<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� �ロペラ機40Aまたは40Bのホバリングを安定さ� �るための条件(機体が左右に揺れず、且つ機� ��がプロペラ回転の反作用により反回転しな� ��条件)を検討する。

 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� ��、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� �傾斜角度αは、ホバリング時のプロペラ43か� ��の風(以後、プロペラ後流と呼ぶ)の拡がり� �合わせた角度になっている。

 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� �いると仮定している。

 また図1中の符号Lは、点Pとプロペラ43との� �の長さであり、符号Rは、点Pと機体41の下辺� ��の間の長さであり、符号lは、プロペラ43と� ��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r ₀ は、プロペラ直径であり、符号r _l 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� �間での主翼表面に沿っての横幅)であり、符� ��ρ ₀  およびρ _l はそれぞれ、プロペラ43直下の風量密度およ� ��プロペラ43から下に距離l離れた点での風量� ��度である。

 またここでは、機体41のプロペラ下側部� �(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� ��速は、ほぼ一定とみなすことができる。

 上記の設定の下で、プロペラ回転によっ� ��プロペラ43が受ける反トルクを相殺する条� �を求める。

 点Pから下に距離R離れた点でのプロペラ後� �による風量密度ρは、R ²  に反比例するので、式(1)となる。

 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� ��点の水平線上の風量密度(即ちプロペラ43直� ��の風量密度)をρ ₀ とすると、風量密度ρ ₀ は式(2)となる。

 Ltanα=r ₀ /2だから、tanα=ωとおくと、L=r ₀ /2ωとなるので、式(2)は式(3)となる。

 そして式(3)を式(1)に代入すると、風量密� ��ρは式(4)となる。

 ここで、図1からR=L+lの関係が成立している� ��で、l=nr ₀ (以後、このnを距離変数と呼ぶ)とおくと、R=( 1/(2ω)+n)r ₀ となる。このRの式を式(4)に代入すると、プ� �ペラ43から下に距離l離れた点での風量密度ρ _l は、式(5)となる。

 そしてr _l =2ωRなので、式(6)となる。

 よって式(7)を得る。

 そして式(5)に式(7)を代入すると、式(8)を� ��る。

 そしてプロペラ43直下の全風量を[ρ ₀ ]とすると、[ρ ₀ ]は式(9)となる。

 プロペラ43から距離l離れた点を含む水平線� ��の全風量を[ρ _l ]とすると、[ρ _l ]=ρ _l r _l となり、この[ρ _l ]の式、式(8)および式(9)から式(10)を得る。

 この実施の形態のプロペラ機40Bでは、例� ��ば図1の台形状の機体41がプロペラ回転の反� ��用により反回転しないためには(即ち機体41� ��プロペラ下側部分の形状を台形に保ったま� ��で機体41の反回転を止めるには)、どのよう� ��条件が必要かを図2および図3に基づいて検� �する。

 尚、この実施の形態では、計算便宜上、� ��体41は、図3の様に、プロペラ43の上側に三� �形状の安定翼41cを有し、主翼41aと安定翼41c� �を合わせた形状が三角形となるように形成� �れている。

 図2では、プロペラ43に当たる空気によりプ� ��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� �すとする。力bを受けた空気は風となり最終� ��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� �aの角度θとほぼ等しいとみなすことができ� �。よって、摩擦などの損失を無視すれば、� �ロペラ43が機体41に平行になったときのプロ� ��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� �量密度の式(8)で与えられるρ _l (=ρ ₀ (r ₀ /r _l ) ² )に比例すると考えられる。

 言い換えれば、プロペラ43が受ける単位面� �当たりの力f ₀ 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f _l はそれぞれ、kを定数として、f ₀ =kρ ₀ 、f _l =kρ _l  と表される。

 そして、プロペラ43が受けるプロペラ回転� �周りのモーメントM ₀ は、式(15)となる。

 ここで、図3の機体41を考えたときのプロペ� ��43から下に任意の距離l(=nr ₀ )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M _l を考えると、式(16)になる。

 式(15)および式(16)より式(16a)が成立するこ とが分かる。

  M ₀ =M _l  ・・・(16a)
 即ち式(16a)より、主翼41a上の任意の距離lで� ��水平線上のモーメントは、プロペラ43の瞬� �モーメントと一致することが分かる。

 今、機体41がホバリング状態で安定してい� �と仮定すると、機体41に掛かる総モーメント [M _l ]は、機体41のプロペラ下側部分(主翼部分)の� ��さをδl(=δn _B ・r ₀ と置く)とすると、式(17)となる。

 ここで、プロペラ43の総モーメント[M ₀ ]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� �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� ��は、プロペラ43の各瞬間のモーメントM ₀ 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� ��め、一回転して次の平行時までの時間が非� ��に短く、一回転分のモーメントをすべて加� ��たモーメントを総モーメントと考えても良� ��と思われる。そうすると、プロペラ43の総� �ーメント[M ₀ ]は、式(18)になると考えられる。

 そして、機体41におけるプロペラ回転の反� �用による反回転が止まる状態では、2つの総� ��ーメント[M ₀ ],[M _l ]は釣り合いがとれている状態なので、式(19)� ��成り立つ。

 よって式(17)および式(18)よりδn _B r ₀ M _l =2πr ₀ M ₀ となり、M _l =M ₀ なので、式(20)を得る。

 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r ₀ の2π倍であれば、機体41の反回転を止めるこ� ��ができることになる。但しこの計算は、主� ��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� �1枚と数える))の場合である。主翼41aと直交� �る様に更に同じく直径単位で1枚の同形同大� ��主翼がある場合は、式(19)は、式(21)となる� �

 尚、式(20)は、主翼41aがm枚ある場合は、� �(45)となる。

 次に、図2および図3に基づいて、上記の� �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。

 図3の点Cをプロペラ後流に対する風圧中� �点とし、水平線a,b,cをそれぞれ機体41のプロ� ��ラ下側部分の上辺,下辺,点Cを通る水平線と� ��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� �のモーメントMcbとは等しいことになる(即ち� ��Mac=Mcb)。

 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n _a ,T _a ,n _b ,T _b ,n _c ,T _c とすると、T _a =2n _a ω+1,T _b =2n _b ω+1,T _c =2n _c ω+1の関係が成り立つ。

 そしてモーメントMacは、式(61)で表される 。

 同様にモーメントMcbは、式(62)で表される 。

そしてMac=Mcbから、式(64)が成立する。

 そして、水平線a,bに対応するTの実測値T _a ,T _b を式(64)に代入して、プロペラ後流に対する� �圧中心点Cに対応するTの値T _c を計算し、その値T _c から、T _c =2n _c ω+1の関係に基づいて、T _c に対応する距離変数nの値n _c を計算し、その値n _c から、風圧中心点Cにおけるプロペラ43からの 距離l _c (=n _c r ₀ )を計算すれば、風圧中心点Cが求まる。

 尚、式(18)の最右辺の「2」という数字は、� �ロペラ43が2枚羽根になっている理由から2倍� ��しているのであるが、これは、前提として� ��ロペラ43は2枚羽根を基本とし、このプロペ� ��43が機体41に平行になるときは、2枚の羽根� �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� ��いるので、プロペラ43の全モーメント[M ₀ ]は、2枚の羽根の合計モーメントとしなけれ� ��ならないからである。ここで、羽根の枚数� ��増えてプロペラ43全体のモーメント[M ₀ ]が増えても、式(45)は変わらない。それは、� ��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� �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。

 以上の結果に基づいた機体41を造り、重� �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� �ぶ)との間の平衡点に配置して垂直離着陸及� ��ホバリングを行うと、理論通り、反回転も� ��右の揺れも全く起こらないことが実証され� ��。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。

 以上の様に構成されたプロペラ機40Bによれ� ��、プロペラ43が周囲の空気から受けるモー� �ントM ₀ の2πr ₀ 倍のモーメント[M ₀ ]が、プロペラ後流により複数の主翼(垂直主� ��)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[M ₀ ]と機体41に掛かるプロペラ後流による総モー メント[M _l ]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。

 また、各垂直主翼41aは、プロペラ後流の拡� ��りと同じ広さに形成され、各垂直主翼41aの� ��さδlは、δl=2πr ₀  /m(式(45)参照)を満たすように設定されるの� �、垂直主翼41aの高さδlを、δl=2πr ₀  /mを満たすように設定するだけで簡単に、� �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。

 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� �くした分だけ、主翼41aの長さδlを少し短く� �調整しなければならない。なぜならば、想� �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� �めである。

 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。

 <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。

 i(i=1,2,…,n)番目の層H _i は、放射状に組まれた複数枚m _i の例えば矩形状の仕切板(垂直仕切板)41a _i と、それら仕切板41a _i の周囲に被され、それら仕切板41a _i と同じ高さを有する例えば円筒状の筒状体47 _i とを備えて構成されている。尚、筒状体47 _i は、例えば仕切板41a _i の側端面に固定されている。尚、各層H _i (i=1,2,…,n)の仕切板41a _i の直径単位の枚数m _i は、同じ枚数でも、異なる枚数でも構わない 。尚、各層H _i は、例えば各筒状体47 _i の周面を介して連結部材(不図示)によって、� ��下に隣接するもの同士、連結固定されてい� ��。

 各層H _i の直径r _i は、各層H _i 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H _i の下面47a _i がプロペラ後流の拡がりの境界線Qに一致す� �様に形成されている。各層H _i 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H _i の下面47a _i がプロペラ後流の拡がりの境界線Qから外側� �はみ出す場合は、各層H _i の高さδl _i を少し小さくする微調整が必要である。

 そして、各層H _i におけるその高さδl _i とその仕切板41a _i の直径単位の枚数m _i との積算値を、各層H _i に渡って足し合わせたものが、ほぼ2πr ₀ となるように(即ち式(60)を満たすように)、各 層H _i の高さδl _i および仕切板41a _i の直径単位の枚数m _i を設定すれば、上記の実施の形態1の場合と� �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、r ₀ は、プロペラ43の直径である。

 例えば図5では、n=3、m ₁ =4、m ₂ =3、m ₃ =6の場合なので、この場合は、式(60)は、4δl ₁ +3δl ₂ +6δl ₃ ≒2πr ₀ となり、この関係を満たすように各層H ₁ ,H ₂ ,H ₃ の高さδl ₁ ,δl ₂ ,δl ₃ を設定すればよい。

 以上の様に構成されたプロペラ装置50Bによ� ��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、� �層の高さδl ₁ ,δl ₂ ,…,δl _n および垂直仕切板の直径単位の枚数m ₁ ,m ₂ ,,…,m _n が式(60)を満たすように設定されるので、上� �の実施の形態1の場合と同様に、機体41Bにお� ��るプロペラ回転の反作用による反トルクを� ��ち消す事ができる。

 また各層H _i はそれぞれ、複数枚の垂直仕切板41a _i の周囲に被された筒状体47 _i 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。

 <実施の形態3>
 この実施の形態では、下記のS1~S9,S12~S15,S17,S 19~S20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。

 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F _C )
 図6の様な三角翼の機体63を考える。機体63� �、例えば、プロペラ60と、プロペラ60の下側� ��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� ��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� ��配設されたプロペラ用の駆動部(不図示)と� �備えている。

 尚、r ₀ 、n _C r ₀ 、n _W r ₀ 、n _a r ₀ 、n _b r ₀ を以下の様に定義し、tanα=ωとする。

 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
 r ₀ :プロペラ直径
 n _a r ₀ :プロペラ60と下部安定翼61の上辺との間の距� ��
 n _b r ₀ :プロペラ60と下部安定翼61の底辺との間の距� ��
 n _c r ₀ :風圧中心点Cのプロペラ60からの距離
 n _W r ₀ :風圧中心点Wのプロペラ60からの距離。

 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。

 図6の機体63で実験を行った。その際の機� ��63の数値条件は以下である。

 ω=1/2、r ₀   =11.43cm、n _a =0.08、n _b -n _a =π
 この数値条件の下、式1-(18)および式1-(1)よ� �n _c =1.304となる。

 三角翼の機体63では、外部風圧中心点Wのプ� ��ペラ60からの距離のn値であるn _W 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� �翼62の高さのn値である1を引くことで求まる� ��よってn _W =1.76となる。

 この機体63を無風の中でホバリングさせて� �定したホバリングを行う重心Gの位置を求め� ��と、重心Gのn値であるn _G の実測値は、約1.419であった。ここで各点CG� �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。

 ここで、機体63の下部安定翼61の一枚分の面 積S _C 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)S _W との面積比W(=S _W /S _C )を計算すると、W=1.06であった。

 このWがW=1のときのn _GC とn _GW との比を求めると、式1-(2)のn _GW 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。

 この式1-(9)の意味するところは、プロペラ� �流が流れている安定翼61の面積S _C に掛かるプロペラ後流による力F _C が、同じ面積に掛かる外部風圧力F _W ’のπ倍であると言うことである。よって、� ��体63全体の投影面積S _W が、プロペラ後流が流れている安定翼61の面� ��S _C のW倍であるとき、一般式として式1-(10)およ� �式1-(11)と表すことができる。

 また機体63が安定してホバリングすること� �ら、このF _C は、機体63の重さmg(m:機体63の質量、g:重力加� ��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、F _C 、F _W  はそれぞれ、式1-(12)、式1-(13)と表されると� ��えられる。

 そしてその場合のn _GC およびn _GW の関係式は式1-(14)となる。

 式1-(12)、式1-(13)および式1-(14)中のπは、機� �63の下部安定翼61の高さがプロペラ60の直径r ₀ のπ倍であることに起因していることは容易� ��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r ₀ のn倍である場合の式)は、式1-(15)、式1-(16)お� ��び式1-(17)と表す事ができる。

 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� �率の位置に重心Gを置くと、機体63が安定し� �ホバリングしたことから、式1-(15)、式1-(16)� �よび式1-(17)は、一般式と考えても良いこと� �分かる。

 S2.(下部安定翼の直径単位の枚数をm枚とし� �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� ��ペラ後流による風圧力をそれぞれF _C-1 ,F _C-2 ,F _C-3 ,F _C-4 ,F _C-5 ,F _C-6 とする。安定翼61-1には、それ自身に掛かる� �ロペラ後流による風圧力F _C-1 以外に、各安定翼61-2~61-6に係る風圧力F _C-2 ~F _C-6 における安定翼61-1に垂直な成分が掛かる。� �の事を考慮すると、安定翼61-1に掛かる風圧� ��の総和力〔F _C 〕は、式2-(1)となる。

 そして1-(15)式よりF _C-1 =F _C 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。

 ここで式2-(2)の{ }内をNと置くと、式2-(2)� ��式2-(3)となる。

 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。

 尚、図7の場合、式2-(8)の関係式が成立す� ��ので、その場合のNは、N=2となる。

 一般に下部安定翼61が中心軸線対称で、� �に下部安定翼61の安定翼の直径単位の枚数m� �式2-(5)で表されるとき、式2-(6)が常に成立す� ��。

 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� ��Cのプロペラ60からの距離は、式1-(1)で表さ� �る。

 この式1-(1)は、その後の実験より、n _B (=n _b -n _a )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、n _B の値が小さくなると成立しなくなくなること が分かった。少なくともn _B ≧2.6のときは、式1-(1)は成立するが、n _B ≦2.1のときは、揚力の一般理論(即ち、平行� �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� �さの1/4下がった位置)にプロペラ後流による� ��圧中心点Cが現れる。

 プロペラ後流による風圧中心点Cが、少なく ともn _B >3のときは、揚力の一般理論で表される位� ��ではなく式1-(1)で表される位置に移行する� �由は、次の様に考えられる。揚力の一般理� �は一様な平行流の中の平板に関するもので� �るが、プロペラ後流は一様な平行流でなく� �ロペラからの距離の2乗に比例して拡散する� ��で、揚力の一般理論と一致するのは、プロ� ��ラ後流があまり拡散していない範囲だけで� ��り、ある程度拡散した範囲では揚力の一般� ��論には従わなくなると思われる。

 但し、機体63を筒状にしてプロペラ後流が� �散しない様にすれば、後々の実験で実証さ� �る様に筒状の内側ではプロペラ後流は一様� �平行流となり、プロペラ後流による風圧中� �点Cは、n _B >3の場合でも、揚力の一般理論で表される� ��置に現れる。そしてここで重要なことは、� ��の実験で確認されるが、F _C の一般式1-(15)中に新たな倍数要素πが出現す� ��ことである。よって式1-(15)、式1-(16)、式1-(1 7)は、式3-(1)、式3-(2)、式3-(3)の様になる。但� ��、ここでNは、前記倍数係数Nである。

 S4.(F _C 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� ��、プロペラ後流による風圧力F _C が下部安定翼61におけるプロペラ後流による� ��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� ��実から、下記1~4が推測できる。

 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.F _C なる力は、プロペラ後流が下部安定翼61にほ� ��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� ��行ではなく或る角度を持っていることにな� ��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� ��翼61に対して元々或る角度だけ傾いていた� �、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。

 これらの推測からF _C は疑似揚力であると推測して、F _C の定義を補正する。一般に揚力Lの一般式の1� ��として式4-(1)が知られている。

 またF _C の定義式は式3-(1)である。

 式4-(1)と式3-(1)の比較により、F _C の定義式を式4-(2)の様に補正する。よってF _W の定義式も式4-(3)の様に補正される。尚、式� ��のkは、疑似揚力係数であり、βは、プロペ� ��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。

 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。

 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� ��あるプロペラ回転軸の傾きをα、プロペラ� �転時のプロペラ回転軸の先端のブレの角度� �βとしたときの機体63の側面視概略図である� ��

 無風の中で機体63がホバリングしていると� �ると、疑似揚力F _C とプロペラ推進力F _P 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、βは共に極めて小さな値とする と、式5-(9)の左辺のmg[…]の項は、同式の左辺 のn _GC F _C の項に対して無視できる。またF _C は、既述の通り式4-(2)で与えられる。またF _P は、推進力F _P の鉛直成分と機体63の重量mgとの釣り合いか� �式5-(10)で与えられる。

 これらの事を考慮すると、式5-(9)は式5-(1) になる。

 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� �機体63からn _GC ,n _C ,N,n,cos(α+β)の値を求め、それらの値を式5-(1)� ��代入して疑似揚力係数kを求めればよい。

 尚ここでは、プロペラ回転軸の位置の固定� ��下部安定翼61の上辺の中央でなされている� �で、式5-(1)の右辺の分子はn _C となっているが、その固定位置を点Cから距� �n _X r ₀ 上がった位置に設定した場合は、式5-(1)のn _C はn _X 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。

 無風の中、下記の条件の下で、機体63のホ� �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、n _C =1.1946、n _a =0.098、r ₀ =15.24cm)。疑似揚力係数k=1と仮定して式5-(1)か� ��求める距離n _GC r ₀ だけ点Cから下がった位置に、機体63の重心G� �よび外部風圧中心点Wを配置して、機体63を� �バリングさせると、機体63はほとんど安定し かける。

 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n _GC r ₀ 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� ��った。その結果は、明らかに点Cから式5-(1)� ��求まる距離n _GC r ₀ 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。

 しかし、この実験で、式5-(1)で求まる距離n _GC r ₀ 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� ��ることも分かった。このことは、機体63が� �安定になる原因がまだ他にあるのか、また� �図8で分かる様にプロペラ回転軸の先端のブ� ��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。

 以上の結果からF _C およびF _W の関係式をまとめると以下の様になる。

 i)下部安定翼61の高さのn値が大きいとき� �(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。

 ii)下部安定翼61の高さのn値が小さいとき� ��、式5-(6)、式5-(7)、式5-(8)の関係が成立する� ��

 S6.(擬似揚力F _C の正体)
 擬似揚力F _C 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。� ��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。

 今までの実験の中で何度か感じた事である� ��、プロペラ60の回転数を上げてゆき、ホバ� �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F _C 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。

 F _C なる力が抵抗力であるならば、上記のS5の実� ��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F _C 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� ��応する式を求め、その式を用いて、同じ条� ��の下で同じホバリング実験を行えば、同じ� ��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。

 そこで実際に、重心Gと風圧中心点Cとの位� �を逆にし(即ち重心Gを風圧中心点Cより上に� �置し)、更にF _C 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� �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。

 そしてこの式6-(3)で求まる距離n _GC r ₀ だけ風圧中心点Cよりも上に各点G,Wを配置し� �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� ��。

 以上より、F _C なる力は機体63がどちらの方向に動いても、� ��のような方向に傾きかけても発生する抵抗� ��であると思われる。この事が、前記実験で� ��定しかかった機体がまた不安定になりかけ� ��原因ではないかと考えられる。そこで、こ� ��実験のn _GC に対応したn _GW を式5-(5)から求め、そのn _GW で決まる距離n _GW r ₀ の位置に点Wを配置して、再びホバリング実� �を行うと、機体63は安定してホバリングした 。

 これらの実験による検証により、F _C なる力は機体63が動こうとしたときの抵抗力� ��あることが分かった。よって機体63が全く� �いていないときには何らの力も発生しない� �とが分かる。F _C なる力が抵抗力であるならば、F _C 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� ��とになる。外部風により機体63が押されて� �き始めたときにF _C 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。

 ここでF _C の定義式である式5-(6)の意味を考える。

 式5-(6)中のβは、平行流の下部安定翼61に対� ��る流入角度である。図9の様に、mgsinβは、mg の力を持つ風力(総量)が下部安定翼61に角度β で当たった際のその風力の下部安定翼61に垂� ��な成分である。nは、下部安定翼61の高さのn 値である。Nは、下部安定翼61の安定翼の直径 単位の枚数による倍数係数である。説明便宜 上、安定翼の直径単位の枚数が2枚(即ちN=1)の 場合を考える。まずn値が大きい場合(即ちF _C が式5-(3)で表される場合)を考える。即ちこの 場合のF _C は式5-(3)’となる。

 この式は、以下の状況を表していると考� ��られる。即ち、プロペラ60から発せられた� �が下部安定翼61に流入角度βで当たりそのま� ��下部安定翼61に沿って下に流れて行き、同� �にほとんど間断無く次の風が当たり下に流� �て行く。その間、プロペラ60の回転が非常に 高速なので下部安定翼61上の風は連続した風� ��みなされ、また非常に高速で下部安定翼61� �通り過ぎるから、下部安定翼61上の全ての風 力(総量)の総和の下部安定翼61に垂直な成分� �力が下部安定翼61に一瞬に掛かっていると考 えられる。

 では、下部安定翼61の高さのn値が小さい場� ��に、F _C の定義式に係数πが現れるのはなぜなのか。� ��の様な場合は風量密度が大きくなり、プロ� ��ラ60の1回転の力の総和πmgの下部安定翼61に� ��直な成分の総和がnπmgsinβになると考えられ る。しかしこのπ倍になる効果(π倍効果)が実 際なぜ起こるのかはわからない。

 F _C の定義式では、流入角度βが少しでもあれば� ��似揚力F _C が発生し、機体63はプロペラ60の傾いた方向� �は逆方向に動き始めるはずである。しかし� �験では、プロペラ60を下部安定翼61に対して� ��のような角度に設定しても、疑似揚力F _C は発生しなかったのはなぜなのか。

 図10を参照してその原因と思われる理由� �説明する。図10から明らかな様に、プロペラ 後流pkは、プロペラ回転軸65に対して対称な� �で、下部安定翼61の表面と裏面とでは逆方向 となり、下部安定翼61に垂直なその成分の力� ��相殺される。このため機体63は動かなかっ� �ものと考えられる。しかしこの力は、既述� �通り、プロペラ回転による反トルクによる� �体63の反回転を止めるための源泉となってお り、一般にプロペラ後流pkは渦を巻いて進ん� ��行くと言われている所以である。

 この事からプロペラ後流では揚力(疑似揚 力)は発生しないが、揚力の源泉となる風力� �存在することが分かる。

 式5-(3)および式5-(6)のもう1つの意味するこ� �は、流入角度βが0°のときはF _C は全く発生しないが、ひとたび機体63が動き� ��めると、プロペラ後流と下部安定翼61の間� �角度が発生し、機体63の動く方向とは逆方向 にF _C なる力が機体63に掛かるということで、機体6 3の動く加速度が大きければ大きい程(換言す� ��ば、機体63の動く速度が大きければ大きい� �)プロペラ後流と下部安定翼61の角度が大き� �なり、F _C の大きさもsinβに比例して大きくなるという� ��とである。

 以上の事からF _C なる力は、プロペラ後流の総量の力の下部安 定翼61に垂直な成分の下部安定翼61上の総和� �あると言うことができる。一般に言われる� �力の源泉になると言える。

 S7.(筒状安定翼)
 図11の様な機体70を考える。この機体70は、� ��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� �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� �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� ��安定翼73,74を相互に連結する例えば棒状の� �結部材76と、下部放射状安定翼72に配設され� ��プロペラ用の駆動部75とを備える。プロペ� �71の直径r ₀ は、下部筒状安定翼73の口径よりも小さいも� ��とする。

 この機体70において、外部風圧中心点Wの位� ��を調整しながら機体70の揺れが安定する機� �70の重心Gの位置を求め、その際のn _GC とn _GW 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� ��ていないことを確認して、無風の中で実験� ��行った。

 下部筒状安定翼73におけるプロペラ後流� �よる風圧中心点Cは、予想として下部筒状安� ��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� �ペラ後流による風圧中心点Cは一致すると思� ��れる。

 尚、実験の各条件値は、n=π、N=1、n _X =0.7134,r ₀ =15.24cmである。

 またここで、下記の2つの仮定1,2を置き、式 6-(2)および式5-(8)を用いてn _GC およびn _GW 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� �圧中心点Wを配置して実験を試みた。

 尚、上記の2つの仮定1,2は、以下の通りで ある。

 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F _C は、下部放射状安定翼72の安定翼1枚分(即ち� �部筒状安定翼73の高さ×直径の面積)に掛かる F _C と同じである。

 仮定2:面積比W(=S _W /S _C )を求めるときの面積S _C 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� �7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S _C とする。

 この仮定に基づき式6-(2)および式5-(8)を用い てn _GC およびn _GW を計算すると、n _GC =0.038(従ってn _GC r ₀ =0.58cm)およびn _GW =1.00(従ってn _GW r ₀ =15.24cm)となった。そしてこの計算値n _GW に一致する様に、機体70の上部筒状安定翼74� �下部筒状安定翼73との間隔xr ₀ のx値を計算すると、x=2.875(従ってxr ₀ =43,8cm)となった。

 上記の条件値および計算値を満たす様に� ��体70を調整すると、機体70は安定してホバリ ングした。

 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� �していた。この正回転を止めるためには、� �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� ��。

 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� �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� �きも下記の2つの仮定3,4を置いた。

 仮定3:筒内筒状安定翼の側壁には、外側の� �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F _C 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F _C と同じである。

 仮定4:面積比W(=S _W /S _C )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� �状安定翼72の安定翼1枚分の面積を加えた面� �をS _C とする。換言すれば、下部放射状安定翼72の� ��定翼1枚の面積の3倍の面積をS _C とする。

 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� ��向と同方向に正回転し、その回転速度は、� ��部放射状安定翼72を短くした分、小さくな� �ていた。

 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� ��共に1.115r ₀ (r ₀ =15.24cm)と大きくして上記の第1の実験および� �2の実験を再度行った。それらの実験結果が� ��じであったことから、下部筒状安定翼73の� �側にプロペラ後流が漏れない様にすれば、� �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� �かった。

 上記の第1および第2の実験により、下部筒� �安定翼(即ち外側の筒状安定翼)73に対するF _C 、F _W 、W、n _GC 、n _GW 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h ₀ とし、下部筒状安定翼73の直径をR ₀ とすると式7-(1)~式7-(3)となる。

 またこの下部筒状安定翼73内に筒内筒状安� �翼(直径R ₁ ,高さh ₁ )を組み合わせた場合は、式7-(4)~式7-(6)となる 。

 更に下部筒状安定翼73、筒内筒状安定翼� �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。

 これらの式は全て、下部筒状安定翼73、筒� �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� �きの合力F _C に対する式である。

 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R _m の下部筒状安定翼の直径R ₀ に対する比R _m /R ₀ をε _m 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。

 ここで式7-(13)と置けば、S _C 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。

 安定翼の形状としては、放射状、円筒状の� ��、偶数角正多角形筒状およびそれらの組み� ��わせ等がある。他にも中心軸線方向から見� ��中心軸線対称な網目状等がある。要するに� ��定翼の形状としては、プロペラ回転軸に垂� ��な、どの方向から見てもF _C 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 F _C の1/2の力のF _C しか働かないことに注意を要する。

 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安定翼72� ��高さのn値を求める。

 図6の様な三角翼の機体63のプロペラ回転� ��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� �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。

 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� ��なくされた機体70(放射状安定翼72の安定翼� �直径単位の枚数m=2)では、下部放射状安定翼7 2の高さのn値を、式8-(1)に基づきn=πに設定し� ��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� �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。

 ここで考えられることは、F _C の定義式(例えば式7-(16))の中にπが含まれる� �とから、プロペラ後流による回転モーメン� �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� �1/π倍したものになると推測できる。この推� ��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� ��リングを始めた。これは、下部放射状安定� ��72の高さが短すぎたからであると思われる� �

 「最新流体工学の基本」(著者:小峯龍男、20 06年4月6日発行)の揚力の項の中に「揚力L=KρSU V=KρSU ² (α+β)、ここで比例定数(揚力係数)Kは、理論� �でπ、実験値で2.7~2.9の値をとります。」と� �う一文があり、揚力に関しては、揚力Lがπ� �にならずに2.7~2.9倍位になるということであ� ��。

 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� ��1/π倍ではなく1/2.7倍に設定すれば、機体70� �反回転を止めることができると思われる。� �してその実験(第3の実験)の結果、下部放射� �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� ��バリングを行った。

 この事実から、前述の三角翼の機体63の下� �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� ��ることを意味する。なぜならば、一般に三� ��翼の機体の場合、下部放射状安定翼の高さ� ��n値が小さいときは、F _C の力にπ倍効果が出現するからである。

 S9.(F _C =Hπmgsinβの修正)
 上述の様にF _C の力にπ倍効果がある場合は、機体の反回転� ��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� �。

 2.545/π=0.8101の数字を考えると、2.545は、π(� �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� �ンスを考えたとき、100%π倍効果を考慮した� �算結果は、実験結果と良く合っていた。F _C 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、� �の角度分だけのF _C 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F _C =0であり、その角度βが増大するに連れてF _C も増大する。故に反回転相殺のF _C 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F _C 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F _C の定義式(近似式)ではないかと思われる。

 上記のS8の実験値から式9-(1)中のβを計算� ��ると、β≒10.95°となる。

 このとき、プロペラ後流は下部放射状安定� ��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、� �ッチ角度の異なるプロペラで同じ実験を行� �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、F _C 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。

 β≒10.95°なる風を発生させたプロペラのピ� ��チが3インチであったので、次にピッチ5イ� �チのプロペラで同じ実験を行うと、機体の� �回転が止まる下部放射状安定翼の高さは、� �(π/2.18)r ₀ であった。このとき、式9-(1)よりβを求める� �、β≒17.82°となった。

 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� ��と思われる。

 ここで、プロペラの平均ピッチ角度がプロ� ��ラのどの位置に現れるのかを考える。プロ� ��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� ��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、r ₀ =6インチ=15.24cm)。

 この結果から、プロペラの中心軸から半� ��の82.5%位の所のピッチ角度がそのプロペラ� �実効角度であると言える。上記のピッチ5イ� ��チのプロペラの最先端のピッチ角度を求め� ��と、式9-(5)となる。

 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。

 一般にプロペラの実効角度(流入角度)をβ _T とすれば、π倍効果が現れている状態でのプ� ��ペラ回転による反トルクを相殺する下部放� ��状安定翼の高さのn値は(そのときのn値をn _T として置く)、式9-(2)となる。

 尚、下部放射状安定翼の直径単位の枚数� ��m枚の場合は、式9-(9)となる。

 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� �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� �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� �ある。このプロペラの先端のピッチ角度が� �ぼ15°になっていることにより、先端から内� ��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� �合、プロペラの内側に行くほど、ピッチ角� �が15°よりも増加して行き、それとは逆に、� ��力は減少して行くことになる。この事がプ� ��ペラの反トルクを相殺するための下部放射� ��安定翼のn値に幅を持たせているものと思わ れる。

 S12.(F _C =nπmgsinβの物理的意味)
 上述の様にF _C の式は全てプロペラの直径r ₀ 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r ₀ 全体が機体の重量mgを支えていることを考え� ��ば、πmgの意味は、プロペラ1回転のプロペ� �の浮力の総和である。

 nはプロペラ直径r ₀ 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)F _C は、安定翼の高さnr ₀ に正比例して増大する。

 しかもプロペラ1回転の力の総和πmgがn値に� ��例して安定翼に掛かることになる。このこ� ��は、プロペラ1回転の円の内にある全総力(π mg)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r ₀ の穴から噴出する間断無い風が安定翼に対し て口径r ₀ のn倍に比例した力を与えていることと同じ� �ある。

 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r ₀ 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P _e 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F _C 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。

 そしてF _W およびWの式も式12-(3)~式12-(5)の様になる。

 式12-(2)~式12-(5)は全てπ倍効果が出現してい� ��場合の式である。π倍効果が出現していな� �ときのF _C 、F _W およびWは、式12-(6)~式12-(9)の様になる。

 以上からこれまでの議論は、プロペラ機だ� ��ではなく口径r ₀ の穴から噴出される風によるホバリング機(� �えばロケット、ジェット機およびガス噴射� �によるホバリング機)にも応用可能である事� ��分かる。

 S13.(下部筒状安定翼をプロペラよりも上に� �長した場合)
 図12の機体80は、プロペラ81と、プロペラ81� �下側に配置された側面視矩形状で例えば十� �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� ��、その下端が下部放射状安定翼82と同じ高� �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8 2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。

 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� ��83のプロペラ後流による風圧中心点Hは、ど� ��ような位置に出現し、その位置に作用するF _C なる力(揚力)はどういう式で表されるのかを� ��験で確認した。

 この実験を行うに当たり、予想として、筒� ��安定翼83のプロペラ後流による風圧中心点H� ��、筒状安定翼83の上端から距離h ₀ r ₀ /4下がった所に位置し、そしてそこに作用す� ��F _C なる力(揚力)は式13-(1)で表されると仮定した� ��式9-(1)を採用しない理由は、抵抗力の計算� �には、(1-sinβ)の要素が無い式13-(1)の様な式� �、経験上、実験値と良く合うからである。

 機体80の重心Gを、筒状安定翼83におけるプ� �ペラ後流による風圧中心点Hと下部放射状安� ��翼82におけるプロペラ後流による風圧中心� �Cとの合力の風圧中心点(総合風圧中心点)C ₀ 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� �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� ��心点C ₀ は、各点H,C間の距離を式13-(2)の比率で割った 点である。

 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� ��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� ��上端から距離nr ₀ /4下がった位置になる場合を考えている。

 その結果は予想通り、機体80は、非常に� �定してホバリングし、反回転も生じなかっ� �。今回の実験も無風の中で行った。今回の� �験では外部風圧中心点Wが式7-(9)で表される� �よりも少し下にあったが、無風の中の実験� �は、今までで一番安定したホバリングを行� �た様に見えた。

 この機体80を少し風のある中でホバリン� �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� ��各点G,Wの平衡点が少しずれていたので、外� ��に流されて平行移動しているときには少し� ��き加減ではあったが計算通りの安定性を見� ��てくれた。

 この実験結果から途切れのない筒状安定翼8 3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� �面を単位時間当たり通過する空気の流量が� �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� �想通り、筒状安定翼83の上端から距離h ₀ r ₀ /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� �したホバリングを得られることが分かった� �

 S14.(色々な種類の安定翼の組み合わせによ� �姿勢制御装置)
 図13の機体(姿勢制御装置)90は、筒状安定翼9 1と、筒状安定翼91の内部に筒状安定翼91の中� ��軸線92上に沿って同軸線状に配設された1つ� ��上(ここでは2つ)の中心軸線対称で例えば側� ��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� ��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� �97と、放射状安定翼(例えば93)に配設された� �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� ��成されている。またプロペラ97の直径は、� �状安定翼91の口径よりも小さいものとする。

 放射状安定翼93は、例えば、2枚の安定翼� ��有しており、筒状安定翼91内の上段に配設� �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� ��り、下段放射状安定翼94と交差する様に筒� �安定翼91内の下段に配設されている。

 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� ��風圧中心点H ₀ ,C ₁ を互いに一致させ、また下段放射状安定翼94� ��各筒内筒状安定翼95,96との各々におけるプ� �ペラ後流による風圧中心点C ₂ ,H ₁ ,H ₂ を互いに一致させ、上記の各風圧中心点H ₀ ,C ₁ の一致点に掛かるプロペラ後流の風圧力の合 力F _C1 の大きさと上記の各風圧中心点C ₂ ,H ₁ ,H ₂ の一致点に掛かるプロペラ後流の風圧力の合 力F _C2 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C ₀ から機体90の重心までの距離n _GC0 と、外部風圧中心点Wから機体90の重心までの 距離n _GW 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n _G との3要素が式19-(5)を満たす様に調整されて� �る。

 F _C1 とF _C2 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。

 (1)放射状安定翼93,94の安定翼の枚数を増減� �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� �は筒内筒状安定翼)を追加する。

 その他、筒状安定翼91の外側に更に通常� �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。

 この様に構成した機体90は、全く安定し� �ホバリングを行い、外部風による影響に対� �ても抵抗力を持ち、驚くべき安定性を保ち� �つホバリングを行うことができる。

 ここで機体90のプロペラ回転による反回転� �止めるためには、各放射状安定翼93,94のn値n ₁ ,n ₂ および各放射状安定翼93,94の安定翼の直径単� ��の枚数m ₁ ,m ₂ を、式14-(1)を満たす様に調整すれば良い。尚 、β _T は、プロペラ後流が放射状安定翼93,94の各安� ��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� �の放射状安定翼のn値をn _i とし、安定翼の枚数をm _i とすれば良い。

 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� ��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� ��性を向上できる。

 また筒状安定翼91の内部に同軸線状に1つ� ��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。

 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。

 また放射状安定翼93,94および筒内筒状安定� �95,96は、機体90の重心G、総合風圧中心点C ₀ 、外部風圧中心点Wおよびプロペラ回転軸の� �定点0が互いに式19-(5)を満たす様に配置され� ��ので、機体90の横揺れを防止できる。

 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、� ��体90がプロペラ回転により反回転する事を� �止できる。

 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°)させる様にして、互い� ��間隔空けて配置された上記の2つの機体90a,90 bと、各機体90a,90bを相互連結する連結部材111� ��を備える。

 連結部材111は、その中心点G ₀ で屈曲された略V字状の例えば棒状に形成さ� �ており、その一端に機体90aが配設され、そ� �他端に機体90bが配設されている。より詳細� �は、連結部材111の一端の延長線が機体90aの� �心軸線に直交し且つ機体90aの重心G ₁ 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G ₂ 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。

 尚、各機体90a,90bのプロペラ97の回転方向� ��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。

 尚、図14中の点P ₁ ,P ₂ はそれぞれ、機体90a,90bのプロペラ97の中心点 であり、αは、線分G ₁ G ₀ (および線分G ₂ G ₀ )と水平方向との間の角度であり、βは、線分 P ₁ G ₀ (および線分P ₂ G ₀ )と鉛直方向との間の角度であり、θは、線分 G ₁ G ₀ と線分P ₁ G ₀ との間の角度および線分G ₂ G ₀ と線分P ₂ G ₀ との間の角度である。

 ここで、線分G ₀ G ₁ =線分G ₀ G ₂ =L、線分G ₀ P ₁ =線分G ₀ P ₂ =lとし、各機体90a,90bの推進力をそれぞれF,F’ (但し、F=F’)とし、F,F’の重心G ₀ 周りのモーメントをそれぞれM,M’とすると、 式15-(1)となる。

 この機体110が角度γだけ一方の機体(例え� ��90a)側に傾いた状態を考えると、M,M’は、式 15-(2)となる。

 従って、機体110を元に戻そうとするモー� ��ント〔M〕を求めると、式15-(3)となる。

 また機体110が角度γだけ傾いたときのFとF ’の合力〔F〕は、式15-(4)となる。

 式15-(3)および式15-(4)より式15-(5)を得る。

 式15-(5)の右辺のlsinβtanαは線分G ₀ Oの長さなので、点G ₀ から上に線分G ₀ O上がった点OにFとF’の合力〔F〕の作用点が� ��ることになる。そして機体110が角度γだけ� �くと、〔F〕・線分G ₀ O・sinγで与えられる偶力(復元力)が発生し、� ��の偶力により機体110の傾きが元の鉛直方向� ��復元される。

 尚、図14でl=L/cosθなので、式15-(5)は式15-(7 )の様に表わせる。

 式15-(5)および式15-(7)より復元力を大きくす� ��要素として、下記(i)(ii)が考えられる。
(i)lまたはLを大きくする
(ii)α,β,θを共に大きくする(但し、α+β+θ=π/2) (尚、αを大きくすると、推進力が減少するの で注意を要する)
 以上の様な機体(姿勢制御装置)110であれば� �横揺れに対して更に安定したホバリングを� �ることができる。問題は、機体90a,90bの推進� ��F,F’に差があり過ぎて、その差が復元力を� ��えてしまう場合であるが、この問題は、事� ��に機体90a,90bの動力を調整しておけば良いこ とである。

 以上の説明では、この機体110の各機体90a,90b の対向方向の揺れに対する復元力に関して説 明したが、この機体110の各機体90a,90bの対向� �向に直交する方向の揺れに対する復元力に� �しては、図14の点P(線分P ₁ P ₂ の中点)に各機体90a,90bの推進力F,F’の合力〔F 〕(=2Fcosα)が作用するので、その場合の揺れ(� ��ち各機体90a,90bの対向方向に直交する方向の 揺れ)に対する復元力の方が、各機体90a,90bの� ��向方向の揺れに対する復元力よりも格段に� ��きくなることが分かる。

 よって機体110を2個使用し、それらを互いの 点G ₀ で平面視で直交する様に組み合わせた機体(� �勢制御装置)を考えれば、その機体は、機器1 10を1個だけで使用する場合よりも復元力が格 段に増大することは明らかである。故にこの 機器110は2個以上組み合わせて使用されるこ� �が望ましい。

 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� ��いた場合の機体(姿勢制御装置)90cを考える� �

 例えば、この機体90cを一般的な飛行機の� ��後部および両翼に飛行機の進行方向に向け� ��取り付けておけば、飛行機の上下左右の安� ��性が格段に増大する。即ち飛行機が飛んで� ��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� �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。

 機体90cの放射状安定翼93,94の枚数および� �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� ��って内外両側に風が流れるので、式12-(2)中� ��Hは、式17-(1)の様になる。

 以上の様な発明または発明原理を利用す� ��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� ��勢制御が自動的に行われるので、姿勢制御� ��ための精密で高感度なセンサーおよび高価� ��高速度なコンピューターシステムが不必要� ��なる。その上、機体の安定翼の周囲に流れ� ��風流による慣性モーメントの増大効果によ� ��、その機体自身またはその機体を備えた飛� ��機自体に、外部風による影響に対する抵抗� ��が発生し、その結果、その機体自身または� ��の機体を備えた飛行機は、外部風に対して� ��常に強くなる。

 この発明は、プロペラ機のみではなくジ� ��ット機、ロケットおよびガス噴射等の飛行� ��に対しても応用できるので、広く姿勢制御� ��必要な分野に利用できる。またこの発明を� ��用した図12,図13または図14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� ��ーの実現も夢ではなくなる。

 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� ��ラ回転時のある一瞬を側面から視たときの� ��である。図15中、点Oは、プロペラ回転軸の� ��定点であり、点Pは、プロペラの作用点(中� �点)Yを含む水平線と点Oを含む垂直線との交� �であり、点G ₁ は、機体80の重心Gが点Oよりも下にある場合� �重心の位置であり、点G ₂ 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G ₃ は、機体80の重心Gが点Pよりも上にある場合� �重心の位置である。また点Oと機体80の重心G� ��の間の距離のn値をn _G とする。

 ここで、機体80の重心Gが各点G ₁ ~G ₃ にある場合のモーメントバランス式を考える 。

 (1)機体80の重心Gが点G ₁ にある場合
 この場合は、プロペラ81の推進力F _P の水平成分(F _p sinβ)のモーメントの方が、F _P の垂直成分(mg)のモーメントよりも大きくな� �、それらのモーメントは互いに逆向きにな� �ので、モーメントバランス式は、式19-(6)と� �る。

 尚、式中のF _C は、風圧中心点Cに掛かるプロペラ後流の風� �力であり、F _W は、外部風圧点Wに掛かる外部風圧力である� �

 F _P =mg/cosβ、F _C =Hπmgsinβ、F _W =Wmgsinβなので、これらの式を式19-(6)に代入す ると、式19-(1)を得る。尚、βは、微小な角度� ��ので、cosβ≒1と考えられる。

 (2)機体80の重心Gが点G ₂ にある場合
 この場合は、プロペラ推進力F _P の水平成分(F _p sinβ)と垂直成分(mg)との各々のモーメントの� �きさが上記(1)の場合と逆になるが、モーメ� �トバランス式を考えると、上記(1)と同様に� �式19-(1)を得る。

 (3)機体80の重心Gが点G ₃ にある場合
 この場合は、プロペラ推進力F _P の水平成分(F _p sinβ)と垂直成分(mg)との各々のモーメントの� �きは同じになるので、上記(1)の場合と同様� �、式19-(1)を得る。

 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� �ーメントが優勢であれば良い(即ち、式19-(1)� ��左辺がn _G 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� �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。

 式19-(1)の右辺のn _G をS5(疑似揚力係数kの決定)の項で説明したn _X で表すと、式19-(3)となる。

 式19-(3)を式19-(1)に代入し、且つn _GW =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� ��件の一態様と言える。またn _GC およびn _GW は、必ず式19-(4)を満たさなければならない。  

 よって、機体80が安定してホバリングす� �条件は、式19-(5)の様に表す事ができる。

 機体80が安定してホバリングしていると� �は、式19-(5)が必ず成立していると言える。

 但し、機体80の重心Gがプロペラ81よりも上� �ある場合は、重心Gの復元効果が無いばかり� ��なく、逆に重力Gにより機体80を傾けるモー� ��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� �る場合でも、プロペラ81から重心Gまでの距� �n _PG が短い場合は、重力Gによる復元効果が小さ� �ので、プロペラ回転軸の振れによる影響以� �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n _PG を長く取ることが重要である。n _PG の長さに制限がある場合は、機体80の慣性モ� ��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。

 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� ��の放射状安定翼82の長さを例えば半分位に� �くして、放射状安定翼82と共にプロペラ81の� ��置を筒状安定翼83の鉛直方向に変化させ、� �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。

 その結果、プロペラ位置が筒状安定翼83� �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8 2,83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� ��た点付近に集中して掛かっている事が分か� ��た。プロペラ位置を更に下げた実験におい� ��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� ��は、変化せず、筒状安定翼83の上端から筒� �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。

 言い換えれば、プロペラ位置が筒状安定� ��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� ��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� ��状安定翼83の長さの1/8だけ下がった点より� �上に位置する場合は、S13で説明した通りの� �置に、機体80の総合風圧中心点が現れていた 。

 尚、上記の実験において機体80の総合風圧� �心点の位置は、以下の様に求めた。即ち、� �16の様に、機体80の筒状安定翼83の下方に連� �部83cを介して筒状の補助安定翼83bを同心軸� �に取り付けた機体80aを作成し、安定してホ� �リングする機体80aの重心を求めることで、� �体80の総合風圧中心点を求められる。機体80� ��掛かる総合風圧力および補助安定翼83bに掛� ��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� ��算できるので、式19-(5)の第1式(Hπn _GC =Wn _GW )よりn _GC 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� �点)の位置が決定される。その後、機体80全� �に掛かる風圧力と補助安定翼83bに掛かる風� �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。

 上記の実験の結果は、予想もできない結� ��となった。このことは、機体80aにおいて、� ��安定翼83,83bのサイズおよび各安定翼83,83b間� ��距離を全く変えずに、放射状安定翼82と共� �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。

 この事実は、機体を設計の自由度を向上� ��せる上で大変都合が良い。プロペラ位置を� ��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� �めには、図16の様に、機体80全体の下に、筒� ��または放射状の補助安定翼83bを取り付ける� ��要がある。

 この場合、補助安定翼83bは機体80の下で� �なく上に取り付けても良いが、上に取り付� �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に補助安定翼83bに掛か� �風圧力に比べて非常に弱いため、補助安定� �83bの投影面積を非常に大きくするか、或い� �、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。

 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C ₀ 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。

 尚、上記の実施の形態1~3の機体では、風� ��を発生させる手段(風流発生装置)を、プロ� �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� �噴射機、ジェット噴流機またはロケット噴� �機により構成しても良い。風流発生装置を� �ロペラとプロペラ用駆動部とにより構成す� �ば、比較的簡単な原理で風流を発生させる� �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� �構成すれば、より強力な風流を発生させる� �ができる。