(57)【要約】      （修正有）【課題】一定空域に長時間滞空することができ、軽量で必要な翼面積、揚力を確保できる多翼型複葉機を提供する。【解決手段】多数の同型の主翼１１を縦方向に間隔を空けて、極細のロッド１２で連結することで、必要な翼面積を確保した主翼を持つ航空機とする。小さな多数の同型翼を多数製作することで、量産効果により製作コスト等を低減できる。また、主翼翼根にかかる力が分散されて小さくなり、必要な構造強度も小さくなるため、軽量化にも寄与する。【選択図】図１
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【実用新案登録請求の範囲】
【請求項１】
機体上方に主翼を設けた高翼機であり、連結ロッドによって間隔を空けて多数の同型の主翼を上下方向に連結して必要な翼面積を確保し機体重量を支えることを特徴とする多翼式複葉機。
【請求項２】
主翼の翼軸方向に平行となる直線上の複数点を、接続ロッドの接続位置とすることを特徴とする請求項１記載の多翼式複葉機。
【請求項３】
主翼全体の風圧中心点を囲む多角形の頂点を接続ロッドの接続位置とすることを特徴とする請求項１記載の多翼式複葉機。
【請求項４】
主翼上面に太陽光発電パネルを設けて機体で必要とする電力を得ることを特徴とする請求項１記載の多翼式複葉機。
【考案の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本考案は、成層圏等の高高度に長期間滞空することを目的とする航空機に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
長期間の滞空を目的とする航空機は、時間当たりのエネルギー消費を抑えるために、機体重量を極力軽くし、揚抗比が高い翼型を採用し、低速でも必要な揚力を得られるようにアスペクト比の高い大きな主翼を持つように設計される。
【０００３】
成層圏等の高高度を長期間連続飛行可能な航空機として、滞空のためのエネルギーを太陽電池パネルで得るソーラープレーンの開発、実験が行われている。高い揚抗比とアスペクト比の高い単一の巨大翼を基本として設計されている。
【考案の概要】
【考案が解決しようとする課題】
【０００４】
主翼幅を大きくすると、翼にかかる曲げモーメントの増加に耐える構造強度を確保ための追加の構造材重量が必要となるので無制限に主翼幅を大きくすることはできない。機体重量を主翼上に分散化させることで、翼にかかる曲げモーメントを減少させて構造材重量の追加を抑えることができるが、その場合も、機体装置を分散化させるための付加的な構造が必要となり、機体重量は増加する。また、要求される機体重量を支えるために、可能な限り軽量化しつつ巨大なアスペクトの高い翼を製造するために、大きなコストが発生する。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
多数の同型の主翼を上下方向に間隔を空けて、空気抵抗の少ない極細のロッドで連結することで、必要な翼面積、揚力を確保する。
【０００６】
例えば、翼幅６０メートル、翼弦長２メートルの翼面積約１２０平方メートルの翼面積の単一翼の代わりに、翼幅６メートル、翼弦長０．２メートルの翼面積１．２平方メートルの主翼を１００個連結して１２０平方メートルの翼面積を確保する。主翼間隔を翼幅と同じ６メートルとすると、機体全高（接続ロッド方向）は６００メートル程度となる。
【考案の効果】
【０００７】
同型主翼を多数使用することで、量産効果により主翼の面積当たり製造コストを低減することができる。
【０００８】
主翼連結の解除、再接続を可能とすれば、製造のための巨大な空間を必要とせず、格納、輸送等の取り扱いが容易となる。
【０００９】
単一翼を作る場合と比較して、翼が小さくなることで構造材に要求される強度も小さくなり、同じ翼面積でも合計重量が軽減できる。
【００１０】
機体の構造から自機体のみでの離着陸は不可能となるが、逆に離着陸機能を持たせないことで機体重量を軽減できる。
【００１１】
貨物を含めた機体総重量に合わせて最適な主翼の数を選択して構成することができる。つまり、貨物重量に応じた機体を再設計が容易となる。
【００１２】
動力部、制御部、貨物を機体胴体に集中して配置できるため、機器の保持固定のために構造物を単純化、軽量化できる。機器を集中配置することで温度管理のための部材、機構を最小限として軽量化できる。また機体機能連携のための通信配線長等を短くすることができる。
【００１３】
主翼上に太陽光発電パネルを設置することで、滞空に必要なエネルギーを得ることが可能となる。
【００１４】
機体重量が最下部の機体胴体に集中するので、機体の安定性が高くなる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】２本の接続ロッドの接続位置を直線配置にした場合の機体形状の概要を示す。
【図２】接続ロッドを２本とし、接続位置を「直線配置」とした場合の主翼例の上面図を示す。
【図３】接続ロッドを４本とし、接続位置を「平面配置」とした場合の主翼例の上面図を示す。
【図４】接続ロッドの構造例断面図を示す。
【考案を実施するための形態】
【００１６】
多数の同型の主翼を縦方向に間隔を空けて、極細のロッドで連結することで、必要な翼面積を確保して、航空機の主翼を構成する。
【実施例】
【００１７】
図１に基本となる機体形状の概要三面図を示す。
１１は主翼、１２は連結ロッド、１３は機体胴体、１４は水平尾翼、１５は垂直尾翼、１６は推進翼（プロペラ）を示す。
【００１８】
主翼間の上下間隔は主翼間の干渉を考慮して、翼幅（主翼の全幅）以上の距離をとる。
【００１９】
接続ロッドは有害抗力を低減するために飛行方向に対して極力細くした形状とする。機体重量を支えるための高強度索を、空気抵抗を低減するための外殻で覆った構造が考えられる。
【００２０】
接続ロッドは、主翼の翼軸方向に平行となる直線上の複数点を接続位置にする方法と、主翼全体の風圧中心点を囲む多角形の頂点を接続位置とする方法が考えられる。以降、前者を「直線配置」、後者を「平面配置」と呼ぶ。
【００２１】
図２は、接続ロッドを２本とし、接続位置を「直線配置」とした場合の主翼の上面図を示す。２０が接続ロッドの接続位置である。
横滑りの発生がない状態での主翼全体の風圧中心点は主翼中央にある。その主翼中央から翼軸方向に左右等距離の位置を接続ロッドの接続位置とする。接続ロッドの接続位置を直線配置する場合、接続ロッドによって主翼の横揺れ（ロール）角が同調する。
接続ロッドは、無動力滑空時に降下率（時間当たりの降下距離）が小さくなる翼角度（迎え角）を保つように主翼に固定する。但し、失速速度を割り込まないように安全マージンは確保する。主翼の迎え角を調整ができないため、完全に失速した場合、回復は困難である。
また、機体重心点に対する翼角度は固定されるため、高度変化による気圧低下、または速度変化に対して最適な翼角度に調節することができない。よって、滞空高度(気圧)を予め決めた上で、それに合わせた接続ロッド取り付け位置、および角度の調整が必要になる。
連結ロッドは空気抵抗を小さくするために極限まで細くし、また機体重量を抑えるために軽量の素材で構成する必要があるため、曲げ強度については大きくとることは困難である。そのため、主翼の風圧中心の変動による回転モーメントの発生により、機体重心に対する主翼角度が安定しなくなることが考えられる。この回転モーメントを抑え込むために、主翼下側部分の連結ロッドの一定長部分を補強するか、若しくは、ロッドの補強ではなく、主翼のロッド取り付け部の構造体を下側に延長する等の対策が必要となる。
【００２２】
図３は、接続ロッドを４本とし、接続位置を「平面配置」とした場合の主翼の上面図を示す。２０が接続ロッドの接続位置である。
横滑りの発生がない状態での主翼全体の風圧中心点は主翼中央にある。その主翼中央を中心として囲む長方形の頂点となるように配置する。接続ロッドの接続位置を「平面配置」する場合、主翼の横揺れ（ロール）角の同調に加えて、縦揺れ（ピッチ）角も同調する。つまり主翼の迎え角を制御して飛行条件に合わせた最適角度に調整することができる。
機体最下部の機体胴体にある昇降舵、方向舵による機体角度の安定化、調整が重要となる。高度変化による気圧変化、大気速度、飛行角度に対して最適な翼角度に調節することが可能である。そのため翼型の選択においては、それを考慮した最大揚抗比重視のピーキーな特性を持った翼型の選択も可能となる。
【００２３】
接続ロッドの間隔は、機体胴体幅に近い範囲で可能な限り広く取る。但し間隔を広く取ると胴体取り付け部の構造強度を確保するための追加重量が余計に必要となる。
各接続ロッドは正確、精密に長さが調整されている必要があるが、製造誤差、または高荷重時の素材伸度等による僅かなずれが、上部と下部の主翼傾きの違いを引き起こす。それを許容範囲に収めるために、接続ロッドの間隔は可能な限り広くとることが望ましいが、機体胴体（重量）の吊り下げ部分で水平方向の強度確保のために機体重量の増加を招くため、無制限に幅を大きくすることはできない。しかしながら間隔を広くとることで、主翼翼根にかかる曲げモーメントを軽減できる利点もある。
【００２４】
接続ロッドの接続位置の配置方法、本数に関わらず、接続ロッドには均等に荷重がかかるように配置する必要がある。これは荷重量の差によって、接続ロッド長さに僅かなずれが発生し、翼角度の大きな差になって現れないようにするためである。
接続ロッドの本数が増えることによって機体全体の有害抗力が増えることになるので、接続ロッドの本数は可能な限り少なくすることが望ましい。
【００２５】
機体胴体内部には、動力部、制御部、蓄電池、貨物等の重量物を集中配置する。貨物が機体胴体に納まらない場合は、機体胴体を下方に延長、もしくは追加する等して対応する。
主翼の機体胴体への取り付け位置と機体胴体の重心の位置関係は、推進力が正確に機体進行方向を指向するように、正確に調整される必要がある。また、そのため、機体胴体に格納、または胴体に懸架される機器は、飛行中に機体胴体の重心位置を水平方向に変更させることが無いことが条件となる。
機体胴体後部に水平尾翼、垂直尾翼を設けて安定性を高めることができる。
【００２６】
推進力の確保にプロペラを採用する場合、無動力滑空中は、進行方向に対して最も抵抗が少ない角度に固定可能であることが望まれる。ピッチ角度の調整または、プロペラ翼の先端を後退、可能であればプロペラ自体の収納等が考えられる。機構のための重量増加を考慮して対策を検討する必要がある。また他の推進装置を用いる場合も無動力滑空中の抵抗を極力抑えることが求められる。
【００２７】
機体胴体直上の主翼にエルロン、尾翼に昇降舵、方向舵を配して機体姿勢を制御することができる。しかしながら、長時間、一定空域に滞空することだけを目的として考えると、通常の航空機のような機動性は必要ない。成層圏プラットフォームを用途として考えれば、半径数百メートル〜数キロメートルで旋回できれば十分である。
上昇は動力部による推力によって機体全体を上向かせることによって実現ことも可能であり、下降は無動力による滑空飛行を基本として、失速速度を割り込まないように適時動力を使用する。尾翼に昇降舵を持たせる場合は縦揺れ角の調整が可能となる。旋回については、エルロンにより機体の横滑りを発生させることができれば、垂直尾翼の効果で片揺れモーメントが発生し、合わせて旋回を実現できる。尾翼に方向舵を持たせる場合は片揺れ角の調整が可能となる。
また、機体胴体外に、可動部分（舵）を設けずに、機体胴体内部の重量物の重心位置と接続ロッドの接続位置の位置関係を前後左右に移動させることによって機体制御を行うことができれば、機器の集中配置の面で有利となる。
【００２８】
主翼はそれ自体の揚力によって外側が上側に撓むことによって上反角が得られる。ロールによって横滑りが発生すると、その方向の翼の迎角が大きくなり揚力が増すことで回復モーメントが発生する。それによって横揺れ（ロール）安定性が確保される。
主翼は連結ロッドによって風圧中心に対する機体重心の方向が一定方向になるように連結される。重心位置が機体の最下方にあるため、主翼の角度は重心位置に対して安定し、また、機体胴体の水平尾翼によっても姿勢を安定を得る。これらによって縦揺れ（ピッチ）安定性が確保される。
機体胴体の垂直尾翼を設けることで、片揺れ（ヨー）安定性が確保される。連結ロッドによって接続された主翼は機体胴体に追従する。主翼に後退角を持たせることでも方向安定性を得ることもできるが、主翼製造コストを増加させる。
【００２９】
飛行・滞空のために必要なエネルギーは、太陽光発電パネルを主翼上に設置して電力として得る。接続ロッド内に電源線を通し、発電電力を機体機器および蓄電池に供給する。
主翼が縦に連結されているため、特定の太陽光の入射角度、機体の飛行方向において、太陽光発電パネルが上方の主翼の影になって発電量が減少する。これに対しては飛行方向を調整することで発電量の減少が最低限となるよう制御できる。
図２、図３の２１が太陽光発電パネルである。図４に接続ロッド構造例断面図を示す。１７が連結ロッド外版、１８が重量支持索、１９が電源線を示す。
【００３０】
機体構造により通常の航空機のように滑走路を用いて離着陸することは困難である。そのため、機体自体に離着陸機能は持たせずに、飛行船等による懸架によって高度、初速を与えた状態での空中発進を想定する。回収する場合は、海洋や無人地域への不時着、落下を想定し、機体破損が前提となる。破損させずに回収するには空中捕獲が必要となるが、機体側、収容する航空機側双方で対応が必要となりコストが増大する。
【産業上の利用可能性】
【００３１】
特定空域に長期間に渡って滞空することが求められる成層圏プラットフォームとしての利用可能性があると考える。成層圏では対流圏と比較して気圧変動等が少なく気象条件が穏やかなので、本考案に記載するような機動性が低い航空機でも安定した飛行、滞空が可能である。
【符号の説明】
【００３２】
１１  主翼
１２  連結ロッド
１３  機体胴体
１４  水平尾翼
１５  垂直尾翼
１６  推進翼
１７  重量支持索
１８  電源線
１９  ロッド固定部
２０  太陽光発電パネル
２１  （図示省略部分）
３０  接続ロッド固定部
３１  太陽光発電パネル
３２  連結ロッド外板
３３  重量支持索
３４  電源線
【図１】
0003186114.tif 000003
【図２】
0003186114.tif 000004
【図３】
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【図４】
0003186114.tif 000006