JP5057472B2 - 伸縮軸飛行安定飛行機械 - Google Patents

Description

この発明は機体に対して自由に角度変更を可能に取り付けた翼を備えている振子姿勢安定構造を備えた飛行機械において、更に飛行安定性を向上させながら高速飛行時には空気抵抗を少なくした伸縮軸飛行安定飛行機械に関する。

現在の交通機関はマイカーの普及のように、公共交通機関からパーソナル交通機関への移行が進んでおり、郊外型小売業の展開など住環境構造、社会構造を大きく変化させる要因となっている。しかし、交通機関の公共交通機関からパーソナル交通機関への移行は、まだ陸上交通でのみしか実現していない。これは技術的問題によるもので、十分な技術が整えば、いずれ現在公共交通機関しか存在しない空中交通機関もパーソナル交通機関への移行が確実となる。その技術的問題の解決技術として、本発明者により特開２００５−１３８６４１号公報（特許文献１）に開示している技術を提案している。

上記のような先行技術（特許文献１）の他、特開平０７−０４０８９７号公報（特許文献２）および特開平０９−１０９９９９９号公報（特許文献３）には、軽量な翼を持つ航空機が開示されている。しかしながら、主翼は胴体に固定されており、動力関節による制御ができない構造になっているため尾翼が存在している。また、下記に示すような非特許文献も存在する。

更に本発明者は前記のような各種飛行機械について、翼と本体とを別々に開発し、製造した後で適宜組み合わせて使用することができるようにし、また空中で安定した飛行ができるようにし、また外界からの外乱やショックを吸収する機構を備えた飛行機械を特開２００６−３４１８１５号公報（特許文献４）に開示している。

本発明者が提案している前記特許文献４においては、図９に示すような飛行機械を提案している。即ち全体構造は図９（ａ）に示すように、軽量翼５１と胴体５２とをサスペンション機能を行う伸縮軸５３で連結し、伸縮軸５３と軽量翼５１との連結部には動力関節５４を備えている。また同図の例においては胴体５２にターボジェットエンジン５５を左右に備え、胴体５２下部には車輪５６を設けている。

図９（ｂ）には製作した試験機の例を示しており、動力関節５４部分については精密な角度検出が可能なロータリエンコーダを搭載した電動サーボとなっており、機体の前後方向をＸ軸線とするとき、このＸ軸線を中心に回転制御可能とすることにより翼の左右方向の傾きを制御するロール角調整駆動部５７と、機体の左右方向をＹ軸線とするとき、このＹ軸線を中心に回転制御可能とすることにより翼の前後方向の傾きを制御するピッチ角調整駆動部５８を備えている。

上記のような飛行機械においては、特に翼のロール角制御に際して、図１０にモデル化して示すような姿勢制御メカニズムによって安定した飛行を可能とする。この制御メカニズムについては前記特許文献４に詳細に示しているのでここでの詳細な説明は省略するが、基本的には振子の運動方程式に振子の支点が大きな空気抵抗を持つ物体により移動することを考慮したものとなる。

図１０に示す例では飛行体が外乱T_zを受け水平面とθ_１の角度で姿勢が傾き、その姿勢を修正するためにサーボモータが働いた場合を示している。このロール姿勢制御モデルにおいて、機体のロール方向を図中反時計回りが正となるように方向を定めたときの運動方程式を求め、θ_１＝０として簡略化すると線形近似することができ、線形制御理論によって可制御となる。このような飛行機械のシステムにおいては、動力関節のサーボモータをエンコーダによる位置制御により動作する設計としておくと本体の重量により自動的に翼が水平を保ち、かつ回転軸方向のバネ＆ダンパーの機能も受け持ち、安定した飛行を行うことができる。
特開２００５−１３８６４１号公報 特開平０７−０４０８９７号公報 特開平０９−１０９９９９９号公報 特開２００６−３４１８１５号公報 岩田拡也 著 「空間移動ロボットに関する研究（第１報）」計測自動制御学会 システムインテグレーション部門講演会論文集 ２００４年 岩田拡也 著 「空間移動ロボットに関する研究（第２報）」日本機械学会 ロボットメカトロニクス部門講演会論文集

本発明者が提案している前記のような飛行機械によって、定常的な外乱に容易に対応できる飛行機械とすることができたものであるが、この飛行機械はパーソナルに適した飛行機械とするため、比較的狭いスペースで離着陸を行う必要があり、したがって低速で離着陸を行う必要がある。そのため離着陸時において、より安定した飛行を行うことができる手法の開発が望まれている。

また、パーソナル用の飛行機械は軽量であるため、離着陸時の横風に影響されやすいことが考えられ、横風の影響を受ける偏流飛行の実験を行った結果、所定以上の横風を受ける状態で着陸を行うときの偏流飛行時には、わずかな偏流角分だけ機首を風上側に向けるヨー角調整を行うが、その際機体が幾分傾いており、図６（ｂ）の従来の偏流飛行機離着陸時の図に示すように、着陸時には風上側の車輪１６が風下側の車輪１５よりも先に接地し、離陸時には後に地面を離れる現象が生じることを確認した。

このような偏流飛行について従来の固定翼航空機についてみると、横風条件での着陸の際、ヨー角調整で偏流飛行を着地直前まで継続した後、着地直前で偏流飛行を離脱し機首の向いている方向を滑走路の中心線上に一致させる飛行方法を行う。これは、固定翼航空機が主翼の向きと胴体の向きが別々に変化させることができない構造をしているため、操縦者の操縦方法、操縦技能でカバーしている技術であり、着陸直前の高度な技術を要する飛行技術であって、これを誤ると着陸直後に滑走路外に高速で走行し、大きな事故に繋がりかねない。

また、従来の固定翼航空機には、離陸時、着陸時にのみ大幅に姿勢が安定する変形構造を有しているものはない。これは、フラップ等の補助翼による小幅な安定性向上で現在の実用上では十分と考えられているのと、補助翼や尾翼を使用する空力的制御の場合、速度の二乗に反比例して低速では制御力が失われていくことや、主翼と胴体が固定されている１剛体構造では劇的な特性変更が見込めない原理的な側面とがあるためである。

したがって本発明は、通常の離着陸時の飛行を安定して行うことができるようにした飛行機械を提供することを主たる目的とし、特に本発明者が先に提案している胴体と翼とを１点の動力関節を介してロッドで連結する形式の飛行機械において、更に安定した離着陸飛行を行うことができるとともに、高速走行時には空気抵抗を減少することができるようにした伸縮軸飛行安定飛行機械を提供することを目的としている。

本発明に係る飛行機械は、前記課題を解決するため、翼と本体である胴体とを、互いに直交する２軸を中心に回動可能な関節により結合し、前記２軸を中心に各々任意に回動する駆動装置を備え、翼のロール角とピッチ角を胴体とは独立して任意に変更可能とした飛行機械において、前記翼と前記本体とを任意の距離に設定可能な伸縮機構により連結し、該伸縮機構を、離着陸を含む低速飛行時に最も長くして、前記関節を支点とした前記本体の振子安定性を向上させることを特徴とする。

本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記伸縮機構は、高速飛行時に最も短くして空気抵抗を減少し、前記関節で回動しない固定翼構造とすることを特徴とする。

本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記伸縮機構を短くしている飛行時に、翼に設けた補助翼による飛行制御を行うことを特徴とする。

本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記伸縮機構は回動軸を中心に２本のアームが互いに屈曲するリンク構造であることを特徴とする。

本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記伸縮機構はパンタグラフ形またはテレスコピック形であることを特徴とする。

本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記関節は、互いに直交する３軸を中心に回動可能な関節であり、ヨー角も任意に変更可能とし、翼の向きを胴体とは独立して任意に変更可能としたことを可能としたことを特徴とする。

本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記ヨー角の変更により、胴体が進行方向を向いているときに、翼が横風の風上側に向くことを特徴とする。

本発明は上記のように構成することにより、特に離着陸時等の低速時の飛行を安定して行うことができるようになる。特に翼と本体とを任意の距離に設定可能な伸縮機構により連結したので、離着陸時を含む低速走行時に振子安定性の向上によって飛行をより安定化させることができるとともに、定常飛行時には伸縮機構を短くし手空気抵抗を減少することができる。また、高速飛行時には実質的に伸縮機構を無くして、固定翼形の飛行機械と同様の飛行機械とすることができ、伸縮機構の空気抵抗を無くすことができる。更に、ヨー角も任意に変更可能な関節を更に用いたものにおいては、特に横風を受けるときの離着陸時において、翼の向きを風上側に向けても、胴体は滑走路の方向を向けることができ、安定した車輪の走行が可能となり、前記伸縮機構の作用と相まって離着陸を安定して行うことができるようになる。

本発明は、低速飛行時に安定した飛行を可能とし、定常飛行時には空気抵抗を減少することができるようにするため、翼と本体である胴体とを、互いに直交する２軸を中心に回動可能な関節により結合し、前記２軸を中心に各々任意に回動する駆動装置を備え、翼のロール角とピッチ角を胴体とは独立して任意に変更可能とした飛行機械において、翼と本体とを任意の距離に設定可能な伸縮機構により連結したことにより実現した。

本発明の実施例を図面に沿って説明する。図１は本発明が対象としている翼２と胴体３とを動力関節４により連結した飛行機械１において、翼２と胴体３とを、一端に動力関節４を備えた伸縮機構５により連結した飛行機械１の例を示している。図１の伸縮機構５の例においては、くの字型に屈曲することにより翼２と胴体３との距離が変化するようにした例を示しており、同図（ａ）には高速飛行時、（ｂ）には低速定常飛行時及び定常停止時、（ｃ）には離着陸飛行への過渡時、（ｄ）には離着陸飛行時の状態をそれぞれ示している。なお、図１の例においてはこの伸縮機構５以外の構成は、先に本発明者が提案した前記特許文献４記載の発明と同様の構成のものを示している。

図１の伸縮機構５についてその機能を説明するために模式的に図示している図２から明らかなように、胴体３に固定した上下の２位置に移動可能な基盤６に、くの字型に屈曲する伸縮機構５の下側アーム７を回動軸８を中心に回動自在に固定し、この下側アーム７の他端部と上側アーム９の一端部とを別途モータで駆動する回動軸１０によって回動自在に連結し、更に上側アーム９の他端部を動力関節４に対して回動軸１１によって回動自在に連結し、全体としてリンク機構を構成している。このような本発明による伸縮機構５は、翼と胴体とを任意の距離に設定するものであり。前記図９に示したサスペンション機能のための伸縮軸とは異なるものである。

また、動力関節４は従来と同様に精密な角度検出が可能なロータリエンコーダを搭載した電動サーボとなっており、機体の前後方向をＸ軸線とするとき、このＸ軸線を中心に回転制御可能な、即ち翼の左右方向の傾きを制御するロール角調整駆動部１２と、機体の左右方向をＹ軸線とするとき、このＹ軸線を中心に回転制御可能な、即ち翼の前後方向の傾きを制御するピッチ角調整駆動部１３を備えている。

前記のような構成からなる飛行機械１においては、図１（ａ）及び図２（ａ）に示す高速飛行時には下側アーム７と上側アーム９とが回動軸１０を中心に最も屈曲した状態となっており、更に上下動可能な基盤６が最も下方に位置することによって、翼２の下面における最も下方の部分と胴体３の上面部分との距離Ｌ１は、ほぼゼロの状態となっており、それにより従来の固定翼と同様の構成となって、この状態で高速飛行する。このような高速飛行時には外乱にも強く、飛行が安定しているため、動力関節４の機能を用いる必要がなく、したがって動力関節４も胴体内に引き込み、最も空気抵抗が少ない姿勢で飛行を行う。

比較的低速で飛行する低速定常飛行時には図１（ｂ）及び図２（ｂ）に示すように、基盤６を通常の上昇位置とし、少なくとも動力関節４が自由に作動する状態とする。ここで作用する動力関節４は前記図９及び図１０で説明したとおりであり、特に翼のロール角制御に際して、図１０にモデル化して示すような姿勢制御メカニズムによって安定した飛行を可能とする。この制御メカニズムについては、基本的には振子の運動方程式に振子の支点が大きな空気抵抗を持つ物体により移動することを考慮したものとなり、低速の定常飛行時でも安定した飛行が可能となる。このときの翼２の下面における最も下方の部分と胴体３の上面部分との距離Ｌ２は、ほぼ動力関節４と折りたたんだ伸縮機構５の高さとなる。なお、この飛行機械が着陸した後は、転倒防止のために前記図１（ａ）のように伸縮機構を最も引き込んだ状態とする。

本発明においてはこのような動力関節４を端部に備えたリンク機構により、胴体３と翼との間隔を調節可能としたものであり、一般の飛行機と同様にこの飛行機械においても離着陸時には特に安定した飛行が求められるので、下側アーム７と上側アーム９とを開くように回動部分を回動し、例えば図１（ｃ）或いは図２（ｃ）に示すように次第にこれらのアームを開き、前記間隔をＬ３とし、最終的に図１（ｄ）或いは図２（ｄ）に示すように、上側アーム９と下側アーム１０とが一直線上となって、最も間隔が大きなＬ４とすることができる。

このように翼２と胴体３との距離を長くすることは、翼に対する機体の重心位置を下方に移動することになり、その際には重心位置に応じた機体の安定化機能を示す図３のように作用する。即ち図３（ａ）には最も重心位置が上方にある状態を示し、前記図１（ａ）及び図１（ｂ）の状態に対応し、翼下面と重心位置との距離はＬ_１０となっている。また、図３（ｂ）には翼と胴体の距離を前記リンク機構により離し、翼下面と重心位置との距離をＬ_１１とている。更に図３（ｃ）には翼と胴体の距離を最も離すことにより、その距をＬ_１２としている。

図３の例においても前記図１０の例と同様に、飛行体が外乱T_zを受け水平面とθ_１の角度で姿勢が傾き、その姿勢を修正するためにサーボモータが働いた場合を示している。このロール姿勢制御モデルにおいて、前記特許文献４に詳細に記載したように、機体のロール方向を反時計回りが正となるように方向を定めたときの運動方程式を求め、θ_１＝０として簡略化すると線形近似することができ、線形制御理論によって可制御となる。このような飛行機械のシステムにおいては、動力関節のサーボモータをエンコーダによる位置制御により動作する設計としておくと本体の重量により自動的に翼が水平を保ち、かつ回転軸方向のバネ＆ダンパーの機能も受け持ち、安定した飛行を行うことができる。

このときの安定化能力は図中ハッチング付き矢印で示すように、翼と重心位置の距離に応じた振子作用によって、その距離が長いほど振子モーメントが増強され、大きな復元力を得ることが可能となる。本発明においては図３（ｃ）に示すように特にその長さが長くなるように設定することによって、特に低速の離陸時の安定性をより向上することができ、このような大きな空気抵抗を生じる構造を備えながら、前記定常走行時、更には高速走行時にはこの部分の空気抵抗をほとんど無くすことができるという効果を奏する。

なお、前記のように翼と胴体の距離を可変にすることで、空気抵抗が低減し、飛行性能が向上するが、振子安定をとれなくなるので、スポイラーやエルロンなどの補助翼を設けておき、その空力的作用による姿勢制御、操舵制御に切り換えて飛行する切換構造をもつように構成しても良い。

前記の例においては翼と胴体との距離を調節する機構として、２個のリンクを互いに回動自在に連結した、略くの字型のリンク機構を用いた例を示したが、そのほか種々の機構を用いることが可能であり、例えば図４（ａ）に示すようなパンタグラフ形の伸縮機構を用いて、より安定な翼の支持を行うようにしても良く、また同図（ｂ）に示すような油圧ロッドによって支持して伸縮機構としたテレスコピック形としても同様に実施することができる。その際にはダンパーを兼ねても良い。

前記の各実施例においては、翼と胴体とを動力関節で連結する飛行機械の安定化のため、特に飛行機械の離着陸時に翼と胴体との距離を離すことができる伸縮機構で連結した例を示したが、そのほか飛行機械の離着陸に際して特に横風が強い際にも安定して離着陸することができるようにした例を図５に示している。

従来より固定翼の飛行機においては横風に対応するため、特に着陸時には機首を風の方向と強さに応じた角度だけ風上に向けて降下し、着地寸前で機首を滑走路の方向に合わせ、それにより車輪を滑走路の走行方向に適合させるという高度な操作を必要としていた。このような高度の操作は、本発明の飛行機が対象としている軽飛行機の操縦者にとっては、大きな問題となることが考えられる。即ち、例えば図５に示すように、横風のない定常飛行時には図５（ａ）のように飛行し、着陸時にもこの姿勢で着陸できるのに対して、同図（ｂ）のように横風が存在するときには、機首を角度αだけ風上側に向けて着陸する必要がある。もしもこのまま着陸すると、本来の横風が存在しない定常着陸時には、例えば図６（ａ）に示すように左右の車輪１５、１６は同時に着地することができるのに対して、前記のように横風が存在するときに前記偏流飛行を行うと、図５（ｂ）に示すように風上側である図中右側の車輪１６が先に着地し、それ以降不安定な走行とならざるを得ない。

本発明はこのような問題に対応するため、本発明で用いている翼と胴体とを相対的に移動可能とする動力関節機構を用い、先に提案した前記Ｘ軸、Ｙ軸の各軸を中心に回転する機構のほか、Ｚ軸を中心に回転する機構も付加して、前記偏流飛行を容易に行おうとするものである。即ち図７（ａ）に示すように、本発明による３軸３軸動力関節機構１４は前記従来の動力関節機構の制御部である、機体の前後方向をＸ軸線とするとき、このＸ軸線を中心に回転制御可能として、翼の左右方向の傾きを制御するロール角調整駆動部１２と、機体の左右方向をＹ軸線とするとき、このＹ軸線を中心に回転制御可能として、翼の前後方向の傾きを制御するピッチ角調整駆動部１３のほか、更に機体の上下方向をＺ軸線とするとき、このＺ軸線を中心に回転制御可能として、翼の向きを制御するヨー角調整駆動部１７とを備えている。

それにより、本発明による飛行機械においては、例えば図７（ｂ）に示すように、離着陸時に横風が図中左側方向から吹いているときには、従来の機首を風上側に向ける代わりに、図７（ａ）のヨー角調整駆動部１７によって翼をＺ軸中心に回転し、翼のみを風上側に向けることができる。このような横風対策としての偏流飛行を行うことによって、機体は滑走路の走行方向と一致した状態で着陸し、したがって車輪が走行方向を向くと共に左右の車輪が同時に着地するので、安定した滑走が可能となり、また離陸時には離陸後の安定した飛行が可能となる。このヨー角制御を自動化することによって、操縦者は特別の技術を要せずに偏流飛行の離着陸を容易に行うことができるようにもなる。

上記のような本発明による飛行機械における翼の各種制御は、例えば図８に示す機能ブロック図に示す制御装置によって所望の制御を行い、前記各種作動を行うことができる。図８に示す飛行機械の制御装置においては、翼作動システム制御部２１に、演算を行うＣＰＵ２２、各種機器の所定の作動を行うためのソフトを記録したＲＯＭ２３、演算等において各種データを一次記憶するＲＡＭ２４等を備え、後述するような各種制御部を、他の制御部と関連させながら総合的な制御を行うことができるようにしている。

翼作動システム制御部２１に接続している翼支持長制御部２５においては、図２（ａ）〜（ｄ）に示すような伸縮機構５の長さ制御を行うものであり、図８の例においては翼支持長調整駆動部２６を制御して長さ調整を行い、そのときの翼支持長を翼支持長検出部２７で検出することにより、所望の翼支持長となるようにフィードバック制御する。また、図２の例では伸縮機構５を含めて全体を胴体３側に引き込めるため、基盤６を移動する機構を含んでおり、それにより特に高速飛行時に固定翼状態で飛行可能としているが、このような固定翼状態での安定した飛行のために翼にエンロンやスポイラー等の、固定翼飛行機械で用いている各種の補助翼を設け、後述する補助翼制御部４２によって制御できるようにしても良い。

翼角制御部２８においては、前記図７（ａ）に示すようなＸ、Ｙ、Ｚ軸を中心にそれぞれ回転駆動可能な３軸動力関節機構１４を用いるとき、図８のロール角制御部２９では、ロール角調整駆動部３２に制御信号を出力し、機体の飛行方向の軸線である図中のＸ軸を中心に翼を回動するロール角調整部１７を調整する。その際、実際の翼のロール角をロール角センサ３３で検出し、フィードバック制御している。

翼角制御部２８におけるピッチ角制御部３０では、ピッチ角調整駆動部３４に制御信号を出力し、機体の左右方向に延びる軸線である図中のＹ軸を中心に翼を回動するピッチ角調整部１８を調整する。その際、実際の翼のピッチ角をピッチ角センサ３５で検出し、フィードバック制御している。また、翼角制御部２８におけるヨー角制御部３１では、ヨー角調整駆動部３６に制御信号を出力し、機体の上下方向に延びる軸線である図中のＺ軸を中心に翼を回動するヨー角調整駆動部１７を調整する。その際においても実際の翼のヨー角をヨー角センサ３７で検出し、フィードバック制御している。

図８に示す例においては翼作動システム制御部２１に、第１ジェットエンジン３８及び第２ジェットエンジン３９を制御するエンジン制御部４０とも接続し、翼作動システム制御部２１はエンジンの作動状態と関連して制御を行うことができるようにしている。そのとき、第１ジェットエンジン３８及び第２ジェットエンジン３９のエンジン回転数等の作動状況をエンジン作動センサ４１で検出し、エンジン制御部４０はそのセンサ信号によって所定の制御を可能とするとともに、このエンジン作動センサ４１の信号を翼作動システム制御部２１にも入力し、翼支持長制御部２５及び翼角制御部２８の制御信号としても用いることができるようにしている。

補助翼制御部４２においては、本来はこの飛行機械においては必ずしも翼にエンロン等の補助翼を必要としないものであるが、前記のように高速飛行を行うため翼を引き込んでいるときにはほぼ固定翼の飛行機械と同様の飛行となるため、その際は補助翼制御部４２によって、操縦者によって手動操作されないときの自動制御を行うこともできるようにしている。ＧＰＳ・ＩＮＳ４３においてはＧＰＳ信号を受信し、慣性航法装置（ＩＮＳ）でデータ補完処理を行って、移動する飛行機械の現在位置を正確に検出し、更に必要に応じてその信号によって高度も検出する。速度センサ４４においては飛行機械の速度を検出し、風向風力センサ４５では飛行機械周囲の風向及びその風力を検出し、特に翼角制御部２８におけるヨー角制御部３１でその検出信号を用いる。表示部４６では、前記各機能部の作動状況を表示し、また各種センサの計測値を、操縦者の周囲に表示できるようにしている。

このような制御システムにおいて、各種センサの信号は有線で制御部に送信するほか、必要に応じて無線により送信しても良い。その際には各信号の混線を防止するため、信号に応じて適宜発信周波数を変更して用いる。また、センサとして光センサを用いるときには、光による検出信号を電気信号に変換するフォトリレー等を用いる。更に信号伝送路においてもセンサ信号、制御信号の全てを高速フォトリレーを介して光に変換し、処理することもできる。

図８の制御システムにおいては、翼支持長制御部２５と翼角制御部２８にヨー角制御部３１を共に備え、図１〜４で説明した本発明の伸縮機構を用いた飛行安定方式と、図５〜７で説明した本発明の偏流飛行時のヨー角制御方式との両方を適用するときの例を示したが、いずれか片方のみでも、それぞれ従来の技術と比較して飛行安定性についての顕著な効果を奏することができる。

本発明の実施例において、特に翼と胴体とを伸縮機構で結合した態様を示す説明図である。 同実施例の伸縮機構の作動態様を示す図である。 同実施例の伸縮機構の長さと飛行安定性の関係を示す図である。 同実施例の、他の伸縮機構の態様を示す図である。 飛行機械において定常飛行時と横風を受けた飛行時の離着陸状態の相違を示す平面図である。 飛行機械において定常飛行時と横風を受けた飛行時の離着陸状態の相違を示す正面図である。 （Ａ）は本発明の実施例において、特に横風に対応して翼の制御を行うことができるようにした動力関節機構の概要を示す斜視図であり、（ｂ）は同機構を用いて横風に対応する状態を示す平面図である。 本発明を実施するときの制御システム図である。 本発明者が先に提案している飛行機械の図である。 同飛行機械の振子安定性を示す説明図である。

符号の説明

１ 飛行機械
２ 翼
３ 胴体
４ 動力関節
５ 伸縮機構
６ 基盤
７ 下側アーム
８ 回動軸
９ 上側アーム
１０ 回動軸
１１ 回動軸
１２ ロール角調整駆動部
１３ ピッチ角調整駆動部
１４ ３軸動力関節機構
１５ 車輪
１６ 車輪
１７ ヨー角調整駆動部

Claims (7)

1. 翼と本体である胴体とを、互いに直交する２軸を中心に回動可能な関節により結合し、前記２軸を中心に各々任意に回動する駆動装置を備え、翼のロール角とピッチ角を胴体とは独立して任意に変更可能とした飛行機械において、
   前記翼と前記本体とを任意の距離に設定可能な伸縮機構により連結し、該伸縮機構を、離着陸を含む低速飛行時に最も長くして、前記関節を支点とした前記本体の振子安定性を向上させることを特徴とする飛行機械。
2. 前記伸縮機構は、高速飛行時に最も短くして空気抵抗を減少し、前記関節で回動しない固定翼構造とすることを特徴とする請求項１記載の飛行機械。
3. 前記伸縮機構を短くしている飛行時に、前記翼に設けた補助翼による飛行制御を行うことを特徴とする請求項１記載の飛行機械。
4. 前記伸縮機構は回動軸を中心に２本のアームが互いに屈曲するリンク構造であることを特徴とする請求項１記載の飛行機械。
5. 前記伸縮機構はパンタグラフ形またはテレスコピック形であることを特徴とする請求項１記載の飛行機械。
6. 前記関節は、互いに直交する３軸を中心に回動可能な関節であり、ヨー角も任意に変更可能とし、翼の向きを胴体とは独立して任意に変更可能としたことを特徴とする請求項１記載の飛行機械。
7. 前記ヨー角の変更により、胴体が進行方向を向いているときに、翼が横風の風上側に向けることを特徴とする請求項１記載の飛行機械。