(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
主胴体の左右外側部に、それぞれ翼幅よりも翼弦長が長く、その底面を主胴体の底下面と同一面とした主翼を介して、側胴体を、その下半部を主翼より下に突出させ、先端を主胴体の先端より後退させ、その後端を主翼の後縁より後退させ、かつ主胴体の後端と整合させて設け、左右の主翼を、平面視において、主胴体と接する部分の翼弦長よりも、側胴体と接する部分の翼弦長が長いものとし、かつ主翼の後部に間隙を開けて、主胴体と側胴体の間の後部に、昇降舵を具備する主水平尾翼を架設し、方向舵を具備する垂直尾翼を主胴体の上面後部に設け、更に各側胴体の外側後部に副水平尾翼を、側胴体の後部上端面と同一面として、外側方向へ片持の突出状に配設し、かつ推進器を具備していることを特徴とする三胴型飛行機。
【請求項２】
前記左右の側胴体は、平面視において、それぞれ内側面は、前後に直線状で互いに平行をなし、正面視で、各側胴体の内側面は垂直で、主翼の下面に直交状としてあることを特徴とする請求項１に記載の三胴型飛行機。
【請求項３】
前記主水平尾翼は、主胴体と側胴体の間に架設され、主水平尾翼と昇降舵を上下逆向きに操作可能としてあることを特徴とする請求項１又は２に記載の三胴型飛行機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】  本発明は、三胴型飛行機に関する。
【背景技術】
【０００２】  一般の飛行機においては、胴体の両側から、アスペクト比の高い主翼が突設されている。
一方、特許文献１には、主翼端に側胴体を備える飛行機が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】  特開２００８−１８９０３２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】  従来の飛行機は、主翼のアスペクト比が比較的高いため、低速時における揚力が小さく、離陸に長距離の滑走を必要とする。旋回には大きな半径を要し、しかも、横滑りをして降下し、低速では失速して墜落する虞があるので、いわゆるホバリングは不可能である。
また前記特許文献１に記載の飛行機は、外方向へ突出する翼幅の長い主翼を備えない飛行機として注目されるが、まだ改良の余地がある。
本発明は、胴体の外側に突出するアスペクト比の高い翼を使用せずに、高い揚力が得られ、短距離走行で離着陸することができ、かつ、比較的小半径で旋回することができると共に、ホバリングもできる三胴型飛行機を提供することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】  この発明は、主胴体の左右両側方に、それぞれアスペクト比の小さな主翼を介して、側胴体を配設してなる三胴型飛行機に関し、その具体的な内容は次の通りである。【０００６】  （１）  主胴体の左右外側部に、それぞれ翼幅よりも翼弦長が長く、その底面を主胴体の底下面と同一面とした主翼を介して、側胴体を、その下半部を主翼より下に突出させ、先端を主胴体の先端より後退させ、その後端を主翼の後縁より後退させ、かつ主胴体の後端と整合させて設け、左右の主翼を、平面視において、主胴体と接する部分の翼弦長よりも、側胴体と接する部分の翼弦長が長いものとし、かつ主翼の後部に間隙を開けて、主胴体と側胴体の間の後部に、昇降舵を具備する主水平尾翼を架設し、方向舵を具備する垂直尾翼を主胴体の上面後部に設け、更に各側胴体の外側後部に副水平尾翼を、側胴体の後部上端面と同一面として、外側方向へ片持の突出状に配設し、かつ推進器を具備していることを特徴とする三胴型飛行機。【０００７】  （２）  前記左右の側胴体は、平面視において、それぞれ内側面は、前後に直線状で互いに平行をなし、正面視で、各側胴体の内側面は垂直で、主翼の下面に直交状としてあることを特徴とする前記（１）に記載の三胴型飛行機。【０００８】  （３）  前記主水平尾翼は、主胴体と側胴体の間に架設され、主水平尾翼と昇降舵を上下逆向きに操作可能としてあることを特徴とする前記（１）又は（２）に記載の三胴型飛行機。
【発明の効果】
【０００９】  本発明によると次のような効果が奏せられる。【００１０】  前記（１）に記載の三胴型飛行機は、主胴体と左右側胴体の間に配設された主翼が、平面視で、翼根部の翼弦長よりも、翼端部の翼弦長が長くなっているので、飛行時において、主翼の上面を前方向から後方向へ通過する気流は、左右側胴体によって、側方への拡散が抑止される。主翼の後端部において、翼根部を通過する気流よりも、翼端部を通過する気流の方が通過距離が長く、かつ高速になるため、翼根部を通過した気流が、下面を通過する気流と合流した後に、翼端部を通過する気流が、下面を通過する気流と合流することとなり、左右方向の機体のバランスが安定し、操縦性に優れ、ローリングが生じにくい。
また、主胴体と側胴体の後端部が揃っているので、主胴体と側胴体の内側に沿って流動する気流を、機体の後方まで案内することができ、直進性に優れたものとなる。【００１１】  前記（２）に記載の三胴型飛行機においては、左右側胴体の内側面が、それぞれ互いに並行をなしているので、左右側胴体の後部で内側面に沿って流動する気流は、機体の直進性を維持させる。【００１２】  前記（３）に記載の三胴型飛行機においては、主水平尾翼が揺動可能とし、主水平尾翼と昇降舵を逆向きに操作することができ、機体の重量バランスが変化したときに、主水平尾翼の迎角を変えることにより、機首を上下動させて、安定を保つことができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明に係る三胴型飛行機の平面図である。
【図２】同じく三胴型飛行機の正面図である。
【図３】同じく三胴型飛行機の背面図である。
【図４】同じく三胴型飛行機の側面図である。
【図５】図１におけるＶ−Ｖ線縦断面図である。
【図６】図２におけるＶＩ−ＶＩ線縦断面図である。
【図７】気流の流れを説明するための三胴型飛行機の正面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】  本発明は、主胴体の左右側部に主翼を介して、それぞれ側胴体が配設され、前記主翼は、翼根部の弦長よりも、翼端部の弦長が長く形成された三胴型飛行機に関する。
【実施例１】
【００１５】  本発明の実施例１を、図面を参照して説明する。図１は本発明に係る三胴型飛行機（以下単に飛行機という）の平面図、図２は、正面図、図３は、背面図、図４は、側面図、図５は、図１におけるＶ−Ｖ線縦断側面図、図６は、図１におけるＶＩ−ＶＩ線縦断側面図である。【００１６】  図１において、飛行機１は、主胴体２の左右外側部に、それぞれ主翼３を介して、側胴体４が配設されている。
主胴体２の平面形は、先端縁部左右側に膨出部２Ａが形成され、該膨出部２Ａを境として、先端部へかけて細く、また膨出部２Ａから後方へかけて、次第に細く、略魚形に形成されている。【００１７】  主胴体２の側面形は、図６に示すように、前端部を円弧状とし、底面は後端部へかけて水平に形成され、上面も、前端部から後端部へかけて、ほぼ水平に形成され、前端縁部に、上方向へ膨出する操縦室２Ｂが形成されている。
主胴体２の上面後部には、垂直尾翼５が配設され、垂直尾翼５の後部には方向舵６が配設されている。主胴体２の正面形は、ほぼ縦長楕円形に形成され、平面視において、後端部は、縦長で細く形成されている。【００１８】  この構成により、主胴体２の前端部に当る気流は、膨出部２Ａより前で高速化して負圧になり、膨出部２Ａより後方へ通過するに従って、速度が遅くなる。
従って、この主胴体２の表面に沿って流れる気流は、主胴体２の前部に負圧を造り、後部を高圧とするので、この前後に発生する気圧の差によって、前進力が生じる。従って、機首を上向きにすると上昇力が生じる。【００１９】  前記主翼３の翼弦長は、主胴体２の長さの１７％〜３３％であり、主翼３は、主胴体２の長手方向のほぼ中央部に配設されている。これにより飛行機の重心部に主翼３があるため、飛行時における前後のバランスが取りやすく、操縦性に優れる。これよりも翼弦長が小さい場合、揚力が損なわれ、また長すぎると、主水平尾翼９との間の間隙１１の面積が小さくなり、前後のバランスが取りにくくなる。【００２０】  主翼３の平面形は、図１に示すように、翼弦長に対して、左右の翼幅が異常に短かく、前後に長く形成されている。
この翼幅と平均的翼弦長とのアスペクト比は、約１〜２．３である。これより翼弦長が小さければ揚力が損なわれ、翼弦長が大きくなると、機体全体の前進時における抵抗が大きくなる。【００２１】  また主翼３は、主胴体２と接する翼根部の弦長よりも、側胴体４と接する翼端部の弦長が長く形成されている。図５は、図１におけるＶ−Ｖ線断面、図６は、図１におけるＶＩ−ＶＩ線断面を示す。しかして、図１に示すように、主翼３の翼幅方向の中間は、前縁は後縁方向に湾曲する切欠きが形成され、後縁においては、前縁方向に湾曲する切欠きが形成されていて、その部分の弦長が最短とされている。【００２２】  これにより、主翼３の上面に沿って後方へ通過する気流は、翼幅方向で主翼３の後端部から下方向へ離れる位置が、翼根部、翼幅中間部、翼端部とでは異なると同時に、主翼３の前部では、同時に相対流を受けることとなり、後部へ至る距離が長い方が流速度が早くなる。【００２３】  すなわち、主翼３の翼幅中央部を通過した気流は、図５でＬ矢示流となり、翼端部を通過した流体はＭ矢示流となり、図６に示す翼根部を通過した流体はＮ矢示流となる。このように主翼３の後端部から離れる流体は、その離れる位置が変化するので、翼幅中間部を通過するＬ矢示流は、翼端部を通過するＭ矢示流よりも前の位置で、その下の通気路１２を通過する気流と合流する。【００２４】  図５、図６で判るように、主翼３の後端部の後方には、間隙１１が存在しているため、Ｌ矢示流が通過すると同時に、この負圧流を追うように、上域から正圧流Ｐが下方へ流動する。Ｍ矢示流は、Ｌ矢示流よりも後方へ高速で降下するため、このＭ矢示流に対する上域の正圧流Ｐは、主水平尾翼９の下域に高速で流動する。【００２５】  この時、側胴体４の後下部は、尻上がりになっているため、通気路１２を後方向へ流動する気流は、側胴体４の後下部から外側方向へ拡散しようとするが、前記Ｍ矢示流と、これを追う正圧流Ｐが高速で降下するので、拡散しようとする気流を押さえこみ、揚力を高め、ローリングの発生は抑制される。【００２６】  主翼３の縦断側面形は、図５、図６に示すように、底面は、主胴体２の底面と同一面に設定されている。主翼３の上部の先端縁部には上向きに膨出する膨出部３Ａが形成されている。該膨出部３Ａの翼厚は、翼弦長の約１７％〜３０％とされている。これより膨出部３Ａの翼厚が薄いと、主翼３の上面を通過する気流を高速化しても、力が弱く、翼厚が厚くなりすぎると、抵抗が大きくなる。【００２７】  図面では、主翼３の上後部に推進器７が配設されているが、推進器７を、主胴体２の後上部に配設することもできる。また、ジェットエンジンを側胴体４の後部内側に配設することもできる。【００２８】  前記側胴体４は、前端部を主胴体２の前端部よりも後方向へ移動させ、また後端部を、主胴体２の後端部と揃えて配設されている。
左右の側胴体４の平面形は、それぞれ内側面は直線的で、左右で平行とされている。これによって、この内側面に沿う気流は、後部を直線的に通過して、飛行機１の直進性を維持させる。【００２９】  なお側胴体４の外側面は、先端縁部に膨出部４Ａを有し、膨出部４Ａから後方へかけて、次第に内側方向へ向かって直線的に傾斜し、概ね魚の半身状に形成されている。従って左右の側胴体４を抱き合わせると、マグロ状になる。
これによって、側胴体４の外側面に沿う気流は、膨出部４Ａより前部で高速化されて、負圧を生じさせ、膨出部４Ａより後方向へ至る気流は、次第に速度を低下させて、気圧を高める。その前後に発生する気圧の差により、側胴体４は前へ押し出される。【００３０】  側胴体４の正面形は、図２に示すように、内側面は垂直で、外側面は、縦方向の円弧状曲面をなし、左右の側胴体４の内側面と、主翼３の底面とで、正面視門型の通気路１２が形成されている。
飛行機１の前進時に、この通気路１２を後方へ通過する気流は、両側胴体４で拘束され、外側方向へ拡散することはない。【００３１】  この通気路１２を後方へ通過する気流は、通気路１２内にある大気を下方向へ押しつけて高速で通過することと、飛行機１の重量で下方向へ加圧することとによって、下域の気圧が高まり、更に、その下位置の大気を下方向へ加圧し、その反作用により、飛行機１は押しあげられる。【００３２】  左右側胴体４の、それぞれの後端部外側面には、副水平尾翼８が、側胴体４の後部上面と同一面に配設されている。
この副水平尾翼８は、図４に示すように、上面が平坦で、下面は、先端縁部に下方向へ膨出する膨出部８Ａを有し、その縦断側面形は、主水平尾翼９及び主翼３と上下で逆に形成されている。【００３３】  そのため、飛行機１の後部において、主水平尾翼９と副水平尾翼８とが、それぞれ上下反対方向の高速流を、後方上下向きに通過させることになり、飛行機１の操縦性が良好で、ローリングやヨーイングを起こすことは少なく、安定した飛行をすることができる。【００３４】  左右側胴体４の側面形は、図４に示すように、上面と底面は、ほぼ平行であり、かつ、底面は、前後方向の中間部の、やや後部から後端部へかけて、次第に反り上って細くされている。【００３５】  図１に示すように、主胴体２の後端部の左右側面と、それに対面する側胴体４の内側面の間には、それぞれ主水平尾翼９、９が左右に分けて架設されている。
各主水平尾翼９は、側胴体４の上面とほぼ同一位置にある。
また、主胴体２の後部における高さ方向の中間位置において、主水平尾翼９の先端部は、主胴体２の後端部との間に間隙１１を開けて、横架されている。主水平尾翼９の後部には、昇降舵１０が配設されている。【００３６】  主水平尾翼９は、それぞれ主胴体２と側胴体４との間に、前後が上下に揺動可能に架設されている。これによって、主水平尾翼９と昇降舵１０とを、それぞれ逆向きにすることが可能となり、機首上下動の微調整が可能で、即ち機体重量が重くて、機首が下がり気味の時等の変化に、昇降舵１０と併用して、機首を上向きにすることができる。【００３７】  上記のように構成されたこの飛行機１は、推進器７の駆動によって前進すると、前方から気流が飛行機１の前面に当り、主翼３の表面に沿って後方向へ通過してコアンダ効果を発揮する。なお、主翼３に当る相対流は、上下面に分岐されて後部へ通過する。【００３８】  飛行機１が前進すると、主翼３の先端部に当り、かつ下方向へ分岐される相対流は、図５における高速のＧ矢示流となるが、側胴体４によって左右方向へ拡散できないので、主翼３の下部の大気を押下げることになる。これに対して、飛行機１の重量により、大気は加圧される。【００３９】  これを、図７を参照して説明する。図７において、飛行機１の主翼３の下面において、前方向から後方向へ通過する高速のＧ矢示流は、主翼３の下面と、その下面に密接している下層空気Ｈの間に入って、下層空気Ｈを押下げる。【００４０】  押下げられた下層空気Ｈは、側方へ逃げようとするが、左右の側胴体４に阻まれて下降し、外側方向へ迂回するＪ矢示流となる。
その結果、Ｊ矢示流の前部は高気圧となり、気圧の差によって、気圧の高くなったＫ矢示流が、主翼３の下側に入り、主翼３を押上げる。【００４１】  このように、大気に対して飛行機１の重量と、高速のＧ矢示流とで加圧される主翼３と、左右側胴体４の間の通気路１２における下層空気Ｈは、下方の大気に気圧差を形成させ、その反作用として、飛行機１を押上げることになる。
その結果、通気路１２に、推進器７による気流が流動する限り、飛行機１は、前進しなくても墜落することがなく、ホバリングをすることができる。【００４２】  また、推進器７が停止した時、機首を少し上向きにすると、主翼３の下面の後部から前方へ抜ける気流が、クッションのように作用し、また間隙１１から主翼３の上前方へ抜ける気流が、高速となって負圧を作り揚力を生み、主翼３と主水平尾翼９並びに側胴体４の下面には、周囲から正圧流が、間隙１１をめがけて集合するため、気圧が高まり、機体を支える。【００４３】  この際、主胴体２及び側胴体４の後部から、その周面に沿って前方向へ流れる気流は、コアンダ効果により前方向を向く負圧を造り、機体を押上げる。そのため、飛行機１は緩やかに降下して、容易に着陸することができる。勿論、容易に滑空することもできる。【００４４】  本発明は、前記実施例に限定されるものではなく、目的に沿って適宜設計変更をすることができる。例えば側胴体４の下部を、フロートとし、船体として水上から離着水をさせることもできる。
【産業上の利用可能性】
【００４５】  本発明の飛行機は、側胴体より外方向へ突出する主翼を備えておらず、左右幅は小であるが、安定性、操縦性に優れ、短距離走行で離陸し、飛翔することができる。また、ホバリングすることもできるので、長い滑走路のない場所での離着陸が可能であり、防災用、農業用、その他の用途に、広く利用することができる。
【符号の説明】
【００４６】１．飛行機
２．主胴体
２Ａ．膨出部
２Ｂ．操縦室
３．主翼
３Ａ．膨出部
４．側胴体
４Ａ．膨出部
５．垂直尾翼
６．方向舵
７．推進器
８．副水平尾翼
９．主水平尾翼
１０．昇降舵
１１．間隙
１２．通気路
【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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