(57)【要約】【課題】  この発明は、アスペクト比の高い長外翼を使用せずに、揚力が高められて、短距離で離陸飛行でき、短距離で旋回ができ、ホバリングもできる三胴型飛行機を提供することを目的としている。【解決手段】  主胴体２の左右外側部に、それぞれ前後に長い主翼３を介して側胴体４が配設され、水平尾翼９、垂直尾翼５、推進器７と方向舵６及び昇降舵１０を具備し、前記左右の主翼３は、上面において、翼根端部の翼弦長よりも翼端部における翼弦長が長く形成された、三胴型飛行機１。【選択図】  図１
2010215035.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
主胴体の左右外側部に、それぞれ前後に長い主翼を介して側胴体が配設され、水平尾翼、垂直尾翼、推進器と方向舵及び昇降舵を具備し、前記左右の主翼は、上面において、翼根端部の翼弦長よりも翼端部における翼弦長が長く形成されたこと、を特徴とする三胴型飛行機。
【請求項２】
前記各主翼は、翼根部から翼端部に至る中間部の翼弦長が、それぞれ最小に形成されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項３】
前記各主翼は、上面において前部の翼長よりも、後部の翼長が長く形成されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項４】
前記各主翼は、翼根部を主胴体の下側部に固定され、翼端部は側胴体の上側部に固定されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項５】
前記左右の側胴体は、その後端部を主胴体と揃えて形成されたことを特徴とする、請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項６】
前記左右の側胴体は、それぞれ平面において、内側面は直線状で左右が並行に形成され、各外側面は、先端縁部に外方へ膨出された膨出部が形成されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。  
【請求項７】
前記左右の側胴体は、それぞれ後外側部の上部に、主翼の縦断側面とは逆の断面をもつ側尾翼が配設されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項８】
前記水平尾翼は、主胴体の左右側に分けて、主胴体の高さの中間部で、かつ左右側胴体の上内側部にそれぞれ固定されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項９】
前記水平尾翼は、主胴体と側胴体に支持されて、先端部を上下方へ揺動可能に配設されたこと、を特徴とする請求項１、８のいずれかに記載の三胴型飛行機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本願発明は、飛行機に係り、特に三胴型飛行機に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、飛行機は、主胴体の両側部に側外方へ、アスペクト比（翼弦長対翼全長）の高い主翼が、外長翼として長く突出して配設されており、長距離の助走で滑空して上昇している。
また、飛行機の主翼のアスペクト比は、高い方が揚力効率は高いとされ、滑空性能はよいとされて、ライト兄弟はアスペクト比６が最適としており、普通の飛行機は、これに準じている。
外長翼のない飛行機としては、例えば特許文献１のように、無外長翼飛行機が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００６−１８９０３２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従来の飛行機は、主翼のアスペクト比が比較的高いため、低速時における揚力が小さく、離陸に長距離の滑走を必要とする。旋回には大きな半径を要し、しかも、横滑りをして降下し、低速では失速して墜落する虞があるので、事実上ホバリングは不可能である。
また前記特許文献に記載の飛行機は、胴体より外方へ突出する主翼を備えない飛行機として注目されるが、試験的なもので、まだ改良の余地がある。
本発明は、胴体の外側に突出するアスペクト比の高い翼を使用せずに、高い揚力が得られ、短距離で離陸することができ、かつ、比較的小半径で旋回することができるとともに、ホバリングもできる三胴型飛行機を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
この発明は、主胴体の左右側方に、それぞれアスペクト比の小さな主翼を介して側胴体が併設されいている三胴型飛行機に関し、本発明の具体的な内容は次の通りである。
【０００６】
（１）  主胴体の左右外側部に、それぞれ前後に長い主翼を介して側胴体が配設され、水平尾翼、垂直尾翼、推進器と方向舵及び昇降舵を具備し、前記左右の主翼は、上面において、翼根端部の翼弦長よりも翼端部における翼弦長が長く形成された、三胴型飛行機。
【０００７】
（２）  前記各主翼は、翼根部から翼端部に至る中間部の翼弦長が、それぞれ最小に形成されている、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【０００８】
（３）  前記各主翼は、上面において前部の翼長よりも、後部の翼長が長く形成されている、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【０００９】
（４）  前記各主翼は、翼根部を主胴体の下側部に固定され、翼端部は側胴体の上内側部に固定されている、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【００１０】
（５）  前記左右の側胴体は、その後端部を主胴体と揃えて形成された、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【００１１】
（６）  前記左右の側胴体は、それぞれ平面において、内側面は直線状で左右が並行に形成され、各外側面は、先端縁部に外方へ膨出された膨出部が形成されている、前記（１）に記載の三胴型飛行機。  
【００１２】
（７） 前記左右の側胴体は、それぞれ後外側部の上部に、主翼の縦断側面とは逆の断面をもつ側尾翼が配設されている、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【００１３】
（８）  前記水平尾翼は、主胴体の左右側に分けて、主胴体の高さの中間部で、かつ左右側胴体の上内側部にそれぞれ固定されている、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【００１４】
（９）  前記水平尾翼は、主胴体と側胴体に支持されて、先端部を上下方へ揺動可能に配設された、前記（１）、（８）のいずれかに記載の三胴型飛行機。
【発明の効果】
【００１５】
本発明によると次のような効果がある。
【００１６】
（１）  請求項１に記載された発明の三胴型飛行機は、主胴体と左右側胴体の間に配設された主翼が、平面で翼根端部の翼弦長よりも翼端部の翼弦長が長く形成されているので、飛行時において、主翼の上面を前方から後方へ通過する気流は、左右側胴体によって側方への拡散が抑止される。主翼の後端部において、翼根部を通過する気流よりも、翼端部を通過する気流の方が通過距離が長く、かつ高速になるため、翼根部を通過した気流が下面を通過する気流と合流した後に、翼端部を通過する気流が、下面を通過する気流と後から合流するので、飛行機の左右において、機体のバランスが安定し、操縦性に優れ、ローリングが生じにくい。
【００１７】
（２）  請求項２に記載された発明の三胴型飛行機は、主翼の翼根部の弦長よりも翼端部の弦長が長く形成され、中間の弦長が最小に形成されているので、主翼の上面に沿って通過する気流は、主翼の中間で最初に気流が降下し、次に翼根部、翼端部と降下することから、翼端部で降下する気流は、下面を通過する気流と合流する位置が異なり、それによって生じる下域の気圧変化の差によって、左右方向のバランスが取れて操縦性が高まる。
【００１８】
（３）  請求項３に記載された発明の三胴型飛行機は、各主翼は、平面で、前部の翼長よりも後部の翼長が長く形成されているので、主翼の上面を後方へ通過する気流は、主胴体の側面に沿って後部へ通過する気流に引かれて機体の中心方へ寄って側方への拡散が抑止される。
【００１９】
（４）  請求項４に記載された発明の三胴型飛行機は、各主翼は、翼根部を主胴体の下側部に固定し、翼端部を側胴体の上内側部に固定されているので、主翼の上面を通過する気流は、主翼の後部で主胴体の側面に沿い、主翼の下面に沿う気流は、左右側胴体で拡散が抑制される。
【００２０】
（５）  請求項５に記載された発明の三胴型飛行機は、主胴体と側胴体の後端部が揃えられているので、主胴体と側胴体の外面に沿って流動する気流を機体の後方まで案内することができるので、直進性にすぐれる。
【００２１】
（６）  請求項６に記載された発明の三胴型飛行機は、左右側胴体の内側面が、それぞれ直線的で並行に形成されているので、左右側胴体の内側面に沿って流動する気流は、機体の直進性を維持させる。
また外側面は、先端縁部に膨出部が形成されているので、該膨出部より前部に負圧が生じ、また膨出部より後部には高圧が生じるために、前後に発生する気圧の差によって側胴体は前方へ押出される。
【００２２】
（７）  請求項７に記載された発明の三胴型飛行機は、各側胴体の後外側部に、
主翼の縦断側面形とは逆形状の側尾翼が形成されているので、飛行時に、各側胴体の後外側部に沿って、後方へ通過する気流を側尾翼が受けて、側尾翼の後上方へ気流を導くため、気首さがりを調節して安定させ、かつローリングを抑止させる。
【００２３】
（８）  請求項８に記載された発明の三胴型飛行機は、尾翼が、主胴体の左右に分けて配設されているので、昇降舵のコントロールがしやすい。すなわち、飛行機はバランすが良くて安定していると、逆に操縦性が低下する。
【００２４】
（９）  請求項９に記載された発明の三胴型飛行機は、水平尾翼がその前端部を上下に揺動可能に形成されているため、機体の重量バランスが変化したときに水平尾翼の迎角を変えることによって、機首の揚力を変化させて上昇することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】本発明にかかる三胴型飛行機の平面図である。
【図２】三胴型飛行機の正面図である。
【図３】三胴型飛行機の背面図である。
【図４】三胴型飛行機の側面図である。
【図５】図１におけるＶ−Ｖ線縦断面図である。
【図６】図２におけるVI−VI線縦断面図である。
【図７】気流の流れの説明用の三胴型飛行機正面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
本願発明は、主胴体の左右側に主翼を介して、それぞれ側胴体が配設され、前記主翼は翼根部の弦長よりも、翼端部の弦長が長く形成された三胴型飛行機。
【実施例１】
【００２７】
本発明の実施例１を図面を参照して説明する。図１は本願発明に係る三胴型飛行機（以下単に飛行機という）の平面図、図２は正面図、図３は背面図、図４は側面図、図５は図１におけるＶ−Ｖ線縦断側面図、図６は図１におけるVI−VI線縦断側面図である。
【００２８】
図１において飛行機１は、主胴体２の左右外側部に、それぞれ主翼３を介して、外側胴体４が配設されている。
主胴体２の平面形は、先端縁部左右側に膨出部２Ａが形成され、該膨出部２Ａを境として先端部へかけて細く、また膨出部２Ａから後方へかけて次第に細く、略魚形に形成されている。
【００２９】
主胴体２の側面形は、図６に示すように先端部を円弧状とし、底面は後端部へかけて水平に形成され、上面も先端部から後端部へかけてほぼ水平に形成され、先端縁部に上方へ膨出する操縦室２Ｂが形成されている。
主胴体２の上後部には、垂直尾翼５が配設され、垂直尾翼５の後部には方向舵６が配設されている。主胴体２の正面は、ほぼ縦長楕円形に形成され、平面の後端部は図２に示すように、縦長で細く形成されている。
【００３０】
この構成により、主胴体２の先端部に当る気流は、膨出部２Ａより前で高速化して負圧になり、膨出部２Ａより後方へ通過するに従って速度が遅くなる。
従って、この主胴体２の表面に沿って流れる気流は、主胴体２の前部に負圧を造り、後部を高圧とするので、この前後に発生する気圧の差によって、機体の前進力が生じる。機首を上向きにすると上昇力が生じる。
【００３１】
前記主翼３の翼弦長は、主胴体２の長さの１７％〜３３％の長さで、主胴体２の長手のほぼ中央部に配設されている。これによって飛行機の重心部に主翼３があるため、飛行時における前後のバランスが取りやすいので、操縦性に優れる。これよりも翼弦長が短かいと、揚力が損なわれ、また長すぎると、水平尾翼９との間の間隙１１の面積が小さくなり、操縦上で前後のバランスが取りにくくなる。
【００３２】
該主翼３の平面形は、図１に示すように、翼弦長に対して翼長が異常に小さく、前後に長く形成されている。この翼根部と翼長におけるアスペクト比は、１〜２．３である。これより弦長が狭いと、揚力が損なわれ、弦長が大きくなると、機体全体の前進時における抵抗が大きくなる。
【００３３】
また主翼３は、翼根部の弦長よりも、翼端部の弦長が長く形成されている。すなわち、図５は図１におけるＶ−Ｖ断面で、図６は図１におけるVI−VI断面を示す。しかして翼長の中間の弦長が最短に形成されている。
【００３４】
このことは、主翼３の上面に沿って後方へ通過する気流が、翼長方向で主翼３の後端部から下方へ離れる位置が、翼根部、翼中部、翼端部とで異なると同時に、主翼３の前部では、同時に相対流を受けることから、後部へ至る距離が長い方が速度が早くなる。
【００３５】
すなわち、主翼３の中央部を通過した流体は、図５でＬ矢示流となり、翼端部を通過した流体はＭ矢示流となり、図６に示す翼根部を通過した流体はＮ矢示流となる。このように主翼３の後端部から離れる流体は、その離れる位置が変化するので、翼中部を通過するＬ矢示流は、翼端部を通過するＭ矢示流よりも前の位置で、その下の通気路１２を通過する気流と合流する。
【００３６】
図５、図６で判るように、主翼３の後端部の後には、間隙１１が開口しているため、Ｌ矢示流が通過すると同時に、この負圧流を追うように上域から正圧流Ｐが下方へ流動する。Ｍ矢示流はＬ矢示流よりも後方へ高速で降下するため、このＭ矢示流に対する上域の正圧流Ｐは、水平尾翼９の下域に高速で流動する。
【００３７】
この時、側胴体４の後下部は、尻上がりになっているため、通気路１２を後方へ流動する気流は、側胴体４の後下部から外側方へ拡散しようとするが、前記Ｍ矢示流と、これを追う正圧流Ｐが高速で降下することから、拡散しようとする気流を押さえこみ、揚力を高め、ローリングの発生を抑制する。
【００３８】
主翼３の縦断側面形は、図５．６に示すように、底面は主胴体２の底面と同一面に設定されている。主翼３の上部の先端縁部には、上方へ膨出する膨出部３Ａが形成されている。該膨出部３Ａの板厚は、翼弦長の１７％〜３０％に形成される。これより板厚が薄いと、主翼３の上面を通過する流体を高速化しても、力が弱く、板厚が厚くなりすぎると、抵抗が大きくなる。
【００３９】
図面では、主翼３の上後部に推進器７が配設されているが、該推進器７は主胴体２の後上部に配設することができる。また、ジェットエンジンを側胴体４の後部内に配設することができる。
【００４０】
前記側胴体４は、先端部を主胴体２の先端部よりも後方へさげて、後端部は主胴体２の後端部と揃えて配設されている。
左右の側胴体４の平面形は、それぞれ内側面は直線的で、左右で並行に設定されている。これによって、この内側面に沿う気流は、後方へ直線的に通過して、飛行機１の針路を直線的に維持させる。
【００４１】
なお側胴体４の外側面は、先端縁部に外方へ膨出する膨出部４Ａを有し、膨出部４Ａから後方へかけて、次第にない側方へ向かって直線的に傾斜して、概ね魚の半身状に形成されている。従って左右の側胴体４を抱き合わせると、マグロ状になる。
これによって側胴体４の外側面に沿う気流は、膨出部４Ａより前部で高速化され、負圧を生じさせ、膨出部４Ａより後方へ至る気流は、次第に速度を低下させて、気圧を高める。その前後に発生する気圧の差により、側胴体４は前へ押出される。
【００４２】
また、側胴体４の正面形は図２に示すように、内側面は垂直で、外側面は縦方向の円弧状曲面をなし、左右の側胴体４の内側面と、主翼３の底面とで、正面視門型の通気路１２が形成されている。
飛行機１の前進時に、この通気路１２を後方へ通過する気流は、側胴体４で拘束され、外側方へ拡散することはない。
【００４３】
この通気路１２を後方へ通過する気流は、通気路１２内にある大気を、下方へ押しつけて高速で通過するためと、飛行機１の重量で下方へ加圧するため、下域の気圧が高まり、さらにその下位置の大気を下方へ加圧し、その反作用が飛行機１を押しあげる。
【００４４】
左右側胴体４の、それぞれの後端部外側面には、外側尾翼８が側胴体４の後部上面と同一面に配設されている。
該外側尾翼８は、図４に示すように上面が平坦で、下面は先端縁部に下方へ膨出する膨出部８Ａが形成され、縦断側面は水平尾翼９及び主翼３と逆に形成されている。
【００４５】
そのため、飛行機１の後部において、水平尾翼９と外側尾翼８とが、それぞれ上下反対方向の高速流を、後方上下へ通過させることから、飛行機１の操縦性が容易で、ローリングやヨーイングを起こすことは少なく、安定した飛行をすることができる。
【００４６】
左右側胴体４の側面形は、図４に示すように、上面と底面はほぼ平行であり、かつ、底面は、前後方向の中間部のやや後部から後端部へかけて、次第に反り上って細くされている。
【００４７】
図１に示すように主胴体２の後端部の左右側面と、それに対面する側胴体４の内側面の間には、それぞれ水平尾翼９、９が分けて架設されている。
各水平尾翼９は、側胴体４の上面とほぼ同一位置にあり、従って主翼３よりもかなり上位にある。また主胴体２の後部における高さ方向のの中間位置において、その先端部は、主胴体２の後端部との間に間隙１１を開けて、横架されている。水平尾翼９の後部には昇降舵１０が配設されている。
【００４８】
該水平尾翼９は、それぞれ主胴体２と側胴体４との間に、前部が上下に揺動可能に架設されている。これによって水平尾翼９と昇降舵１０とをそれぞれ逆向きにすることが可能となり、機首上下の微調整が可能で、即ち機体重量が重くて機首がさがり気味のとき等の変化に、昇降舵１０と併用して、機首を上向きにすることができる。
【００４９】
上記のように構成されたこの飛行機１は、推進器７の駆動によって、前進すると、前方から気流が飛行機１の前面に当り、主翼３の表面に沿って後方へ通過してコアンダ効果を発揮する。なお、主翼３に当る相対流は、上下面に分岐されて後部へ通過する。
【００５０】
飛行機１が前進すると、主翼３の先端部に当り、下方へ分岐される相対流は、図５における高速なＧ矢示流となり、側胴体４によって左右方へ拡散できないので、主翼３の下方の大気を押下げることになる、これに対して、飛行機１の重量が植え方から大気を加圧する。  
【００５１】
これを図７で説明する。図７において、飛行機１の主翼３の下面において前方から後方へ通過する高速のＧ矢示流は、主翼３の下面と、その下面に密接している下層空気Ｈの間に入って下層空気Ｈを押下げる。
【００５２】
押下げられた下層空気Ｈは、側方へ逃げようとするが、左右の側胴体４に阻まれて、下降し外側方へ迂回するＪ矢示流となる。
その結果Ｊ矢示流の前部は高気圧となり、気圧の差によって気圧の高くなったＫ矢示流が主翼３の下側に入り、主翼３を押しあげる。
【００５３】
このように、大気に対して飛行機１の重量と、高速のＧ矢示流とで加圧される主翼３と、左右側胴体４の間の通気路１２における下層気Ｈは、下方の大気に気圧差を形成させて、その反作用として、飛行機１を上方へ押上げることになる。
その結果、通気路１２に、推進器７による気流が流動する限り、飛行機１は前進しなくても墜落することがなく、ホバリングをすることができる。
【００５４】
また、推進器７が停止した時、機首を少し上向きにすると、主翼３下面の後部から前方へ抜ける気流が、クッションのように作用し、また間隙１１から主翼３の上前方へ抜ける気流が、高速となって負圧を造り揚力を生み、この場合、主翼３と水平尾翼９並びに側胴体４の下面には周囲から正圧流が、間隙１１をめがけて集合するため、気圧がたかまり、機体をおしあげる。
【００５５】
その主胴体２、側胴体４の後部からその周面に沿って前方へ流れる気流は、コアンダ効果により前方に負圧を造り、機体を押しあげる。その状態で緩やかに降下して、容易に着陸することができる。勿論、容易に滑空することもできる。
【００５６】
本発明は、前記実施例に限定されるものではなく、目的に沿って適宜設計変更をすることができる。例えば側胴体４の下部を、フロートとして、船体として水上から離着水をさせることもできる。
【産業上の利用可能性】
【００５７】
本発明の飛行機であるが、側胴体より外方へ突出する主翼を備えておらず、左右幅は小であるが、安定性、操縦性に優れ、短距離走行で離陸飛翔することができる。またホバリングもできるので、広い滑走路のない場所での離着陸が可能であり、防災用、農業用、その他用途に、広く利用することができる。
【符号の説明】
【００５８】
１．飛行機
２．主胴体
２Ａ膨出部
２Ｂ．操縦室
３．主翼
３Ａ．膨出部
４．側胴体
４Ａ．膨出部
５．垂直尾翼
６．方向舵
７．推進器
８．外側尾翼
９．水平尾翼
１０．昇降舵
１１．間隙
１２．通気路
【図１】
2010215035.tif 000003
【図２】
2010215035.tif 000004
【図３】
2010215035.tif 000005
【図４】
2010215035.tif 000006
【図５】
2010215035.tif 000007
【図６】
2010215035.tif 000008
【図７】
2010215035.tif 000009
【手続補正書】
【提出日】平成21年4月1日(2009.4.1)
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、三胴型飛行機に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般の飛行機においては、胴体の両側から、アスペクト比の高い主翼が突設され、その翼端は自由端となっている。
一方特許文献１には、主翼端に側胴体を備える飛行機が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２００６−１８９０３２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従来の飛行機は、主翼のアスペクト比が比較的高いため、低速時における揚力が小さく、離陸に長距離の滑走を必要とする。旋回には大きな半径を要し、しかも、横滑りをして降下し、低速では失速して墜落する虞があるので、いわゆるホバリングは不可能である。
また前記特許文献１に記載の飛行機は、外方へ突出する翼幅（スパン）の長い主翼を備えない飛行機として注目されるが、まだ改良の余地がある。
本発明は、胴体の外側に突出するアスペクト比の高い翼を使用せずに、高い揚力が得られ、短距離で離陸することができ、かつ、比較的小半径で旋回することができると共に、ホバリングもできる三胴型飛行機を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
この発明は、主胴体の左右両側方に、それぞれアスペクト比の小さな主翼を介して、側胴体を配設してなる三胴型飛行機に関し、その具体的な内容は次の通りである。
【０００６】
（１）  主胴体の左右外側部に、それぞれ翼弦長の長い主翼を介して側胴体が配設され、その左右の主翼は、上面において、翼根部の翼弦長よりも、翼端部における翼弦長が長く形成され、主水平尾翼、垂直尾翼、推進器、方向舵及び昇降舵を具備する、三胴型飛行機。
【０００７】
（２）  前記各主翼の、翼根部から翼端部に至る翼幅方向の中間部の翼弦長を、それぞれ最小としてなる、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【０００８】
（３）  前記各主翼は、上面において前縁の翼幅よりも、後縁の翼幅が長く形成されている、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【０００９】
（４）  前記各主翼は、翼根部を主胴体の下側部に固定され、翼端部は側胴体の上側部に固定されてなる、前記（１）に記載の三胴型飛行機。
【００１０】
（５）  前記主胴体と、左右の側胴体は、その後端部の前後位置をほぼ整合させてなる、前記（１）〜（４）のいずれかに記載の三胴型飛行機。
【００１１】
（６）  前記左右の側胴体は、平面視において、それぞれ内側面は前後に直線状で、互いに並行をなし、各外側面は、前端縁部に外方へ膨出された膨出部が形成されている、前記（１）〜（５）のいずれかに記載の三胴型飛行機。  
【００１２】
（７） 前記左右の側胴体は、それぞれ後外側部の上部に、主翼の縦断側面とは上下逆の断面をもつ、副水平尾翼が配設されてなる、前記（１）〜（６）のいずれかに記載の三胴型飛行機。
【００１３】
（８）  前記主水平尾翼は、主胴体の左右側に分けて、主胴体の高さの中間部で、かつ左右側胴体の上内側部にそれぞれ固定されてなる、請求項（１）〜（７）のいずれかに記載の三胴型飛行機。
【００１４】
（９）  前記主水平尾翼は、主胴体と側胴体に支持されて、後縁部を上下方へ揺動可能とされている、前記（８）に記載の三胴型飛行機。
【００１５】
本発明によると次のような効果がある。
【００１６】
（１）  前記（１）に記載された発明の三胴型飛行機は、主胴体と左右側胴体の間に配設された主翼が、平面視で、翼根部の翼弦長よりも、翼端部の翼弦長が長くなっているので、飛行時において、主翼の上面を前方から後方へ通過する気流は、左右側胴体によって、側方への拡散が抑止される。また主翼の後端部において、翼根部を通過する気流よりも、翼端部を通過する気流の方が通過距離が長く、かつ高速になるため、翼根部を通過した気流が、下面を通過する気流と合流した後に、翼端部を通過する気流が、下面を通過する気流と合流することとなり、左右方向の機体のバランスが安定し、操縦性に優れ、ローリングが生じにくい。
【００１７】
（２）  前記（２）に記載された発明の三胴型飛行機においては、主翼の翼根部の翼弦長よりも、翼端部の翼弦長が長く、かつ翼幅中間の翼弦長が最小に形成されているので、主翼の上面に沿って通過する気流は、主翼の翼幅中間部で最初に降下し、次に翼根部、翼端部と降下することとなり、翼端部で降下する気流は、下面を通過する気流と合流する位置が異なり、それによって生じる下域の気圧の差によって、左右方向のバランスが保持され操縦性が高まる。
【００１８】
（３）  前記（３）に記載された発明の三胴型飛行機においては、各主翼の、平面で、前縁の翼幅よりも後縁の翼幅が長く形成されているので、主翼の上面を後方へ通過する気流は、主胴体の側面に沿って後部へ通過する気流に引かれ、機体の中心方向へ寄って側方への拡散が抑止される。
【００１９】
（４）  前記（４）に記載された発明の三胴型飛行機においては、各主翼の翼根部は主胴体の下側部に固定され、翼端部は側胴体の上部内側に固定されているので、主翼の上面を通過する気流は、主翼の後部で主胴体の側面に沿い、主翼の下面に沿う気流は、左右側胴体により拡散が抑制される。
【００２０】
（５）  前記（５）に記載された発明の三胴型飛行機においては、主胴体と側胴体の後端部の前後位置がほぼ整合しているので、主胴体と側胴体の外面に沿って流動する気流を、機体の後方まで案内することができ、直進性に優れたものとなる。
【００２１】
（６）  前記（６）に記載された発明の三胴型飛行機においては、左右側胴体の内側面が、それぞれ互いに並行をなしているので、左右側胴体の後部で内側面に沿って流動する気流は、機体の直進性を維持させる。
また外側面は、先端縁部に膨出部を有するので、該膨出部より前部に負圧が生じ、また膨出部より後部には高圧が生じ、前後に発生する気圧の差によって、側胴体は前方へ押出される。
【００２２】
（７）  前記（７）に記載された発明の三胴型飛行機においては、各側胴体の後端外側部に、翼型が主翼とは逆形状の副水平尾翼が設けられているので、飛行時に、各側胴体の後外側部に沿って、後方へ通過する気流を副水平尾翼が受けて、側尾翼の後上方へ気流を導くこととなり、機首さがりを調節して安定させ、かつローリングを抑止させる。
【００２３】
（８）  前記（８）に記載された発明の三胴型飛行機においては、尾翼が、主胴体の左右に分けて配設されているので、昇降舵のコントロールがしやすい。すなわち、飛行機はバランすが良くて安定していると、逆に操縦性が低下する。
【００２４】
（９）  前記（９）に記載された発明の三胴型飛行機においては、主水平尾翼の後端部が上下に揺動可能となっているため、機体の重量バランスが変化したときに、主水平尾翼の迎角を変えることにより、機首を上下させて、安定を保つことができる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】本発明にかかる三胴型飛行機の平面図である。
【図２】同じく三胴型飛行機の正面図である。
【図３】同じく三胴型飛行機の背面図である。
【図４】同じく三胴型飛行機の側面図である。
【図５】図１におけるＶ−Ｖ線縦断面図である。
【図６】図２におけるVI−VI線縦断面図である。
【図７】気流の流れを説明するための三胴型飛行機の正面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
本願発明は、主胴体の左右側に主翼を介して、それぞれ側胴体が配設され、前記主翼は翼根部の弦長よりも、翼端部の弦長が長く形成された三胴型飛行機。
【実施例１】
【００２７】
本発明の実施例１を図面を参照して説明する。図１は本願発明に係る三胴型飛行機（以下単に飛行機という）の平面図、図２は、正面図、図３は、背面図、図４は、側面図、図５は、図１におけるＶ−Ｖ線縦断側面図、図６は、図１におけるVI−VI線縦断側面図である。
【００２８】
図１において飛行機１は、主胴体２の左右外側部に、それぞれ主翼３を介して、外側胴体４が配設されている。
主胴体２の平面形は、先端縁部左右側に膨出部２Ａが形成され、該膨出部２Ａを境として、先端部へかけて細く、また膨出部２Ａから後方へかけて、次第に細く、略魚形に形成されている。
【００２９】
主胴体２の側面形は、図６に示すように、前端部を円弧状とし、底面は後端部へかけて水平に形成され、上面も、前端部から後端部へかけてほぼ水平に形成され、前端縁部に、上方へ膨出する操縦室２Ｂが形成されている。
主胴体２の上後部には、垂直尾翼５が配設され、垂直尾翼５の後部には方向舵６が配設されている。主胴体２の正面形は、ほぼ縦長楕円形に形成され、平面視において、後端部は、縦長で細く形成されている。
【００３０】
この構成により、主胴体２の前端部に当る気流は、膨出部２Ａより前で高速化して負圧になり、膨出部２Ａより後方へ通過するに従って速度が遅くなる。
従って、この主胴体２の表面に沿って流れる気流は、主胴体２の前部に負圧を造り、後部を高圧とするので、この前後に発生する気圧の差によって、前進力が生じる。従って、機首を上向きにすると上昇力が生じる。
【００３１】
前記主翼３の翼弦長は、主胴体２の長さの１７％〜３３％であり、主翼３は、主胴体２の長手方向のほぼ中央部に配設されている。これによって飛行機の重心部に主翼３があるため、飛行時における前後のバランスが取りやすいので、操縦性に優れる。これよりも翼弦長が小さいと、揚力が損なわれ、また長すぎると、主水平尾翼９との間の間隙１１の面積が小さくなり、前後のバランスが取りにくくなる。
【００３２】
主翼３の平面形は、図１に示すように、翼弦長に対して、左右の翼幅が異常に短かく、前後に長く形成されている。この翼幅と平均的翼弦長とのアスペクト比は、約１〜２．３である。これより翼弦長が小さいと、揚力が損なわれ、翼弦長が大きくなると、機体全体の前進時における抵抗が大きくなる。
【００３３】
また主翼３は、翼根部の翼弦長よりも、翼端部の翼弦長が長く形成されている。図５は、図１におけるＶ−Ｖ断面、図６は、図１におけるVI−VI断面を示す。しかして、翼幅方向の中間の翼弦長が最短とされている。
【００３４】
このことは、主翼３の上面に沿って後方へ通過する気流が、翼幅方向で主翼３の後端部から下方へ離れる位置が、翼根部、翼幅中間部、翼端部とで異なると同時に、主翼３の前部では、同時に相対流を受けることとなり、後部へ至る距離が長い方が速度が早くなる。
【００３５】
すなわち、主翼３の翼幅中央部を通過した気流は、図５でＬ矢示流となり、翼端部を通過した流体はＭ矢示流となり、図６に示す翼根部を通過した流体はＮ矢示流となる。このように主翼３の後端部から離れる流体は、その離れる位置が変化するので、翼幅中間部を通過するＬ矢示流は、翼端部を通過するＭ矢示流よりも前の位置で、その下の通気路１２を通過する気流と合流する。
【００３６】
図５、図６で判るように、主翼３の後端部の後方には、間隙１１が存在しているため、Ｌ矢示流が通過すると同時に、この負圧流を追うように、上域から正圧流Ｐが下方へ流動する。Ｍ矢示流は、Ｌ矢示流よりも後方へ高速で降下するため、このＭ矢示流に対する上域の正圧流Ｐは、主水平尾翼９の下域に高速で流動する。
【００３７】
この時、側胴体４の後下部は、尻上がりになっているため、通気路１２を後方へ流動する気流は、側胴体４の後下部から外側方へ拡散しようとするが、前記Ｍ矢示流と、これを追う正圧流Ｐが高速で降下することから、拡散しようとする気流を押さえこみ、揚力を高め、ローリングの発生を抑制する。
【００３８】
主翼３の縦断側面形は、図５．図６に示すように、底面は、主胴体２の底面と同一面に設定されている。主翼３の上部の先端縁部には、上方へ膨出する膨出部３Ａが形成されている。該膨出部３Ａの翼厚は、翼弦長の１７％〜３０％とされている。これより膨出部３Ａの翼厚が薄いと、主翼３の上面を通過する気流を高速化しても、力が弱く、翼厚が厚くなりすぎると、抵抗が大きくなる。
【００３９】
図面では、主翼３の上後部に推進器７が配設されているが、推進器７は、主胴体２の後上部に配設することができる。また、ジェットエンジンを側胴体４の後部内に配設することもできる。
【００４０】
前記側胴体４は、前端部を主胴体２の前端部よりも後方へさげて、また後端部は、主胴体２の後端部と揃えて配設されている。
左右の側胴体４の平面形は、それぞれ内側面は直線的で、左右で並行に設定されている。これによって、この内側面に沿う気流は、後部で直線的に通過して、飛行機１の直進性を維持させる。
【００４１】
なお側胴体４の外側面は、先端縁部に膨出部４Ａを有し、膨出部４Ａから後方へかけて、次第に内側方へ向かって直線的に傾斜して、概ね魚の半身状に形成されている。従って左右の側胴体４を抱き合わせると、マグロ状になる。
これによって、側胴体４の外側面に沿う気流は、膨出部４Ａより前部で高速化されて、負圧を生じさせ、膨出部４Ａより後方へ至る気流は、次第に速度を低下させて、気圧を高める。その前後に発生する気圧の差により、側胴体４は前へ押出される。
【００４２】
また、側胴体４の正面形は、図２に示すように、内側面は垂直で、外側面は、縦方向の円弧状曲面をなし、左右の側胴体４の内側面と、主翼３の底面とで、正面視門型の通気路１２が形成されている。
飛行機１の前進時に、この通気路１２を後方へ通過する気流は、側胴体４で拘束され、外側方へ拡散することはない。
【００４３】
この通気路１２を後方へ通過する気流は、通気路１２内にある大気を、下方へ押しつけて高速で通過するためと、飛行機１の重量で下方へ加圧するためとにより、下域の気圧が高まり、さらにその下位置の大気を下方へ加圧し、その反作用により飛行機１は押しあげられる。
【００４４】
左右側胴体４の、それぞれの後端部外側面には、副水平尾翼８が、側胴体４の後部上面と同一面に配設されている。
この副水平尾翼８は、図４に示すように上面が平坦で、下面は、先端縁部に下方へ膨出する膨出部８Ａを有し、縦断側面形は主水平尾翼９及び主翼３と逆に形成されている。
【００４５】
そのため、飛行機１の後部において、主水平尾翼９と副水平尾翼８とが、それぞれ上下反対方向の高速流を、後方上下へ通過させることとなり、飛行機１の操縦性が良好で、ローリングやヨーイングを起こすことは少なく、安定した飛行をすることができる。
【００４６】
左右側胴体４の側面形は、図４に示すように、上面と底面はほぼ平行であり、かつ、底面は、前後方向の中間部のやや後部から後端部へかけて、次第に反り上って細くされている。
【００４７】
図１に示すように、主胴体２の後端部の左右側面と、それに対面する側胴体４の内側面の間には、それぞれ主水平尾翼９、９が、分けて架設されている。
各主水平尾翼９は、側胴体４の上面とほぼ同一位置にあり、従って、主翼３よりもかなり上位にある。また主胴体２の後部における高さ方向の中間位置において、その先端部は、主胴体２の後端部との間に間隙１１を開けて、横架されている。主水平尾翼９の後部には、昇降舵１０が配設されている。
【００４８】
主水平尾翼９は、それぞれ主胴体２と側胴体４との間に、前部が上下に揺動可能に架設されている。これによって、主水平尾翼９と昇降舵１０とをそれぞれ逆向きにすることが可能となり、機首上下の微調整が可能で、即ち機体重量が重くて機首がさがり気味のとき等の変化に、昇降舵１０と併用して、機首を上向きにすることができる。
【００４９】
上記のように構成されたこの飛行機１は、推進器７の駆動によって前進すると、前方から気流が飛行機１の前面に当り、主翼３の表面に沿って後方へ通過してコアンダ効果を発揮する。なお、主翼３に当る相対流は、上下面に分岐されて後部へ通過する。
【００５０】
飛行機１が前進すると、主翼３の先端部に当り、下方へ分岐される相対流は、図５における高速のＧ矢示流となり、側胴体４によって左右方へ拡散できないので、主翼３の下方の大気を押下げることになる。これに対して、飛行機１の重量により、大気は加圧される。  
【００５１】
これを図７で説明する。図７において、飛行機１の主翼３の下面において、前方から後方へ通過する高速のＧ矢示流は、主翼３の下面と、その下面に密接している下層空気Ｈの間に入って、下層空気Ｈを押下げる。
【００５２】
押下げられた下層空気Ｈは、側方へ逃げようとするが、左右の側胴体４に阻まれて下降し、外側方へ迂回するＪ矢示流となる。
その結果、Ｊ矢示流の前部は高気圧となり、気圧の差によって気圧の高くなったＫ矢示流が主翼３の下側に入り、主翼３を押しあげる。
【００５３】
このように、大気に対して飛行機１の重量と、高速のＧ矢示流とで加圧される主翼３と、左右側胴体４の間の通気路１２における下層気Ｈは、下方の大気に気圧差を形成させ、その反作用として、飛行機１を押上げることになる。
その結果、通気路１２に、推進器７による気流が流動する限り、飛行機１は、前進しなくても墜落することがなく、ホバリングをすることができる。
【００５４】
また、推進器７が停止した時、機首を少し上向きにすると、主翼３の下面の後部から前方へ抜ける気流が、クッションのように作用し、また間隙１１から主翼３の上前方へ抜ける気流が、高速となって負圧を造り揚力を生み、主翼３と主水平尾翼９並びに側胴体４の下面には、周囲から正圧流が、間隙１１をめがけて集合するため、気圧が高まり、機体をおしあげる。
【００５５】
この際、主胴体２および側胴体４の後部から、その周面に沿って前方へ流れる気流は、コアンダ効果により前方に負圧を造り、機体を押しあげる。そのため、飛行機は緩やかに降下して、容易に着陸することができる。勿論、容易に滑空することもできる。
【００５６】
本発明は、前記実施例に限定されるものではなく、目的に沿って適宜設計変更をすることができる。例えば側胴体４の下部を、フロートとし、船体として水上から離着水をさせることもできる。
【産業上の利用可能性】
【００５７】
本発明の飛行機は、側胴体より外方へ突出する主翼を備えておらず、左右幅は小であるが、安定性、操縦性に優れ、短距離走行で離陸飛翔することができる。またホバリングもできるので、広い滑走路のない場所での離着陸が可能であり、防災用、農業用、その他用途に、広く利用することができる。
【符号の説明】
【００５８】
１．飛行機
２．主胴体
２Ａ．膨出部
２Ｂ．操縦室
３．主翼
３Ａ．膨出部
４．側胴体
４Ａ．膨出部
５．垂直尾翼
６．方向舵
７．推進器
８．副水平尾翼
９．主水平尾翼
１０．昇降舵
１１．間隙
１２．通気路
【手続補正２】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
主胴体の左右外側部に、それぞれ翼弦長の長い主翼を介して側胴体が配設され、その左右の主翼は、上面において、翼根部の翼弦長よりも翼端部の翼弦長が長く形成され、かつ主水平尾翼、垂直尾翼、推進器、方向舵及び昇降舵を具備することを特徴とする三胴型飛行機。
【請求項２】
前記各主翼は、翼根部から翼端部に至る翼幅方向の中間部の翼弦長を、それぞれ最小としてなることを特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項３】
前記各主翼の、上面において前部の翼幅よりも、後部の翼幅が長く形成されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項４】
前記各主翼は、翼根部を主胴体の下側部に固定され、翼端部は側胴体の上側部に固定されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項５】
前記主胴体と、左右の側胴体は、その後端部の前後位置をほぼ整合させてなることを特徴とする、請求項１〜４のいずれかに記載の三胴型飛行機。
【請求項６】
前記左右の側胴体は、平面視において、それぞれ内側面は、前後に直線状で互いに並行をなし、各外側面は、前端縁部に外方へ膨出された膨出部が形成されていること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。  
【請求項７】
前記左右の側胴体は、それぞれ後外側部の上部に、主翼の縦断側面とは上下逆の断面をもつ、副水平尾翼が配設されてなること、を特徴とする請求項１〜６のいずれかに記載の三胴型飛行機。
【請求項８】
前記主水平尾翼は、主胴体の左右側に分けて、主胴体の高さの中間部で、かつ左右側胴体の上内側部にそれぞれ固定されてなること、を特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項９】
前記主水平尾翼は、主胴体と側胴体に支持されて、後端部を上下方へ揺動可能とされていること、を特徴とする請求項８に記載の三胴型飛行機。
【手続補正３】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】図３
【補正方法】変更
【補正の内容】
【図３】
2010215035.tif 000010