JP2016203876A - Freight aircraft - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、航空機に関し、より詳細には、コンテナ輸送に適した航空機を提供することを目的とする。 The present invention relates to an aircraft, and more particularly, to provide an aircraft suitable for container transportation.
近年、我が国の農産物、海産物、畜産製造物に対して海外から注目を受けている。従来、食品などの海外輸送には、生産地から航空機への積載までの時間がまちまちなので、食品を冷凍して輸送するなどの方法が用いられている。しかしながら、海産物、食肉などは、冷凍するよりも生鮮のまま海外に届ける方が、より新鮮で本来の味覚を提供することができる。 In recent years, attention has been paid to overseas agricultural products, marine products and livestock products in Japan. Conventionally, for overseas transportation of foods and the like, since the time from the production area to loading on an aircraft varies, methods such as freezing and transporting foods have been used. However, marine products, meat, and the like can be delivered fresher and fresher than fresh frozen foods, providing a fresher and more original taste.
この他にも、近年バヌアツの大規模台風災害などの場合、緊急に支援物資を送る必要がある場合、支援品を積載したコンテナを、トラック便で空港まで運び、コンテナごと輸送機に搭載して、短時間に救援物資を被災地に届けることも必要となっている。 In addition, in the case of a large-scale typhoon disaster in Vanuatu in recent years, when it is necessary to send emergency supplies urgently, a container loaded with support goods is transported to the airport by truck, and the container is loaded on the transport aircraft. It is also necessary to deliver relief supplies to the affected areas in a short time.
しかしながら、これまでの輸送機は、大型であり輸送コストの観点から、ある程度貨物がまとまらないと輸送ができないこと、輸送機への積載に時間がかかることという問題もあった。また、海産物、食肉、生鮮野菜、などの生鮮食品や、例えば寿司などの生鮮食品加工食品を航空輸送する場合、離陸時に低速揚力を確保するために、大仰角で離陸するのでは、積載された生鮮食料品が、型くずれしたりするおそれがあるため、生鮮食料品を輸送するために必ずしも適切な飛行原理を用いていると言うことはできなかった。 However, conventional transport aircraft are large in size, and from the viewpoint of transport costs, there is also a problem that transportation cannot be performed unless a certain amount of cargo is collected, and it takes time to load the transport aircraft. Also, when transporting fresh foods such as seafood, meat, fresh vegetables, etc., and fresh food processed foods such as sushi, for example, sushi is taken off at a high elevation angle to ensure low-speed lift at takeoff. It could not be said that the proper flight principle was always used to transport fresh food products, as fresh food products could lose shape.
従来から、低コストの輸送機が提案されており、例えば、特許文献１（特開２００８−７４３７４号公報）には、航空輸送において、省エネルギー効果があり、かつ大量輸送を実現するために、水素ガス又はヘリウムガス等の気体を取込んで、気球部分を設け、それに輸送空間である乗員部及び、その他必要部分を一体化させた気球飛行機が提案されている。 Conventionally, a low-cost transport aircraft has been proposed. For example, in Patent Document 1 (Japanese Patent Laid-Open No. 2008-74374), there is an energy saving effect in air transportation, and in order to realize mass transportation, hydrogen A balloon airplane has been proposed in which a gas such as gas or helium gas is taken in, a balloon portion is provided, and an occupant portion, which is a transport space, and other necessary portions are integrated.
これまで、各種の輸送機が提案されているものの、陸上輸送から離陸まで、より効率が良く集荷・積載し、海外に送付することを可能とする、貨物輸送用の航空機が必要とされていた。 Up to now, although various transport aircraft have been proposed, there has been a need for an aircraft for freight transportation that can be more efficiently collected and loaded from land transport to take-off and sent overseas. .
本発明は、上述した従来技術の問題点に鑑みてなされたものであり、本発明は、積載貨物中心主義で考え、商品を傷つけないことを追及し、商品に対する影響を軽減し、より効率的に貨物の積み降ろしを効率化し、効率的に貨物輸送を可能とする、貨物輸送用航空機を提供することを課題とする。 The present invention has been made in view of the above-described problems of the prior art, and the present invention is based on a cargo freight center principle, pursuing not to damage the product, reducing the influence on the product, and more efficient. It is an object of the present invention to provide an aircraft for freight transportation that efficiently loads and unloads cargo and enables efficient cargo transportation.
本発明は、上記解決課題に対応するために、重量中心と空力中心とが、機体の前後軸に垂直な仮想線上のほぼ同一位置となるように配置し、離着陸時の揚力を確保するため大仰角を取ることなく、可能な限り水平姿勢を保ったまま離着陸すると共に、陸送用のトラックからコンテナを直接積載する、貨物輸送用の飛行機を提供する。 In order to address the above-mentioned problem, the present invention is arranged so that the center of weight and the center of aerodynamic force are located at substantially the same position on the imaginary line perpendicular to the longitudinal axis of the aircraft, in order to ensure lift during take-off and landing. Provided is an aircraft for cargo transportation that takes off and landing while keeping the horizontal posture as much as possible without taking an elevation angle and loads containers directly from a truck for land transportation.
すなわち、本発明によれば、
機体の空力中心と、重量中心とが同一の軸上に配置された胴体と、
前記胴体からに機体の前後軸に水平に交差する方向に延びる主翼と、
前記主翼から少なくとも翼上部に形成される対となった垂直翼と、
前記同一の軸上において前記胴体の上部に配置された一基のタービンエンジンまたは前記同一の軸に対して対称に配置された対となったタービンエンジンと、
前記胴体の下部において、前記機体および前記主翼がそのキャンバにより生成する揚力を損なうこと無く貨物を積載したコンテナを着脱可能に保持する収容部と
を備えることを特徴とする、航空機が提供される。
That is, according to the present invention,
A fuselage where the aerodynamic center of the aircraft and the center of weight are located on the same axis;
A main wing extending in a direction horizontally intersecting the longitudinal axis of the fuselage from the fuselage,
A pair of vertical wings formed at least on the wing from the main wing;
A pair of turbine engines arranged on the same axis on top of the fuselage or a pair of turbine engines arranged symmetrically with respect to the same axis;
An aircraft is provided, comprising: a lower portion of the fuselage; and a storage unit that detachably holds a container loaded with cargo without impairing lift generated by the camber and the main wing by the camber.
本発明の前記航空機は、前記胴体および前記主翼がそのキャンバにより飛行のための揚力を生成し、前記機体の飛行高度を、前記タービンエンジンの推力制御により行い、前記飛行高度を、水平姿勢を保持したまま変更することができる。さらに、前記航空機は、離着陸時において地面効果により、低速時の揚力を増大させることができる。 In the aircraft of the present invention, the fuselage and the main wing generate lift for flight by the camber, and the flight altitude of the fuselage is controlled by thrust control of the turbine engine, and the flight altitude is maintained in a horizontal posture. Can be changed. Furthermore, the aircraft can increase the lift at low speed due to the ground effect during takeoff and landing.
また、前記コンテナは、国際ＩＳＯ規格であり、前記航空機は、前記コンテナ内を水平に保持したまま離陸、飛行および着陸することができる。さらに、前記航空機はさらに、緊急動作を可能とする補助タービンエンジンと、昇降舵を有する水平尾翼とを備えることができる。前記航空機は、前記主翼の下側に延びた下部垂直翼を備えることができる。
また、前記下部垂直翼は、方向舵を備え、巡航状態では、前記主翼に収容されても良い。さらに前記航空機は、離着陸時に機首部分に揚力を発生させるための可変式カナードを備え、前記可変式カナードは、前記主翼よりも胴体下部に配置されても良い。さらに、前記航空機は、無人機とすることができる。また、前記航空機は、下部垂直翼に下部にタイヤではなく、水上着陸用のフロートを備えていても良い。
Further, the container is an international ISO standard, and the aircraft can take off, fly and land while keeping the inside of the container horizontal. Further, the aircraft may further include an auxiliary turbine engine that enables emergency operation and a horizontal tail that includes an elevator. The aircraft may include a lower vertical wing extending below the main wing.
The lower vertical wing may be provided with a rudder and may be accommodated in the main wing in a cruise state. Further, the aircraft may include a variable canard for generating lift at the nose portion during takeoff and landing, and the variable canard may be disposed at a lower part of the fuselage than the main wing. Furthermore, the aircraft can be a drone. In addition, the aircraft may be provided with a floating for landing on the lower vertical wing instead of a tire at the lower part.
１００ ：航空機
１０１ ：胴体
１０２ ：主翼
１０３ ：水平尾翼
１０３ａ ：昇降舵
１０４ ：垂直翼
１０４ａ ：方向舵
１０８ ：垂直翼
１０８ ：下部垂直翼
１０８ａ ：方向舵
１０９ ：可変式カナード
１１４、１１４ａ：主脚
２０１ ：コンテナ
DESCRIPTION OF SYMBOLS 100: Aircraft 101: fuselage 102: main wing 103: horizontal tail 103a: elevator 104: vertical wing 104a: rudder 108: vertical wing 108: lower vertical wing 108a: rudder 109: variable canard 114, 114a: main leg 201: container
以下、本発明につき、実施形態を使用して説明するが、本発明は後述する実施形態に限定されるものではない。図１は、本実施形態の航空機１００の概略的な斜視図である。航空機１００は、胴体１０１、主翼１０２、水平尾翼１０３、および垂直翼１０４、１０８、胴体１０１上に設置されたターボファンエンジン１０５を備える。 Hereinafter, although this invention is demonstrated using embodiment, this invention is not limited to embodiment mentioned later. FIG. 1 is a schematic perspective view of an aircraft 100 according to the present embodiment. Aircraft 100 includes fuselage 101, main wing 102, horizontal tail 103, vertical wings 104 and 108, and turbofan engine 105 installed on fuselage 101.
胴体１０１は、本実施形態では、離陸および着陸時の揚力を、地面効果およびコアンダ効果を利用して、大仰角を取ること無しに離陸すると共に、離着陸時の距離を許容可能な程度に低減させている。また、胴体１０１には、コンテナを収容するための貨物室を塞ぐための機体後部にハッチ１０１ａが形成されている。輸送機使用者の要望に合わせ、ハッチ１０１ａは、様々な形態、形式のものが考えられる。貨物は、トラックなどで空港まで直接輸送された後、ハッチ１０１ａを開き、ハッチ１０１ａに確保されたコンテナ収容室（図示せず）に直接搬入される。 In this embodiment, the fuselage 101 uses the ground effect and the Coanda effect to take off without taking a large elevation angle and reduce the takeoff and landing distance to an acceptable level. ing. Further, a hatch 101a is formed in the fuselage 101 at the rear part of the fuselage for closing a cargo compartment for accommodating containers. The hatch 101a can be of various forms and types according to the demands of the transport user. After the cargo is directly transported to the airport by a truck or the like, the hatch 101a is opened, and the cargo is directly carried into a container accommodation room (not shown) secured in the hatch 101a.
さらに本実施形態では、胴体１０１は、それ自体が、翼型となるように形成されており、主翼１０２に加えて、胴体自体でも揚力を生成するリフティングボディ方式で形成されており、離着陸時の仰角制御を行わずとも、離着陸可能とさせている。本願では中央胴体翼とも呼ぶ。これに連なるブレンディド翼の主翼を持つが全翼機に似た部分もある。なお本実施形態のコンテナは、それに限定されるわけではないが、国際ＩＳＯ規格に準拠する規格の、例えば４０ｆｔコンテナを使用することができる。通常輸送の貨物として、大型輸送機で、４０ｆｔコンテナは空輸されている。 Further, in the present embodiment, the fuselage 101 is formed so as to have a wing shape, and in addition to the main wing 102, the fuselage itself is formed by a lifting body method that generates lift, and at the time of takeoff and landing It is possible to take off and land without elevation control. In this application, it is also called a central fuselage wing. It has a main wing with a blended wing, but there is also a part similar to a full wing aircraft. The container of the present embodiment is not limited to this, but a 40 ft container of a standard conforming to the international ISO standard can be used. A 40ft container is air transported by a large transport aircraft as cargo for normal transportation.
胴体１０１には、主翼１０２が取り付けされており、飛行のために必要な主翼１０２は、本実施形態では、その翼端は、翼端渦による吹き下ろしのために揚力減少を防止するために、ウィングレットが形成されている。 A main wing 102 is attached to the fuselage 101, and the main wing 102 required for flight is, in this embodiment, the wing tip of the wing tip 102 to prevent a decrease in lift due to the wing tip vortex. A winglet is formed.
また、主翼には、離着陸時の揚力を確保するために、前縁および後縁のフラップなどとして参照される高揚力装置１０２ａ、１０２ｂを備えている。大型ターボファンエンジン１０５への大量の流入空気が、胴体１０１の機首からの前部に沿って流れることによるコアンダ効果による揚力、高揚力装置１０ａ、１０２ｂは、ターボファンエンジン１０５からの噴射ガスが、胴体１０１の後部に沿って流れることによるコアンダ効果による揚力および地面効果による揚力が不足する場合に利用される。ターボファンエンジン１０５として、大型のターボファンエンジンを使用する理由のひとつは、推力の方向に直交した揚力の発生は、副次的なものであり、大出力が揚力に直接置き換わるわけではないからである。 Further, the main wing is provided with high lift devices 102a and 102b referred to as front edge and rear edge flaps or the like in order to ensure lift during takeoff and landing. Lift by the Coanda effect caused by a large amount of air flowing into the large turbofan engine 105 flowing along the front part from the nose of the fuselage 101, and the high lift devices 10a and 102b are provided with a jet gas from the turbofan engine 105. It is used when the lift due to the Coanda effect due to flowing along the rear part of the body 101 and the lift due to the ground effect are insufficient. One reason for using a large turbofan engine as the turbofan engine 105 is that the generation of lift perpendicular to the direction of thrust is secondary, and the high output does not directly replace lift. is there.
本実施形態で使用することができるターボファンエンジン１０５は、特に限定はないが、高推力を提供することができる、トレント（登録商標）などを使用することができる。このような大型ターボファンエンジンは、燃費を稼ぐ構造上、どのエンジン製造社の製品も、直径が２．５メーター近傍であり、小さな機体が翼下に懸架することは、地面との距離が取れず、容易ではないが、本実施形態で燃費の優れた新時代エンジンの使用を実現した。 The turbofan engine 105 that can be used in the present embodiment is not particularly limited, but Trent (registered trademark) that can provide high thrust can be used. Such a large turbofan engine has a structure that earns fuel efficiency, and any engine manufacturer's product has a diameter of about 2.5 meters, and a small aircraft suspended under the wing cannot keep a distance from the ground. Although not easy, this embodiment has realized the use of a new era engine with excellent fuel efficiency.
垂直翼１０４および垂直翼１０８は、航空機１００のヨーイング方向の安定性を提供すると共に、航空機１００の飛行方向を、可能な限り左右に傾斜させること無く変更する。この目的のため、垂直翼１０４には、方向舵１０４ａが形成されている。また、下部垂直翼１０８にも同様の方向舵（図示せず）が形成されている。従来の飛行では、機体を傾け(バンク)させ方向を変え、飛行高度も下がるが、本願の方式では、機体を回頭(ターン)させ方向を変え、水平飛行をほぼ維持できる。従来方式より方向変更に鋭さは無い代わり、貨物に対する遠心力、向心力の影響は極小化でき好都合である。飛行機は、最初に多数実用化されたのが、レッドバロンなどに代表される戦闘機であり、その空中戦で最も重視されたのは、敵機の後方に遷位置できる機動性である。発明者は本願において輸送機に最も重視されるべき性質が水平安定性であると発見したことが、重要な点である。 The vertical wing 104 and the vertical wing 108 provide stability in the yaw direction of the aircraft 100 and change the flight direction of the aircraft 100 without tilting it to the left or right as much as possible. For this purpose, the rudder 104a is formed on the vertical wing 104. A similar rudder (not shown) is also formed on the lower vertical wing 108. In conventional flight, the aircraft is tilted (banked) to change the direction and the flight altitude is also lowered. However, in the method of the present application, the aircraft can be turned (turned) to change the direction and almost maintain horizontal flight. The change in direction is less sharp than the conventional method, and the effects of centrifugal force and centripetal force on the cargo can be minimized, which is convenient. A number of airplanes were first put into practical use as fighter aircraft such as Red Baron, and the most important thing in the air battle was mobility that can be moved behind enemy aircraft. It is an important point that the inventor has discovered that the property that should be emphasized most in the present application is horizontal stability.
なお、主翼１０２下部の垂直翼は、離着陸時の揚力を確保するための地面効果を効率よく揚力に利用するために形成されている。このため、垂直翼１０８は、巡航高度（約１００００〜１２０００ｍ）に達した後には、ドラッグ抵抗を低下させる目的で、主翼下部に引き込まれても良い。また、垂直翼１０４は、ターボファンエンジン１０５の噴射ガスによる熱損傷を回避するために、胴体１０１の前後軸に垂直であって、空力中心および重量中心を含む垂直軸（図示せず）に翼幅の中心が略一致するように配置される。さらに、本実施形態の航空機が、空荷で飛行する場合を考慮して、他の実施形態ではウィングレットを使用すること無く、翼面積を、約２０％程度低下させることを可能とするように、主翼を可変翼として構成することができる。 The vertical wing below the main wing 102 is formed in order to efficiently use the ground effect for securing lift during takeoff and landing for lift. For this reason, after reaching the cruise altitude (about 10,000 to 12000 m), the vertical wing 108 may be drawn into the lower part of the main wing for the purpose of reducing drag resistance. Further, in order to avoid thermal damage due to the injection gas of the turbofan engine 105, the vertical blade 104 is perpendicular to the front-rear axis of the fuselage 101, and the vertical blade includes aerodynamic center and weight center (not shown). They are arranged so that the centers of the widths substantially coincide. Furthermore, in consideration of the case where the aircraft of this embodiment flies with an empty load, in other embodiments, the wing area can be reduced by about 20% without using winglets. The main wing can be configured as a variable wing.
さらに胴体１０１の後部には、水平尾翼１０３が形成されており、水平尾翼１０３は、本実施形態では、航空機１００のピッチ方向の方向制御を行うと共に、巡航速度近傍（約９００ｋｍ／ｈｒ）において、下記式（１）で与えられる揚力を提供するように、最小限度で仰角を制御する。この目的で、水平尾翼１０３には、昇降舵１０３ａが形成されている。なお、基本的な水平尾翼１０３の機能は、大きさなどは相違するものの、従来の航空機と同様である。 Further, a horizontal tail 103 is formed at the rear part of the fuselage 101. In the present embodiment, the horizontal tail 103 performs direction control in the pitch direction of the aircraft 100, and in the vicinity of the cruising speed (about 900 km / hr), The elevation angle is controlled at a minimum to provide the lift given by equation (1) below. For this purpose, the horizontal tail 103 is formed with an elevator 103a. The basic function of the horizontal tail 103 is the same as that of a conventional aircraft, although the size and the like are different.
胴体１０１の前全部には、操縦のための視界を確保するためのキャノピー１０６が上部デッキに形成され、その下部デッキには、離着陸時に地上を目視確認するための下部確認窓１０７が形成されていて、着陸時の地面状態を確認することが可能とされている。なお、他の実施形態において、地面を確認するためのビデオカメラといったイメージングシステムを使用することができる場合、下部確認窓１０７を設けること無く、イメージングシステムで置き換えることも可能である。機首部は、上部デッキ、下部デッキからなる２階建て構造である。 A canopy 106 is formed on the upper deck in front of the fuselage 101 to ensure a field of view for maneuvering, and a lower confirmation window 107 is formed on the lower deck for visually confirming the ground during takeoff and landing. It is possible to check the ground condition at the time of landing. In another embodiment, when an imaging system such as a video camera for confirming the ground can be used, the imaging system can be replaced without providing the lower confirmation window 107. The nose has a two-story structure consisting of an upper deck and a lower deck.
また、航空機１００の胴体１０１の前部には、離着陸時の揚力をさらに確保するため、可変式カナード１０９が形成されている。図１に示した実施形態では、可変式カナード１０９は、三角翼形状とされ、後縁には、昇降舵が形成されている。可変式カナード１０９は、離着陸時に機首部分の揚力を増大させて、地上で滑走している期間に、機体上部に配置されるターボファンエンジン１０５の推力による反作用で、機首が前のめりに下がるのを防止する。また、可変式カナード１０９は、特に離陸時における揚力を確保する目的で、気流を、主翼１０２の下部に送り込む機能も提供する。このため、本実施形態の可変式カナード１０９は、主翼１０２よりも機体下部位置に形成されることが好ましい。 In addition, a variable canard 109 is formed in the front portion of the fuselage 101 of the aircraft 100 in order to further secure lift during takeoff and landing. In the embodiment shown in FIG. 1, the variable canard 109 has a triangular wing shape, and an elevator is formed at the rear edge. The variable canard 109 increases the lift of the nose portion during takeoff and landing, and the nose lowers forward due to the reaction by the thrust of the turbofan engine 105 arranged on the upper part of the fuselage while sliding on the ground. To prevent. The variable canard 109 also provides a function of sending an air current to the lower part of the main wing 102 for the purpose of ensuring lift especially during takeoff. For this reason, it is preferable that the variable canard 109 of the present embodiment is formed at a lower position of the fuselage than the main wing 102.
また、本実施形態の可変式カナード１０９は、巡航飛行中は、機首下側空間に形成された収容部に収容され、離陸・着陸時に大気速度、高度などに応じて電子制御により、適切な位置に引き出され、また昇降舵の制御が行われ、機首方向の揚力を調整している。 Further, the variable canard 109 of the present embodiment is accommodated in an accommodating portion formed in the space below the nose during cruise flight, and is appropriately controlled by electronic control according to the atmospheric speed, altitude, etc. at takeoff / landing. It is pulled out to the position, and the elevator is controlled to adjust the lift in the nose direction.
なお、本実施形態の可変式カナードは、限られた面積でできるだけ高揚力を与えること、および地面効果を最大限利用する目的で主翼下部に空気流を導入するため、後退翼の形状として示しているが、例えばＳＡＡＢ（登録商標）社のヴィゲン、グリペン、またはユーロファイター・タイプの可変翼とすることができる。また、可変式カナード１０９には、小面積の昇降舵が形成されていることが好ましい。この昇降舵により、安定的に機首を、高出力の主エンジンであるターボファンエンジン１０５が発生する機首方向を下げるように作用するトルクを相殺して、安定な離陸を可能とする。ヴィゲンまたはグリペンは、地下基地より発進し、封鎖した高速道路よりの運用を実施し生存性を高めている。 The variable canard of this embodiment is shown as the shape of a swept wing in order to provide as high lift as possible in a limited area and to introduce an air flow to the lower part of the main wing for the purpose of maximizing the ground effect. However, it can be a variable wing of the SAAB® Vigen, Gripen or Eurofighter type, for example. The variable canard 109 preferably has a small area elevator. This elevator makes it possible to stably take off by canceling out the torque that acts to lower the nose direction generated by the turbofan engine 105, which is the high-power main engine, stably. Vigen or Gripen starts from an underground base and operates from a blocked highway to increase survival.
図２は、本実施形態の航空機１００の上面図である。図２に示す様に、本実施形態の航空機１００の胴体１０１は、リフティングボディを提供するため、機首は、鋭角に形成されておらず、平面的な形状とされている。また、図２では、可変式カナード１０９が完全に引き出された位置とされているのが、破線で示されている。この可変式カナード１０９は、離着陸時、機体のピッチ方向の安定性を確保するために、その翼面積を操縦席または操縦システムによって制御することが可能とされている。また、図２には、貨物室１１２を破線で示した。貨物室１１２は、目的に応じて１以上のＪＩＳ規格コンテナを積載できる構成とされており、コンテナを保持する位置には、コンテナ保持機構（図示せず）が形成され、このコンテナ保持機構は、機体の重心を考慮して、コンテナの取付位置を調整可能としている。なお、機体後部は、機体尾部の下方での気流の剥離により悪影響が無い限り、流線型とするのではなく、胴体１０１の下部から尾翼位置までＳ字形状で、スーパークリティカル翼型の後縁に似た形状とし、上側に湾曲させることができる。 FIG. 2 is a top view of the aircraft 100 of the present embodiment. As shown in FIG. 2, fuselage 101 of aircraft 100 according to the present embodiment provides a lifting body, and thus the nose is not formed at an acute angle but has a planar shape. In FIG. 2, the position where the variable canard 109 is completely pulled out is indicated by a broken line. The variable canard 109 can control the wing area by a cockpit or a control system in order to ensure stability in the pitch direction of the aircraft during takeoff and landing. In FIG. 2, the cargo compartment 112 is indicated by a broken line. The cargo compartment 112 is configured to be able to load one or more JIS standard containers according to the purpose, and a container holding mechanism (not shown) is formed at a position for holding the container. The mounting position of the container can be adjusted in consideration of the center of gravity of the aircraft. The rear part of the fuselage is not a streamlined shape as long as it is not adversely affected by airflow separation below the tail part of the fuselage. And can be curved upward.
図３は、本実施形態の航空機１００の機体後部に形成されたハッチ１０１ａを開いて、コンテナを収容可能とした時の、平面構成を示す。ハッチ１０１ａは、図中、固定位置からヒンジ機構により、時計回りに開かれ、トラックごと、貨物室１１２に収容し、コンテナ保持機構で、コンテナを保持した後、コンテナを残して機体下部から離れる。このため、陸送後、直ちに航空機１００に貨物をセットすることが可能となり、そのための人員、機材装置および時間的無駄を排除することができる。 FIG. 3 shows a planar configuration when the hatch 101a formed at the rear part of the aircraft body of the aircraft 100 according to the present embodiment is opened so that containers can be accommodated. In the figure, the hatch 101a is opened clockwise from a fixed position by a hinge mechanism, accommodated in the cargo compartment 112 together with the truck, and after holding the container by the container holding mechanism, leaves the container and leaves the lower part of the machine body. For this reason, it becomes possible to set cargo in the aircraft 100 immediately after land transportation, and it is possible to eliminate personnel, equipment, and time waste for that purpose.
なお航空機１００の貨物室１１２の下部は、コンテナ下部が胴体下部を構成するようにしても良いし、胴体１０１の下部にシャッターを設け、シャッターにより、貨物室１１２を包囲し、空気抵抗などを低減させることもできる。また、コンテナは、前後軸を中心に、説明する例示的な実施形態では並列で２個まで搭載することができる。また、機体長が長くなるが、直接にコンテナを搭載できる形式とすることもでき、陸送トラックが直接貨物室１１２に進入してコンテナを積載可能である限り、特に限定はない。 Note that the lower part of the cargo compartment 112 of the aircraft 100 may be configured such that the lower part of the container constitutes the lower part of the fuselage, and a shutter is provided at the lower part of the fuselage 101 so as to surround the cargo compartment 112 and reduce air resistance and the like. It can also be made. In addition, up to two containers can be mounted in parallel in the exemplary embodiment to be described, centering on the front-rear axis. In addition, although the length of the airframe becomes long, it can be of a type in which the container can be directly loaded, and there is no particular limitation as long as the land transport truck can directly enter the cargo compartment 112 and can load the container.
図４は、本実施形態の航空機１００の概略的な側面図である。図４に示すように、胴体１０１は、機首から機体後部まで、断面が高度１．２万メートルで、速度０．８音速に最適の翼型形状を与えており、機体自体が、揚力を生成する構成とされている、また、図４には、主翼１０２の下部垂直翼１０８が示され、下部垂直翼１０８に、方向舵１０８ａが形成されているのが示されている。 FIG. 4 is a schematic side view of the aircraft 100 of the present embodiment. As shown in FIG. 4, the fuselage 101 has a cross section of 12,000 meters from the nose to the rear of the fuselage, giving an optimum wing shape for a speed of 0.8 sound speed, and the fuselage itself has a lift. In FIG. 4, the lower vertical wing 108 of the main wing 102 is shown, and the rudder 108 a is formed on the lower vertical wing 108.
図４には、また本実施形態における垂直線Ａが示されており、当該垂直線Ａに軸上に、重力中心および空力中心が配置されるように構成されている。このため、貨物積載時および空荷のどちらの場合にも、空力的に安定に飛行することが可能となる。また、ターボファンエンジン１０５の噴射ガスによる損傷を回避するために垂直翼を、機体後部から中心側に移動させたことによる旋回性能の低下を最小限としている。なお、空力重心は、積載時、空荷の場合では変化しないが、重心は、垂直線Ａ上で上下することになる。エンジン使用中は、刻々と状況が変わる燃料は、多数の燃料タンクの間を、静電気を除去しながら高速で移動し、重心を安定させる。なお、図４では、補助ジェットエンジン１１０のためのエアインテーク１１１の他の構成位置が示されており、主エンジンであるターボファンエンジン１０５からの噴射ガスが吸入されにくい配置である限り、どのような配置とされてもかまわない。航空機の構造では一般的だが、必要に応じてエアインテークは、開口部分が増える構成とすることができる。 FIG. 4 also shows a vertical line A in the present embodiment, which is configured such that the gravity center and the aerodynamic center are arranged on the vertical line A on the axis. For this reason, it is possible to fly stably aerodynamically in both cases of cargo loading and empty loading. Further, in order to avoid damage due to the injection gas of the turbofan engine 105, the deterioration of the turning performance due to the movement of the vertical wing from the rear part of the aircraft to the center side is minimized. Note that the aerodynamic center of gravity does not change when loaded, but the center of gravity moves up and down on the vertical line A. While the engine is in use, the fuel that changes from moment to moment moves between a large number of fuel tanks at high speed while removing static electricity, and stabilizes the center of gravity. In FIG. 4, other constituent positions of the air intake 111 for the auxiliary jet engine 110 are shown, and as long as the injection gas from the turbofan engine 105 that is the main engine is difficult to be sucked in, how It does not matter if the arrangement is correct. As is common in aircraft construction, the air intake can be configured to increase the opening if necessary.
図５は、本実施形態の航空機１００にトラック２００からコンテナ２０１を積載する場合の概略的な実施形態を示す。なお、説明の目的で、機体後部のハッチ１０１ａは省略して記載する。トラック２００は、コンテナを積載したまま、航空機１００の胴体下部内に侵入し、適切な位置で、トラック２００を停止させる。その後、航空機１００は、コンテナ保持機構を動作させて、コンテナをロックする。ロックが完了した後、トラック２００は、機体下部から離れる。その後、機体後部のハッチ１０１ａを閉じて固定し、貨物の積載が完了する。 FIG. 5 shows a schematic embodiment in the case where the container 201 is loaded from the truck 200 on the aircraft 100 of the present embodiment. For the purpose of explanation, the hatch 101a at the rear of the aircraft is omitted. The truck 200 enters the lower part of the fuselage of the aircraft 100 with the container loaded, and stops the truck 200 at an appropriate position. Thereafter, the aircraft 100 operates the container holding mechanism to lock the container. After locking is complete, the truck 200 leaves the lower part of the fuselage. Thereafter, the hatch 101a at the rear of the fuselage is closed and fixed, and cargo loading is completed.
以上の通り、陸運されてきた貨物は、待機時間や、他の機材装置を使用すること無く、円滑に航空機１００に積載されることとなり、そのための要員を最小とすることができ、また貨物の滞留時間、積載時間を短縮することができる。貨物の積載が完了後、管制官の指示により、滑走路までタクシングし、離陸許可が出されると離陸動作を開始する。 As described above, the cargo that has been transported by land will be smoothly loaded onto the aircraft 100 without using standby time or other equipment, and the personnel for that purpose can be minimized. Residence time and loading time can be shortened. After the cargo is loaded, taxiing to the runway is instructed by the controller, and the take-off operation starts when take-off permission is issued.
図６は、本実施形態の航空機１００の正面図である。ターボファンエンジン１０５は、パイロン１１３を介して胴体１０１の上方に固定されている。また、下部垂直翼１０８は、特定の実施形態では巡航飛行中も図６の位置とすることができるが、抗力を低下させ、燃費を改善する目的で離着陸高度を超えた時点で、主翼１０２に引き込む構成としても良い。また、航空機１００は、タイヤを備えた脚１１４により保持されている。脚１１４は、説明した実施形態では、離陸後、胴体１０１内に引き上げられ、胴体１０１内に収容される。 FIG. 6 is a front view of the aircraft 100 of the present embodiment. The turbofan engine 105 is fixed above the fuselage 101 via a pylon 113. In addition, the lower vertical wing 108 can be in the position of FIG. 6 during cruise flight in a specific embodiment, but when the takeoff / landing altitude is exceeded for the purpose of reducing drag and improving fuel efficiency, It is good also as a structure to pull in. The aircraft 100 is held by legs 114 having tires. In the embodiment described above, the legs 114 are lifted into the fuselage 101 after being taken off and accommodated in the fuselage 101.
図７は、第２の実施形態の航空機１００の正面図である。主要な構成は、図６で説明したと同様であるが、図７に示す実施形態では、ターボファンエンジン１０５は、図６の実施形態に比較してより小型のターボファンエンジンをタンデムで搭載する。ターボファンエンジン１０５は、説明する実施形態では、胴体１０１に直接取り付けられている。この実施形態の場合、コアンダ効果による揚力向上がより期待できる。 FIG. 7 is a front view of the aircraft 100 according to the second embodiment. Although the main configuration is the same as that described with reference to FIG. 6, in the embodiment shown in FIG. 7, the turbofan engine 105 mounts a smaller turbofan engine in tandem than the embodiment of FIG. 6. . The turbofan engine 105 is directly attached to the body 101 in the embodiment to be described. In the case of this embodiment, the lift improvement by the Coanda effect can be expected more.
当該実施形態では、噴射ジェットのコアンダ効果をより有効に発揮させることができる。ただし、機体後部上部にスペースシャトル軌道船下部に使用されたセラミック素材などを使用し耐熱性を向上させる必要がある。排気が当たりやすい部位は、製作費用を抑える目的で一枚板のように形状ができるだけ単純にしてあり、軽整備での交換も容易に実施できる。猛烈な熱を受けたスペースシャトルの場合、飛行後毎回半年近くかけて張り替えていた。また、図７には、可変式カナード１０９の主翼に対する配置が示されている。 In this embodiment, the Coanda effect of the jet jet can be more effectively exhibited. However, it is necessary to improve the heat resistance by using the ceramic material used for the lower part of the space shuttle orbiter at the upper rear part of the fuselage. The part that is easily exposed to exhaust is made as simple as a single plate for the purpose of reducing manufacturing costs, and can be easily replaced with light maintenance. In the case of a space shuttle that received a fierce fever, it was replaced every half year after the flight. FIG. 7 shows the arrangement of the variable canard 109 with respect to the main wing.
図８は、第３の実施形態の航空機１００の正面図である。図８の航空機１００は、主脚１０４が、下方垂直翼１０８に形成され、着陸時の横方向安定性および荒れ地着陸性を提供する。また、主脚１０４ａは、タンデムに形成されており、離陸時および着陸時の前部主脚１０４ａに加わる加重負荷を分散させることが可能とされている。図８の下方垂直翼１０８は、巡航時には主翼１０２および胴体１０１に収容され、また主脚１０４ａも胴体１０１内に引き込まれ、空気抵抗を低減させている。なお、貨物の重量が軽い場合には、巡航時にでも下部垂直翼を引き込まず、垂直に突出させてドラッグ抵抗を生成させ、空荷時における過剰な揚力を相殺するようにしても良い。また、下部垂直翼１０８に主脚１０４ａを移動させる実施形態では、胴体１０１の幅方向の余裕も確保できる。さらに、下部垂直翼１０８に主脚１０４ａを移動させる実施形態では、胴体１０１との幅方向の余裕も確保でき、後方からだけでなく、コンテナを左右から着脱することができる。 FIG. 8 is a front view of the aircraft 100 according to the third embodiment. In the aircraft 100 of FIG. 8, the main leg 104 is formed on the lower vertical wing 108 to provide lateral stability during landing and rough land landing. Moreover, the main leg 104a is formed in tandem, and the weighted load applied to the front main leg 104a during takeoff and landing can be dispersed. The lower vertical wing 108 of FIG. 8 is accommodated in the main wing 102 and the fuselage 101 during cruising, and the main leg 104a is also drawn into the fuselage 101 to reduce air resistance. If the weight of the cargo is light, the lower vertical wing may not be pulled in even during cruising, but may be caused to protrude vertically to generate drag resistance, thereby offsetting excessive lift during empty loading. In the embodiment in which the main leg 104a is moved to the lower vertical wing 108, a margin in the width direction of the body 101 can be secured. Furthermore, in the embodiment in which the main leg 104a is moved to the lower vertical wing 108, a margin in the width direction with the body 101 can be secured, and the container can be attached and detached not only from the rear but also from the left and right.
図９は、本実施形態の航空機１００の、式（１）で計算される飛行高度１２０００ｍにおける揚力と、当該揚力を与える時の翼面積とを、縦軸に翼面積（ｍ２）、横軸に揚力（ｔｏｎ）を取って示した図である。なお、図８では、機体重量＝３０ｔｏｎ（積載時）、巡航速度＝９００ｋｍ／ｈｒ、空気密度（１２０００ｍ）＝０．３１２ｋｇ／ｍ２、揚力係数＝０．５０８（ボーイングＢ７８７（商標）の揚力係数）を使用した。図８から、積載時重量が、コンテナ１個搭載して、３０ｔｏｎの場合、翼面積が、５９．３ｍ２あれば、高度１２０００ｍで、時速９００ｋｍ／ｈｒで巡航するために必要な揚力が得られることが解る。 FIG. 9 shows the lift at the flight altitude of 12000 m calculated by Expression (1) and the wing area when the lift is applied, the wing area (m 2 ) on the vertical axis, and the horizontal axis on FIG. It is the figure which took and showed lift (ton). In FIG. 8, the aircraft weight = 30 ton (when loaded), cruising speed = 900 km / hr, air density (12000 m) = 0.112 kg / m 2 , lift coefficient = 0.508 (lift coefficient of Boeing B787 (trademark)) )It was used. From FIG. 8, when the loading weight is 1 container and 30 tons, if the wing area is 59.3 m 2 , the lift necessary for cruising at an altitude of 12000 m and 900 km / hr can be obtained. I understand that.
図９で示した各値を、比較のため、アメリカ海軍の戦闘機Ｆ４ファントム（商標）の諸データと共に、表１に比較する。 Each value shown in FIG. 9 is compared with Table 1 for comparison with various data of the US Navy fighter F4 Phantom (trademark).
以上の通り、本発明の航空機１００は、初飛行が１９５８年５月２７日のＦ４ファントム戦闘機程度の諸特性を有していると言うことができる。なお、クリップドデルタ翼を持つ超音速戦闘機のＦ４ファントムに対し、スーパークリティカル翼を持ち最大速度が音速の０．８倍程度の要求速度である本実施形態の航空機は、離陸時に昇降舵を使用することなく、水平姿勢を保持しながらその全体から発生する揚力を使用して離陸する。このため、低速での揚力を、地面効果＋可変式カナード＋高揚力装置＋コアンダ効果を使用して確保し、離陸距離を短縮させることが好ましい。なお、高揚力装置の動作を考慮すること無く、上述した式（１）を使用するシミュレーションでは、離陸時失速速度は、約３５０ｋｍ／ｈｒ（約９７ｍ／ｓ）となるが、上記表のトレント１０００程度の推力がある場合、滑走時間約８０ｓで、離陸時失速速度を達成でき、このときに要する滑走距離は、約３８００ｍである。ただし、この距離は、地面効果など高揚力機能による効果を加味していないので、さらに短くすることができると言える。追加して、第２エンジンの使用も可能である。なお、高揚力装置として、隙間フラップ、ファウラー・フラップ、ダブルスロッテッド・フラップ、ベネシャン・ブラインド・フラップ、折り曲げ前縁フラップ、クル−ガーフラップ、スラット、境界層制御吹き出し翼などを使用することができ、これらの適正化に応じて、最低離陸速度（Ｖ２）を２００ｋｍ／ｈｒ〜３００ｋｍ／ｈｒ程度にすることもできる。 As described above, it can be said that the aircraft 100 of the present invention has various characteristics similar to those of the F4 phantom fighter on May 27, 1958, in the first flight. Note that the F4 phantom, a supersonic fighter with clipped delta wings, has super critical wings and the maximum speed is about 0.8 times the speed of sound. Take off by using the lift generated from the whole while keeping the horizontal posture without using it. For this reason, it is preferable to secure the lift at low speed by using the ground effect + variable canard + high lift device + Coanda effect to shorten the take-off distance. In the simulation using the above formula (1) without considering the operation of the high lift device, the take-off stall speed is about 350 km / hr (about 97 m / s). When there is a certain degree of thrust, the take-off stall speed can be achieved with a run time of about 80 s, and the run distance required at this time is about 3800 m. However, it can be said that this distance can be further shortened because the effects of the high lift function such as the ground effect are not taken into consideration. In addition, a second engine can be used. In addition, gap flaps, fowler flaps, double slotted flaps, venetian blind flaps, bent leading edge flaps, Kruger flaps, slats, boundary layer control blowing blades, etc. can be used as high lift devices. Depending on these optimizations, the minimum takeoff speed (V2) can be set to about 200 km / hr to 300 km / hr.
図１０は、本実施形態の航空機１００の飛行姿勢を示す概念図である。本実施形態の航空機１００は、位置１００ａで、離陸のため滑走を行っている。このとき、航空機１００は、高揚力装置をすべて機能させている。なお、可変式カナードは、ターボファンエンジン１０５の推力に伴う機首の前のめりを防止するために最大翼面積の位置とされる。 FIG. 10 is a conceptual diagram showing the flight posture of the aircraft 100 of the present embodiment. The aircraft 100 of the present embodiment is sliding for takeoff at a position 100a. At this time, the aircraft 100 causes all the high lift devices to function. The variable canard is positioned at the maximum blade area in order to prevent the front nose of the nose due to the thrust of the turbofan engine 105.
航空機１００が、離陸高度である１５ｍを超えた時、脚１１４および下部垂直翼１０８を引き込み、可変式カナードの翼面積を低下させて、ドラッグを最低化させ、同時にターボファンエンジン１０５に、最大推力付近まで推力を発生させる。この時、本実施形態では、機体全体が揚力を発生させるので、機体の仰角を変更することなく、機体の空力的特性によりその飛行高度が、速度上昇とともに高められ、位置１００ｂを経て、巡航高度である、８０００〜１２０００ｍに達する（位置１００ｃ）。 When the aircraft 100 exceeds the take-off altitude of 15 m, the leg 114 and the lower vertical wing 108 are retracted, the wing area of the variable canard is reduced, drag is minimized, and at the same time, the maximum thrust is applied to the turbofan engine 105. Generate thrust to the vicinity. At this time, in the present embodiment, since the entire aircraft generates lift, the flight altitude is increased with the increase in speed due to the aerodynamic characteristics of the aircraft without changing the elevation angle of the aircraft, and the cruise altitude is increased through the position 100b. Reaching 8000 to 12000 m (position 100c).
この姿勢を維持したまま、目的地まで飛行を続ける。なお、乱気流、大気速度、高度の関係から、巡航高度においては最低限の程度で仰角制御を行う場合も生じるが、本発明は、緊急回避動作する場合の機構も併せて備えている。この目的で主翼１０２には、高揚力装置の他、エルロンを形成することができる。 Continue flying to the destination while maintaining this posture. Although the elevation angle control may be performed at a minimum level at the cruise altitude due to the relationship between turbulence, atmospheric velocity, and altitude, the present invention also includes a mechanism for performing an emergency avoidance operation. For this purpose, an aileron can be formed on the main wing 102 in addition to a high lift device.
図１１は、着陸時の飛行姿勢を示す図である。航空機１００が、巡航高度にある位置１００ｃから、順次速度を低下させ位置１００ｄで着陸態勢に入る。このとき、飛行高度および速度に応じて、可変式カナード、下部垂直翼１０８および高揚力装置を動作させて、機首方向の揚力を確保すると共に、低速における揚力を確保し、２００ｋｍ／ｈｒ〜約３５０ｋｍ／ｈｒの速度で、滑走路にタッチダウンする。その後、旅客機とは異なるので、積荷に過大な負荷をかけない程度にターボファンエンジン１０５の逆噴射を行い、概ね水平な姿勢のまま着陸を完了する。なお、本発明者は、縮尺は２００分の１の中心に重心を調整した精密模型により、本実施形態に係る飛行機の模型が安定飛行することを確認した。設計の通り、正の安定性が高く、素直な飛行をする。当該模型を図１２に写真図として示す。 FIG. 11 is a diagram showing a flight posture at the time of landing. The aircraft 100 starts to land at the position 100d by gradually reducing the speed from the position 100c at the cruise altitude. At this time, according to the flight altitude and speed, the variable canard, the lower vertical wing 108 and the high lift device are operated to secure the lift in the nose direction and ensure the lift at low speed, from 200 km / hr to about Touch down the runway at a speed of 350 km / hr. Then, since it is different from a passenger plane, the turbofan engine 105 is reverse-injected to such an extent that an excessive load is not applied to the load, and the landing is completed while maintaining a substantially horizontal posture. In addition, this inventor confirmed that the model of the airplane which concerns on this embodiment carried out the stable flight with the precision model which adjusted the gravity center to the center of 1/200 scale. As designed, it is positively stable and flies straight. The model is shown as a photograph in FIG.
以上説明した通り、本発明によれば、陸上輸送から離陸まで、より効率が良く集荷・積載し、海外に送付することを可能とする、貨物輸送用の航空機を提供することができる。 As described above, according to the present invention, it is possible to provide an aircraft for freight transportation that makes it possible to efficiently collect and load from land transportation to take-off and send it overseas.
これまで本発明を実施形態により説明してきたが、本発明は図面に示した実施形態に限定されるものではなく、他の実施の形態、追加、変更、削除など、当業者が想到することができる範囲内で変更することができ、いずれの態様においても本発明の作用・効果を奏する限り、本発明の範囲に含まれるものである。 Although the present invention has been described above by the embodiments, the present invention is not limited to the embodiments shown in the drawings, and those skilled in the art may conceive other embodiments, additions, changes, deletions, and the like. It can be changed within the range that can be done, and any embodiment is included in the scope of the present invention as long as the effects of the present invention are exhibited.
＜他の応用例など＞
日本は中型輸送機Ｃ−２を飛ばしているので、ダウンサイジングである本実施形態小型輸送機は、短期間に製造する。耐空証明は短縮は困難だが、なんとか短くする。ほぼ、１年で試作機を準備する。日本の製造業には、小型機が向いている。本願は機体の大きさは小型だが、超大型機のエンジンと、大きな正の安定性、戦闘機なみの機体強度を持つ。これらの特徴は、本願を操縦するパイロットには、大きな精神的余裕をもたらし、安全運航を実現する。
これらの構造は、当初より設計しておかないと、製造することは出来ない。
外国への販売は当面考えない。重要部品は特にだが、出来るだけ、日本製、日本企業の部品を使用することが我が国航空産業の発展のために好ましい。エンジンも、日本製の部品が多いものを使用する。本実施形態の航空機が最近の輸送機と異なる特徴は、貨物に優しい、貨物中心主義、Ｔ字尾翼でない、エンジン吊り下げ式でないため主翼がシンプルで軽量である、推力−重量比は、戦闘機並み、多少乱暴で、貨物によっては出来ないが、エンジン出力が十分上がってから発進すれば、短距離離陸も期待できる。最新の軍用輸送機は、離着陸の引き起こしの関係で、主脚より後方にあまり荷物を積めないが、本願は、出来る限り水平に離着陸し、降着装置のシリンダも単純な構造ながら、長さが十分伸ばせるから、小型の機体にも拘わらず、４０ｆｔのコンテナを搭載できるのである。脚には、搭載したコンテナの重心が、安全な飛行に妨げがないか、測定する機能も有する。
<Other application examples>
In Japan, since the medium-sized transport machine C-2 is skipped, the small-sized transport machine of this embodiment which is downsizing is manufactured in a short period of time. Airworthiness certification is difficult to shorten, but somehow shortens it. A prototype will be prepared in about one year. Small machines are suitable for the Japanese manufacturing industry. Although the size of the aircraft is small, this application has an engine of a super-large aircraft, great positive stability, and the strength of a fighter aircraft. These characteristics provide a great mental margin for the pilot who operates the present application and realize safe operation.
These structures cannot be manufactured unless they are designed from the beginning.
We do not think about selling to foreign countries for the time being. Although important parts are especially important, it is preferable for the development of Japan's aviation industry to use parts made in Japan and Japanese companies as much as possible. Use an engine with many parts made in Japan. The characteristics of the aircraft of the present embodiment that are different from recent transport aircraft are that it is friendly to cargo, cargo-centric, not T-tailed, non-suspended, so the main wing is simple and lightweight, and the thrust-weight ratio is fighter Although it is somewhat violent and can not be done depending on the cargo, if you start after the engine output has increased sufficiently, you can expect a short takeoff. The latest military transport aircraft cannot take much load behind the main legs because of the cause of take-off and landing, but this application takes off and landing as horizontally as possible, and the cylinder of the landing gear is a simple structure, but it is long enough Because it can be extended, a 40ft container can be installed in spite of a small aircraft. The legs also have the function of measuring whether the mounted container's center of gravity is an obstacle to safe flight.
さらに、hold back装置を標準で装備する、ゴム製又は、電磁型とすることができる。また、主脚を胴体バルジ収容でない構成とすることができる。さらに、胴体が円形断面でない。コンテナを機体の上面および側面で保持するため、底部の構造体を軽量化できる。また、中央胴体翼内にコンテナを固定する、頑丈なフレームを構成する。そして、ジェット旅客機と同じ、高度１２０００ｍで、速度Ｍ０．８で巡航することが可能である。なお、一体型コンテナ内には、延長用燃料タンクも装備可能とすることができる。 Furthermore, it can be a rubber or electromagnetic type equipped with a hold back device as standard. Further, the main leg can be configured not to accommodate the body bulge. Furthermore, the fuselage is not a circular cross section. Since the container is held on the top and side surfaces of the aircraft, the bottom structure can be reduced in weight. It also constitutes a sturdy frame that secures the container in the central fuselage wing. And, it is possible to cruise at an altitude of 12000 m and a speed of M0.8, which is the same as a jet passenger plane. Note that an extension fuel tank can be provided in the integrated container.
さらに、本実施形態の航空機は、「コンテナ専用機」のため、コンテナが、従来の飛行方法でも落下しないような、様々な機構を備えることができる。災害対応としては、貨物室の投下も考えられる。設計は高信頼性を目指した堅実なものとする。旧ソビエト的な自由な設計を実施する。エンジンブリードを無くしてオール電化することもできる。電気配線が主でそれまでのような複雑な油圧配管を最小限とすることができる。また、エンジン交換が直ぐ実施出来、各種エンジンの適用も可能である。胴体翼上面にエンジンがあり、上面垂直中心翼に両側より、挟まれているため、機体下部への、騒音、放熱がきわめて少なく、着陸可能な飛行場を増やすため、出来るだけ静かな飛行機とする。駐機場では、電動で自走移動可能とする。オール電化を行う場合、大容量の蓄電池と、太陽電池外装が必須となります。非常用に、超高圧油圧も準備します。下部中心垂直翼を付する理由は、水平飛行のため、地面効果極大化のためである。 Furthermore, since the aircraft according to the present embodiment is a “container-dedicated machine”, it can be provided with various mechanisms that prevent the container from falling even by a conventional flight method. As a disaster response, the cargo compartment may be dropped. The design should be solid for high reliability. Implement the former Soviet free design. All electrification can be done without the engine bleed. It is possible to minimize the complicated hydraulic piping as before, mainly with electrical wiring. In addition, the engine can be replaced immediately, and various engines can be applied. There is an engine on the upper surface of the fuselage wing, and it is sandwiched from both sides by the vertical center wing on the upper surface. Therefore, the noise and heat radiation to the lower part of the fuselage are extremely low. In the parking area, it will be self-propelled and mobile. For all electrification, a large-capacity storage battery and a solar battery exterior are essential. For emergency use, we will also prepare ultra-high pressure hydraulic pressure. The reason for attaching the lower central vertical wing is to maximize the ground effect because of horizontal flight.
荷室には、左右、後方の３方向から容易に接近可能とするために、主脚を、胴体に設置せず、長いシリンダの主脚を収納するため、平均的胴体バルジ主脚より、前面投影面積は多少小さくできる。長い脚と、少ない機体引き起こしの水平飛行により離陸着陸時に、長い時間脚を滑走路に接触出来るので、離陸着陸の安全性が高まる。離陸時は、Ｖ１を超えた時点で、脚を収納して離陸する。着陸時は、先に車輪を接地させ、脚を収納して着陸する。主脚間隔を１０ｍ以上確保する実施形態では、不整地滑走路での運用も可能となる。また、本実施形態の航空機は、短距離なら、カーゴ無しでも、飛行させることは可能である。空のトラック野郎用輸送機と言うことができる。 In order to allow easy access to the cargo compartment from the left, right, and rear directions, the main legs are not installed on the fuselage, but the main legs of the long cylinder are stored in front of the average fuselage bulge main legs. The projected area can be made somewhat smaller. The long legs and the horizontal flight caused by a small number of airframes allow the legs to contact the runway for a long time during takeoff and landing, thus improving the safety of takeoff and landing. When taking off, when V1 is exceeded, the legs are stowed and taken off. At the time of landing, ground the wheel first, store the leg and land. In the embodiment in which the distance between the main legs is 10 m or more, operation on an uneven terrain is possible. In addition, the aircraft of this embodiment can be made to fly without a cargo if it is a short distance. It can be said that it is an empty truck bastard transport.
他の実施形態では、さらに、胴体が有る型、航空用コンテナだけで飛ぶ型、２個分の大きさのある専用コンテナを使用しても良い。この専用コンテナの内寸法は、幅５ｍ、高さ２．５ｍ、長さ１２ｍ近くとなり、かなり体積(がさ)のある貨物を分解せずに、空輸できる。これらの構成を採用する理由は、森林火災消防用や、病院用、空中給油などの用途を想定したものである。
本実施形態の航空機は、機種部分の形状は円錐形ではなく、どちらかというと、操縦席窓の形状も含め翼の前縁に近い形状とされる。
本願の小型輸送機、仮称ＹＳ-１２(ヒトフタ)を可能とした技術
大出力エンジンを小さな機体に搭載した、
コンテナの活用、
２分の１次元飛行という、新概念を可能とする、Fly-by-wire技術
２分の１次元飛行とは、エベレストに登るような、感覚で飛行できる事項を意味する。東西南北の平面で２次元、高度で１次元です。
２分の１次元飛行の３次元飛行に対する利点
操縦が簡単、
荷物の固定が、短時間に最小限で済む。
ステルス性が高い、（レーダー波の反射方向の計算が容易だから、より、飛行性能の追求を優先しやすい）
コンテナが利用できる点である。
２分の１次元飛行と、コンテナ利用可能の融合の試み、荷捌き時間を短くするために、脱着型荷物室を利用する考えは、従来よりありましたが、実現しなかったのは、荷物室を航空機に、確実に固定できなかったのが、原因のひとつであった。
従来の航空機は３次元的に姿勢を制御するために、コンテナを機体に最後まで固定することが困難で、荷物室の落下事故が起き、最悪の場合は、バランスが崩れ航空機の墜落も想定される。本実施形態では、従来通り、コンテナは、通常４箇所をツイストロックで固定しますが、これは、斜めに力が加わると簡単に抜けると言う不具合がある。
しかるに、２分の１次元飛行の場合は、固定具にこのような力はほとんどかからず、このため安全に飛行が提供できる。本願では、４箇所をツイストロックで固定後さらにコンテナ側面の他の固定穴も活用し飛行中の機体にコンテナを多数の箇所で取り付けている。
In another embodiment, a type having a fuselage, a type flying only with an aircraft container, and a dedicated container having a size of two may be used. The internal dimensions of this special container are 5m wide, 2.5m high, and 12m long, and can be transported by air without disassembling a large volume of cargo. The reason for adopting these configurations is intended for applications such as forest fire fighting, hospital use, and air refueling.
In the aircraft according to the present embodiment, the shape of the model portion is not a conical shape. Rather, the shape is close to the front edge of the wing including the shape of the cockpit window.
The small-sized transport aircraft of this application, equipped with a technical high-power engine that enabled the temporary name YS-12 (human lid) on a small aircraft,
Use of containers,
Fly-by-wire technology that enables a new concept of half-dimensional flight A half-dimensional flight means something that can be felt as if climbing Everest. It is two-dimensional on the plane of east, west, south, and north, and one dimension at altitude.
Advantages of half-dimensional flight over three-dimensional flight
Luggage fixing is minimal in a short time.
High stealth (Since it is easy to calculate the reflection direction of radar waves, it is easier to prioritize the pursuit of flight performance)
The container can be used.
There has been an idea of using a detachable luggage room in order to shorten the cargo handling time and attempt to fuse half-dimensional flight and container use. It was one of the reasons that could not be securely fixed to the aircraft.
Since conventional aircraft controls the attitude in three dimensions, it is difficult to fix the container to the airframe to the end, and a luggage compartment fall accident occurs, and in the worst case, the balance is lost and the aircraft may crash. The In the present embodiment, as usual, the container is usually fixed at four places with twist locks, but this has a problem of being easily removed when a force is applied obliquely.
However, in the case of half-dimensional flight, such a force is hardly applied to the fixture, so that flight can be provided safely. In the present application, after fixing the four places with twist locks, the container is attached to the aircraft in flight using a number of other fixing holes on the side of the container.
使用予定エンジン
主エンジン：ロールスロイストレントシリーズで、販売実績の多いもの。
ＩＰＵまたはＩＰＰを兼ねる第２エンジン：ＩＨＩ社製
さらに本実施形態の航空機は、空中戦のような、高機動飛行には、不向きであり通常は２分の１次元飛行ですが、昇降舵、中央垂直翼を持つ形態からわかる通り、緊急時の必要によっては、従来の操縦方法も可能である。
主エンジンの大口径ターボファンによる、高出力化およびこれを胴体上部に上部中心垂直翼の間に配置するため下方向、横方向の静音化が可能。また、スラストリバーサーの追加が可能。ただ非常に強力なエンジンのため、いきなり出力が上がり、操縦不能とならぬよう安全装置を充実させる。
第２エンジン、戦闘機エンジン的な、小口径、早い応答速度を有する。
スラストベクタリングパドルの追加が可能。
主エンジンのカウンタートルク機能も持つ。
Engines to be used Main engine: Rolls-Royce torrent series with many sales results.
Second engine that also serves as IPU or IPP: IHI In addition, the aircraft of this embodiment is not suitable for high maneuverable flight, such as aerial warfare, and is usually a one-dimensional flight, but the elevator, center As can be seen from the configuration with vertical wings, conventional maneuvering methods are also possible depending on the need in an emergency.
The main engine's large-diameter turbo fan increases output and places it between the upper central vertical wings at the top of the fuselage, enabling down and lateral noise reduction. In addition, a thrust reverser can be added. However, because it is a very powerful engine, the output will suddenly increase and the safety device will be enhanced so that it will not be impossible to control.
It has a small aperture and fast response speed, similar to the second engine and fighter engine.
A thrust vectoring paddle can be added.
It also has a counter torque function for the main engine.
Claims (10)
前記胴体からに機体の前後軸に水平に交差する方向に延びる主翼と、
前記主翼から少なくとも翼上部に形成される対となった垂直翼と、
前記同一の軸上において前記胴体の上部に配置された一機のタービンエンジンまたは前記同一の軸に対して対称に配置された対となったタービンエンジンと、
前記胴体の下部において、前記機体および前記主翼がそのキャンバにより生成する揚力を損なうこと無く貨物を積載したコンテナを着脱可能に保持する収容部と
を備えることを特徴とする、航空機。 A fuselage where the aerodynamic center of the aircraft and the center of weight are located on the same axis;
A main wing extending in a direction horizontally intersecting the longitudinal axis of the fuselage from the fuselage,
A pair of vertical wings formed at least on the wing from the main wing;
A turbine engine disposed on the fuselage on the same axis, or a pair of turbine engines disposed symmetrically with respect to the same axis;
An aircraft comprising: a lower portion of the fuselage; and a housing unit that detachably holds a container loaded with cargo without impairing lift generated by the camber and the main wing by the camber.
The aircraft according to any one of claims 1 to 9, wherein the aircraft is provided with a float for water landing instead of a tire in a lower vertical wing.
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