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WO2006006311A1 - 急速風量発生風向変更装置及びそれを機体側面に取り付けた航空機 - Google Patents

急速風量発生風向変更装置及びそれを機体側面に取り付けた航空機 Download PDF

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WO2006006311A1
WO2006006311A1 PCT/JP2005/009731 JP2005009731W WO2006006311A1 WO 2006006311 A1 WO2006006311 A1 WO 2006006311A1 JP 2005009731 W JP2005009731 W JP 2005009731W WO 2006006311 A1 WO2006006311 A1 WO 2006006311A1
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WO
WIPO (PCT)
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blade
aircraft
shroud
patent document
rotor
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/JP2005/009731
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English (en)
French (fr)
Inventor
Kaidou Ikeda
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Individual
Original Assignee
Individual
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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Publication date
Application filed by Individual filed Critical Individual
Priority to US11/631,416 priority Critical patent/US20070221779A1/en
Priority to EP05743874A priority patent/EP1775214A1/en
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Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/001—Shrouded propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D25/00—Pumping installations or systems
    • F04D25/02—Units comprising pumps and their driving means
    • F04D25/06—Units comprising pumps and their driving means the pump being electrically driven
    • F04D25/0606—Units comprising pumps and their driving means the pump being electrically driven the electric motor being specially adapted for integration in the pump
    • F04D25/066—Linear Motors

Definitions

  • the present invention relates to the driving principle of a linear motor that can freely change the air volume in the generation of the driving force of the rotor blades of a propeller and fan (hereinafter referred to as propeller) and the change in the blowing direction.
  • Rapid change of wind direction that can quickly and accurately change the wind direction of a rotor blade with a shroud (hereinafter referred to as a rotor blade with a shroud that has a linear motor drive principle) at 360 ° around one axis.
  • Rapid airflow generation that is installed on the device and integrated
  • the airflow direction change devices are installed in multiple units so as to be fixed to the side or side wall of the aircraft, and the airflow and direction of each rapid airflow generation change device are controlled to allow personnel in the air.
  • ⁇ Carrying a much larger number of cargo passengers on-site using the same rotor as a helicopter or flying platform And aims to achieve energy saving a freely flying and safe operation, per force also a method for the realization of aircraft that can fulfill the role of the ferry in the air.
  • a conventional helicopter with an open wing tip is composed of a main rotor that rotates substantially horizontally, a blade that moves forward (hereinafter referred to as a forward side or ascending), and a blade that faces backward (hereinafter referred to as a backward side).
  • the feathering shaft and the feathering hinge are indispensable because it is necessary to generate a component force to move forward by changing. However, it is estimated that the flapping hinge and the dragging hinge are unnecessary. Also, in Example 2, lift imbalance can be offset by multiple rotors, and forward / backward movement and left / right movement are possible by the difference in the lifts of each rotor. It can be estimated that flight is possible without all the vulnerable hinges. In Patent Document 14, since the lower surface is covered with a rudder and there is no direct contact with outside air during forward movement, at least the difference in air speed between the forward side and the backward side of the lower surface of the rotor need not be considered.
  • roller or blade tip connected to the outer end of each rotation or the guide of the fixed ring guide and the pipe of the ring-shaped member are always used. If the time axis is occupied and the rotating shaft is the first support point, it is essential that it can be securely held as the second support point.
  • Patent Document 10 conversely increases the lift at the tip of the wing by significantly increasing the wing tip width.
  • Patent Document 10 disclose hinges.
  • Patent Document 4 Patent Document 5, Patent Document 9, Patent Document 15, and Non-Patent Document 1 have fixed wings that generate most of the lift during cruising, and have rotor blades such as propellers during takeoff and landing. This is a vertical take-off and landing aircraft that flies with the lifting force and thrust during cruise, and with regard to driving, Patent Document 5, Patent Document 9, Patent Document 15, and Non-Patent Document 1 are all rotating rotor blades such as propellers. Power is applied to the central axis of the motor, and in Patent Document 4, the driving force and propulsive force are obtained by the explosive combustion of jet fuel in the combustion chamber at the center of the fan rotation, and the rotating blades such as propellers are driven. However, enormous energy is consumed to drive them.
  • Patent Document 1 Patent Document 3, Patent Document 6, and Patent Document 11 are conventional methods for connecting power to a central axis of rotation of a rotor blade such as a propeller while consuming enormous energy. Stop the system and rotate the rotor blades such as propellers by applying the linear motor drive principle near the blade tip of the rotor blades that can obtain efficient torque (rotation moment, torsional couple) with minimum energy A mechanism of a rotor blade with a shroud was proposed. The driving force of a rotor blade with a shroud that has a linear motor drive principle is near the blade tip of the rotor blade.
  • Patent Document 11 does not consider the expansion and contraction of the blades constituting the rotor blades such as propellers, and Patent Document 6 does not consider the expansion and contraction of the blade by considering only two of the centrifugal force and the temperature change.
  • Patent Document 3 has an electromechanical mechanism that can cope with large expansion and contraction of the blade during the blade thickness, but has a portion that is vulnerable to rapid changes in the blowing direction.
  • Patent Document 1 describes the characteristics of a rotor blade with a shroud having a linear motor driving principle that has an advantageous effect as the diameter is larger, so that the advantageous effect can be maximized in the middle of the blade.
  • Patent Document 2 Patent Document 5, Patent Document 9, Patent Document 13, Patent Document 15, and Non-Patent Document 1 are systems that tilt around one axis on the vertical plane. It is performed by a motor, a gear device, a planetary gear device, a rack and pinion device, a hydraulic device, a rack and pinion type cylinder device and a rapid wind direction changing device.
  • a tilt of 90 ° requires 129 to 60 seconds, and even a fast one has a speed of several seconds, usually exceeding 1 minute. It is.
  • Patent Document 4 a two-axis tilt mechanism is realized by a rack-pion type cylinder device.
  • a large force is required.
  • the tiltable angle range of the rack pion type cylinder device is based on the structure with cylinders. Because it is a limited finite, the tilt direction may be limited, and it is difficult to be free although it is biaxial, and the wake from the fan engine is extremely hot and long, so the aircraft Even if the side is protected by a shielding plate, it is not possible to carry it in the direction in which the rearward strikes the aircraft, because it is extremely dangerous and has great limitations.
  • the present invention places emphasis on being able to carry out mass transportation, free flight, and safe operation with energy saving.
  • the shape of claim 2 of the claims of the present invention is the figure of Patent Document 12.
  • 6, Fig. 7 and Fig. 9 have a ducted rotor with a duct around the rotor and are arranged on the side of the aircraft, so the external shapes are very similar to each other.
  • the driving power supply source in Patent Document 12 is also the rotational axial force that is the center of rotation of the rotor blades. Held in
  • Patent Document 12 does not have these features, the left and right rotor blades of Patent Document 12 do not have any characteristics different from other multi-rotor systems, and other multi-rotor systems. There is no superior effect compared to the method.
  • the duct is a simple one that is attached with four rod-shaped duct attachment devices connected to the fuselage, and when further strengthening, it is more complete by pulling tightly with a rope and turnbuckle etc. With the rotor blades. It cannot be tilted.
  • the installation position of the rotor is the force that is to be installed in consideration of the balance Even if the rotor is mounted at a well-balanced center of gravity when viewed from the direction of travel, In regard to, even if it is the weight power of the ducted rotor drive shown in the figure, it is not a shape that can take Norrance.
  • the advancement procedure of the aircraft in the case of Fig. 6 and Fig. 7 is not specifically shown, but it has a swoosh plate used for a general helicopter and moves forward with the rotating disk surface tilted forward. If this is the case, the aircraft is likely to fall back and crash at the same time. Use the propeller for propulsion or ducted propeller without tilting the rotating disc surface. Difficult to run.
  • Patent Document 13 which performed 90 ° tilting for the first time in the field of helicopters, discloses a mechanism that allows the main rotor of a helicopter to be tilted 90 ° with a hydraulic or electric motor. If the main rotor is tilted by a 90 ° tilt after climbing to a certain altitude, there will be no helicopter lift generating device, so all that remains is to wait for the crash. Therefore, Patent Document 13 is extremely difficult to fly safely because it is unstable at the center of gravity, and if the mouth is tilted forward, there is a very high risk of the aircraft tilting backwards and falling down. Even more dangerous than in the case of Figs. 7 and 9.
  • Patent Document 8 has such a content that a disk-like propeller device is arranged on the side surface of the structure (the entire circumference of the spherical building) and mass transportation can be performed further than the present invention.
  • Patent Document 7 describes the operation on both the water and land, but both are lacking in concreteness and leave the area of fantasy! / ,!
  • Patent Document 4 Patent Document 5, Patent Document 9, Patent Document 15, and Non-Patent Document 1 indicate that independent changes in thrust of left and right propellers and the like are not possible as conventional techniques. Even if there is a change in the direction of travel, in principle, the wing should be operated.
  • the fan engine of Patent Document 4 has a two-axis tilt, so when moving small in the airfield, the direction of the fan engine can be changed to the left and right, and the direction of travel can be changed.
  • the fan engine is difficult to finely adjust the engine output, and there is a large time delay with respect to the output up / down instruction.
  • the rotor blades For the rotor blades that support the rotor blades at the rotor mast's one power point, the rotor blades can be supported at two or more power points because the rotor mast is lost due to insufficient strength. It is necessary to be able to reduce the load on the mast. Possible candidates for this are the ducted fan of Patent Document 6, the rotating blade with a shroud of Patent Document 11, and the fixed ring guide of Patent Document 10 of the outer end of the rotation. And a rotor that supports the blade tip with a ring-shaped member (blade support noise) in the rotor frame of Patent Document 14. However, in any case, the expansion and contraction of the rotor blade is insufficient, and it is difficult to use in a horizontal position with a large diameter.
  • Patent Document 6 and Patent Document 11 have a great influence on the magnet distance between the fixed side (stator) and the rotating side (rotor) due to the generation of driving force at the blade tip! Inadequate countermeasures are fatal, so it is extremely difficult to operate over a diameter of approximately 3m (radius of approximately 1.5m). In Patent Document 10, there is a risk that operation may become impossible when a load is applied to the roller at the outer end.
  • Patent Document 14 discloses the structure and specific function of the ring-shaped member (blade support pipe) that supports the blade tip, so the blade expansion and contraction and blade blade force S smooth in this.
  • the rotor of Patent Document 14 is not energy saving because the drive is applied to the rotating shaft as usual, and the tilt device of Patent Document 4 is rotated in response to the limit and limit of the tilt angle. Since the moving speed is slow, the problems and objects of the inventor cannot be achieved.
  • Patent Document 1 Patent No. 3595988 (Claim 1, FIG. 4, FIG. 6)
  • Patent Document 2 Japanese Patent Application No. 2003-290873 (Claim 1, Fig. 13)
  • Patent Document 3 Japanese Patent Application No. 2002-383031 (Claim 1, FIG. 1, FIG. 2, FIG. 4, FIG. 6)
  • Patent Document 4 Japanese Patent Laid-Open No. 2003-137192 (Claim 1, Claim 2, Claim 5, FIG. 1, FIG. 2, FIG. 5, FIG. 6, FIG. 8, FIG. 9, FIG. 10, FIG. 11, FIG. 12) )
  • Patent Document 5 Japanese Patent Application Laid-Open No. 2002-205694 (Claim 1, Claim 2, Claim 3, FIG. 1, FIG. 7, FIG. 8, FIG. 9)
  • Patent Document 6 Japanese Patent Laid-Open No. 2001-097288 (Claim 6, FIG. 7, FIG. 8)
  • Patent Document 7 Japanese Patent Laid-Open No. 2001-048098 (Claim 1, FIG. 1, FIG. 2)
  • Patent Document 8 Japanese Unexamined Patent Publication No. 2001-026295 (Claim 1, FIG. 1, FIG. 2)
  • Patent Document 9 Japanese Patent Publication No. 11 513635 (Claim 1, Claim 2, Claim 7, Claim 10)
  • Patent Document 10 JP-A-9 142392 (Claim 1, (0011, 0013, FIG. 1, FIG. 2, FIG. 3, FIG. 4, FIG. 5)
  • Patent Document 11 Japanese Patent Laid-Open No. 7-205897 (Claims 1, 0001, 0008, FIG. 1, FIG. 2, FIG. 3)
  • Patent Document 12 Japanese Patent Laid-Open No. 6-092294 (Claim 1, Claim 2, Claim (Claim 3, Claim 4, Figure 6, Figure 7, Figure 9)
  • Patent Document 13 JP-A-5-330491 (Claim 1, Claim 2, Claim 3, Claim 4, FIG. 1, FIG. 2, FIG. 3, FIG. 4, FIG. 5, FIG. 6, FIG. 7, FIG. 8, Fig. 9, Fig. 10, Fig. 11, Fig. 12, Fig. 13, Fig. 14 (Fig. 15, Fig. 16, Fig. 17, Fig. 18)
  • Patent Document 14 JP-A-5-301600 (Claims 1, 0014, 0015, 0020, 0021, FIG. 1, FIG. 2, FIG. 3, FIG. 4, FIG. 5, FIG. 6, FIG. 7, FIG. 8, FIG. 9) FIG. 10, FIG. 11, FIG. 12, FIG. 13, FIG. 14)
  • Patent Document 15 JP-A-5-0777789 (Claim 1, FIG. 1, FIG. 2)
  • Patent Document 16 Japanese Patent Laid-Open No. 2003-170898 (Claim 1, Claim 4, Claim 5, Claim 6, Claim 7, FIG. 1)
  • Patent Document 17 Special Table 2003-512253 (Claim 1, Claim 2, Claim 3, Claim 4, Claim 5, Claim 6, Claim 7, Claim 8, Claim 9, Claim 10) 10, claim 11, claim 12, claim 13, claim 14, claim 15, claim 16, claim 17, claim 18, claim 19, 0002, 0006, 0007, 0008, 0009, 0010, 0011, 0012, 0013, 0015, 00 17, 0018, 0019, 0022, 0023, 0024, 0025, 0026, 0027, 0028, 0029, 00 30, 0031, 0033, 0036, FIG. 1, FIG. 2, FIG. 3, 04 )
  • Non-Patent Document 1 Wataru Nishikawa, “Modern aviation: 4 tilt-rotor aircraft”, [online], “Nippon Aircraft Newspaper”, published on September 21, 2000, [Search April 19, 2004], Internet UR L: http://www2g.biglobe.ne.jp/ ⁇ aviationZ qtr000921.html> Disclosure of the Invention
  • the present invention is a conventional method that consumes a large amount of energy, in which the driving force of a prime mover installed near the center of a conventional rotor blade is applied to the central axis of rotation to rotate the rotor blade to obtain lift and thrust.
  • the rotor is equipped with a shroud rotor that has a linear motor drive principle near the blade tip.
  • a rotor blade with a shroud having a linear motor drive principle has a structure in which the blade of the rotor blade is blocked.
  • a turntable can be created by replacing the raid with a disk or cylinder.
  • a quick wind direction change device is a device that can be equipped with a shroud-equipped rotor blade on the surface of the turntable disk or cylinder.
  • a rotating blade with a shroud which has a linear motor drive principle, is installed so as to be orthogonal to a rapid wind direction changer that can rotate 360 ° freely around one axis.
  • An air volume generating wind direction changing device is used.
  • the rapid air volume generating wind direction changing device thus configured can change the existing air volume and at the same time, quickly and accurately change the wind direction.
  • a rapid air volume generation direction change device capable of freely changing an air volume and an air direction has been difficult to imagine until now, or even a strong gyro effect or weight is not possible.
  • the air volume and direction of each rapid air flow generating device can be controlled independently, It is possible to realize an energy-saving aircraft that can be transported by passengers, can fly freely in the air, and can be operated safely.
  • a rotor blade with a shroud having a linear motor drive principle is simple in structure, light weight, and fuel-saving, and since the wing tip is not open, the wing tip is generated in the forward direction of the fuselage. This is very effective when used for helicopters and flying platforms where no shock waves are generated, but it can be directly mounted on the side (wall) of the aircraft, allowing the air volume and direction to be freely changed.
  • a rotor blade with a shroud having a linear motor driving principle has a rotation support portion that prevents deflection and distortion due to its own weight, and cannot be absorbed even by the rotation support portion!
  • the rotating blade with shroud of Patent Document 1 that uses a rotating duct to absorb the rotating blade with shroud and has a large turning radius is used.
  • a rapid air direction change device for installing a rotating duct type shroud-equipped rotor blade and changing the blowing direction freely creates a turntable by replacing the blade part of the rotating duct type shroud rotor blade with a disk or cylinder.
  • the quick wind direction changer shall be equipped with a mounting fixture on the turntable for mounting the rotary blade with shroud.
  • the rapid air volume generating wind direction changing device is created by integrating and rotating rotor blades with a rotating duct type shroud so that their outer circumferences are in direct contact with the rapid wind direction changing device turntable.
  • the rapid air volume generating wind direction changing device of the present invention has a flat bottom plate and can be firmly fixed to the side surface (wall) of the fuselage, so that the gyro effect of the rotor blade with shroud and the intense effect caused by the gyro effect
  • Rotating duct system that not only absorbs stress on the side (wall) of the fuselage, but makes it easy for the lift and thrust of the rotor blade with shroud to be transmitted to the fuselage via the blade tip. If this is installed in a symmetrical position on the aircraft, the imbalance between the forward and backward lifting forces of the blades that occur when the horizontally rotating rotor blades are moving forward is caused by the side (wall) of the aircraft. Since it can be completely absorbed, it eliminates the need for flapping hinges, feathering hinges, and dragging hinges required for conventional open wing tip helicopters, so the structure is simple and the reliability can be improved.
  • the method for attaching the rapid air volume generating wind direction changing device of the present invention to the airframe is that when the side surface (wall) of the structure suitable for flying as the airframe forms a substantially vertical surface, Install the bottom plate as it is parallel to the side (wall) of the aircraft so that the rotating surface of the rotary blade with shroud is almost horizontal.
  • the rotating surface of the rotating duct type shroud rotor blade is tilted so that the side closer to the aircraft is lower with respect to the horizontal and the side farther away from the aircraft is higher, and the rotating duct A camber angle is added so that the blowing direction of the rotor blade with a shroud opens outward. When attached, stability is improved.
  • the rotating surface of the rotating duct type shroud rotor blade should be higher on the side closer to the aircraft and lower on the far side from the aircraft. Tilt and install with a reverse camber angle so that the blowing direction of the rotating duct type rotor blade with the shroud faces inward improves the mobility.
  • the rotation direction of the blade of the rotating duct type shroud-equipped rotor blade is such that the side closer to the airframe is the forward side and the side farther from the airframe force is the reverse side. Installation when a rotor blade with a system shroud is installed The stress caused by the lift imbalance force at the time of advance applied to the fixture can be reduced.
  • the number of the rapid air volume generating wind direction changing devices of the present invention attached to the airframe can be configured as one aircraft on one side (wall) of the structure to be the airframe, and a total of 2 power aircraft on both side surfaces (wall).
  • the number of rapid airflow generating wind direction change devices is set to 4 or more per side of the aircraft, and half of the safety-related devices such as the power supply and control devices are made independent.
  • FIG. 1 to FIG. 4 show an embodiment in which the rotating duct type shroud-equipped rotor blade disclosed in Patent Document 1 is used.
  • FIG. 5 and FIG. 6 show an embodiment of the rapid air direction changing device in which the blade portion of the rotating duct type shroud-equipped rotor blade disclosed in Patent Document 1 is replaced with a disk-shaped turntable.
  • Example 3
  • FIG. 7 to FIG. 14 show an embodiment of a rapid air volume generating wind direction changing device in which rotating duct type shroud-equipped rotating blades are installed so as to be orthogonal to the rapid wind direction changing device.
  • Figures 15 to 35 show the importance of safety on one side (wall) of a large structure suitable for flight. This is an example in which the aircraft is equipped with a total of 8 rapid airflow generating direction change devices on both sides (walls), and the power is also operated as an air ferry.
  • the large one has social value as an air ferry, but as shown in Fig. 36, the small one is difficult and dangerous for unmanned aerial observation vehicle Z reconnaissance aircraft. For example, it can be used to observe volcanic activity.
  • the extremely small one is an embodiment in the case where it can be utilized as a radio control model airplane as a hobby.
  • FIG. 1 is a plan view of an embodiment of a rotating blade with a rotating duct type shroud disclosed in Patent Document 1.
  • FIG. 2 is a horizontal sectional view of an embodiment of a rotating duct type shroud rotor blade disclosed in Patent Document 1.
  • FIG. 3 is a front view (side view is the same) of an embodiment of a rotary duct type shroud rotor blade disclosed in Patent Document 1.
  • FIG. 4 is a vertical sectional view of an embodiment of a rotating duct type shroud rotor blade disclosed in Patent Document 1.
  • FIG. 5 Rapid blade equipped with a mounting fixture to replace the blade part of the rotating duct type shroud rotor blade of Patent Document 1 with a disk-shaped turntable and to attach the rotating duct type shroud rotor blade to the turntable. It is a front view of a wind direction change apparatus.
  • FIG. 6 Rapid blade equipped with a mounting fixture to replace the blade part of the rotor blade with a rotating duct type shroud in Patent Document 1 with a disc-shaped turntable and to attach the rotor blade with a rotating duct type shroud to the turntable. It is a vertical sectional view of a wind direction change device. 23 in the figure does not affect performance even with reinforced plastic or metal connectors, but when using a seismic isolation connector, a rapid wind direction change device and a rotor blade with a rotating duct type shroud are combined. It is possible to reduce the transmission of micro-vibration that is generated when operating as a rapid air volume generating wind direction change device to the aircraft.
  • a quick airflow generating airflow direction changer unit which is installed with the rotating duct type shroud rotor blade of Patent Document 1 so as to be directly crossed on the rapid airflow direction changer device, is placed on the ground with the bottom plate facing down.
  • FIG. 10 is a side view of the case where the device for changing the direction of rapid airflow generation is attached to the side (wall) of the aircraft.
  • FIG. 11 is a plan view when the rapid air volume generation wind direction changing device is attached to the side surface (wall) of the aircraft.
  • FIG.12 A normal airflow generator with a stiffening plate is attached, and the airflow generator is installed on the side of the aircraft to withstand operation under severe weather conditions such as stormy weather and battlefields. It is a front view at the time of attaching to (wall).
  • a side plate of the aircraft is equipped with a stiffening plate attached to a normal airflow generator that changes the airflow direction and is designed to withstand operation in severe weather conditions such as stormy weather and battlefields. It is a side view at the time of attaching to (wall).
  • FIG.14 A normal wind speed change device is attached to the normal wind speed change device, and the air flow change device is designed to withstand operation under severe weather conditions such as stormy weather and battlefields. It is a top view at the time of attaching to (wall).
  • ⁇ 15 This is a plan view of an aircraft equipped with four rapid airflow generators on one side (wall) of the fuselage and a total of eight on both sides (walls).
  • FIG. 16 is a side view of the aircraft when the shape of the fuselage is close to the spindle type.
  • FIG. 18 is a front view of the aircraft.
  • FIG. 19 A side view of the aircraft showing the operational status of the rapid air volume generating wind direction changing device when an aircraft with a shape similar to a spindle type flies and takes off.
  • FIG. 20 is a side view of the aircraft showing the operational status when an aircraft with a shape similar to a spindle type moves forward by tilting the two blowing directions inside the rapid airflow generation wind direction changing device.
  • FIG. 21 is a side view of an aircraft showing an operational situation when an aircraft having a shape similar to a spindle type moves forward with the two blowing directions inside the rapid air volume generating wind direction changing device being horizontal.
  • This is a side view of the aircraft showing the operational status when an aircraft with a shape similar to the spindle type moves forward with all the blowing directions of the four rapid airflow generating wind direction changing devices tilted.
  • ⁇ 23 This is a side view showing the operational status of the rapid airflow generating wind direction changing device when an aircraft with a shape close to the wing shape moves forward using the buoyancy due to the structure of the fuselage itself.
  • the front three only generate thrust in the horizontal direction, and the rear one generates negative lift because it suppresses the lift of the rear part of the aircraft due to buoyancy.
  • FIG. 24 is a plan view showing the operational status of the rapid air volume generating wind direction changing device when turning slowly clockwise (slow turning to the right) due to the difference in thrust between the left and right sides of the aircraft.
  • FIG.25 Rapid air volume generating wind direction change device when turning slowly clockwise (slow turning to the right) due to the difference in thrust between the left and right sides while maintaining the aircraft speed to some extent in the direction of travel It is a top view which shows the operation condition.
  • ⁇ 26 This is a plan view showing the operational status of the rapid air volume generation wind direction change device when thrust is generated only on one side of the aircraft and the aircraft turns rapidly in the clockwise direction. If this is done while still, it will be a pivot turn that rotates around the right side of the aircraft.
  • FIG. 27 is a plan view showing the operational status of the rapid air volume generating wind direction changing device when thrusts in opposite directions are generated on both sides of the aircraft and the aircraft rapidly turns clockwise. If this is done while still, this will result in a super turn that rotates around the center of the aircraft.
  • FIG. 28 is a front view showing the operational status of the rapid airflow generating wind direction changing device when the aircraft moves laterally due to the difference between the left and right buoyancy of the aircraft. In this case, it moves sideways to the right with force.
  • FIG. 29 is a front view showing the operational status of the rapid airflow generating wind direction change device when moving laterally due to the difference in buoyancy between the left and right sides of the aircraft. In this case, it moves laterally to the left with its direction.
  • the ceiling of an aircraft usually has a large area. Solar power generation equipment on this ceiling It is a top view in the case of attaching a device to assist the power source.
  • FIG. 31 is a plan view when the ceiling of the aircraft is reinforced and used as a flight deck.
  • FIG.32 The flight deck of an aircraft can be used for launching and landing small aircraft and starting gliders in the air.
  • it is a plan view showing a situation where the other aircraft uses the flight deck of the aircraft in the levitated state.
  • FIG. 33 A bottom view of the aircraft with the bottom as the bottom so that it can respond to flight routes that may take off and land from the water or land on the water.
  • FIG. 34 is a side view of the aircraft when the bottom is the ship bottom.
  • FIG. 35 is a front view of the aircraft when the bottom is a ship bottom.
  • FIG. 36 Three rapid airflow generators on one side (wall) of a small structure suitable for flight and a total of six on both sides (walls) are installed, and GPS, radio control devices and observations are installed. It is a plan view of an unmanned observation Z reconnaissance aircraft equipped with the device. Particularly small ones are for hobbies. Explanation of symbols

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Abstract

[課題]　風量は自在に変更可能なリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼、その吹き出し方向を自在に変更可能にすることによって、風量と風向の両方を自在に変更できる装置の作成を行い、作成した風量と風向を自在に変更できる装置を航空機の機体に取り付け、装置の風量と風向をコントロールすることによって、大量輸送と自在な飛行と安全な運行を省エネルギーで実現する。 [解決手段]　本発明は、直径が１０ｍや２０ｍを超える大型や超大型の急速風量発生風向変更装置を、機体の側面もしくは側壁に、片方当たり少なくとも１基、両方の側面もしくは側壁の合計で２基以上を取り付け、風量と風向を自在にコントロールできる急速風量発生風向変更装置の仕組みによって、大量の貨客輸送、空中での自在な飛行及び操縦容易で安全な省エネルギーの航空機を実現する。

Description

明 細 書
急速風量発生風向変更装置及びそれを機体側面に取り付けた航空機 技術分野
[0001] 本発明は、プロペラやファン (以下、プロペラ等）の回転翼の駆動力の発生と吹き出し 方向の変更において、風量を自在に変更できるリニアモーターの駆動原理をプロべ ラ等の回転翼の翼端部付近に適用するためのシュラウドを有する回転翼 (以下、リニ ァモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼）を 1軸の周りに 360° で迅速- 正確に風向を変更できる急速風向変更装置に取り付けて一体化した急速風量発生 風向変更装置を、機体の側面もしくは側壁に固着するように複数基取り付け、各急速 風量発生風向変更装置の風量と風向をコントロールすることにより、空中において人 員 ·貨物を運搬するヘリコプターもしくは空飛ぶプラットホームと同じ回転翼を用いる 現場において、従来のそれらよりもはるかに大量の貨客の運搬と自在な飛行と安全 な運行を省エネルギーで実現することを目指し、あた力も空中におけるフェリーの役 割を果たすことのできる航空機の実現方法に関する。
背景技術
[0002] 実用がなされ現実に飛行している従来のプロペラ等の回転翼を有する大部分の航空 機は、その原動機を回転翼の回転の中心軸に接続して回転翼を駆動させるので、莫 大なエネルギーを必要とし、大型のエンジンの割には、運搬できる貨客は少量に限 定されていた。また、回転翼を回転軸の 1力所のみで支持して、翼端は空中に浮遊 する開放翼端となることから、回転翼を構成するプロペラ等のブレードの回転半径を 著しく大きなものにしようとすると、ブレードの中心部と翼端部のそれぞれの迎角ある いは翼幅の与え方を複雑にし、ブレードの材質、特に柔軟性と剛性の選択等にも困 難な問題を生じていた。
[0003] 実用がなされ現実に飛行している従来のヘリコプターでは、安全にティルトできる範 囲は、垂直軸に対し 15° 程度が限界であって、通常、最大でも 4〜5° 程度のティル トをもって運用し、空飛ぶプラットホームでは、乗員の立つ床部分にティルトなしの自 由度のない状態で設置されることが多ぐいずれの場合もティルトに関して自由度の 乏しい状態の運用であった。
[0004] 従来の開放翼端のヘリコプターは、ほぼ水平に回転するメインローターにおいて、前 進する方向に向かう側（以下、前進側または上り）のブレードと、後方に向かう側（以 下、後退側または下り）のブレードでは、対気速度が異なるため、前進側の揚力が増 加し、後退側の揚力が低下して、揚力の不均衡を生じたり、ジャイロ効果 (ジャイロ歳 差）による 90° 遅れに対してブレードの迎角の変更を適切に調整する装置を必要と したり、また、開放翼端のために複数あるローターブレード中の 1本が他のローターブ レードの回転面よりも上がるまたは下がることによって、回転半径が短くなるとブレード の回転速度の増加による進みとその反動による遅れが生じ、その対処も必要なので 、それらの影響を除去する装置が必要であって、安定した飛行を継続できるために は、フラッピングヒンジ、フエザリングヒンジ、ドラッギングヒンジ（リードラグヒンジやドラ ッグヒンジとも 、う）等の複雑で脆弱な各種ヒンジを必要として 、た。
[0005] 従来の開放翼端のヘリコプターは、ローターブレードを回転軸であるローターマスト の 1力所で支えていたが、特許文献 10と特許文献 14は、駆動は回転軸の中央付近 に配置された原動機であるが、回転する翼端部分を固定リングガイドやリング状部材 (ブレード支えパイプ)で支えて、ローターブレードを回転の中心部と翼端部の 2力所 で支えている。特許文献 10の実施例 1は、ローターブレードの上下が開放されている ので、ローターブレードの前進側と後退側の揚力不均衡が生じるし、回転デスク面を 傾けることができないので、ブレードの迎角を変更することによって前進するための分 力を発生することが必要なことから、フエザリング軸とフエザリングヒンジは不可欠であ る。し力しながら、フラッピングヒンジとドラッギングヒンジは不要と見積もられる。また、 実施例 2では、複数のローターで揚力不均衡を相殺可能で、かつ相互のローターの 揚力の差分で前進後退や左右への移動が可能であるから、フエザリングヒンジを含 めて、複雑で脆弱なすべてのヒンジがなくても飛行可能となると推定できる。また、特 許文献 14は、下面を方向舵で覆って前進時の外気との直接接触がないので、少なく ともローター下面の前進側と後退側の対気速度の差は、考慮する必要がなぐまた、 外側ローターフレームと内側ローターフレームを膜状や板状の物体で覆った場合 (そ れ以外に、金網のような大気が通過可能な物体で覆う例が記載されて 、てこの場合 では考慮が必要）には、さらにローターブレードの前進側と後退側の揚力の不均衡 は解消されることから、フラップングヒンジ、フエザリングヒンジ及びドラッギングヒンジ のいずれも不要であって、ローター上面が開放していることによるローターブレードの 前進側と後退側の揚力の不均衡は一部残るが、ローター下面に設置した推力微動 方向舵によって補償できるので、各ヒンジが不要となる。し力しながら、これらの発明 を成り立たせるためには、それぞれの回転の外端部に接続したローラーもしくは翼端 力 固定リングガイドのガイド中やリング状部材 (ブレード支えパイプ)のパイプ中に常 時位置を占めて、回転軸を第 1の支え点とすれば、第 2の支え点として確実に保持で きることが不可欠である。そのためにはローターブレードの伸縮、中でも自重によるた わみやゆがみや飛行中の振動によるゆがみに対処できて、ガイド中をローラー力 パ イブ中を翼端力 それぞれスムースに滑走できる仕組みを有して 、なければならな ヽ が、特許文献 10の仕組みでは、自重の影響としてはローターブレードの外端部に接 続するローラーが固定リングガイドのコの字形の内側下面（内底面）に接触（当接)す ると述べられるだけで、伸縮対処はなされていない。特許文献 14については、翼端 を支える仕組みは、これまでのヘリコプターの技術分野にはない初めての試みである と考えられるにもかかわらず、翼端力かなりの速度でパイプ内を滑走通過する仕組み やローターブレードの伸縮をリング状部材 (ブレード支えパイプ）がどのように対応す る力も、また、本体とともにブレードがティルトする際のリング状部材 (ブレード支えパ イブ)とブレード翼端の位置関係が開示されていないので、実行が著しく困難である。 さらに特許文献 10では、正常に飛行している際の回転外端部のローラーは、コの字 形の固定リングガイドの内部の下面（内底面)や内部の上面（内上面）に当接すること なぐどこにも触れずに空中に浮遊して回転していることとしている力 グラスウール、 カーボン繊維、ケプラー繊維等と金属板の積層構造を持つ通常の材料選択を行つ たローターブレードの場合には、回転をすると漏斗形 (逆円錐形）に中心部より翼端 部が上がる状態での遠心力の作用を含めて揚力の有効利用を行うことができるので あるが、それでも極端に翼端が上がることを防止するため、対気速度が速い翼端の 迎角を浅くするか翼幅を狭くして揚力の発生を相対的に少なくし、対気速度が遅い 中心部の迎角を深くするか翼幅を広くして相対的に揚力を多くして、ブレード全体で 均一な揚力の発生を企図しているのが通常であるにもかかわらず、逆に特許文献 10 では、翼端の翼幅を極端に広くすることによって、翼端部の揚力を著しく増カロしてい るので極端な漏斗形 (逆円錐形)が発生するわけであるから、通常のヘリコプター以 上に回転の外端部は、上方に持ち上げられ、外端部のローラーは、コの字形の固定 リングガイド内部の天井部分にあたる内上面に強烈な力で押しつけられる。特許文献
10のローラー部の強度は、ローラーが何らかの事故や故障で回転困難となったとき に折れるような材質をあえて選択しているので、ほぼ全揚力がローラーを経由して機 体に伝達される際には、強度的に折れることとなり、飛行に必要な各種ヒンジを有しな い特許文献 10は、飛行不能となる。よって、従来の開放翼端のヘリコプターが回転 軸を経由して揚力を機体に伝達するために、各種の複雑で脆弱なヒンジを必要とし たところと異なり、特許文献 10と特許文献 14では、ヒンジを不要とする新たなヘリコプ ターの可能性を呈示したことにはなる力 そのための揚力を発生する主体であるロー ターブレードの伸縮対処と、ローターブレードの第 2の支点として重要である翼端部 がガイドやパイプの内部を滑走する仕組みについて、充分な開示がなされてないの で、現状の開示のままでは、著しく実行困難である。
[0006] 特許文献 4、特許文献 5、特許文献 9、特許文献 15及び非特許文献 1は、巡航時の 揚力の大部分を発生する固定翼を有し、プロペラ等の回転翼をもって、離着陸時の 揚力や巡航時の推力を得て飛行する垂直離着陸機であり、駆動に関しては、特許文 献 5、特許文献 9、特許文献 15及び非特許文献 1は、いずれもプロペラ等の回転翼 の回転の中心軸に動力を作用させ、特許文献 4は、ファンの回転の中心部にある燃 焼室でジェット燃料の爆発的燃焼をもって駆動力や推進力を得て、プロペラ等の回 転翼を駆動させるが、それらの駆動には、莫大なエネルギーを消費している。
[0007] 駆動に関し、特許文献 1、特許文献 3、特許文献 6及び特許文献 11は、プロペラ等の 回転翼の回転の中心軸に莫大なエネルギーを消費しつつ動力を接続するという従 来からの方式をやめ、最小のエネルギーで効率の良いトルク（回転モーメント、ねじり 偶力）を得ることができる回転翼の翼端部付近にリニアモーターの駆動原理を適用し てプロペラ等の回転翼を回転させるシュラウド付回転翼の仕組みを提案した。リニア モーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼の駆動力は、回転翼の翼端部付近 で発生する関係上、シュラウド側の固定子となる磁石と翼端部側（円環や回転ダクト を含む)の回転子となる磁石との間に発生する力の大きさと、シュラウドの半径との積 によって、その回転トルクの大きさが決定するので、シュラウドの開口部の大きさ（以 下、口径)が大きなものほど、有効な揚力や推力を発生できる。しかし、特許文献 11 は、プロペラ等の回転翼を構成するブレードの伸縮について全く考慮されておらず、 特許文献 6は、ブレードの伸縮を、遠心力と温度変化の 2つのみの考慮で、ブレード を長大にし、水平位置で使用した際のブレードの自重から生じるたわみやゆがみに ついては考慮されておらず、また、もともと直径 1. 2m (半径 0. 6m)程度までを想定 して作られた発明であるのでブレード等の伸縮対処が不十分で、大きな口径ほど有 利な効果を発揮できるリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼ではあ るが、その開示された仕組みを拡張し一般ィ匕しても、直径が概ね 3m (半径が概ね 1. 5m)を超えるような口径のシユラウド付回転翼を作成することは著しく困難である。特 許文献 3は、ブレードの翼厚中にブレードの大きな伸縮にも対応できるための電気機 械的な仕組みを有して 、るが、吹き出し方向の急速な変更には脆弱な部分を有して いるので、回転ディスク面を傾けることなぐ回転面の任意の位置のブレードの迎角を 摺動装置等で変えながら揚力を調整したり、 2重反転にして使用する等、強烈なジャ イロ効果の影響が少ない環境で使用することが望ましい。特許文献 1は、大口径ほど 有利な効果を持つリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼の特性の 、その有利な効果の最大限の発揮を可能とするために、ブレード上の途中途中にブ レードの自重によるたわみやゆがみを抑える回転支持部を有し、回転支持部をもつ てしても残るブレードの遠心力と熱による伸縮は回転ダクトが吸収する等、ブレードの 伸縮対策がなされているため、理論的には、無限の大口径のシュラウド付回転翼の 作成が可能であり、また、吹き出し方向の急速な変更を実施する環境でも、使用可能 である。
ティルトに関し、特許文献 2、特許文献 5、特許文献 9、特許文献 13、特許文献 15及 び非特許文献 1は、垂直面上で 1軸の周りにティルトする方式で、ティルトの方式は、 電動モーター、歯車装置、遊星歯車装置、ラックピニオン装置、油圧装置、ラックピニ オン形シリンダ装置及び急速風向変更装置によって行われるが、急速風向変更装置 を除けば、ティルトは徐々に行われるものであって、たとえば特許文献 9では、 90° のティルトに 129秒〜 60秒を要し、速いものでも数秒、通常、 1分を超える程度の速 度である。特許文献 4は、 2軸のティルト機構をラックピ-オン形シリンダ装置によって 実現しているが、強烈なジャイロ効果に打ち勝って吹き出し方向を変更するためには 、大きな力を必要とし、その分、回動速度が抑えられることから、最速で見積もっても 9 0° のティルトには数秒力かるものと推定され、また、ラックピ-オン形シリンダ装置の ティルト可能な角度範囲は、シリンダを有する構造上、限界のある有限なので、ティル ト方向を限定される場合を生ずることもあり、 2軸でありながら自在とはいい難い上に、 そのファンエンジンから出る後流は、きわめて高熱で長大なため、機体側を遮蔽板に よって防護するといえども、機体に後流が当たる方向へ向けることは、著しく危険性を ともなうので事実上実施できず大きな制限を有する。
本発明は、大量輸送と自在な飛行と安全な運行を省エネルギーで実施できることを 重視しているが、その結果、本発明の特許請求の範囲の請求項 2の形状は、特許文 献 12の図 6、図 7及び図 9がローターの周りをダクトで覆ったダクテッドローターを機 体の横部に配しているため、外形が相互に酷似している。しかし、特許文献 12の駆 動力の供給源は回転翼の回転の中心たる回転軸力もであり、翼端部にリニアモータ 一の駆動原理を適用するものではなぐ回転翼は回転軸の一力所で保持されている
。本発明が、回転翼を機体の両側 (壁）に強固に固定して配するのは、ブレードの前 進側と後退側で発生する揚力不均衡を機体を介して相殺し、各種の複雑で脆弱なヒ ンジを不要にする意義とメリットを有するからである力 S、そのためには回転翼を少なく とも 2力所、たとえば回転軸の上部と下部、あるいは回転軸と翼端等で保持して、揚 力不均衡時の強力な応力によって、回転軸を欠損することのな 、仕組みを有した上 に、機体の側面 (壁）に強固に固定できることが不可欠である。しかし、特許文献 12 は、それらの仕^ 1_みは有していないので、特許文献 12の左右の回転翼には、他の多 ローター方式と何ら異なる特徴を有せず、他の多ローター方式に比較した場合に優 れた効果もない。また、ダクトは機体に接続した 4本の棒状のダクト取付装置で取り付 けられた簡単なもので、さらに取り付けを強化する場合には、索とターンバックル等に よってびんときっちり引っ張つてより完全にする、と記載されていて、回転翼とともにテ ィルトできるものではない。ローターの取り付け位置は、バランスを考慮して取り付ける ことになつている力 たとえ進行方向から見た場合の前後のバランスの良い重心位置 に取り付けられたとしても、図 6や図 7の上下の重心位置については、図に示された ダクテッドローター駆動部の重量力 力なりあるとしても、ノランスがとれる形状ではな い。図 6や図 7の場合の機体の前進要領は、特に示されていないが、一般のへリコプ ターに用いられるスゥォッシュプレートを有していて回転ディスク面を前傾して前進す るとすれば、時を同じくして機体は後傾して墜落する可能性が高ぐ回転ディスク面を 傾けずに推進用のプロペラもしくはダクテッドプロペラを用いる図 9の方力 多少現実 味が出る程度で、実行が困難である。一方、ヘリコプターの分野で 90° のティルトを 初めて実施した特許文献 13は、ヘリコプターのメインローターを油圧または電動モー ターで 90° ティルトできる仕組みを開示している力 メインローターの揚力で機体が 空中の一定高度まで上がった後、 90° のティルトによってメインローターを傾けた場 合には、ヘリコプターの揚力を発生する装置が無くなるため、あとは墜落を待つのみ である。よって特許文献 13は、重心的に不安定なため安全な飛行が著しく困難で口 一ターを前方に傾けると機体が後傾して回転墜落する危険性がきわめて高い特許文 献 12の図 6、図 7及び図 9の場合以上に、さらに一層、危険な乗物となっている。
[0010] また、大量輸送においては、特許文献 8は、構造物の側面 (球形建物の全周）に円盤 状プロペラ装置を配して、本発明よりもさらに大量輸送が可能なような内容となってお り、特許文献 7は、水上と陸上の両方での運用を記述しているが、いずれも具体性に 欠けており空想の域を出て!/、な!/、。
[0011] 巡航時の操縦に関しては、特許文献 4、特許文献 5、特許文献 9、特許文献 15及び 非特許文献 1は、左右のプロペラ等の推力の独立的な変更は慣用技術として可能で はあっても、進行方向の変更に際しては、原則、翼を操作して実施する。特許文献 4 のファンエンジンは、 2軸のティルトを持つので、飛行場での小移動時には、ファンェ ンジンの向きを下方の左右に向けて、進行方向を変えることが可能である力 ジェット 燃料を燃焼するファンエンジンは、エンジン出力の微細な調整が困難な上に、出力 のアップ'ダウンの指示に対する時間遅れが大きぐまた、超高速で回転するファンェ ンジンのブレードには、迎角を変更して風量を調整する仕組みを構成することは著し く困難であるので、機体の進行方向を変える際に、ファンエンジンの左右の向きの変 更と出力の増減をもって、自在な飛行をすることは著しく困難である。たとえコンビュ ータを介することによって操作を容易〖こすることはできても、ファンエンジンの応答速 度やティルト装置の回動速度を早めることにはならないことから、操縦性の向上を図 ることはできない。
ヘリコプターもしくは空飛ぶプラットホームと同じ回転翼を用いる現場において、本発 明が目指す大量輸送と自在な飛行と安全な運行を省エネルギーで実現するために 、本発明者が呈示した以外の発明を寄せ集めこれを実施しょうとする場合、特許文 献 12の図 7のような機体の両側に揚力や推力を発生する回転翼を複数基必要とする 。この際に取り付けた回転翼のいくつかは、概ね水平面において回転しつつ前進す ることになるので、回転翼の前進側と後退側の揚力不均衡を生ずることになる。揚力 不均衡対処としては、従来の各種ヒンジによって対処することも選択できる力 回転 翼を機体の両側面もしくは両側壁に対称的に固着することによって左右の揚力不均 衡を相殺する方力^リットが大きい。そのための回転翼は、ローターブレードの支持を ローターマストの 1力所で支持するタイプでは、強度が不足してローターマストを欠損 することになるので、ローターブレードを 2力所以上で支持できてローターマストへの 負荷を低減できることが必要で、それを可能とする候補としては、特許文献 6のダクテ ッドファンや特許文献 11のシユラウド付回転翼や特許文献 10の固定リングガイドで回 転の外端部を保持するローター及び特許文献 14のローターフレーム中のリング状部 材 (ブレード支えノイブ)で翼端を支持するローターである。しかし、いずれもローター ブレードの伸縮対処が不十分で、大口径で水平位置での使用は困難であって実施 できない。中でも、特許文献 6及び特許文献 11は、翼端部において駆動力を発生さ せる関係上、固定側（固定子）と回転側（回転子)の磁石間隔に影響が大き!、ブレー ドの伸縮対処の不備は致命的であるので、直径が概ね 3m (半径が概ね 1. 5m)を超 えた運用は著しく困難である。特許文献 10は、外端部のローラーに荷重がかかると 運用できなくなるおそれがある。けれども、特許文献 14は、翼端を支えるリング状部 材 (ブレード支えパイプ）の構造と具体的機能は開示されて 、な 、ので、この中にブ レードの伸縮やブレードの翼端力 Sスムースに滑走できる仕組みがなされていると仮定 すると、特許文献 14のローターを、特許文献 12の機体の側面 (壁）にいくつか並べ て設置することを想定することができる。さらに自在な飛行のためには、特許文献 14 のローターを 360° で迅速にティルトできる構造と機能が必要なので、ティルト速度 が比較的速い特許文献 4のラックピ-オン形シリンダ装置を使用することができるが、 特許文献 4のラックピ-オン形シリンダ装置は、ティルトできる角度に制限と限界があ り、また、速いといっても 90° のティルトに数秒要し、回動速度が充分でない。以上か ら、特許文献 14のローターでは、駆動は従来通り回転軸に作用させるので省エネル ギ一とならず、また、特許文献 4のティルト装置では、ティルト角度の制限や限界にカロ えて、回動速度が遅いので、本発明者の課題や目的を達することはできない。
特許文献 1 :特許第 3595988号 (請求項 1、図 4、図 6)
特許文献 2：特願 2003 - 290873号 (請求項 1、図 13)
特許文献 3 :特願 2002— 383031号 (請求項 1、図 1、図 2、図 4、図 6)
特許文献 4:特開 2003— 137192号公報 (請求項 1、請求項 2、請求項 5、図 1、図 2 、図 5、図 6、図 8、図 9、図 10、図 11、図 12)
特許文献 5 :特開 2002— 205694号公報 (請求項 1、請求項 2、請求項 3、図 1、図 7 、図 8、図 9)
特許文献 6 :特開 2001— 097288号公報 (請求項 6、図 7、図 8)
特許文献 7 :特開 2001— 048098号公報 (請求項 1、図 1、図 2)
特許文献 8 :特開 2001— 026295号公報 (請求項 1、図 1、図 2)
特許文献 9 :特表平 11 513635号公報 (請求項 1、請求項 2、請求項 7、請求項 10
、請求項 11、請求項 23、請求項 24、請求項 26、図 1、図 2、図 3、図 6、図 9、図 12) 特許文献 10 :特開平 9 142392号公報（請求項 1、 0011、 0013、図 1、図 2、図 3、 図 4、図 5)
特許文献 11 :特開平 7— 205897号公報（請求項 1、 0001、 0008、図 1、図 2、図 3) 特許文献 12 :特開平 6— 092294号公報 (請求項 1、請求項 2、請求項 3、請求項 4、 図 6、図 7、図 9)
特許文献 13 :特開平 5— 330491号公報 (請求項 1、請求項 2、請求項 3、請求項 4、 図 1、図 2、図 3、図 4、図 5、図 6、図 7、図 8、図 9、図 10、図 11、図 12、図 13、図 14 、図 15、図 16、図 17、図 18)
特許文献 14:特開平 5— 301600号公報（請求項 1、 0014、 0015、 0020、 0021、 図 1、図 2、図 3、図 4、図 5、図 6、図 7、図 8、図 9、図 10、図 11、図 12、図 13、図 14) 特許文献 15 :特開平 5— 077789号公報 (請求項 1、図 1、図 2)
特許文献 16 :特開 2003— 170898号公報 (請求項 1、請求項 4、請求項 5、請求項 6 、請求項 7、図 1)
特許文献 17 :特表 2003— 512253号公報 (請求項 1、請求項 2、請求項 3、請求項 4 、請求項 5、請求項 6、請求項 7、請求項 8、請求項 9、請求項 10、請求項 11、請求項 12、請求項 13、請求項 14、請求項 15、請求項 16、請求項 17、請求項 18、請求項 19、 0002、 0006、 0007、 0008、 0009、 0010、 0011、 0012、 0013、 0015、 00 17、 0018、 0019、 0022、 0023、 0024、 0025、 0026、 0027、 0028、 0029、 00 30、 0031、 0033、 0036、図 1、図 2、図 3、 04)
非特許文献 1 :西川 渉、"航空の現代: 4発ティルトローター機"、 [online] ,「日本航 空新聞」 2000年 9月 21日付掲載、 [平成 16年 4月 19日検索]、インターネットく UR L： http： / / www2g. biglobe. ne. jp/〜aviationZ qtr000921. html> 発明の開示
発明が解決しょうとする課題
[0014] 軽量で風量の自在な変更が可能なリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付 回転翼の吹き出し方向を、迅速 *正確に変更できることによって、風量と風向を自在 に変更できる装置の作成を行い、その風量と風向を自在に変更できる装置を機体に 取り付けてその風量と風向をコントロールすることによって、大量輸送と自在な飛行と 安全な運行を省エネルギーで実現することが解決しょうとする課題である。
課題を解決するための手段
[0015] 本発明は、これまでのローターブレードの中心付近に設置した原動機の駆動力を回 転の中心軸に作用させてローターブレードを回転し揚力や推力を得るというエネルギ 一消費の大きい従来方式をやめ、翼端部付近にリニアモーターの駆動原理を有する シュラウド付回転翼を原動機とする。
[0016] リニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼は、その構造上、回転翼のブ レード部分を円盤もしくは円筒に置き換えることによってターンテーブルを作成するこ とができる。そのターンテーブルの円盤もしくは円筒の表面にシュラウド付回転翼を 取り付けられるような装置を準備したものを急速風向変更装置とする。この急速風向 変更装置にリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼を取り付けること によって、揚力もしくは推力の発生源たるシユラウド付回転翼は、 1軸の周りに 360° 任意の方向に迅速'正確に向きを変えることができる。
[0017] リニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼を、 1軸の周りに 360° 自在 に回動できる急速風向変更装置上に直交するように設置して一体ィ匕したものを、急 速風量発生風向変更装置とする。このようにした急速風量発生風向変更装置は、自 在な風量の変更が可能であると同時に迅速 *正確な風向の変更が可能となる。
[0018] 本発明は、風量と風向を自在に変更可能な急速風量発生風向変更装置を、これま では考えにくかった力、もしくは考えたとしても強力なジャイロ効果や重量等力も不可 能であった機体の側面 (壁）に、片方当たり少なくとも 1基、両方の側面 (壁)で合計 2 基以上を取り付けることによって、各急速風量発生風向変更装置の風量と風向を自 在にコントロールして、大量の貨客の輸送、空中での自在な飛行及び安全でありな 力 簡単な操縦が可能な省エネルギーの航空機を実現することを可能にすることが できる。
発明の効果
[0019] リニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼は、構造簡単、軽量、省燃費 であり、し力も、翼端が開放していないために、翼端が機体の前進方向で起こす爆音 状の衝撃波の発生がなぐヘリコプターや空飛ぶプラットホームにこれを用いる場合、 大変有効であるが、これを機体の側面 (壁）に直接取り付けることができるようにして、 自在に風量と風向の変更を可能にした急速風量発生風向変更装置として複数基運 用すると、リニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼の特性を遺憾なく 発揮できて固定翼や気球 (以下、固定翼等)の揚力手段に依存することなく大量輸 送が可能となる上に、優れた操縦性と安全性を確保できるばかりでなぐ省エネルギ 一で、かつ従来の回転翼に必要とされた各種ヒンジを不要とするので製造と保守を 容易にすることができる。 発明を実施するための最良の形態
[0020] 本発明によるリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼には、ブレード の自重によるたわみやゆがみを防止する回転支持部を有し、回転支持部によっても 吸収できな!、ブレードの伸縮につ!ヽては回転ダクトをもって吸収して、回転半径の大 きなシュラウド付回転翼の作成を可能にした特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付 回転翼を使用する。また、回転ダクト方式シュラウド付回転翼を設置して吹き出し方 向を自在に変更するための急速風向変更装置は、回転ダクト方式シュラウド付回転 翼のブレード部分を円盤もしくは円筒で置き換えてターンテーブルを作成し、回転ダ タト方式シュラウド付回転翼を取り付ける取付固定具をターンテーブル上に備えたも のを急速風向変更装置とする。急速風量発生風向変更装置は、回転ダクト方式シュ ラウド付回転翼を、その外周が急速風向変更装置のターンテーブルに接する形で直 交するように一体化して取り付け作成する。
[0021] 本発明の急速風量発生風向変更装置は、フラットな底板を有し、機体の側面 (壁）に しっかりと固着できるので、シュラウド付回転翼の有するジャイロ効果や、ジャイロ効果 から生じる強烈な応力を機体の側面 (壁)で吸収できるばかりでなぐ回転ダクト方式 シュラウド付回転翼の揚力や推力が、ブレードの翼端部経由で機体に伝達されること を容易にする。これを機体の左右対称的位置に取り付けると、水平に回転する回転 翼が前進速度を帯びた際に生ずるブレードの前進側と後退側の揚力の不均衡は、 機体の側面 (壁）を介して完全に吸収できるので、従来の開放翼端のヘリコプターに 必要であったフラッピングヒンジやフエザリングヒンジやドラッギングヒンジを不要とする ので、構造が簡単で信頼性を高めることができる。
[0022] 本発明の急速風量発生風向変更装置を機体に取り付ける要領は、機体たる飛行に 適する構造物の側面 (壁）が概ね垂直面を形成しているときには、急速風量発生風 向変更装置の底板をそのまま機体の側面 (壁）に平行するように取り付けて、回転ダ タト方式シュラウド付回転翼の回転面が概ね水平となるようにする。ただし、機体の飛 行時の安定性能を重視する場合には、回転ダクト方式シュラウド付回転翼の回転面 が水平に対し機体に近い側が低く機体力 遠い側が高くなるように傾けて、回転ダク ト方式シユラウド付回転翼の吹き出し方向が外側に開くようキャンバー角を付けて取り 付けると安定性が向上する。反対に、機体の飛行時の左右への運動性能の向上を 目的とする場合には、回転ダクト方式シュラウド付回転翼の回転面を機体に近い側を 高く機体から遠 ヽ側を低くなるように傾け、回転ダクト方式シュラウド付回転翼の吹き 出し方向が内側に向くよう逆のキャンバー角を付けて取り付けると運動性が向上する 。また、回転ダクト方式シュラウド付回転翼のブレードの回転方向は、機体に近い側 が前進側となり、機体力 遠い側が後退側となる方向で回転するように配置すると、 急速風向変更装置上に回転ダクト方式シュラウド付回転翼を取り付けた場合の取付 固定具に力かる前進時の揚力不均衡力もくる応力を軽減できる。
[0023] 本発明の急速風量発生風向変更装置を機体に取り付ける数量は、機体となる構造 物の片方の側面 (壁）に 1基、両方の側面 (壁)で計 2基力 航空機を構成できるが、 人員 ·貨物を大量に輸送する実用機の場合には、安全性を考慮し、機体に取り付け られた急速風量発生風向変更装置の総数の半数でも飛行可能なように考慮する。具 体的には、人員が乗る場合には、急速風量発生風向変更装置の取り付け数量を航 空機の片面当たり 4基以上とし、供給電源や操縦装置等の安全に関する装置を半数 ずつ独立させた運用として、万一、急速風量発生風向変更装置のいくつかに故障を 生じても、残余の急速風量発生風向変更装置で安全に降着できるように配慮する。 実施例 1
[0024] 図 1〜図 4は、特許文献 1に示された回転ダクト方式シュラウド付回転翼を用いる場合 の実施例である。
実施例 2
[0025] 図 5、図 6は、特許文献 1に示された回転ダクト方式シュラウド付回転翼のブレード部 分を円盤状のターンテーブルに置き換えた急速風向変更装置の実施例である。 実施例 3
[0026] 図 7〜図 14は、回転ダクト方式シュラウド付回転翼を急速風向変更装置上に直交す るように設置した急速風量発生風向変更装置の実施例である。
実施例 4
[0027] 図 15〜図 35は、安全を重視し、飛行に適する大型の構造物の片方の側面 (壁）に 4 基ずつ、両方の側面 (壁)で合計 8基の急速風量発生風向変更装置を付けた航空機 で、あた力も空中フェリーとして運用する場合の実施例である。
実施例 5
[0028] 大型のものは、空中フェリーとしての社会的価値を持つが、図 36のように中.小型の ものは、無人空中観測機 Z偵察機として、人員が行くことが困難や危険を生ずる、例 えば、火山活動の観測等に使用することができる。ごく小型のものは、無線操縦模型 飛行機として、ホビーとしての活用ができる場合の実施例である。
産業上の利用可能性
[0029] 急速風量発生風向変更装置を機体の側面 (壁）に取り付けて航空機として運用する ことは、大きな輸送量と自在な運動性と容易な操縦性を持つ安全な航空機を省エネ ルギ一で実現できることとなり、輸送を中心とした分野において、社会の進歩に多大 な貢献ができる。
図面の簡単な説明
[0030] [図 1]特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付回転翼の実施例の平面図である。
[図 2]特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付回転翼の実施例の水平断面図である
[図 3]特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付回転翼の実施例の正面図（側面図も 同じ)である。
[図 4]特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付回転翼の実施例の垂直断面図である
[図 5]特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付回転翼のブレード部分を円盤状のタ ーンテーブルに置き換え、ターンテーブルに回転ダクト方式シュラウド付回転翼を取 り付けるための取付固定具を具備した急速風向変更装置の正面図である。
[図 6]特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付回転翼のブレード部分を円盤状のタ ーンテーブルに置き換え、ターンテーブルに回転ダクト方式シュラウド付回転翼を取 り付けるための取付固定具を具備した急速風向変更装置の垂直断面図である。図中 の 23は、強化プラスチックや金属の接続具でも性能に影響はないが、免震接続具を 使用すると急速風向変更装置や回転ダクト方式シュラウド付回転翼を組み合わせて 急速風量発生風向変更装置として運用する際に発生する微振動が機体に伝わるの を軽減できる。
圆 7]特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付回転翼を、急速風向変更装置上に直 交するように取り付けて一体ィヒした急速風量発生風向変更装置を底板を下にして地 上に置いた際の正面図である。
圆 8]特許文献 1の回転ダクト方式シュラウド付回転翼を、急速風向変更装置上に直 交するように取り付けて一体ィヒした急速風量発生風向変更装置を底板を下にして地 上に置 、た際の垂直断面図である。
圆 9]急速風量発生風向変更装置を機体の側面 (壁）に取り付けた場合の正面図で ある。
[図 10]急速風量発生風向変更装置を機体の側面 (壁）に取り付けた場合の側面図で ある。
[図 11]急速風量発生風向変更装置を機体の側面 (壁）に取り付けた場合の平面図で ある。
[図 12]通常の急速風量発生風向変更装置に補強板を付け、荒天時や戦場等の厳し Vヽ環境下での運用に耐えるように作られた急速風量発生風向変更装置を機体の側 面 (壁）に取り付けた場合の正面図である。
[図 13]通常の急速風量発生風向変更装置に補強板を付け、荒天時や戦場等の厳し Vヽ環境下での運用に耐えるように作られた急速風量発生風向変更装置を機体の側 面 (壁）に取り付けた場合の側面図である。
[図 14]通常の急速風量発生風向変更装置に補強板を付け、荒天時や戦場等の厳し Vヽ環境下での運用に耐えるように作られた急速風量発生風向変更装置を機体の側 面 (壁）に取り付けた場合の平面図である。
圆 15]機体の片方の側面 (壁）に 4基、両方の側面 (壁)で合計 8基の急速風量発生 風向変更装置を取り付けた航空機の平面図である。
[図 16]機体の形状が紡錘型に近い場合の航空機の側面図である。
圆 17]機体の形状が翼型に近い場合の航空機の側面図である。
[図 18]航空機の正面図である。 [図 19]紡錘型に近い形状の航空機が、離陸浮上する際の急速風量発生風向変更装 置の運用状況を示す航空機の側面図である。
[図 20]紡錘型に近い形状の航空機が、急速風量発生風向変更装置の内側の 2つの 吹き出し方向を傾けて前進する際の運用状況を示す航空機の側面図である。
[図 21]紡錘型に近い形状の航空機が、急速風量発生風向変更装置の内側の 2つの 吹き出し方向を水平にして前進する際の運用状況を示す航空機の側面図である。 圆 22]紡錘型に近い形状の航空機が、 4つの急速風量発生風向変更装置の吹き出 し方向を全て傾けて前進する際の運用状況を示す航空機の側面図である。
圆 23]翼型に近い形状の航空機が、機体そのものの構造による浮力を利用しながら 前進する際の急速風量発生風向変更装置の運用状況を示す側面図である。この場 合は、前 3つが水平方向に推力のみを発生し、後ろの 1つが、浮力による機体後部の 浮き上がりを押さえるため、負の揚力を発生している。
圆 24]航空機の左右側面の推力の差によって、ゆっくりと時計方向に旋回する場合（ 右への緩旋回）の急速風量発生風向変更装置の運用状況を示す平面図である。
[図 25]進行方向に対して航空機の速度をある程度維持しつつ、左右側面の推力の 差によって、ゆっくりと時計方向に旋回する場合 (右への緩旋回）の急速風量発生風 向変更装置の運用状況を示す平面図である。
圆 26]航空機の片側のみで推力を発生し、急速に時計方向に旋回する場合の急速 風量発生風向変更装置の運用状況を示す平面図である。静止したままこれを行った 場合は、航空機の右側を基点として回転する信地旋回となる。
圆 27]航空機の両側で互いに逆方向の推力を発生し、急速に時計方向に旋回する 場合の急速風量発生風向変更装置の運用状況を示す平面図である。静止したまま これを行った場合は、航空機の中央を基点として回転する超信地旋回となる。
圆 28]航空機の左右の浮力の差によって、横移動する場合の急速風量発生風向変 更装置の運用状況を示す正面図である。この場合は、向力つて右に横移動する。 圆 29]航空機の左右の浮力の差によって、横移動する場合の急速風量発生風向変 更装置の運用状況を示す正面図である。この場合は、向力つて左に横移動する。 圆 30]航空機の天井部分は、通常広い面積を持つ。この天井部分に太陽光発電装 置を取り付けて動力源の補助とする場合の平面図である。
[図 31]航空機の天井部分を強化し、飛行甲板とした場合の平面図である。
[図 32]航空機の飛行甲板は、空中において小型機の発着、グライダーの発進等に利 用できる。ここでは浮揚した状態の当該航空機の飛行甲板を他の航空機が利用して V、る状況を示す平面図である。
[図 33]水上からの離着陸、または水上への降着の可能性のある飛行ルートに対応で きるように、底面を船底とした場合の航空機の底面図である。
[図 34]底面を船底とした場合の航空機の側面図である。
[図 35]底面を船底とした場合の航空機の正面図である。
[図 36]飛行に適する小型の構造物の片方の側面 (壁）に 3基、両方の側面 (壁)で合 計 6基の急速風量発生風向変更装置を取り付け、 GPSや無線操縦装置や観測装置 を搭載した無人観測 Z偵察機の平面図である。特に小型のものは、ホビー用となる。 符号の説明
1 回転ダクト方式シュラウド付回転翼
2 急速風向変更装置
3 急速風量発生風向変更装置
11 (固定)支持部
12 シュラウド
13 回転ダクト
14 (ローター）ブレード
15 回転支持部
16 ノヽブ
17 電磁石
18 永久磁石
19 ベアリング
20 ターンテーブル
21 取付固定具
22 底板 接続具または免震接続具
補強板
乗員室
貨客室
貨物室
太陽光発電装置
飛行甲板
飛行甲板を使用中の航空機
船底
GPS
無線操縦アンテナ
データ送信アンテナ
急速風量発生風向変更装置によって作られる風量と風向

Claims

請求の範囲 [1] プロペラやファンの回転翼における風量の発生と風向の変更のための装置において
(1)固定されたシユラウド側に固定子となる電磁石を、回転するダクトを含むブレード 側に回転子となる永久磁石をそれぞれ配設して、電磁石と永久磁石との間に生じる 吸引力と反発力からなるリニアモーターの駆動力を、翼端部付近に発生させるため のシユラウドやダクトを具備したリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転 翼 (以下、翼端部にリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼、あるい はリニアモーターの駆動原理を有するシュラウド付回転翼、または他と混同のおそれ のな 、場合には単にシュラウド付回転翼)からなる風量発生装置。
(2)外周部にリニアモーターの駆動原理を有する円盤もしくは円筒が機体に対して 回動するように作成したターンテーブルと、前記シュラウド付回転翼を、該ターンテー ブルにシュラウド付回転翼の回転軸とターンテーブルの回動軸とが互いに直交する 関係位置において取り付けるための取付固定具とを、具備するところの急速風向変 更装置。
以上の風量発生装置と、急速風向変更装置とを、一体ィ匕して構成したことを特徴とす る急速風量発生風向変更装置。
[2] 請求項 1の急速風量発生風向変更装置を機体の片方の側面もしくは側壁に 1基以 上、互いに左右対称の位置関係となるように両方の側面もしくは側壁の合計で 2基以 上取り付けた航空機のうち、急速風量発生風向変更装置を、機体の側面もしくは側 壁に直接、その底板をもって密着固定して作成されていることを特徴とする航空機。
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