つの着陸輪装置によりもたらされる抵抗力により、改善された横風 下における離陸性能をもたらす。係る構成は、支材装置２２０および水平尾翼面 ２３８に対して、直進水平飛行モードにおける翼の水平面に接近して低くなるよ うにしている（図６と対照的な図１７）。このことは、水平方向翼面が、自在翼 １１０からの吹き下ろしにより、水平方向尾翼面が影響を受けないので飛行性能 の改善となる。また、地面に対して、接近且つ平行に支材装置２２０を位置決め することにより、尾翼面２４０を低くして、強風下における地上作業中に航空機 が倒れるのを防いでいる。 本発明が、先に述べた全ての目的を満たすことは当業者により自明である。先 の明細書を読めば、当業者は種々の変更、均等物との交換、およびここにおいて 幅広く開示されている発明の他の種々の見地を達成することができる。よって、 ここにおいて許可される権利は、添付のクレームおよびその均等物に含まれる定 義によってのみ限定されるものである。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ， ＤＫ，ＥＳ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，Ｍ Ｃ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ， ＴＤ，ＴＧ)，ＡＴ，ＡＵ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ， ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，Ｇ Ｂ，ＨＵ，ＪＰ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＫ，ＬＵ，ＬＶ ，ＭＧ，ＭＮ，ＭＷ，ＮＬ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ， ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＫ，ＵＡ，ＵＺ，ＶＮ (72)発明者 シュミットル・ヒュー・ジェイ アメリカ合衆国 メリーランド州 シルバ ースプリング スウィートクローバー・ド ライブ 12113

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．ａ．水平飛行及び短距離離着陸（ＳＴＯＬ）飛行モードにおいて航空機を 推進させるための推進源を含む胴体と、 ｂ．翼幅軸を中心にして旋回動自在とされた胴体に接続された自在翼と ｃ．前記胴体に接続された尾翼支材であって、前記尾翼支材が水平尾翼面及び 垂直尾翼面とともに形成されて方向安定性およびヨー制御を行い、 ｄ．前記翼幅軸を中心にした前記自在翼の枢軸動とは独立した尾翼支材に対し て、翼幅軸と平行に延出するあるいは同一の旋回軸を中心として、胴体を旋回さ せるための機構とを備えることを特徴とする航空機。 ２．前記請求項１の航空機において、前記機構が尾翼支材の長手方向軸に対し て約９０度に近い角度に胴体の推力線を位置するように作用して、ＳＴＯＬ飛行 モードで航空機を推進させる推進装置の推力とさせていることを特徴とする航空 機。 ３．請求項１の航空機において、支材の前部が胴体に接続されているとともに 、尾翼面が支材の後方向に延出している部分に位置され、水平飛行の速度成分が 影響している尾翼面に作用する動的圧力を誘発する相対風により、前記尾翼面が ＳＴＯＬ飛行モードにおいて推力後流の外に位置されて方向安定性およびヨー制 御を行うことを特徴とする航空機。 ４．請求項１の航空機において、全ての尾翼面が尾翼支材に対して移動不可能 であることを特徴とする航空機。 ５．請求項１の航空機において、胴体に接続された着陸輪をさらに備え、尾翼 支材に対して胴体が持ち上がっている、すなわち、ＳＴＬＯ状態において下側に 突出していることを特徴とする航空機。 ６．請求項１の航空機において、胴体に固定して設けられる左右固定翼中心あ るいは基部をさらに備えるとともに、前記自在翼が左右固定翼中心部から延出し ているとともに、相対的に自由に回転する左右自在翼部材を含んでいることを特 徴とする航空機。 ７．請求項６の航空機において、少なくとも一方の左右自在翼を前記翼の他方 に対して選択的に制御可能に旋回させるための手段をさらに備え、自在旋回運動 を阻害することなくロール制御を行うようにピッチを調整することを特徴とする 航空機。 ８．請求項６の航空機において、翼幅軸に沿うとともに、左右自在翼の内部に おいて胴体および固定翼部を横方向に延出する自在翼支持管手段をさらに備え、 胴体上で支持することを特徴とする航空機。 ９．請求項８の航空機において、前記自在翼支持管手段が、長手方向軸を中心 とした管の自由な回転を起こす相対風により自在翼の自在旋回動を許容する軸受 によって少なくとも胴体および固定翼部の１つに支持される管であることを特徴 とする航空機。 10．請求項８の航空機において、前記自在翼支持管手段が左右自在翼から左右 固定翼中心部にそれぞれ延出する一対の管を含むとともに、少なくとも一方の左 右自在翼を前記翼の他方に対して選択的に制御可能に旋回させるための手段をさ らに備え、前記組となった管と係合することで自在旋回動を阻害しないでロール 制御を行うことを特徴とする航空機。 11．請求項８の航空機において、前記尾翼支材が胴体および固定翼中心部の両 方を横方向に貫通して延出する横管を含むとともに、少なくとも胴体および固定 翼中心部の一方および相互に横管の両端に取り付けられている一対の尾翼支材部 に取り付けられているベアリングを介して、長手方向軸を中心にして回転可能に されて後ろ方向に突出し、前記尾翼面が尾翼支持部の最端に形成されることを特 徴とする航空機。 12．請求項１１の航空機において、前記自在翼支持管手段が尾翼支材横管を同 軸方向に貫通して延出しているとともに、相対的に回転自由としてその両方が翼 幅軸と同じ共通回転軸を共有していることを特徴とする航空機。 13．請求項１１の航空機において、前記尾翼支材横管力自在翼回転中心に対し て後方向に間隔をあけて胴体の後部を横方向に挿通して延出していることを特徴 とする航空機。 14．請求項１３の航空機において、尾翼資材部材の１部が尾翼資材横管から前 方に延出しているとともに、前後着陸輪の２組が互いに縦にスペースを開けた状 態で尾翼支材部材に取り付けられていることを特徴とする航空機。 15．請求項１４の航空機において、少なくとも着陸輪の前方の組が尾翼支材部 材の前方に延出している部分に取り付けられていることを特徴とする航空機。 16．請求項１５の航空機において、尾翼部材に対して胴体を相対的に回転させ るための前記機構が、胴体またはその第一の端部にある固定翼中心部の一つに旋 回自在に取り付けられた少なくとも１対のストラットを備え、前記ストラットが その両端において一対のねじ軸受けに旋回するように取り付けられ、少なくとも 一対のね じ軸が長手方向軸を中心にしてそれぞれが回転するように尾翼支材部材に取り付 けられて、ねじ軸に沿ってねじ軸受けを長手方向を移動するようにして尾翼支材 に対して胴体を選択的に回転させることを特徴とする航空機。 17．請求項１６の航空機において、胴体および固定翼中心部の少なくとも一方 にストラットを取り付ける位置が尾翼支材横管の前方に位置して尾翼支材横管を 貫通して延出する胴体回転軸を中心として胴体前部の上方向および多方向の回転 運動を許容することを特徴とする航空機。 18．請求項１７の航空機において、胴体および固定翼中心部の少なくとも一方 にストラットを取り付ける位置が翼幅軸の前方に位置することを特徴とする航空 機。 19．請求項１の航空機において、胴体から軸方向に突出しているとともに、推 力後流の源によって作用する軸方向に突出する飛行制御面をさらに有して方向安 定性及びヨー制御を行い、そのとき尾翼支材が胴体の推力線に対して９０度傾い た状態に回転されて実質的に水平飛行速度が０の状態でＶＴＯＬ飛行モードにお いて航空機を離着陸可能とすることを特徴とする航空機。 20．概して垂直及び水平飛行モードにおいて、航空機を進ませる方法であって 、 ａ．翼及び胴体に作用する空気力に基づいて胴体に対して自在に旋回する一対 の翼によって、前記飛行モードの一つで航空機を進ませる行程と、 ｂ．航空機を相対的に旋回さぜて、（１）その長手方向軸が垂直水平あるいは 水平飛行モードにおいて航空機から後方向に突出する尾翼面を実質的に位置合わ せされている点、あるいは、（２）その胴体および長手方向軸が垂直飛行モード における尾翼面とほぼ垂直であって実質的に直行するようにされていることを特 徴とする航空機。