(57)【要約】      （修正有）【課題】回転翼を用いずに推力を得ることが可能な推進装置及び航空機を提供する。【解決手段】断面が所定の翼型で環形状の推進翼部１２と、流体供給部２０と、流体供給部から供給された流体の流れを推進翼部の内側から推進翼部に当てるように形成されたノズル１１とを有する。ノズルから噴出されたガスが推進翼部に当たると、揚力が発生するように、推進翼部の翼型（翼断面形状）及び、推進翼部に対してガスが当たる位置及び方向（翼型に対する仰角）が設定されている。また、推進翼部は円環形状又は角環形状としてもよい。【選択図】図１
2019084967.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
断面が所定の翼型で環形状の推進翼部と、
流体供給部と、
前記流体供給部から供給された流体の流れを前記推進翼部の内側から前記推進翼部に当てるように形成されたノズルと
を有することを特徴とする推進装置。
【請求項２】
前記推進翼部は、円環形状又は角環形状であることを特徴とする請求項１に記載の推進装置。
【請求項３】
前記推進翼部は、角環形状であり、断面が前記所定の翼型で所定の長さの翼部片を複数連結した構成であることを特徴とする請求項１に記載の推進装置。
【請求項４】
１又は複数の推進装置を備えた航空機において、それぞれの前記推進装置として請求項１〜３のいずれかに記載の推進装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、推進装置及び航空機に関し、例えば、ドローン等の航空機に適用し得る。
【背景技術】
【０００２】
従来の航空機における回転翼は推進力のみならず必要不可欠な揚力を確保するための基本的な要素として航空技術の黎明期から多大な寄与をなしてきた。技術が発展した現代においても固定翼機回転翼機双方において大きく貢献している。
【０００３】
特に、現在、航空機としてドローン（無人航空機）の数が急速に増加しており、一般的にドローンの有力な推進装置としては回転翼（いわゆるロータ）が用いられる（特許文献１参照）。すなわち、現在、ほとんどのドローンが回転翼機となっている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２０１０−２０８５０１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、従来の回転翼機において露出し高速回転する翼はそれ自体が大きな破壊力を持つため接触すれば翼破損により一瞬で揚力を失う危険性がある。また回転翼に巻き込まれ人命が失われる事態も世界中で発生しており、小型のドローンでもその例外でない。
【０００６】
そのため、回転翼を用いずに推力（水平方向の推力及び又は垂直方向に推力）を得ることが可能な推進装置及び航空機が望まれている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
第１の本発明の推進装置は、断面が所定の翼型で環形状の推進翼部と、流体供給部と、前記流体供給部から供給された流体の流れを前記推進翼部の内側から前記推進翼部に当てるように形成されたノズルとを有することを特徴とする。
【０００８】
第２の本発明の推進装置は、１又は複数の推進装置を備えた航空機において、それぞれの前記推進装置として第１の本発明の推進装置を適用したことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によれば、回転翼を用いずに推力を得ることが可能な推進装置及び航空機を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】第１の実施形態に係る推進装置の斜視図である。
【図２】第１の実施形態に係る推進装置の底面図である。
【図３】第１の実施形態に係る推進装置の側面図である。
【図４】第１の実施形態に係る推進装置の端面図（図２のＡ−Ａ線端面図）である。
【図５】第１の実施形態に係る翼型を描画するためのＺ平面について示した図である。
【図６】第１の実施形態に係る翼型を描画するためのＺ平面の一部を拡大して示した図である。
【図７】第１の実施形態に係る翼型の例について示した図である。
【図８】第１の実施形態に係る翼型の翼幅を所定の単位長さで形成した直線翼について示した図である。
【図９】第１の実施形態に係る翼型で直線翼を形成した場合の翼投影面積と、第１の実施形態に係る翼型で円環形状の翼を形成した場合の翼投影面積について示した図である。
【図１０】第１の実施形態に係る翼型において仰角を０度とした場合の翼弦長について示した図である。
【図１１】第１の実施形態に係る翼型で直線翼を形成し、仰角をα度とした場合の翼投影面積について示した図である。
【図１２】第１の実施形態において、ａ＝ｂとした場合の翼型について示した図である。
【図１３】第１の実施形態において、ａ＜ｂとした場合の翼型について示した図である。
【図１４】第１の実施形態に係る各翼型の仰角ごとの揚力係数について示したグラフである。
【図１５】第１の実施形態における第１〜第４の翼型について示した図である。
【図１６】第１の実施形態の推進装置に、カバーを取り付けた状態で示す側面図である。
【図１７】第２の実施形態に係る推進装置の斜視図である。
【図１８】第２の実施形態に係る推進装置の底面図である。
【図１９】第２の実施形態に係る推進装置の側面図である。
【図２０】第２の実施形態に係る推進装置の端面図（図２のＢ−Ｂ線端面図）である。
【図２１】第１の実施形態の変形例（第１の変形例）に係る航空機の斜視図である。
【図２２】第１の実施形態の変形例（第１の変形例）に係る航空機の底面図である。
【図２３】第１の実施形態の変形例（第３の変形例）に係る推進装置の側面図である。
【図２４】第１の実施形態に係る推進翼部で剥離が発生する翼型の例について示した説明図である。
【図２５】第１の実施形態の変形例（第４の変形例）に係る推進装置に搭載される推進翼部の構成例について示した説明図である。
【図２６】第１の実施形態の変形例（第４の変形例）に係る推進装置の斜視図である。
【図２７】第１の実施形態の変形例（第４の変形例）の推進装置におけるノズル部及び推進翼部の端面図である。
【図２８】第１の実施形態の変形例（第５の変形例）に係る推進装置の斜視図である。
【図２９】第１の実施形態の変形例（第５の変形例）の推進装置の端面図である。
【図３０】第２の実施形態の変形例（第６の変形例）に係る推進装置の斜視図である。
【図３１】第２の実施形態の変形例（第６の変形例）に係る推進装置において、１つの翼部片が動作した状態について示す斜視図である。
【図３２】第２の実施形態の変形例（第６の変形例）に係る推進装置の底面図である。
【図３３】第１の実施形態の変形例（第７の変形例）に係る推進装置の斜視図である。
【図３４】第１の実施形態の変形例（第７の変形例）の推進装置の端面図である。
【図３５】第１の実施形態の変形例（第８の変形例）に係る推進装置の斜視図である。
【図３６】第１の実施形態の変形例（第８の変形例）に係る推進装置の平面図である。
【図３７】第１の実施形態の変形例（第８の変形例）に係る推進装置から、被運搬物を除去した状態で示す斜視図である。
【図３８】第１の実施形態の変形例（第８の変形例）に係る推進装置の断面図（図３６のＣ−Ｃ線矢視断面図）である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
（Ａ）第１の実施形態
以下、本発明による推進装置及び航空機の第１の実施形態を、図面を参照しながら詳述する。
【００１２】
（Ａ−１）第１の実施形態の構成
図１は、推進装置１の全体構成を示す斜視図である。
【００１３】
図２は、推進装置１の底面図である。図３は、推進装置１の側面図である。図４は、推進装置１の端面図（図２のＡ−Ａ線矢視端面図）である。
【００１４】
図１〜図３に示すように、推進装置１は、大別するとガスを供給（噴出）するガス供給部２０と、ガス供給部２０から供給（噴出）されたガス（ガスの流れ）を受けて図１の方向Ｘの方向に推進力を発生させる推進機構部１０とを有している。
【００１５】
推進装置１は、例えば、ドローン等の航空機の推進装置として利用することができる。なお、推進装置１で発生させる推進方向Ｘは、垂直方向（鉛直方向と逆方向）だけでなく、水平方向（鉛直方向と交差する方向）としてもよい。なお、以下では説明の便宜上、Ｘ方向を「上側」又は「上方向」とも呼び、Ｘ方向と反対の方向を「下側」又は「下方向」とも呼ぶものとする。
【００１６】
推進機構部１０は、ガス供給部２０から噴出されたガス（ガスの流れ、ガスの圧力）を受けて、推進方向Ｘに推進力を発生させる推進翼部１２と、ガス供給部２０から供給されたガス（ガスの流れ）が所定の角度（仰角）で推進翼部１２にあたるように制御するノズル部１１とを有している。
【００１７】
ガス供給部２０は、推進機構部１０に推進力の源となるガス（ガスの流れ）を所定の圧力及び流量で供給（噴出）する手段（ガス供給手段）である。ガス供給部２０が供給するガスの種類は限定されないものであるが、例えば、空気（例えば、大気中の空気又は、大気中の空気と同成分のガス）や窒素ガス等のガスを適用することができる。ガス供給部２０としては、所定の圧力及び流量でガスを供給（噴出）することができるものであれば、具体的な構成は限定されないものである。例えば、ガス供給部２０としては、大気中の空気を取り込み圧縮して噴出するエアコンプレッサーや、圧縮ガス（例えば、圧縮空気や圧縮窒素）が充填された容器（例えば、金属製のボンベやペットボトル等）を適用するようにしてもよい。
【００１８】
図１〜図４に示すように、推進翼部１２は、所定の翼型（翼断面形状）で環形状（例えば、円環形状又は角環形状）に形成された翼である。第１の実施形態では、推進翼部１２は、所定の翼型で円環形状に形成されているものとする。
【００１９】
ノズル部１１は、環形状の推進翼部１２の内側（内側の孔）に配置されており、推進翼部１２の内側から推進翼部１２（推進翼部１２の内周）に向けて、ガス供給部２０から供給されたガス（ガスの圧力）が噴出するように制御する。
【００２０】
ノズル部１１から噴出されたガスが推進翼部１２に当たると、ガスが推進翼部１２においてＸ方向に推力（揚力）が発生するように、推進翼部１２の翼型（翼断面形状）及び、推進翼部１２に対してガスが当たる位置及び方向（翼型に対する仰角）が設定されているものとする。また、この実施形態の推進機構部１０では、推力の発生する発生する方向Ｘは、推進翼部１２（環形状）の中心軸と並行であるものとする。また、この実施形態において、推進機構部１０で発生する推力の推進軸ＳＲは、推進翼部１２（環形状）の中心軸と一致するものとして説明する。
【００２１】
図４に示すように、ガス供給部２０とノズル部１１との間は、ガス供給管３０で接続されている。ガス供給部２０から噴出するガスはガス供給管３０を介してノズル部１１に供給される。ノズル部１１には、ガス供給管３０を挿入するための開口部１１１が設けられている。また、ガス供給管３０の外周面は、ノズル部１１の開口部１１１（開口部１１１の内面）に固定されている。すなわち、ガス供給管３０は、ノズル部１１をガス供給部２０に固定（支持）させる固定部材（支持部材）としても機能する。
【００２２】
図３、図４に示す通り、ガス供給管３０の外周には、輪形状の支持部材３１が固定されている。そして、支持部材３１は、複数の支柱部４０により、推進翼部１２に固定（支持）されている。図１〜図３に示すように、それぞれの支柱部４０は、支持部材３１を中心として異なる方向に伸びており、推進翼部１２（図１、図２の方向から見て上面）に固定されている。この実施形態では、推進装置１は、８つの支柱部４０が設けられている。推進翼部１２にＸ方向の推力（揚力）が発生した際に、推進翼部１２の推力の推進軸が安定的にＳＲ（円環形状の中心軸）となるように構成されていれば、支柱部４０の数や固定位置（すなわち、推力のバランスや重心のとりかた）は限定されないものである。具体的には、推進軸ＳＲ（支持部材３１）を中心として等角度の間隔で一様に支柱部４０が配置されることが望ましい。
【００２３】
次に、ノズル部１１の形状について説明する。
【００２４】
ノズル部１１は、ガス供給部２０（ガス供給管３０）から供給されたガスを、所定の角度（仰角）で推進翼部１２に向かって噴出する制御ができればよい。図４に示すように、この実施形態のノズル部１１には、推進翼部１２に対向する位置に、供給されたガスを推進翼部１２に向かって噴出するための開口部１１１が設けられている。また、図４に示すように、この実施形態では、ノズル部１１は、略円盤形状となっており、ノズル部１１の全周（円盤形状の全周）にわたってスリット形状の開口部１１１が設けられている。図４に示すように、ノズル部１１の内部では、ガスが供給される開口部１１１から開口部１１１（スリット）に向かって、幅（図４では推進軸ＳＲ方向の寸法）が狭められた略テーパ形状となっている。ノズル部１１では、このテーパ形状により、開口部１１１から供給されたガスの流れを加速させて推進翼部１２の方向に噴出する構成となっている。なお、ノズル部１１の上板１１２と下板１１３との間は、ノズル部１１の内部又は外部に図示しない固定（支持）部材（例えば、図示しない１又は複数の支柱）により、開口部１１１の寸法（幅）を保った状態で固定（支持）することができる。
【００２５】
推進装置１を構成する各部品の素材は限定されないものであるが、可能な限り高剛性で軽量な素材であることが望ましい。推進装置１を構成する部品としては、例えば、アルミニウムやチタン等の軽量な金属系素材の他、エポキシ樹脂等の樹脂系素材を適用することができる。特に、推進装置１を構成する各部品としては、エポキシ樹脂等の熱硬化性樹脂を適用することができるため、３Ｄプリンター等を用いて容易に部品形成を行うことが可能である。
【００２６】
次に、推進翼部１２における翼断面形状の設計について説明する。
【００２７】
また、推進装置１を構成する各部品同士を固定する方式についても限定されないものであるが、種々の接着剤や嵌合部材（連結部材）や篏合構成等を用いて固定するようにしてもよい。
【００２８】
上述の通り、推進翼部１２における翼型（翼断面形状）は、ノズル部１１から噴出されたガスの流れ（圧力）を受けて、Ｘ方向に推力（揚力）が発生する形状であればよい。
【００２９】
ところで、現代における航空機をはじめとする翼型の主流は、曲線で構成された前後非対称な厚翼である。このような翼型の多くはＺｈｕｋｏｖｓｋｙ翼と呼称される理論翼をベースに製作されており、Ｋｕｔｔａ−Ｚｈｕｋｏｖｓｋｙの理論を用いて複素関数の等角写像によって生成される。
【００３０】
この実施形態においても、推進翼部１２における翼型（翼断面形状）を、Ｋｕｔｔａ−Ｚｈｕｋｏｖｓｋｙの理論に基づいた形状とするものとして説明する。
【００３１】
次に、Ｋｕｔｔａ−Ｚｈｕｋｏｖｓｋｙの理論に基づいた翼型の設計アプローチについて説明する。
【００３２】
ここでは、図５に示すように、翼型設計のアプローチとして、対象となる任意の円柱をＺ平面に描画し、写像関数を用いてそれをζ平面へ写像するプロセスを用いる。
【００３３】
まず図５に示すように、翼型を表すＺ平面上に、円柱の断面を配置（描画）する。なお、Ｃ１〜Ｃ３はそれぞれＯ１〜Ｏ３を中心とする円であり、全ての円は点ＰＡで交わる。翼型にはＣ３が写像される。また、図６は図５の一部を拡大し、円Ｃ１〜Ｃ３の中心座標Ｏ１〜Ｏ３の位置関係について示している。
【００３４】
Ｃ１〜Ｃ３の半径をＲ１〜Ｒ３とすると、Ｒ１〜Ｒ３はそれぞれ、以下の（１−１）〜（１−３）式のように示すことができる。（１−１）〜（１−３）式におけるａ、ｂ、ｄは、それぞれＺｈｕｋｏｖｓｋｙ翼を設計する際に任意の値に設定されるパラメータである。図７に示すように、４ａは翼弦長、２ｂは矢高（キャンバー）に、ｄは翼厚を表す。
【００３５】
実際の翼型の生成では、翼の迎角αも加味して計算する必要がある。その上で、Ｚ平面の円をζ平面に写像する関数（複素関数）は以下の（２）式で表される。そして、以下の（２）式に対して、極方程式を用いると、その極方程式の各項は以下の（３）式のように示すことができる。
【数１】
2019084967.tif 000003
【００３６】
そうすると、（２）式の複素関数は、（３）式に基づき、以下の（４）式のように表すことができる。そして、（４）式を成分ごとに整理すると以下の（５）式のように表すことができる。
【００３７】
したがって、Ｚ平面上の円Ｃ３は、円周上の各座標について以下の（６）式のように写像できる。（６）式を用いて、ζ平面上にＣ３を写像すると、例えば、図７に示すような翼型が写像される。
【数２】
2019084967.tif 000004
【００３８】
一般的に翼に働く揚力は、以下の（７）式を用いることで求められる。
【００３９】
（７）式において、Ｌは揚力、ρは密度、Ｕは流速、Ｓは翼の投影面積、ＣＬは揚力係数をそれぞれ表している。
【００４０】
一方、翼理論においてはＫｕｔｔａ−Ｚｈｕｋｏｖｓｋｙの定理を用いると、揚力係数に頼らずに揚力を導出できることが分かっている。この定理では、物体に働く揚力はその周りに存在する流れによって生まれる循環に依存するとしている。以下の（８）式は、Ｋｕｔｔａ−Ｚｈｕｋｏｖｓｋｙの定理に基づき、循環Γに基づき揚力Ｌを求める式である。また、以下の（９）式は、Ｚｈｕｋｏｖｓｋｙ翼の循環Γを求める式である。
【００４１】
なお、Ｋｕｔｔａ−Ｊｕｋｏｖｓｋｙの定理では、成立する条件として、図８のように所定の単位長さの翼幅を備える直線翼を前提としている。
【数３】
2019084967.tif 000005
【００４２】
ところで、（７）式の場合、翼の投影面積Ｓ(図９参照)が自由に設定できるため、設計の際には当式が有用である。
【００４３】
しかし、（７）式では、翼型や迎角に依存する揚力係数ＣＬがこの式単体では不明であるため、Ｋｕｔｔａ−Ｊｕｋｏｖｓｋｙの定理（（８）式）を用いてこれを導出する。導出は、Ｋｕｔｔａ−Ｊｕｋｏｖｓｋｙの定理（（８）式）で前提とされる図８の形状に対し、（７）式で自由に設定可能な翼の投影面積を図９（ａ）のように設定することで、条件を合わせて行う。具体的には（７）式における翼投影面積Ｓを、図９（ａ）のように「Ｓ＝ｌ×単位長さ」で表すことで、（７）式で導出される揚力と、（９）式で導出される揚力が理論的に同値となる。
【００４４】
なお、ここでのlは翼の投影面積を翼幅(単位長さ)と共に構成する、翼幅と直交する方向に伸びる辺であり、必ずしも翼弦長ではない。
【００４５】
そうすると、（７）式、及び（８）式を用いると、揚力係数ＣＬは、以下の（１０−１）式より、（１０−２）式のように表すことができる。
【数４】
2019084967.tif 000006
【００４６】
ここで、翼の全長ｌについて検討する。迎角が０［°］の時のｌは、翼の全長として翼弦長４ａと近似である。しかしながら、実際には翼弦長４ａは、翼型の後縁から前縁までを繋ぐ直線（翼の全長）よりも短く、前縁までを完全に満たすに至らない（図１０参照）。そのため、この実施形態では、特殊な翼型を扱う関係上、この微小な幅Ａを加味して、翼型決定に係る計算を行うものとする。
【００４７】
この微小な幅Ａは理論的に算出が可能であり、その値は、以下の（１０−３）式のように求めることができる。そうすると、図１０における翼の全長Ｄは、以下の（１０−４）のように表すことができる。なお、（１０−４）式におけるＤは、迎角０度の時の、ｌに相当する。
【数５】
2019084967.tif 000007
【００４８】
ここでさらに、翼の全長Ｄに、さらに迎角を反映させることを検討する。
【００４９】
例えば、図１１に示すように、迎角をα度つけた際のｌ２は、図９（ａ）におけるｌとは一致しない。そこで一般化のため、翼の全長を用いると、迎角α時のｌの値は、（１１−１）式のように表すことができる。よって（１０−２）式は、以下の（１１−２）式のように表すことができる。
【数６】
2019084967.tif 000008
【００５０】
（１１−１）式、（１１−２）式において、Ａから置き換えた項は、翼弦長パラメータａと翼厚パラメータｄから構成されているため、翼厚の増加には対応することができるが、キャンバーに係るパラメータｂの極端な増加には対応することができない。まず、図７に示す通り、キャンバー２ｂは翼の中心を通る弧を描くパラメータであり、翼弦長４ａに対して矢高（キャンバー）２ｂで定義される。このため、ａ＝ｂのパラメータを設定すると、矢高（キャンバー）２ｂを表す円弧は、図１２のように翼の中心を通る線は円弧となるため、実際にはａ＝ｂを設定することはできない。
【００５１】
一方、ａ＜ｂのパラメータを設定すると、キャンバーパラメータが描く弧は図１３のようになる。
【００５２】
図１３の状態では、（１０−２）式中のｌの値が投影面積に反映されないことが分かる。また図１２の状態では、本来ならば淀み点となるはずの前縁が完全に真下を向き、図中左方向からの流れに対して淀み点となりえない。円弧の方向に関しては、図１３のパターンでも同じことが言え、翼型の内側を向くというより顕著な問題点が見て取れる。このことから、翼型生成の際には、キャンバーパラメータｂは翼弦長パラメータａよりも小さい値をとることが望ましいと言える。
【００５３】
以上より、この実施形態の推進翼部１２の翼型では、ａ＞ｂであることが必要である。例えば、［ａ＝１０，ｂ＝１０，ｄ＝１０］，［ａ＝１０，ｂ＝２０，ｄ＝２０］，［ａ＝１０，ｂ＝１０，ｄ＝１］，［ａ＝１０，ｂ＝２０，ｄ＝１］のようなパラメータの組み合わせは生成条件（ａ＞ｂ）から外れることになる。一方、例えば、［ａ＝１０，ｂ＝５，ｄ＝１．５］，［ａ＝１０，ｂ＝７．５，ｄ＝１．５］，［ａ＝１０，ｂ＝５，ｄ＝８］，［ａ＝１０，ｂ＝７，ｄ＝８］のようなパラメータの組み合わせは、生成条件（ａ＞ｂ）に該当することになる。
【００５４】
そして、この実施形態の推進翼部１２の翼型に基づく揚力係数の評価式は、以下の（１２）式のようになる。
【数７】
2019084967.tif 000009
【００５５】
以下では、［ａ＝１０，ｂ＝５，ｄ＝１．５］のパラメータに基づく翼型を「第１の翼型」と呼び，［ａ＝１０，ｂ＝７．５，ｄ＝１．５］のパラメータに基づく翼型を「第２の翼型」と呼び，［ａ＝１０，ｂ＝５，ｄ＝８］のパラメータに基づく翼型を「第３の翼型」と呼び，［ａ＝１０，ｂ＝７，ｄ＝８］のパラメータに基づく翼型を「第４の翼型」と呼ぶものとする。
【００５６】
図１４は、第１〜第４の翼型のそれぞれについて、迎角ごとの揚力係数ＣＬ（上記の（１２）式に基づく結果）を示したグラフである。
【００５７】
図１５は、第１〜第４の翼型のそれぞれの形状（断面形状）について示した図である。図１５（ａ）〜図１５（ｄ）は、それぞれ、第１〜第４の翼型のそれぞれの形状（断面形状）について示している。
【００５８】
以上のように、推進装置１では、生成条件（ａ＞ｂ）に該当する翼型から設計上必要となる揚力係数ＣＬを得られる翼型（翼型に係るパラメータａ、ｂ、ｄの組み合わせ）を選択することが望ましい。
【００５９】
（Ａ−２）第１の実施形態の動作
次に、以上のような構成を有する第１の実施形態の推進装置１の動作を説明する。
【００６０】
上述の通り、推進装置１は、ガス供給部２０からガスが噴出すると、そのガスがガス供給管３０を経由してノズル部１１内に供給される。ノズル部１１の内部では、開口部１１１から供給されたガスを圧縮若しくは加速して、全周囲に設けられた開口部１１１から推進翼部１２の方向に噴出する。
【００６１】
ノズル部１１からに噴出されたガスは、所定の仰角で、円環形状の推進翼部１２の内周面に当り、そのガスが推進翼部１２の上面と下面を通過することによりＸ方向への推力（揚力）が発生する。
【００６２】
そして、推進翼部１２は、支点としてのガス供給管３０（支持部材３１）に支柱部４０で固定されている。さらに、ノズル部１１は、ガス供給管３０に固定されている。したがって、推進装置１全体は、推進翼部１２で発生した推進軸ＳＲ（ガス供給管３０）を中心とした推力によりＸ方向に推進されることになる。
【００６３】
（Ａ−３）第１の実施形態の効果
第１の実施形態によれば、以下のような効果を奏することができる。
【００６４】
推進装置１では、ガス供給部２０を用いて圧縮ガス（例えば、圧縮空気）による流れ（高速流）を得て、そのガスの高速流の向きをノズル部１１により制御して、円環形状の推進翼部１２の内側に向けて噴射することで、Ｘ方向への推進力（揚力）を発生させることができる。
【００６５】
従来の航空機では翼自体が空気に対し何らか形で動作を行い、揚力を得ているが、推進装置１では、空気を動作させることで、推進翼部１２が静止した固定翼であっても揚力の発生が可能となっている。また、一般的な固定翼機であれば推力の増加が意図しない揚力の増加にも繋がるためこの二つのバランスが重要視されるが、推進翼部１２では、例えば、図１６に示すように環形状の推進翼部１２の周囲の一部（例えば、推進方向Ｘと逆の側の面）を図示しないカバー５０で覆い、推進翼部１２を外界の阻害要因（例えば、大気中の空気や雨等）から遮断された管理可能な空間に収めたまま動作させることができる。
【００６６】
図１６は、推進装置１に、推進機構部１０全体を上側（Ｘ方向側）から覆うカバー５０を取り付けた状態で示す側面図である。なお、図１６において、カバー５０内の点線は、カバー５０内に収容されている要素を表している。
【００６７】
図１６に示すように、カバー５０は、下側に開口部５１が形成された半球形状となっている。なお、開口部５１の部分は、通気できれば良く、図示しない網等で覆う構成としてもよい。カバー５０には、半球形状の頂点部分（中心部）に、ガス供給管３０を貫通させるための孔５２が設けられている。カバー５０は、孔５２（孔５２の内周面）で、ガス供給管３０の外周面と固定されている。
【００６８】
言い換えると、第１の実施形態では、推進翼部１２の周囲の一部を図示しないカバー（例えば、図１６のカバー５０）で覆うことで、推進翼部１２を、一般的な自然の空気中に広げられた状態とは異なり、ある程度外界と遮断され管理容易な空間（例えば、ガスの流れの状態を管理し易い空間）に収めることができる。
【００６９】
また、第１の実施形態の推進装置１では、推進翼部１２（環形状）の全周にわたって支柱部４０を配置することで、一般的な航空機（固定翼機や回転翼機等、一点で翼を支持する構造）と比較して、翼が強固に固定することができるという効果も奏する。
【００７０】
一方で、第１の実施形態の推進装置１では、推進翼部１２の翼型は、一般的な航空機の翼型と比較すると特殊な形状であるため動作が制限されるうえ、流量の自然な確保もできないという欠点もあるが、推力（揚力）は流量に依存しないため、一性能特化型の特殊翼を採用しやすい点で利点が大きい。
【００７１】
（Ｂ）第２の実施形態
以下、本発明による推進装置及び航空機の第２の実施形態を、図面を参照しながら詳述する。
【００７２】
（Ｂ−１）第２の実施形態の構成
図１７は、第２の実施形態に係る推進装置１Ａの全体構成を示す斜視図である。図１８は、推進装置１Ａの底面図である。図１９は、推進装置１の側面図である。図２０は、推進装置１Ａの端面図（図１８のＢ−Ｂ線矢視端面図）である。
【００７３】
以下では、第２の実施形態について、第１の実施形態との差異を中心に説明する。
【００７４】
第２の実施形態の推進装置１Ａでは、推進翼部１２Ａの形状が異なっている点で第１の実施形態と異なっている。
【００７５】
図１７、図１８に示すように、推進装置１Ａでは、推進機構部１０が推進機構部１０Ａに置き換わっている点で第１の実施形態と異なっている。
【００７６】
推進機構部１０Ａは、ノズル部１１Ａ及び推進翼部１２Ａを有しており、ノズル部１１Ａ及び推進翼部１２Ａの形状は第１の実施形態と異なっている。
【００７７】
図１７、図１８に示すように、推進翼部１２Ａは、角環形状となっている点で第１の実施形態と異なっている。具体的には、推進翼部１２Ａは、内周が正六角形で、外周が略六角形の角環形状となっている。なお、推進翼部１２Ａを構成する角環形状（多角形）の辺の数は６に限定されず種々の辺の数（種々の多角形）を適用することができる。
【００７８】
図１７、図１８に示すように、推進翼部１２Ａは、所定の翼型で所定の長さに形成された複数の翼部片１２１と、各翼部片１２１Ａとの間を連結する連結部１２２とが組み合わさった構成となっている。
【００７９】
推進翼部１２Ａにおいて、各翼部片１２１は角環形状の各辺を形成している。したがって、推進翼部１２Ａは、６個の翼部片１２１と、６個の連結部１２２を有している。各連結部１２２は、三角形の２つ辺が、それぞれ隣接する翼部片１２１の端面（翼端面）に固定（連結）されている。
【００８０】
また、推進装置１Ａでは、角環形状（６角形）の各辺（６つの辺）に対応する６個の支柱部４０Ａを有している。第２の実施形態では、各支柱部４０Ａは、ガス供給部２０の外周に固定された支持部材３１から伸びており、各連結部１２２に固定されている。すなわち、ガス供給部２０（支持部材３１）及びノズル部１１Ａは、各支柱部４０Ａ及び各連結部１２２を介して推進翼部１２Ａに支持されている。
【００８１】
第２の実施形態では、推進翼部１２Ａが角環形状となったため、ノズル部１１Ａの形状（外周の形状）も多角形となっている。ノズル部１１Ａの外周の各辺は、推進翼部１２Ａの内周の各辺（各翼部片１２１）と対向するように配置されている。言い換えると、ノズル部１１Ａの外周の多角形（六角形）は、推進翼部１２Ａの内周の多角形（六角形）と相似形となるように配置されている。推進翼部１２Ａの外周の各辺において、対向する各翼部片１２１の翼型に向かって所定の仰角でガスを噴出するように開口部１１１Ａ（上板１１２の形状、及び下板１１３Ａの形状）の形状が調整されているものとする。
【００８２】
（Ｂ−２）第２の実施形態の動作
次に、以上のような構成を有する第２の実施形態の推進装置１Ａの動作を説明する。
【００８３】
上述の通り、推進装置１Ａは、ガス供給部２０からガスが噴出すると、そのガスがガス供給管３０を経由してノズル部１１Ａ内に供給される。ノズル部１１Ａの内部では、開口部１１１Ａから供給されたガスを圧縮若しくは加速して、全周囲に設けられた開口部１１１から推進翼部１２Ａ（各翼部片１２１）の方向に噴出する。
【００８４】
ノズル部１１からに噴出されたガスは、所定の仰角で、円環形状の推進翼部１２Ａの内周面（各翼部片１２１）に当り、そのガスが推進翼部１２Ａ（各翼部片１２１）の上面と下面を通過することによりＸ方向への推力（揚力）が発生する。
【００８５】
そして、推進翼部１２Ａは、支点としてのガス供給管３０（支持部材３１）に支柱部４０Ａで固定されている。さらに、ノズル部１１Ａは、ガス供給管３０に固定されている。したがって、推進装置１Ａ全体は、推進翼部１２Ａで発生した推進軸ＳＲ（ガス供給管３０）を中心とした推力によりＸ方向に推進されることになる。
【００８６】
（Ｂ−３）第２の実施形態の効果
上述の通り、第２の実施形態の推進装置１Ａのように推進翼部１２Ａを角環形状としても、第１の実施形態と同様の効果を奏することができる。
【００８７】
また、第２の実施形態では、推進翼部１２Ａとして、所定の翼型で所定の長さに成型された複数の翼部片１２１を用いて構成することができるため、推進翼部１２Ａの製作（形成）が容易となる。
【００８８】
（Ｃ）他の実施形態
本発明は、上記の各実施形態に限定されるものではなく、以下に例示するような変形例（変形実施形態）も挙げることができる。
【００８９】
（Ｃ−１）第１の変形例
上記の各実施形態では、本発明の推進装置をドローン等の航空機に適用可能である旨を説明したが、具体的には、図２１、図２２に示すように適用することができる。
【００９０】
図２１は、第１の実施形態に係る推進装置１を適用したドローン１０００の斜視図である。また、図２２は、ドローン１０００の底面図である。
【００９１】
図２１、図２２に示すように、ドローン１０００は、四角形の板形状の胴体部１００１と、胴体部１００１の下面に付けられた４つの推進装置１とを有している。なお、ドローン１０００において、各推進装置１のガス供給部２０は、共通のものを用いるようにしてもよい。
【００９２】
ドローン１０００では、胴体部１００１の下面に付けられた４つの推進装置１のそれぞれの推力（具体的には、例えば、ガス供給部２０から供給されるガスの流量や流速度等）を制御することで、既存のドローン等と同様に移動する姿勢や方向を制御することができる。
【００９３】
（Ｃ−２）第２の変形例
上記の各実施形態では、本発明の推進装置を航空機に適用する例について説明したが、本発明の推進装置は航空機以外にも種々の物体の荷重軽減に適用するようにしてもよい。
【００９４】
例えば、車両（例えば、自動車、二輪車等）等に本発明の推進装置をとりつけて揚力を発生させることで、当該車両の荷重を軽減するようにしてもよい。
【００９５】
（Ｃ−３）第３の変形例
上記の各実施形態では、本発明の推進装置の推力の源となる流体をガスとして説明したが、本発明の推進装置の推力の源となる流体は、ガス以外にも水（水を主成分とする液体（例えば、海水等）を含む）等の液体であってもよい。例えば、上記の実施形態では、本発明の推進装置を、大気中で揚力を発生させる装置として説明したが、本発明の推進装置を水中において推力を発生させる装置として構築するようにしてもよい。
【００９６】
具体的には、図２３に示すように、上記の実施形態におけるガス供給部２０を液体供給部２０Ｂ（例えば、水等の液体を噴出する装置）に置き換えた推進装置１Ｂを構築するようにしてもよい。
【００９７】
図２３は、第１の実施形態における推進装置１を、水中で使用可能（水中で推力の発生が可能）な構成とした推進装置１Ｂの側面図である。
【００９８】
図２３に示す推進装置は、水中（水面Ｋの下側）で、Ｘ方向（水面Ｋと並行の方向）に推力を発生させる装置となっている。図２３に示す液体供給部２０Ｂでは、外部（水中）の水を取り込んでノズル部１１に供給する構成となっている。
【００９９】
（Ｃ−４）第４の変形例
上記の各実施形態では、推進翼部１２について剥離（表面における流体の剥離）を起こさない翼型の使用を前提としているが、電気的な流体制御装置（例えば、プラズマアクチュエータ）等を併用し、単体では剥離が発生し得る翼型を使用してもよい。
【０１００】
例えば、図２４に示すように、単体では流れが剥離し、失速現象が発生する翼型である推進翼部１２を想定する。そして、図２５では、図２４に示す翼型の推進翼部１２に対して、上面の剥離点に流体制御装置６０を設置した推進翼部１２Ｃについて示している。
【０１０１】
図２４に示す推進翼部１２の翼型は上面に流れの剥離が発生する形状となっている。そして、図２５に示す推進翼部１２Ｃの翼型は、図２４と同様の形状であるが、上面の剥離点の位置に、板形状の流体制御装置６０が配置されている。
【０１０２】
これにより、図２５に示す推進翼部１２Ｃの翼型では、正常な翼まわりの流れを作り、揚力を得ることができる。
【０１０３】
図２６は、第１の実施形態の推進装置１に流体制御装置６０を追加した推進装置１Ｃの斜視図である。図２７は、推進装置１Ｃにおけるノズル部１１及び推進翼部１２Ｃの端面図である。
【０１０４】
図２７は、図２６に示す推進装置１Ｃにおける推進翼部１２Ｃ及びノズル部１１を、推進軸ＳＲ（中心軸）を通る線で切断した場合の端面図である。推進装置１Ｃでは、例えば、図示しない制御部（例えば、マイクロコンピュータや電源制御回路等を用いた制御手段）を用いて流体制御装置６０を駆動する電力のパワー（電圧又は電流）を調節するようにしてもよい。また、推進翼部１２Ｃにおいて、流体制御装置６０を複数の区画に区切って、各区画に供給する電力のパワー（電圧又は電流）を調節（流れの剥離度合を調節）することで、推進装置１Ｃ全体の姿勢を制御可能とするようにしてもよい。
【０１０５】
例えば、図２７に示す断面で考えた場合、流体の制御強度を左右で個別に調節することで、推進装置１Ｃにおいて、左右方向の姿勢制御を行うことができる。
【０１０６】
以上のように、推進装置１Ｃでは、（Ｃ−１）（図２１、図２２）に示すような複数の推進装置１Ｃを用いなくても、単体の推進装置１Ｃで姿勢制御を行うことができる。
【０１０７】
（Ｃ−５）第５の変形例
上記の実施形態では、推進翼部１２の周囲の一部を図示しないカバー（例えば、図１６のカバー５０）で覆い、推進翼部１２を外界の阻害要因（例えば、大気中の空気や雨等）から遮断することについて説明したが、本発明におけるカバーを、地表若しくは水面との間に流体を保持する形状としてもよい。すなわち、推進装置１を、いわゆるホバークラフトとして機能するようにカバーを構成してもよい。具体的には、カバー５０を図２８、図２９に示すようなカバー５０Ｄに置き換えるようにしてもよい。図２８、図２９では、カバー５０がカバー５０Ｄに置き換えられた推進装置１Ｄの構成が図示されている。
【０１０８】
図２８は、推進装置１Ｄの斜視図である。図２９は、推進装置１Ｄを推進軸ＳＲ（中心点）を通る線で切断した場合の端面図である。
【０１０９】
図２８、図２９に示すカバー５０Ｄでは、ノズル部１１から噴出し、推進翼部１２を通過した流体（例えば空気等のガス）を推進装置１の下部に保持し、地面効果を発生し得る構造となっている。図２８、図２９に示すカバー５０Ｄでは、下側（地面Ｇと対向する部分）に、外側（推進翼部１２の環形状の中心と逆の方向）から内側（推進翼部１２の環形状の中心方向）に向けて湾曲した湾曲部５０１が設けられている。推進装置１Ｄでは、カバー５０Ｄに湾曲部５０１を設けることで、上側のノズル部１１から噴出したガスを内側（推進翼部１２の環形状の中心方向）に誘導して、地面効果を発生させ、推進装置１Ｄをわずかに地面Ｇから浮遊させることができる。
【０１１０】
（Ｃ−６）第６の変形例
（Ｃ−１）（図２１、図２２）では、複数の推進装置１を用いた被運搬物の制御手法を説明したが、単体の推進装置１で姿勢制御可能な構造としてもよい。
【０１１１】
具体的には、例えば、図３０〜図３３に示す推進装置１Ｅのように、角環状形を形成する各翼部片１２１を動作可能とし、ノズル部１１Ａからのガスの流れに対する仰角を変更可能とするようにしてもよい。
【０１１２】
図３０は、第２の実施形態の推進装置１Ａにおいて、各翼部片１２１を動作可能とした構成の推進装置１Ｅの斜視図である。図３１は、推進装置１Ｅにおいて、１つの翼部片１２１が動作した状態について示す斜視図である。図３２は、推進装置１Ｅの底面図である。
【０１１３】
例えば、図３０に示す推進装置１Ｅのように、各連結部１２２に、一方に隣接する翼部片１２１を動作させるモータ１２３を備え、翼部片１２１の仰角（ノズル部１１Ａからのガスの流れに対する仰角）を調整可能とするようにしてもよい。図３１では、推進装置１Ｅにおいて、図３０と比較して１つの翼部片１２１が下方向に傾いた状態となっている。
【０１１４】
そして、推進装置１Ｅ（推進翼部１２Ｅ）において、例えば、図示しない制御部（例えば、マイクロコンピュータや電源制御回路等を用いた制御手段）を用いてモータ１２３を駆動することで、各翼部片１２１の仰角を制御可能（推進装置１Ｅ全体の姿勢を制御可能）とするようにしてもよい。すなわち、推進装置１Ｅでは、各翼部片１２１の仰角を制御可能とすることで、全体（構造体）に働く合力のベクトルを制御し、全体の姿勢を制御することが可能となる。
【０１１５】
（Ｃ−７）第７の変形例
上記の各実施形態では、推進装置一つにつき一つのノズルと、一つの推進翼部を用いて構成する例について説明したが、本発明の送信装置では、複数の推進翼部と、それぞれの推進翼部に対応するノズルを備えた構造とし、得られる推進力を増加させるようにしてもよい。
【０１１６】
具体的には、例えば、図３３、図３４に示す推進装置１Ｆのように、第１の実施形態の推進装置１において、推進機構部１０の下側に、第２の推進機構部７０を追加（連結）するようにしてもよい。推進機構部７０は、第２の推進翼部７２と、第２の推進翼部７２に対応する第２のノズル部７１を有している。
【０１１７】
図３３は、第１の実施形態の変形例に係る推進装置１Ｆの斜視図である。図３４は、図３３に示す推進装置１Ｆを推進軸ＳＲ（中心点）を通る線で切断した場合の端面図である。
【０１１８】
図３３、図３４に示すように、第１の推進機構部１０と第２の推進機構部７０とは、互いに干渉しない構造とする必要がある。具体的には、ガス供給部２０から供給されるガス（流体）を分割して各ノズル部１１、７１に供給し、それぞれのノズル部１１、７１を用いて各推進翼部１２、７２に噴出する構造としてもよい。図３３、図３４に示すように、推進装置１Ｆでは、ガス供給部２０から第２のノズル部７１の内部にガスを供給するための第２のガス供給管９０が設けられている。ガス供給管９０の位置は限定されないものであるが、ここでは、ガス供給管９０は、ガス供給管３０の内側に配置されているものとする。図３３、図３４に示すように、ガス供給管９０は、第１のノズル部１１を貫通して第２のノズル部７１に到達している。また、図３３、図３４に示すように、推進装置１Ｆでは、上段の推進翼部１２の後縁の延長線と下段の推進翼部７２の前縁が一致するように推進翼部７２の位置、迎角を調整し、第１の推進翼部１２を通過した流体を、第２の推進翼部７２に供給する流体に追加できる構造としている。
【０１１９】
以上にように、本発明の推進装置において、複数の推進機構部（ノズル部及び推進翼部）を推進軸方向に複数連結（例えば、図３３、図３４に示すように連結）することで、得られる推力を増加させることができる。
【０１２０】
（Ｃ−８）第８の変形例
上記の各実施形態の推進装置推進翼部の形状を円環状や角環状等の単純な形状として説明したが、当然のことながら推進翼部の形状は環形状であればその具体的な輪郭の形状は限定されないものである。例えば、本発明の推進装置において、推進翼部を被運搬物（推進装置が運搬する対象の物体）の形状に沿った形状としてもよい。具体的には、図３５〜図３８に示す推進装置１Ｇに示すように、被運搬物２００の形状に沿った形状に形成された推進翼部１２Ｇ及び、推進翼部１２Ｇの形状（内側の形状）に沿った形状のノズル部１１Ｇを備えるようにしてもよい。
【０１２１】
図３５は、第１の実施形態の変形例に係る推進装置１Ｇの斜視図である。図３６は、推進装置１Ｇの平面図である。図３７は、推進装置１Ｇから被運搬物２００を除去した状態で示す斜視図である。図３８は、推進装置１Ｇの断面図（図３６のＣ−Ｃ線矢視断面図）である。
【０１２２】
図３５〜図３８に示すように、推進装置１Ｇでは、直方体の被運搬物２００の下面で、被運搬物２００の縁に沿った環形状（四角環形状）の推進翼部１２Ｇが配置されている。推進装置１Ｇでは、被運搬物２００の下面の縁に複数（１６本）の支柱１００が並べて配置されており、これらの支柱１００により推進翼部１２Ｇは、被運搬物２００の下側で固定（支持）されている。
【０１２３】
図３５〜図３８に示すように、被運搬物２００の下面の中央部には、直方体のガス供給部２０が配置されている。そして、ガス供給部２０の周側面の全周には、四角環形状の推進翼部１２Ｇに対向する位置にノズル部１１Ｇが配置されている。ガス供給部２０は周側面に配置されたノズル部１１Ｇにガスを供給する。そして、図３８に示すように、ノズル部１１Ｇの全周囲には、ガス供給部２０から供給されたガスを、外側の四角環形状の推進翼部１２Ｇに向かって所定の仰角で噴出するめの溝形状の開口部１１２Ｇが形成されている。なお、ノズル部１１Ｇの内部を複数の区画に区切って（例えば、それぞれの区画との間に壁を設けて区切って）、それぞれの区画にガス供給部２０からガスを供給するようにしてもよい。
【符号の説明】
【０１２４】
１…推進装置、２０…ガス供給部、１０…推進機構部、１１…ノズル部、１１１…開口部、１１２…上板、１１３…下板、１１２…噴出口、１２…推進翼部、３０…ガス供給管、３１…支持部材、４０…支柱部、ＳＲ…推進軸。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【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】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【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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【図３２】
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【図３３】
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【図３４】
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【図３５】
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【図３６】
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【図３７】
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【図３８】
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