(57)【要約】風流とその風流の中にあってその風流の流れの方向に沿って配置される安定板との相互作用を利用し、その効果により安定板と一体になった装置または機体または安定板そのものの安定性を確保するシステムを提供する。上記相互作用とは、風流がある角度をもって安定板に当たったときに風流は向きを変え、その反作用により安定板には、その反作用に従った力が与えられる。安定板または安定板と一体となった装置または機体は、その力の作用を受け、その効果により安定性を確保する。
2009096058.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
放射状に組まれた複数の垂直主翼を備え、
プロペラの直径をｒ0としたときに、前記プロペラが周囲の空気から受けるモーメントの２πｒ0倍のモーメントが、プロペラ後流により前記複数の垂直主翼に掛かるように、前記垂直主翼の形状が形成されることを特徴とするプロペラ機。
【請求項２】
前記機体は、放射状に組まれた複数の垂直主翼を備え、
前記各垂直主翼は、プロペラ後流の拡がりと同じ広さに形成され、
前記各垂直主翼の高さΔｌは、前記プロペラの直径をｒ0とし、前記垂直主翼の直径単位の枚数をｍとすると、Δｌ＝２πｒ0 ／ｍを満たすように設定されることを特徴とする請求項１に記載のプロペラ機。
【請求項３】
放射状に組まれた複数枚の垂直仕切板を有する機体と、
前記複数枚の垂直仕切板の上側に配置されたプロペラと、
を備え、
前記プロペラの直径をｒ0としたときに、前記プロペラが周囲の空気から受けるモーメントの２πｒ0倍のモーメントが、プロペラ後流により前記複数の垂直仕切板に掛かるように、前記垂直仕切板の形状が形成されることを特徴とするプロペラ装置。
【請求項４】
前記各垂直仕切板は、プロペラ後流の拡がりと同じ広さに形成され、
前記各垂直主翼の高さΔｌは、前記プロペラの直径をｒ0とし、前記垂直仕切板の直径単位の枚数をｍとすると、Δｌ＝２πｒ0 ／ｍを満たすように設定されることを特徴とする請求項３に記載のプロペラ装置。
【請求項５】
前記機体は、前記複数枚の垂直仕切板の周囲に被された筒状体を更に有することを特徴とする請求項３または４に記載のプロペラ装置。
【請求項６】
前記機体は、ｎ（ｎ：２以上の整数）層に分割構成され、それら各層はそれぞれ、放射状に組まれた複数枚の垂直仕切板を備え、
ｉ番目の前記層の高さおよび垂直仕切板の直径単位の枚数をそれぞれΔｌiおよびｍiとすると、前記各層の高さΔｌ1，Δｌ2，，…，Δｌnおよび垂直仕切板の直径単位の枚数ｍ1，ｍ2，，…，ｍnは、Δｌ1ｍ1＋Δｌ2ｍ2＋…＋Δｌnｍn≒２πｒ0を満たすように設定されることを特徴とする請求項３に記載のプロペラ装置。
【請求項７】
前記各層はそれぞれ、前記複数枚の垂直仕切板の周囲に被された筒状体を更に備えることを特徴とする請求項６に記載のプロペラ装置。
【請求項８】
放射状安定翼または筒状安定翼を備えることを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項９】
筒状安定翼と、
前記筒状安定翼の中心軸線上に沿って同軸線状に配設された１つ以上の放射状安定翼と、
を備えることを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項１０】
前記筒状安定翼と、その内部に同軸線状に１つ以上の筒内筒状安定翼とを更に備えることを特徴とする請求項８または９に記載の姿勢制御装置。
【請求項１１】
前記筒状安定翼または／および前記放射状安定翼の中心軸線上に配設され、前記中心軸線方向に風流を発生させる風流発生装置を更に備えることを特徴とする請求項８〜１０の何れかに記載の姿勢制御装置。
【請求項１２】
前記放射状安定翼または／および前記筒状安定翼は、当該姿勢制御装置の重心と各安定翼の風圧中心点の総合後流風圧中心点との距離ｎGCおよび重心と外部風圧中心点Ｗとの距離ｎGWとの関係が式１９-（５）で表される様に配置されることを特徴とする請求項８〜１１の何れかに記載の姿勢制御装置。
【数１】
2009096058.tif 000167
【請求項１３】
前記筒状安定翼の上端から下に前記筒状安定翼の長さの１／８以上の距離の位置に、前記筒状安定翼の中心軸線方向に風流を発生させる風流発生装置を配置したことを特徴とする請求項１１または１２に記載の姿勢制御装置。
【請求項１４】
前記風流発生装置は、風流を発生させるプロペラと、プロペラ用駆動部とを備えることを特徴とする請求項１１〜１３の何れかに記載の姿勢制御装置。
【請求項１５】
前記筒状安定翼の下に補助安定翼を配置させたことを特徴とする請求項１１〜１３の何れかに記載の姿勢制御装置。
【請求項１６】
前記放射状安定翼が中心軸線対称に形成された場合において、
前記プロペラの実効角度をβTとし、ｉ番目の前記放射状安定翼の安定翼の直径単位の枚数をｍiとし、ｉ番目の前記放射状安定翼の中心軸線方向の長さを前記プロペラの直径で割った値をｎiとすると、式１４-（１）が成立することを特徴とする請求項１１〜１５の何れかに記載の姿勢制御装置。
【数２】
2009096058.tif 000168
【請求項１７】
請求項１１〜１６の何れかの姿勢制御装置のうちの同じものを２つ組み合わせた姿勢制御装置であって、
それぞれその吸気側開口端を上側に向けると共にその排気側開口端を下側に向け、且つ互いの吸気側開口端を互いの対向方向に傾斜角度０°で傾斜させる様にして、互いに間隔空けて配置された前記２つの姿勢制御装置と、
前記２つの姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、
を備えることを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項１８】
請求項１７に記載の姿勢制御装置の前記傾斜角度を０°よりも大きくした姿勢制御装置を２つ以上組み合わせた姿勢制御装置であって、それら２つ以上の姿勢制御装置を、平面視でそれらの中心軸において放射状に交差する様に相互連結をしたことを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項１９】
請求項１７または請求項１８に記載の姿勢制御装置であって、その総合重心Ｇとその総合後流風圧中心点Ｃとの距離ｎGCおよびその総合重心Ｇとその総合外部風圧中心点Ｗとの距離ｎGWが式１９-（５）を満たすことを特徴とする姿勢制御装置。
【数３】
2009096058.tif 000169
【請求項２０】
請求項１８に記載の姿勢制御装置であって、組み合わせる前記姿勢制御装置の数を４つ以上の偶数とし、且つその総合重心、その総合後流風圧中心点およびその総合外部風圧中心点を互いに一致させたことを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項２１】
前記筒状安定翼の外側に更に安定翼を備えることを特徴とする請求項８〜２０の何れかに記載の姿勢制御装置。
【請求項２２】
請求項８〜請求項１６または請求項２１の何れかに記載の姿勢制御装置のうち同じものを２つ以上組み合わせた姿勢制御装置であって、
それらの中心軸を互いに平行にし、それらの吸気側を上側に向けると共にそれらの排気側を下側に向け、互いに間隔を空けて配置された前記２つ以上の姿勢制御装置と、
前記２つ以上の姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、
を備えることを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項２３】
請求項２２に記載の姿勢制御装置であって、その総合重心Ｇ0と前記２つ以上の姿勢制御装置の各々の後流風圧中心点Ｃi（ｉ：前記２つ以上の姿勢制御装置の識別番号）との前記中心軸方向の距離ｎGCi、およびその総合重心Ｇ0とその総合外部風圧中心点Ｗ0との前記中心軸方向の距離ｎGWとの関係式が式２１-（４４）-３を満たすことを特徴とする姿勢制御装置。
【数４】
2009096058.tif 000170
【請求項２４】
請求項２２に記載の姿勢制御装置であって、その総合重心Ｇ0とその総合後流風圧中心点Ｃ0とを互いに一致させたことを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項２５】
請求項２３または請求項２４の何れかに記載の姿勢制御装置のうち同じものを２つ以上組み合わせたものを推進ユニットとして用いた推進力増幅装置であって、
同軸円周上に沿って同じ回転方向に推進力を向ける様に略対称的に配置された前記２つ以上の姿勢制御装置と、
前記２つ以上の姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、
を備えることを特徴とする推進力増幅装置。
【請求項２６】
請求項２５に記載の推進力増幅装置であって、
前記２つ以上の姿勢制御装置はそれぞれ、その推進力作用点と前記同軸円周の中心とを結ぶ直線と、その中心軸とが直交する様に相互連結されることを特徴とする推進力増幅装置。
【請求項２７】
請求項８〜請求項２０または請求項２２の何れかに記載の姿勢制御装置を複数個を組み合わせた姿勢制御装置であって、その総合推進力作用点、その総合重心、その総合後流風圧中心点およびその総合外部風圧中心点がその中心軸上に配置することを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項２８】
請求項１１〜１６の何れかの姿勢制御装置のうちの同じものを２つ組み合わせたものを推進ユニットとして用いた飛行装置であって、
それぞれその吸気側開口端を上側に向けると共にその排気側開口端を下側に向け、且つ互いの吸気側開口端を互いの対向方向に傾斜角度０°で対向させる様にして、互いに間隔空けて配置された前記２つの姿勢制御装置と、
前記２つの姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、
を備えることを特徴とする飛行装置。
【請求項２９】
請求項１１〜２０の何れかに記載の姿勢制御装置を推進ユニットとして用いた飛行装置であって、
前記筒状安定翼の外側に更に安定翼を備えることを特徴とする飛行装置。
【請求項３０】
請求項１１〜請求項１６または請求項２１の何れかに記載の姿勢制御装置のうちの同じものを２つ以上組み合わせたものを推進ユニットとして用いた飛行装置であって、
それらの中心軸を互いに平行にし、それらの吸気側を上側に向けると共にそれらの排気側を下側に向け、互いに間隔を空けて配置された前記２つ以上の姿勢制御装置と、
前記２つ以上の姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、
を備えることを特徴とする飛行装置。
【請求項３１】
請求項３０に記載の飛行装置であって、その総合重心Ｇ0と前記２つ以上の姿勢制御装置の各々の後流風圧中心点Ｃi（ｉ：前記２つ以上の姿勢制御装置の識別番号）との前記中心軸方向の距離ｎGCi、およびその総合重心Ｇ0とその総合外部風圧中心点Ｗ0との前記中心軸方向の距離ｎGWとの関係式が式２１-（４４）-３を満たすことを特徴とする飛行装置。
【数５】
2009096058.tif 000171
【請求項３２】
請求項２２に記載の姿勢制御装置を推進ユニットとして用いた飛行装置であって、その総合重心Ｇ0とその総合後流風圧中心点Ｃ0とを互いに一致させたことを特徴とする飛行装置。
【請求項３３】
請求項８〜請求項２０または請求項２２の何れかに記載の姿勢制御装置を複数個を組み合わせたものを推進ユニットとして用いた飛行装置であって、その総合推進力作用点、その総合重心、その総合後流風圧中心点およびその総合外部風圧中心点がその中心軸上に配置することを特徴とする飛行装置。
【請求項３４】
請求項２５または請求項２６に記載の推進力増幅装置を風流発生装置として用いた請求項１１〜２４の何れかに記載の姿勢制御装置。
【請求項３５】
請求項３４に記載の姿勢制御装置を推進ユニットとして用いた請求項２８〜３３の何れかに記載の飛行装置。
【請求項３６】
請求項２８〜３３または請求項３５の何れかに記載の飛行装置であって、
外部風流風圧による総合重心まわりのモーメントを打ち消す様に補助翼を更に備えることを特徴とする飛行装置。
【請求項３７】
請求項２５または請求項２６に記載の推進力増幅装置であって、
前記各推進ユニットに、外部風流風圧による前記各推進ユニットの総合重心まわりのモーメントを打ち消す様に補助翼を更に備えることを特徴とする推進力増幅装置。
【請求項３８】
請求項２７の姿勢制御装置であって、式２１-（４４）-３を満たすことを特徴とする姿勢制御装置。
【数６】
2009096058.tif 000172
【請求項３９】
請求項３３の飛行装置であって、式２１-（４４）-３を満たすことを特徴とする飛行装置。
【数７】
2009096058.tif 000173
【請求項４０】
請求項３８の姿勢制御装置であって、それらの中心軸を互いに平行にし、それらの吸気側を上側に向けると共にそれらの排気側を下側に向け、互いに間隔を空けて配置された前記各推進ユニットと、前記各推進ユニットを相互連結する連結部材とを備えること、更に前記各推進ユニットは、それぞれの重心および後流風圧中心点が一致する様に設定され、且つそれぞれの後流風圧中心点またはそれぞれの重心を中心にして同時に同方向に回動可能に設置されていること、および当該姿勢制御装置全体の総合重心と総合後流風圧中心点と総合外部風圧中心点と更に総合外部風流風圧中心点とを一致させていることを特徴とする姿勢制御装置。
【請求項４１】
請求項３９の飛行装置であって、それらの中心軸を互いに平行にし、それらの吸気側を上側に向けると共にそれらの排気側を下側に向け、互いに間隔を空けて配置された前記各推進ユニットと、前記各推進ユニットを相互連結する連結部材とを備えること、更に前記各推進ユニットは、それぞれの重心および後流風圧中心点が一致する様に設定され、且つそれぞれの後流風圧中心点またはそれぞれの重心を中心にして同時に同方向に回動可能に設置されていること、および当該飛行装置全体の総合重心と総合後流風圧中心点と総合外部風圧中心点と更に総合外部風流風圧中心点とを一致させていることを特徴とする飛行装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、安定した垂直離着陸およびホバリングが可能なプロペラ機およびその技術の応用に関する。
【背景技術】
【０００２】
現在において垂直離着陸および空中で静止できる機体としては、ヘリコプターおよびそれに類似した飛行機（例えばティルトローター式の米軍機Ｖ−２２）等が存在し、それ以外では、噴射口の方向を変えることのできる可変ノズルを使用した米軍機Ｆ−３５Ｂ等が存在する。これらは全て垂直離着陸時および空中静止時（ホバリング時）には、相当高度な操縦技術が要求され、その上、高度なセンサおよび高速コンピュータによる制御が不可欠になっている。このため、機体重量が増大し、製造コストも非常に大きくなり、一般機への応用は殆どできない状況である。【０００３】
今、この状況の中で、上記の様な問題を解決する方法が発見されれば、航空分野において飛躍的な発展が期待できる。【０００４】
尚、本発明の背景技術に関連する先行技術文献として特許文献１〜８が既に公開されている。【０００５】
【特許文献１】実開平４−５１９９号公報
【特許文献２】特開平６−２９３２９６号公報
【特許文献３】特開２００６−３２７２１９号公報
【特許文献４】特開２００７−１１８８９１号公報
【特許文献５】特表２００５−５３３７００号公報
【特許文献６】特表２００７−５２１１７４号公報
【特許文献７】特開平５−３９０９２号公報
【特許文献８】特開平７−２３２６９９号公報
【発明の開示】
【０００６】
これまでに開発された上述の実用機等は、自ら発した風流により不安定さが増大するという問題点があった。その上、回転翼（プロペラ）の回転振動による機体の揺れおよび横風による機体のふらつき等の他の不安定要素も加わり、垂直離着陸時およびホバリング時の機体の安定性の確保は、大変大きな問題として今も残っている。
【０００７】
また回転翼を使用する垂直離着陸機等は回転翼の回転による反トルク相殺の方法として、二重反転翼システム、テールローターシステムおよびツインローターシステムを使用してローターの反トルクを相殺しているが、これらのシステムは構造が複雑になり、且つ操縦も大変難しいという問題点がある。
【０００８】
空を飛んでいる物体が自らの姿勢を制御する問題は、周りに自らを支える物が全く無い故に非常に難しい課題として、人類が空を飛び始めた時から人類の前に立ちはだかっていた。
【０００９】
同様に従来から大規模な空調設備あるいは空洞設備等に使用するプロペラ装置では、土台への設置に際してプロペラ回転の反作用による反トルクに対して静的安定性を確保するための手段を確保するのに大きな負担が掛かるという課題があった。
【００１０】
そこで、この発明の課題は、第１に、安定した垂直離着陸あるいはホバリングが可能なプロペラ機を提供すること、第２に、静的安定性を確保するための負担を低減できるプロペラ装置を提供すること、第３に、それらを応用して安定性に優れた姿勢制御装置を提供することにある。
【００１１】
本発明の第１の態様のプロペラ機は、前記機体は、放射状に組まれた複数の垂直主翼を備え、前記プロペラの直径をｒ0としたときに、前記プロペラが周囲の空気から受けるモーメントの２πｒ0倍のモーメントが、プロペラ後流により前記複数の垂直主翼に掛かるように、前記垂直主翼の形状が形成されるものである。
【００１２】
この態様によれば、プロペラが周囲の空気から受ける総モーメントと機体に掛かるプロペラ後流による総モーメントとを等しくでき、これにより機体におけるプロペラ回転の反作用による反回転を止める事ができる。
【００１３】
本発明の第２の態様のプロペラ機は、前記機体は、放射状に組まれた複数の垂直主翼を備え、前記各垂直主翼は、プロペラ後流の拡がりと同じ広さに形成され、前記各垂直主翼の高さΔｌ（Δｌ＝ｎBｒ0とする）は、前記プロペラの直径をｒ0とし、前記垂直主翼の直径単位の枚数をｍとすると、Δｌ＝２πｒ0 ／ｍを満たすように設定されるものである。
【００１４】
この態様によれば、垂直主翼の高さΔｌをΔｌ＝２πｒ0 ／ｍを満たすように設定するだけで簡単に、機体におけるプロペラ回転の反作用による反回転を止める事ができる。
【００１５】
本発明の第３の態様のプロペラ装置は、放射状に組まれた複数枚の垂直仕切板を有する機体と、前記複数枚の垂直仕切板の上側に配置されたプロペラと、を備え、前記プロペラの直径をｒ0としたときに、前記プロペラが周囲の空気から受けるモーメントの２πｒ0倍のモーメントが、プロペラ後流により前記複数の垂直仕切板に掛かるように、前記垂直仕切板の形状が形成されるものである。
【００１６】
この態様によれば、プロペラが周囲の空気から受けるモーメントの２πｒ0倍のモーメントが、プロペラ後流により複数の垂直仕切板に掛かるように、垂直仕切板の形状が形成されるので、プロペラが周囲の空気から受ける総モーメントと機体に掛かるプロペラ後流による総モーメントとを等しくでき、これにより機体におけるプロペラ回転の反作用による反トルクを打ち消す事ができる。よって、静的安定性を確保するための負担を低減できる。
【００１７】
本発明の第４の態様のプロペラ装置は、前記各垂直仕切板は、プロペラ後流の拡がりと同じ広さに形成され、前記各垂直主翼の高さΔｌは、前記プロペラの直径をｒ0とし、前記垂直仕切板の直径単位の枚数をｍとすると、Δｌ＝２πｒ0 ／ｍを満たすように設定されるものである。
【００１８】
この態様によれば、垂直仕切板の高さΔｌをΔｌ＝２πｒ0 ／ｍを満たすように設定するだけで簡単に、機体におけるプロペラ回転の反作用による反トルクを打ち消す事ができる。
【００１９】
本発明の第５の態様のプロペラ装置は、前記機体は、前記複数枚の垂直仕切板の周囲に被された筒状体を更に有するものである。
【００２０】
この態様によれば、プロペラ後流をプロペラの後方に集中させて噴出させることができる。
【００２１】
本発明の第６の態様のプロペラ装置は、前記機体は、ｎ（ｎ：２以上の整数）層に分割構成され、それら各層はそれぞれ、放射状に組まれた複数枚の垂直仕切板を備え、ｉ番目の前記層の高さおよび垂直仕切板の直径単位の枚数をそれぞれΔｌiおよびｍiとすると、前記各層の高さΔｌ1，Δｌ2，…，Δｌnおよび垂直仕切板の枚数ｍ1，ｍ2，，…，ｍnは、Δｌ1ｍ1＋Δｌ2ｍ2＋…＋Δｌnｍn≒２πｒ0を満たすように設定されるものである。
【００２２】
この態様によれば、機体が複数層に分割構成されるので、層を追加するだけで、簡単に機体の高さを調整できる。その際、各層の高さΔｌ1，Δｌ2，，…，Δｌnおよび垂直仕切板の直径単位の枚数ｍ1，ｍ2，，…，ｍnが、Δｌ1ｍ1＋Δｌ2ｍ2＋…＋Δｌnｍn≒２πｒ0を満たすように設定されるので、機体におけるプロペラ回転の反作用による反トルクを打ち消す事ができる。
【００２３】
本発明の第７の態様のプロペラ装置は、前記各層はそれぞれ、前記複数枚の垂直仕切板の周囲に被された筒状体を更に備えるものである。
【００２４】
この態様によれば、プロペラ風をプロペラ後方に有効に射出させる事ができる。
【００２５】
本発明の第８の態様の姿勢制御装置は、放射状安定翼または筒状安定翼を備えるものである。
【００２６】
この態様によれば、放射状安定翼または筒状安定翼にその中心軸方向から高速度で風が進入する状況で、放射状安定翼または筒状安定翼がその径方向に揺れると、その中心軸方向からの風流が放射状安定翼または筒状安定翼の径方向の揺れに対する抵抗となり、当該姿勢制御装置（従ってこの姿勢制御装置を搭載した飛行機）の安定性を飛躍的に向上できる。
【００２７】
本発明の第９の態様の姿勢制御装置は、筒状安定翼と、前記筒状安定翼の中心軸線上に沿って同軸線状に配設された１つ以上の放射状安定翼と、を備えるものである。
【００２８】
この態様によれば、筒状安定翼により、放射状安定翼への風流が筒状安定翼の外側に拡がる事を防止できると共にその風流を一様にできるので、風流の中において当該姿勢制御装置の安定性を向上できる。従って、この姿勢制御装置が配設された飛行機の飛行時の安定性を向上できる。
【００２９】
本発明の第１０の態様の姿勢制御装置は、前記筒状安定翼と、その内部に同軸線状に１つ以上の筒内筒状安定翼を更に備えるものである。
【００３０】
この態様によれば、更に風流の中において当該姿勢制御装置の安定性を向上できる。
【００３１】
本発明の第１１の態様の姿勢制御装置は、前記筒状安定翼または／および前記放射状安定翼の中心軸線上に配設され、前記中心軸線方向に風流を発生させる風流発生装置を更に備えるものである。
【００３２】
この態様によれば、風流発生装置を備えるので当該姿勢制御装置を推進装置として利用でき、安定した飛行を行う事ができる。
【００３３】
本発明の第１２の態様の姿勢制御装置は、放射状安定翼または／および筒状安定翼は、当該姿勢制御装置の重心と各安定翼の風圧中心点の総合後流風圧中心点との距離ｎGCおよび重心と外部風圧中心点Ｗとの距離ｎGWとの関係が式１９-（５）で表される様に配置されるものである。
【００３４】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を安定してホバリングさせる事ができる。
【００３５】
本発明の第１３の態様の姿勢制御装置は、前記筒状安定翼の上端から下に前記筒状安定翼の長さの１／８以上の距離の位置に、前記筒状安定翼の中心軸線方向に風流を発生させる風流発生装置を配置したものである。
【００３６】
この態様によれば、当該姿勢制御装置が安定してホバリングする重心位置を変化させること無く、放射状安定翼の位置を任意に選択でき、当該姿勢制御装置の設計の自由度を向上できる。
【００３７】
本発明の第１４の態様の姿勢制御装置は、前記風流発生装置が、風流を発生させるプロペラと、プロペラ用駆動部とを備えるものである。
【００３８】
この形態によれば、プロペラを用いた比較的簡単な原理で風流を発生させる事ができる。
【００３９】
本発明の第１５の態様の姿勢制御装置は、前記筒状安定翼の下に補助安定翼を配置させたものである。
【００４０】
この形態によれば、当該姿勢制御装置全体の総合風圧中心点が下に下がるため、当該姿勢制御装置を安定してホバリングさせるための重心位置も下に下がることになり、重心による復元効果が増大し、より一層に安定できる。
【００４１】
本発明の第１６の態様の姿勢制御装置は、前記放射状安定翼が中心軸線対称に形成された場合において、前記プロペラの実効角度をβTとし、ｉ番目の前記放射状安定翼の安定翼の直径単位の枚数をｍiとし、ｉ番目の前記放射状安定翼の中心軸線方向の長さを前記プロペラの直径で割った値をｎiとすると、式１４-（１）が成立するものである。
【００４２】
この態様によれば、プロペラ回転による反トルクを相殺でき、当該姿勢制御装置がプロペラ回転により反回転する事を防止できる。
【００４３】
本発明の第１７の態様の姿勢制御装置は、第１１〜第１６の何れかの姿勢制御装置のうちの同じものを２つ組み合わせた姿勢制御装置であって、それぞれその吸気側開口端を上側に向けると共にその排気側開口端を下側に向け、且つ互いの吸気側開口端を互いの対向方向に傾斜角度０°で対向させる様にして、互いに間隔空けて配置された前記２つの姿勢制御装置と、前記２つの姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、を備えるものである。
【００４４】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を横揺れに対して更に安定させる事ができる。
【００４５】
本発明の第１８の態様の姿勢制御装置は、請求項１７に記載の姿勢制御装置の前記傾斜角度を０°よりも大きくした姿勢制御装置を２つ以上組み合わせた姿勢制御装置であって、それら２つ以上の姿勢制御装置を、平面視でそれらの中心軸において放射状に交差する様に相互連結をしたものである。
【００４６】
この態様によれば、２つ以上の姿勢制御装置を放射状に連結するので、その放射状の各放射方向の横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。また傾斜角度を０°より大きく設定しているので、放射方向の横揺れをより安定させる事ができる。
【００４７】
本発明の第１９の態様の姿勢制御装置は、請求項１７または請求項１８に記載の姿勢制御装置であって、その総合重心Ｇとその総合後流風圧中心点Ｃとの距離ｎGCおよびその総合重心Ｇとその総合外部風圧中心点Ｗとの距離ｎGWが式１９-（５）を満たすものである。
【００４８】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を横揺れに対して安定させる事ができる。
【００４９】
本発明の第２０の態様の姿勢制御装置は、請求項１８に記載の姿勢制御装置であって、組み合わせる前記姿勢制御装置の数を４つ以上の偶数とし、且つその総合重心、その総合後流風圧中心点およびその総合外部風圧中心点を互いに一致させたものである。
【００５０】
この態様によれば、組み合わせる姿勢制御装置の数を４つ以上の偶数とするので、放射状のどの方向の横揺れに対しても総合後流風圧中心点の位置を一定にでき、且つその総合後流風圧中心点に総合重心および総合外部風圧中心点を一致させるので、放射状のどの方向の横揺れに対しても、総合重心、総合後流風圧中心点および総合外部風圧中心点を常に一致でき、これにより放射状のどの方向の横揺れに対しても、強く安定させる事ができる。
【００５１】
本発明の第２１の態様の姿勢制御装置は、前記筒状安定翼の外側に更に安定翼を備えるものである。
【００５２】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定でき、また外部風圧中心点の位置を調整できる。
【００５３】
本発明の第２２の態様の姿勢制御装置は、請求項８〜請求項１６または請求項２１の何れかに記載の姿勢制御装置のうち同じものを２つ以上組み合わせた姿勢制御装置であって、それらの中心軸を互いに平行にし、それらの吸気側を上側に向けると共にそれらの排気側を下側に向け、互いに間隔を空けて配置された前記２つ以上の姿勢制御装置と、前記２つ以上の姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、を備えるものである。
【００５４】
この態様によれば、２つ以上の姿勢制御装置を互いに中心軸を平行にして間隔を空けて連結するので、当該姿勢制御装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。
【００５５】
本発明の第２３の態様の姿勢制御装置は、請求項２２に記載の姿勢制御装置であって、その総合重心Ｇ0と前記２つ以上の姿勢制御装置の各々の後流風圧中心点Ｃi（ｉ：前記２つ以上の姿勢制御装置の識別番号）との前記中心軸方向の距離ｎGCi、およびその総合重心Ｇ0とその総合外部風圧中心点Ｗ0との前記中心軸方向の距離ｎGWとの関係式が式２１-（４４）-３を満たすものである。
【００５６】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。
【００５７】
本発明の第２４の態様の姿勢制御装置は、請求項２２に記載の姿勢制御装置であって、その総合重心Ｇ0とその総合後流風圧中心点Ｃ0とを互いに一致させたものである。
【００５８】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を横揺れに対して一層安定させる事ができる。
【００５９】
本発明の第２５の態様の推進力増幅装置は、請求項２３または請求項２４の何れかに記載の姿勢制御装置のうち同じものを２つ以上組み合わせたものを推進ユニットとして用いた推進力増幅装置であって、同軸円周上に沿って同じ回転方向に推進力を向ける様に略対称的に配置された前記２つ以上の姿勢制御装置と、前記２つ以上の姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、を備えるものである。
【００６０】
この態様によれば、当該推進力増幅装置の重力の何分の１かの推進力で当該推進力増幅装置を浮上でき、これを利用して推進力を増幅できる。
【００６１】
本発明の第２６の態様の推進力増幅装置は、請求項２５に記載の推進力増幅装置であって、前記２つ以上の姿勢制御装置はそれぞれ、その総合後流風圧中心点と前記同軸円周の中心とを結ぶ直線と、その中心軸とが直交する様に相互連結されるものである。
【００６２】
この態様によれば、推進力増幅装置がバランス良く回転でき、且つ各姿勢制御装置の推進力を効率的に推進力増幅装置の回転に利用できる。
【００６３】
本発明の第２７の態様の姿勢制御装置は、請求項８〜請求項２０または請求項２２の何れかに記載の姿勢制御装置を複数個を組み合わせた姿勢制御装置であって、その総合推進力作用点、その総合重心、その総合後流風圧中心点およびその総合外部風圧中心点がその中心軸上に配置するものである。
【００６４】
この態様によれば、複数の姿勢制御装置を備える場合に、当該姿勢制御装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。
【００６５】
本発明の第２８の態様の飛行装置は、請求項１１〜１６の何れかの姿勢制御装置のうちの同じものを２つ組み合わせたものを推進ユニットとして用いた飛行装置であって、それぞれその吸気側開口端を上側に向けると共にその排気側開口端を下側に向け、且つ互いの吸気側開口端を互いの対向方向に傾斜角度０°で対向させる様にして、互いに間隔空けて配置された前記２つの姿勢制御装置と、前記２つの姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、を備えるものである。
【００６６】
この態様によれば、当該飛行装置を横揺れに対して更に安定性させる事ができる。
【００６７】
本発明の第２９の態様の飛行装置は、請求項８〜２０の何れかに記載の姿勢制御装置を推進ユニットとして用いた飛行装置であって、前記筒状安定翼の外側に更に安定翼を備えるものである。
【００６８】
この態様によれば、当該飛行装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定でき、また外部風圧中心点の位置を調整できる。
【００６９】
本発明の第３０の態様の飛行装置は、請求項８〜請求項１６または請求項２１の何れかに記載の姿勢制御装置のうちの同じものを２つ以上組み合わせたものを推進ユニットとして用いた飛行装置であって、それらの中心軸を互いに平行にし、それらの吸気側を上側に向けると共にそれらの排気側を下側に向け、互いに間隔を空けて配置された前記２つ以上の姿勢制御装置と、前記２つ以上の姿勢制御装置を相互連結する連結部材と、を備えるものである。
【００７０】
この態様によれば、２つ以上の姿勢制御装置を互いに中心軸を平行にして間隔を空けて連結するので、当該飛行装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。
【００７１】
本発明の第３１の態様の飛行装置は、請求項３０に記載の飛行装置であって、その総合重心Ｇ0と前記２つ以上の姿勢制御装置の各々の後流風圧中心点Ｃi（ｉ：前記２つ以上の姿勢制御装置の識別番号）との前記中心軸方向の距離ｎGCi、およびその総合重心Ｇ0とその総合外部風圧中心点Ｗ0との前記中心軸方向の距離ｎGWとの関係式が式２１-（４４）-３を満たすものである。
【００７２】
この態様によれば、当該飛行装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。
【００７３】
本発明の第３２の態様の推進力増幅装置は、請求項２２に記載の姿勢制御装置を推進ユニットとして用いた飛行装置であって、その総合重心Ｇ0とその総合後流風圧中心点Ｃ0とを互いに一致させたものである。
【００７４】
この態様によれば、当該飛行装置を横揺れに対して一層安定させる事ができる。
【００７５】
本発明の第３３の態様の飛行装置は、請求項８〜請求項２０または請求項２２の何れかに記載の姿勢制御装置を複数固を組み合わせたものを推進ユニットとして用いた飛行装置であって、その総合推進力作用点、その総合重心、その総合後流風圧中心点およびその総合外部風圧中心点がその中心軸上に配置するものである。
【００７６】
この態様によれば、複数の姿勢制御装置を備える場合に、当該飛行装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。
【００７７】
本発明の第３４の態様の姿勢制御装置は、請求項２５または請求項２６に記載の推進力増幅装置を風流発生装置として用いた請求項１１〜２４の何れかに記載の姿勢制御装置である。
【００７８】
この態様によれば、風流発生装置の推進力を増幅する事ができる。
【００７９】
本発明の第３５の態様の飛行装置は、請求項３４に記載の姿勢制御装置を推進ユニットとして用いた請求項２８〜３３の何れかに記載の飛行装置である。
【００８０】
この態様によれば、推進ユニットの推進力を増幅する事ができる。
【００８１】
本発明の第３６の態様の飛行装置は、請求項２８〜３３または請求項３５の何れかに記載の飛行装置であって、外部風流風圧による総合重心まわりのモーメントを打ち消す様に補助翼を更に備えたものである。
【００８２】
この態様によれば、機体が水平方向を始めたときの外部風流による風圧モーメントを打ち消し、機体は安定した水平方向を行う事ができる。
【００８３】
本発明の第３７の態様の推進力増幅装置は、請求項２５または請求項２６に記載の推進力増幅装置であって、前記各推進ユニットに、外部風流風圧による前記各推進ユニットの総合重心まわりのモーメントを打ち消す様に補助翼を更に備えるものである。
【００８４】
この態様によれば、機体が水平方向を始めたときの外部風流による風圧モーメントを打ち消し、機体は安定した水平方向を行う事ができる。
【００８５】
本発明の第３８の態様の姿勢制御装置は、請求項２７の姿勢制御装置であって、式２１-（４４）-３を満たすものである。
【００８６】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。
【００８７】
本発明の第３９の態様の飛行装置は、請求項３３の姿勢制御装置であって、式２１-（４４）-３を満たすものである。
【００８８】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を横揺れおよびプロペラ回転による反回転に対して安定させる事ができる。
【００８９】
本発明の第４０の態様の姿勢制御装置は、請求項３８の姿勢制御装置であって、それらの中心軸を互いに平行にし、それらの吸気側を上側に向けると共にそれらの排気側を下側に向け、互いに間隔を空けて配置された前記各推進ユニットと、前記各推進ユニットを相互連結する連結部材とを備えること、更に前記各推進ユニットは、それぞれの重心および後流風圧中心点が一致する様に設定され、且つそれぞれの後流風圧中心点またはそれぞれの重心を中心にして同時に同方向に回動可能に設置されていること、および当該姿勢制御装置全体の総合重心と総合後流風圧中心点と総合外部風圧中心点と更に総合外部風流風圧中心点とを一致させているものである。
【００９０】
この態様によれば、当該姿勢制御装置を安定してホバリングさせ、更に安定して水平飛行に移行させる事ができる。
【００９１】
本発明の第４０の態様の姿勢制御装置は、請求項３９の飛行装置であって、それらの中心軸を互いに平行にし、それらの吸気側を上側に向けると共にそれらの排気側を下側に向け、互いに間隔を空けて配置された前記各推進ユニットと、前記各推進ユニットを相互連結する連結部材とを備えること、更に前記各推進ユニットは、それぞれの重心および後流風圧中心点が一致する様に設定され、且つそれぞれの後流風圧中心点またはそれぞれの重心を中心にして同時に同方向に回動可能に設置されていること、および機体全体の総合重心と総合後流風圧中心点と総合外部風圧中心点と更に総合外部風流風圧中心点とを一致させているものである。
【００９２】
この態様によれば、当該飛行装置を安定してホバリングさせ、更に安定して水平飛行に移行させる事ができる。
【図面の簡単な説明】
【００９３】
【図１】実施の形態１に係るプロペラ機４０を説明するための図である。
【図２】図１および図３のVI−VI断面図である。
【図３】プロペラ後流による風圧中心点の求め方を説明する図である。
【図４】プロペラの一例図である。
【図５】実施の形態２に係るプロペラ装置５０Ｂの一例図である。
【図６】三角翼の機体の側面図および平面図である。
【図７】６枚の放射状安定翼の平面視図である。
【図８】プロペラ回転軸の傾きをαおよびプロペラ回転軸の先端のブレの角度をβとしたときの機体の側面視概略図である。
【図９】ｍｇの力を持つ風力が安定翼６１に作用する状態を示した図である。
【図１０】複数のｎ斜連結筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄを同軸円周上に配置した場合の機体１７０の斜視図である。
【図１１】筒状安定翼および放射状安定翼を備えた機体の一例の斜視図および側面図である。
【図１２】筒状安定翼および放射状安定翼を備えた機体の他の一例の斜視図である。
【図１３】筒状安定翼および放射状安定翼を備えた機体の更に他の一例の斜視図および平面図である。
【図１４】図１３の機体を２つ組み合わせた機体の一例図である。
【図１５】プロペラ回転軸の振れによる影響を相殺し且つ安定するための条件を説明する図である。
【図１６】機体８０の下方に補助安定翼８３ｂを取り付けた場合の機体８０ａの斜視図である。
【図１７】４つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’を放射状に連結した機体１１０Ｂにおいて全てのプロペラ回転軸が同方向に角度β傾いた状態を示した正面視の簡略図である。
【図１８】８つの筒状推進ユニット９０ｃ〜９０ｊを放射状に連結した機体１１０Ｃの斜視図である。
【図１９】４つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’を放射状に連結した機体１１０Ｂの正面視の簡略図である。
【図２０】単一の筒状推進ユニットからなる機体９０の飛行状態を示した側面視の簡略図である。
【図２１】２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂを平行に連結した機体１３０の斜視図である。
【図２２】３つの噴射式の推進ユニット１４０ａ〜１４０ｃを斜連結した機体１４０の斜視図である。
【図２３】２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂを斜連結した機体１３０Ｂの正面視図である。
【図２４】３つの筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃを斜連結した機体１５０の水平飛行中の平面視図である。
【図２５】４つの筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｄを斜連結した機体１６０の概略図である。
【図２６】３つの筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃを斜連結すると共に補助翼１６０ｅを備えた機体１６０の水平飛行中の平面視図である。
【図２７】単一の筒状推進ユニットからなる機体１８０の飛行状態を示した側面視の簡略図である。
【図２８】図１０の機体１７０を上から見た図である。
【図２９】図２０の筒状推進ユニット９０が上向きに速度ｖ2で上昇しているときの図である。
【図３０】３つの例えば筒状推進ユニット（例えば９０）を３斜連結した機体２５０の側面視の簡略図である。
【図３１】ｎ斜連結同方向同時回動を利用したフライングカー３００の一例図である。
【発明を実施するための最良の形態】
【００９４】
＜実施の形態１＞
この実施の形態では、図１または図３の様なプロペラ機４０Ａまたは４０Ｂのホバリングを安定させるための条件（機体が左右に揺れず、且つ機体がプロペラ回転の反作用により反回転しない条件）を検討する。【００９５】
この実施の形態のプロペラ機４０Ａは、図１の様に、２枚の垂直主翼（以後、主翼と呼ぶ）４１ａが放射状且つ互いに平行に組まれてなる機体４１と、機体４１の上端に配置されたプロペラ４３とを備えて主構成されている。各主翼４１ａは互いに同形同大の半台形状の板状に形成されており、機体４１全体としては台形状の板状（即ちデルタ翼）に形成されている。各主翼４１ａの外側辺の傾斜角度αは、ホバリング時のプロペラ４３からの風（以後、プロペラ後流と呼ぶ）の拡がりに合わせた角度になっている。【００９６】
尚、図１中の点Ｐは、機体４１の台形を仮想的に補完してなる三角形の頂点であり、この点Ｐからプロペラ後流となる全ての風が発生していると仮定している。【００９７】
また図１中の符号Ｌは、点Ｐとプロペラ４３との間の長さであり、符号Ｒは、点Ｐと機体４１の下辺との間の長さであり、符号ｌは、プロペラ４３と機体４１の下辺との間の長さであり、符号Δｌは、機体４１の長さ（より詳細には、機体４１のプロペラ下側部分（主翼部分）の長さ）であり、符号ｒ0は、プロペラ直径であり、符号ｒlは、プロペラ４３から下に距離ｌ離れた点での機体４１の横幅（より詳細には、隣り合う２枚の主翼間での主翼表面に沿っての横幅）であり、符号ρ0およびρlはそれぞれ、プロペラ４３直下の風量密度およびプロペラ４３から下に距離ｌ離れた点での風量密度である。【００９８】
またここでは、機体４１のプロペラ下側部分（主翼部分）の高さΔｌは、プロペラ後流の最終到達距離に比べて充分に短いと想定しているので、機体４１の表面を流れるプロペラ後流の風速は、ほぼ一定とみなすことができる。【００９９】
上記の設定の下で、プロペラ回転によってプロペラ４３が受ける反トルクを相殺する条件を求める。【０１００】
点Ｐから下に距離Ｒ離れた点でのプロペラ後流による風量密度ρは、Ｒ2 に反比例するので、式（１）となる。【０１０１】
【数１】
2009096058.tif 000003
【０１０２】
図１の点Ｐから全風量が下に向かって角度αで広がっている状態で、点Ｐから下に距離Ｌ離れた点の水平線上の風量密度（即ちプロペラ４３直下の風量密度）をρ0とすると、風量密度ρ0は式（２）となる。【０１０３】
【数２】
2009096058.tif 000004
【０１０４】
Ｌtanα＝ｒ0／２だから、tanα＝ωとおくと、Ｌ＝ｒ0／２ωとなるので、式（２）は式（３）となる。【０１０５】
【数３】
2009096058.tif 000005
【０１０６】
そして式（３）を式（１）に代入すると、風量密度ρは式（４）となる。【０１０７】
【数４】
2009096058.tif 000006
【０１０８】
ここで、図１からＲ＝Ｌ＋ｌの関係が成立しているので、ｌ＝ｎｒ0（以後、このｎを距離変数と呼ぶ）とおくと、Ｒ＝（１／（２ω）＋ｎ）ｒ0となる。このＲの式を式（４）に代入すると、プロペラ４３から下に距離ｌ離れた点での風量密度ρlは、式（５）となる。【０１０９】
【数５】
2009096058.tif 000007
【０１１０】
そしてｒl＝２ωＲなので、式（６）となる。【０１１１】
【数６】
2009096058.tif 000008
【０１１２】
よって式（７）を得る。【０１１３】
【数７】
2009096058.tif 000009
【０１１４】
そして式（５）に式（７）を代入すると、式（８）を得る。【０１１５】
【数８】
2009096058.tif 000010
【０１１６】
そしてプロペラ４３直下の全風量を[ρ0]とすると、[ρ0]は式（９）となる。【０１１７】
【数９】
2009096058.tif 000011
【０１１８】
プロペラ４３から距離ｌ離れた点を含む水平線上の全風量を[ρl]とすると、[ρl]＝ρlｒlとなり、この[ρl]の式、式（８）および式（９）から式（１０）を得る。【０１１９】
【数１０】
2009096058.tif 000012
【０１２０】
この実施の形態のプロペラ機４０Ｂでは、例えば図１の台形状の機体４１がプロペラ回転の反作用により反回転しないためには（即ち機体４１のプロペラ下側部分の形状を台形に保ったままで機体４１の反回転を止めるには）、どのような条件が必要かを図２および図３に基づいて検討する。【０１２１】
尚、この実施の形態では、計算便宜上、機体４１は、図３の様に、プロペラ４３の上側に三角形状の安定翼４１ｃを有し、主翼４１ａと安定翼４１ｃとを合わせた形状が三角形となるように形成されている。【０１２２】
図２では、プロペラ４３に当たる空気によりプロペラ４３が受ける力ａ（ａ：ベクトル）に対し、力ｂ（ｂ：ベクトル）が空気に与えられ、力ａの水平成分ａsinθの大きさの力Ｆが、機体４１のプロペラ回転軸回りの回転モーメントに関わってくる。図２で力の大きさはすべて、その力の総量を表わすとする。力ｂを受けた空気は風となり最終的に機体４１の主翼４１ａ（プロペラ下側部分）に当たり、その当たる角度θはプロペラ４３が受ける力ａの角度θとほぼ等しいとみなすことができる。よって、摩擦などの損失を無視すれば、プロペラ４３が機体４１に平行になったときのプロペラ後流による機体４１を回転させる力Ｆ’（総量）は、プロペラ４３が受ける水平成分の力Ｆ（総量）と一致し、その力Ｆ’は風の広がりを考えた風量密度の式（８）で与えられるρl（＝ρ0（ｒ0/ｒl）2）に比例すると考えられる。【０１２３】
言い換えれば、プロペラ４３が受ける単位面積当たりの力ｆ0およびプロペラ４３から下に任意の距離ｌ離れた点での機体４１が受ける単位面積当たりの力ｆlはそれぞれ、ｋを定数として、ｆ0＝ｋρ0、ｆl＝ｋρl と表される。【０１２４】
そして、プロペラ４３が受けるプロペラ回転軸周りのモーメントＭ0は、式（１５）となる。【０１２５】
【数１１】
2009096058.tif 000013
【０１２６】
ここで、図３の機体４１を考えたときのプロペラ４３から下に任意の距離ｌ（＝ｎｒ0）離れた点での機体４１上の水平線上のプロペラ回転軸周りのモーメントＭlを考えると、式（１６）になる。【０１２７】
【数１２】
2009096058.tif 000014
【０１２８】
式（１５）および式（１６）より式（１６ａ）が成立することが分かる。【０１２９】
Ｍ0＝Ｍl ・・・（１６ａ）
即ち式（１６ａ）より、主翼４１ａ上の任意の距離ｌでの水平線上のモーメントは、プロペラ４３の瞬間モーメントと一致することが分かる。【０１３０】
今、機体４１がホバリング状態で安定していると仮定すると、機体４１に掛かる総モーメント[Ｍl]は、機体４１のプロペラ下側部分（主翼部分）の高さをΔｌ（＝ΔｎB・ｒ0と置く）とすると、式（１７）となる。【０１３１】
【数１３】
2009096058.tif 000015
【０１３２】
ここで、プロペラ４３の総モーメント[Ｍ0]を考える。プロペラ４３からの風は、現実には、プロペラ４３が機体４１にほぼ平行になった時点の風が断続的に機体４１の下に降りていくことになる。プロペラ４３が主翼４１ａと平行でない間では、プロペラ４３の各瞬間のモーメントＭ0は、主翼４１ａには伝わっていかないことになる。しかし、プロペラ４３の回転数は極めて高いため、一回転して次の平行時までの時間が非常に短く、一回転分のモーメントをすべて加えたモーメントを総モーメントと考えても良いと思われる。そうすると、プロペラ４３の総モーメント[Ｍ0]は、式（１８）になると考えられる。【０１３３】
【数１４】
2009096058.tif 000016
【０１３４】
そして、機体４１におけるプロペラ回転の反作用による反回転が止まる状態では、２つの総モーメント[Ｍ0]，[Ｍl]は釣り合いがとれている状態なので、式（１９）が成り立つ。【０１３５】
【数１５】
2009096058.tif 000017
【０１３６】
よって式（１７）および式（１８）よりΔｎBｒ0Ｍl＝２πｒ0Ｍ0となり、Ｍl＝Ｍ0なので、式（２０）を得る。【０１３７】
【数１６】
2009096058.tif 000018
【０１３８】
式（２０）から、機体４１のプロペラ下側部分（主翼部分）の高さΔｌは、プロペラ４３の直径ｒ0の２π倍であれば、機体４１の反回転を止めることができることになる。但しこの計算は、主翼４１ａが直径単位で１枚（尚ここでは、主翼４１の枚数の数え方は直径単位で数える（即ち直径分を１枚と数える））の場合である。主翼４１ａと直交する様に更に同じく直径単位で１枚の同形同大の主翼がある場合は、式（１９）は、式（２１）となる。【０１３９】
【数１７】
2009096058.tif 000019
【０１４０】
尚、式（２０）は、主翼４１ａがｍ枚ある場合は、式（４５）となる。【０１４１】
【数１８】
2009096058.tif 000020
【０１４２】
次に、図２および図３に基づいて、上記の機体４１におけるプロペラ後流に対する風圧中心点を計算する。【０１４３】
図３の点Ｃをプロペラ後流に対する風圧中心点とし、水平線ａ，ｂ，ｃをそれぞれ機体４１のプロペラ下側部分の上辺，下辺，点Ｃを通る水平線とすると、水平線ａ，ｃ間のプロペラ後流による点Ｃを含む水平線回りのモーメントＭacと水平線ｃ，ｂ間のプロペラ後流による点Ｃを含む水平線回りのモーメントＭcbとは等しいことになる（即ち、Ｍac＝Ｍcb）。【０１４４】
式（７）を参照して、各水平線ａ，ｂ，ｃに対応するｎ（距離変数），Ｔの値をそれぞれｎa，Ｔa，ｎb，Ｔb，ｎc，Ｔcとすると、Ｔa＝２ｎaω＋１，Ｔb＝２ｎbω＋１，Ｔc＝２ｎcω＋１の関係が成り立つ。【０１４５】
そしてモーメントＭacは、式（６１）で表される。【０１４６】
【数１９】
2009096058.tif 000021
【０１４７】
同様にモーメントＭcbは、式（６２）で表される。【０１４８】
【数２０】
2009096058.tif 000022
【０１４９】
そしてＭac＝Ｍcbから、式（６４）が成立する。【０１５０】
【数２１】
2009096058.tif 000023
【０１５１】
そして、水平線ａ，ｂに対応するＴの実測値Ｔa，Ｔbを式（６４）に代入して、プロペラ後流に対する風圧中心点Ｃに対応するＴの値Ｔcを計算し、その値Ｔcから、Ｔc＝２ｎcω＋１の関係に基づいて、Ｔcに対応する距離変数ｎの値ｎcを計算し、その値ｎcから、風圧中心点Ｃにおけるプロペラ４３からの距離ｌc（＝ｎcｒ0）を計算すれば、風圧中心点Ｃが求まる。【０１５２】
尚、式（１８）の最右辺の「２」という数字は、プロペラ４３が２枚羽根になっている理由から２倍にしているのであるが、これは、前提としてプロペラ４３は２枚羽根を基本とし、このプロペラ４３が機体４１に平行になるときは、２枚の羽根が同時に機体４１に平行になることを想定して、機体４１全体の風量およびモーメントを計算しているので、プロペラ４３の全モーメント［Ｍ0]は、２枚の羽根の合計モーメントとしなければならないからである。ここで、羽根の枚数が増えてプロペラ４３全体のモーメント[Ｍ0]が増えても、式（４５）は変わらない。それは、プロペラ４３の枚数が増えた分、機体４１上の風量密度が大きくなるからである。従って、図４のＡ，Ｂのように、３枚羽根または４枚羽根のプロペラ４３の場合でも、式（４５）は共通して使える。【０１５３】
以上の結果に基づいた機体４１を造り、重心を上記式（６４）で計算される風圧中心点Ｃと外部風圧による中心点（以後、外部風圧中心点と呼ぶ）との間の平衡点に配置して垂直離着陸及びホバリングを行うと、理論通り、反回転も左右の揺れも全く起こらないことが実証された。尚、図３の上部安定翼４１Ｃは、外部風圧中心点の位置を調整するために設けられている。【０１５４】
以上の様に構成されたプロペラ機４０Ｂによれば、プロペラ４３が周囲の空気から受けるモーメントＭ0の２πｒ0倍のモーメント[Ｍ0]が、プロペラ後流により複数の主翼（垂直主翼）４１ａに掛かるように、垂直主翼４１ａの形状が形成されるので、プロペラが周囲の空気から受ける総モーメント[Ｍ0]と機体４１に掛かるプロペラ後流による総モーメント[Ｍl]とを等しくでき、これにより機体４１におけるプロペラ回転の反作用による反回転を止める事ができる。【０１５５】
また、各垂直主翼４１ａは、プロペラ後流の拡がりと同じ広さに形成され、各垂直主翼４１ａの高さΔｌは、Δｌ＝２πｒ0 ／ｍ（式（４５）参照）を満たすように設定されるので、垂直主翼４１ａの高さΔｌを、Δｌ＝２πｒ0 ／ｍを満たすように設定するだけで簡単に、機体４１におけるプロペラ回転の反作用による反回転を止める事ができる。【０１５６】
尚、この実施の形態では、主翼４１ａの形状（主翼４１ａの傾斜角度α）は、プロペラ後流の拡がりと同じ広さに形成される場合で説明したが、プロペラ後流の拡がりよりも広く形成されても構わない。その場合は、幅ω（＝tanα）を大きくした分だけ、主翼４１ａの長さΔｌを少し短く微調整しなければならない。なぜならば、想定していたプロペラ後流の拡がりの外側にも、ある程度のプロペラ後流の流れが存在するためである。【０１５７】
尚、上記の実施の形態１では、操舵翼、制御部、駆動部および電源等については、特に記載されてないが、当然にして機体に備えられるものとする。【０１５８】
＜実施の形態２＞
この実施の形態のプロペラ装置５０Ｂは、図５の様に、プロペラ装置５０Ｂの機体４１Ｂを複数層（ｎ層：ｎは２以上の整数。図５ではｎ＝３の場合で図示）Ｈ１，Ｈ２，…，Ｈｎに分離構成したものである。【０１５９】
ｉ（ｉ＝１，２，…，ｎ）番目の層Ｈiは、放射状に組まれた複数枚ｍiの例えば矩形状の仕切板（垂直仕切板）４１ａiと、それら仕切板４１ａiの周囲に被され、それら仕切板４１ａiと同じ高さを有する例えば円筒状の筒状体４７iとを備えて構成されている。尚、筒状体４７iは、例えば仕切板４１ａiの側端面に固定されている。尚、各層Ｈi（ｉ＝１，２，…，ｎ）の仕切板４１ａiの直径単位の枚数ｍiは、同じ枚数でも、異なる枚数でも構わない。尚、各層Ｈiは、例えば各筒状体４７iの周面を介して連結部材（不図示）によって、上下に隣接するもの同士、連結固定されている。【０１６０】
各層Ｈiの直径ｒiは、各層Ｈiがプロペラ回転軸４３ａに同心状に上下一列に配置されたときに、各層Ｈiの下面４７ａiがプロペラ後流の拡がりの境界線Ｑに一致する様に形成されている。各層Ｈiは、互いに間隔を空けて配置しても、互いに間隔を空けずに配置しても、どちらでも構わない。尚、各層Ｈiの下面４７ａiがプロペラ後流の拡がりの境界線Ｑから外側にはみ出す場合は、各層Ｈiの高さΔｌiを少し小さくする微調整が必要である。【０１６１】
そして、各層Ｈiにおけるその高さΔｌiとその仕切板４１ａiの直径単位の枚数ｍiとの積算値を、各層Ｈiに渡って足し合わせたものが、ほぼ２πｒ0となるように（即ち式（６０）を満たすように）、各層Ｈiの高さΔｌiおよび仕切板４１ａiの直径単位の枚数ｍiを設定すれば、上記の実施の形態１の場合と同様に、機体４１におけるプロペラ回転の反作用による反トルクを無くす事ができる。尚、ｒ0は、プロペラ４３の直径である。【０１６２】
【数２２】
2009096058.tif 000024
【０１６３】
例えば図５では、ｎ＝３、ｍ1＝４、ｍ2＝３、ｍ3＝６の場合なので、この場合は、式（６０）は、４Δｌ1＋３Δｌ2＋６Δｌ3≒２πｒ0となり、この関係を満たすように各層Ｈ1，Ｈ2，Ｈ3の高さΔｌ1，Δｌ2，Δｌ3を設定すればよい。【０１６４】
以上の様に構成されたプロペラ装置５０Ｂによれば、機体４１Ｂが複数層に分割構成されるので、層を追加するだけで、簡単に機体４１Ｂの高さ（仕切板部分の高さ）を調整できる。その際、各層の高さΔｌ1，Δｌ2，…，Δｌnおよび垂直仕切板の直径単位の枚数ｍ1，ｍ2，…，ｍnが式（６０）を満たすように設定されるので、上記の実施の形態１の場合と同様に、機体４１Ｂにおけるプロペラ回転の反作用による反トルクを打ち消す事ができる。【０１６５】
また各層Ｈiはそれぞれ、複数枚の垂直仕切板４１ａiの周囲に被された筒状体４７iを備えるので、プロペラ風をプロペラ後方に有効に射出させる事ができる。【０１６６】
＜実施の形態３＞
この実施の形態では、下記のＳ１〜Ｓ９，Ｓ１２〜Ｓ１５，Ｓ１７，Ｓ１９〜Ｓ２３の順に沿って、実施の形態１〜２の応用例である姿勢制御装置について述べる。【０１６７】
Ｓ１．（三角翼の機体のプロペラ後流による風圧中心点Ｃに掛かる力ＦC）
図６の様な三角翼の機体６３を考える。機体６３は、例えば、プロペラ６０と、プロペラ６０の下側に配置された側面視台形状で放射状（例えば十字状）の下部安定翼６１と、プロペラ６０の上側に配置された側面視三角形状で放射状（例えば十字状）の上部安定翼６２と、下部放射状安定翼６１に配設されたプロペラ用の駆動部（不図示）とを備えている。【０１６８】
尚、ｒ0、ｎCｒ0、ｎWｒ0、ｎaｒ0、ｎbｒ0を以下の様に定義し、tanα＝ωとする。【０１６９】
Ｇ：機体６０の重心
Ｃ：プロペラ後流による風圧中心点
Ｗ：外部風による風圧中心点
ｒ0：プロペラ直径
ｎaｒ0：プロペラ６０と下部安定翼６１の上辺との間の距離
ｎbｒ0：プロペラ６０と下部安定翼６１の底辺との間の距離
ｎcｒ0：後流風圧中心点Ｃのプロペラ６０からの距離
ｎWｒ0：外部風圧中心点Ｗのプロペラ６０からの距離。【０１７０】
また実施の形態１〜２より式１-（１８）および式１-（１）が得られる。【０１７１】
【数２３】
2009096058.tif 000025
【０１７２】
図６の機体６３で実験を行った。その際の機体６３の数値条件は以下である。【０１７３】
ω＝１／２、ｒ0  ＝１１．４３ｃｍ、ｎa＝０．０８、ｎb−ｎa＝π
この数値条件の下、式１-（１８）および式１-（１）よりｎc＝１．３０４となる。【０１７４】
三角翼の機体６３では、外部風圧中心点Ｗのプロペラ６０からの距離のｎ値であるｎWは、機体６３の頂点Ｐから底辺までのｎ値であるπ＋１を３で割って更に２を掛けた値から、上部安定翼６２の高さのｎ値である１を引くことで求まる。よってｎW＝１．７６となる。【０１７５】
この機体６３を無風の中でホバリングさせて安定したホバリングを行う重心Ｇの位置を求めると、重心Ｇのｎ値であるｎGの実測値は、約１．４１９であった。ここで各点ＣＧ間の距離と各点ＧＷ間の距離との比を求めると、式１-（２）となった。【０１７６】
【数２４】
2009096058.tif 000026
【０１７７】
ここで、機体６３の下部安定翼６１の一枚分の面積ＳCと機体６３全体の投影面積（即ち上部安定翼６２の１枚分の面積と下部安定翼６１の１枚分の面積とを足した面積）ＳWとの面積比Ｗ（＝ＳW／ＳC）を計算すると、Ｗ＝１．０６であった。【０１７８】
このＷがＷ＝１のときのｎGCとｎGWとの比を求めると、式１-（２）のｎGWに係数Ｗ＝１．０６を掛ければ良いから、その結果、式１-（９）を得る。【０１７９】
【数２５】
2009096058.tif 000027
【０１８０】
この式１-（９）の意味するところは、プロペラ後流が流れている安定翼６１の面積ＳCに掛かるプロペラ後流による力ＦCが、同じ面積に掛かる外部風圧力ＦW’のπ倍であると言うことである。よって、機体６３全体の投影面積ＳWが、プロペラ後流が流れている安定翼６１の面積ＳCのＷ倍であるとき、一般式として式１-（１０）および式１-（１１）と表すことができる。【０１８１】
【数２６】
2009096058.tif 000028
【０１８２】
また機体６３が安定してホバリングすることから、このＦCは、機体６３の重さｍｇ（ｍ：機体６３の質量、ｇ：重力加速度）に比例した力であるはずである。よって比例係数をＫとすると、ＦC、ＦW はそれぞれ、式１-（１２）、式１-（１３）と表されると考えられる。【０１８３】
【数２７】
2009096058.tif 000029
【０１８４】
そしてその場合のｎGCおよびｎGWの関係式は式１-（１４）となる。【０１８５】
【数２８】
2009096058.tif 000030
【０１８６】
式１-（１２）、式１-（１３）および式１-（１４）中のπは、機体６３の下部安定翼６１の高さがプロペラ６０の直径ｒ0のπ倍であることに起因していることは容易に推測できる。よってそれらの式の一般式（即ち機体６３の下部安定翼６１の高さがプロペラ６０の直径ｒ0のｎ倍である場合の式）は、式１-（１５）、式１-（１６）および式１-（１７）と表す事ができる。【０１８７】
【数２９】
2009096058.tif 000031
【０１８８】
機体６３の下部安定翼６１の高さのｎ値を３．０、２．９、２．８として実験を行い、式１-（１７）で表される比率の位置に重心Ｇを置くと、機体６３が安定してホバリングしたことから、式１-（１５）、式１-（１６）および式１-（１７）は、一般式と考えても良いことが分かる。【０１８９】
Ｓ２．（下部安定翼の直径単位の枚数をｍ枚としたときの倍数係数Ｎ）
ここでは、図６の機体６３において、図７の様に三角翼（上部安定翼６２および下部安定翼６１）を放射状に６枚設けた場合を考える。下部安定翼６１の各安定翼６１−１，６１−２，６１−３，６１−４，６１−５，６１−６に掛かるプロペラ後流による風圧力をそれぞれＦC-1，ＦC-2，ＦC-3，ＦC-4，ＦC-5,FC-6とする。安定翼６１−１には、それ自身に掛かるプロペラ後流による風圧力ＦC-1以外に、各安定翼６１−２〜６１−６に係る風圧力ＦC-2〜ＦC-6における安定翼６１−１に垂直な成分が掛かる。この事を考慮すると、安定翼６１−１に掛かる風圧力の総和力〔ＦC〕は、式２-（１）となる。【０１９０】
【数３０】
2009096058.tif 000032
【０１９１】
そして１-（１５）式よりＦC-1＝ＦCであり、また式２-（７）の関係式が成立するので、式２-（１）は式２-（２）と表される。【０１９２】
【数３１】
2009096058.tif 000033
【０１９３】
ここで式２-（２）の{  }内をＮと置くと、式２-（２）は式２-（３）となる。【０１９４】
【数３２】
2009096058.tif 000034
【０１９５】
一般に下部安定翼（放射状安定翼）６１の安定翼の直径単位の枚数をｍとしたときのＮは、式２-（４）で表されることが分かる。【０１９６】
【数３３】
2009096058.tif 000035
【０１９７】
尚、図７の場合、式２-（８）の関係式が成立するので、その場合のＮは、Ｎ＝２となる。【０１９８】
【数３４】
2009096058.tif 000036
【０１９９】
一般に下部安定翼６１が中心軸線対称で、更に下部安定翼６１の安定翼の直径単位の枚数ｍが式２-（５）で表されるとき、式２-（６）が常に成立する。【０２００】
【数３５】
2009096058.tif 000037
【０２０１】
Ｓ３．（放射状安定翼におけるプロペラ後流による風圧中心点）
上述の様に、プロペラ後流による風圧中心点Ｃのプロペラ６０からの距離は、式１-（１）で表される。【０２０２】
【数３６】
2009096058.tif 000038
【０２０３】
この式１-（１）は、その後の実験より、ｎB（＝ｎb−ｎa）の値（下部安定翼６１の高さのｎ値）が充分に大きいときは成立するが、ｎBの値が小さくなると成立しなくなることが分かった。少なくともｎB≧２．６のときは、式１-（１）は成立するが、ｎB≦２．１のときは、揚力の一般理論（即ち、平行流の中の平板に対する理論）で示される位置（即ち、下部安定翼６１の上辺から下部安定翼６１の高さの１／４下がった位置）にプロペラ後流による風圧中心点Ｃが現れる。【０２０４】
プロペラ後流による風圧中心点Ｃが、少なくともｎB＞３のときは、揚力の一般理論で表される位置ではなく式１-（１）で表される位置に移行する理由は、次の様に考えられる。揚力の一般理論は一様な平行流の中の平板に関するものであるが、プロペラ後流は一様な平行流でなくプロペラからの距離の２乗に比例して拡散するので、揚力の一般理論と一致するのは、プロペラ後流があまり拡散していない範囲だけであり、ある程度拡散した範囲では揚力の一般理論には従わなくなると思われる。【０２０５】
但し、機体６３を筒状にしてプロペラ後流が拡散しない様にすれば、後々の実験で実証される様に筒状の内側ではプロペラ後流は一様な平行流となり、プロペラ後流による風圧中心点Ｃは、ｎB＞３の場合でも、揚力の一般理論で表される位置に現れる。そしてここで重要なことは、後の実験で確認されるが、ＦCの一般式１-（１５）中に新たな倍数要素πが出現することである。よって式１-（１５）、式１-（１６）、式１-（１７）は、式３-（１）、式３-（２）、式３-（３）の様になる。但し、ここでＮは、前記倍数係数Ｎである。【０２０６】
【数３７】
2009096058.tif 000039
【０２０７】
Ｓ４．（ＦCの定義の補正）
無風の中での図６の機体６３のホバリング実験で、プロペラ後流による風圧力ＦCが下部安定翼６１におけるプロペラ後流による風圧中心点Ｃに掛かり且つ機体６３の重心Ｇが式１-（１７）を満たさない限り、機体６３が不安定になる事実から、下記１〜４が推測できる。【０２０８】
１．機体６３を不安定にしている原因はプロペラ後流であること
２．ＦCなる力は、プロペラ後流が下部安定翼６１にほぼ平行に流れることから、揚力に似た力（疑似揚力）であると推測できること
３．平行流の中の下部安定翼６１に擬似揚力が掛かるということは、平行流と思われたプロペラ後流は、実際には、下部安定翼６１に対して平行ではなく或る角度を持っていることになること
４．プロペラ後流が下部安定翼６１に対して角度を持つ原因は、プロペラ６０の回転軸が下部安定翼６１に対して元々或る角度だけ傾いていたか、あるいはプロペラ６０の回転による回転軸の先端のブレであると考えられること。【０２０９】
これらの推測からＦCは疑似揚力であると推測して、ＦCの定義を補正する。一般に揚力Ｌの一般式の１つとして式４-（１）が知られている。【０２１０】
【数３８】
2009096058.tif 000040
【０２１１】
またＦCの定義式は式３-（１）である。【０２１２】
【数３９】
2009096058.tif 000041
【０２１３】
式４-（１）と式３-（１）の比較により、ＦCの定義式を式４-（２）の様に補正する。よってＦWの定義式も式４-（３）の様に補正される。尚、式中のｋは、疑似揚力係数であり、βは、プロペラ後流が下部安定翼（放射状安定翼）６１の各安定翼の主面に対して成す角度である。【０２１４】
【数４０】
2009096058.tif 000042
【０２１５】
式４-（２）および４-（３）がほぼ正しいことは、後の実験により証明される。更にそれらの実験から、疑似揚力係数ｋはｋ≒１であることも証明される。【０２１６】
Ｓ５．（擬似揚力係数ｋの決定）
図８は、機体６３のホバリング時の不安定要素であるプロペラ回転軸の傾きをα、プロペラ回転時のプロペラ回転軸の先端のブレの角度をβとしたときの機体６３の側面視概略図である。【０２１７】
無風の中で機体６３がホバリングしているとすると、疑似揚力ＦCとプロペラ推進力ＦPとに関する機体６３の重力Ｇ周りのモーメントバランス式は、式５-（９）となる。ここで、αが極めて小さな値とすると、式５−（９）は式５−（１０）になる。【０２１８】
【数４１】
2009096058.tif 000043
【０２１９】
またＦCは、既述の通り式４-（２）で与えられる。またＦPは、推進力ＦPの鉛直成分と機体６３の重量ｍｇとの釣り合いから式５-（１１）で与えられる。【０２２０】
【数４２】
2009096058.tif 000044
【０２２１】
これらの事を考慮すると、式５-（９）は式５-（１）になる。【０２２２】
【数４３】
2009096058.tif 000045
【０２２３】
この式５-（１）から疑似揚力係数ｋを求めるには、機体６３の重心Ｇと外部風圧中心点Ｗとを一致させて安定する重心Ｇの位置を決め、そのときの機体６３からｎGC，ｎC，Ｎ，ｎ，cos（α＋β）の値を求め、それらの値を式５-（１）に代入して疑似揚力係数ｋを求めればよい。【０２２４】
尚ここでは、プロペラ回転軸の位置の固定は下部安定翼６１の上辺の中央でなされているので、式５-（１）の右辺の分子はｎCとなっているが、その固定位置を点Ｃから距離ｎXｒ0上がった位置に設定した場合は、式５-（１）のｎCはｎXに置き換えることができる。その場合の式５-（１）式（即ち一般式）は、式５-（２）になる。【０２２５】
【数４４】
2009096058.tif 000046
【０２２６】
無風の中、下記の条件の下で、機体６３のホバリング実験を行った（条件：sinα≒０．００６、sinβ≒０．００８、従ってcos（α＋β）≒０．９９９９≒１、下部安定翼６１の安定翼の枚数２（故にＮ＝１）、ｎ＝３．０４３６、ｎC＝１．１９４６、ｎa＝０．０９８、ｒ0＝１５．２４ｃｍ）。疑似揚力係数ｋ＝１と仮定して式５-（１）から求める距離ｎGCｒ0だけ点Ｃから下がった位置に、機体６３の重心Ｇおよび外部風圧中心点Ｗを配置して、機体６３をホバリングさせると、機体６３はほとんど安定しかける。【０２２７】
疑似揚力係数ｋの値を決定するこの実験では、各点Ｇ，Ｗを点Ｃから式５-（１）で求まる距離ｎGCｒ0だけ下がった位置だけでなく、その位置付近に各点Ｇ、Ｗを配置した場合についても実験を行った。その結果は、明らかに点Ｃから式５-（１）で求まる距離ｎGCｒ0だけ下がった位置に各点Ｇ，Ｗを配置した場合に限り、機体６３は安定しかかることが分かった。よって疑似揚力係数ｋの値は、ｋ＝１と考えて良いと思われる。【０２２８】
しかし、この実験で、式５-（１）で求まる距離ｎGCｒ0の位置に各点Ｇ，Ｗを配置したとき、確かに機体６３は安定しかかるが、徐々にまた横に揺れ始めることも分かった。このことは、機体６３が不安定になる原因がまだ他にあるのか、または図８で分かる様にプロペラ回転軸の先端のブレによりプロペラ後流の流入角度がα＋βとα−βとの間で揺れていることが原因なのかは分からないが、以後この疑問について実験を行った。【０２２９】
以上の結果からＦCおよびＦWの関係式をまとめると以下の様になる。【０２３０】
ｉ）下部安定翼６１の高さのｎ値が大きいときは（少なくともｎ≧２．６のときは）、式５-（３）、式５-（４）、式５-（５）の関係が成立する。【０２３１】
【数４５】
2009096058.tif 000047
【０２３２】
ｉｉ）下部安定翼６１の高さのｎ値が小さいときは、式５-（６）、式５-（７）、式５-（８）の関係が成立する。【０２３３】
【数４６】
2009096058.tif 000048
【０２３４】
Ｓ６．（擬似揚力ＦCの正体）
擬似揚力ＦCが本当に一般に言われる揚力なのかどうかを確認するため、平板に掛かる揚力が下部安定翼６１に掛かっているのかを実験で確かめた。その結果は、プロペラ６０を安定翼６１に対してどの様な角度に設定しても揚力の様な力が掛かっていないことが分かった。【０２３５】
今までの実験の中で何度か感じた事であるが、プロペラ６０の回転数を上げてゆき、ホバリングできる程の推進力を得た機体６３を手で横に平行移動しようとすると、プロペラ後流による風圧中心点Ｃ辺りに抵抗を感じて、機体６３はどうしても斜めに傾いてしまうことが多かった。この事からＦCなる力は抵抗力である可能性があり、それを確認する実験を行った。【０２３６】
ＦCなる力が抵抗力であるならば、上記のＳ５の実験において、機体６３の重心Ｇと風圧中心点Ｃとの位置を逆にすると（即ち重心Ｇを風圧中心点Ｃよりも上に配置すると）、それに伴ってＦCの向きは逆向きになるはずである。そしてその場合のモーメントバランス式から式５-（２）に対応する式を求め、その式を用いて、同じ条件の下で同じホバリング実験を行えば、同じ結果（即ち機体６３が安定しかかるという結果）が得られるはずである。【０２３７】
そこで実際に、重心Ｇと風圧中心点Ｃとの位置を逆にし（即ち重心Ｇを風圧中心点Ｃより上に配置し）、更にＦCの向きを逆にしたモーメントバランス式を考えると、式５-（２）に対応する式として式６-（１）が得られる。ここで、ｋ＝１としたときの式５-（２），式６-（１）を書き換えると、式６-（２），式６-（３）となる。【０２３８】
【数４７】
2009096058.tif 000049
【０２３９】
そしてこの式６-（３）で求まる距離ｎGCｒ0だけ風圧中心点Ｃよりも上に各点Ｇ，Ｗを配置して上記のＳ５の実験と同じ実験を行うと、その結果は、上記のＳ５の実験結果と全く同じであった。【０２４０】
以上より、ＦCなる力は機体６３がどちらの方向に動いても、どのような方向に傾きかけても発生する抵抗力であると思われる。この事が、前記実験で安定しかかった機体がまた不安定になりかける原因ではないかと考えられる。そこで、この実験のｎGCの式である式６−（２）に対応したｎGWを式５-（５）から求め、そのｎGWで決まる距離ｎGWｒ0の位置に点Ｗを配置して、再びホバリング実験を行うと、機体６３は安定してホバリングした。【０２４１】
これらの実験による検証により、ＦCなる力は機体６３が動こうとしたときの抵抗力であることが分かった。よって機体６３が全く動いていないときには何らの力も発生しないことが分かる。ＦCなる力が抵抗力であるならば、ＦCは外部風に対する抵抗となり、ホバリング時の外部風に対する機体６３の安定性が増大することになる。外部風により機体６３が押されて動き始めたときにＦCなる抵抗力が発生し、その動きの加速度が低減されることとなる。【０２４２】
ここでＦCなる力が機体６３が動き始めたときに機体６３に掛かる抵抗力であるとすれば、ＦCの基本式５-（６）を修正する必要がある。図９を使って式５-（６）を修正する。【０２４３】
図９の符号ａ（＝ｇtanβ）は、プロペラ回転軸６０ａ先端の振れの角度がβであるとき、プロペラ推進力ＦPが角度βだけ傾くことにより機体６３が水平方向に動き始める加速度を表す。【０２４４】
プロペラ回転軸６０ａの振れは前後左右に回転していて、推進力ＦPの垂直成分が機体６３の重量を支えている。よってプロペラ６０から下に向かう風力は、下に向かって平均してｍｇなる総力を持って機体６３の安定翼６１に沿って流れることになる。このとき機体６３は、式６-（４）により与えられる加速度ａで水平方向に動き始める。【０２４５】
【数４８】
2009096058.tif 000050
【０２４６】
よって下に向かって流れる総力ｍｇなる風力を持つ風は、図９の様に角度βで機体６３の安定翼６１に当たることになる。この事から、式５-（６）のＦCの基本式は、式６-（５）または式６-（６）の様に修正される。【０２４７】
【数４９】
2009096058.tif 000051
【０２４８】
以上の結果から重要な事実がわかる。即ち、プロペラ回転軸６０ａの先端が前後左右ではなく一方向にのみ角度βだけ傾いている場合で、且つ、機体６３が水平に飛行している場合を考えると、式６-（６）のＦPは、その飛行機６３の水平方向への推進力であり、角度βは、その飛行機６３の主翼６１が進行方向に向かって傾いている角度、即ち主翼６１の迎え角と考えられるので、式６-（６）は、まさしく揚力の式と考えられる。【０２４９】
一般に、固定翼を持つ飛行機は水平移動することにより揚力を得る。その様な飛行機が、その固定翼が迎え角を持って空気中を水平移動する状態と、安定翼６１がプロペラ回転軸６０ａに沿って配設された機体６３が、ホバリング中に、プロペラ回転軸６０ａの振れにより水平方向に動き始める状態とは、飛行機の固定翼と機体６３の安定翼６１との各々に掛かる力に関しては、全く同じであると考えられる。この事から、式６-（６）は、一般に言われている揚力を全く別の要素である推進力（言い換えれば、直径ｒ0（＝プロペラ６０の直径）の円から流れる風の持つ圧力）と、プロペラ６０の直径ｒ0の倍数係数で表した式と言うことができる。【０２５０】
以上の結果より、式５-（１０）のモーメントバランス式は、同じく式６-（７）となる。【０２５１】
【数５０】
2009096058.tif 000052
【０２５２】
この式６-（７）に式６-（１５）および式６-（１６）を代入すると、式６-（２），式６-（３）はそれぞれ、式６-（８），式６-（９）となる。【０２５３】
【数５１】
2009096058.tif 000053
【０２５４】
またＦWの基本式は、式６-（１０）となる。【０２５５】
【数５２】
2009096058.tif 000054
【０２５６】
またπ倍効果がない場合のＦC，ＦWの基本式はそれぞれ、式６-（１１），式６-（１２）になる。【０２５７】
【数５３】
2009096058.tif 000055
【０２５８】
上記の理論が正しいとすれば、前述の実験のうち、後流風圧中心点Ｃよりも重心Ｇを上に配置させたときには、外部風風圧中心点Ｗは一番下にあったので、モーメントバランス上、機体６３の揺れは増々大きくなり、機体６３は不安定になるはずである。しかし結果は、機体６３は、一時的ではあるが、安定しかかった。【０２５９】
そこで、重心Ｇを後流風圧中心点Ｃよりも上に配置した場合と、重心Ｇを後流風圧中心点Ｃよりも下に配置した場合との両方の場合において、それぞれの場合のｎGCに対応するｎGWの距離で、後流風圧中心点Ｃよりも下に外部風風圧中心点Ｗを配置して、実験を再度行った。結果は、重心Ｇを後流風圧中心点Ｃよりも下に配置した場合は、機体６３は、長時間、安定ホバリングを行うが、重心Ｇを後流風圧中心点Ｃよりも上に配置した場合は、機体６３は、暫く安定したホバリングを行うが突然左右に揺れ始めた。【０２６０】
この結果から考えられることは、機体６３がプロペラ回転軸６０ａの先端の振れにより水平方向に移動し始める直前には、先ず機体６３は重心Ｇを通る水平線周りに回転し始めるはずであり、そのとき後流風圧中心点Ｃおよび外部風風圧中心点Ｗに、その回転とは反対向きのモーメントが発生するように、抵抗力が生じるためだと思われる。故に、重心Ｇを後流風圧中心点Ｃより上に配置した場合は、機体６３は、暫く安定したホバリングを行うが、何かのきっかけ（例えば、周囲の空気の少し強い流れ）でそのバランスを崩すと、もう元の安定した状態には戻れなくなるものと思われる。【０２６１】
この事実により、プロペラ後流は、安定翼６１に対し外部から垂直にＦVなる力が働いたとき、π倍効果がある場合は、式６-（１３）という力を安定翼６１に与え、他方、π倍効果がない場合は、式６-（１４）という力を安定翼６１に与える事がわかる。【０２６２】
【数５４】
2009096058.tif 000056
【０２６３】
また上記の事実により、機体６３がＦVなる力で水平方向に移動している場合はもちろんであるが、機体６３の先端にＦVなる力が加わり重心Ｇ周りに回転している場合にも、後流風圧中心点Ｃに式６-（１３）または式６-（１４）で表されるＦCなる抵抗力が掛かっているものとして、機体６３のモーメントを計算できることも分かる。【０２６４】
Ｓ７．（筒状安定翼）
図１１の様な機体７０を考える。この機体７０は、プロペラ７１と、プロペラ７１の下側に配置された側面視矩形状で例えば十字状の下部放射状安定翼７２と、その下部放射状安定翼７２と同じ高さで且つその下部放射状安定翼７２の周囲を囲繞する様に同軸線状に配設された例えば円筒状の下部筒状安定翼７３と、プロペラ７１の上側に同軸線状に配置され、下部筒状安定翼７３と同径の例えば円筒状の上部筒状安定翼７４と、各筒状安定翼７３，７４を相互に連結する例えば棒状の連結部材７６と、下部放射状安定翼７２に配設されたプロペラ用の駆動部７５とを備える。プロペラ７１の直径ｒ0は、下部筒状安定翼７３の口径よりも小さいものとする。【０２６５】
この機体７０において、外部風圧中心点Ｗの位置を調整しながら機体７０の揺れが安定する機体７０の重心Ｇの位置を求め、その際のｎGCとｎGWとの比がどの様になるかを測定した。プロペラ後流は下部筒状安定翼７３の周りには全く漏れていないことを確認して、無風の中で実験を行った。【０２６６】
下部筒状安定翼７３におけるプロペラ後流による風圧中心点Ｃは、予想として下部筒状安定翼７３の上面からその下部筒状安定翼７３の高さの１／４下がった位置にあると思われる。即ち下部筒状安定翼７３と下部放射状安定翼７２とのプロペラ後流による風圧中心点Ｃは一致すると思われる。【０２６７】
尚、実験の各条件値は、ｎ＝π、Ｎ＝１、ｎX＝０．７１３４，ｒ0＝１５．２４ｃｍである。【０２６８】
またここで、下記の２つの仮定１，２を置き、式６-（８）および式５-（８）を用いてｎGCおよびｎGWの値を求め、それらの値から求まる重心および外部風圧中心点に実際の重心Ｇおよび外部風圧中心点Ｗを配置して実験を試みた。【０２６９】
尚、上記の２つの仮定１，２は、以下の通りである。【０２７０】
仮定１：下部筒状安定翼７３に掛かるプロペラ後流による風圧力ＦCは、下部放射状安定翼７２の安定翼１枚分（即ち下部筒状安定翼７３の高さ×直径の面積）に掛かるＦCと同じである。【０２７１】
仮定２：面積比Ｗ（＝ＳW／ＳC）を求めるときの面積ＳCは、下部放射状安定翼７２の安定翼１枚分だけではなく、更に仮定１を考慮して下部筒状安定翼７３の安定翼１枚分の面積も加えた値とする。換言すれば、下部放射状安定翼７２の安定翼１枚の面積の２倍の面積をＳCとする。【０２７２】
この仮定に基づき式６-（２）および式５-（８）を用いてｎGCおよびｎGWを計算すると、ｎGC＝０．０３８（従ってｎGCｒ0＝０．５８ｃｍ）およびｎGW＝１．００（従ってｎGWｒ0＝１５．２４ｃｍ）となった。そしてこの計算値ｎGWに一致する様に、機体７０の上部筒状安定翼７４と下部筒状安定翼７３との間隔ｘｒ0のｘ値を計算すると、ｘ＝２．８７５（従ってｘｒ0＝４３，８ｃｍ）となった。【０２７３】
上記の条件値および計算値を満たす様に機体７０を調整すると、機体７０は安定してホバリングした。【０２７４】
図１１の機体７０の実験では、左右の揺れは全く無く安定してホバリングを行ったが、機体７０はプロペラ７１の回転方向と同じ方向に正回転していた。この正回転を止めるためには、下部放射状安定翼７２の高さを短くすれば良いことは明らかである。この正回転を止める放射状安定翼７２の高さは、後の実験で明らかになる。【０２７５】
次に図１１の機体７０において、下部筒状安定翼７３および下部放射状安定翼７２の高さを共に短くして、下部筒状安定翼７３の内部に下部筒状安定翼７３の直径の１／２の直径の筒内筒状安定翼（不図示）を追加して同じ実験を試みた。このときも下記の２つの仮定３，４を置いた。【０２７６】
仮定３：筒内筒状安定翼の側壁には、外側の筒状安定翼７３の側壁の様に内側だけなく内外両側にプロペラ後流が流れるので、筒内筒状安定翼に掛かるプロペラ後流による風圧力ＦCは、下部放射状安定翼７２の幅１／２の安定翼２枚分に掛かるＦCと同じである。【０２７７】
仮定４：面積比Ｗ（＝ＳW／ＳC）を求めるときには、下部放射状安定翼７２の安定翼１枚分の面積を既述の仮定１を考慮して２倍にした面積に、更に仮定３を考慮して下部放射状安定翼７２の安定翼１枚分の面積を加えた面積をＳCとする。換言すれば、下部放射状安定翼７２の安定翼１枚の面積の３倍の面積をＳCとする。【０２７８】
以上の仮定に基づき図１１の機体７０での実験（以後、第１の実験と呼ぶ）と同じ実験を行うと、今回の実験（以後、第２の実験と呼ぶ）でも、第１の実験と同様に、機体７０は全く安定してホバリングをした。しかし今回の実験でも、第１の実験と同様に、機体７０はプロペラ７１の回転方向と同方向に正回転し、その回転速度は、下部放射状安定翼７２を短くした分、小さくなっていた。【０２７９】
下部筒状安定翼７３および上部筒状安定翼７４の各々の直径および下部放射状安定翼７２の横幅を共に１．１１５ｒ0（ｒ0＝１５．２４ｃｍ）と大きくして上記の第１の実験および第２の実験を再度行った。それらの実験結果が同じであったことから、下部筒状安定翼７３の外側にプロペラ後流が漏れない様にすれば、下部筒状安定翼７３の直径および下部放射状安定翼７２の横幅に関係なく、同じ結果（安定してホバリングするという結果）が得られることが分かった。【０２８０】
上記の第１および第２の実験により、下部筒状安定翼（即ち外側の筒状安定翼）７３に対するＦC、ＦW、Ｗ、ｎGC、ｎGWの各関係式は次の様になる。下部筒状安定翼７３の高さのｎ値をｈ0とし、下部筒状安定翼７３の直径をＲ0とすると式７-（１）〜式７-（３）となる。【０２８１】
【数５５】
2009096058.tif 000057
【０２８２】
またこの下部筒状安定翼７３内に筒内筒状安定翼（直径Ｒ1，高さｈ1）を組み合わせた場合は、式７-（４）〜式７-（６）となる。【０２８３】
【数５６】
2009096058.tif 000058
【０２８４】
更に下部筒状安定翼７３、筒内筒状安定翼および放射状安定翼７２を組み合わせた場合は、式７-（７）〜式７-（９）となる。【０２８５】
【数５７】
2009096058.tif 000059
【０２８６】
これらの式は全て、下部筒状安定翼７３、筒内筒状安定翼および放射状安定翼７２の各々のプロペラ後流による風圧中心点Ｃを一致させたときの合力ＦCに対する式である。【０２８７】
ｍ個の筒内筒状安定翼を組み合わせたときには、それぞれの筒内筒状安定翼の直径Ｒmの下部筒状安定翼の直径Ｒ0に対する比Ｒm／Ｒ0をεmとすれば、式７-（７）〜式７-（９）は、一般式として式７-（１０）〜式７-（１２）となる。【０２８８】
【数５８】
2009096058.tif 000060
【０２８９】
ここで式７-（１３）と置けば、ＳCは式７-（１４）となり、また式７-（１５）と置けば、式７-（１６）〜式７-（１８）を得る。また式６-（２），式６-（３）は、式７-（１９），式７-（２０）となる。【０２９０】
【数５９】
2009096058.tif 000061
【０２９１】
安定翼の形状としては、放射状、円筒状の他、偶数角正多角形筒状およびそれらの組み合わせ等がある。他にも中心軸線方向から見て中心軸線対称な網目状等がある。要するに安定翼の形状としては、プロペラ回転軸に垂直な、どの方向から見てもＦCの大きさが変わらない様な形状であればどんな形状であってもよい。プロペラ回転による反トルクを相殺するには、放射状の安定翼が一番良いと思われる。なぜならば、円筒状あるいは偶数角多角形筒状の安定翼の場合は、実験より、プロペラ回転による反トルクの防止には、殆ど寄与しないことが分かっているからである。また筒状安定翼の形状を円筒ではなく角柱型の角筒にした場合は、上記の偶数角正多角形の部類に入るが、外側の筒状安定翼の場合は、外側にはプロペラ後流が無いので、同じ大きさの筒内筒状安定翼に掛かるＦCの１／２の力のＦCしか働かないことに注意を要する。【０２９２】
Ｓ８．（筒状安定翼と放射状安定翼を備えた機体のプロペラ回転による反トルクの相殺条件）
図１１の機体７０は、安定してホバリングを行ったが、プロペラ回転と同方向に正回転した。この正回転を止めるための下部放射状安定翼７２の高さのｎ値を求める。【０２９３】
図６の様な三角翼の機体６３のプロペラ回転による反トルクの相殺条件（以後、反トルク相殺条件と呼ぶ）は、実施の形態１で示した様に、その機体６３の下部放射状安定翼６１の安定翼の直径単位の枚数をｍとしたとき、その下部放射状安定翼６１の高さのｎ値が式８-（１）で与えられる事である。【０２９４】
【数６０】
2009096058.tif 000062
【０２９５】
しかし図１１の様に下部筒状安定翼７３によりプロペラ後流が下部筒状安定翼７３の外側に漏れなくされた機体７０（放射状安定翼７２の安定翼の直径単位の枚数ｍ＝２）では、下部放射状安定翼７２の高さのｎ値を、式８-（１）に基づきｎ＝πに設定しても、機体７０の回転は止まらずに正回転した。このことは、プロペラ後流による回転モーメント力の方がプロペラ７１が受ける反トルクよりも大きいことを意味する。【０２９６】
ここで考えられることは、ＦCの定義式（例えば式７-（１６））の中にπが含まれることから、プロペラ後流による回転モーメント力もπ倍になっていると推測できる。その場合の式８-（１）の右辺は１／π倍に修正されるので、機体７０の反トルク相殺条件は、式８-（１）の右辺を１／π倍したものになると推測できる。この推測に基づき、機体７０の下部放射状安定翼７２の高さのｎ値を求めるとｎ＝１となる。このｎ値の下で、重心Ｇおよび外部風圧中心点Ｗ等を調整して、再度、機体７０で実験（上記の第１の実験）を行った。その結果、機体７０は反回転をしながらホバリングを始めた。これは、下部放射状安定翼７２の高さが短すぎたからであると思われる。【０２９７】
「最新流体工学の基本」（著者：小峯龍男、２００６年４月６日発行）の揚力の項の中に「揚力Ｌ＝ＫρＳＵＶ＝ＫρＳＵ2（α＋β）、ここで比例定数（揚力係数）Ｋは、理論値でπ、実験値で２．７〜２．９の値をとります。」という一文があり、揚力に関しては、揚力Ｌがπ倍にならずに２．７〜２．９倍位になるということである。【０２９８】
その一文を参考にすれば、図１１の機体７０で再度実験（上記の第１の実験）をするにあたり、下部放射状安定翼７２の高さのｎ値を式８-（１）の値の１／π倍ではなく１／２．７倍に設定すれば、機体７０の反回転を止めることができると思われる。そしてその実験（第３の実験）の結果、下部放射状安定翼７２の高さのｎ値をπ／２．５４５＝１．２３４に設定すると、機体７０はほとんど反回転せずに安定してホバリングを行った。【０２９９】
この事実から、前述の三角翼の機体６３の下部放射状安定翼６１の高さのｎ値も約１．２３４位に設定すると、前述の三角翼の機体６３も反回転が止まることを意味する。なぜならば、一般に三角翼の機体の場合、下部放射状安定翼の高さのｎ値が小さいときは、ＦCの力にπ倍効果が出現するからである。【０３００】
Ｓ９．（ＦC＝ＨπＦPsinβの修正）
上述の様にＦCの力にπ倍効果がある場合は、機体の反回転を止めるための計算では、１／π倍ではなく約１／２．５４５倍であった。このことは何を意味するのか。【０３０１】
２．５４５／π＝０．８１０１の数字を考えると、２．５４５は、π（従ってπ倍効果）の約８１％になっている。しかし、今までの機体の左右の揺れのモーメントバランスを考えたとき、１００％π倍効果を考慮した計算結果は、実験結果と良く合っていた。ＦCなる力は、機体が動くときの抵抗力であり、機体が垂直姿勢で安定しているときには発生しないこと、および機体が傾き始めたときにも抵抗力として働くことから、プロペラ後流がプロペラから離れた後に機体が動いたとき、プロペラ後流と機体の下部放射状安定翼との間に極わずかな角度（流入角度）βが生じ、その角度分だけのＦCなる力が機体に掛かると考えられる。その角度βが０°のときはＦC＝０であり、その角度βが増大するに連れてＦCも増大する。故に反回転相殺のＦCなる力は、機体を正回転させることができる積極的な力であり、抵抗力であるＦCとは、異種の力である事が分かる。平行流の中の平板の揚力係数と流入角度との関係は、ほぼ直線的な比例関係にあることが知られている。これらの事を総合的に考えたとき、式９-（１）が今までの実験と一番合う反回転相殺ＦCの定義式（近似式）ではないかと思われる。【０３０２】
【数６１】
2009096058.tif 000063
【０３０３】
上記のＳ８の実験値から式９-（１）中のβを計算すると、β≒１０．９５°となる。【０３０４】
このとき、プロペラ後流は下部放射状安定翼に対して１０．９５°の角度で当たっていたことになる。ということは、プロペラの平均ピッチ角度が１０．９５°ということになる。それでは、ピッチ角度の異なるプロペラで同じ実験を行えば式９-（１）を確認できるものと思われる。ここで注意をしなければならないのは、下部放射状安定翼には、実際には常に或る一定の角度でプロペラ後流が当たっているが、下部放射状安定翼の各安定翼の左右の前後で流入角度が逆のため、機体には実際には前後の力は相殺され、ＦCなる力は専ら機体の回転モーメントに関してのみ作用しているということである。【０３０５】
β≒１０．９５°なる風を発生させたプロペラのピッチが３インチであったので、次にピッチ５インチのプロペラで同じ実験を行うと、機体の反回転が止まる下部放射状安定翼の高さは、約（π／２．１８）ｒ0であった。このとき、式９-（１）よりβを求めると、β≒１７．８２°となった。【０３０６】
プロペラのピッチとは、プロペラが１回転して前に進む距離だから、このピッチの異なる２つのプロペラの平均ピッチ角（ねじれ角度）の比が上記の１０．９５°と１７．８２°の比となって現れると思われる。【０３０７】
ここで、プロペラの平均ピッチ角度がプロペラのどの位置に現れるのかを考える。プロペラのピッチとは、プロペラが１回転したときにプロペラが進む距離であるので、上記のピッチ３インチの場合とピッチ５インチの場合の実験結果に基づき、式９-（３）および式９-（４）から、それぞれのピッチの場合の平均ピッチ角度の位置を求めることができる（但し、ｒ0＝６インチ＝１５．２４ｃｍ）。【０３０８】
【数６２】
2009096058.tif 000064
【０３０９】
この結果から、プロペラの中心軸から半径の８２．５％位の所のピッチ角度がそのプロペラの実効角度であると言える。上記のピッチ５インチのプロペラの最先端のピッチ角度を求めると、式９-（５）となる。【０３１０】
【数６３】
2009096058.tif 000065
【０３１１】
この結果から、揚力が最大となる角度１５°に殆ど近い事が分かる。そしてこのプロペラ使用時の反トルクを相殺する下部放射状安定翼の高さのｎ値は、式９-（６）であった。【０３１２】
【数６４】
2009096058.tif 000066
【０３１３】
一般にプロペラの実効角度（流入角度）をβTとすれば、π倍効果が現れている状態でのプロペラ回転による反トルクを相殺する下部放射状安定翼の高さのｎ値は（そのときのｎ値をｎTとして置く）、式９-（２）となる。【０３１４】
【数６５】
2009096058.tif 000067
【０３１５】
尚、下部放射状安定翼の直径単位の枚数がｍ枚の場合は、式９-（９）となる。【０３１６】
【数６６】
2009096058.tif 000068
【０３１７】
尚、ピッチ５インチのプロペラの場合は、反回転を止めるための下部放射状安定翼のｎ値には幅があり、約１．４〜１．６位の間のｎ値のときに、機体は、１回のホバリング中に正回転と反回転とを繰り返していた。上記のｎ値１．４４という値は、一番安定していると思われるｎ値の値である。このプロペラの先端のピッチ角度がほぼ１５°になっていることにより、先端から内側のピッチ角度は１５°を超えていることになる。一般の揚力理論では、仰角１５°を越えると、揚力は減少して行くので、このプロペラの場合、プロペラの内側に行くほど、ピッチ角度が１５°よりも増加して行き、それとは逆に、揚力は減少して行くことになる。この事がプロペラの反トルクを相殺するための下部放射状安定翼のｎ値に幅を持たせているものと思われる。【０３１８】
ここで、式６-（６）と式９-（１）の各々の物理的現象の違いを考える。式６-（６）は式９-（１０）の様に書き換える事ができる。【０３１９】
【数６７】
2009096058.tif 000069
【０３２０】
式９-（１）と式９-（１０）との違いは、（１−sinβ）の要素の有無である。では、（１−sinβ）は何を意味するのか。式９-（１０）の場合は、プロペラ回転軸先端が角度βだけ振れていたとしても、プロペラから発せられた風は平均して角度０度で真下に吹き下ろされている。式９-（１０）は、その様に角度０度で安定翼上を流れる風から受ける風圧式である。【０３２１】
それに対して式９-（１）は、プロペラから発せられた風は、プロペラの実行角度βで安定翼に当たったときの風圧式である。これらの事を考え合わせれば、角度βは、風が速度ｖで流れている場合、その風の内有する力が角度βで安定翼に当たったときの風圧が式９-（１）であり、また式９-（１０）であるという事ができる。【０３２２】
式９-（１）の場合は、元々の風が角度βで安定翼に当たり、その風が内有する力の安定翼に垂直な成分が安定翼に力を及ぼすと解釈できる。また式９-（１０）の場合は、図９で明らかな様に、プロペラ回転軸先端の振れにより、安定翼が自身に対して平行に流れている風に向かって加速度を持って当たって行く結果として、その風が内有する力のtanβ成分が安定翼に力を及ぼすと解釈できる。【０３２３】
よって（１−sinβ）の要素は、安定翼に対して風流方向の角度により現れる要素であり、式９-（１０）の場合は、風流の向きは、安定翼に対して極めて０°に近く、従って（１−sinβ）≒１となり、（１−sinβ）の要素は、現れなかったものと考えられる。それでは、一般に風流が安定翼に角度βで当たったき、なぜ（１−sinβ）なる要素が現れるのか。【０３２４】
今、風速ｖPなる風流が内有する力ＦPをｖPで表現した式は、式９-（１１）となる。【０３２５】
【数６８】
2009096058.tif 000070
【０３２６】
式９-（１１）を式９-（１）に代入すると、式９-（１２）となり、その右辺第１項は、第９-（１０）と同じである。【０３２７】
【数６９】
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【０３２８】
しかし、式９-（１２）の右辺第２項を見れば、この項の意味は、風速ｖPなる風流の安定翼に対して垂直な成分の風流が内有する力のＨπ倍である事が分かる。よって式９-（１０）の意味は、風速ｖPなる風流が安定翼に角度βで当たった場合、安定翼から跳ね返された風流の安定翼に垂直な成分が、元々の風流の内有する力の安定翼に垂直な成分を減じていると解釈できる。【０３２９】
Ｓ１２．（ＦC＝ｎπｍｇtanβの物理的意味）
上述の様にＦCの式は全てプロペラの直径ｒ0が計算の基本となっている。プロペラの回転中の一瞬一瞬でプロペラの直径ｒ0全体が機体の重量ｍｇを支えていることを考えれば、πｍｇの意味は、プロペラ１回転のプロペラの浮力の総和である。【０３３０】
ｎはプロペラ直径ｒ0の倍数係数なので、プロペラ後流の拡がり角度がどうであれ、安定翼がプロペラ後流全てを受け留められるものである限り、安定翼に掛かるプロペラ後流による風圧力（揚力）ＦCは、安定翼の高さｎｒ0に正比例して増大する。【０３３１】
しかもプロペラ１回転の力の総和πｍｇがｎ値に比例して安定翼に掛かることになる。このことは、プロペラ１回転の円の内にある全総力（πｍｇ）がほとんど一瞬にプロペラから風となって離れ、下に間断無く流れてゆき常に安定翼に対して力を及ぼしていること、即ち換言すれば、口径ｒ0の穴から噴出する間断無い風が安定翼に対して口径ｒ0のｎ倍に比例した力を与えていることと同じである。【０３３２】
風の発生がプロペラに依らない風（例えば爆発による風）が、口径ｒ0の穴から噴出しているとき、その穴全体から噴出する風の一瞬の風圧力をＰeとすれば、筒状安定翼内の安定翼に掛かるプロペラ後流による風圧力ＦCの基本式である式７-（１６）は、式１２-（２）と書き換える事ができると思われる。【０３３３】
【数７０】
2009096058.tif 000072
【０３３４】
そしてＦWおよびＷの式も式１２-（３）〜式１２-（５）の様になる。【０３３５】
【数７１】
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【０３３６】
式１２-（２）〜式１２-（５）は全てπ倍効果が出現している場合の式である。π倍効果が出現していないときのＦC、ＦWおよびＷは、式１２-（６）〜式１２-（９）の様になる。【０３３７】
【数７２】
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【０３３８】
以上からこれまでの理論は、プロペラ機だけではなく口径ｒ0の穴から噴出される風によるホバリング機（例えばロケット、ジェット機およびガス噴射等によるホバリング機）にも応用可能である事が分かる。【０３３９】
Ｓ１３．（下部筒状安定翼をプロペラよりも上に延長した場合）
図１２の機体８０は、プロペラ８１と、プロペラ８１の下側に配置された側面視矩形状で例えば十字状の下部放射状安定翼８２と、下部放射状安定翼８２の周囲を囲繞する様に同軸線状に配設され、その下端が下部放射状安定翼８２と同じ高さで且つその上端がプロペラ８１よりも上側に延長された筒状安定翼８３と、下部放射状安定翼８２に配設されたプロペラ用の駆動部（不図示）とを備えている。【０３４０】
この機体８０の様に、筒状安定翼８３の高さをプロペラ８１の上側まで延長した場合、筒状安定翼８３のプロペラ後流による風圧中心点Ｈは、どのような位置に出現し、その位置に作用するＦCなる力（揚力）はどういう式で表されるのかを実験で確認した。【０３４１】
この実験を行うに当たり、予想として、筒状安定翼８３のプロペラ後流による風圧中心点Ｈは、筒状安定翼８３の上端から距離ｈ0ｒ0／４下がった所に位置し、そしてそこに作用するＦCなる力（揚力）は式１３-（１）で表されると仮定した。【０３４２】
【数７３】
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【０３４３】
機体８０の重心Ｇを、筒状安定翼８３におけるプロペラ後流による風圧中心点Ｈと下部放射状安定翼８２におけるプロペラ後流による風圧中心点Ｃとの合力の風圧中心点（総合風圧中心点）Ｃ0から式７-（２０）で表される距離だけ離した点に置き、点Ｗの位置は、式７-（１８）で与えられる距離よりも少し大きく取り、且つｎ≒１，４４として機体８０をホバリングさせた。尚、上記の総合風圧中心点Ｃ0は、各点Ｈ，Ｃ間の距離を式１３-（２）の比率で割った点である。【０３４４】
【数７４】
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【０３４５】
尚、ｎは、下部放射状安定翼８２の高さのｎ値である。またここでは、下部放射状安定翼８２におけるプロペラ後流による風圧中心点Ｃは、揚力の一般理論に従って、下部放射状安定翼８２の上端から距離ｎｒ0／４下がった位置になる場合を考えている。【０３４６】
その結果は予想通り、機体８０は、非常に安定してホバリングし、反回転も生じなかった。今回の実験も無風の中で行った。今回の実験では外部風圧中心点Ｗが式７-（２０）で表される点よりも少し下にあったが、無風の中の実験では、今までで一番安定したホバリングを行った様に見えた。【０３４７】
この機体８０を少し風のある中でホバリングさせると、機体８０はほとんど平行に風に流され始め、風が止まるとまたその移動先で安定したホバリングを行っていた。この機体８０では各点Ｇ，Ｗの平衡点が少しずれていたので、外風に流されて平行移動しているときには少し傾き加減ではあったが計算通りの安定性を見せてくれた。【０３４８】
この実験結果から途切れのない筒状安定翼８３の中にプロペラ８１を配置したとき、プロペラ８１の上側と下側においては、筒状安定翼８３の断面を単位時間当たり通過する空気の流量が等しいことが分かる。その結果、筒状安定翼８３におけるプロペラ後流による風圧中心点Ｈも予想通り、筒状安定翼８３の上端から距離ｈ0ｒ0／４下がった位置に存在し、重心Ｇ周りのモーメントが平衡する点から式７-（１９）または式７-（２０）で表される点に重心Ｇを配置すれば、非常に安定したホバリングを得られることが分かった。【０３４９】
Ｓ１４．（色々な種類の安定翼の組み合わせによる姿勢制御装置）
図１３の機体（姿勢制御装置）９０は、筒状安定翼９１と、筒状安定翼９１の内部に筒状安定翼９１の中心軸線９２上に沿って同軸線状に配設された１つ以上（ここでは２つ）の中心軸線対称で例えば側面視矩形の放射状安定翼９３，９４と、筒状安定翼９１の内部に同軸線状に配設された１つ以上（ここでは２つ）の筒内筒状安定翼９５，９６と、筒状安定翼（例えば９１）の中心軸線上に配設されたプロペラ９７と、放射状安定翼（例えば９３）に配設されたプロペラ用の駆動部（不図示）とを備える。ここでは、各筒状安定翼９１，９５，９６は例えば円筒状に形成されている。またプロペラ９７の直径は、筒状安定翼９１の口径よりも小さいものとする。【０３５０】
放射状安定翼９３は、例えば、２枚の安定翼を有しており、筒状安定翼９１内の上段に配設されている。また放射状安定翼９４は、例えば、４枚の安定翼を有しており、筒状安定翼９１内の下段に配設されている。各筒内筒状安定翼９５，９６は、例えば、それぞれ異なる口径を有しており、下段放射状安定翼９４と交差する様に筒状安定翼９１内の下段に配設されている。【０３５１】
この機体９０では、筒状安定翼９１と上段放射状安定翼９３との各々におけるプロペラ後流による風圧中心点Ｈ0，Ｃ1を互いに一致させ、また下段放射状安定翼９４と各筒内筒状安定翼９５，９６との各々におけるプロペラ後流による風圧中心点Ｃ2，Ｈ1，Ｈ2を互いに一致させ、上記の各風圧中心点Ｈ0，Ｃ1の一致点に掛かるプロペラ後流の風圧力の合力ＦC1の大きさと上記の各風圧中心点Ｃ2，Ｈ1，Ｈ2の一致点に掛かるプロペラ後流の風圧力の合力ＦC2の大きさとの比率を調整して、プロペラ後流総合風圧中心点Ｃ0から機体９０の重心までの距離ｎGC0と、外部風圧中心点Ｗから機体９０の重心までの距離ｎGWと、プロペラ回転軸の固定点０から機体９０の重心までの距離ｎGとの３要素が式１９-（５）を満たす様に調整されている。【０３５２】
ＦC1とＦC2との大きさの比率を調整する方法は、例えば下記（１）〜（８）が考えられる。【０３５３】
（１）放射状安定翼９３，９４の安定翼の枚数を増減する
（２）放射状安定翼９３，９４の高さを増減する
（３）筒状安定翼９１の高さを増減する
（４）筒内筒状安定翼９５，９６の高さを増減する
（５）筒内筒状安定翼９５，９６の直径を増減する
（６）筒内筒状安定翼の個数を増減する
（７）各安定翼９３，９４，９５，９６の位置を調整する
（８）幾つかの安定翼（放射状安定翼および／または筒内筒状安定翼）を追加する。【０３５４】
その他、筒状安定翼９１の外側に更に通常の翼（即ち板状の翼）を追加して外部風圧中心点Ｗの位置を調整することもできる。【０３５５】
この様に構成した機体９０は、全く安定してホバリングを行い、外部風による影響に対しても抵抗力を持ち、驚くべき安定性を保ちつつホバリングを行うことができる。【０３５６】
ここで機体９０のプロペラ回転による反回転を止めるためには、各放射状安定翼９３，９４のｎ値ｎ1，ｎ2および各放射状安定翼９３，９４の安定翼の直径単位の枚数ｍ1，ｍ2を、式１４-（１）を満たす様に調整すれば良い。尚、βTは、プロペラ後流が放射状安定翼９３，９４の各安定翼の主面に当たる流入角度（換言すればプロペラ９７の実効角度）である。尚、一般にはｉ番目の放射状安定翼のｎ値をｎiとし、安定翼の枚数をｍiとすれば良い。【０３５７】
【数７５】
2009096058.tif 000077
【０３５８】
以上の様に構成された機体（姿勢制御装置）９０によれば、筒状安定翼９１により、放射状安定翼９３，９４への風流が筒状安定翼９１の外側に拡がる事を防止できると共にその風流を一様にできるので、風流の中において当該機体９０の安定性を向上できる。【０３５９】
また筒状安定翼９１の内部に同軸線状に１つ以上の筒内筒状安定翼９５，９６を更に備えるので、更に風流の中において機体９０の安定性を向上できる。【０３６０】
またプロペラ９７を備えるので機体９０を推進装置として利用でき、安定した飛行を行う事ができる。【０３６１】
また放射状安定翼９３，９４および筒内筒状安定翼９５，９６は、機体９０の重心Ｇ、総合風圧中心点Ｃ0、外部風圧中心点Ｗおよびプロペラ回転軸の固定点０が互いに式１９-（５）を満たす様に配置されるので、機体９０の横揺れを防止できる。【０３６２】
また式１４-（１）を満たす様に設計されるので、プロペラ回転による反トルクを相殺でき、機体９０がプロペラ回転により反回転する事を防止できる。【０３６３】
Ｓ１５．（姿勢制御装置の使用例）
図１４の機体（姿勢制御装置）１１０は、上記Ｓ１４の機体９０を２つ（以後、それらを機体９０ａ，９０ｂと呼ぶ）組み合わせたものである。より詳細には、この機体１１０は、それぞれその吸気側開口端を上側に向けると共にその排気側開口端を下側に向け、且つ互いの吸気側開口端を互いの対向方向に傾斜（傾斜角度０°も含む）させる様にして、互いに間隔空けて配置された上記の２つの機体９０ａ，９０ｂと、各機体９０ａ，９０ｂを相互連結する連結部材１１１とを備える。【０３６４】
連結部材１１１は、その中心点Ｇ0で屈曲された略Ｖ字状の例えば棒状に形成されており、その一端に機体９０ａが配設され、その他端に機体９０ｂが配設されている。より詳細には、連結部材１１１の一端の延長線が機体９０ａの中心軸線に直交し且つ機体９０ａの重心Ｇ1を通過する様に、連結部材１１１の一端に機体９０ａが配設されている。同様に、連結部材１１１の他端の延長線が機体９０ｂの中心軸線に直交し且つ機体９０ｂの重心Ｇ2を通過する様に、連結部材１１１の他端に機体９０ｂが配設されている。【０３６５】
尚、各機体９０ａ，９０ｂのプロペラ９７の回転方向を逆向きに設定する場合は、各機体９０ａ，９０ｂの各安定翼（円筒状安定翼および放射状安定翼）を、その機体９０ａ，９０ｂの重量の許される範囲内で、高さ、安定翼の枚数および安定翼の個数等を大きくして、機体１１０の横揺れの抵抗力を最大限にしておくことが望ましい。【０３６６】
尚、図１４中の点Ｐ1，Ｐ2はそれぞれ、機体９０ａ，９０ｂのプロペラ９７の中心点（推進力作用点）であり、αは、線分Ｇ1Ｇ0（および線分Ｇ2Ｇ0）と水平方向との間の角度であり、λは、線分Ｐ1Ｇ0（および線分Ｐ2Ｇ0）と鉛直方向との間の角度であり、θは、線分Ｇ1Ｇ0と線分Ｐ1Ｇ0との間の角度および線分Ｇ2Ｇ0と線分Ｐ2Ｇ0との間の角度である。【０３６７】
ここで、線分Ｇ0Ｐ1＝線分Ｇ0Ｐ2＝Ｌとし、各機体９０ａ，９０ｂの推進力をそれぞれＦP1，ＦP2（但し、ＦP1＝ＦP2）とし、この機体１１０が角度γだけ一方の機体（例えば９０ａ）側に傾いた状態を考える。【０３６８】
図１４の機体１１０において、ＦP1とＦP2の重心周りのモーメントは、γがどのような値を採ろうとも常に一定であるが、各重心Ｇ1，Ｇ2に掛かる重力と各推進力ＦP1，ＦP2との間の偶力による復元モーメントΔＭを計算すると式１５-（１）となり、γの値に対して一定にならない。【０３６９】
【数７６】
2009096058.tif 000078
【０３７０】
各推進力ＦP1，ＦP2の合力〔Ｆ〕が機体１００の重力ｍｇと釣り合っているとすると、式１５-（２），式１５-（３）が成立する。【０３７１】
【数７７】
2009096058.tif 000079
【０３７２】
そしてθ＝π／２−（α＋λ）なので、式１５-（３）は式１５-（４）となる。【０３７３】
【数７８】
2009096058.tif 000080
【０３７４】
この式１５-（４）の中の（  ）内の各項は式１５-（５）となるので、式１５-（４）は式１５-（６）となる。【０３７５】
【数７９】
2009096058.tif 000081
【０３７６】
式１５-（６）より、機体１１０の左右の揺れに対する復元力は、２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの推進力ＦP1，ＦP2の合力が、まるで重心Ｇ0から（線分Ｐ0Ｇ0＋線分Ｏ0Ｇ0）の距離だけ上方に位置する点（作用点Ｐ）に作用したものとして与えられることが分かる。【０３７７】
次に図１９の様に、２組の機体１１０（それらを機体１１０，１１０’と呼ぶ）をそれらの重心Ｇ0を一致させて平面視で十字状に連結させた機体（以後、十字状連結ユニットと呼ぶ）１１０Ｂを考える。尚、図１９では、各機体１１０，１１０’の各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’は、便宜上直線で図示されている。この十字状連結ユニット１１０Ｂにおいて、重力による復元モーメント〔ΔＭ〕を計算する。正面（筒状推進ユニット９０ａ’側）から見て、十字状連結ユニット１１０Ｂが左右に角度γだけ傾いたとき、左右側の筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂによる復元モーメントΔＭ1は、式１５-（４）のｍｇをｍｇ／２に置換することで得られるので、式１５-（７）となる。【０３７８】
【数８０】
2009096058.tif 000082
【０３７９】
このとき、十字状連結ユニット１１０Ｂを正面から見たときの前後側の２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂによる復元モーメントΔＭ2は、式１５-（８）となる。【０３８０】
【数８１】
2009096058.tif 000083
【０３８１】
α＋θ＝π／２−λなので、式１５-（８）は式１５-（９）となる。【０３８２】
【数８２】
2009096058.tif 000084
【０３８３】
よって十字状連結ユニット１１０Ｂの総合復元モーメント〔ΔＭ〕は、式１５-（１１）となる。【０３８４】
【数８３】
2009096058.tif 000085
【０３８５】
式１５-（１１）より、十字状連結ユニット１１０Ｂの左右の揺れに対する復元力は、４つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’の推進力の合力が、まるで重心Ｇ0から（線分Ｐ0Ｇ0＋１／２・線分Ｏ0Ｇ0）の距離だけ上方に位置する点に作用したものとして与えられることが分かる。【０３８６】
ここで、図１４の機体（２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂを組み合わせた機体）１１０が各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの対向方向に角度γだけ傾いたとき、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂに掛かるＦCなる力をＦC1，ＦC2とすると、それら各力ＦC1，ＦC2の合力ＦC0はどの様になるかを考える。【０３８７】
各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの推進力をＦP1，ＦP2として、それら各推進力ＦP1，ＦP2が機体１１０の重力ｍｇと釣り合っているとすると、式１５-（１２）の関係を得る。【０３８８】
【数８４】
2009096058.tif 000086
【０３８９】
また各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの後流風圧中心点Ｃ1，Ｃ2に掛かるＦCなる抵抗力ＦC1，ＦC2は、式１５-（３４）で与えられる。【０３９０】
【数８５】
2009096058.tif 000087
【０３９１】
またＦC1，ＦC2の合力（総合後流風圧力）ＦC0は、図１４の点Ｃ0に掛かるので式１５-（１３）となり、従って総合外部風圧力ＦW0は式１５-（１４）となる。尚、点Ｃ0は、この機体１１０を正面から見た場合（即ち筒状推進ユニット９０ａ’側から見た場合）の総合風圧中心点であり、点Ｃ1を通り筒状推進ユニット９０ａの中心軸９２に垂直な直線と、点Ｃ２を通り筒状推進ユニット９０ｂの中心軸９２に垂直な直線との交点により与えられる。【０３９２】
【数８６】
2009096058.tif 000088
【０３９３】
この機体１１０は、左右の揺れに対しては、点Ｃ0に式１５-（１３）で表されるＦC0なる力が掛かる１つの推進ユニットと見なす事ができる。【０３９４】
しかし、この機体１１０を横から見た場合（即ち筒状推進ユニット９０ａまたは９０ｂ側から見た場合）の総合風圧中心点は、図１４の点Ｃ12となり、その総合風圧中心点に作用する力は、式１５-（１３）で表される力と同じである。尚、点Ｃ12は、各点Ｃ1，Ｃ2の中間点である。故にこの機体１１０は、見る方向により総合風圧中心点の位置が変化するので、不安定である。【０３９５】
この不安定性を無くすために、前述の十字状連結ユニット１１０Ｂの様に４つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’を組み合わせると、４つの筒状推進ユニットの総合後流風圧中心点Ｃは、図１４の線分Ｃ0Ｃ12の中点に現れる。この点Ｃの位置は、この十字状連結ユニット１１０Ｂのどの方向に揺れても変化せず、常に線分Ｃ0Ｃ12の中点に位置する。【０３９６】
この事から、複数の筒状推進ユニットを組み合わせるときは、十字状連結ユニット１１０Ｂを１つの単位ユニットとすることが望ましい（組み合わせＡ）。２つの筒状推進ユニットのみを図１４の機体１１０の様に組み合わせる場合は、それら２つの筒状推進ユニットの傾斜角度αを０°に設定して、それら２つの筒状推進ユニットの総合風圧中心点Ｃ0とＣ12とを互いに一致させると、機体１１０全体のどの方向から見ても、総合風圧中心点Ｃ0の位置は変化しないので、機体１１０を安定ホバリングさせることが可能となる（組み合わせＢ）。どちらの組み合わせＡ，Ｂにしても、後述の式１９-（５）を満足させる様に機体全体の重心Ｇ0および外部風圧中心点Ｗ0を配置しなければならない。【０３９７】
図１７は、十字状連結ユニット１１０Ｂを正面（筒状推進ユニット９０ａ’側）から見たときの各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’を単純化して直線で表した単純図である。中央の筒状推進ユニットは前後の筒状推進ユニット９０ａ’，９０ｂ’が重なって見えるため１本の線で表している。【０３９８】
今、全ての筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’のプロペラ回転軸先端の振れの角度が同じタイミングで例えば図７の紙面左側にβだけ振れているとする。このときの総合後流風圧力（即ち各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’に掛かる後流風圧力の総和力）ＦCは、どのような大きさでどのような位置に表れるかを考える。【０３９９】
各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’の後流風圧中心点Ｃ1，Ｃ2，Ｃ3，Ｃ4に掛かるＦCなる力（後流風圧力）をＦC1，ＦC2，ＦC3，ＦC4とし、ＦC1とＦC2の２つの合力の大きさをＦC0とし、ＦC3とＦC4の２つの合力の大きさをＦC34とすると、ＦC0は、式１５-（１５）となる。但し、ＦP1＝ＦP2＝ＦP3＝ＦP4＝（ｍｇ／４）・１／（cosα・cosβ）とする。【０４００】
【数８７】
2009096058.tif 000089
【０４０１】
そしてＦC34は、式１５-（１６）となる。【０４０２】
【数８８】
2009096058.tif 000090
【０４０３】
式１５-（１５）（１６）より式１５-（１７）の関係が成立するので、総合後流風圧力ＦCは、式１５-（１８）となる。【０４０４】
【数８９】
2009096058.tif 000091
【０４０５】
式１５-（１７）より、ＦC の作用点は、点Ｃ0と点Ｃ34との中点である事が分かる。【０４０６】
また式１５-（１８）は、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’のプロペラ回転軸先端の振れ角度が全てβである場合は（尚、それら各筒状推進ユニットが同じタイミングで同じ方向に揺れる場合が不安定性が最大になるので、同じタイミングで揺れる場合で、且つ単純化のため振れの角度を全て同じβとして考えている。）、式１５-（１８）のＦCは、機体１１０Ｂ全体を１つの推進ユニットとして考えたときのその推進ユニットのプロペラ回転軸先端の振れ角度をβとしたときの後流風圧力ＦCと方向も大きさも同じである事が分かる。但し、機体１１０Ｂの揺れに対する、重力による復元力が非常に大きくなる点が異なる。【０４０７】
ここで重要な事が２つある。第１番目に重要な事は、十字状連結ユニット１１０Ｂの様に複数の筒状推進ユニットを平面視で放射状に連結した機体の場合、それら各筒状推進ユニットが水平方向で機体全体の鉛直方向中心軸まわりに反回転し始めたとき、ＦCなる抵抗力が発生し、その抵抗力が非常に大きな抵抗モーメントとなるので、それら各筒状推進ユニット内の放射状安定翼による反トルク相殺力と相まって、機体全体の反回転傾向は、殆ど無くなることである。【０４０８】
第２番目に重要な事は、２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂを連結した機体１１０（図１４）の場合は、見る方向により、総合後流風圧中心点の位置が図１４の点Ｃ0と点Ｃ12との間で変化して機体１１０が不安定になるので、その不安定性を無くすため、図１７の十字状連結ユニット１１０Ｂの様にもう１組の筒状推進ユニット９０ａ’，９０ｂ’を平面視で十字状に組み合わせて、総合後流風圧中心点を点Ｃに固定したことである。【０４０９】
しかし、この２組の筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂと９０ａ’，９０ｂ’とは全く別々のものであり、実際は、それら２組の筒状推進ユニットはそれぞれ固有の総合後流風圧中心点（以後、それら各組単位の総合後流風圧中心点を組単位総合後流風圧中心点と呼ぶ）を持っており、例えば図１７の様に正面から見たときの左右の揺れに対しては、左右の２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの組単位総合後流風圧中心点は点Ｃ0であり、前後の２つの筒状推進ユニット９０ａ’，９０ｂ’の組単位総合後流風圧中心点は点Ｃ34にある。この２つの組単位総合後流風圧中心点Ｃ0,Ｃ34に掛かるそれぞれのＦCなる力ＦC0，ＦC34が見かけ上点Ｃに現れるということである。【０４１０】
尚、上記の点Ｃ0は、筒状推進ユニット９０ａの後流風圧中心点Ｃ1を通り筒状推進ユニット９０ａの中心軸９２に垂直な直線と、筒状推進ユニット９０ｂの後流風圧中心点Ｃ2を通り筒状推進ユニット９０ｂの中心軸９２に垂直な直線との交点であり、上記の点Ｃ34は、各筒状推進ユニット９０ａ’，９０ｂ’の後流風圧中心点Ｃ3，Ｃ4の中点である。【０４１１】
ここで、この十字状連結ユニット１１０Ｂを４５°水平方向に回していったとき（但し、回転軸の傾きβは、回転していった方向から見たとき常に図１７の様にβだけ傾いているとする。）、その方向から見た機体の左右の揺れに対する上記の２つの組単位総合後流風圧中心点Ｃ0,Ｃ34は徐々に近づいていき、４５°回しきった方向から見たときの左右の揺れに対しては、上記の２つの組単位総合後流風圧中心点Ｃ0,Ｃ34は点Ｃに重なる。これを更に４５°回していったときには、下に下がってきた一方の組単位総合後流風圧中心点は更に下に下がり、上に上がってきた他方の組単位総合後流風圧中心点は更に上に上がり、９０°回しきった方向から見たときの左右の揺れに対してのそれぞれの組単位総合後流風圧中心点Ｃ0,Ｃ34は、最初の位置とはそれぞれ逆転していることになる。【０４１２】
図１７を正面または横から見たときの機体の左右の揺れに対しては上記の２つの組単位総合後流風圧中心点Ｃ0,Ｃ34が最大に離れていて、その中点に機体１１０Ｂ全体の重心Ｇを配置し、更に機体１１０Ｂ全体の外部風圧中心点Ｗをその重心Ｇに一致させても、機体１１０Ｂの揺れに関しては、互いに離れた２つの組単位総合後流風圧中心点Ｃ0，Ｃ34に掛かるＦCなる力ＦC0，ＦC34によりバランスが取れることになる（即ち機体の揺れに対する安定性の観点からは、各組単位総合風圧中心点は互い離れている事が重要である）。この事は、機体１１０Ｂの小型化および軽量化に繋がる。【０４１３】
更に風流発生装置であるプロペラ式の各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’を噴射式の推進ユニット（ガス噴射機またはロケット噴射機など）に置き換えれば、真空中、即ち宇宙ででも利用できるようになる。【０４１４】
しかし、図１７の機体１１０Ｂを水平方向に４５°回転させたときは、上記の２つの組単位総合後流風圧中心点Ｃ0，Ｃ34はそれらの中点Ｃに重なるので、機体１１０Ｂは、その４５°方向から見た左右の揺れに対しては非常に不安定になる。この不安定性を解消するためには、もう１組の十字状連結ユニット１１０Ｂを同心状に連結して、即ち図１８の様に、合計８つの筒状推進ユニット９０（９０ｃ〜９０ｊ）を放射状に連結部材１１０ａにより連結して、放射状８連結ユニット１１０Ｃを構成すれば良い。なぜなら、８つの筒状推進ユニット９０ｃ〜９０ｊを放射状に連結した場合は、どの方向から見ても最低２つの組単位総合後流風圧中心点が存在し、他の方向では４つの組単位総合後流風圧中心点が存在し、それぞれの組単位総合後流風圧中心点にバランス良くＦCなる抵抗力が発生するからである。【０４１５】
尚、図１８では、連結部材１１０ａは、４枚の台形形状の板部材１１０ｂ〜１１０ｅをそれらの中心軸を一致させて放射状に組み合わせて構成されている。そして各板部材１１０ｂ〜１１０ｅの両側の斜辺に筒状推進ユニット９０ｃ〜９０ｊは配設されている。【０４１６】
以上より、筒状推進ユニットを４つ以上組み合わせて安定性のある機体を造るには、偶数個の筒状推進ユニット（好ましくは８つ以上の偶数個の筒状推進ユニット）を放射状に連結し、更にそれら各筒状推進ユニットの後流風圧中心点からその筒状推進ユニットの中心軸（筒軸）に垂直に引かれた直線が一点に集中する様にして、機体全体の重心を図１７の様に上下の組単位総合後流風圧中心点の中央に配置させれば良い。その様にすれば、後の実験で分かる事であるが、機体全体の外部風圧中心点を、機体全体の重心に一致させなくても良く、機体全体の重心の近くに有れば良く、これにより機体を安定させる事ができる。【０４１７】
図１９は、図１７と同じ十字状連結ユニット１１０Ｂを正面から見た単純図である。筒状推進ユニット９０ａ’，９０ｂ’は重なって見えるため、１本の直線で表している。各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’の推進力をＦP1，ＦP2 ，ＦP3，ＦP4＝ＦP としている。点Ｃ34は、この正面方向から見た各筒状推進ユニット９０ａ’，９０ｂ’の総合風圧中心点（組単位総合風圧中心点）であり、点Ｃ0は、同じく各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの総合風圧中心点（組単位総合風圧中心点）である。ＦCbは、この十字状連結ユニット１１０ＢがΔｆPにより反時計まわりに揺れ始めたときに点Ｃ34に掛かるＦCなる力で、ＦCfは、同じく点Ｃ0に掛かるＦCなる力である。重心Ｇ0から推進力作用点（プロペラ中心点）Ｐ1あるいは点Ｐ2までの距離をＬとしている。機体１１０Ｂの総合重心Ｇ0は、線分Ｃ0Ｃ34の中点にある。【０４１８】
図１９の様に機体１１０Ｂが安定したホバリングを行っている状態から、筒状推進ユニット９０ｂの推進力がＦPからΔｆPだけ増加して、機体１１０Ｂが左右に揺れる状態を考える。【０４１９】
ΔｆPによる回転モーメントによるＦCなる力は、図１９のＦCbとＦCfの２つに分けられる。ΔｆPにより機体１１０Ｂが回転するときの角加速度は、機体１１０Ｂのどの点においても同じであるから、点Ｐ2における回転モーメントの大きさが分かれば、各プロペラ作用点Ｐ1，Ｐ2 ，Ｐ3，Ｐ4において仮想的に掛かっていると思われる力も計算できる。今、筒状推進ユニット９０ａ’または９０ｂ’に掛かっている仮想力をΔｆ34とし、各プロペラ作用点Ｐ1，Ｐ2 ，Ｐ3，Ｐ4の総合作用点Ｐと総合重心Ｇ0との間の距離をｎGとすれば、点Ｐ2におけるΔｆPによる回転モーメントΔＭP2は、式１５-（１９）となる。【０４２０】
【数９０】
2009096058.tif 000092
【０４２１】
また点Ｐ3または点Ｐ4 における回転モーメントΔＭ34は、式１５-（２０）となる。【０４２２】
【数９１】
2009096058.tif 000093
【０４２３】
ΔＭP2＝ΔＭ34でなければならないので、式１５-（２１）を得る。【０４２４】
【数９２】
2009096058.tif 000094
【０４２５】
式１５-（２１）のΔｆ34が点Ｐ3，Ｐ4の両点に掛かっているので、ＦCbは式１５-（２２）の様に表される。【０４２６】
【数９３】
2009096058.tif 000095
【０４２７】
同様に筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂのプロペラ作用点Ｐ1，Ｐ2に掛かる仮想力をΔｆ1，Δｆ2とすると、式１５-（２３）を得る。【０４２８】
【数９４】
2009096058.tif 000096
【０４２９】
よってＦCfは、式１５-（２４）となる。【０４３０】
【数９５】
2009096058.tif 000097
【０４３１】
そしてこの２つのＦCbおよびＦCfの偶力モーメントΔＭは、線分Ｃ0Ｃ34の長さをｎC34とすると、式１５-（２５）となる。【０４３２】
【数９６】
2009096058.tif 000098
【０４３３】
ｎC34は、図１９より作図して求めると、式１５-（２６）となる。【０４３４】
【数９７】
2009096058.tif 000099
【０４３５】
従って式１５-（２２），（２４），（２５），（２６）より、式１５-（２７）を得る。【０４３６】
【数９８】
2009096058.tif 000100
【０４３７】
機体１１０Ｂが安定したホバリングを行うためには、式１５-（２７）のΔＭがΔＭP2よりも大きければ良い、即ち式１５-（２８）が成立すれば良い。また式１５-（２８）から式１５-（２９）の関係を得る。【０４３８】
【数９９】
2009096058.tif 000101
【０４３９】
Ｌcosθは、重心Ｇ0から各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’の筒軸までの距離である。Ｌcosθ＝ＬGとすると、式１５-（２９）から式１５-（３０）を得る。【０４４０】
【数１００】
2009096058.tif 000102
【０４４１】
式１５-（３０）より、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’単独のＨπとそれらの傾斜角度αが決まると、自動的にＬGとｎGの比の最小値が決まる事が分かる。【０４４２】
また式１５-（１９），（２４），（２５）より式１５-（３１）を得る。【０４４３】
【数１０１】
2009096058.tif 000103
【０４４４】
式１５-（３１）よりｎGおよびαが決まると、ｎC34＝線分Ｃ0Ｃ34の最小値が求まる。重心Ｇ0が線分Ｃ0Ｃ34の中点にあること、および式１９-（５）の第１式を第２式に代入したときの式と式１５-（３１）とは、形式が全く同じであることを考えるならば、次の事が言える。【０４４５】
式１９-（５）の第１式を第２式に代入すると、式１５-（３２）の関係を得る。【０４４６】
【数１０２】
2009096058.tif 000104
【０４４７】
また式１５-（３１）より式１５-（３３）の関係を得る。【０４４８】
【数１０３】
2009096058.tif 000105
【０４４９】
尚、式１５-（３３）においてα＝０とすると、式１５-（３３）は式１５-（３２）と同じになる。【０４５０】
式１５-（３２）（３３）より、４つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’のうち１つの筒状推進ユニットの推進力がΔｆPだけ変化しても、結局は、４つのプロペラを１つのプロペラ（以後、仮想連結プロペラと呼ぶ）とみなしたときの回転軸の振れの問題に帰結する事が分かる。【０４５１】
よって、十字状連結ユニット１１０Ｂの各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ａ’，９０ｂ’の推進力が多少増減しても、総合仮想プロペラの回転軸の振れの角度が多少変化するだけである。この様な推進力の増減に対して機体１１０Ｂの安定を保つには、Ｌ／ｎGの比を十分に大きく設定すること、即ちｎC34（言い換えれば、十字状連結ユニット１１０Ｂが持つ２つの後流風圧中心点間の距離）を十分長く設定すれば良い事がわかる。【０４５２】
前述の８つの筒状推進ユニットを放射状に連結した放射状８連結ユニット１１０Ｃ、またはそれ以上の数の筒状推進ユニットを放射状に連結した放射状ｎ連結ユニットで、式１５-（３０）または式１５-（３３）を十分に満足させるように機体を設計すれば、この機体は、全く安定して外風にも動じず、プロペラ反トルクも相殺したホバリングを見せてくれることであろう。【０４５３】
Ｓ１７．（図１３のプロペラが無い場合の姿勢制御装置）
図１３において、プロペラ９３（および駆動部）を除いた場合の機体（姿勢制御装置）９０ｃを考える。【０４５４】
例えば、この機体９０ｃを一般的な飛行機の前後部および両翼に飛行機の進行方向に向けて取り付けておけば、飛行機の上下左右の安定性が格段に増大する。即ち飛行機が飛んでいるとき、この機体９０ｃに前方（機体９０ｃの中心軸方向）から高速度で風が進入し、その状況で、この機体９０ｃが横方向（その径方向）に揺れると、その前方からの風流が機体９０ｃの筒状安定翼９１および安定翼９３，９４，９５，９６の横方向の揺れに対する抵抗となり、機体９０ｃ（従って当該飛行機）の安定性が飛躍的に向上する。【０４５５】
機体９０ｃの放射状安定翼９３，９４の枚数および筒状安定翼９５，９６の個数を増やせば、この機体９０ｃの横揺れに対する抵抗力は増大する。但し、飛行機等にこの機体９０ｃを使用する場合、この機体９０ｃの外側の筒状安定翼９１には、実験とは違って内外両側に風が流れるので、式１２-（２）中のＨは、式１７-（１）の様になる。【０４５６】
【数１０４】
2009096058.tif 000106
【０４５７】
以上の様な発明または発明原理を利用すれば、機体の安定翼に掛かる風圧自体により、その機体またはその機体を備えた飛行機の姿勢制御が自動的に行われるので、姿勢制御のための精密で高感度なセンサーおよび高価で高速度なコンピューターシステムが不必要となる。その上、機体の安定翼の周囲に流れる風流による慣性モーメントの増大効果により、その機体自身またはその機体を備えた飛行機自体に、外部風による影響に対する抵抗力が発生し、その結果、その機体自身またはその機体を備えた飛行機は、外部風に対して非常に強くなる。【０４５８】
この発明は、プロペラ機のみではなくジェット機、ロケットおよびガス噴射等の飛行機に対しても応用できるので、広く姿勢制御の必要な分野に利用できる。またこの発明を利用した図１２，図１３または図１８の様なフライングユニット（姿勢制御装置）により、フライングカーの実現も夢ではなくなる。【０４５９】
Ｓ１９．（プロペラ回転軸の振れによる影響を相殺して機体を安定化させる条件）
図１５は、例えば図１２の機体８０において、プロペラ回転時のある一瞬を側面から視たときの図である。図１５中、点Ｏは、プロペラ回転軸の固定点であり、点Ｐは、プロペラの作用点（中心点）Ｙを含む水平線と点Ｏを含む垂直線との交点であり、点Ｇ1は、機体８０の重心Ｇが点Ｏよりも下にある場合の重心の位置であり、点Ｇ2は、機体８０の重心Ｇが各点Ｏ，Ｐ間にある場合の重心の位置であり、点Ｇ3は、機体８０の重心Ｇが点Ｐよりも上にある場合の重心の位置である。また点Ｏと機体８０の重心Ｇとの間の距離のｎ値をｎGとする。【０４６０】
ここで、機体８０の重心Ｇが各点Ｇ1〜Ｇ3にある場合の機体８０の重心Ｇを通る水平線周りのモーメントバランス式を考える。【０４６１】
（１）機体８０の重心Ｇが点Ｇ1にある場合
この場合は、プロペラ８１の推進力ＦPの水平成分（Ｆpsinβ）のモーメントの方が、ＦPの垂直成分（ｍｇ）のモーメントよりも大きくなり、それらのモーメントは互いに逆向きになるので、モーメントバランス式は、式１９-（６）となる。【０４６２】
【数１０５】
2009096058.tif 000107
【０４６３】
尚、式中のＦCは、風圧中心点Ｃに掛かるプロペラ後流の風圧力であり、ＦWは、外部風圧点Ｗに掛かる外部風圧力である。【０４６４】
ＦP＝ｍｇ／cosβ、ＦC＝Ｈπｍｇtanβ、ＦW＝Ｗｍｇtanβなので、これらの式を式１９-（６）に代入すると、式１９-（１）を得る。【０４６５】
【数１０６】
2009096058.tif 000108
【０４６６】
（２）機体８０の重心Ｇが点Ｇ2にある場合
この場合は、プロペラ推進力ＦPの水平成分（Ｆpsinβ）と垂直成分（ｍｇ）との各々のモーメントの大きさが上記（１）の場合と逆になるが、モーメントバランス式を考えると、上記（１）と同様に、式１９-（１）を得る。【０４６７】
（３）機体８０の重心Ｇが点Ｇ3にある場合
この場合は、プロペラ推進力ＦPの水平成分（Ｆpsinβ）と垂直成分（ｍｇ）との各々のモーメントの向きは同じになるので、上記（１）の場合と同様に、式１９-（１）を得る。【０４６８】
上記（１）〜（３）より式１９-（１）が常に成立することが分かる。ここで、プロペラ回転軸の振れによる影響を相殺して機体８０を安定化させるには、機体８０に作用するモーメントが釣り合うか、或いはプロペラ回転軸を垂直方向に向けるモーメントが優勢であれば良い（即ち、式１９-（１）の左辺がｎGの値と同じか、或いはそれよりも大きければ良い）ので、プロペラ回転軸の振れによる影響を相殺して機体８０を安定化させるための条件は、式１９-（２）となる。【０４６９】
【数１０７】
2009096058.tif 000109
【０４７０】
式１９-（１）の右辺のｎGをＳ５（疑似揚力係数ｋの決定）の項で説明したｎXで表すと、式１９-（３）となる。【０４７１】
【数１０８】
2009096058.tif 000110
【０４７２】
式１９-（３）を式１９-（１）に代入し、且つｎGW＝０とおくと、式７-（１９）および式７-（２０）が得られる。よって、式７-（１９）および式７-（２０）は、式１９-（２）の条件の一態様と言える。またｎGCおよびｎGWは、必ず式１９-（４）を満たさなければならない。【０４７３】
【数１０９】
2009096058.tif 000111
【０４７４】
よって、機体８０が安定してホバリングする条件は、式１９-（５）の様に表す事ができる。【０４７５】
【数１１０】
2009096058.tif 000112
【０４７６】
機体８０が安定してホバリングしているときは、式１９-（５）が必ず成立していると言える。【０４７７】
但し、機体８０の重心Ｇがプロペラ８１よりも上にある場合は、重心Ｇの復元効果が無いばかりでなく、逆に重力Ｇにより機体８０を傾けるモーメントが発生するので、非常に不安定になる。また機体８０の重心Ｇがプロペラ８１よりも下にある場合でも、プロペラ８１から重心Ｇまでの距離ｎPGが短い場合は、重力Ｇによる復元効果が小さいので、プロペラ回転軸の振れによる影響以外の雑力の影響が相対的に大きくなり、機体８０が左右に揺れる可能性が大きくなる。よって、雑力の影響を無視できる程度にｎPGを長く取ることが重要である。ｎPGの長さに制限がある場合は、機体８０の慣性モーメントを大きくするために、式１９-（５）の第２式の左辺をできるだけ大きくすればよい。【０４７８】
Ｓ２０．（筒状安定翼内のプロペラ位置によらない風圧中心点の位置固定）
例えば図１２の機体８０において、筒状安定翼８３内の放射状安定翼８２の長さを例えば半分位に短くして、放射状安定翼８２と共にプロペラ８１の位置を筒状安定翼８３の鉛直方向に変化させ、そのそれぞれの位置において、機体８０が安定してホバリングする重心位置を求める実験を行った。【０４７９】
その結果、プロペラ位置が筒状安定翼８３の上端から筒状安定翼８３の長さの１／８以上に下に位置したときの実験では、機体８０の各安定翼８２，８３に掛かる総合風圧力が全て、筒状安定翼８３の上端から筒状安定翼８３の長さの１／８だけ下がった点付近に集中して掛かっている事が分かった。プロペラ位置を更に下げた実験においても、機体８０の各安定翼８２，８３に掛かる総合風圧力が集中して掛かる点（総合風圧中心点）の位置は、変化せず、筒状安定翼８３の上端から筒状安定翼８３の長さの１／８だけ下がった点付近のままであった。【０４８０】
言い換えれば、プロペラ位置が筒状安定翼８３の上端から筒状安定翼８３の長さの１／８以上に下がると、機体８０の総合風圧中心点が筒状安定翼８３の上端から筒状安定翼８３の長さの１／８だけ下がった点に固定されるということである。尚、プロペラ位置が筒状安定翼８３の上端から筒状安定翼８３の長さの１／８だけ下がった点よりも上に位置する場合は、Ｓ１３で説明した通りの位置に、機体８０の総合風圧中心点が現れていた。【０４８１】
尚、上記の実験において機体８０の総合風圧中心点の位置は、以下の様に求めた。即ち、図１６の様に、機体８０の筒状安定翼８３の下方に連結部８３ｃを介して筒状の補助安定翼８３ｂを同心軸状に取り付けた機体８０ａを作成し、安定してホバリングする機体８０ａの重心を求めることで、機体８０の総合風圧中心点を求められる。機体８０に掛かる総合風圧力および補助安定翼８３ｂに掛かる風圧力の各々の大きさの比は計算できる。そして外部風に対する風圧中心点の位置も計算できるので、式１９-（５）の第１式（ＨπｎGC＝ＷｎGW）よりｎGCが求まり、機体８０ａの各安定翼８２，８３，８３ｂに掛かる総合風圧力が集中して掛かる点（総合風圧中心点）の位置が決定される。その後、機体８０全体に掛かる風圧力と補助安定翼８３ｂに掛かる風圧力との比に基づき、機体８０の総合風圧中心点の位置を求める事ができる。【０４８２】
上記の実験の結果は、予想もできない結果となった。このことは、機体８０ａにおいて、各安定翼８３，８３ｂのサイズおよび各安定翼８３，８３ｂ間の距離を全く変えずに、放射状安定翼８２と共にプロペラ８１の位置を上下に変化させても、安定してホバリングする重心位置が変化しなかったことからも分かる。【０４８３】
この事実は、機体の設計の自由度を向上させる上で大変都合が良い。プロペラ位置を筒状安定翼８３の上端から筒状安定翼８３の長さの１／８以上下がった位置に配置すれば、放射状安定翼８２の位置は、任意に選択できる事になる。但し、このとき、機体８０全体を安定させるためには、図１６の様に、機体８０全体の下に、筒状または放射状の補助安定翼８３ｂを取り付ける必要がある。【０４８４】
この場合、補助安定翼８３ｂは機体８０の下ではなく上に取り付けても良いが、上に取り付けた場合は、補助安定翼８３ｂに掛かる風圧力は、下に取り付けた場合の補助安定翼８３ｂに掛かる風圧力に比べて非常に弱いため、補助安定翼８３ｂの投影面積を非常に大きくするか、或いは、機体８０から非常に離れた位置に取り付ける必要があるので、現実的ではない。【０４８５】
図１６の機体８０ａの様に、筒状安定翼８３の下方に補助安定翼８３ｂを取り付けると、その補助安定翼８３ｂに掛かる風圧力のために、機体８０ａ全体の総合風圧中心点Ｃ0が結果的に下に下がることになる。そのため、機体８０ａを安定してホバリングさせるための重心位置も下に下がることになり、重心による復元効果が増大する。その上、機体８０ａ全体の慣性モーメントも同じく増大するので、機体８０ａは、補助安定翼８３ｂが無い場合に比べてより一層に安定することになる。【０４８６】
尚、上記の実施の形態１〜３の機体では、風流を発生させる手段（風流発生装置）を、プロペラとプロペラ用駆動部とにより構成したが、その様に限定するものではなく、例えばガス噴射機、ジェット噴流機またはロケット噴射機により構成しても良い。風流発生装置をプロペラとプロペラ用駆動部とにより構成すれば、比較的簡単な原理で風流を発生させる事ができる。また風流発生装置をガス噴射機、ジェット噴流機またはロケット噴射機により構成すれば、より強力な風流を発生させる事ができる。【０４８７】
Ｓ２１．（筒状推進ユニットでの水平飛行）
図２０は、１つの筒状推進ユニットからなる機体（例えば９０）が傾斜角（機体の中心軸の鉛直方向に対する角度）α（水平線に対してβ）で水平飛行している状態を示した図である。水平飛行速度をｖとし、プロペラ後流速度をｖPとし、プロペラ推進力をＦPとし、プロペラ後流風圧（揚力）をＦCとし、外部風圧をＦWとする。【０４８８】
ここで図２０の機体９０が迎角を固定されたまま、水平飛行速度を徐々に大きくしたときの終端速度を考える。今、プロペラ推進力ＦPの水平方向成分の加速度をａ1とし、機体９０の質量をｍ1とし、更に機体９０の迎角をβに固定したまま水平方向に進む様に、機体９０に、車輪２００ａを有する車体２００を取り付けた車を考える。但し、車体２００の車輪２００ａには全く摩擦が無いものとし、また車体２００の質量は、床の上を走っているときは０（ゼロ）とし、床から浮上するときには、機体９０と車体２００との合計質量をｍ2とする（この状況は、図１０の様な推進力増幅装置を考えるとき必要になる。）。【０４８９】
機体以外の車体２００には空気抵抗等の空気による力は一切働かないものとする。この合計機体が水平方向に進むことにより機体９０の安定翼に発生する全ての浮力をＦとし、その加速度をａ2とする。機体９０と車体２００の合計機体２１０が終端速度ｖで水平方向に進んでいると仮定する。以上の状況では、式２１-（１）が成立する。【０４９０】
【数１１１】
2009096058.tif 000113
【０４９１】
ここで、速度ｖによりプロペラ後流速度ｖPが方向を変えて安定翼に与える力をΔｆとすると、図２０より式２１-（２）が成立する。【０４９２】
【数１１２】
2009096058.tif 000114
【０４９３】
また式２１-（３）〜（５）が成立する。【０４９４】
【数１１３】
2009096058.tif 000115
【０４９５】
浮力Ｆは、式２１-（６）の様にも表せる。【０４９６】
【数１１４】
2009096058.tif 000116
【０４９７】
式２１-（６）に式２１-（１）〜（５）を代入し、π（１−sinβW）＝Δπとおくと、式２１-（８）になる。【０４９８】
【数１１５】
2009096058.tif 000117
【０４９９】
また水平方向への推進力ｆは、式２１-（９）となる。【０５００】
【数１１６】
2009096058.tif 000118
【０５０１】
式２１-（９）に式２１-（１）〜（４）を代入して、式２１-（１０）を得る。【０５０２】
【数１１７】
2009096058.tif 000119
【０５０３】
ｆ＝０のとき、この合体機体２１０は終端速度ｖで進むことになるので、式２１-（１４）の関係が求まり、終端速度ｖとプロペラ後流速度ｖPとの比ｖ／ｖPと、βと、（ＨΔπ＋Ｗ）との関係が分かる。【０５０４】
【数１１８】
2009096058.tif 000120
【０５０５】
そして式２１-（８）に式２１-（１２）〜（１４）を代入すると、式２１-（１５）が求まり、式２１-（１５）を変形すると、式２１-（１６）となる。【０５０６】
【数１１９】
2009096058.tif 000121
【０５０７】
そして、式２１-（１６）の左辺の分母（ａ1／cosβ）は、式２１-（１７）と置いたときのａ0に相当するので、式２１-（１６）は、式２１-（１８）（１９）の様に表せる。【０５０８】
【数１２０】
2009096058.tif 000122
【０５０９】
式２１-（１９）から、機体９０が迎角βで水平飛行した場合、終端速度ｖに達したときの浮力の総和（揚力）Ｆは、元々のプロペラ推進力ＦPをsinβで割った値となる事が分かる。揚力Ｆの大きさは、迎角βのみに関係している事が分かる。ここで合体機体２１０を浮かすためには、ａ2≧ｇでなければならないので、式２１-（１８）から式２１-（２０）の関係が求まり、この関係式から、合体機体２１０が水平飛行を行う事のできるプロペラ推進力ＦPが分かる。【０５１０】
【数１２１】
2009096058.tif 000123
【０５１１】
式２１-（２）（１１）より式２１-（２２）の関係が求まる。この関係式から、２０の機体９０が迎角βで等速水平飛行している場合、各安定翼に掛かる力の総和は、プロペラ推進力ＦPをtanβで割った値である事が分かる。【０５１２】
【数１２２】
2009096058.tif 000124
【０５１３】
そしてＦPの水平成分をＦhとすれば、式２１-（２３）となる。【０５１４】
【数１２３】
2009096058.tif 000125
【０５１５】
また通常の飛行機の揚力ＬはＬ＝ＦC＋ＦWであり、通常の飛行機のプロペラ等は水平を向いているので、式２１-（２２）（２３）より、揚力Ｌは式２１-（２４）となる。この式から、揚力Ｌは、水平方向推進力Ｆhをsinβで割った値になる。【０５１６】
【数１２４】
2009096058.tif 000126
【０５１７】
式２１-（１２）より、ＨΔπ＋Ｗの値が大きいほど、機体９０の水平飛行の終端速度ｖは小さくなる事が分かる。それ故、ＦPの値を式２１-（２０）で表される値以上に設定して、可能な限りＨΔπ＋Ｗの値を大きくしておけば、機体９０が浮上するまでの滑走距離を、迎角βを調整することにより非常に短くする事が可能である。【０５１８】
ここで、図２１の機体１３０の２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂを図２３の機体１３０Ｂの様にそれらの風流方向（それらの中心軸方向）に互いにずらして連結した場合の機体の揺れに対する安定性を検討する。図２３の機体１３０Ｂは、２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂを互いに平行な状態でそれらの風流方向に互いにずらして連結（この連結を斜連結と呼ぶ）したものである。【０５１９】
尚、図２３の点Ｐi，Ｃi，Ｇi，Ｗi，Ｈi，ｍi（ｉ＝１，２）はそれぞれ、筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの推進力作用点（プロペラ力作用点）、後流風圧中心点、重心、外部風圧中心点、Ｈ値、質量である。また点Ｐ0，Ｃ0，Ｇ0，Ｗ0はそれぞれ、機体１３０Ｂの総合推進力作用点、総合後流風圧中心点、総合重心、総合外部風圧中心点である。また点Ｃ1’は、点Ｃ1から中心軸１３０ａへの垂線と中心軸１３０ａとの交点であり、点Ｃ2’は、点Ｃ2から中心軸１３０ａへの垂線と中心軸１３０ａとの交点である。中心軸１３０ａは、総合重心Ｇ0を通り各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの中心軸（筒軸）に平行な直線である。尚、各点Ｐi，Ｃi，Ｇi，Ｗi（ｉ＝１，２）はそれぞれ、筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの中心軸上に配置している。【０５２０】
図２３では、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂは、棒状の連結部材１３０ｂにより互いに連結されている。連結部材１３０ｂは、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの重心Ｇ1，Ｇ2を通る直線上に沿って配置している。【０５２１】
各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂは共に自身の重量ｍ1ｇ，ｍ2ｇを支える推進力ＦP1，ＦP2を持っているとする。即ち式２１-（２５）が成立するものとする。【０５２２】
【数１２５】
2009096058.tif 000127
【０５２３】
よって各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの後流風圧中心点Ｃ1，Ｃ2に掛かるＦCなる力をＦC1，ＦC2とすると、式２１-（２６）（２７）が成立する。【０５２４】
【数１２６】
2009096058.tif 000128
【０５２５】
各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂは自身の重量ｍ1ｇ，ｍ2ｇを支える推進力ＦP1，ＦP2を持っているので、機体１３０Ｂの総合重心Ｇ0は、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの重心Ｇ1，Ｇ2を結んだ直線上のｍ1，ｍ2の比率で線分Ｇ1Ｇ2の長さを按分した点にある。また各推進力作用点Ｐ1，Ｐ2の総合推進力作用点Ｐ0は、総合重心Ｇ0上にある。【０５２６】
図２３では、各点Ｐ0，Ｇ0は中心軸１３０ａ上に位置するが、Ｈ1≠Ｈ2なので、総合後流風圧中心点Ｃ0は中心軸１３０ａ上には位置しない。各点Ｐ0，Ｃ0，Ｇ0が中心軸１３０ａ上にない場合は、機体１３０Ｂが不安定になる事は明らかである。【０５２７】
ここで式２１-（２５）より式２１-（２８）が成立し、式２１-（２６）（２７）より式２１-（２９）が成立する。【０５２８】
【数１２７】
2009096058.tif 000129
【０５２９】
従って式２１-（２８）（２９）より、各点Ｐ0，Ｃ0，Ｇ0が中心軸１３０ａ上に配置する条件は、式２１-（３０）となる。【０５３０】
【数１２８】
2009096058.tif 000130
【０５３１】
よって式２１-（３０）より、機体１３０Ｂが安定する条件の１つが式２１-（３１）である事が分かる。【０５３２】
【数１２９】
2009096058.tif 000131
【０５３３】
同様に、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの点Ｗ1，Ｗ2に掛かるＦWなる力をＦW1，ＦW2とし、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂのＷ（＝ＳW／ＳC）値をＷ1，Ｗ2とすると、式２１-（３２）（３３）が成立する。【０５３４】
【数１３０】
2009096058.tif 000132
【０５３５】
従って式２１-（３２）（３３）より、各点Ｐ0，Ｃ0，Ｇ0が中心軸１３０ａ上に配置するための条件は、式２１-（３４）となる。【０５３６】
【数１３１】
2009096058.tif 000133
【０５３７】
そして、機体１３０Ｂに掛かる総合推進力をＦPとし、ＦCなる力をＦCとし、総合外部風圧力をＦW とし、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂのＨ値およびＷ値の関係をＨ1＝Ｈ2＝ＨおよびＷ1＝Ｗ2＝Ｗとし、ＦPを式２１-（３５）の様におくと、式２１-（２６）（２７）（３２）（３３）から式２１-（３６）（３７）を得る。【０５３８】
【数１３２】
2009096058.tif 000134
【０５３９】
そして、式２１-（３５）（３６）（３７）を用いてｎG1W1／ｎG1C1，ｎG2W2／ｎG2C2，ｎG0W0／ｎG0C0を求めると、式２１-（３８）となり、各点Ｐ0，Ｃ0，Ｇ0が中心軸１３０ａ上に位置する事が分かる。【０５４０】
【数１３３】
2009096058.tif 000135
【０５４１】
式２１-（３８）より、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂのＨ値およびＷ値に関してＨ1＝Ｈ2＝ＨおよびＷ1＝Ｗ2＝Ｗの関係が成立すれば、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの質量ｍ1，ｍ2に関係なく、各点Ｐ0，Ｃ0，Ｇ0は中心軸１３０ａ上に位置して、機体１３０Ｂは安定することになる。【０５４２】
更に、互いに独立した２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの各点Ｃ1，Ｃ2に発生する力ＦC1，ＦC2により、機体１３０Ｂがプロペラ回転の反トルクにより回転するときの抵抗モーメントを発生させるので、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの筒内放射状安定翼の反トルク相殺力と相まって、機体１３０Ｂの正反回転は殆ど無くなることになる。【０５４３】
その上、互いに独立した２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの各点Ｃ１，Ｃ２に掛かるＦC1，ＦC2は、重心Ｇ0周りの前後左右の揺れに対しては、実際には各点Ｃ1’，Ｃ2’に掛かっているのと同じなので、上記の前後左右の揺れに対する抵抗モーメントが非常に大きくなる。【０５４４】
よってこれらの事により、機体１３０Ｂの安定性は、単独の筒状推進ユニットと比べて非常に良くなる。【０５４５】
またＷ値の関係Ｗ1＝Ｗ2より、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの筒直径は同じでなければならないことが明らかなので、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの大きさや各条件値（各点Ｃ1，Ｃ2および各点Ｇ1，Ｇ2の位置関係および質量ｍ1，ｍ2は除く）は全く同じでなければならない事が分かる。【０５４６】
また機体１３０Ｂの連結部材１３０ｂと中心軸１３０ａとのなす角度αが小さい程、線分Ｇ0Ｃ1’および線分Ｇ0Ｃ2’が長くなりＦC1およびＦC2による抵抗モーメントが増すので、機体１３０Ｂの安定性が増す事も分かる。【０５４７】
ここで、機体１３０Ｂに補助翼と錘とを付加して、機体１３０Ｂの点Ｗ0と点Ｇ0とを点Ｃ0に一致させる様に調整しても、式２１-（３９）を満たせば、機体１３０Ｂは安定する。【０５４８】
【数１３４】
2009096058.tif 000136
【０５４９】
また各点Ｇ0，Ｃ1’間の距離をｎG0C1'とし、各点Ｇ0，Ｃ2’間の距離をｎG0C2'とするとｎG0C1'＝ｎG0C2'となるので、ｎG0C1'＝ｎG0C2'＝ｎGCおよびｎG0P0＝ｎGとおけば、式２１-（３９）は式２１-（４０）となる。この式は、機体１３０Ｂの揺れに対する安定条件そのものである。【０５５０】
【数１３５】
2009096058.tif 000137
【０５５１】
次に図２４の様に３つの筒状推進ユニット（例えば９０）を斜連結した機体１５０での揺れに対する安定性を検討する。【０５５２】
尚、図２４の点Ｃi，Ｇi，Ｗi，Ｈi，ｍi（ｉ＝１，２，３）はそれぞれ、筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ｃの後流風圧中心点、重心、外部風圧中心点、Ｈ値、質量である。ここでは、Ｈ1＝Ｈ2＝ＨおよびＷ1＝Ｗ2＝Ｗとする。【０５５３】
この機体１５０では、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂは、例えば棒状の連結部材１５０ａにより互いに平行に斜連結されている。連結部材１５０ａは、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの重心Ｇ1，Ｇ2を通る直線上に沿って配置されている。また筒状推進ユニット９０ｃは、例えば棒状の連結部材１５０ｂにより連結部材１５０ａに連結されることで、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの例えば後方においてそれらに平行となる様に連結されている。連結部材１５０ｂは、連結部材１５０ａの中間点（より詳細には各重心Ｇ1，Ｇ2を結んだ直線上のｍ1，ｍ2の比率で線分Ｇ1Ｇ2の長さを按分した点）Ｇ12と筒状推進ユニット９０ｃの重心Ｇ３とを通る直線上に沿って配置されている。【０５５４】
尚、図中の１５０ｃは、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの斜連結ユニットを単一ユニットと見なした仮想連結ユニットである。点Ｇ123は、各点Ｇ12，Ｇ3を結んだ直線上の（ｍ1＋ｍ2），ｍ3の比率で線分Ｇ12Ｇ3の長さを按分した点である。点Ｃ123は、線分Ｃ12Ｃ3を三等分したときの点Ｃ12側の点である。【０５５５】
最初、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの２斜連結ユニットが安定してホバリングしていたとすると、その２斜連結ユニットを単独ユニットとみなした仮想連結ユニット１５０ｃを考えるならば、その仮想連結ユニット１５０ｃの推進力ＦP’、ＦCなる力ＦC’および外部風圧力ＦW’は、式２１-（３５）（３６）（３７）より式２１-（４１）（４２）（４３）となる。【０５５６】
【数１３６】
2009096058.tif 000138
【０５５７】
この２斜連結ユニットにもう１つの筒状推進ユニット９０ｃを斜連結した場合にそれら全体（即ち機体１５０）が安定してホバリングするための条件は、上記の仮想連結ユニット１５０ｃと追加された筒状推進ユニット９０ｃとの２つの推進ユニットの２斜連結の問題に帰結する。よって３番目に追加された筒状推進ユニット９０ｃのＨ値，Ｗ値等も、筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂと同じＨ，Ｗでなければ、機体１５０の安定性が確保されない事が分かる。【０５５８】
以上から、筒状推進ユニットを複数連結して安定させるためには、全ての筒状推進ユニットの質量および後流風圧中心点と重心との位置関係以外の各筒状推進ユニットの安定条件値（Ｈ値、Ｗ値、ｒ0値等）全てを等しくしなければならない事が分かる（これを２斜連結理論と呼ぶ）。そしてそれら複数の筒状推進ユニットの安定性を考えたときには、それらを各後流風圧中心点の総合後流風圧中心点の位置に総合仮想ユニットを想定したときの安定性の問題として考える事ができる（但し、推進力、質量はそれら複数の筒状推進ユニットの合計値となる。）。【０５５９】
図２３の機体１３０Ｂを実際に造り、上記の２斜連結理論が正しいか否かを確かめるため実験を行った。各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂのＨ値、Ｗ値、ｒ0（これらを筒状推進ユニットの属性条件値と呼ぶ）をそれぞれ、Ｈ＝７．３８８、Ｗ＝０．８５４６、ｒ0＝１５．２４ｃｍとし、それら各筒状推進ユニットのプロペラ回転軸間の距離を３７ｃｍに設定し、更にそれら各筒状推進ユニットの上下のずれの長さを２０ｃｍとして機体１３０Ｂを造り（但し、それら各筒状推進ユニット内の筒内十字安定翼の長さのｎ値を１．４４とし、それら各筒状推進ユニットのプロペラ回転による反トルクを殆ど相殺できる様にしておく）、機体１３０Ｂをホバリングさせると、その各プロペラが同方向に回転しているにも拘わらず、機体１３０Ｂは反回転も正回転も無く、更に左右の振れも無く安定したホバリングを行った。【０５６０】
以上の実験から、独立した推進風流を持つ別々の筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂを図２３の様に斜連結させた場合、それら各筒状推進ユニットの属性条件値を同一にすれば、機体１３０Ｂ全体のプロペラ回転による回転傾向は無くなり、左右の振れに対する安定性も増大することが確認され、上記の２斜連結理論が正しい事が証明された。この事は、２斜連結のみでなく、２つ以上の筒状推進ユニットを同様に斜連結した場合にも応用できる事は明らかである。【０５６１】
図２３および図２４の考察および実験により、複数の筒状推進ユニットを連結して安定させる条件は、機体全体の総合推進力作用点、総合重心、総合後流風圧中心点、総合外部風圧中心点が全て各筒状推進ユニットの中心軸に平行な同一直線（機体全体の中心軸）上に並ぶことである事が分かる。【０５６２】
この事から、図２２の機体１４０において、推進ユニット１４０ｃに関しては、他の２つの推進ユニット１４０ａ，１４０ｂが同じ属性条件値を持ってさえいれば、他の２つの推進ユニット１４０ａ，１４０ｂと異なる属性条件値を持っていても、機体１４０全体は安定してホバリングする事が分かる。【０５６３】
上記の２斜連結ユニット１３０Ｂの実験で最も安定したホバリングを行ったときの総合重心Ｇ0は、総合後流風圧中心点Ｃ0と一致したときであった。この事は何を意味するのか。２斜連結ユニット１３０Ｂの場合、独立した２つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの後流風圧中心点Ｃ1，Ｃ2間の中点に総合重心Ｇ0が位置する事を考えれば、式２１-（４０）が成立している事が分かる。しかし、総合外部風圧中心点Ｗ0が総合重心Ｇ0に一致していなかったにも拘わらず、機体１３０Ｂは安定してホバリングしていた。この事は、式１９-（５）の第１式に違反しても安定したホバリングができる事を意味している。【０５６４】
式２１-（４０）のｎGCを機体１３０Ｂの各後流風圧中心点Ｃ1’，Ｃ2’と総合重心Ｇ0との距離ｎG0C1'，ｎG0C2'に置き換えて書き換えた式が式２１-（３９）である事を考えれば、次の事が分かる。【０５６５】
図２５の機体１６０は、属性条件値が同一の４つの筒状推進ユニット（例えば９０）を斜連結して構成したものである。図２５は、各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｄの後流風圧中心点Ｃiおよび外部風圧中心点Ｗi（ｉ＝１〜４）、並びに機体１６０の総合後流風圧中心点Ｃ0および総合外部風圧中心点Ｗ0の位置関係を示した図である。【０５６６】
点Ｃ12は、線分Ｃ1Ｃ2の中点であり、点Ｃ123は、線分Ｃ12Ｃ3を三等分したときの点Ｃ12側の点であり、総合後流風圧中心点Ｃ0は、線分Ｃ123Ｃ4を４等分したときの点Ｃ123に最も近い点である。総合重心Ｇ0は、点Ｃ0に一致する様に調整されている。総合外部風圧中心点Ｗ0も点Ｃ0と同様な方法で求められる。そして線分Ｇ0Ｗ0を延長した直線ＶＶ’を考え、各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｄの後流風圧中心点Ｃiから直線ＶＶ’への垂線と直線ＶＶ’との交点をＣi’とする。各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｄの属性条件値をＨ，Ｗとし、各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｄの仮想連結ユニットの総合プロペラ回転軸固定点と点Ｇ0との距離のｎ値をｎGとし、各点Ｃi’（ｉ＝１〜４）と点Ｇ0との距離のｎ値をｎGCi'とし、点Ｇ0と点Ｗ0との距離のｎ値をｎGWとする。また各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｄの推進力をＦP1＝ＦP2＝ＦP3＝ＦP4とする。この機体１６０のホバリング安定条件は、式２１-（４４）-１になると思われる。尚、式２１-（４４）-１の右辺の「４」は、同一属性の筒状推進ユニット（ここでは９０ａ〜９０ｄ）の数である。【０５６７】
【数１３７】
2009096058.tif 000139
【０５６８】
式２１-（４４）-１のＷは、連結部材をも含む機体全体のＷ値としても全く同じである。ここで、ＦP1≠ＦP2≠ＦP3≠ＦP4のときの式２１-（４４）-１は、式２１-（４４）-２となる。【０５６９】
【数１３８】
2009096058.tif 000140
【０５７０】
更に図２５の機体９０’を機体１６０の中心軸ＶＶ’上に沿って機体１６０に追加した機体１６１の場合の式２１-（４４）-２は、式２１-（４４）-２’となる。但し、総合重心Ｇ0は図２５の位置よりも少し下に下がる。【０５７１】
【数１３９】
2009096058.tif 000141
【０５７２】
機体１６１の推進ユニット９０’以外の推進ユニットの数を増やした場合の一般式は、式２１-（４４）-３となる。尚、図２５の符号ＦP’は機体９０’の推進力であり、符号Ｗ’は機体９０’の外部風圧中心点であり、符号Ｃ’は機体９０’の後流風圧中心点であり、Ｈ’は機体９０’の属性値Ｈである。【０５７３】
【数１４０】
2009096058.tif 000142
【０５７４】
式２１-（４４）-３が複数の推進ユニットを斜連結したときの安定したホバリングを行うための基本的な一般条件式と言える。【０５７５】
単独の筒状推進ユニットを有する機体の安定性を考えるとき、プロペラ回転軸の振れによる機体の振れを止めるためには、その後流風圧中心点の位置を調整すれば良いが、その後流風圧中心点が重心からずれてしまうため、その後流風圧中心点のモーメント力に釣り合う外部風圧中心点に掛かるもう１つのモーメント力が必要であった。その条件式が式１９-（５）であった。【０５７６】
しかし、複数の筒状推進ユニット（筒状に限らない）を図２２〜図２５の様に斜連結した機体の場合は、互いに独立した複数の後流風圧中心点が存在する事になり、それら複数の後流風圧中心点に掛かる後流風圧力と機体の重心とが釣り合う様に、それら複数の後流風圧中心点の総合後流風圧中心点に重心を配置し、且つ各後流風圧力によるモーメントの総和が、全ての筒状推進ユニットの仮想連結ユニットのプロペラ回転軸の振れによるモーメントと総合外部風圧力によるモーメントとの合計よりも充分に大きければ、機体は安定したホバリングを行う事が分かる。その際、複数の筒状推進ユニットを有する場合は、式２１-（４４）-３の左辺の値が大きくなればなる程、外部風圧力の影響がバランス上殆ど無くなり、機体は安定したホバリングを行い易くなる事が分かる。【０５７７】
単独の筒状推進ユニットを有する機体が水平飛行する場合の問題点としては、次の事が考えられる。機体が水平飛行を開始し、徐々に速度を増して行く状況を考えるとき、筒状推進ユニットから流れる推進風流の範囲内にある安定翼上には、一定の速度の推進風流が流れて行くが、その範囲外にある安定翼上には、機体の前方からの外部風流が徐々にその速度を増しながら流れる事になり、その外部風流の風圧力は徐々に増加することになる。この増加により、機体に掛かる総風流風圧力（後流風圧力と外部風圧力の総和）のバランスが崩れ、機体が不安定になる。【０５７８】
この問題を解決するためには、機体の筒状推進ユニット（一般には風流発生装置）を複数にする事である。そして筒状推進ユニットから発生する推進風流（これを自己風流と呼ぶ）の範囲外にある安定翼の総合外部風流風圧中心点を自己風流の範囲内にある安定翼の総合後流風圧中心点に一致させ、更にその点に総合重心を一致させる事である。勿論、前述の様に複数の筒状推進ユニットを斜連結する事が必須条件である。その上で、式２１-（４４）-３を満足する様に各筒状推進ユニットを配置すれば、その機体は安定してホバリングを行う事は当然であるが、水平飛行を始めたときでも、非常に安定した飛行を行う事が分かる。【０５７９】
またその様な機体は、速度を増すほど、各筒状推進ユニットの自己風流の範囲外にある安定翼に掛かる外部風流風圧が強くなるので、総合重心周りの機体全体の揺れおよび回転に対する抵抗力が増大し、その結果、機体全体は益々安定度が増大する事になる。【０５８０】
更にその様な機体は、外部風圧に左右されないので、通常の翼がなくても安定した水平飛行を行うことができる。また更にその様な機体は、プロペラ式の筒状推進ユニット（風流発生装置）を噴射式の推進ユニット（例えばガス噴射機またはロケット噴射機）に置換すれば、真空中、更に言えば宇宙においても、もっと言えば大気の無い他の天体の引力圏内においても、安定したホバリングおよび水平飛行を行う事ができる事が分かる。【０５８１】
式１９-（５）は、単独の筒状推進ユニットを有する機体の場合の安定ホバリング条件であり、複数の独立した筒状推進ユニットを有する機体の場合の安定ホバリングおよび安定水平飛行条件式は、式２１-（４４）-３となる。【０５８２】
式２１-（４４）-３を満足させれば、図１８の放射状８連結ユニットの機体１１０Ｃも、外部風圧中心点を重心に一致させなくても、安定ホバリングを行う事ができる事が分かる。【０５８３】
次に複数の筒状推進ユニットを斜連結した機体の場合の水平飛行時の前方からの外部風流による不安定性を取り除く具体的な方法としては、例えば図２６の機体１６０を考える。【０５８４】
図２６は、紙面上向きに水平飛行している機体１６０を上から見た図である。【０５８５】
機体１６０は、属性条件値が同じ３つの筒状推進ユニット（例えば９０（９０ａ，９０ｂ，９０ｃ））を連結して構成されている。各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂは、例えば棒状の連結部材１６０ａにより互いに間隔を空けて平行に連結されており、推進ユニット９０ｃは、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの後方においてそれら全体の中心軸１３０ｂ上に配置する様に、例えば棒状の連結部材１６０ｃにより各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂに斜連結されている。【０５８６】
またこの機体１６０は、例えば筒状（または放射状）の補助翼１６０ｅを備えている。補助翼１６０ｅは、例えば各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂの前方において、それら全体の中心軸１６０ｂと同軸状に配置する様に、例えば棒状の連結部材１６０ｄにより各推進ユニット９０ａ，９０ｂに斜連結されている。補助翼１６０ｅの直径（または幅および高さ）は、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ｃの直径と同じ寸法に設定されている。【０５８７】
尚、図２６の符号１６０ｆは、３つの筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ｃを単一ユニットと見なした場合の仮想連結ユニットを示している。【０５８８】
各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ｃに関し、それらの後流風圧中心点をＣ1，Ｃ2，Ｃ3とし、それらの外筒の外側を流れる風流の外部風流風圧中心点をＣh1，Ｃh2，Ｃh3とし、それらの外筒の外側のＨ値を等しくＨとしている。また補助翼１６０ｅに関し、その前方からの風流による外部風流風圧中心点をＣXとし、そのＨ値をＨXとしている。また仮想連結ユニット１６０ｆに関し、その総合後流風圧中心点をＣ0とし、その外筒の外側のＨ値をＨ0としている。【０５８９】
この機体１６０では、その総合重心Ｇ0は点Ｃ0に一致させている。【０５９０】
ここで、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ｃ内の放射状安定翼および筒内筒状安定翼の位置および長さを調整して、それら各筒状推進ユニットの各風流風圧中心点Ｃi，Ｃhi（ｉ＝１〜３）を互いに一致させておけば、仮想連結ユニット１６０ｆの各風流風圧中心点Ｃ0，Ｃh0も互いに一致する。そして総合重心Ｇ0が点Ｃ0に一致しているので、総合外部風流風圧中心点Ｃh0が総合重心Ｇ0と一致し、これにより機体１６０がどの様な速度で飛行していても、機体１６０の不安定性は発生しなくなる。この様な設定の元では、補助翼１６０ｅは必要でない。しかし現実的には、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ｃの各風流風圧中心点Ｃi，Ｃhiは互いに一致しない場合が多いと予想される。また連結部材１６０ａ，１６０ｃ，１６０ｄの大きさおよび形状によっても、機体１６０の各風流風圧中心点Ｃ0，Ｃh0は互いに一致しない場合が多いと予想される。図２６は、各点Ｃ0，Ｃh0が一致していないことを想定しているので、補助翼１６０ｅを設ける事で、機体１６０の不安定性を発生させない様にしている。【０５９１】
ここで、総合外部風流風圧中心点Ｃh0と総合重心Ｇ0との距離をｎGhとし、補助翼１６０ｅの外部風流風圧中心点ＣXと総合重心Ｇ0との距離をｎGXとすると、点ＣXと点Ｃh0との総合的風圧中心点を点Ｇ0に一致させるためには、式２１-（４５）を満たせば良いのは明らかである。【０５９２】
【数１４１】
2009096058.tif 000143
【０５９３】
Ｈ0は、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂ，９０ｃのＨ値の合計値と見なすことができるので、式２１-（４６）と表わせる。【０５９４】
【数１４２】
2009096058.tif 000144
【０５９５】
よって式２１-（４６）より、式２１-（４５）は式２１-（４７）となる。【０５９６】
【数１４３】
2009096058.tif 000145
【０５９７】
よって式２１-（４７）を満足させる様に補助翼１６０ｅを取り付ければ、前方からの風流による風圧モーメントを相殺するモーメントが発生するので、機体１６０全体は安定した水平飛行を行う事ができる。【０５９８】
次に図２６の機体（複数の筒状推進ユニットを斜連結した機体）１６０が水平飛行しているときに、復元効果で機体１６０が鉛直姿勢に戻ろうとするモーメントを相殺するためには（即ち機体１６０がホバリング状態から水平飛行に安定的に移行するためには）、どうしたら良いかを考える。【０５９９】
その前に、単独風流の例えば筒状推進ユニットからなる機体（例えば図２７の機体１８０）を考える。【０６００】
この図２７の機体１８０が安定して水平飛行しているとすると、このときのモーメントバランス式は、通常、式２１-（４８）となる。単純化のため、外筒の外側に流れる外部風流は無視して考える（この外部風流を考慮しても最終結論は同じであるからである）。【０６０１】
【数１４４】
2009096058.tif 000146
【０６０２】
しかし、式２１-（４８）の左辺のモーメントは偶力モーメントとなるので、式２１-（４８）は、正しくはＦCとＦWの合力作用点に掛かる偶力モーメント式となり、式２１-（４９）となる。【０６０３】
【数１４５】
2009096058.tif 000147
【０６０４】
ここで式２１-（２）（３）（４）により、式２１-（５０）（５１）が求まる。【０６０５】
【数１４６】
2009096058.tif 000148
【０６０６】
また式２２-（５０）（５１）を式２１-（４９）に代入すると、式２１-（５２）が求まる。【０６０７】
【数１４７】
2009096058.tif 000149
【０６０８】
また式２１-（１２）より式２１-（１２）となるので、式２１-（５３）が求まる。【０６０９】
【数１４８】
2009096058.tif 000150
【０６１０】
式２１-（５３）の意味するところは、点Ｃが点Ｇの前（上）にあって、式１９-（５）の第一式が成立しなければ成らないという事である。【０６１１】
また式２１-（５３）より、式２１-（５４）のときも図２７の機体１８０は重力の復元効果を相殺した上でその重力を支えながら水平飛行を行える事が分かる。【０６１２】
【数１４９】
2009096058.tif 000151
【０６１３】
よって図２７において総合風流風圧中心点Ｃが重心Ｇの後（下）に移動することは、復元効果を相殺する上でも、避けなければならない。図２７の様に点Ｃが点Ｇの後（下）に移動すると、重力の復元効果のモーメント以上の逆モーメントが掛かり過ぎて、機体１８０は下を向くことになる。【０６１４】
図２０の様に総合風流風圧中心点Ｃが総合重心Ｇの前（上）にある場合の重力の復元効果を相殺するときの式２１-（５２）に相当する式は、同様にモーメントバランス式より計算すると、式２１-（５５）となる。【０６１５】
【数１５０】
2009096058.tif 000152
【０６１６】
また式２１-（５３）は式２１-（５６）となる。【０６１７】
【数１５１】
2009096058.tif 000153
【０６１８】
式２１-（５６）と式１９-（５）との違いは、左辺のΔπとπとの違いである。この事は、機体（例えば筒状推進ユニット）１８０をホバリング状態から水平飛行状態に移行させるときに、安定した移行をさせるために、特に重要である。この違いの影響を無くすためには、式２１-（５４）を満足させれば良いことは明らかである。即ち機体１８０の総合後流風圧中心点Ｃ、総合重心Ｇ、外部風圧中心点Ｗを一致させる事である。各点Ｃ，Ｇ，Ｗを一致させる事で、機体１８０は（但し複数の風流によるｎ斜連結が必須条件）安定したホバリングを行い、またスムーズに水平飛行に移行する事ができる。【０６１９】
式２１-（５４）を式２１-（５５）に代入すると、式２１-（５７）になる。この式は、式２１-（１２）と同じである。【０６２０】
【数１５２】
2009096058.tif 000154
【０６２１】
よって式２１-（５７）より、水平移動速度ｖは式２１-（５８）となり、角度βを９０°から少しずつ小さくすれば、それに従って機体１８０の水平移動速度ｖは０から少しずつ増大する事になる。【０６２２】
【数１５３】
2009096058.tif 000155
【０６２３】
機体が複数の風流の推進ユニットで構成されている場合（即ち図２６の機体１６０の場合）は、式２１-（４４）-３が成立すれば、機体１６０は安定したホバリングを行う事ができる事は分かっている。この場合、外部風圧力の影響は殆ど無くなるので、複数の風流の推進ユニットで構成される機体１６０がホバリング状態から水平飛行に安定的に移行できる条件は式２１-（５９）であると言える。【０６２４】
【数１５４】
2009096058.tif 000156
【０６２５】
図２７の機体１８０が水平飛行している場合の前述の計算の中には、外筒の外側に流れる外部風流の影響を無視していたが、この場合、この外部風流の影響を考慮に入れたときには、式２１-（５０）のＦCは、式２１-（６０）になる。 【０６２６】
【数１５５】
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【０６２７】
式２１-（６０）を使用して計算すると、式２１-（５６）は式２１-（６１）となる。【０６２８】
【数１５６】
2009096058.tif 000158
【０６２９】
式２１-（６１）より、機体１８０が重力による復元効果を相殺して水平飛行を維持する条件は、前記結論と同じく、式２１-（５４）を満足させることである。【０６３０】
図２６の機体１６０の場合において、各推進ユニットを連結する部材の面積および質量を考慮した場合も、機体全体の総合重心、総合後流風圧中心点、総合外部風圧中心点、および総合外部風流風圧中心点が一致していて、且つ式２１-（４４）-３が満足していれば、機体は安定したホバリングを行い、更に安定して水平飛行に移行してゆく事ができる事になる。【０６３１】
Ｓ２２．（推進力増幅装置）
筒状推進ユニットを有する機体は、水平飛行時にはその機体に掛かる重力の何分の１かの推進力によりその機体を浮かしそのまま水平飛行を続けるので、図１０の機体（推進力増幅装置）１７０を考えれば、その機体１７０は、その機体１７０の重力の何分の１かの推進力で浮上できることになる。【０６３２】
機体１７０は、複数（例えば４つ）のｎ斜連結筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄを有し、それら各ｎ斜連結筒状推進ユニットを同軸円周（例えば同一円周）上に沿って略対称的に配置し且つそれらの推進力ＦP1，ＦP2，ＦP3，ＦP4を同じ回転方向に向ける様にして、連結部材１７０ｅにより互いに連結されて構成されている。【０６３３】
連結部材１７０ｅは、例えば、円盤１７０ｆを有し、その外周面に複数の連結部１７０ｇが形成されて構成されており、それら各連結部１７０ｇの先端部にｎ斜連結筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄが連結されている。【０６３４】
例えば図１０の各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの迎角βが５．７３°のとき、各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの水平飛行推進力ＦPi（ｉ＝１〜４）は、式２１-（１９）より式２２-（１０）となり、機体１０７全体に掛かる重力の１／４０倍の推進力で機体１７０が浮上する事になる。【０６３５】
【数１５７】
2009096058.tif 000159
【０６３６】
図１０の推進力増幅装置１７０には１つの問題点がある。各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄをそれぞれ２つ以上のｎ斜連結ユニットと考えた場合、各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄは、ｎ斜連結ユニットを代表した１つの仮想ユニットと考えられる。このとき、仮想ユニットには、２つ以上の独立した風流の風圧中心点が存在することになり、それらが円盤１７０ｆの中心点の周りを回転することで、それら各仮想ユニットに、その回転モーメントに対する反回転モーメントが発生する。その結果、機体１７０全体の回転が抑制されることになる。【０６３７】
また同じく図１０の各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄをそれぞれ単独の筒状推進ユニットと考えた場合でも、各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄと円盤１７０との結合位置によっては、前述と同様に反回転モーメントが発生する。【０６３８】
図２８は、図１０の円盤１７０ｆを上から見た図である。各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄを直線で表している。各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄは、それらのプロペラ回転方向が同じでも、同軸円周上に沿って同じ回転方向に推進力を向ける様に対称的に配置されているので、それらのプロペラ回転による反トルクは相殺される。【０６３９】
図２８の各点Ｐは、各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｂのプロペラ作用点である。各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄは、そのプロペラ作用点Ｐで円盤１７０ｆの接線方向に一致する様に円盤１７０ｆに連結されている。また各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの重心点Ｇ、総合後流風圧中心点Ｃおよび外部風圧中心点Ｗの位置関係は、式１９-（５）を満たす様に配設されている。【０６４０】
この様に構成された推進力増幅装置１７０においては、各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄは、同軸円周上に沿って同じ回転方向に推進力を向ける様に略対称的に配置されているので、同軸円周上を回転している中での各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの不安定性は相殺され、機体１７０全体としては安全性が保たれることになる。【０６４１】
また各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄはそれらのプロペラ作用点Ｐで円盤１７０ｆに連結され、更にそれらの各点Ｇ，Ｃ，Ｗの位置関係は式１９-（５）を満足しているので、各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの単独安定性が保たれ、点Ｐから受ける求心力ｍｖ2／２に比例する重心点Ｇ周りの回転モーメントと釣り合う反回転モーメントが発生する事になる。【０６４２】
実際、これまでの実験に使用した筒状推進ユニット（例えば９０）をプロペラ作用点Ｐあたりを手で持ち、実験者の体の周囲を回転させる実験を行うと、全く抵抗が無い事が分かる。点Ｐ以外、例えば重心点Ｇあたりを手で持ち同様な実験を行うと反回転力を手に感じる事ができる。【０６４３】
ここで注意しなければならないのは、各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの外筒の外側に流れる外部風流は徐々にその速度を増し、その結果、外筒の外側の外部風流風圧中心点に掛かる風圧力が次第に増して行くことである。【０６４４】
その事で各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの安定性が崩れる事になり、結果として、再び反回転モーメントが発生する。この不安定性を防ぐためには、図２６で説明した同じ方法で、各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの重心点Ｇ周りのモーメントバランスが各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの外筒の外側を流れる外部風流により崩されない様にすれば良いことは明らかである。【０６４５】
図２８または図１０の推進力増幅装置１７０が式２１-（１９）で表される加速度ａ2で上昇を始めたとき、上向きの速度により、図２０において安定翼に当たる風速ｖの方向が下方向に変向され、その結果、上昇力自体が減少し、上昇速度が減速するのではないかという疑問が生じる。しかし、図２０における速度ｖの方向が下方向に変向されることにより、式２１-（１０）で表される各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの推進力ｆが０よりも大きくなり、ｆ＝０になるまで各筒状推進ユニット１７０ａ〜１７０ｄの推進速度が大きくなることで、推進力増幅装置１７０の上昇力が保たれる事になる。これを図２９および式により証明すると、次の様になる。【０６４６】
図２９は、図２０の筒状推進ユニット９０が上向きに速度ｖ2で上昇しているときの図である。ここでは水平方向の速度をｖ1としている。上昇力Ｆは、式２１-（６）より式２２-（１１）となる。【０６４７】
【数１５８】
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【０６４８】
風速ｖ1が内有する力をΔｆ1とし、風速ｖ2が内有する力をΔｆ2とし、安定翼に掛かる風圧力をΔｆとすれば、式２２-（１）（２）（３）が成立する。【０６４９】
【数１５９】
2009096058.tif 000161
【０６５０】
ここで、式２１-（３）（４）（５）（６）より、式２２-（４）が求まる。【０６５１】
【数１６０】
2009096058.tif 000162
【０６５２】
今、式２２-（１２）と置くと、式２２-（４）は式２２-（５）となる。【０６５３】
【数１６１】
2009096058.tif 000163
【０６５４】
一方、式２１-（９）より、式２２-（６）が求まる。【０６５５】
【数１６２】
2009096058.tif 000164
【０６５６】
ｆ＝０のときに終端速度に達するので、式２２-（６）でｆ＝０として、式２２-（７）および式２２-（８）が求まる。【０６５７】
【数１６３】
2009096058.tif 000165
【０６５８】
式２２-（７）を式２２-（５）を代入すると、式２２-（９）となり、この式は式２１-（１９）と全く同じ式であり、この式から上昇力ＦはＦPをsinβで割った値になる事が分かる。【０６５９】
【数１６４】
2009096058.tif 000166
【０６６０】
また式２１-（１３）の右辺と式２２-（８）の右辺が同じである事から、機体９０が水平飛行しているときは、安定翼に掛かる風圧力は、ｖP2に比例し、（ＨΔπ＋Ｗ）およびtanβに反比例すること、およびＨ，Ｗ，β，Δπ，ｖPが決まれば、機体の上昇速度ｖ2の値の如何にかわらず常に一定である事が分かる。【０６６１】
Ｓ２３．（ｎ斜連結の各筒状推進ユニットの各重心周りの同方向同時回動）
図３０は、３つの例えば筒状推進ユニット（例えば９０）を３斜連結した機体２５０の側面図であり、各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃを簡略化して直線で表している。この３つの筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃの各属性値は全て等しいとする。図３０の符号２５０ｂは、各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂを連結する連結部材であり、符号２５０ｃは、筒状推進ユニット９０ｃと連結部材２５０ｂとを連結する連結部材である。【０６６２】
各筒状推進ユニット９０ａ，９０ｂはそれぞれ、連結部材２５０ｂに対して、その重心Ｇ1，Ｇ2まわりに回動可能に連結されている。また筒状推進ユニット９０ｃは、連結部材２５０ｃに対して、その重心Ｇ3まわりに回動可能に連結されている。【０６６３】
尚、図示省略されるが、機体２５０には、各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃをそれぞれの重心Ｇ1，Ｇ2，Ｇ3まわりに同時に同方向に回動する回動機構を更に備えている。【０６６４】
この３斜連結の機体２５０は、前述で説明した通り、安定したホバリングをする事ができる。各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃを同時に同方向にそれぞれの重心Ｇ1，Ｇ2，Ｇ3を中心にして緩やかに回動させていったとき、例えば角度αまでそれぞれを回動させたときの各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃの状態を表しているのが、図３０の点線である。中央の波線２５０ａは、各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃを代表した仮想ユニットを表している。【０６６５】
図３０より明らかな様に、各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃをそれぞれの重心Ｇ1，Ｇ2，Ｇ3を中心に角度αだけ同方向に回動させても、３斜連結の総合重心Ｇ0の位置は変化しない事が分かる。各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃの回動に合わせて３斜連結の仮想ユニット２５０ａも同時に同方向にその重心Ｇ0を中心に回動して行く事も分かる。角度α回動した後も、各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃは３斜連結になっているので、横揺れ、反回転に関して安定している事には変わりない。【０６６６】
図３０の様に各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃが角度αだけ傾けば、当然の事として、機体２５０全体は水平飛行を始める。この場合、図２６で説明した様な補助翼を取り付けて置けば、機体２５０全体は安定した水平飛行を行う事ができる。【０６６７】
但し、実際的には、複数の推進ユニットを連結した場合の連結部材の面積および質量を考慮するならば、安定ホバリングおよび水平飛行への安定移行を行うためには、前述の説明の様に、機体全体を考えた場合の式２１-（４４）-３を満足しなければならない。更に、機体全体の総合重心、総合後流風圧中心点、総合外部風圧中心点、および総合外部風流風圧中心点を一致させることも必要になる。またそれらの総合点の一致した状態を水平移行への移行時にも保持するために、同時同方向に回動させる各推進ユニットの後流風圧中心点と重心とを一致させておく必要がある。各推進ユニットの外部風圧中心点は、後流風圧中心点および重心に一致させなくても式２１-（４４）-３を満たしている限り、機体全体への影響は極めて小さなものであると思われる。【０６６８】
以上の様に、ｎ斜連結の各筒状推進ユニット９０ａ〜９０ｃをそれぞれの重心Ｇ1，Ｇ2，Ｇ3を中心にして同方向に同時に緩やかに回動させていけば、ホバリング状態から水平飛行への移行が非常に安定して行える事が分かる。この事を利用すれば、フライングカーは充分実現可能であると思われる。【０６６９】
図３１は、ｎ斜連結同方向同時回動を利用したフライングカー３００の一例である。このフライングカー３００は、車両３００ａと、車両３００ａの例えば前部両側および後部両側に回動可能に配設された計４個の筒状推進ユニット（例えば９０）と、各筒状推進ユニット９０を回動する回動機構（不図示）とを備えて構成される。図３１では、更に翼３００ｂを備えている。各筒状推進ユニット９０は、それぞれの重心まわりに回動可能に車両３００ａに配設されており、前記回動機構により、垂直方向または車両３００ａの前後方向に平行な水平方向に回動可能になっている。【０６７０】
この構成により、各筒状推進ユニット９０を垂直方向に向けて後流を下方に射出すれば、安定した垂直離着陸およびホバリングを行う事ができ、そのホバリング状態で、各筒状推進ユニット９０を同時に緩やかに車両３００ａの前後方向に平行な略水平方向（図３１の矢印方向Ｓ）に回動させて後流を車両後方に射出すれば、安定した状態で水平飛行へと移行する事ができる。【０６７１】
尚、以上で説明した機体または筒状推進ユニットは、飛行装置として使用するだけでなく、安定性に優れているので、飛行機等の安定性を増強するための姿勢制御装置として使用することも、上記の実施の形態の範囲に含まれるものとする。【０６７２】
尚、以上で説明は、筒状推進ユニットとして機体９０を用いたが、機体９０に限定するものではなく機体７０，８０等であっても良く、また筒状に限定するものではなく機体４０Ａ等を用いても良く、更には安定翼として円筒安定翼または放射状安定翼を備えた推進ユニットであれば特に限定されない。
【図１】
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【図２】
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【図３】
2009096058.tif 000176
【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2009096058.tif 000180
【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
2009096058.tif 000186
【図１４】
2009096058.tif 000187
【図１５】
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【図１６】
2009096058.tif 000189
【図１７】
2009096058.tif 000190
【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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【図２７】
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【図２８】
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【図２９】
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【図３０】
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【図３１】
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【国際調査報告】
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