JP2004210266A

JP2004210266A - Airplane

Info

Publication number: JP2004210266A
Application number: JP2003423452A
Authority: JP
Inventors: Tsuneo Kayama; 恒夫香山
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2002-12-20
Filing date: 2003-12-19
Publication date: 2004-07-29
Anticipated expiration: 2023-12-19
Also published as: JP3881982B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an airplane having a structure connecting a main barrel body with auxiliary barrel bodies arranged on its both sides mutually by a plurality of wings and having high safety and stability. <P>SOLUTION: The fact that airplane speed increases means expansion of a speed scope, and the airplane having large wing face load is used. This means that taking off and landing speeds increase even when using a high lift device and that taxing distance is prolonged. In this structure of the airplane, a small wing is attached to the auxiliary barrel body to increase lift furthermore to enable low speed flight by combining it with lift generated when using a main wing and a flap of a canard. Each wing is connected by the auxiliary barrel bodies to which the small wing is attached using a canard type biplane as a fuel tank to reinforce an airplane body in order to obtain the airplane having safety and stability. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI

Description

本発明は、主胴体と、その両側に配置した副胴体と、これらの胴体を相互に複数の翼で連結した構造の、安全性と安定性の高い飛行機に関する。 The present invention relates to a highly safe and stable airplane having a main fuselage, sub-fuses arranged on both sides thereof, and a structure in which these fusels are connected to each other by a plurality of wings.

先尾翼は、主翼より前方に配置された翼である。これは上向きの揚力を発生して主翼の揚力を助け、飛行機の安定性を高める働きをする。カナードを使用した従来の飛行機では、カナードの後ろ側に発生する渦流の影響を小さくするために、カナードの長さは主翼に比べて十分に短く、主翼は後退翼形式にされていた。
特開２００２−２７６０３３号公報 The tail wing is a wing arranged ahead of the main wing. This generates an upward lift to help the wing lift and increase the stability of the aircraft. In conventional airplanes using canards, the length of the canard was sufficiently shorter than that of the main wing, and the main wing was of a swept wing type in order to reduce the effect of eddy currents generated behind the canard.
JP 2002-276033 A

本発明者は、上記の先尾翼をより有効に利用して、安全性と安定性の高い飛行機を開発した（特願平１１−０３７９６５号、特願２００１−３４４１１９号）。縮小モデルによる飛行実験では、きわめて高い安定性が実証された。しかしながら、旅客機や輸送機として実用化するためには、さらに具体的な構造の開発が要求される。
本発明は、主胴体とその両側に配置した副胴体と、これらの胴体を相互に複数の翼で連結した構造の、安全性と安定性の高い飛行機を提供することを目的とする。 The present inventor has developed an airplane with high safety and stability by utilizing the above tail fin more effectively (Japanese Patent Application No. 11-037965, Japanese Patent Application No. 2001-344119). Flight experiments with reduced models have demonstrated extremely high stability. However, for practical use as a passenger aircraft or a transport aircraft, development of a more specific structure is required.
SUMMARY OF THE INVENTION An object of the present invention is to provide a highly safe and stable airplane having a main fuselage, sub fuselages arranged on both sides thereof, and a structure in which these fuselages are connected to each other by a plurality of wings.

〈構成１〉
主胴体と、この主胴体の左右両側に、主胴体とほぼ平行に向けて配置された一対の副胴体と、上記主胴体に中央部分を固定し、上記副胴体に左右両端近傍を固定した複数の翼と、上記副胴体の外側面に取り付けたエンジンとからなり、上記副胴体は、上記主胴体と比較して、その太さが細く、飛行機の先端に最も近い側に配置された翼（カナード）は、他の翼と比較して、翼幅（wing span）が狭く、上記副胴体に燃料が収容されており、上記副胴体の燃料が、当該副胴体に取り付けられたエンジンに供給されることを特徴とする飛行機。 <Configuration 1>
A main fuselage, a pair of sub-fuses arranged substantially parallel to the main fuselage on the left and right sides of the main fuselage, and a plurality of fixing the central portion to the main fuselage and fixing the vicinity of the left and right ends to the sub-fuselage And the engine attached to the outer surface of the sub fuselage. The sub fuselage has a smaller thickness than the main fuselage and is arranged on the side closest to the tip of the airplane ( The canard has a narrower wing span than other wings, and fuel is stored in the sub fuselage. The fuel of the sub fuselage is supplied to an engine attached to the sub fuselage. An airplane characterized by that.

〈構成２〉
構成１に記載の飛行機において、上記主胴体と上記一対の副胴体の左右両側に、上記主胴体とほぼ平行に向けて配置された、もう一対の副胴体を備えたことを特徴とする飛行機。 <Configuration 2>
2. The airplane according to Configuration 1, further comprising a pair of sub-fuses disposed on both left and right sides of the main body and the pair of sub-fuses so as to be substantially parallel to the main body.

〈構成３〉
構成１に記載の飛行機において、飛行機の正面図をみたとき、上記複数の翼が、互いに異なる高さに配置されていることを特徴とする飛行機。 <Configuration 3>
The airplane according to Configuration 1, wherein the plurality of wings are arranged at different heights when viewed from the front of the airplane.

〈構成４〉
構成１に記載の飛行機において、上記カナードの左右両端近傍であって上記副胴体の外側面に、上記カナードより翼幅の広い第２のカナードを配置したことを特徴とする飛行機。 <Configuration 4>
2. The airplane according to Configuration 1, wherein a second canard having a wider wing than the canard is arranged near the left and right ends of the canard and on the outer surface of the sub fuselage.

〈構成５〉
構成１に記載の飛行機において、カナードが、複数設けられていることを特徴とする飛行機。 <Configuration 5>
The airplane according to Configuration 1, wherein a plurality of canards are provided.

〈構成６〉
構成１に記載の飛行機において、カナードの一部を、上記主胴体または副胴体から切り離す、脱着機構を設けたことを特徴とする飛行機。 <Configuration 6>
The airplane according to Configuration 1, further comprising a detachable mechanism for separating a part of the canard from the main fuselage or the sub-fuselage.

〈構成７〉
構成６に記載の飛行機において、上記カナードの一部を切り離した場所において、上記主胴体と上記副胴体の間隔を広げるように、上記副胴体の一部の折り曲げを許容する屈曲機構を設けたことを特徴とする飛行機。 <Configuration 7>
The airplane according to Configuration 6, wherein a bending mechanism that allows a part of the sub-fuselage to bend is provided so as to widen an interval between the main fuselage and the sub-fuselage at a place where a part of the canard is cut off. An airplane characterized by:

〈構成８〉
構成１に記載の飛行機において、上記副胴体に対して垂直な回転軸を備え、上記翼と並行な面内で回転をして、飛行中に任意の状態で固定される小翼を取り付けたことを特徴とする飛行機。 <Configuration 8>
The airplane according to Configuration 1, further comprising a rotation axis perpendicular to the sub-fuselage, rotating in a plane parallel to the wing, and attaching a small wing fixed in an arbitrary state during flight. An airplane characterized by:

〈構成９〉
主胴体と、この主胴体の左右にほぼ平行に配置された一対の副胴体と、上記主胴体に中央部分を固定し、上記副胴体に両端近傍を固定した複数の翼と、副胴体の外側面に取り付けたエンジンとからなり、
上記副胴体は、上記主胴体と比較して、その太さが細く、飛行機の先端に近い側では、上記主胴体と副胴体の間をスペースを設けるとともに、そのフペースの両側の上記副胴体の外側面に、翼幅の広い主翼を配置したことを特徴とする飛行機。 <Configuration 9>
A main body, a pair of sub-fuses arranged substantially parallel to the left and right sides of the main body, a plurality of wings having a central portion fixed to the main body, and both ends fixed to the sub-fuselage; It consists of an engine mounted on the side,
The sub fuselage is thinner than the main fuselage, and on the side closer to the tip of the airplane, a space is provided between the main fuselage and the sub fuselage, and the sub fuselage on both sides of the flap is provided. An airplane characterized by having a wide wing on the outer surface.

〈構成１０〉
構成９に記載の飛行機において、接続スペース部分に、上記主胴体と上記副胴体とを連結する１本または複数本の棒を設けたことを特徴とする飛行機。 <Configuration 10>
The airplane according to Configuration 9, wherein one or a plurality of rods for connecting the main body and the sub-body are provided in a connection space portion.

〈構成１１〉
主胴体と、この主胴体の左右にほぼ平行に配置された一対の副胴体と、上記主胴体に中央部分を固定し、上記副胴体に両端近傍を固定した複数の翼とからなり、
上記副胴体は、上記主胴体と比較して、その太さが細く、
飛行機の先端に近い側に配置された翼（カナード）は、他の翼と比較して、翼幅が狭く、上記複数の翼の間で、上記副胴体の一部を切り離して折り曲げを許容する屈曲機構を設けたことを特徴とする飛行機。 <Configuration 11>
A main body, and a pair of sub-fuses arranged substantially parallel to the left and right sides of the main body, and a plurality of wings having a central portion fixed to the main body and both ends fixed to the sub-body,
The sub-fuselage is thinner than the main fuselage,
The wing (canard) located closer to the tip of the aircraft has a smaller wing width than other wings, and allows a part of the sub fuselage to be bent between the plurality of wings. An airplane characterized by having a bending mechanism.

以下、本発明の実施の形態を具体例を用いて説明する。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described using specific examples.

図１において、この飛行機は、主胴体１と、この主胴体１の左右両側に、主胴体１とほぼ平行に向けて配置された一対の副胴体４、５を備える。また、上記主胴体１に中央部分を固定し、上記副胴体４と５に左右両端近傍を固定した、３枚の翼３、８、９を備える。副胴体４、５の外側面には、エンジン６、７、が取り付けられている。副胴体４、５には尾翼１０、１１が取り付けられている。 In FIG. 1, the airplane includes a main fuselage 1 and a pair of sub-fuses 4 and 5 arranged on both left and right sides of the main fuselage 1 so as to be substantially parallel to the main fuselage 1. Further, three wings 3, 8, 9 having a central portion fixed to the main fuselage 1 and the vicinity of both left and right ends fixed to the sub-fuses 4 and 5 are provided. Engines 6 and 7 are mounted on outer surfaces of the sub-fuses 4 and 5. The tail fins 10 and 11 are attached to the sub-fuses 4 and 5.

上記副胴体４、５は、上記主胴体１と比較して、その太さが細い。各副胴体４、５の内部には図示しない燃料が収容されている。副胴体４に収容された燃料は、副胴体４に取り付けられたエンジン６に供給される。副胴体５に収容された燃料は、副胴体５に取り付けられたエンジン７に供給される。従って、燃料を供給する配管は主胴体１の周りには無い。飛行機の先端に最も近い側に配置された翼３は、カナードである。残りの翼８、９は主翼である。翼３は、他の翼８、９、と比較して、翼幅（wing span）が狭い。なお、図の矢印Ｘ方向の翼のサイズを翼長（wing length）と呼ぶことにする。また、図の矢印Ｙ方向の翼のサイズを翼幅と呼ぶことにする。 The sub-fuses 4 and 5 are thinner than the main fuselage 1. Fuel (not shown) is accommodated in each of the sub-fuses 4 and 5. The fuel contained in the sub fuselage 4 is supplied to the engine 6 attached to the sub fuselage 4. The fuel stored in the sub fuselage 5 is supplied to the engine 7 mounted on the sub fuselage 5. Therefore, there is no pipe for supplying fuel around the main body 1. The wing 3 located on the side closest to the tip of the airplane is a canard. The remaining wings 8, 9 are main wings. The wing 3 has a smaller wing span than the other wings 8 and 9. Note that the size of the wing in the direction of the arrow X in the figure is referred to as wing length. Also, the size of the blade in the direction of arrow Y in the figure is referred to as a blade width.

この飛行機は、副胴体４と５によって、３つの翼３、８、９を結合して、これらの機械的強度を高めた。また、主翼８と９を主胴体１の前後にシフトさせて配置したので、主胴体の内部の、機首から尾部の間の広い範囲に荷物を積み込んでも、安定性を損なわない。即ち、重心が移動しても、飛行機が安定して飛行できる構造に設計されている。 The aircraft combined the three wings 3, 8, 9 with sub-fusels 4 and 5 to increase their mechanical strength. Further, since the main wings 8 and 9 are arranged shifted to the front and rear of the main fuselage 1, stability is not impaired even if cargo is loaded in a wide range between the nose and the tail inside the main fuselage. That is, it is designed to have a structure in which the airplane can fly stably even if the center of gravity moves.

エンジン６、７を副胴体４、５の外側に取り付けると、副胴体４、５が、エンジン６、７と主胴体１の間で、防音壁として働く。即ち、副胴体４、５によりエンジン６、７の騒音が遮断されて、主胴体１の内部の操縦室や客室の騒音レベルが低く保たれる。また、火災の危険がある部分を客席から遠ざけることが出来る。副胴体に燃料を収容し、そこからエンジンに燃料を供給すると、主胴体の近くに燃料パイプがないため、さらに安全性が高まる。エンジン６、７は、ジェットエンジンやロケットエンジンが適する。もちろん、プロペラを駆動するエンジンでもよい。 When the engines 6, 7 are mounted outside the sub-fuses 4, 5, the sub-fuses 4, 5 act as soundproof walls between the engines 6, 7 and the main body 1. That is, the noises of the engines 6 and 7 are cut off by the sub-fuses 4 and 5, and the noise level of the cockpit and the passenger cabin inside the main fuselage 1 is kept low. In addition, it is possible to keep the area where there is a risk of fire away from the audience. When fuel is stored in the sub fuselage and fuel is supplied to the engine from there, the safety is further enhanced because there is no fuel pipe near the main fuselage. As the engines 6 and 7, a jet engine or a rocket engine is suitable. Of course, an engine that drives a propeller may be used.

図２に示す飛行機は、アスペクトレシオの大きな３枚の翼２２、２５、２６を持つ。この飛行機は、主胴体２１と一対の副胴体２３、２４の左右両側に、主胴体２１とほぼ平行に向けて配置された、もう一対の副胴体２９、３０を備える。副胴体２３、２４には、尾翼２７、２８が設けられている。エンジン３２、３３は副胴体２９、３０の外側に取り付けられているが、副胴体２３、２４に取り付けても構わない。燃料は、エンジンの取り付けられている副胴体に収容する。他の副胴体は単なる棒や板状のものでよい。アスペクトレシオの大きな翼２２、２５、２６は強度が小さい。副胴体を増やすことにより、これらの翼を複数箇所で支持して、翼の外力による変形を防ぎ、翼の強度を高めることができる。アスペクトレシオの大きな翼を複数枚使うことができれば、揚力が大きくなるので、低速で安定性の高い飛行ができる。 The airplane shown in FIG. 2 has three wings 22, 25, and 26 having a large aspect ratio. This airplane includes a pair of sub-fuses 29 and 30 arranged on the left and right sides of the main fuselage 21 and the pair of sub-fuses 23 and 24 so as to be substantially parallel to the main fuselage 21. The sub-fuses 23 and 24 are provided with tail fins 27 and 28, respectively. The engines 32, 33 are mounted outside the sub-fuses 29, 30, but may be mounted on the sub-fuses 23, 24. Fuel is stored in the sub fuselage where the engine is mounted. The other sub-fuselage may be a simple rod or plate. The wings 22, 25, 26 having a large aspect ratio have low strength. By increasing the number of sub fuselage, these wings can be supported at a plurality of locations, deformation of the wings due to external force can be prevented, and the strength of the wings can be increased. If multiple wings with a large aspect ratio can be used, the lift will be large, and a stable flight at low speed will be possible.

図３に示すように、上記の飛行機は、３枚の翼２２、２５、２６が、互いに異なる高さに配置されている。図６に示すように、従来の飛行機６０のカナード６１は、小型で半引込式の構造をしている。また、主翼６２に後退角を付けて飛行安定性を高めている。一方、本発明の飛行機は、翼２２（カナード）の翼長が、が従来の飛行機のものよりも長い。故に、図２において、翼２２の背後の空気の流れ（後流）が渦流になって、主翼２５や２６の性能に悪影響を及ぼすおそれがある。そこで、図３に示すように、３枚の翼２２、２５、２６を互いに異なる高さに配置した。この構造では、各翼に、その
前方に配置された翼の影響が及び難い。なお、図４に示すように、この実施例の飛行機は上から見ると各翼が細長く並行に配列されていることがわかる。また、図５に示すように、機首から尾翼側を見ると、各翼が全体としてそれぞれ異なる高さに配置されていることが分かる。 As shown in FIG. 3, the above-mentioned airplane has three wings 22, 25, and 26 arranged at different heights. As shown in FIG. 6, a canard 61 of a conventional airplane 60 has a small and semi-retractable structure. Further, the main wing 62 has a swept angle to enhance flight stability. On the other hand, in the airplane of the present invention, the wing length of the wing 22 (canard) is longer than that of the conventional airplane. Therefore, in FIG. 2, the flow of air (the wake) behind the wings 22 may become eddy and adversely affect the performance of the main wings 25 and 26. Therefore, as shown in FIG. 3, the three blades 22, 25, and 26 are arranged at different heights. In this structure, each wing is unlikely to be affected by the wing arranged in front of it. As shown in FIG. 4, it can be seen from the top of the airplane of this embodiment that each wing is elongated and arranged in parallel. In addition, as shown in FIG. 5, when the tail side is viewed from the nose, it can be seen that the respective wings are arranged at different heights as a whole.

図７に示す飛行機も、主胴体７１、副胴体７５、７６、翼７２、７３、７４、エンジン７７、７８を備える。この飛行機は、カナードの翼７２（以下第１のカナード７２と呼ぶ）の左右両端近傍であって、副胴体７５、７６の外側面に、第１のカナード７２より翼幅の広い、第２のカナード７９、８０を配置した。第２のカナード７９、８０は、後ろに他の翼が無いので、翼幅を広くして、これらに揚力を分担させた。逆に、第２のカナードの翼幅を十分に狭くすると、空気の流れを乱さないから、後方の翼への影響を少なくすることができる。第１のカナード７２は、フラップや補助翼は設けないで、薄くて抵抗が少ない形状にする。第２のカナード７９、８０は、フラップのように駆動できるように副胴体７５、７６に取り付ける。この構造により、揚力を調整できる。 The airplane shown in FIG. 7 also includes a main fuselage 71, sub fuselages 75 and 76, wings 72, 73 and 74, and engines 77 and 78. This airplane has a second canard wing 72 (hereinafter, referred to as a first canard 72) near the left and right ends thereof, on the outer surfaces of the sub-fusels 75 and 76, having a wider wing than the first canard 72. Canards 79 and 80 were arranged. Since the second canards 79 and 80 have no other wings behind, the wingspans were widened to share the lift. Conversely, if the wing width of the second canard is made sufficiently small, the air flow is not disturbed, so that the influence on the rear wing can be reduced. The first canard 72 is formed without a flap or an auxiliary wing, and has a thin and low-resistance shape. The second canards 79, 80 are attached to the sub-fusels 75, 76 so that they can be driven like flaps. With this structure, the lift can be adjusted.

図８に示す実施例は、図７の実施例の、第１のカナード７２の部分を補強したものである。主胴体８１、副胴体８５、８６、主翼８３、８４、エンジン８７、８８、第１のカナード８２、９１と、第２のカナード８９、９０を備える。第１のカナード８２、９１を細く薄いものにすると、１本では強度が下がる。そこで、第１のカナード８２、９１は、２枚上下に配置した。 The embodiment shown in FIG. 8 reinforces the first canard 72 in the embodiment of FIG. The vehicle includes a main fuselage 81, sub fuselages 85 and 86, main wings 83 and 84, engines 87 and 88, first canards 82 and 91, and second canards 89 and 90. If the first canards 82 and 91 are made thin and thin, the strength of one canard decreases. Therefore, two first canards 82 and 91 are arranged vertically.

図９に示す実施例は、図８の実施例の、飛行機の変形例である。この飛行機は、主胴体８１、副胴体８５、８６、主翼８３、８４、エンジン８７、８８、第１のカナード８２、９１と、第２のカナード８９、９０を備える。主胴体８１には荷物を積む。主胴体８１と副胴体８５の間に第１のカナード９１があると、荷物の積み卸しの邪魔になる。そこで、第１のカナード８２、９１の端９２を、副胴体８５から切り離すことができるように、図示しない脱着機構と屈曲機構９３を設けた。脱着機構は、カナードの一部を、上記主胴体または副胴体から切り離すためのものである。脱着機構には、ボルトとナットを使用すればよい。屈曲機構９３には、蝶番を使用すればよい。これにより、荷物の運搬用車両が主胴体８１の側面に翼付けできる。なお、脱着機構は第１のカナードと主胴体８１との接続部にあってもよい。図１０の例は、図７の実施例の第１のカナード１０１に、屈曲機構１０２を設けたものである。 The embodiment shown in FIG. 9 is a modification of the airplane of the embodiment shown in FIG. This airplane includes a main fuselage 81, sub fuselages 85 and 86, wings 83 and 84, engines 87 and 88, first canards 82 and 91, and second canards 89 and 90. The main body 81 is loaded with luggage. The presence of the first canard 91 between the main body 81 and the sub-body 85 hinders the loading and unloading of luggage. Therefore, a detaching mechanism and a bending mechanism 93 (not shown) are provided so that the ends 92 of the first canards 82 and 91 can be separated from the sub fuselage 85. The attaching / detaching mechanism is for separating a part of the canard from the main body or the sub-body. Bolts and nuts may be used for the attachment / detachment mechanism. A hinge may be used for the bending mechanism 93. Thereby, the vehicle for transporting luggage can be winged on the side surface of the main body 81. The detaching mechanism may be provided at a connection between the first canard and the main body 81. In the example of FIG. 10, a bending mechanism 102 is provided on the first canard 101 of the embodiment of FIG.

図１１に示した飛行機は、主胴体１１０、副胴体１１３、１１４、主翼１１１、１１２、エンジン１１５、１１６、カナード１１７、１１８を備える。この実施例では、カナード１１７、１１８を副胴体１１３の内側に設けていない。飛行機の先端に近い側では、主胴体１１０と副胴体１１３、１１４の間にスペースを設ける。そのスペースの両側の副胴体１１３、１１４の外側面に、翼幅の広いカナード１１７、１１８を配置した。カナード１１７、１１８を、副胴体１１３、１１４の外側のみに取り付けので、車両による荷物積み卸し作業が容易にできる。また、主胴体１１０と副胴体１１３、１１４の間には何も無いので、カナードの後の渦流を考慮する必要がない。 The airplane shown in FIG. 11 includes a main fuselage 110, sub fuselages 113 and 114, main wings 111 and 112, engines 115 and 116, and canards 117 and 118. In this embodiment, the canards 117 and 118 are not provided inside the sub fuselage 113. On the side near the tip of the airplane, a space is provided between the main fuselage 110 and the sub fuselage 113, 114. Wide canards 117 and 118 having wide wings were arranged on the outer surfaces of the sub-fuses 113 and 114 on both sides of the space. Since the canards 117 and 118 are attached only to the outside of the sub-fuses 113 and 114, the work of loading and unloading the luggage by the vehicle can be easily performed. Further, since there is nothing between the main body 110 and the sub-body 113, 114, it is not necessary to consider the eddy current after the canard.

図１２に示す飛行機は、主胴体１２１、副胴体１２４、１２５、主翼１２２、１２３、エンジン１２６、１２７、第１のカナード１３０、１３１と、第２のカナード１２８、１２９を備える。このカナード１３１は、屈曲機構１３２によりその一部を切り離して折り曲げることができる。さらに、主胴体１２１と副胴体１２４の間隔を広げるように、副胴体１２４の一部の折り曲げを許容する屈曲機構１３３を設ける。これで、荷物運搬作業車の作業を一層容易に出来る。 The airplane shown in FIG. 12 includes a main fuselage 121, sub fuselages 124 and 125, main wings 122 and 123, engines 126 and 127, first canards 130 and 131, and second canards 128 and 129. The canard 131 can be partly separated and bent by the bending mechanism 132. Further, a bending mechanism 133 that allows a part of the sub-fuselage 124 to bend is provided so as to widen the interval between the main body 121 and the sub-fuselage 124. Thus, the work of the luggage carrier vehicle can be further facilitated.

図１３に示す飛行機は、主胴体１４１、副胴体１４４、１４５、主翼１４２、１４３、エンジン１４６、１４７、第１のカナード１４８と、第２のカナード１５１、１５２を備える。この実施例では、第１のカナード１４８の位置を、主胴体１４１や副胴体１４４、１４５の上方に設置した。図１４に示したように、第１のカナード１４８の位置が高いので、主翼１４２に対する、渦流の影響が小さい。また、第１のカナード１４８を折り曲げなくても、荷物運搬用の車両等が下を通過できるという効果がある。図１５に示す飛行機は、主胴体１６１、副胴体１６５、１６６、主翼１６２、１６３、エンジン１６６、１６７、第１のカナード１６８と、第２のカナード１７１、１７２を備える。この図のように、カナードや主翼に傾斜をつけても、同様の効果がある。 The airplane shown in FIG. 13 includes a main fuselage 141, sub fuselages 144 and 145, wings 142 and 143, engines 146 and 147, a first canard 148, and second canards 151 and 152. In this embodiment, the position of the first canard 148 is set above the main body 141 and the sub-body 144, 145. As shown in FIG. 14, since the position of the first canard 148 is high, the influence of the vortex on the main wing 142 is small. In addition, there is an effect that a vehicle or the like for carrying luggage can pass below without bending the first canard 148. The airplane shown in FIG. 15 includes a main fuselage 161, sub fuselages 165 and 166, wings 162 and 163, engines 166 and 167, a first canard 168, and second canards 171 and 172. Similar effects can be obtained by inclining the canards and main wings as shown in this figure.

この飛行機は、主胴体１７１、副胴体１７４、１７５、主翼１７２、１７３、エンジン１７６、１７７、第１のカナード１８０と、第２のカナード１７８、１７９を備える。主胴体１７１には荷物を積む。副胴体１７４、１７５の数ヶ所に、小型の小翼１８１〜１８４を設ける。これらの翼は、副胴体１７４、１７５に対して垂直な回転軸を備え、翼１７２等とほぼ並行な面内で回転をする。また、飛行中に任意の状態で固定できる。高速飛行中は抵抗の少ない、図１６に示す状態にする。低速飛行を行う時は、その翼１８１〜１８４を９０°回転させて、図１７に示す状態にする。１７に示す状態では、翼１８１〜１８４が揚力を増大させる。これにより、低速で安全な飛行と滑走距離の短縮を図ることができる。自重を維持することができる飛行速度に達した時には、図１６の状態にすればよい。低速飛行の時には、各翼のフラップの作用と協働して、揚力を増加させ、低速飛行が可能になる。主翼には、高速飛行に合せた高翼面荷重の翼を用いる事が出来るので、経済的運航の出来る構造を持った飛行機を作る事が出来る。 This airplane includes a main fuselage 171, sub fuselages 174 and 175, wings 172 and 173, engines 176 and 177, a first canard 180, and second canards 178 and 179. The main body 171 is loaded with luggage. Small small wings 181 to 184 are provided at several places of the sub-fuses 174 and 175. These wings have rotation axes perpendicular to the sub-fuses 174 and 175, and rotate in a plane substantially parallel to the wings 172 and the like. Further, it can be fixed in any state during flight. During high-speed flight, the state shown in FIG. When performing a low-speed flight, the wings 181 to 184 are rotated by 90 ° to reach the state shown in FIG. In the state shown in FIG. 17, the wings 181 to 184 increase the lift. Thereby, it is possible to achieve a low-speed safe flight and a reduction in the running distance. When the flight speed at which the own weight can be maintained is reached, the state shown in FIG. When flying at low speed, the lift is increased in cooperation with the action of the flaps on each wing, and low speed flight is possible. Since the wings can be used with high wing surface loads for high-speed flight, it is possible to build an airplane with a structure that can be operated economically.

図１８の飛行機は、主胴体１９１、副胴体１９４、１９５、主翼１９２、１９３、エンジン１９６、１９７、第１のカナード２００と、第２のカナード１９８、１９９を備える。回転翼２０２〜２０４は、副胴体１９４、１９５に対して垂直な回転軸を備え、翼１９２等と並行な面内で回転をする。この回転翼を実施例９のように使用したり、連続回転させて、揚力の増大を計り、低速飛行を安定させたり、垂直離着陸等に使用出来る。 The airplane shown in FIG. 18 includes a main fuselage 191, sub fuselages 194 and 195, wings 192 and 193, engines 196 and 197, a first canard 200, and second canards 198 and 199. The rotary wings 202 to 204 have a rotation axis perpendicular to the sub-fuses 194 and 195, and rotate in a plane parallel to the wings 192 and the like. This rotor can be used as in the ninth embodiment, or continuously rotated to measure an increase in lift, stabilize low-speed flight, and can be used for vertical takeoff and landing.

図１９の飛行機は、主胴体２１１、副胴体２１２、２１３、主翼２１４、２１５、カナード２１６を備える。エンジンは、全ての翼にそれぞれ左右一対ずつ取り付けられている。本発明の飛行機は、主翼２１４、２１５、カナード２１６を、ほぼ同程度のサイズに出来るため、どの翼にもエンジン２１７〜２２２を取り付ける事が出来る。このように多数のエンジンを取り付けると、安全性を高めることができる。各翼を、空力学的に見て、相互に干渉しない様に配置すれば、カナードにもその他の翼にも、エンジンを取り付ける事が出来る。各エンジンを機体の中心線近くに取り付けると、どのエンジンが止まっても操縦に対して影響が少なくてすむ。 19 includes a main fuselage 211, sub fuselages 212 and 213, main wings 214 and 215, and a canard 216. The engine is mounted on each of the wings in pairs, one on each side. In the airplane of the present invention, the main wings 214 and 215 and the canard 216 can be almost the same size, so that the engines 217 to 222 can be attached to any wing. By installing a large number of engines in this way, safety can be improved. If the wings are aerodynamically arranged so that they do not interfere with each other, the engine can be mounted on both the canard and other wings. If each engine is mounted near the centerline of the fuselage, any engine stop will have less impact on steering.

図２０の飛行機は、主胴体２２０、副胴体２３１、２３２、主翼２３４、２３５、カナード２３３と尾翼２３６を備える。本発明は、軽飛行機、輸送機、超高速機に利用して、経済的運航の出来る飛行機を造る事が出来る。また、図２０〜２２のように、ハンググライダーに使用することもできる。図２２のように、各翼（主翼２３４、２３５、カナード２３３）の高さを変えておけば、安定な飛行が可能である。 20 includes a main fuselage 220, sub fuselages 231 and 232, main wings 234 and 235, a canard 233 and a tail 236. INDUSTRIAL APPLICABILITY The present invention can be used for light aircraft, transport aircraft, and ultra-high-speed aircraft to produce an airplane that can be operated economically. Further, as shown in FIGS. 20 to 22, it can be used for a hang glider. If the height of each wing (main wings 234, 235, canard 233) is changed as shown in FIG. 22, stable flight is possible.

図２３の飛行機は、主胴体２５０、副胴体２５１、２５２、主翼２５４、２５５を備える。エンジンは主胴体２５０に取り付けてある。副胴体２５１、２５２を燃料タンクとする。主胴体の内部に燃料を積まないので、安全な小型飛行機である。この副胴体２５１は、図２４に示すように、屈曲機構２５７を備える。これにより、副胴体２５１の一部２５６を折り曲げて、乗員の乗降を容易にする。 The airplane in FIG. 23 includes a main fuselage 250, sub fuselages 251 and 252, and main wings 254 and 255. The engine is mounted on main fuselage 250. The sub-fuses 251 and 252 are used as fuel tanks. It is a safe small airplane because it does not carry fuel inside the main fuselage. The sub fuselage 251 includes a bending mechanism 257 as shown in FIG. Thereby, the part 256 of the sub fuselage 251 is bent to facilitate the getting on and off of the occupant.

実施例１の飛行機の実施例斜視図である。FIG. 1 is a perspective view of an airplane according to a first embodiment. アスペクトレシオ（aspect ratio）の大きな翼を持つ飛行機の例斜視図である。1 is a perspective view of an example of an airplane having a wing having a large aspect ratio. 実施例２の飛行機の側面図である。FIG. 9 is a side view of the airplane according to the second embodiment. 図２の飛行機の概略上面図である。FIG. 3 is a schematic top view of the airplane of FIG. 2. 図２の飛行機の概略正面図である。FIG. 3 is a schematic front view of the airplane in FIG. 2. 比較のための従来の飛行機の一例を示す斜視図である。It is a perspective view showing an example of the conventional airplane for comparison. 実施例３の飛行機の斜視図である。FIG. 9 is a perspective view of an airplane according to a third embodiment. 胴体と副胴体を結ぶ構造を強するため上下に取り付けた斜視図である。It is the perspective view attached up and down in order to strengthen the structure which connects a fuselage and a subfuselage. 実施例５の飛行機の、荷物積み卸し時の斜視図である。It is a perspective view at the time of unloading of the luggage of the airplane of Example 5. 実施例４の飛行機の、荷物積み卸し時の斜視図である。FIG. 14 is a perspective view of the airplane according to the fourth embodiment when unloading luggage. 実施例６の飛行機の斜視図である。FIG. 13 is a perspective view of an airplane according to a sixth embodiment. 実施例７の飛行機の、荷物積み卸し時の斜視図である。It is a perspective view at the time of unloading of the luggage of the airplane of Example 7. 実施例８の飛行機の斜視図である。It is a perspective view of the airplane of Example 8. 実施例８の飛行機の機首から尾翼側をみた正面図である。FIG. 16 is a front view of the tail of the airplane according to the eighth embodiment as seen from the nose. 実施例８の飛行機の変形例について、機首から尾翼側をみた正面図である。It is the front view which looked at the tail side from the nose about the modification of the airplane of Example 8. 実施例９の飛行機の、一つの状態の斜視図である。FIG. 21 is a perspective view of the airplane according to the ninth embodiment in one state. 実施例９の飛行機の、別の状態の斜視図である。FIG. 21 is a perspective view of the airplane according to the ninth embodiment in another state. 副胴体上の小型回転翼の斜視図である。It is a perspective view of the small rotary wing on a sub fuselage. 実施例１１の飛行機の斜視図である。It is a perspective view of the airplane of Example 11. 三翼とも同じ形の翼を使用する事が出来るハングライダーの略図。A schematic diagram of a hang glider that can use the same wing shape for all three wings. ハングライダーの側面図。Side view of a hang glider. ハングライダーの正面の略図。Schematic of the front of the hang glider. 実施例１３の小型飛行機の実施例斜視図である。It is an Example perspective view of the small airplane of Example 13. 実施例１３の小型飛行機の、乗員乗り降り時の実施例斜視図である。FIG. 34 is a perspective view of the small airplane according to the thirteenth embodiment when the occupant gets on and off the passenger.

符号の説明Explanation of reference numerals

１主胴体
２副胴体
３翼
４翼
１１エンジン
１２尾翼 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Main fuselage 2 Sub fuselage 3 Wings 4 Wings 11 Engine 12 Tail

Claims

主胴体と、この主胴体の左右両側に、主胴体とほぼ平行に向けて配置された一対の副胴体と、上記主胴体に中央部分を固定し、上記副胴体に左右両端近傍を固定した複数の翼と、上記副胴体の外側面に取り付けたエンジンとからなり、
上記副胴体は、上記主胴体と比較して、その太さが細く、
飛行機の先端に最も近い側に配置された翼（カナード）は、他の翼と比較して、翼幅が狭く、
上記副胴体に燃料が収容されており、上記副胴体の燃料が、当該副胴体に取り付けられたエンジンに供給されることを特徴とする飛行機。 A main body, a pair of sub-fuses arranged substantially parallel to the main body on the left and right sides of the main body, and a plurality of parts having a central portion fixed to the main body and left and right end portions fixed to the sub-body. And the engine attached to the outer surface of the sub fuselage,
The sub-fuselage is thinner than the main fuselage,
The wing (canard) located on the side closest to the tip of the aircraft has a smaller wingspan than other wings,
An airplane, wherein fuel is stored in the sub-fuselage, and the fuel in the sub-fuselage is supplied to an engine mounted on the sub-fuselage.

請求項１に記載の飛行機において、
上記主胴体と上記一対の副胴体の左右両側に、上記主胴体とほぼ平行に向けて配置された、もう一対の副胴体を備えたことを特徴とする飛行機。 The airplane according to claim 1,
An airplane further comprising a pair of sub-fuses disposed on both left and right sides of the main body and the pair of sub-fuses so as to be substantially parallel to the main body.

請求項１に記載の飛行機において、
飛行機の正面図をみたとき、上記複数の翼が、互いに異なる高さに配置されていることを特徴とする飛行機。 The airplane according to claim 1,
An airplane, wherein the plurality of wings are arranged at different heights when viewed from the front of the airplane.

請求項１に記載の飛行機において、
上記カナードの左右両端近傍であって上記副胴体の外側面に、上記カナードより翼幅の広い第２のカナードを配置したことを特徴とする飛行機。 The airplane according to claim 1,
An airplane, wherein a second canard having a wider wing than the canard is arranged near the left and right ends of the canard and on the outer surface of the sub fuselage.

請求項１に記載の飛行機において、カナードが、複数設けられていることを特徴とする飛行機。 The airplane according to claim 1, wherein a plurality of canards are provided.

請求項１に記載の飛行機において、カナードの一部を、上記主胴体または副胴体から切り離す、脱着機構を設けたことを特徴とする飛行機。 2. The airplane according to claim 1, further comprising a detachable mechanism for separating a part of the canard from the main fuselage or the sub fuselage.

請求項６に記載の飛行機において、
上記カナードの一部を切り離した場所において、上記主胴体と上記副胴体の間隔を広げるように、上記副胴体の一部の折り曲げを許容する屈曲機構を設けたことを特徴とする飛行機。 The airplane according to claim 6,
An airplane, comprising: a bending mechanism that allows a part of the sub-fuselage to bend so as to widen a space between the main fuselage and the sub-fuselage at a place where a part of the canard is cut off.

請求項１に記載の飛行機において、
上記副胴体に対して垂直な回転軸を備え、上記翼と並行な面内で回転をして、飛行中に任意の状態で固定される小翼を取り付けたことを特徴とする飛行機。 The airplane according to claim 1,
An airplane comprising a rotation axis perpendicular to the sub-fuselage, and a small wing that rotates in a plane parallel to the wing and is fixed in an arbitrary state during flight.

主胴体と、この主胴体の左右にほぼ平行に配置された一対の副胴体と、上記主胴体に中央部分を固定し、上記副胴体に両端近傍を固定した複数の翼と、副胴体の外側面に取り付けたエンジンとからなり、
上記副胴体は、上記主胴体と比較して、その太さが細く、
飛行機の先端に近い側では、上記主胴体と副胴体の間にスペースを設けるとともに、そのフペースの両側の上記副胴体の外側面に、翼幅の広いカナードを配置したことを特徴とする飛行機。 A main body, a pair of sub-fuses arranged substantially parallel to the left and right sides of the main body, a plurality of wings having a central portion fixed to the main body, and both ends fixed to the sub-fuselage; It consists of an engine mounted on the side,
The sub-fuselage is thinner than the main fuselage,
An airplane characterized in that a space is provided between the main fuselage and the sub fuselage on the side near the tip of the airplane, and wide canards are arranged on the outer surfaces of the sub fuselage on both sides of the flap.

請求項９に記載の飛行機において、
接続スペース部分に、上記主胴体と上記副胴体とを連結する１本または複数本の棒を設けたことを特徴とする飛行機。 The airplane according to claim 9,
An airplane characterized in that one or more rods connecting the main body and the sub-body are provided in a connection space portion.

主胴体と、この主胴体の左右にほぼ平行に配置された一対の副胴体と、上記主胴体に中央部分を固定し、上記副胴体に両端近傍を固定した複数の翼とからなり、
上記副胴体は、上記主胴体と比較して、その太さが細く、
飛行機の先端に近い側に配置された翼（カナード）は、他の翼と比較して、翼幅が狭く、上記複数の翼の間で、上記副胴体の一部を切り離して折り曲げを許容する屈曲機構を設けたことを特徴とする飛行機。 A main body, and a pair of sub-fuses arranged substantially parallel to the left and right sides of the main body, and a plurality of wings having a central portion fixed to the main body and both ends fixed to the sub-body,
The sub-fuselage is thinner than the main fuselage,
The wing (canard) located closer to the tip of the aircraft has a smaller wing width than other wings, and allows a part of the sub fuselage to be bent between the plurality of wings. An airplane characterized by having a bending mechanism.