Aircraft having a ring-shaped blade structure

本発明は、一般に航空機に関し、特に、リング状の翼構造を有する航空機に関する。

大地震などの大規模災害においては交通網が寸断され被災地に近づくことが難しい場合がある。 そこで、近年、被災者の捜索や被災地の状況調査を行うために上空からの情報収集を行うカメラ付き無人ヘリコプタが研究されている。

なお、特許文献１には、前翼、後翼、およびこれら翼を連結する一対の翼端からなり、外周が円形の航空機が開示されている。

米国特許第５，５２０，３５５号

しかしながら、無人ヘリコプタの機動力を生かして詳細な探索のためにヘリコプタの高度を下げて被災地にさらに接近させると、ヘリコプタの翼が建物などの壁に接触して２次災害を引き起こす恐れがある。

そこで、本発明は、居住地域など危険地域において安全に飛行できる航空機を提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明に係る航空機の一態様は、
前縁、後縁、第１および第２の翼端を有し前方に向けて凸状に湾曲した平面形が弓型の前翼と、
前縁、後縁、および第３および第４の翼端を有し後方に向けて凸状に湾曲した平面形が弓型の後翼と、
前翼の第１の翼端と後翼の第３の翼端とを連結する第１の連結部と、
前翼の第２の翼端と後翼の第４の翼端とを連結する第２の連結部と、
前翼の後縁、後翼の前縁、第１の連結部の内側面、および第２の連結部の内側面により形成される中央開口部に配置された、プロペラで推進力を得る推進用エンジンと、
を備えることを特徴とする。

本明細書および請求項中、「前」、「後」、「上」、「下」、「水平」等、方向を表す用語は、水平直線飛行時における航空機の姿勢を基準としたものである。

本発明の一態様によれば、プロペラが中央開口部に位置しているので、プロペラが建物の壁などに衝突することはなく、したがって危険地域において航空機が安全に飛行できる。

以下、添付図面を参照して本発明に係る実施の形態を説明する。 以下の説明では、本発明を無人航空機に適用した例を説明するが、有人の航空機に適用することも可能である。 また、本発明は、災害時における情報収集の目的以外に、例えば、上空からの警備や監視、あるいは玩具用など、多種多様な分野で利用可能である。

図１〜６は、本発明に係る航空機の一実施形態を示す。 全体を符号２で示す航空機は、主翼として略同一の弓型平面形を有する前翼４および後翼６と、これら翼４，６を翼端で連結するエアロダイナミックシェイプを有する一対の連結部（パイロン）８Ｌ，８Ｒとを備える。 航空機２は水平方向に沿った軸に関してほぼ線対称の形状を有し、以下、この軸を基準線という。 航空機２を後方から前方に向けて見たとき（図５）、基準線の左側に位置する構成要素に用語「左側（Ｌ）」、右側に位置する構成要素に用語「右側（Ｒ）」を適宜付して説明する。

前翼４は、半円状の前縁４Ｆ、半楕円状の後縁４Ｂ、連結部８Ｌと連結する翼端（第１の翼端）４Ｅ _１ 、および連結部８Ｒと連結する翼端（第２の翼端）４Ｅ _２を有し、中央から前方に向けて凸状に湾曲した翼である。 一方、後翼６は、前翼４の後縁４Ｂの半楕円と同じ短径・長径を有する半楕円状の前縁６Ｆ、前翼４の前縁４Ｆと同じ曲率の半円状の後縁６Ｂ、連結部８Ｌと連結する翼端（第３の翼端）６Ｅ _１および連結部８Ｒと連結する翼端（第４の翼端）６Ｅ _２を有し、中央から後方に向けて（前翼４とは逆方向に）凸状に湾曲した翼である。 前翼４および後翼６の翼型は、所定の厚みおよび形状を有する。 一例として翼型はＮＡＣＡ２４１２である。 前翼４の半円形前縁４Ｆ、半楕円形後縁４Ｂおよび後翼６の半楕円形前縁６Ｆ、半円形後縁６Ｂは、同心状に形成されている。 以下、同心軸の伸びる方向を上下方向という。 前翼４の前縁４Ｆ、後翼６の後縁６Ｂ、および連結部８Ｌ，８Ｒの外側面により、航空機２の外形がほぼ円形状に形成されている。 前翼４の後縁４Ｂ、後翼６の前縁６Ｆ、および連結部８Ｌ，８Ｒの内側面により、航空機２の中央開口部９の境界が形成されている。

前翼４の翼弦線は、実質的に、上下方向に直交する水平面上に位置する。 後翼６は、翼幅方向に関して一部または全部が、前縁６Ｆが後縁６Ｂよりも上側に位置するよう前翼４の翼弦線に対し僅かに傾斜した翼弦線を有する。 後翼６の上下方向に関する位置は、後翼６が前翼４の翼弦線を実質的に含む上記水平面と交差するように設定されている。 本実施形態では、航空機２の重心は、上記水平面と同心軸との交点の僅かに前方に位置するようにしてある。 本発明者は、数値シミュレーションにより、後翼６の翼弦線が前翼４の翼弦線と平行であると航空機２の飛行中に重心周りに前翼４が上がる傾向があることを発見した。 そこで、航空機２のトリムを取るために、後翼６の幅方向に関して一部または全部において、前縁６Ｆが後縁６Ｂよりも上側に位置するよう翼弦線を水平方向に対し僅かに傾斜させ、これにより後翼６に前翼４よりも大きな揚力を発生させている。

前翼４の後縁４Ｂには、一対のフラップ１０Ｌ，１０Ｒが取り付けてあるとともに、後翼６の後縁６Ｂには、航空機２の水平方向に関してフラップ１０Ｌ，１０Ｒの後方に、一対のフラップ１１Ｌ，１１Ｒが取り付けてあり、これにより離着陸時に翼４，６の揚力係数を上げて、短い距離で離着陸が行えるようになっている。 前翼４の後縁４Ｂにはまた、内側端がフラップ１０Ｌ，１０Ｒ外側端、外側端が翼端４Ｅ _１ ，４Ｅ _２近傍に位置するように一対のエルロン１２Ｌ，１２Ｒが取り付けてある。 一方、後翼６の後縁６Ｂには、航空機２の水平方向に関してエルロン１２Ｌ，１２Ｒの後方に、内側端がフラップ１１Ｌ，１１Ｒ外側端、外側端が翼端６Ｅ _１ ，６Ｅ _２近傍に位置するように、一対のエルロン１４Ｌ，１４Ｒが取り付けてある。 左側エルロン１２Ｌ，１４Ｌの上げ下げは同時または別々に行われるようにしてある。 右側エルロン１２Ｒ，１４Ｒの上げ下げもまた同時または別々に行われるようにしてある。 例えば、右側エルロンを上げると同時に左側エルロンを下げることで、あるいは、右側エルロンを下げると同時に左側エルロンを上げることにより、航空機２のロール方向の姿勢を制御する。 後翼６中央部の後縁６Ｂには、航空機２のピッチ方向の姿勢を制御するために、フラップ１１Ｌ，１１Ｒの間にエレベータ１６が取り付けてある。 エレベータ１６のトリム調整を行うことで、後翼６の中央部における翼弦線の前翼４の翼弦線に対する角度を微調整してもよい。

図４に示すように、各連結部８Ｌ，８Ｒの内部には燃料タンク（図示しない）と後輪２０Ｌ，２０Ｒの収容部２１Ｌ，２１Ｒとが設けてある。 連結部８Ｌ，８Ｒの上面にはそれぞれ、垂直尾翼２２Ｌ，２２Ｒが取り付けてある。 垂直尾翼２２Ｌ，２２Ｒの後縁には、航空機２のヨー方向の姿勢を制御するためのラダー２４Ｌ，２４Ｒが取り付けてある。

前翼４の後縁４Ｂ、後翼６の前縁６Ｆ、および連結部８Ｌ，８Ｒの内側面により形成される中央開口部９の中心付近には、エアロダイナミックシェイプを有する中央室２６が配置されている。 中央室２６には、不図示のカメラが搭載されており前方の窓２８を介して撮像を行うようになっている。 中央室２６にはまた、図４に示すように前輪３０の収容部３２が設けてある。 図示は省略するが、中央室２６にはさらに、外部からの指令を受信したり、撮像映像等を送信したりするためのアンテナなどの無線送受信機や、受信した指令に応じて各操縦翼面（フラップ、エルロン、エレベータ、ラダー）を駆動するサーボ機構に信号を有線または無線で送るための制御装置が収容されている。 中央室２６は、その中心（上記同心軸）より前側の両側面から突出した幅広のストラット（支柱）３４Ｌ，３４Ｒを介して連結部８Ｌ，８Ｒの前翼の翼端４Ｅ _１ ，４Ｅ _２近傍（図４参照）と、その中央両側面から突出した幅狭のストラット３６Ｌ，３６Ｒを介して連結部８Ｌ，８Ｒの後翼６の翼端６Ｅ _１ ，６Ｅ _２近傍（図４参照）と、中央室後部を介して後翼６の前縁６Ｆの中央部と連結されている。 中央室２６は、ストラット３４Ｌ，３４Ｒ，３６Ｌ，３６Ｒのみで支持してもよい。

各ストラット３４Ｌ，３４Ｒの途中には、推進用エンジンとして、前方にプロペラ３７Ｌ，３７Ｒの付いたエアロダイナミックシェイプを有するエンジン３８Ｌ，３８Ｒが取り付けてある。 プロペラ３７Ｌ，３７Ｒの回転方向は逆である。 エンジン３８Ｌ，３８Ｒには、制御装置の指令を受けて連結部８Ｌ，８Ｒ内の燃料タンクからストラット３４Ｌ，３４Ｒ内の燃料パイプ（図示しない）を介して燃料が供給され、これによりプロペラが回転するようになっている。 後翼６のエレベータ１６は、エンジン３８Ｌ，３８Ｒの長軸（プロペラの回転軸）の延長線により囲まれる領域内に配置されており、これによりプロペラ後流がエレベータ１６に当たって渦が発生して航空機２の性能が低下するのを防止するようにしてある。 本実施形態では、後翼６のフラップ１１Ｌ，１１Ｒは、水平方向に関してエンジン３８Ｌ，３８Ｒの後方に位置し、これによりプロペラ後流をフラップ１１Ｌ，１１Ｒに当てて流れを下向きに曲げ、揚力を増大させることができるようにしてある。

エンジン３８Ｌ，３８Ｒは、ストラット３４Ｌ，３４Ｒに回動可能に支持されており、制御装置の指令により、図１に示すようにプロペラ３７Ｌ，３７Ｒの回転軸が水平方向とほぼ平行となる水平位置（第１の位置）と、図７に示すようにプロペラ３７Ｌ，３７Ｒの回転軸が水平方向に対し略直交する垂直位置（第２の位置）との間で約９０°回動できるようにしてある。 エンジン３８Ｌ，３８Ｒは垂直位置よりも図６の時計回り方向にさらに回動できるようにしてもよい。

かかる構成を備えた航空機２において、離陸時、図７に示すようにエンジン３８Ｌ，３８Ｒを垂直位置に設定した状態で、プロペラ３７Ｌ，３７Ｒを回転すると鉛直上方に向けて離陸する。 必要ならばフラップ１０Ｌ，１０Ｒ，１１Ｌ，１１Ｒを下げる。 離陸後、エンジン３８Ｌ，３８Ｒを水平位置に戻すとともに、エレベータ１６を下げて迎え角を大きくする。 その結果、航空機２は、斜め上方に向けて飛行する。 航空機２は、エレベータ１６を元の位置に戻すことで水平飛行する。 必要に応じて、航空機２は、再びエンジン３８Ｌ，３８Ｒを垂直位置に戻すことによりホバーリングする。

本実施形態によれば、プロペラ３７Ｌ，３７Ｒが翼４，６で囲まれた中央開口部９に位置しているので、プロペラが建物の壁に衝突することはなく、したがって、居住地域などの危険領域、あるいは、狭い区域場合によっては建物内においても航空機２を安全に操縦できる。 また、エンジン３８Ｌ，３８Ｒと燃料タンクが離れているので、仮に墜落しても高温のエンジンにより燃料タンク内の燃料が発火することを防止できる。 さらに、中央開口部９の境界を形成する前翼４の後縁４Ｂと後翼６の前縁６Ｆは、水平方向と直交する方向に長径を有する半楕円形をなすため、中央開口部９のスペースをできるだけ広げることができ、その結果、中央開口部９に配置するエンジン３８Ｌ，３８Ｒ（プロペラ３７Ｌ，３７Ｒ）や中央室２６を大型化できる。

また、リング状の翼構造を有する本実施形態に係る航空機２は、小型化しても比較的大きな翼面積を確保することができるので、狭い区域での飛行を可能とする利点を有する。 さらに、リング状の翼構造では、揚力が重心周りに分布するため、低速での安定性が高い。 加えて、リング状の翼構造は、回復不可能なスピン状態に陥りにくい利点を有する。 これは、航空機２が横や斜めから突風を受けても、（通常の翼とは異なり）前翼４の前縁４Ｆおよび後翼６の後縁６Ｂのエッジの一部が突風の方向に対し約９０度をなすため揚力が発生するからである。

本発明者は、数値シミュレーションにより、前翼４の翼弦線と後翼６の翼弦線とのなす角度を、翼幅方向に沿って異ならせ中央部の角度を最も大きくすることにより、航空機２の姿勢が安定することを確認した。 より好ましくは、翼幅に対する一端から翼幅方向に沿った長さの割合をＸ（０〜１００％）とし、この割合がＸの位置での上記角度をＹ（°）としたときに、Ｙ＝０．９５Ｙ _０ 〜１．０５Ｙ _０ ，Ｙ _０ ＝−８．５×１０ ^−８ Ｘ ^４ ＋１．７０×１０ ^−５ Ｘ ^３ −１．５４×１０ ^−３ Ｘ ^２ ＋６．９×１０ ^−２ Ｘである。

以上の説明は、本発明の一実施形態にかかるもので、本発明はこれに限らず、種々改変可能である。 例えば、上記実施形態では、前翼４の翼弦線は水平面内に位置したが、前翼４の翼弦線を前縁４Ｆが後縁４Ｂより僅かに下側に位置するように設定しても、後翼６の翼弦線を前縁６Ｆが後縁６Ｂより僅かに上側に位置するように設定することで、航空機２の姿勢の安定化を図ることは可能である。

また、上記実施形態では、前翼４の前縁４Ｆを半円形、後縁４Ｂを半楕円形、後翼６の前縁６Ｆを半楕円形、後縁６Ｂを半円形とし、これら半円および半楕円形を同心状に設計したが、各翼４，６を中央部から翼端に向けて翼弦長が減少するように設計し、これにより中央開口部９のスペースを十分に確保して該スペースに大型の構成要素を配置できるようにするのであれば、エッジ形状は上記実施形態に限らない。 例えば、前翼の前縁や後翼の後縁が半楕円形であったり、前翼の前縁と後縁の中心位置が異なったり、後翼の前縁と後縁の中心位置が異なっていてもよい。

さらに、上記実施形態では垂直尾翼２２Ｌ，２２Ｒは連結部８Ｌ，８Ｒの上面に設けたが、図８に示す航空機２'のように、垂直尾翼２２Ｌ'，２２Ｒ'を後翼６の上面に取り付けてもよい。 この場合、上記実施形態に比べて、垂直尾翼２２Ｌ'，２２Ｒ'間、したがってラダー２４Ｌ'，２４Ｒ'間の距離が短く、小さなラダー角で大きなヨー角を得ることができ、その結果航空機の機動力を高めることができる。 これに加えて、ラダー２４Ｌ'，２４Ｒ'を水平方向に関してエンジン３８Ｌ，３８Ｒの後方に設け、プロペラ後流をラダー２４Ｌ'，２４Ｒ'に当てることでラダーの性能を高めるようにしてもよい。

上記実施形態では、エンジン３８Ｌ，３８Ｒを垂直位置に設定することで垂直離着陸できるよう構成されているため、フラップ１０Ｌ，１０Ｒ，１１Ｌ，１１Ｒは省略可能である。 代わりに、エンジン３８Ｌ，３８Ｒを水平位置に固定してもよい。 この場合、フラップ１０Ｌ，１０Ｒ，１１Ｌ，１１Ｒを駆動することで離着陸が行われる。 エンジン３８Ｌ，３８Ｒを水平位置に固定する場合、中央室２６の上部にヘリコプタで用いられる（上下方向に伸びた回転軸を有する）プロペラを取り付け、これによりホバーリングができるようにしてもよい。 例えば、プロペラを一つのみ取り付け、ホバーリング時にエンジン３８Ｌ，３８Ｒの出力を調整することで上記プロペラで発生する回転モーメントを打ち消すようにしてもよいし、逆方向に回転する一対のプロペラを上下方向に間隔をあけて取り付けてもよい。 いずれの場合も、中央室をリング構造の翼の下方に配置させ、プロペラをリング構造の翼と同程度の高さ（上下方向位置）に配置するほうが、航空機の飛行の安全性をより高めることができる。

（フラップ１１Ｌ，１１Ｒを省略する場合）、エルロン１４Ｌ，１４Ｒを水平方向に関してエンジン３８Ｌ，３８Ｒの後方まで伸ばし、プロペラ後流をエルロンに当てることでエルロンの性能を高めるようにしてもよい。

また、上記実施形態では、エンジン３８Ｌ，３８Ｒの前方にプロペラ３４Ｌ，３４Ｒを設けたが、代わりに、エンジンの後方にいわゆる推進プロペラを設けてもよい。 この場合、中央室２６の前部を前翼４に取り付け（上記実施形態に比べて中央室２６を前に移動させる）、これにより中央開口部９における推進プロペラ用のスペースを広げるのが好ましい。

さらに、有人の航空機の場合、中央室２６をキャビンとして利用してもよい。

加えて、上記実施形態のように無人の航空機の場合、中央開口部９内に配置された中央室２６、エンジン３８Ｒ，３８Ｌなどの構成要素を省略し、代わりに、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）機用のエンジン（エンジンの長軸を水平方向と直交させる）を設けてもよい。 この場合、エンジンのプロペラで発生する回転モーメントを打ち消すための通常のエンジンを航空機に取り付ける必要がある。 代わりに、プロペラが逆方向に回転する一対のＶＴＯＬ機用のエンジンを設けてもよい。 ＶＴＯＬ機用のエンジンを中央開口部９に設ける場合であっても、中央室をリング構造の翼の下方に配置させることは可能である。

さらにまた、上記実施形態では、プロペラ３７Ｌ，３７Ｒで大量の空気を噴き出して加速する反作用を利用するピストンエンジン３８Ｌ，３８Ｒを用いたが、このようなエンジンの代わりに、連結部８Ｌ，８Ｒ上にターボジェットエンジンまたはダクトファン方式のピストンエンジンを取り付けてもよい。 この場合も上記実施形態と同様に、居住地域など危険地域において航空機を安全に操縦できる。 上記エンジンを連結部８Ｌ，８Ｒ上に設ける場合、中央開口部９にＶＴＯＬ機用のエンジンを設けてもよい。

また、図９に示す航空機２”のように、後翼６の後縁６Ｂの左右エルロンを内側エルロンと外側エルロンに分かれた一対のスプリットエルロン１４Ｌ”，１４Ｒ”とし、これらスプリットエルロンを制御して航空機のヨー方向の姿勢制御を行うようにしてもよい。この場合、垂直尾翼を省略できる。代わりに、エンジン３８Ｌ，３８Ｒ同士の推力を異ならせることでヨー方向の姿勢制御を行うことも可能である（一方、例えば右側エンジン３８Ｒの推力を減らすことで航空機は右方向に回転する。）。いずれにしても、垂直尾翼を省略することでステルス性を高めることができる。

本発明に係る航空機の一実施形態を示す斜視図。

図１の航空機の正面図。

図１の航空機の上面図。

図１の航空機の底面図。

図１の航空機の背面図。

図１の航空機の側面図。

図１の航空機においてエンジンが垂直位置にある状態を示す斜視図。

本発明に係る航空機の別の実施形態を示す斜視図。

本発明に係る航空機のさらに別の実施形態を示す斜視図。

符号の説明

２ 航空機 ４ 前翼 ４Ｆ 前翼の前縁 ４Ｂ 前翼の後縁 ４Ｅ _１ ，４Ｅ _２前翼の翼端 ６ 後翼 ６Ｆ 後翼の前縁 ６Ｂ 後翼の後縁 ６Ｅ _１ ，６Ｅ _２後翼の翼端 ８Ｌ，８Ｒ 連結部 ９ 中央開口部 １６ エレベータ ２２Ｌ，２２Ｒ 垂直尾翼 ２４Ｌ，２４Ｒ ラダー ３４Ｌ，３４Ｒ ストラット ３７Ｌ，３７Ｒ プロペラ ３８Ｌ，３８Ｒ エンジン