(57)【要約】  垂直離着陸機１は、揚力及び推力を発生させる一対のダクテッドファン３ａ，３ｂと、ダクテッドファン３ａ，３ｂを連結するフレーム４と、ダクテッドファン３ａ，３ｂに動力を供給する動力源５と、接地時に機体２を支持する脚部６と、を備え、一方のダクテッドファン３ａ（３ｂ）は、他方のダクテッドファン３ｂ（３ａ）から遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
機体に複数のダクテッドファンを含む垂直離着陸機であって、
前記ダクテッドファンの各々は、他のダクテッドファンから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している、
ことを特徴とする垂直離着陸機。
【請求項２】
前記ダクテッドファンの傾斜方向は、前記垂直離着陸機の平面図上において前記複数のダクテッドファンの回転中心から等距離かつ最短距離にある機体中心と前記回転中心とを結ぶ線分に対して垂直である、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
【請求項３】
前記機体は、前記ダクテッドファンに動力を供給する動力源を含み、前記垂直離着陸機の平面図上において該動力源の出力軸は前記機体中心上に配置されている、ことを特徴とする請求項２に記載の垂直離着陸機。
【請求項４】
前記複数のダクテッドファンは、前記動力源によって同じ方向に回転される、ことを特徴とする請求項３に記載の垂直離着陸機。
【請求項５】
前記ダクテッドファンは、迎角を調整可能な制御翼を出口部に備えている、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
【請求項６】
前記機体は、姿勢制御用の推進装置を備えている、ことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
ここに開示される実施態様は、垂直離着陸機、特に、複数のダクテッドファンを有する垂直離着陸機に関する。
【背景技術】
【０００２】
現在、地上滑走せずに揚力を発生させることができる垂直離着陸機の代表例は、へリコプタである。ヘリコプタは、機体に比して大きなメインロータを有し、かかるメインロータを回転させることによって揚力及び推力を得ている。また、メインロータの回転により機体に作用する反トルクは、一般に、テールロータ等を用いて打ち消している（例えば、特許文献１参照）。【０００３】
また、近年、ドローンと呼ばれる無人の垂直離着陸機の開発が進んでいる。かかる垂直離着陸機は、一般に複数のロータを回転させることによって揚力及び推力を得ている。また、これらのロータの回転により機体に作用する反トルクは、例えば、半数ずつのロータを互いに逆回転させることにより打ち消している（例えば、特許文献２参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平６−２８６６９６号公報
【特許文献２】特開２０１４−２４０２４２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、特許文献１に記載されたようなヘリコプタ型の垂直離着陸機では、メインロータが大きいうえに、テールロータ等を配置するために機体が大型化しがちである。したがって、かかる垂直離着陸機が、建築物、樹木等の障害物が存在している狭い空間において離着陸や姿勢制御を行うと、メインロータ、テールロータ等が障害物と接触してしまう。そのため、上述した垂直離着陸機は、離着陸のために広い空間を必要とする。【０００６】
また、特許文献２に記載されたようなドローン型の垂直離着陸機では、複数のロータの回転方向を制御しなければならず、その制御が複雑になってしまう。また、ロータに伝達される動力を反転ギアのような機構を用いて反転させた場合には、構造が複雑になる、機体の重量が増加してしまう等の問題が生じる。【０００７】
本開示は上述した問題点に鑑み創案されたものであり、簡便な構造で機体に作用する反トルクの影響を低減することができる、垂直離着陸機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本開示によれば、機体に複数のダクテッドファンを含む垂直離着陸機であって、前記ダクテッドファンの各々は、他のダクテッドファンから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している、ことを特徴とする垂直離着陸機が提供される。【０００９】
前記ダクテッドファンの傾斜方向は、前記垂直離着陸機の平面図上において前記複数のダクテッドファンの回転中心から等距離かつ最短距離にある機体中心と前記回転中心とを結ぶ線分に対して垂直であってもよい。また、前記機体は、前記ダクテッドファンに動力を供給する動力源を含み、前記垂直離着陸機の平面図上において該動力源の出力軸は前記機体中心上に配置されていてもよい。さらに、前記複数のダクテッドファンは、前記動力源によって同じ方向に回転されてもよい。【００１０】
また、前記ダクテッドファンは、迎角を調整可能な制御翼を出口部に備えていてもよい。また、前記機体は、姿勢制御用の推進装置を備えていてもよい。
【発明の効果】
【００１１】
上述した本開示の垂直離着陸機によれば、ダクテッドファンを回転軸の回転方向に対して接線方向に傾斜させたことにより、傾斜させた方向に推力の分力が生じ、各ダクテッドファンに生じる分力によって反トルクを打ち消す相殺トルクを発生させることができる。したがって、ヘリコプタ型の垂直離着陸機のようにテールロータ等を配置したり、ドローン型の垂直離着陸機のように複数のダクテッドファンの回転方向を制御したりする必要がないため、簡便な構造で機体に作用する反トルクの影響を低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１Ａ】本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の平面図である。
【図１Ｂ】本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の正面図である。
【図１Ｃ】本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の側面図である。
【図２Ａ】本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機における反トルクの発生を示す概念図である。
【図２Ｂ】本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機における推力の分力の発生を示す概念図である。
【図２Ｃ】本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機における相殺トルクの発生を示す概念図である。
【図３Ａ】本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の第一変形例を示す平面概念図である。
【図３Ｂ】本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の第二変形例を示す平面概念図である。
【図４Ａ】本開示の第二実施形態に係る垂直離着陸機の平面図である。
【図４Ｂ】本開示の第二実施形態に係る垂直離着陸機の正面図である。
【図４Ｃ】本開示の第二実施形態に係る垂直離着陸機の側面図である。
【図５Ａ】本開示の第三実施形態に係る垂直離着陸機の平面図である。
【図５Ｂ】本開示の第三実施形態に係る垂直離着陸機の正面図である。
【図５Ｃ】本開示の第三実施形態に係る垂直離着陸機の側面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本開示の実施形態について図１Ａ〜図５Ｃを用いて説明する。ここで、図１Ａ〜図１Ｃは、本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機を示す図であり、図１Ａは平面図、図１Ｂは正面図、図１Ｃは側面図、である。図２Ａ〜図２Ｃは、本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の作用を示す説明図であり、図２Ａは反トルクの発生を示す概念図、図２Ｂは推力の分力の発生を示す概念図、図２Ｃは相殺トルクの発生を示す概念図、である。
【００１４】
本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機１は、図１Ａ〜図２Ｃに示したように、揚力及び推力を発生させる一対のダクテッドファン３ａ，３ｂと、ダクテッドファン３ａ，３ｂを連結するフレーム４と、ダクテッドファン３ａ，３ｂに動力を供給する動力源５と、接地時に機体２を支持する脚部６と、を備えている。なお、機体２は、ダクテッドファン３ａ，３ｂ、フレーム４及びこれらの付属物（動力源５、脚部６等）によって構成される。
【００１５】
ダクテッドファン３ａは、例えば、図１Ｂに示したように、正面視でフレーム４の右側に配置されている。また、ダクテッドファン３ｂは、例えば、図１Ｂに示したように、正面視でフレーム４の左側に配置されている。ダクテッドファン３ａ及びダクテッドファン３ｂは、これらの中間部に接続されたフレーム４によって一体に連結されている。そして、一方のダクテッドファン３ａ（３ｂ）は、他方のダクテッドファン３ｂ（３ａ）から遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。
【００１６】
ダクテッドファン３ａ，３ｂは、例えば、略円筒形状のダクト３１ａ，３１ｂと、ダクト３１ａ，３１ｂ内に回転可能に配置されたファン３２ａ，３２ｂと、ファン３２ａ，３２ｂの上流側に配置されたノーズコーン３３ａ，３３ｂと、ファン３２ａ，３２ｂの下流側に配置されたテールコーン３４ａ，３４ｂと、ダクト３１ａ，３１ｂ及びテールコーン３４ａ，３４ｂを連結するステータ３５ａ，３５ｂと、を備えている。なお、ダクテッドファン３ａ，３ｂは、ダクトファンと呼ばれることもある。
【００１７】
ノーズコーン３３ａ，３３ｂは、ファン３２ａ，３２ｂにより吸い込まれる空気をダクト３１ａ，３１ｂ内に滑らかに案内する機能を有している。ステータ３５ａ，３５ｂは、ダクト３１ａ，３１ｂに案内された空気を整流する機能を有している。また、一部のステータ３５ａ，３５ｂの内部には、動力源５からファン３２ａ，３２ｂに動力を伝達する動力伝達機構を配置してもよい。テールコーン３４ａ，３４ｂは、ダクト３１ａ，３１ｂから排出される空気を滑らかに案内する機能を有している。
【００１８】
また、ダクテッドファン３ａ，３ｂは、迎角を調整可能な制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂを出口部に有していてもよい。制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂは、例えば、ダクテッドファン３ａ，３ｂの出口部（ファン３２ａ，３２ｂの下流側）におけるダクト３１ａ，３１ｂとテールコーン３４ａ，３４ｂとの間に掛け渡された駆動軸（図示せず）に接続されている。制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂの駆動源（例えば、電動モータ）は、テールコーン３４ａ，３４ｂ又はダクト３１ａ，３１ｂの内部に配置される。制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂは、例えば、略十字形状に配置されており、機体２の前後方向に回動される一対の制御翼３６ａ，３６ｂと、機体２の左右方向に回動される一対の制御翼３７ａ，３７ｂと、を有している。
【００１９】
かかる制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂを任意の方向に回動させて迎角を調整することにより、ダクテッドファン３ａ，３ｂにより生じる推力の方向を調整し、機体２の進行方向を制御することができる。また、制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂは、機体２の進行方向を調整するためだけでなく、機体２の姿勢を制御するために使用してもよい。
【００２０】
フレーム４は、一対のダクテッドファン３ａ，３ｂを連結する部材であり、ダクト３１ａ，３１ｂに接続されている。フレーム４は、金属製であってもよいし、樹脂製であってもよい。フレーム４の上面には、動力源５が配置される。動力源５は、例えば、燃料で駆動されるエンジンである。動力源５としてエンジンを採用することにより、大型のダクテッドファン３ａ，３ｂを長時間にわたり駆動することができ、ペイロード（積載量）を増大させることができる。
【００２１】
なお、動力源５は、フレーム４の下面に配置してもよいし、フレーム４の後部に配置してもよい。また、動力源５は、エンジンに限定されるものではなく、ファン３２ａ，３２ｂがそれぞれ電動モータを有している場合には、この電動モータに電力を供給可能な電池（例えば、蓄電池、燃料電池、太陽電池等）であってもよい。
【００２２】
また、フレーム４の内部には、動力源５により生成された動力をファン３２ａ，３２ｂに伝達する動力伝達機構が配置される。動力伝達機構は、例えば、図２Ｃに示したように、動力源５によって回転される出力軸５１と、ファン３２ａ，３２ｂの中心に配置された回転軸５２ａ，５２ｂと、出力軸５１及び回転軸５２ａ，５２ｂに掛け渡されたベルト５３ａ，５３ｂと、を有している。ベルト５３ａ，５３ｂは、ダクト３１ａ，３１ｂに形成された開口部及びステータ３５ａ，３５ｂの内部に挿通されて、出力軸５１及び回転軸５２ａ，５２ｂに掛け渡される。
【００２３】
なお、動力伝達機構は、図示したベルト伝動機構に限定されず、シャフト及び傘歯車を用いた歯車伝動機構やチェーン及びスプロケットを用いたチェーン伝動機構等であってもよい。また、動力伝達機構は、減速機構や増速機構を含んでいてもよい。さらに、ファン３２ａ，３２ｂがそれぞれ電動モータを有している場合には、動力伝達機構は、動力源５から電力を供給する電力ケーブルであってもよい。
【００２４】
また、フレーム４の下面には、着陸時に接地する一対の脚部６が配置される。脚部６は、例えば、略Ｃ字形状に形成された板材によって構成され、両端がフレーム４に接続される。かかる脚部６は、フレーム４と共に環状を成すため弾力性を有しており、着陸時の衝撃を緩和することができる。なお、脚部６は、図示した構成に限定されず、三本以上のロッド状部材によって構成してもよいし、着陸時に接地する長尺の板材とフレーム４に接続された支持部材とによって構成してもよい。
【００２５】
また、フレーム４の下面には、積荷Ｃを支持するコネクタ４１が配置されていてもよい。図１Ａ〜図１Ｃでは、説明の便宜上、積荷Ｃを一点鎖線で図示している。積荷Ｃは、例えば、カメラ等の撮影機材、測量機器、救難物資等である。
【００２６】
また、フレーム４の内部には、動力源５の出力、ダクテッドファン３ａ，３ｂの回転数、制御翼３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂの迎角等を制御する制御装置（図示せず）が配置されていてもよい。かかる制御装置は、予めインプットされたプログラムに基づいて垂直離着陸機１を自動操縦するように構成されていてもよいし、リモートコントローラ等を用いて垂直離着陸機１を遠隔操縦できるように構成されていてもよい。
【００２７】
ここで、図２Ａに示した垂直離着陸機１′は、回転軸５２ａ′，５２ｂ′を鉛直方向に配向したダクテッドファン３ａ′，３ｂ′を有している。回転軸５２ａ′，５２ｂ′には、出力軸５１′及びベルト５３ａ′，５３ｂ′を介して動力が伝達される。いま、ダクテッドファン３ａ′，３ｂ′の両方のファン（図示せず）を同じ方向（例えば、図の時計回り方向）に回転させた場合、その反作用として機体２′には図の反時計回りに反トルクＴｒが作用する。したがって、何の対策も施さない場合には、機体２′は図の反時計回りに回転し、安定飛行することが難しい。
【００２８】
そこで、本実施形態では、ダクテッドファン３ａ，３ｂを所定の方向に傾斜させた状態でフレーム４に固定している。例えば、図２Ｂに示したように、ダクテッドファン３ａの回転軸５２ａは、その中心線Ｌａが、鉛直線Ｌｖに対して前方に角度θだけ傾斜している。また、ダクテッドファン３ｂの回転軸５２ｂは、その中心線Ｌｂが、鉛直線Ｌｖに対して後方に角度θだけ傾斜している。角度θは、垂直離着陸機１がホバリング状態にあるとき機体２が回転しない範囲に設定される。具体的には、角度θは、例えば、１〜１０°の範囲内に設定され、４〜６°程度であることが好ましい。なお、ダクテッドファン３ａの回転軸５２ａの傾斜角度θとダクテッドファン３ｂの回転軸５２ｂの傾斜角度θは同じ値に設定される。
【００２９】
また、回転軸５２ａ，５２ｂの傾斜に合わせて、ダクテッドファン３ａ，３ｂを構成する他の部材（ダクト３１ａ，３１ｂ、ファン３２ａ，３２ｂ、ノーズコーン３３ａ，３３ｂ、テールコーン３４ａ，３４ｂ、ステータ３５ａ，３５ｂ等）も傾斜される。したがって、ダクテッドファン３ａは、鉛直線Ｌｖに対して前方に角度θだけ傾斜され、ダクテッドファン３ｂは、鉛直線Ｌｖに対して後方に角度θだけ傾斜されていることとなる。なお、図２Ｂにおいては、説明の便宜上、ダクテッドファン３ａ，３ｂの構成を概念化した側面図を示している。
【００３０】
回転軸５２ａが前方に傾斜したダクテッドファン３ａでは、図の左上方に向かって推力Ｆａが生じるため、前方向きの分力Ｆｈａが生じることとなる。また、回転軸５２ｂが後方に傾斜したダクテッドファン３ｂでは、図の右上方に向かって推力Ｆｂが生じるため、後方向きの分力Ｆｈｂが生じることとなる。
【００３１】
これらの分力Ｆｈａ，Ｆｈｂを図２Ｃに示した平面図に図示すれば、ダクテッドファン３ａでは図の下向きに分力Ｆｈａが生じ、ダクテッドファン３ｂでは図の上向きに分力Ｆｈｂが生じることとなる。これらの分力Ｆｈａ，Ｆｈｂは、機体２を図の時計回りに回転させる相殺トルクＴｃを生じさせる。したがって、この相殺トルクＴｃにより反トルクＴｒを打ち消すことができる。
【００３２】
なお、図２Ｃでは、説明の便宜上、ダクテッドファン３ａ，３ｂの内側が見える部分を濃い灰色で塗り潰し、外側が見える部分を薄い灰色で塗り潰している。また、回転軸５２ａ，５２ｂと出力軸５１とは、捻れの位置関係にあるものの、動力伝達機構としてベルト５３ａ，５３ｂを採用することにより、容易に動力を伝達することができる。勿論、動力伝達機構は、回転軸５２ａ，５２ｂと出力軸５１との間で動力を伝達することができれば、他の機構（例えば、歯車伝動機構、チェーン伝動機構等）であってもよい。
【００３３】
上述したダクテッドファン３ａは、図２Ｃに示したように、他方のダクテッドファン３ｂから遠い側における回転方向の接線方向（すなわち、図の下向き方向）に回転軸５２ａが傾斜しているものといえる。また、ダクテッドファン３ｂは、他方のダクテッドファン３ａから遠い側における回転方向の接線方向（すなわち、図の上向き方向）に回転軸５２ｂが傾斜しているものといえる。
【００３４】
また、垂直離着陸機１の平面図上において、一対のダクテッドファン３ａ，３ｂの回転中心Ｏｆ（すなわち、回転軸５２ａ，５２ｂの中心）から等距離かつ最短距離にある点を機体中心Ｏｐと定義すれば、ダクテッドファン３ａ，３ｂの傾斜方向は、機体中心Ｏｐと回転中心Ｏｆとを結ぶ線分ＯｐＯｆに対して垂直に設定される。ただし、ダクテッドファン３ａ，３ｂの傾斜方向は、線分ＯｐＯｆに対して垂直な方向に限定されるものではなく、分力Ｆｈａ，Ｆｈｂを生じ得る範囲内で任意に設定することができる。また、本実施形態において、出力軸５１は、例えば、機体中心Ｏｐ上に配置される。
【００３５】
垂直離着陸機１の平面図上において回転中心Ｏｆ及び機体中心Ｏｐをこのように定義することにより、ダクテッドファン３ａ，３ｂの傾斜方向を機体２の構成によらず一律に規定することができる。また、出力軸５１を機体中心Ｏｐに一致させることにより、一対のダクテッドファン３ａ，３ｂに対して、実質的に同一の構成の動力伝達機構を採用することができ、動力伝達機構の複雑化を回避することができる。
【００３６】
ここで、図３Ａ〜図３Ｂは、本開示の第一実施形態に係る垂直離着陸機の変形例を示す平面概念図であり、図３Ａは第一変形例、図３Ｂは第二変形例、を示している。図３Ａに示した第一変形例は、三つのダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃを有する垂直離着陸機１である。また、図３Ｂに示した第二変形例は、四つのダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを有する垂直離着陸機１である。なお、図３Ａ及び図３Ｂにおいては、機体２の構成を概念化して図示している。
【００３７】
図３Ａに示した第一変形例に係る垂直離着陸機１において、ダクテッドファン３ａは、他のダクテッドファン３ｂ，３ｃから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｂは、他のダクテッドファン３ａ，３ｃから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｃは、他のダクテッドファン３ａ，３ｂから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。
【００３８】
ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃをこのように傾斜させることにより、ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃを図の時計回りに回転させたときに生じる反トルクを打ち消す方向に相殺トルクを発生させることができる。なお、各ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃの具体的な構成は、上述した第一実施形態に係るダクテッドファン３ａ，３ｂと実質的に同一であるため、ここでは詳細な説明を省略する。
【００３９】
図３Ｂに示した第二変形例に係る垂直離着陸機１において、ダクテッドファン３ａは、他のダクテッドファン３ｂ，３ｃ，３ｄから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｂは、他のダクテッドファン３ａ，３ｃ，３ｄから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｃは、他のダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｄから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜し、ダクテッドファン３ｄは、他のダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃから遠い側における回転方向の接線方向に傾斜している。
【００４０】
ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄをこのように傾斜させることにより、ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを図の時計回りに回転させたときに生じる反トルクを打ち消す方向に相殺トルクを発生させることができる。なお、各ダクテッドファン３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの具体的な構成は、上述した第一実施形態に係るダクテッドファン３ａ，３ｂと実質的に同一であるため、ここでは詳細な説明を省略する。
【００４１】
次に、本開示の他の実施形態に係る垂直離着陸機１について、図４Ａ〜図５Ｃを参照しつつ説明する。ここで、図４Ａ〜図４Ｃは、本開示の第二実施形態に係る垂直離着陸機を示す図であり、図４Ａは平面図、図４Ｂは正面図、図４Ｃは側面図、である。図５Ａ〜図５Ｃは、本開示の第三実施形態に係る垂直離着陸機を示す図であり、図５Ａは平面図、図５Ｂは正面図、図５Ｃは側面図、である。なお、上述した第一実施形態に係る垂直離着陸機１と共通する構成部材については、同一の符号を付して重複した説明を省略する。
【００４２】
図４Ａ〜図４Ｃに示した第二実施形態に係る垂直離着陸機１は、機体２のＸ軸（前後方向軸）回りの回転運動（ローリング）及びＹ軸（左右方向軸）回りの回転運動（ピッチング）を制御する第一推進装置７と、機体２のＺ軸（上下方向軸）回りの回転運動（ヨーイング）を制御する第二推進装置８と、を備えている。第一推進装置７及び第二推進装置８は、機体２の姿勢制御用の推進装置であり、例えば、電動ファンによって構成される。なお、第一推進装置７及び第二推進装置８は、電動ファン以外の推進器であってもよい。
【００４３】
第一推進装置７は、例えば、機体２の四隅に相当する位置に配置される。また、第一推進装置７は、機体２を水平に保持した状態で鉛直方向下方向きの推力を発生することができるように配置される。四つの第一推進装置７の推力を適宜調整することによって、ローリング及びピッチングを任意に制御することができる。
【００４４】
第二推進装置８は、例えば、フレーム４の中央部の前後に配置される。また、第二推進装置８は、機体２を水平に保持した状態でＹ方向（左右方向）に推力を発生することができるように配置される。二つの第二推進装置８の推力を適宜調整することによって、ヨーイングを任意に制御することができる。
【００４５】
図５Ａ〜図５Ｃに示した第三実施形態に係る垂直離着陸機１は、機体２のＸ軸（前後方向軸）回りの回転運動（ローリング）、Ｙ軸（左右方向軸）回りの回転運動（ピッチング）及びＺ軸（上下方向軸）回りの回転運動（ヨーイング）を制御する第三推進装置９を備えている。第三推進装置９は、機体２の姿勢制御用の推進装置であり、例えば、電動ファンによって構成される。なお、第三推進装置９は、電動ファン以外の推進器であってもよい。
【００４６】
第三推進装置９は、例えば、機体２の四隅に相当する位置に配置される。また、第三推進装置９は、機体２を水平に保持した状態で機体２から遠ざかる方向の斜め下方向きの推力を発生することができるように配置される。具体的には、ダクテッドファン３ａに配置された第三推進装置９は、回転軸の上方をダクテッドファン３ａの回転中心寄りに傾斜させた状態で配置されており、ダクテッドファン３ｂに配置された第三推進装置９は、回転軸の上方をダクテッドファン３ｂの回転中心寄りに傾斜させた状態で配置されている。
【００４７】
四つの第三推進装置９の推力を適宜調整することによって、ローリング、ピッチング及びヨーイングを任意に制御することができる。また、かかる第三実施形態によれば、上述した第二実施形態と比較して姿勢制御用の電動ファンの個数を削減することができ、機体２の軽量化を図ることができる。
【００４８】
上述した第二実施形態及び第三実施形態に係る垂直離着陸機１は、ダクテッドファン３ａ，３ｂの出口部に制御翼を備えていない。第二実施形態に係る垂直離着陸機１では、第一推進装置７及び第二推進装置８によって、ダクテッドファン３ａ，３ｂにより生じる推力の方向を調整し、機体２の進行方向を制御するようにしてもよい。また、第三実施形態に係る垂直離着陸機１では、第三推進装置９によって、ダクテッドファン３ａ，３ｂにより生じる推力の方向を調整し、機体２の進行方向を制御するようにしてもよい。勿論、第二実施形態及び第三実施形態に係る垂直離着陸機１においても、ダクテッドファン３ａ，３ｂの出口部に制御翼を配置してもよい。
【００４９】
上述した第一実施形態〜第三実施形態に係る垂直離着陸機１は、無人機として説明したが、フレーム４に座席を配置した有人機であってもよい。
【００５０】
本開示は上述した実施形態に限定されず、本開示の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更が可能であることは勿論である。
【符号の説明】
【００５１】
１ 垂直離着陸機
２ 機体
３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ ダクテッドファン
４ フレーム
５ 動力源
６ 脚部
７ 第一推進装置
８ 第二推進装置
９ 第三推進装置
３１ａ，３１ｂ ダクト
３２ａ，３２ｂ ファン
３３ａ，３３ｂ ノーズコーン
３４ａ，３４ｂ テールコーン
３５ａ，３５ｂ ステータ
３６ａ，３６ｂ，３７ａ，３７ｂ制御翼
４１ コネクタ
５１ 出力軸
５２ａ，５２ｂ 回転軸
５３ａ，５３ｂ ベルト
【図１Ａ】
2017145622.tif 000003
【図１Ｂ】
2017145622.tif 000004
【図１Ｃ】
2017145622.tif 000005
【図２Ａ】
2017145622.tif 000006
【図２Ｂ】
2017145622.tif 000007
【図２Ｃ】
2017145622.tif 000008
【図３Ａ】
2017145622.tif 000009
【図３Ｂ】
2017145622.tif 000010
【図４Ａ】
2017145622.tif 000011
【図４Ｂ】
2017145622.tif 000012
【図４Ｃ】
2017145622.tif 000013
【図５Ａ】
2017145622.tif 000014
【図５Ｂ】
2017145622.tif 000015
【図５Ｃ】
2017145622.tif 000016
【国際調査報告】
2017145622.tif 000017
2017145622.tif 000018
2017145622.tif 000019
2017145622.tif 000020