流体调整装置及航空器的制作方法

本发明涉及一种流体调整装置及航空器。

背景技术：

当航空器航行时，在航空器的主翼中，在上表面与下表面之间产生压力差。由于该压力差，在主翼的翼端(与翼根相反的一侧的端部)附近，气流从下表面(正压面)流入到上表面(负压面)，由此产生翼端涡流(参考图10)。该翼端涡流在减小机翼迎角的方向上起作用并增大感应阻力，由此成为减少航空器油耗率的主要因素。

因此，为了抑制感应阻力，已知有抑制成为感应阻力的主要因素的翼端涡流的技术(例如专利文献1及专利文献2)。

以往技术文献

专利文献

专利文献1：美国专利第4917332号说明书

专利文献2：日本专利公开2004-168170号公报

技术实现要素：

发明要解决的技术课题

作为抑制翼端涡流的技术，例如有在主翼的翼端上设置小翼的技术，或者在螺旋桨机中使螺旋桨在与翼端涡流的旋转方向相反的方向旋转的技术。然而，可能会引起小翼的重量大且航空器的重量增大的问题。并且，在通过螺旋桨抑制翼端涡流的结构中，存在无法利用于除了螺旋桨机以外的航空器的问题。由此，期待可以通过不同的方式抑制产生翼端涡流的装置。

本发明是鉴于这种情况而完成的，其目的在于提供一种能够抑制产生翼端涡流并减小感应阻力的流体调整装置及航空器。

用于解决技术课题的手段

为了解决上述课题，本发明的一方式所涉及的流体调整装置及航空器采用以下方式。

本发明的一方式所涉及的流体调整装置具备：主体部，设置于机翼的翼根的相反侧端部即翼端，在正压面和/或负压面上形成有吸入开口；第1风扇，从所述吸入开口吸入空气，并且将所吸入的空气从所述机翼的后缘侧排出；及第1驱动部，使所述第1风扇向与在所述翼端上生成的翼端涡流的旋转方向相反的方向旋转。

在机翼的翼端上，气流从正压面经过(绕过)翼端附近向负压面环绕，由此产生被称为翼端涡流的涡状空气流。翼端涡流由于在减小机翼迎角的方向上起作用，因此成为对机翼的阻力(以下，称为“感应阻力”。)。

在上述结构中，在正压面和/或负压面上形成有吸入开口。由此，第1风扇吸入从正压面向负压面的气流的一部分。即，第1风扇抽吸成为翼端涡流产生主要因素的气流的一部分，并且向后缘侧排出。从而，能够抑制产生翼端涡流。

并且，在上述结构中，第1风扇向与翼端涡流的旋转方向相反的方向旋转。由此，从第1风扇排出的空气成为向与翼端涡流相反的方向回转的涡流。并且，在上述结构中，第1风扇将从吸入开口抽吸的空气从后缘侧排出。由此，向与翼端涡流相反的方向回转的空气从机翼的后缘侧排出。从而，在机翼的后缘侧，从第1风扇排出的空气抑制产生翼端涡流。因此，能够减小感应阻力。

并且，在上述结构中，第1风扇将从正压面和/或负压面吸入的空气从机翼的后缘侧排出。由此，通过第1风扇，能够将从正压面和/或负压面吸入的空气用作推进力(机翼向前缘方向移动的力)。

并且，在本发明的一方式所涉及的流体调整装置中，所述第1风扇可以是弗朗西斯涡轮，其中心轴线从所述机翼的前缘向后缘方向延伸，从周向吸入空气并将所吸入的空气向轴向排出。

在上述结构中，作为第1风扇而使用弗朗西斯涡轮，其中心轴线从机翼的前缘向后缘方向延伸，从周向吸入空气并将所吸入的空气向轴向排出。即，从弗朗西斯涡轮排出的空气从机翼的后缘侧排出。由此，不用具备用于将从弗朗西斯涡轮排出的空气引向后缘侧的结构(例如导管等)便能够从机翼的后缘侧排出空气。从而，能够简化结构。

并且，在本发明的一方式所涉及的流体调整装置中，所述第1风扇可以具有：交叉流动式风扇，中心轴线从所述机翼的前缘向后缘方向延伸，从周向吸入空气并向周向排出空气；及导管，将从所述交叉流动式风扇排出的空气引向所述机翼的后缘侧。

在上述结构中，第1风扇具有：交叉流动式风扇，从周向吸入空气并向周向排出空气；及导管，将从交叉流动式风扇排出的空气引向机翼的后缘侧。由此，从交叉流动式风扇排出的空气经由导管能够从机翼的后缘侧排出。并且，交叉流动式风扇相对结构简单，因此作为从正压面和/或负压面吸入空气的装置，与具有其他功能的装置(例如将从周向吸入的空气向轴向排出的装置等)相比为小型。从而，作为从正压面和/或负压面吸入空气的装置，与使用具有其他功能的装置的结构相比，能够实现小型化。

并且，在本发明的一方式所涉及的流体调整装置中，其可以具备：第2风扇，在所述机翼的翼长方向上延伸，沿着所述机翼的后缘设置，并吸入沿着所述机翼的所述正压面和/或所述负压面的空气，并且将所吸入的空气向涡轮排出；及第2驱动部，将所述第2风扇进行旋转驱动，所述第1驱动部是涡轮，该涡轮设置于所述第1风扇的轴向端部，并通过从所述第2风扇排出的空气进行旋转驱动。

在上述结构中具备第2风扇，该第2风扇沿着机翼的后缘设置，吸入沿着机翼的正压面和/或负压面的空气，并且将所吸入的空气向涡轮排出。由此，通过第2风扇吸入从机翼的正压面或负压面分离的空气而能够抑制空气的分离。从而，能够抑制对机翼的阻力。

并且，将从第2风扇排出的空气供给到涡轮，并由该涡轮驱动第1风扇。由此，由于涡轮不需要配线等，因此与作为用于驱动第1风扇的驱动装置而设置需要配线等的电动马达等的结构相比，能够简化结构并实现轻量化。

本发明的一方式所涉及的航空器具备上述任一项所述的流体调整装置。

在上述结构中，由于能够抑制在设置于航空器的机翼的翼端上产生翼端涡流，因此能够减小感应阻力。从而，能够提高航空器的油耗率。

发明效果

根据本发明，能够抑制产生翼端涡流并减小感应阻力。

附图说明

图1是本发明的第1实施方式所涉及的航空器的示意性俯视图。

图2是图1的ii-ii向视剖视图。

图3是图1的iii-iii向视剖视图。

图4是表示图2的变形例(变形例1)的剖视图。

图5是表示图3的变形例(变形例1)的剖视图。

图6是本发明的第2实施方式所涉及的航空器的示意性俯视图。

图7是图6的vii-vii向视剖视图。

图8是图6的viii-viii向视剖视图。

图9是表示图7的变形例(变形例2)的剖视图。

图10是示意性地表示在航空器的翼端上产生的翼端涡流的正视图。

具体实施方式

以下，参考附图对本发明所涉及的流体调整装置及航空器的一实施方式进行说明。另外，图中的fr表示航空器前方，图中的up表示航空器上方，图中in表示航空器的宽度方向的内侧。并且，以下说明中的前后方向表示航空器的前后方向，左右方向表示面向航空器前方的状态下的左右方向。

〔第1实施方式〕

以下，使用图1至图3对本发明的第1实施方式进行说明。在本实施方式中，对流体调整装置4设置在航空器1的主翼上的示例进行说明。

如图1所示，航空器1具备：机身2；主翼(机翼)3，翼长方向的一端即翼根固定于机身2；及流体调整装置4，设置于主翼3的另一端即翼端。另外，在图1中，在图示关系上，省略图示两个主翼3中的一个(航空器1的右侧主翼3)。并且，由于流体调整装置4嵌入主体部7中，因此当实际俯视观察时无法视觉辨认，但是在图1中，在图示关系上，用实线图示出流体调整装置4。

机身2在内部具有搭载乘客和/或货物的空间。并且，在机身2内设置有电池6。另外，可以设置发电机来代替电池6。

主翼3具有主翼3的上表面(负压面)及主翼3的下表面(正压面)。

流体调整装置4具备：主体部7，与主翼3一体地形成，并且成为主翼3的一部分；第1弗朗西斯涡轮(第1风扇)8，以嵌入主体部7的方式设置；及第1马达(第1驱动部)9，设置于第1弗朗西斯涡轮8的前方。

如图1及图3所示，主体部7具有主体部上表面(负压面)11及主体部下表面(正压面)12。主体部上表面11以与主翼上表面3a在同一平面的方式一体地形成。并且，主体部上表面11在翼长方向的前端形成有朝下方弯曲的上表面弯曲部11a(参考图3)。主体部下表面12以与主翼下表面3b在同一平面的方式一体地形成。并且，主体部下表面12在翼长方向的前端形成有朝上方弯曲的下表面弯曲部12a。上表面弯曲部11a的下端与下表面弯曲部12a的上端被连接(参考图3)。

如图3所示，在主体部7的内部形成有向前后方向延伸且长度方向剖面为大致圆形的第1内部空间s1。在主体部7的上表面弯曲部11a上形成有将形成于主体部7内部的第1内部空间s1与外部连通上部开口(吸入开口)13。上部开口13在前后方向的长度与第1内部空间s1在前后方向的长度大致相同。并且，在主体部7的下表面弯曲部12a上形成有将第1内部空间s1与外部连通的下部开口(吸入开口)14。下部开口14在前后方向的长度与第1内部空间s1在前后方向的长度大致相同。并且，在主体部7的后缘侧(后端)形成有将第1内部空间s1与主体部7的后缘侧的外部连通的排出开口15。

第1弗朗西斯涡轮8是以中心轴线沿着第1内部空间s1的长度方向的方式旋转自如地配置在第1内部空间s1中的圆筒状部件。并且，第1弗朗西斯涡轮8以随着从前方趋向后方直径逐渐变大的方式形成。第1弗朗西斯涡轮8具有围绕中心轴线以规定间隔在圆周方向上并排配置的多个叶片部16。由于各叶片部16与中心轴线隔开间隔而设置，因此在第1弗朗西斯涡轮8的内部形成有以中心轴线为中心向长度方向延伸的空间。各叶片部16形成为将从周向导入的空气引向内部空间，并且使所导入的空气在空间内部向后方流通。即，第1弗朗西斯涡轮8通过以中心轴线为中心进行旋转，从周向吸入空气并将所吸入的空气从轴向后方排出。

第1马达9设置在第1弗朗西斯涡轮8的前方。第1马达9由配线17电连接于设置在机身2中的电池6，并通过来自电池6的电力进行驱动。第1马达9与第1弗朗西斯涡轮8的前端连结，第1马达9进行驱动，由此第1弗朗西斯涡轮8以中心轴线为中心进行旋转。详细而言，第1马达9使第1弗朗西斯涡轮8向与在翼端上生成的翼端涡流的旋转方向相反的方向旋转。即，如图3的箭头r1所示，当正面观察第1弗朗西斯涡轮8时，在第1弗朗西斯涡轮8在翼长方向的前端侧的一半部分，以叶片部16从上方(正压面侧)向下方(负压面侧)移动的方式使第1弗朗西斯涡轮8旋转。并且，如图1的箭头r1所示，当俯视观察第1弗朗西斯涡轮8时，在第1弗朗西斯涡轮8的上侧一半部分，以叶片部16从翼根侧向翼端侧移动的方式使第1弗朗西斯涡轮8旋转。

并且，本实施方式的航空器1具备控制第1马达9的控制装置(省略图示)。

控制装置例如由cpu(centralprocessingunit：中央处理单元)、ram(randomaccessmemory：随机存取存储器)、rom(readonlymemory：只读存储器)及计算机可读存储介质等构成。而且，用于实现各种功能的一系列处理，作为一例，以程序的形式存储在存储介质等中，cpu将该程序读取到ram等中，并通过执行信息加工/运算处理而实现各种功能。另外，程序可以适用如下形式：预先安装于rom或其他存储介质中的形式；以存储在计算机可读存储介质中的状态被提供的形式；及经由基于有线或无线的通信方式被传送的形式等。计算机可读存储介质是磁盘、光磁盘、cd-rom、dvd-rom、半导体存储器等。

接着，对本实施方式所涉及的航空器1中的作用进行说明。

在航空器1的航行中，在主翼上表面3a(负压面)与主翼下表面3b(正压面)之间产生压力差。由于该压力差，在主翼3的翼端附近，气流从主翼下表面3b流入到主翼上表面3a，由此产生翼端涡流(参考图10的箭头)。翼端涡流由于在减小机翼迎角的方向上起作用，因此成为对机翼的阻力(以下，称为“感应阻力”。)。

在本实施方式所涉及的航空器1中，在航行中通过驱动第1马达9而使第1弗朗西斯涡轮8旋转驱动。通过第1弗朗西斯涡轮8旋转，如图2及图3的箭头a1所示，第1弗朗西斯涡轮8经由形成在主体部7上的上部开口13及下部开口14吸入从主翼下表面3b(正压面)趋向主翼上表面3a(负压面)的气流的一部分。第1弗朗西斯涡轮8将所吸入的空气从轴向后方排出。如图2的箭头e1所示，从第1弗朗西斯涡轮8排出的空气经由形成在主体部7上的排出开口15向主翼3的后缘侧空间(后方空间)排出。由于第1弗朗西斯涡轮8向与翼端涡流的回转方向相反的方向旋转，因此向主翼3的后缘侧空间排出的空气成为向与翼端涡流的回转方向相反的方向回转的涡流。

根据本实施方式，发挥以下作用和效果。

在本实施方式中，第1弗朗西斯涡轮8从形成在上表面弯曲部11a上的上部开口13及形成在下表面弯曲部12a上的下部开口14吸入从主翼下表面3b(正压面)趋向主翼上表面3a(负压面)的气流的一部分。即，第1弗朗西斯涡轮8抽吸成为翼端涡流产生主要因素的气流的一部分，并向后缘侧排出。从而，能够抑制产生翼端涡流。

在本实施方式中，第1弗朗西斯涡轮8将从上部开口13及下部开口14抽吸的空气向主翼3的后缘侧空间排出。由于向主翼3的后缘侧空间排出的空气成为向与翼端涡流的回转方向相反的方向回转的涡流，因此在机翼的后缘侧空间，从第1弗朗西斯涡轮8排出的空气抑制产生翼端涡流。从而，能够减小航空器1的感应阻力。因此，能够提高航空器1的油耗率。

并且，在本实施方式中，第1弗朗西斯涡轮8将从上部开口13及下部开口14吸入的空气从主翼3的后缘侧向后方排出。由此，通过第1弗朗西斯涡轮8，能够将从正压面及负压面吸入的空气用作航空器1的推进力。

在本实施方式中，通过第1弗朗西斯涡轮8而抑制产生翼端涡流，所述第1弗朗西斯涡轮8其中心轴线从机翼的前缘向后缘方向延伸，从周向吸入空气并将所吸入的空气向轴向。由此，不用具备用于将从第1弗朗西斯涡轮8排出的空气引向后缘侧的结构(例如导管等)便能够从主翼3的后缘侧排出空气。从而，能够简化流体调整装置4的结构。

〔变形例1〕

接着，使用图4及图5对本实施方式的变形例(变形例1)进行说明。如图4及图5所示，本变形例所涉及的流体调整装置4主要与第1实施方式不同点在于，使用交叉流动式风扇28来代替第1弗朗西斯涡轮8。对与第1实施方式相同的结构标注相同的符号，并省略其详细说明。

流体调整装置24具备：主体部27，与主翼3一体地形成，并且成为主翼3的一部分；交叉流动式风扇28，以嵌入主体部27中的方式设置；导管30，将从交叉流动式风扇28排出的空气引向排出开口15；及第1马达9，设置在交叉流动式风扇28的前方。交叉流动式风扇28是沿着中心轴线延伸的圆筒状风扇。交叉流动式风扇28在相当于圆筒形状的外周面的部分具有多个与中心轴线大致平行地延伸的叶片，通过以中心轴线为中心进行旋转，多个叶片将空气向规定方向(本实施方式中为上方)进行输送。

在本变形例所涉及的主体部27上，在下表面弯曲部12a上形成有将第1内部空间s2与外部连通的下部开口14，但是在上表面弯曲部11a上未形成有上部开口13。并且，如后所述，由于在形成于主体部27内部的第1内部空间s2中容纳有交叉流动式风扇28及导管30，因此第1内部空间s2以长度方向的剖面呈椭圆形状的方式形成。

交叉流动式风扇28是以中心轴线沿着第1内部空间s2的长度方向的方式旋转自如地配置在第1内部空间s2中的圆筒状部件。并且，交叉流动式风扇28以随着从前方趋向后方直径逐渐变大的方式形成。交叉流动式风扇28具有围绕中心轴线以规定间隔在圆周方向上并排配置的多个叶片部32。由于各叶片部32与中心轴线隔开间隔而设置，因此在交叉流动式风扇28的内部形成有以中心轴线为中心向长度方向延伸的空间。各叶片部32以将从周向导入的空气向切线方向流通的方式形成。即，交叉流动式风扇28通过以中心轴线为中心进行旋转，从周向(本实施方式中为下方)吸入空气并向与吸入方向相同的一侧的周向(本实施方式中为上方)排出所吸入的空气。

导管30向前后方向以直线状延伸，并连接第1内部空间s2的上部的后端与排出开口15。

第1马达9设置在交叉流动式风扇28的前方。第1马达9由配线17电连接于设置在机身2中的电池6，并通过来自电池6的电力进行驱动。第1马达9与交叉流动式风扇28的前端连结，第1马达9进行驱动，由此交叉流动式风扇28以中心轴线为中心进行旋转。由于交叉流动式风扇28的旋转方向与第1实施方式的第1弗朗西斯涡轮8为相同的方向，因此省略详细说明。

接着，对本变形例所涉及的航空器21中的作用进行说明。

在本变形例所涉及的航空器21中，在航行中通过驱动第1马达9而使交叉流动式风扇28旋转驱动。通过交叉流动式风扇28旋转，如图4及图5的箭头a1所示，交叉流动式风扇28经由形成在主体部27上的下部开口14吸入从主翼下表面3b(正压面)趋向主翼上表面3a(负压面)的气流的一部分。交叉流动式风扇28将所吸入的空气向上方和后方排出。如箭头a1’所示，从交叉流动式风扇28排出的空气流入到导管30。如图4的箭头e1所示，流入到导管30中的空气经由形成在主体部27上的排出开口15向主翼3的后缘侧空间(后方空间)排出。由于交叉流动式风扇28向与翼端涡流的回转方向相反的方向旋转，因此向主翼3的后缘侧空间排出的空气成为向与翼端涡流的回转方向相反的方向回转的涡流。

根据本变形例，发挥以下作用和效果。

在本变形例中，通过交叉流动式风扇28从主翼3的后缘侧排出空气。交叉流动式风扇28相对结构简单，因此作为从周向吸入空气的装置，与具有其他功能的装置(例如将从周向吸入的空气向轴向排出的装置等)相比为小型。从而，能够使流体调整装置24小型化。

并且，交叉流动式风扇28由于叶片与中心轴线大致平行地设置，因此与叶片相对于中心轴线倾斜的结构相比，长度方向上的吸入量均匀。由此，能够增大整体吸入量。从而，能够吸入更多成为翼端涡流产生主要因素的气流，因此能够进一步抑制产生翼端涡流。

〔第2实施方式〕

接着，使用图6至图8对本发明的第2实施方式进行说明。本实施方式所涉及的流体调整装置44主要与第1实施方式不同点在于，具备第2弗朗西斯涡轮45、以及具备驱动用弗朗西斯涡轮47来代替第1马达9。在以下说明中，对与第1实施方式相同的结构标注相同的符号，并省略其详细说明。

流体调整装置4还具备：第2弗朗西斯涡轮(第2风扇)45，在主翼3的翼长方向上延伸，并且沿着主翼3的后缘设置；第2马达(第2驱动部)46，将第2弗朗西斯涡轮45进行旋转驱动；驱动用弗朗西斯涡轮(涡轮)47，将第1弗朗西斯涡轮8进行旋转驱动；及通风道48，将从第2弗朗西斯涡轮45排出的空气引向驱动用弗朗西斯涡轮47。并且，在本实施方式所涉及的航空器1的主翼3的后端部，形成有向翼长方向(左右方向)延伸且长度方向剖面为大致圆形的第2内部空间s3。并且，在主翼上表面3a上形成有将内部空间与外部连通的上表面开口43。上表面开口43在翼长方向的长度与第2内部空间s3在翼长方向的长度大致相同。

第2弗朗西斯涡轮45以中心轴线沿着第2内部空间s3的长度方向的方式旋转自如地配置在第2内部空间s3。并且，第2弗朗西斯涡轮45通过以中心轴线为中心进行旋转，从周向吸入空气并将所吸入的空气向轴向排出。本实施方式的第2弗朗西斯涡轮45将所吸入的空气向翼端方向排出。由于其他第2弗朗西斯涡轮45的结构与第1弗朗西斯涡轮8大致相同，因此省略其详细说明。

通风道48是导管状部件。通风道48将第2内部空间s3在翼端方向的端部与第1内部空间s1在翼根方向的端部连通。通风道48在与第2弗朗西斯涡轮45的中心轴线大致相同的方向上以直线状延伸。并且，通风道48以与第1弗朗西斯涡轮8及驱动用弗朗西斯涡轮47的中心轴线正交的方式延伸。

第2马达46设置于第2弗朗西斯涡轮45的翼根侧端部。第2马达46由配线17电连接于设置在机身2中的电池6，并通过来自电池6的电力进行驱动。马达与第2弗朗西斯涡轮45的翼根侧端部连结，第2马达46进行驱动，由此第2弗朗西斯涡轮45以中心轴线为中心进行旋转。详细而言，如图6的箭头r2所示，当俯视观察第2弗朗西斯涡轮45时，在第2弗朗西斯涡轮45的上侧一半部分，以叶片部50从主翼3的后缘侧向前缘侧移动的方式使第2弗朗西斯涡轮45旋转。另外，第2弗朗西斯涡轮45的旋转方向并不限定于此，也可以是与上述说明的旋转方向相反的方向的旋转。

驱动用弗朗西斯涡轮47以中心轴线沿着第1内部空间s1的长度方向的方式旋转自如地配置于第1内部空间s1。并且，驱动用弗朗西斯涡轮47通过以中心轴线为中心进行旋转，从周向吸入空气并将所吸入的空气向轴向排出。本实施方式的驱动用弗朗西斯涡轮47将所吸入的空气向轴向后方排出。由于其他驱动用弗朗西斯涡轮47的结构与第1弗朗西斯涡轮8大致相同，因此省略其详细说明。

并且，驱动用弗朗西斯涡轮47设置在第1弗朗西斯涡轮8的后方。驱动用弗朗西斯涡轮47的前端经由连结部件49而与第1弗朗西斯涡轮8的后端连结，由于驱动用弗朗西斯涡轮47旋转，因此第1弗朗西斯涡轮8也旋转。

接着，对本实施方式所涉及的航空器41中的作用进行说明。

在本实施方式所涉及的航空器41中，在航行中通过驱动第2马达46而使第2弗朗西斯涡轮45旋转驱动。通过第2弗朗西斯涡轮45旋转，如图8的箭头a2所示，第2弗朗西斯涡轮45经由形成在主翼3上的上表面开口43吸入在主翼上表面3a(负压面)附近流通的气流的一部分。第2弗朗西斯涡轮45将所吸入的空气向轴向排出。如图6的箭头a2’所示，从第2弗朗西斯涡轮45排出的空气经由通风道48供给到驱动用弗朗西斯涡轮47。详细而言，从驱动用弗朗西斯涡轮47的周向被供给。驱动用弗朗西斯涡轮47通过所供给的空气进行旋转驱动。通过驱动用弗朗西斯涡轮47进行旋转驱动，第1弗朗西斯涡轮8也进行旋转驱动。如图7的箭头e2所示，从驱动用弗朗西斯涡轮47排出的空气与从第1弗朗西斯涡轮8排出的空气一同，经由形成在主体部7上的排出开口15，向主翼3的后缘侧空间(后方空间)排出。由于与第1弗朗西斯涡轮8有关的空气流与第1实施方式相同，因此省略说明。

根据本实施方式，发挥以下作用和效果。

在本实施方式中，具备第2弗朗西斯涡轮45。由此，通过第2弗朗西斯涡轮45吸入从主翼上表面3a分离的空气而能够抑制空气的分离。从而，能够抑制对航空器41的阻力。因此，能够提高航空器41的油耗率。

尤其，当航空器41起飞时等，由于沿着主翼上表面3a流动的空气分离的倾向强烈，因此能够更适宜地获得基于第2弗朗西斯涡轮45的效果。

并且，将从第2弗朗西斯涡轮45排出的空气供给到驱动用弗朗西斯涡轮47，并通过驱动用弗朗西斯涡轮47而驱动第1弗朗西斯涡轮8。由于驱动用弗朗西斯涡轮47不需要配线等，因此与作为用于驱动第1弗朗西斯涡轮8的驱动装置而设置需要配线等的电动马达等的结构相比，能够简化结构并实现轻量化。

〔变形例2〕

接着，对本实施方式的变形例(变形例2)进行说明。如图9所示，本变形例与第2实施方式的不同点在于，作为设置在主翼3的翼端的送风机而使用交叉流动式风扇28来代替第1弗朗西斯涡轮8。在本变形例2中，与第2实施方式的第1弗朗西斯涡轮8同样，交叉流动式风扇28的后端经由连结部件而与驱动用弗朗西斯涡轮47的前端连结。并且，在本变形例中，与第1实施方式的变形例1同样，设置有将从交叉流动式风扇28排出的空气引向排出开口15的导管30。在本变形例的结构中，也发挥与第2实施方式相同的效果。

〔变形例3〕

接着，对本实施方式的另一变形例(变形例3)进行说明。在本变形例中，与第2实施方式的不同点在于，作为沿着主翼3的后缘设置的送风机而使用交叉流动式风扇来代替第2弗朗西斯涡轮。在本变形例的结构中，设置有将从交叉流动式风扇排出的空气引向驱动用弗朗西斯涡轮47的导管。另外，该结构中使用的交叉流动式风扇的结构与第1实施方式中的交叉流动式风扇28的结构大致相同。然而，适用于该结构的交叉流动式风扇从上方吸入空气，并将所吸入的空气朝下方排出(输送)。

在本变形例的结构中，也发挥与第2实施方式相同的效果。

并且，如上所述，交叉流动式风扇由于叶片与中心轴线大致平行地设置，因此与叶片相对于中心轴线倾斜的结构相比，长度方向上的吸入量均匀。由此，能够增大整体吸入量。在本变形例2中，作为沿着主翼3的后缘设置的涡轮而使用交叉流动式风扇，因此能够吸入更多的从主翼上表面3a分离的空气。从而，能够进一步抑制空气的分离。

另外，本发明并不限定于上述各实施方式，在不脱离其主旨的范围内可以适当地变更。

例如，在上述第2实施方式中，对第2弗朗西斯涡轮45经由形成在主翼上表面3a上的上表面开口43吸入在主翼上表面3a的附近流通的气流的一部分的示例进行了说明，但是本发明并不限定于此。例如，可以在主翼下表面3b上形成开口，并经由该开口吸入在主翼下表面3b的附近流通的气流的一部分。通过如此构成，能够吸入形成在主翼下表面3b附近的边界层，因此能够减小航空器1的阻力。并且，可以在主翼上表面3a和主翼下表面3b两者形成有开口。

并且，可以组合上述第2实施方式的变形例2和变形例3。即，作为设置在主翼3的翼端上的送风机，可以使用交叉流动式风扇28来代替第1弗朗西斯涡轮8，并且作为沿着主翼3的后缘设置的送风机，可以使用交叉流动式风扇来代替第2弗朗西斯涡轮。通过如此构成，能够大量吸入成为翼端涡流产生主要因素的气流以进一步抑制产生翼端涡流，并且能够大量吸入从主翼上表面3a分离的空气以进一步抑制空气的分离。

符号说明

1-航空器，2-机身，3-主翼，3a-主翼上表面，3b-主翼下表面，4-流体调整装置，6-电池，7-主体部，8-第1弗朗西斯涡轮，9-第1马达，11-主体部上表面，11a-上表面弯曲部，12-主体部下表面，12a-下表面弯曲部，13-上部开口，14-下部开口，15-排出开口，16-叶片部，17-配线，28-交叉流动式风扇，30-导管，32-叶片部，43-上表面开口，45-第2弗朗西斯涡轮，46-第2马达，47-驱动用弗朗西斯涡轮，48-通风道，49-连结部件，50-叶片部，s1-第1内部空间，s2-第1内部空间，s3-第2内部空间。