JP7149116B2 - aircraft - Google Patents

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Description

本発明は、回転翼および固定翼を併せ持つ航空機に関する。 The present invention relates to both rotary and fixed wing aircraft.

従来から、回転翼（以下、ロータという）および固定翼を併せ持つ航空機が知られている。例えば特許文献１および２に、そのような航空機が開示されている。ロータおよび固定翼を併せ持つ航空機によれば、ロータにより垂直離着陸が可能であるので、滑走路が不要となる。また、固定翼による水平飛行が可能であるので、比較的速い速度で飛行することができ、また、航続距離を長くすることができる。 2. Description of the Related Art Conventionally, aircraft having both rotary wings (hereinafter referred to as rotors) and fixed wings are known. Such aircraft are disclosed, for example, in US Pat. An aircraft with both rotors and fixed wings eliminates the need for a runway because the rotors allow vertical take-off and landing. In addition, since horizontal flight is possible with fixed wings, it is possible to fly at a relatively high speed and to extend the cruising distance.

特許文献１には、左右二対または左右三対のロータと、胴体から左右に延びる固定翼と、胴体の先端部に設けられたプロペラとを備えた航空機が開示されている。特許文献２には、左右四対のロータと、それぞれ胴体から左右に延びる前方および後方の固定翼と、後方の固定翼に設けられた左右一対のプロペラとを備えた航空機が開示されている。特許文献１および２に開示された航空機では、全てのロータが左右に対をなすように設けられ、各対のロータは左右対称に配置されている。 Patent Document 1 discloses an aircraft including two pairs of left and right rotors or three pairs of left and right rotors, fixed wings extending left and right from a fuselage, and a propeller provided at the tip of the fuselage. Patent Document 2 discloses an aircraft having four pairs of left and right rotors, front and rear fixed wings extending left and right from the fuselage, and a pair of left and right propellers provided on the rear fixed wings. In the aircraft disclosed in Patent Literatures 1 and 2, all rotors are provided in pairs on the left and right, and the rotors in each pair are arranged symmetrically.

特表２０１４－５２８３８２号公報Japanese translation of PCT publication No. 2014-528382 特許第５４２１５０３号公報Japanese Patent No. 5421503

本願発明者は、左右一対のロータとは別に、機体中心線上に他のロータを配置することを検討した。しかし、このような航空機では、特許文献１および２に開示されたような機体をそのまま採用することはできない。機体の構成に工夫を施さなければ、垂直離着陸のときに機体の安定性を損なうおそれがある。 The inventors of the present application have considered arranging another rotor on the fuselage centerline in addition to the pair of left and right rotors. However, in such an aircraft, the airframes disclosed in Patent Documents 1 and 2 cannot be adopted as they are. If the airframe configuration is not devised, the stability of the airframe may be compromised during vertical take-off and landing.

本発明はかかる点に鑑みてなされたものであり、その目的は、左右一対のロータおよび機体中心線上に配置されたロータと、固定翼とを備え、垂直離着陸時の機体の安定性に優れた航空機を提供することである。 The present invention has been made in view of this point, and its object is to improve the stability of the aircraft during vertical take-off and landing by comprising a pair of left and right rotors, a rotor arranged on the center line of the aircraft, and fixed wings. to provide aircraft.

本発明に係る航空機は、胴体と、前記胴体に固定された固定翼と、それぞれ前記胴体または前記固定翼に取り付けられ、垂直推力を発生させる少なくとも３つのロータと、前記胴体または前記固定翼に取り付けられ、前方推力を発生させるプロペラと、を備える。前記ロータには、機体中心線の左側に配置された左ロータと、機体中心線の右側に配置された右ロータと、機体中心線上に配置された中央ロータとが含まれる。前記固定翼は後退翼からなっている。前記左ロータの回転中心線と前記右ロータの回転中心線と前記中央ロータの回転中心線とを結んでなる三角形の内側に、機体重心が配置されている。なお、「胴体または固定翼に取り付けられ」とは、胴体または固定翼に直接取り付けられている場合と、他の部材を介して間接的に取り付けられている場合とが含まれる。 An aircraft according to the present invention comprises a fuselage, fixed wings fixed to the fuselage, at least three rotors respectively attached to the fuselage or the fixed wings to generate vertical thrust, and attached to the fuselage or the fixed wings. and a propeller for generating forward thrust. The rotors include a left rotor positioned to the left of the airframe centerline, a starboard rotor positioned to the right of the airframe centerline, and a center rotor positioned on the airframe centerline. The fixed wing consists of a swept wing. The center of gravity of the fuselage is arranged inside a triangle connecting the rotation center line of the left rotor, the rotation center line of the right rotor, and the rotation center line of the central rotor. Note that "attached to the fuselage or fixed wing" includes the case of being directly attached to the fuselage or the fixed wing and the case of being indirectly attached via another member.

上記航空機によれば、左右一対のロータ（すなわち、左ロータおよび右ロータ）に加えて、機体中心線上に配置された中央ロータを備えている。しかし、固定翼が後退翼からなっているので、機体重心を比較的後方に位置付けることができる。そして、機体重心を左ロータの回転中心と右ロータの回転中心と中央ロータの回転中心とを結んでなる三角形の内側に配置することとした。そのため、機体中心線上に配置されたロータを備えつつ、垂直離着陸時の機体の安定性を確保しやすい。 According to the aircraft described above, in addition to a pair of right and left rotors (that is, a left rotor and a right rotor), a central rotor is provided on the fuselage centerline. However, since the fixed wings are swept back, the center of gravity can be positioned relatively rearward. The center of gravity of the fuselage is arranged inside a triangle formed by connecting the center of rotation of the left rotor, the center of rotation of the right rotor, and the center of rotation of the central rotor. Therefore, it is easy to ensure the stability of the aircraft during vertical takeoff and landing while providing the rotor arranged on the center line of the aircraft.

本発明によれば、前記固定翼は、機体中心線の左右に配置されかつ第１の後退角を有する第１後退翼部分と、前記第１後退翼部分の左右方向の外側に配置されかつ前記第１の後退角よりも大きな第２の後退角を有する第２後退翼部分と、を有している。 According to the present invention, the fixed wing includes a first swept wing portion that is disposed on the left and right sides of the fuselage centerline and has a first swept angle; a second swept wing portion having a second swept angle greater than the first swept angle.

本発明によれば、固定翼が上記構成（すなわち、多段階の後退翼）を有しているので、機体重心を比較的後方に配置しやすい。よって、機体重心を前記三角形の内側に無理なく配置することができる。したがって、垂直離着陸時の機体の安定性を容易に確保することができる。 According to the present invention , since the fixed wing has the above configuration (that is, the multistage swept wing), it is easy to arrange the center of gravity of the aircraft relatively rearward. Therefore, the center of gravity of the fuselage can be arranged within the triangle without difficulty. Therefore, it is possible to easily ensure the stability of the aircraft during vertical takeoff and landing.

本発明の好ましい一態様によれば、前記左ロータと前記右ロータと前記中央ロータとは、前記第２後退翼部分よりも左右方向の中央側に配置されている。前記航空機は、前記固定翼の前記第２後退翼部分に設けられたエレボンを備えている。 According to a preferred aspect of the present invention, the left rotor, the right rotor, and the center rotor are arranged closer to the center side in the left-right direction than the second swept back wing portion. The aircraft includes an elevon on the second swept portion of the fixed wing.

上記態様によれば、上記各ロータはエレボンの前方にないので、前方からエレボンに向かう気流が上記各ロータによって乱されることを防止することができる。よって、水平飛行の性能を向上させることができる。 According to the above aspect, since the rotors are not located in front of the elevon, it is possible to prevent the rotors from disturbing the airflow directed toward the elevon from the front. Therefore, the performance of horizontal flight can be improved.

本発明の好ましい一態様によれば、前記固定翼には、少なくとも一つの孔が形成されている。前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、前記孔の内部に配置されている。 According to a preferred aspect of the present invention, at least one hole is formed in the fixed wing. At least one of the left rotor, right rotor, and center rotor is positioned within the bore.

上記態様によれば、左ロータ、右ロータ、および中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、固定翼の孔の内部に配置されている。そのため、水平飛行時のロータの空気抵抗を減らすことができる。よって、水平飛行の性能を向上させることができる。 According to the above aspect, at least one of the left rotor, right rotor, and center rotor is arranged inside the hole of the stator blade. Therefore, the air resistance of the rotor during horizontal flight can be reduced. Therefore, the performance of horizontal flight can be improved.

本発明の好ましい一態様によれば、前記固定翼の前記第１後退翼部分には、少なくとも一つの孔が形成されている。前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、前記孔の内部に配置されている。 According to a preferred aspect of the present invention, at least one hole is formed in the first swept wing portion of the fixed wing. At least one of the left rotor, right rotor, and center rotor is positioned within the bore.

上記態様によれば、左ロータ、右ロータ、および中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、固定翼の第１後退翼部分の孔の内部に配置されている。そのため、水平飛行時のロータの空気抵抗を減らすことができる。また、第１後退翼部分は第２後退翼部分よりも翼面積を確保しやすいので、孔が形成されていても、第１後退翼部分の面積を容易に確保することができる。よって、空気抵抗の減少と翼面積の確保とにより、水平飛行の性能を向上させることができる。 According to the above aspect, at least one of the left rotor, right rotor, and center rotor is positioned within the bore of the first swept wing portion of the fixed wing. Therefore, the air resistance of the rotor during horizontal flight can be reduced. Further, since the first swept back wing portion is easier to secure the wing area than the second swept back wing portion, even if the hole is formed, the area of the first swept back wing portion can be easily secured. Therefore, the performance of horizontal flight can be improved by reducing the air resistance and securing the wing area.

本発明の好ましい一態様によれば、前記航空機は、前記胴体または前記固定翼に固定され、孔が形成されたロータカバーを備えている。前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、前記ロータカバーの前記孔の内部に配置されている。 According to a preferred aspect of the invention, the aircraft includes a rotor cover fixed to the fuselage or the fixed wing and having a hole formed therein. At least one rotor among the left rotor, the right rotor and the center rotor is disposed inside the hole of the rotor cover.

上記態様によれば、左ロータ、右ロータ、および中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、ロータカバーの孔の内部に配置されている。そのため、水平飛行時のロータの空気抵抗を減らすことができる。よって、水平飛行の性能を向上させることができる。 According to the above aspect, at least one of the left rotor, right rotor, and center rotor is arranged inside the hole of the rotor cover. Therefore, the air resistance of the rotor during horizontal flight can be reduced. Therefore, the performance of horizontal flight can be improved.

本発明の好ましい一態様によれば、前記プロペラは、前記固定翼よりも前方に配置されている。前記左ロータおよび前記右ロータは、前記プロペラの回転中心線から左右にずれた位置に配置されている。 According to a preferred aspect of the present invention, the propeller is arranged forward of the fixed wing. The left rotor and the right rotor are arranged at positions shifted left and right from the rotation center line of the propeller.

上記態様によれば、遷移飛行時にはプロペラおよび上記ロータの全てが回転するが、左ロータおよび右ロータはプロペラから左右にずれた位置に配置されているので、プロペラの後方の乱れた流れが左ロータおよび右ロータに悪影響を与えることを抑制することができる。よって、遷移飛行の性能を向上させることができる。 According to the above aspect, the propeller and the rotor all rotate during transition flight, but since the port rotor and the starboard rotor are displaced from the propeller to the left and right, the turbulent flow behind the propeller is displaced from the port rotor. and the right rotor. Therefore, transition flight performance can be improved.

本発明の好ましい一態様によれば、前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータは、前記固定翼の前端よりも後側、かつ、前記固定翼の後端よりも前側に配置されている。 According to a preferred aspect of the present invention, the left rotor, the right rotor, and the central rotor are arranged rearward of front ends of the fixed blades and forward of rear ends of the fixed blades. .

上記態様によれば、航空機の前後長さを抑えることができ、航空機をコンパクト化することができる。 According to the above aspect, the longitudinal length of the aircraft can be reduced, and the aircraft can be made compact.

本発明の好ましい一態様によれば、垂直推力を発生させるロータとして、前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータのみを備えている。 According to a preferred aspect of the present invention, only the left rotor, the right rotor, and the center rotor are provided as rotors that generate vertical thrust.

ロータおよび固定翼を併せ持つ航空機では、垂直上昇の性能を高めるためには、ロータの数は多いほど好ましい。しかし、ロータは水平飛行の際に空気抵抗の増加要因となり、また、重量の増加要因となる。そのため、ロータの数が多いと、水平飛行の性能が低下する傾向がある。水平飛行の性能を高めるためには、ロータの数は少ないほど好ましい。しかし、単にロータの数を減らしただけでは、垂直離着陸のときに機体の安定性を損なうおそれがある。ところが前述したように、本発明に係る航空機では、３つのロータ（すなわち、左ロータ、右ロータ、および中央ロータ）の回転中心同士を結んでなる三角形の内側に、機体重心が配置されている。そのため、垂直離着陸時の機体の安定性を確保しやすい。上記態様によれば、安定性を確保しやすいという特性を活かして、ロータの数を３つにすることとした。これにより、左右に二対以上のロータ（言い換えると、４つ以上のロータ）を備える従来の航空機と比べて、ロータの数が少ないので、水平飛行の性能を向上させることができる。よって、上記態様によれば、垂直離着陸時の機体の安定性を確保しながら、従来よりも水平飛行の性能を向上させることができる。 In an aircraft that has both rotors and fixed wings, a larger number of rotors is preferable in order to improve vertical climb performance. However, the rotor causes an increase in air resistance during horizontal flight, and also causes an increase in weight. Therefore, a large number of rotors tends to degrade level flight performance. In order to improve horizontal flight performance, the smaller the number of rotors, the better. However, simply reducing the number of rotors may impair the stability of the aircraft during vertical takeoff and landing. However, as described above, in the aircraft according to the present invention, the center of gravity is located inside the triangle connecting the centers of rotation of the three rotors (namely, the left rotor, the right rotor, and the center rotor). Therefore, it is easy to ensure the stability of the aircraft during vertical takeoff and landing. According to the above aspect, the number of rotors is set to three, taking advantage of the characteristic that it is easy to ensure stability. As a result, the number of rotors is reduced compared to conventional aircraft having two or more pairs of rotors (in other words, four or more rotors) on the left and right sides, so level flight performance can be improved. Therefore, according to the above-described aspect, it is possible to improve the performance of horizontal flight compared with the conventional one while ensuring the stability of the aircraft during vertical take-off and landing.

本発明の好ましい一態様によれば、前記航空機は、前記固定翼の左右方向の先端に設けられた垂直板を備え、尾翼を備えていない。 According to a preferred aspect of the present invention, the aircraft includes vertical plates provided at the tips of the fixed wings in the left-right direction, and does not include a tail.

尾翼は、垂直飛行時に空気抵抗の要因となり得る。しかし、上記態様によれば、尾翼を備えていないので、垂直飛行の性能を向上させることができる。 The tail can be a factor in air resistance during vertical flight. However, according to the above aspect, since the tail is not provided, the vertical flight performance can be improved.

本発明によれば、左右一対のロータおよび機体中心線上に配置されたロータと、固定翼とを備え、垂直離着陸時の機体の安定性に優れた航空機を提供することができる。 According to the present invention, it is possible to provide an aircraft having a pair of left and right rotors, a rotor arranged on the center line of the aircraft, and fixed wings, and having excellent body stability during vertical takeoff and landing.

本発明の一実施形態に係る航空機の平面図である。1 is a plan view of an aircraft according to an embodiment of the invention; FIG. 上記航空機の正面図である。1 is a front view of the aircraft; FIG. 上記航空機の左側面図である。Figure 2 is a left side view of the aircraft; 他の実施形態に係る航空機の平面図である。FIG. 4 is a plan view of an aircraft according to another embodiment; 他の実施形態に係る航空機の平面図である。FIG. 4 is a plan view of an aircraft according to another embodiment; 他の実施形態に係る航空機の平面図である。FIG. 4 is a plan view of an aircraft according to another embodiment;

以下、図面を参照しながら、本発明の実施の形態について説明する。図１は、本発明の一実施形態に係る航空機１の平面図である。図２は航空機１の正面図であり、図３は航空機１の左側面図である。航空機１は回転翼（ロータ）および固定翼を併せ持つ航空機であり、回転翼を利用した垂直離着陸と、固定翼を利用した水平飛行とが可能に構成されている。本実施形態に係る航空機１は無人機であるが、本発明に係る航空機は有人機であってもよい。 BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a plan view of an aircraft 1 according to one embodiment of the invention. 2 is a front view of the aircraft 1, and FIG. 3 is a left side view of the aircraft 1. FIG. The aircraft 1 is an aircraft having both rotors and fixed wings, and is configured to be capable of vertical take-off and landing using the rotors and horizontal flight using the fixed wings. Although the aircraft 1 according to this embodiment is an unmanned aircraft, the aircraft according to the invention may be a manned aircraft.

図１～図３に示すように、航空機１は、胴体１０と、固定翼２０と、プロペラ４０と、３つのロータ３１，３２，３３と、ロータカバー４５と、エレボン２３と、垂直板２４とを備えている。航空機１はいわゆる無尾翼機であり、水平尾翼および垂直尾翼は備えていない。ただし、本発明に係る航空機は無尾翼機に限定されない。本発明に係る航空機は水平尾翼または垂直尾翼を備えていてもよい。 As shown in FIGS. 1-3, the aircraft 1 includes a fuselage 10, a fixed wing 20, a propeller 40, three rotors 31, 32, 33, a rotor cover 45, an elevon 23, and a vertical plate 24. It has The aircraft 1 is a so-called tailless aircraft and does not have a horizontal stabilizer and a vertical stabilizer. However, aircraft according to the present invention are not limited to tailless aircraft. An aircraft according to the invention may be equipped with a horizontal stabilizer or a vertical stabilizer.

図１において、ＣＬは機体の中心線を表している。ここでは、胴体１０は機体中心線ＣＬ上に配置されているが、特に限定されない。例えば、胴体１０は左右に一対設けられ、左右の胴体１０が機体中心線ＣＬ上になくてもよい。胴体１０の構成は特に限定されない。 In FIG. 1, CL represents the centerline of the fuselage. Although the fuselage 10 is arranged on the fuselage centerline CL here, it is not particularly limited. For example, a pair of fuselages 10 may be provided on the left and right, and the left and right fuselages 10 may not be on the fuselage centerline CL. The configuration of the body 10 is not particularly limited.

プロペラ４０は、胴体１０の先端部に取り付けられている。プロペラ４０は、前方に向かう推力（すなわち、前方推力）を発生させる。本実施形態では、プロペラ４０の数は１つであるが、２つ以上設けられていてもよい。安定性が確保できる限り、プロペラ４０は必ずしも機体中心線ＣＬ上に配置されていなくてもよい。また、プロペラ４０は必ずしも胴体１０に取り付けられていなくてもよい。プロペラ４０は固定翼２０に取り付けられていてもよい。 The propeller 40 is attached to the tip of the fuselage 10 . The propeller 40 generates forward thrust (that is, forward thrust). In this embodiment, the number of propellers 40 is one, but two or more may be provided. As long as stability can be ensured, the propeller 40 does not necessarily have to be arranged on the fuselage centerline CL. Also, the propeller 40 does not necessarily have to be attached to the body 10 . Propeller 40 may be attached to fixed wing 20 .

固定翼２０は後退翼からなっている。すなわち、固定翼２０は、左右方向の中央側から外側に行くに従って後方に向かうように形成されている。なお、本明細書において、左右方向の中央側とは機体中心線ＣＬに近づく側のことであり、左右方向の外側とは機体中心線ＣＬから遠ざかる側のことである。 The fixed wing 20 consists of a swept wing. That is, the fixed wings 20 are formed so as to extend rearward from the center side in the left-right direction toward the outer side. In this specification, the laterally central side refers to the side closer to the body center line CL, and the laterally outer side refers to the side away from the body center line CL.

固定翼２０は１段の後退翼であってもよいが、本実施形態では２段の後退翼からなっている。固定翼２０は、第１後退翼部分２１と第２後退翼部分２２とを有している。第１後退翼部分２１は、機体中心線ＣＬの左右に配置されており、第１の後退角θ１を有している。なお、後退角とは、翼の前縁から翼弦長の１／４の距離にある点を連ねる線が、機体中心線ＣＬに垂直な左右軸線となす角のことである。第２後退翼部分２２は、第１後退翼部分２１の左右方向の外側に配置されており、第１の後退角θ１よりも大きな第２の後退角θ２を有している。 The fixed wing 20 may be a single stage swept wing, but in this embodiment it is composed of a two stage swept wing. The fixed wing 20 has a first swept wing portion 21 and a second swept wing portion 22 . The first swept-back wing portions 21 are arranged on the left and right sides of the fuselage centerline CL and have a first swept-back angle θ1. The sweepback angle is the angle formed by a line connecting points at a distance of 1/4 of the wing chord length from the leading edge of the wing and a horizontal axis perpendicular to the fuselage centerline CL. The second sweepback wing portion 22 is arranged laterally outside the first sweepback wing portion 21 and has a second sweepback angle θ2 that is greater than the first sweepback angle θ1.

第１後退翼部分２１は、翼弦長が一定に形成されている。第２後退翼部分２２は、左右方向の外側に行くほど翼弦長が短くなるように形成されている。ただし、これらは一例に過ぎず、第１後退翼部分２１および第２後退翼部分２２の形状および寸法は特に限定されない。 The first swept back wing portion 21 has a constant chord length. The second swept back wing portion 22 is formed so that the chord length becomes shorter toward the outer side in the left-right direction. However, these are merely examples, and the shape and dimensions of the first swept back portion 21 and the second swept back portion 22 are not particularly limited.

エレボン２３は、補助翼（エルロン）と昇降舵（エレベータ）の役割を兼ね備えた動翼である。エレボン２３は左右に一対設けられており、ここでは左右の第２後退翼部分２２の後側に設けられている。 The elevon 23 is a moving blade that serves both as an aileron and an elevator. A pair of elevons 23 are provided on the left and right, and are provided on the rear sides of the left and right second swept wing portions 22 here.

垂直板２４は、固定翼２０の左右方向の先端に設けられている。詳しくは、左の垂直板２４は左の第２後退翼部分２２の先端に設けられ、右の垂直板２４は右の第２後退翼部分２２の先端に設けられている。ただし、垂直板２４が設けられる箇所は必ずしも固定翼２０の先端でなくてもよい。また、垂直板２４には動翼（ラダー）が備えられていてもよい。 The vertical plate 24 is provided at the tip of the fixed wing 20 in the left-right direction. Specifically, the left vertical plate 24 is provided at the tip of the left second swept wing portion 22 and the right vertical plate 24 is provided at the tip of the right second swept wing portion 22 . However, the location where the vertical plate 24 is provided does not necessarily have to be the tip of the fixed wing 20 . Further, the vertical plate 24 may be provided with rotor blades (rudder).

ロータ３１，３２，３３は、上方に向かう垂直推力を発生させる。ロータ３１は機体中心線ＣＬの左側に配置されている。ロータ３２は機体中心線ＣＬの右側に配置されている。ロータ３３は機体中心線ＣＬ上に配置されている。以下では、ロータ３１、ロータ３２、ロータ３３のことを、それぞれ左ロータ３１、右ロータ３２、中央ロータ３３と呼ぶこととする。左ロータ３１、右ロータ３２、中央ロータ３３の形状および寸法は、互いに異なっていてもよいが、本実施形態では同一である。 The rotors 31, 32, 33 generate upward vertical thrust. The rotor 31 is arranged on the left side of the fuselage centerline CL. The rotor 32 is arranged on the right side of the fuselage centerline CL. The rotor 33 is arranged on the body centerline CL. The rotor 31, the rotor 32, and the rotor 33 are hereinafter referred to as the left rotor 31, the right rotor 32, and the central rotor 33, respectively. The shape and dimensions of the left rotor 31, the right rotor 32, and the central rotor 33 may be different from each other, but are the same in this embodiment.

図１に示すように、固定翼２０には、左右の孔２５，２６が形成されている。ここでは、左の第１固定翼部分２１に孔２５が形成され、右の第１固定翼部分２２に孔２６が形成されている。左ロータ３１は左の孔２５の内部に配置され、右ロータ３２は右の孔２６の内部に配置されている。左ロータ３１および右ロータ３２は、第２後退翼部分２２よりも左右方向の中央側に配置されている。ただし、左右の第２固定翼部分２２に孔２５，２６を形成し、左ロータ３１および右ロータ３２をそれらの孔２５，２６の内部に配置することも可能である。 As shown in FIG. 1, the fixed wing 20 is formed with left and right holes 25 and 26 . Here, a hole 25 is formed in the left first stator wing portion 21 and a hole 26 is formed in the right first stator wing portion 22 . The left rotor 31 is arranged inside the left bore 25 and the right rotor 32 is arranged inside the right bore 26 . The left rotor 31 and the right rotor 32 are arranged closer to the center in the left-right direction than the second swept wing portion 22 . However, it is also possible to form holes 25 and 26 in the left and right second stator wing portions 22 and arrange the left rotor 31 and the right rotor 32 inside those holes 25 and 26 .

図２に示すように、左ロータ３１および右ロータ３２は、第１固定翼部分２１よりも上方および下方に出っ張っておらず、水平飛行の際に空気抵抗が小さくなるように配置されている。本実施形態では、左ロータ３１、右ロータ３２の駆動源は、それぞれ電動モータ３１Ｅ、３２Ｅである。左ロータ３１は電動モータ３１Ｅに連結され、右ロータ３２は電動モータ３２Ｅに連結されている。第１固定翼部分２１の内部には、ビーム３４が配置されている。左の電動モータ３１Ｅは左のビーム３４に支持され、右の電動モータ３２Ｅは右のビーム３４に支持されている。 As shown in FIG. 2, the left rotor 31 and the right rotor 32 do not protrude above or below the first fixed wing portion 21, and are arranged so as to reduce air resistance during level flight. In this embodiment, the driving sources of the left rotor 31 and the right rotor 32 are electric motors 31E and 32E, respectively. The left rotor 31 is connected to the electric motor 31E, and the right rotor 32 is connected to the electric motor 32E. A beam 34 is arranged inside the first stator wing portion 21 . The left electric motor 31E is supported by the left beam 34, and the right electric motor 32E is supported by the right beam 34. As shown in FIG.

孔２５，２６の前後方向の位置は特に限定されないが、ここでは、孔２５，２６の中心は、第１固定翼部分２１の前縁と後縁との間の中間位置よりも前方に位置している。左ロータ３１の回転中心３１ｃおよび右ロータ３２の回転中心３２ｃは、第１固定翼部分２１の前縁と後縁との間の中間位置よりも前方に位置している。 The positions of the holes 25 and 26 in the longitudinal direction are not particularly limited, but here, the centers of the holes 25 and 26 are positioned forward of an intermediate position between the leading edge and the trailing edge of the first fixed wing portion 21. ing. The center of rotation 31c of the left rotor 31 and the center of rotation 32c of the right rotor 32 are located forward of the intermediate position between the leading edge and the trailing edge of the first stator blade portion 21. As shown in FIG.

ロータカバー４５は、胴体１０または固定翼２０に固定されている。ロータカバー４５には、孔４６が形成されている。孔４６の中心は、機体中心線ＣＬ上に位置している。 The rotor cover 45 is fixed to the fuselage 10 or the fixed wing 20 . A hole 46 is formed in the rotor cover 45 . The center of the hole 46 is positioned on the fuselage centerline CL.

中央ロータ３３は、ロータカバー４５の孔４６の内部に配置されている。中央ロータ３３の回転中心線３３ｃは、機体中心線ＣＬ上に位置している。図３に示すように、中央ロータ３３を駆動する電動モータ３３Ｅは、ロータカバー４５の下方に配置されている。しかし、中央ロータ３３は、ロータカバー４５よりも上方および下方に出っ張っておらず、水平飛行の際に空気抵抗が小さくなるように配置されている。図１に示すように、中央ロータ３３の一部および電動モータ３３Ｅは、胴体１０の後方に配置されている。 The central rotor 33 is arranged inside the hole 46 of the rotor cover 45 . A rotation centerline 33c of the central rotor 33 is positioned on the body centerline CL. As shown in FIG. 3, the electric motor 33E that drives the central rotor 33 is arranged below the rotor cover 45. As shown in FIG. However, the central rotor 33 does not protrude above or below the rotor cover 45, and is arranged so as to reduce air resistance during horizontal flight. As shown in FIG. 1, part of the central rotor 33 and the electric motor 33E are arranged behind the fuselage 10 .

図１において、符号ＣＧは航空機１の重心を表している。以下では、航空機１の重心のことを機体重心ＣＧと呼ぶこととする。機体重心ＣＧは機体中心線ＣＬ上に位置している。また、本実施形態に係る航空機１では、機体重心ＣＧは比較的後方に配置されている。機体重心ＣＧは、左ロータ３１の回転中心線３１ｃと右ロータ３２の回転中心線３２ｃと中央ロータ３３の回転中心線３３ｃとを結んでなる三角形５０の内側に配置されている。なお、本実施形態では、回転中心線３１ｃと回転中心線３３ｃとの距離と、回転中心線３２ｃと回転中心線３３ｃとの距離とは等しい。回転中心線３１ｃと回転中心線３２ｃとの距離は、回転中心線３１ｃと回転中心線３３ｃとの距離よりも大きい。三角形５０は二等辺三角形である。ただし、限定される訳ではない。三角形５０は正三角形であってもよい。 In FIG. 1, symbol CG represents the center of gravity of aircraft 1 . Hereinafter, the center of gravity of the aircraft 1 will be referred to as the fuselage center of gravity CG. The fuselage center of gravity CG is located on the fuselage centerline CL. Further, in the aircraft 1 according to this embodiment, the center of gravity CG is arranged relatively rearward. The fuselage center of gravity CG is located inside a triangle 50 connecting the rotation center line 31 c of the left rotor 31 , the rotation center line 32 c of the right rotor 32 , and the rotation center line 33 c of the central rotor 33 . In this embodiment, the distance between the rotation center line 31c and the rotation center line 33c is equal to the distance between the rotation center line 32c and the rotation center line 33c. The distance between the rotation center line 31c and the rotation center line 32c is greater than the distance between the rotation center line 31c and the rotation center line 33c. Triangle 50 is an isosceles triangle. However, it is not limited. Triangle 50 may be an equilateral triangle.

本実施形態では、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３は、第２後退翼部分２２よりも左右方向の中央側に配置されている。また、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３は、固定翼２０の前端２０ｆよりも後側かつ後端２０ｒよりも前側に配置されている。 In this embodiment, the left rotor 31 , right rotor 32 , and center rotor 33 are arranged closer to the center side in the left-right direction than the second swept back wing portion 22 . Further, the left rotor 31, the right rotor 32, and the central rotor 33 are arranged on the rear side of the front end 20f of the fixed blade 20 and on the front side of the rear end 20r.

プロペラ４０は固定翼２０よりも前方に配置されており、機体中心線ＣＬ上に位置している。一方、左ロータ３１は機体中心線ＣＬよりも左側に配置され、右ロータ３２は機体中心線ＣＬよりも右側に配置されている。機体中心線ＣＬはプロペラ４０の回転中心線４０ｃと一致する。よって、左ロータ３１および右ロータ３２は、プロペラ４０の回転中心線４０ｃから左右にずれた位置に配置されている。 The propeller 40 is arranged forward of the fixed wing 20 and positioned on the fuselage centerline CL. On the other hand, the left rotor 31 is arranged on the left side of the fuselage center line CL, and the right rotor 32 is arranged on the right side of the fuselage center line CL. The body centerline CL coincides with the rotation centerline 40 c of the propeller 40 . Therefore, the left rotor 31 and the right rotor 32 are arranged at positions shifted to the left and right from the rotation center line 40 c of the propeller 40 .

以上が航空機１の構成である。次に、航空機１の飛行態様について説明する。航空機１は、離着陸の際には垂直飛行を行う。すなわち、離陸の際には垂直に上昇し、着陸の際には垂直に下降する。また、航空機１は、離陸後に水平飛行が可能である。航空機１は、垂直飛行から水平飛行に移行する際、および、水平飛行から垂直飛行に移行する際には、遷移飛行を行う。 The above is the configuration of the aircraft 1 . Next, flight modes of the aircraft 1 will be described. The aircraft 1 performs vertical flight during takeoff and landing. That is, it ascends vertically during takeoff and descends vertically during landing. Further, the aircraft 1 is capable of horizontal flight after takeoff. The aircraft 1 performs transition flight when transitioning from vertical flight to horizontal flight and when transitioning from horizontal flight to vertical flight.

垂直飛行の際には、プロペラ４０は停止し、左ロータ３１、右ロータ３２，および中央ロータ３３を駆動する。これにより、航空機１に上向きの垂直推力が発生する。そのため、航空機１は垂直上昇および垂直下降が可能となり、垂直離着陸を行うことができる。本実施形態に係る航空機１によれば、機体重心ＣＧは、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３の回転中心線３１ｃ～３３ｃ同士を結んでなる三角形５０の内側に配置されているので、垂直離着陸時の機体の安定性を容易に確保することができる。 In vertical flight, propeller 40 is stationary and drives port rotor 31 , starboard rotor 32 and center rotor 33 . This causes the aircraft 1 to generate an upward vertical thrust. Therefore, the aircraft 1 is capable of vertical ascent and vertical descent, and can perform vertical takeoff and landing. According to the aircraft 1 according to this embodiment, the center of gravity CG is located inside the triangle 50 connecting the rotation center lines 31c to 33c of the left rotor 31, the right rotor 32, and the center rotor 33. , the stability of the aircraft during vertical take-off and landing can be easily ensured.

航空機１は、空中で静止するホバリング飛行も可能である。ホバリング飛行では、プロペラ４０は停止し、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３は駆動する。空中で静止するホバリング飛行では、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３により、航空機１の自重と釣り合う上向きの垂直推力を発生させる。これにより、航空機１を空中で静止させることができる。 The aircraft 1 is also capable of hovering flight stationary in the air. In hovering flight, the propeller 40 is stopped and the left rotor 31, right rotor 32 and center rotor 33 are driven. In hovering flight stationary in the air, the left rotor 31 , right rotor 32 and center rotor 33 generate an upward vertical thrust that balances the weight of the aircraft 1 . This allows the aircraft 1 to be stationary in the air.

遷移飛行の際には、プロペラ４０、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３の全てを駆動する。垂直上昇中またはホバリング中にプロペラ４０の回転を開始すると、航空機１は前方への飛行を開始する。航空機１が前方に飛行すると、固定翼２０により揚力が発生する。固定翼２０による揚力は、航空機１の水平方向の対気速度が大きくなるほど大きくなる。そのため、遷移飛行では、水平方向の対気速度の上昇に伴い、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３の回転速度を小さくする。そして、固定翼２０による揚力が航空機１の自重と釣り合う程度まで大きくなると、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３の回転を停止し、遷移飛行を終了し、水平飛行に移行する。 During transition flight, propeller 40, port rotor 31, starboard rotor 32, and center rotor 33 are all driven. When the propellers 40 begin to rotate during vertical climb or hover, the aircraft 1 begins to fly forward. When the aircraft 1 flies forward, lift is generated by the fixed wings 20 . The lift force by the fixed wing 20 increases as the horizontal airspeed of the aircraft 1 increases. Therefore, in transition flight, the rotation speeds of the left rotor 31, the right rotor 32, and the center rotor 33 are reduced as the horizontal airspeed increases. Then, when the lift force by the fixed wings 20 becomes large enough to balance the weight of the aircraft 1, the rotation of the left rotor 31, the right rotor 32, and the center rotor 33 is stopped, the transition flight ends, and the aircraft shifts to horizontal flight.

水平飛行では、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３は停止し、プロペラ４０を駆動する。その結果、航空機１は、プロペラ４０および固定翼２０を利用した水平飛行を行うことになる。 In level flight, port rotor 31 , starboard rotor 32 and center rotor 33 are stationary and drive propeller 40 . As a result, the aircraft 1 performs horizontal flight using the propeller 40 and the fixed wings 20 .

なお、水平飛行からホバリング飛行または垂直飛行に移行する際には、上述の動作と逆の遷移飛行が行われる。 Note that when transitioning from horizontal flight to hovering flight or vertical flight, a transitional flight opposite to the above operation is performed.

以上のように、本実施形態に係る航空機１によれば、固定翼２０およびロータ３１～３３を併せ持っている。ロータ３１～３３により垂直離着陸が可能であるので、滑走路が不要である。また、固定翼２０による水平飛行が可能であるので、比較的速い速度で飛行することができ、また、航続距離を長くすることができる。 As described above, the aircraft 1 according to this embodiment has both the fixed wing 20 and the rotors 31-33. Since the rotors 31-33 enable vertical take-off and landing, no runway is required. In addition, since the fixed wing 20 enables horizontal flight, it is possible to fly at a relatively high speed and to extend the cruising distance.

ところで、本実施形態に係る航空機１によれば、左右一対のロータ（すなわち、左ロータ３１および右ロータ３２）に加えて、機体中心線ＣＬ上に配置された中央ロータ３３を備えている。全てのロータが左右に対となって配置された従来の航空機とは、構成が異なっている。そのため、従来と同様の機体構成では、垂直離着陸時の安定性が懸念される。しかし、本実施形態に係る航空機１によれば、固定翼２０が後退翼からなっているので、機体重心ＣＧを比較的後方に位置付けることができる。固定翼２０を後退翼とすることにより、機体重心ＣＧを左ロータ３１の回転中心３１ｃと右ロータ３２の回転中心３２ｃと中央ロータ３３の回転中心３３ｃとを結んでなる三角形５０の内側に配置することとした。そのため、本実施形態に係る航空機１によれば、機体中心線ＣＬ上に配置された中央ロータ３３を備えつつ、垂直離着陸時の機体の安定性を確保しやすい。したがって、本実施形態によれば、左右一対のロータ３１，３２と、機体中心線ＣＬ上に配置されたロータ３３と、固定翼２０とを備えながら、垂直離着陸時の機体の安定性に優れた航空機１を実現することができる。 By the way, according to the aircraft 1 according to the present embodiment, in addition to the pair of right and left rotors (that is, the left rotor 31 and the right rotor 32), the center rotor 33 is arranged on the fuselage centerline CL. The configuration differs from conventional aircraft in which all rotors are arranged in pairs on the left and right. Therefore, there is concern about the stability during vertical takeoff and landing with the same airframe configuration as before. However, according to the aircraft 1 according to the present embodiment, the fixed wings 20 are swept wings, so the center of gravity CG can be positioned relatively rearward. By setting the fixed wing 20 as a swept wing, the center of gravity CG of the fuselage is arranged inside a triangle 50 connecting the rotation center 31c of the left rotor 31, the rotation center 32c of the right rotor 32, and the rotation center 33c of the central rotor 33. I decided to Therefore, according to the aircraft 1 according to the present embodiment, it is easy to ensure the stability of the aircraft during vertical takeoff and landing while including the central rotor 33 arranged on the aircraft centerline CL. Therefore, according to this embodiment, while the pair of right and left rotors 31 and 32, the rotor 33 arranged on the fuselage center line CL, and the fixed wings 20 are provided, the fuselage has excellent stability during vertical takeoff and landing. Aircraft 1 can be realized.

また、本実施形態に係る航空機１によれば、固定翼２０は、第１の後退角θ１を有する第１後退翼部分２１と、第２の後退角θ２を有する第２後退翼部分２２を備えた２段の後退翼からなっている。そのため、固定翼２０が第１の後退角θ１を有する１段の後退翼から構成されている場合に比べて、機体重心ＣＧを後方に配置しやすい。よって、機体重心ＣＧを前記三角形５０の内側に無理なく配置することができる。したがって、垂直離着陸時の機体の安定性を容易に確保することができる。 Further, according to the aircraft 1 according to the present embodiment, the fixed wing 20 includes the first swept wing portion 21 having the first swept angle θ1 and the second swept wing portion 22 having the second swept angle θ2. It consists of two stages of swept wings. Therefore, compared with the case where the fixed wing 20 is composed of a single-stage swept wing having the first swept angle θ1, the center of gravity CG of the fuselage can be easily positioned rearward. Therefore, the center of gravity CG of the aircraft can be arranged inside the triangle 50 without difficulty. Therefore, it is possible to easily ensure the stability of the aircraft during vertical takeoff and landing.

また、本実施形態に係る航空機１によれば、エレボン２３は第２後退翼部分２２に設けられているが、ロータ３１～３３は第２後退翼部分２２よりも左右方向の中央側に配置されている。ロータ３１～３３はエレボン２３の前方にはなく、エレボン２３に対して左右方向にずれた位置に配置されている。そのため、航空機１が前進しているときに、前方からエレボン２３に向かう気流がロータ３１～３３によって乱されることを防止することができる。よって、水平飛行の性能を向上させることができる。 Further, according to the aircraft 1 according to the present embodiment, the elevon 23 is provided on the second swept-back wing portion 22, but the rotors 31 to 33 are arranged on the center side in the left-right direction of the second swept-back wing portion 22. ing. The rotors 31 to 33 are arranged not in front of the elevon 23 but at positions shifted in the lateral direction with respect to the elevon 23 . Therefore, it is possible to prevent the rotors 31 to 33 from disturbing the airflow directed toward the elevon 23 from the front when the aircraft 1 is moving forward. Therefore, the performance of horizontal flight can be improved.

左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３は、垂直飛行時に垂直推力を発生させるものであるが、水平飛行時には回転を停止する。左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３は、水平飛行時に空気抵抗の増加要因となり得る。しかし、本実施形態に係る航空機１によれば、固定翼２０に孔２５および２６が形成され、左ロータ３１および右ロータ３２は、それぞれ孔２５および２６の内部に配置されている。また、航空機１は孔４６が形成されたロータカバー４５を備え、中央ロータ３３はロータカバー４５の孔４６の内部に配置されている。固定翼２０は左ロータ３１および右ロータ３２の空気抵抗を低減し、ロータカバー４５は中央ロータ３３の空気抵抗を低減する役割を果たす。よって、本実施形態に係る航空機１によれば、水平飛行時のロータ３１～３３の空気抵抗を減らすことができ、水平飛行の性能を向上させることができる。 The left rotor 31, right rotor 32, and center rotor 33 generate vertical thrust during vertical flight, but stop rotating during horizontal flight. The left rotor 31, the right rotor 32, and the center rotor 33 can be factors that increase air resistance during level flight. However, according to the aircraft 1 according to this embodiment, the holes 25 and 26 are formed in the fixed wing 20, and the left rotor 31 and the right rotor 32 are arranged inside the holes 25 and 26, respectively. The aircraft 1 also has a rotor cover 45 with a hole 46 formed therein, and the central rotor 33 is arranged inside the hole 46 of the rotor cover 45 . The fixed wings 20 reduce the air resistance of the left rotor 31 and the right rotor 32 , and the rotor cover 45 reduces the air resistance of the central rotor 33 . Therefore, according to the aircraft 1 according to the present embodiment, the air resistance of the rotors 31 to 33 during level flight can be reduced, and level flight performance can be improved.

一般的に、固定翼２０には、翼端に近いほど翼弦長が短くなる傾向がある。翼端に近い部分ほど、翼面積を確保しにくい。本実施形態では、孔２５および２６は、固定翼２０のうちの第１後退翼部分２１に形成されている。すなわち、孔２５および２６は、固定翼２０のうち、翼面積を確保しやすい部分に形成されている。よって、孔２５および２６が形成されているにも拘わらず、第１後退翼部分２１の面積を確保することができる。よって、上述の空気抵抗の減少の効果と翼面積を確保できるという効果とにより、水平飛行の性能を向上させることができる。なお、本実施形態では、孔２５，２６がないと仮定した場合の第１後退翼部分２１の翼面積は、第２後退翼部分２２の翼面積よりも大きい。ただし、第１後退翼部分２１の実際の翼面積（すなわち、孔２５，２６を除いた部分の翼面積）が、第２後退翼部分２２の翼面積よりも大きくてもよい。 In general, the fixed wing 20 tends to have a shorter wing chord length closer to the wing tip. It is difficult to secure a wing area in a portion closer to the tip of the wing. In this embodiment, holes 25 and 26 are formed in first swept wing portion 21 of fixed wing 20 . That is, the holes 25 and 26 are formed in portions of the fixed blade 20 where it is easy to secure the blade area. Therefore, even though the holes 25 and 26 are formed, the area of the first swept-back wing portion 21 can be secured. Therefore, the effect of reducing the air resistance and the effect of securing the wing area can improve the performance of horizontal flight. In this embodiment, the wing area of the first swept back wing portion 21 is larger than the wing area of the second swept back wing portion 22 assuming that there are no holes 25 and 26 . However, the actual wing area of the first swept back wing portion 21 (that is, the wing area excluding the holes 25 and 26) may be larger than the wing area of the second swept back wing portion 22.

本実施形態に係る航空機１によれば、遷移飛行時には、プロペラ４０およびロータ３１～３３の全てが回転する。しかし、プロペラ４０は固定翼２０よりも前方に配置され、左ロータ２１および右ロータ２２は、プロペラ４０の回転中心線４０ｃから左右にずれた位置に配置されている。そのため、遷移飛行時に、プロペラ４０の後方の乱れた気流が左ロータ３１および右ロータ２２に悪影響を与えることを抑制することができる。よって、遷移飛行の性能を向上させることができる。 According to the aircraft 1 according to this embodiment, the propeller 40 and all of the rotors 31 to 33 rotate during transition flight. However, the propeller 40 is arranged forward of the fixed wing 20 , and the left rotor 21 and the right rotor 22 are arranged at positions shifted to the left and right from the rotation centerline 40 c of the propeller 40 . Therefore, it is possible to prevent the turbulent airflow behind the propeller 40 from adversely affecting the left rotor 31 and the right rotor 22 during transition flight. Therefore, transition flight performance can be improved.

ロータ３１～３３の配置は特に限定されないが、本実施形態では、ロータ３１～３３は、固定翼２０の前端２０ｆよりも後側、かつ、後端２０ｒよりも前側に配置されている。これにより、航空機１の前後長さを抑えることができ、航空機１をコンパクト化することができる。 The arrangement of the rotors 31 to 33 is not particularly limited, but in the present embodiment, the rotors 31 to 33 are arranged rearward of the front end 20f of the fixed blade 20 and forward of the rearward end 20r. As a result, the longitudinal length of the aircraft 1 can be suppressed, and the aircraft 1 can be made compact.

本実施形態では、ロータ３１～３３の数は３つである。本実施形態に係る航空機１は、垂直推力を発生させるロータとして、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３のみを備えている。水平飛行の性能を高めるためには、ロータの数は少ないほど好ましい。しかし、単にロータの数を減らしただけでは、垂直離着陸のときに機体の安定性を損なうおそれがある。ところが前述したように、本実施形態に係る航空機１では、３つのロータ３１～３３の回転中心線３１ｃ～３３ｃ同士を結んでなる三角形５０の内側に、機体重心ＣＧが配置されている。そのため、垂直離着陸時の機体の安定性を確保しやすい。本実施形態に係る航空機１では、安定性を確保しやすいという上記特性を活かして、ロータの数を３つにすることとした。これにより、左右に二対以上のロータ（言い換えると、合計４つ以上のロータ）を備える従来の航空機と比べて、ロータの数が少ないので、水平飛行の性能を向上させることができる。よって、本実施形態に係る航空機１によれば、垂直離着陸時の機体の安定性を確保しながら、従来よりも水平飛行の性能を向上させることができる。 In this embodiment, the number of rotors 31-33 is three. The aircraft 1 according to this embodiment includes only a left rotor 31, a right rotor 32, and a central rotor 33 as rotors that generate vertical thrust. In order to improve horizontal flight performance, the smaller the number of rotors, the better. However, simply reducing the number of rotors may impair the stability of the aircraft during vertical takeoff and landing. However, as described above, in the aircraft 1 according to this embodiment, the center of gravity CG is arranged inside the triangle 50 connecting the rotation center lines 31c-33c of the three rotors 31-33. Therefore, it is easy to ensure the stability of the aircraft during vertical takeoff and landing. In the aircraft 1 according to the present embodiment, the number of rotors is set to three, taking advantage of the above-mentioned characteristic that it is easy to ensure stability. As a result, the number of rotors is reduced compared to a conventional aircraft having two or more pairs of rotors on the left and right (in other words, a total of four or more rotors), so level flight performance can be improved. Therefore, according to the aircraft 1 according to the present embodiment, it is possible to improve the performance of horizontal flight compared to the conventional one while ensuring the stability of the aircraft during vertical take-off and landing.

また、本実施形態に係る航空機１は、固定翼２０の先端に設けられた垂直板２４を備えているが、尾翼は備えていない。水平尾翼および垂直尾翼のいずれも備えていない。航空機１は水平飛行だけでなく垂直飛行も可能であるが、尾翼（特に水平尾翼）は垂直飛行時に空気抵抗の要因となり得る。しかし、本実施形態に係る航空機１によれば、尾翼を備えていないので、垂直飛行の性能も向上させることができる。 Further, the aircraft 1 according to this embodiment includes the vertical plate 24 provided at the tip of the fixed wing 20, but does not include a tail. It has neither horizontal nor vertical stabilizers. The aircraft 1 is capable of not only horizontal flight but also vertical flight, but the tail (particularly horizontal tail) can cause air resistance during vertical flight. However, according to the aircraft 1 according to this embodiment, since it does not have a tail, it is possible to improve vertical flight performance.

なお、前述の飛行態様の説明では、航空機１は垂直離着陸を行うこととしたが、航空機１の離着陸は垂直離着陸（Vertical Takeoff and Landing; VTOL）に限定されない。離着陸の際にもプロペラ４０を回転させることにより、短距離離着陸（Short Takeoff and Landing; STOL）も可能である。 Note that in the above description of the flight mode, the aircraft 1 takes off and lands vertically, but the takeoff and landing of the aircraft 1 is not limited to vertical takeoff and landing (VTOL). Short takeoff and landing (STOL) is also possible by rotating the propeller 40 during takeoff and landing.

以上、本発明の一実施形態について説明したが、前記実施形態は一例に過ぎない。他にも様々な実施形態が可能である。次に、他の実施形態の例について簡単に説明する。 Although one embodiment of the present invention has been described above, the embodiment is merely an example. Various other embodiments are possible. Next, examples of other embodiments will be briefly described.

前記実施形態では、中央ロータ３３の周囲を覆うロータカバー４５を備えているが、図４に示すように、ロータカバー４５はなくてもよい。 In the above embodiment, the rotor cover 45 is provided to cover the periphery of the central rotor 33, but as shown in FIG. 4, the rotor cover 45 may be omitted.

また、図５に示すように、左ロータ３１および右ロータ３２は、必ずしも固定翼２０の孔２５，２６の内部に配置されていなくてもよい。図５に示すように、固定翼２０に孔２５，２６が形成されていなくてもよい。左ロータ３１および右ロータ３２は、固定翼２０の前方に配置されていてもよい。 Further, as shown in FIG. 5, the left rotor 31 and the right rotor 32 do not necessarily have to be arranged inside the holes 25 and 26 of the fixed wing 20 . As shown in FIG. 5 , the holes 25 and 26 may not be formed in the fixed wing 20 . The left rotor 31 and the right rotor 32 may be arranged forward of the fixed wing 20 .

前記実施形態では、中央ロータ３３は、左ロータ３１および右ロータ３２よりも後方に配置されている。一方、図６に示すように、中央ロータ３３は、左ロータ３１および右ロータ３２よりも前方に配置されていてもよい。図６に示す実施形態では、固定翼２０の第１後退翼部分２１に孔２７が形成され、中央ロータ３３は孔２７の内部に配置されている。左ロータ３１および右ロータ３２は、固定翼２０の後方に配置されている。なお、孔４６が形成されたロータカバー４５を固定翼２０の後側の左右にそれぞれ設け、左右のロータカバー４５の孔４６の内部に、それぞれ左ロータ３１および右ロータ３２を配置してもよい。 In the above embodiment, the central rotor 33 is arranged behind the left rotor 31 and the right rotor 32 . On the other hand, as shown in FIG. 6 , the central rotor 33 may be arranged forward of the left rotor 31 and the right rotor 32 . In the embodiment shown in FIG. 6 , a hole 27 is formed in the first swept-back portion 21 of the fixed wing 20 and the central rotor 33 is arranged inside the hole 27 . The left rotor 31 and the right rotor 32 are arranged behind the fixed wing 20 . Alternatively, rotor covers 45 having holes 46 formed therein may be provided on the left and right rear sides of the fixed blade 20, respectively, and the left rotor 31 and the right rotor 32 may be arranged inside the holes 46 of the left and right rotor covers 45, respectively. .

前記各実施形態において、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３の形状および寸法は同じであってもよく、異なっていてもよい。 In each of the above embodiments, the shape and dimensions of the left rotor 31, right rotor 32, and central rotor 33 may be the same or different.

前記各実施形態では、ロータの数は３つであるが、航空機１は４つ以上のロータを備えていてもよい。すなわち、航空機１は、左ロータ３１、右ロータ３２、および中央ロータ３３の他に、垂直推力を発生させる他のロータを備えていてもよい。 Although the number of rotors is three in each of the above embodiments, the aircraft 1 may have four or more rotors. That is, the aircraft 1 may have other rotors that generate vertical thrust besides the left rotor 31, the right rotor 32, and the central rotor 33.

前記各実施形態において、固定翼２０は２段の後退翼からなっているが、固定翼２０は１段の後退翼からなっていてもよい。また、固定翼２０は、３段以上の後退翼からなっていてもよい。前記各実施形態において、固定翼２０の前縁および後縁は、直線状に延びている。しかし、固定翼２０の前縁および後縁は、曲線状に延びていてもよい。 In each of the above embodiments, the fixed wing 20 consists of two stages of swept wing, but the fixed wing 20 may consist of one stage of swept wing. Further, the fixed wing 20 may be composed of three or more stages of swept wing. In each of the above embodiments, the leading edge and trailing edge of the fixed wing 20 extend linearly. However, the leading edge and trailing edge of the fixed wing 20 may extend curvedly.

前記各実施形態において、エレボン２３は第２後退翼部分２２に設けられているが、第１後退翼部分２１に設けられていてもよい。 Although the elevons 23 are provided on the second swept-back wing portion 22 in each of the above-described embodiments, they may be provided on the first swept-back wing portion 21 .

前記各実施形態において、左ロータ３１および右ロータ３２は、プロペラ４０の回転中心線４０ｃから左右にずれた位置に配置されている。詳しくは、回転中の左ロータ３１の全体および右ロータ３２の全体が、プロペラ４０の回転中心線４０ｃと交差しないようになっている。しかし、プロペラ４０が複数設けられている場合に、左ロータ３１および右ロータ３２は、いずれかのプロペラ４０の回転中心線４０ｃ上に配置されていてもよい。すなわち、回転中の左ロータ３１の一部および右ロータ３２の一部が、いずれかのプロペラ４０の回転中心線４０ｃと交差するようになっていてもよい。 In each of the above-described embodiments, the left rotor 31 and the right rotor 32 are arranged at positions shifted left and right from the rotation center line 40 c of the propeller 40 . Specifically, the entire left rotor 31 and the entire right rotor 32 during rotation do not intersect the rotation center line 40 c of the propeller 40 . However, when a plurality of propellers 40 are provided, the left rotor 31 and the right rotor 32 may be arranged on the rotation centerline 40c of one of the propellers 40 . That is, a portion of the rotating left rotor 31 and a portion of the right rotor 32 may intersect the rotation center line 40 c of any propeller 40 .

前記各実施形態において、中央ロータ３３は、固定翼２０の前端２０ｆよりも後側かつ後端２０ｒよりも前側に配置されている。しかし、中央ロータ３３の少なくとも一部は、固定翼２０の前端２０ｆよりも前側、または、後端２０ｒよりも後側に配置されていてもよい。また、左ロータ３１および右ロータ３２の少なくとも一部は、固定翼２０の前端２０ｆよりも前側、または、後端２０ｒよりも後側に配置されていてもよい。 In each of the above-described embodiments, the central rotor 33 is arranged rearward of the front end 20f of the fixed blade 20 and forward of the rear end 20r. However, at least part of the central rotor 33 may be arranged forward of the front end 20f of the fixed wing 20 or rearward of the rear end 20r. At least a part of the left rotor 31 and the right rotor 32 may be arranged forward of the front end 20f of the fixed wing 20 or rearward of the rear end 20r.

１…航空機、１０…胴体、２０…固定翼、２１…第１後退翼部分、２２…第２後退翼部分、２３…エレボン、２４…垂直板、２５…孔、２６…孔、３１…左ロータ、３１ｃ…左ロータの回転中心線、３２…右ロータ、３２ｃ…右ロータの回転中心線、３３…中央ロータ、３３ｃ…中央ロータの回転中心線、４０…プロペラ、４０ｃ…プロペラの回転中心線、４５…ロータカバー、４６…孔、５０…左ロータの回転中心線と右ロータの回転中心線と中央ロータの回転中心線とを結んでなる三角形 Reference Signs List 1 aircraft 10 fuselage 20 fixed wing 21 first swept wing portion 22 second swept wing portion 23 elevon 24 vertical plate 25 hole 26 hole 31 left rotor , 31c... Rotational center line of left rotor, 32... Right rotor, 32c... Rotational center line of right rotor, 33... Central rotor, 33c... Rotational center line of central rotor, 40... Propeller, 40c... Rotational center line of propeller, 45 Rotor cover 46 Hole 50 Triangle formed by connecting the rotation center line of the left rotor, the rotation center line of the right rotor and the rotation center line of the central rotor

Claims (9)

胴体と、
前記胴体に固定された固定翼と、
それぞれ前記胴体または前記固定翼に取り付けられ、垂直推力を発生させる少なくとも３つのロータと、
前記胴体または前記固定翼に取り付けられ、前方推力を発生させるプロペラと、を備え、
前記ロータには、機体中心線の左側に配置された左ロータと、機体中心線の右側に配置された右ロータと、機体中心線上に配置された中央ロータとが含まれ、
前記固定翼は後退翼からなり、
前記左ロータの回転中心線と前記右ロータの回転中心線と前記中央ロータの回転中心線とを結んでなる三角形の内側に、機体重心が配置され、
前記固定翼は、機体中心線の左右に配置されかつ第１の後退角を有する第１後退翼部分と、前記第１後退翼部分の左右方向の外側に配置されかつ前記第１の後退角よりも大きな第２の後退角を有する第２後退翼部分と、を有している、航空機。 torso and
fixed wings fixed to the fuselage;
at least three rotors each attached to the fuselage or the fixed wing to generate vertical thrust;
a propeller attached to the fuselage or the fixed wing to generate forward thrust;
The rotors include a left rotor positioned to the left of the fuselage centerline, a right rotor positioned to the right of the fuselage centerline, and a center rotor positioned on the fuselage centerline,
The fixed wing consists of a swept wing,
The center of gravity of the fuselage is arranged inside a triangle formed by connecting the rotation center line of the left rotor, the rotation center line of the right rotor, and the rotation center line of the central rotor ,
The fixed wing includes a first swept-back wing portion disposed to the left and right of the fuselage centerline and having a first swept-back angle; and a second swept wing portion having a second swept angle that is also greater . 前記左ロータと前記右ロータと前記中央ロータとは、前記第２後退翼部分よりも左右方向の中央側に配置され、
前記固定翼の前記第２後退翼部分に設けられたエレボンを備えている、請求項１に記載の航空機。 the left rotor, the right rotor, and the central rotor are arranged on the center side in the left-right direction with respect to the second swept-back wing portion;
2. The aircraft of claim 1 , comprising an elevon on said second swept wing portion of said fixed wing. 前記固定翼には、少なくとも一つの孔が形成され、
前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、前記孔の内部に配置されている、請求項１または２に記載の航空機。 At least one hole is formed in the fixed wing,
3. An aircraft according to claim 1 or 2 , wherein at least one of said port rotor, said starboard rotor and said center rotor is positioned within said bore. 前記固定翼の前記第１後退翼部分には、少なくとも一つの孔が形成され、
前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、前記孔の内部に配置されている、請求項１または２に記載の航空機。 at least one hole is formed in the first swept wing portion of the fixed wing;
3. An aircraft according to claim 1 or 2 , wherein at least one of said port rotor, said starboard rotor and said center rotor is positioned within said bore. 前記胴体または前記固定翼に固定され、孔が形成されたロータカバーを備え、
前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータのうち少なくとも一つのロータは、前記ロータカバーの前記孔の内部に配置されている、請求項１～４のいずれか一つに記載の航空機。 A rotor cover fixed to the fuselage or the fixed wing and having a hole formed therein,
An aircraft according to any one of claims 1 to 4 , wherein at least one rotor of the port rotor, the starboard rotor and the center rotor is arranged inside the hole in the rotor cover. 前記プロペラは、前記固定翼よりも前方に配置され、
前記左ロータおよび前記右ロータは、前記プロペラの回転中心線から左右にずれた位置に配置されている、請求項１～５のいずれか一つに記載の航空機。 The propeller is arranged forward of the fixed wing,
The aircraft according to any one of claims 1 to 5 , wherein the port rotor and the starboard rotor are arranged at positions laterally offset from the rotation centerline of the propeller. 前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータは、前記固定翼の前端よりも後側、かつ、前記固定翼の後端よりも前側に配置されている、請求項１～６のいずれか一つに記載の航空機。 The left rotor, the right rotor, and the central rotor are arranged rearward of front ends of the fixed blades and forward of rear ends of the fixed blades, according to any one of claims 1 to 6 . The aircraft described in 垂直推力を発生させるロータとして、前記左ロータ、前記右ロータ、および前記中央ロータのみを備えている、請求項１～７のいずれか一つに記載の航空機。 An aircraft according to any one of the preceding claims, comprising only the port rotor, the starboard rotor and the central rotor as rotors generating vertical thrust. 前記固定翼の左右方向の先端に設けられた垂直板を備え、
尾翼を備えていない、請求項１～８のいずれか一つに記載の航空機。 A vertical plate provided at the tip of the fixed wing in the left-right direction,
An aircraft according to any one of claims 1 to 8 , comprising no tail.
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