JP2004224147A

JP2004224147A - Control mechanism for cycloidal propeller

Info

Publication number: JP2004224147A
Application number: JP2003013246A
Authority: JP
Inventors: Masahiko Onda; 昌彦恩田
Original assignee: National Institute of Advanced Industrial Science and Technology AIST
Current assignee: National Institute of Advanced Industrial Science and Technology AIST
Priority date: 2003-01-22
Filing date: 2003-01-22
Publication date: 2004-08-12

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a control mechanism for a cycloidal propeller for directly transmitting a rotation driving of a motor to a rotary wing through a driving main shaft. <P>SOLUTION: In the control mechanism for the cycloidal propeller, control rods 13 respectively mounted to rings of a driven side of a slip ring are displaced in accordance with the displacement amount and direction of the slip ring 16 to control an incidental angle of the rotary wing of the propeller by two-dimensionally displacing the slip ring 16 penetrated with the driving main shaft 14 to obtain displacement of the control rod 13 of the cycloidal propeller in a radial direction of the ring. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、高推力全方位可変推進機として知られ、海上船舶に適用され高い操船性能を示したサイクロイダル・プロペラの制御機構に係り、おもに航空分野へ適用可能なサイクロイダル・プロペラの制御機構に関する。
【０００２】
【従来の技術】
サイクロイダル・プロペラは、造船技術分野ではホイト・シュナイダー・プロペラと一般に呼ばれている。このプロペラは比較的小さい制御操作力で３６０°の全方位の望む方向に、瞬時に全推力の方向を向けたり、その推力レベルの加減を自由に出来る特性を持っている。このプロペラの全機構を軽量化できれば航空機用のプロペラとして、有人、無人の垂直離着陸機など多方面に適用できる。空中で駆動した場合は、ヘリコプタのプロペラと比べて騒音も少なく大きな推力が得られるのが特徴である。海上船舶用には高い強度が必要で搭載重量が航空機と比べて桁違いに大きいため重量の嵩む制御機構でも許容されるが、同プロペラの全体機構が複雑なため部品点数も多く、航空用には極度の軽量化が必要となる。
【０００３】
航空機の１つとしての飛行船は環境に優しく安全で省エネルギー的であり、現在社会のニーズにあった乗り物の一つとして脚光を浴びてきた。例えば、この飛行船を小型化し、運動性能を飛躍的に高めれば、手軽でしかも安全な飛行への欲求を満たし、自家用機として使うことができる。（例えば、非特許文献１参照）
【０００４】
しかし、従来から飛行船に用いられてきたような方向可変のダクテド・ファンなどの推進機を使用したのでは応答が遅いので運動性能の向上は望めない。
【０００５】
そこで航空用としては全く新しい推進機として、サイクロイダル・プロペラを適用する。サイクロイダル・プロペラを装着したタグ飛行船については、発明者が提案してきた。（例えば、特許文献１参照）
【０００６】
船体重心と浮心をほぼ一致させた飛行船にこの推進機を搭載すれば、理論上船体重心を回転軸とした宙返りも可能となる。サイクロダル・プロペラとは、一定速度で回転する翼の迎え角を制御することによって推力を得る推進装置のことである。その構想は１８２８年までさかのぼることができ、船舶分野においては１９３１年にフォイト・シュナイダー・プロペラという名前で実用化されている。日本でも１９３６年に連絡船の曳き船として初めて第一鉄栄丸に搭載された。
【０００７】
このプロペラの利点として、
（１）小さな制御力で３６０度任意の方向に瞬時に大きな推力を発生することができる
（２）船体を停止の状態からそのまま横行できる
（３）船体のほぼ真ん中を中心として旋回が可能である
（４）舵が不要である
などが挙げられる。実際このプロペラの効率は、回転中各翼がずっと一定の推力を発生しているわけではないので、船舶用のスクリュープロペラの効率を１００％としたとき、全速走行で約８５％、低速走行では約２５％まで落ちると言われているが、舵が不要なので、その分、全体の推進効率では約１０％有利ではある。（例えば、非特許文献２参照）
【０００８】
また回転中つねに迎え角が変化しているので制御機構も非常に複雑である。にもかかわらず、その制御能力の高さからタグボートや艦艇に使用されてきた。（例えば、非特許文献３参照）
【０００９】
そのころから航空機分野への使用も検討されてきた。１９２３年、飛行中に嵐に襲われ遭難したアメリカ海軍の飛行船Ｓｈｅｎａｎｄｏａｈは、当初サイクロイダル・プロペラを搭載する予定だった。もし搭載していれば遭難は免れたであろうと言われている。
【００１０】
第二次世界大戦中も、アメリカ軍においてサイクロイダル・プロペラに関する実験が行われており、飛行船のみならず飛行機やヘリコプター等への搭載計画が数多く存在した。（例えば、非特許文献４参照）
【００１１】
その例の１つは、１９４０年代に計画された、サイクロイダル・プロペラを搭載した飛行機である。機体先端におかれたガスタービン・エンジンによってプロペラを回転させ、前後のプロペラを反対方向に回すことにより反力を打ち消しあう構造になっている。しかし、これに限らず、この時期に実際に飛行に成功したという報告はない。
【００１２】
近年においては、１９９７年アメリカ海軍が無人機の推進システムとしてサイクロイダル・プロペラの研究を開始し、２００１年にはサイクロイダル・プロペラを直径約７フィートの気球に取り付けて、２分３０秒間の飛行に成功している。（例えば、非特許文献５参照）しかし、この推進機を搭載した有人飛行については未だ報告がない。
【００１３】
サイクロイダル・プロペラの制御のためには、駆動主軸で支持され回転する回転翼と、駆動主軸の先端と回転翼間にある軸受け周りにこの翼の傾きを作り出して翼の方向を偏向させる制御ロッドおよび、この制御ロッドの結合点を制御ロッドの回転面内で必要な量を二次元的に移動させる制御機構を持つ。
【００１４】
サイクロイダル・プロペラの動作の基本原理を図５（ａ）（ｂ）に示す。ただし、点Ｏは翼回転中心で、点Ｎは制御ロッド結合点を表している。点Ｏと点Ｎが一致している図５（ａ）では、各翼は流れに対して迎え角ゼロで回転しているので推力を発生しない。一方、図５（ｂ）では点Ｎが点Ｏの下側にずれていることがわかる。これにより、Ｂ、Ｄの位置では迎え角ゼロであるが、Ｂ→Ｃ→Ｄ、Ｄ→Ａ→Ｂに向かう間に翼は迎え角を持ち、共に図の上方向に推力を発生することがわかる。このようにサイクロイダル・プロペラは翼の制御中心Ｎを変位するだけで瞬時に任意の方向へ推力を発生することができるのである。
【００１５】
図３は前述の２００１年初飛行の気球に取り付けられた航空機用のサイクロイダル・プロペラの制御機構の第１の例である。この機構では制御棒３５の操作端からの二次元の制御移動量を制御ロッド３１ａ，３１ａ，・・を介して回転翼３２，３２，・・に伝えて迎角制御を行なうために、回転翼３２，３２，・・を駆動アーム３３，３３，・・を介して支持する駆動主軸３４を中空にして、その中を制御棒３５を通している。この為、駆動主軸３４は太いパイプもしくはリングとなり、これを支持する軸受けの寸法は大きくなり全体構造が重くなる。尚、回転翼３２には制御ロッド３１ａの先端に設けられた軸受３２ａと、駆動アーム３３の先端に設けられた軸受３２ｂが取付けられており、制御ロッド３１ａにより、回転翼３２は迎角制御が可能となっている。また、駆動主軸３４は原動機３６の回転軸３６ａに固定された駆動歯車３６ｂで駆動主軸３４に同軸に固定された歯車３７とともに回転駆動される。
【００１６】
図４はやはり、従来から海上船舶で使われてきたサイクロイダル・プロペラの制御機構の第２の例である。この例は回転翼４１，４１，・・が４枚の場合の例であるが、４枚の回転翼全体をすべて同方向に回転させるために各回転翼４１，４１，・・の付け根側に突出する各軸４１ａ，４１ａ，・・は原動機４２の回転軸４２ａに固定された駆動歯車４２ｂで一方向に回転駆動される歯車４３上に付いている。一方、これら各軸４１ａ，４１ａ，・・は、それぞれ長孔４４ａを有する平板状の連結部材４４，４４，・・により、相互に連結され、それぞれの回転翼４１，４１，・・のピッチ角は独立に変化し、迎え角が変化する様、制御棒４５によって駆動制御される。制御棒４５は回転歯車４３に常に垂直であるが、制御操作によって歯車の端面上を二次元的に駆動し回転翼４１，４１，・・の迎角制御を行なう。
【００１７】
【非特許文献１】
恩田昌彦著，アクロバット人力飛行船、日本機械学会昇降機・遊戯施設等の最近の技術と進歩技術講演会講演論文集（Ｎｏ．０１−５８）Ｐ．３７〜Ｐ．４０（２００２．１．２４）
【００１８】
【特許文献１】
特開２００２−４６６９４号公報
【００１９】
【非特許文献２】
大串雅信著，理論船舶工学（下巻）、海文堂出版、Ｐ．２２５〜Ｐ．２２８（１９７５）
【００２０】
【非特許文献３】

１７５号Ｐ．６３３〜Ｐ．６３７（１９３６．１０）
【００２１】
【非特許文献４】
ＲｅｖｉｅｗａｎｄＰｒｅｌｉｍｉｎａｒｙＥｖａｌｕａｔｉｏｎｏｆＬｉｆｔｉｎｇＨｏｒｉｚｏｎｔａｌ−ＡｘｉｓＲｏｔａｔｉｎｇ−ＷｉｎｇＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＳｙｓｔｅｍｓ（ＨＡＲＷＡＳ）、ＡｅｒｏｐｈｙｓｉｃｓＣｏ．，Ｗａｓｈｉｎｇｔｏｎ，Ｄ．Ｃ．（１９６９．３）
【００２２】
【非特許文献５】
ＲｏｙＰ．Ｇｉｂｂｅｎｓ：Ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎａｎｄｆｌｙｉｎｇａｒａｄｉｏｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄｌｉｇｈｔｅｒｔｈａｎａｉｒｃｒａｆｔｐｏｗｅｒｅｄｂｙｃｙｃｌｏｉｄａｌｐｒｏｐｅｌｌｅｒｓ、４ｔｈＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＡｉｒｓｈｉｐＣｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｎｄＥｘｈｉｂｉｔｉｏｎ，２００２、ＰａｐｅｒＡ−１
【００２３】
【発明が解決しようとする課題】
従来のサイクロイダル・プロペラの制御機構では、原動機からのすべての回転翼を同時に回転させるためには歯車もしくはベルト伝達などを介して行わなければならず、このための重量増加と伝達パワーの損失が生じるため改善が望まれていた。
【００２４】
上記課題を解決するために本発明は、原動機からの回転翼の回転駆動は駆動主軸を通って直接伝えられるサイクロイダル・プロペラの制御機構を提供することを目的とする。
【００２５】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するために請求項１記載の発明は、サイクロイダル・プロペラの制御ロッドの変位を得るため、駆動主軸によって貫通されたスリップ・リングをリングのラジアル方向に二次元的に変位させることによって、スリップ・リングの従動側のリングに各々取り付けられた制御ロッドをスリップ・リングの変位量とその方向に従って変位し、プロペラの回転翼の迎え角を制御することを特徴とするサイクロイダル・プロペラの制御機構である。
【００２６】
また、請求項２記載の発明は、スリップ・リングの駆動側のリングはそのリングの開口面内で二次元的に縦横独立な直動（並進）運動によって必要な変位量を与えることを特徴とする請求項１記載のサイクロイダル・プロペラの制御機構である。
【００２７】
【発明の実施の形態】
以下に本発明に係る実施の形態の一例を添付図面に基づいて説明する。図１は本発明の実施の形態に係るサイクロイダル・プロペラの制御機構の概略図、図２は本発明の要部の概略図である。
【００２８】
図１において、回転翼１２，１２，・・は通常複数であり、この図の場合は４枚の例で、その中の３組の回転翼と駆動アーム１１と制御ロッド１３のみを示している。回転翼１２，１２，・・は、駆動主軸１４に直角に固定された駆動アーム１１により支持されている。駆動アーム１１はその先端に軸受１２ａがあり、その軸受１２ａは通常は各回転翼１２，１２，・・の空力中心の位置（通常は翼の前縁から後縁に向かった翼弦長の１／４の点）廻りに回転翼１２，１２，・・を偏角させることが出来、これにより回転翼１２，１２，・・が駆動主軸１４を回転軸とする原動機１５によって回転運動をしている最中に、翼に当たる気流の迎角を変化させることが出来る。
【００２９】
この回転翼１２，１２，・・の迎角を変化させるように制御する機構は、回転翼１２，１２，・・を支持し駆動する駆動アーム１１の支持点にある軸受け１２ａの廻りに回転翼１２，１２，・・を偏角させる機構である。この駆動アーム１１先端の軸受１２ａから、この場合は、回転翼１２，１２，・・の弦上の一定距離後縁にある支持箇所に制御ロッド１３の先端が軸受１２ｂを介して接続している。回転翼１２，１２，・・弦上の駆動アーム１１の軸受１２ａの位置と制御ロッド１３の軸受１２ｂの位置は反対になっていても良い。その制御ロッド１３は回転翼１２，１２，・・の翼弦にほぼ直角で、回転翼１２，１２，・・の回転面内にほぼあり、その面内で変位運動できるようになっている。制御ロッド１３の変位はスリップリング１６を介して行われ、スリップリング１６は駆動アーム１１および制御ロッド１３の回転面と平行な面内を二次元的に変位移動させることが出来る。スリップリング１６の役目は回転翼１２，１２，・・の回転に伴い、制御ロッド１３が回転する運動と、回転はしない制御操作端を分離することである。
【００３０】
図２において、機体（ビークル）本体側にある制御操作板１７は、回転翼１２，１２，・・と共に回転させることはできない。従ってスリップリング１６は回転翼１２，１２，・・と共に回転する従動側のリング１６ａと、回転はせず本体側に対しては駆動主軸に垂直な面内で二次元的に変位をさせられる駆動側の軸受リング１６ｂとからなる。
【００３１】
例えば、図２に示すように機体（ビークル）本体２７の中央部には、孔２１が設けられ、孔２１内に同軸に連続して嵌合されたベアリング２１ａ，２１ａには駆動主軸１４が嵌合されて、機体本体２７に対して回転運動が可能に固定されている。スリップリング１６の駆動側のリング１６ｂは一端にフランジ（制御操作板１７）を有する筒体で摺動用ベアリング２２を介して機体本体２７の前面に取付けられている。駆動側のリング１６ｂの外周面には、ベアリング２３を介して従動側のリング１６ａが複数（図では４つ）取り付けられている。各従動側のリング１６ａ，１６ａ，・・には、それぞれ制御ロッド１３，１３，・・が取り付けられている。
【００３２】
スリップリング１６の、機体本体２７側にある制御操作板１７に対して回転運動をしない方の駆動側のリング１６ｂは制御ロッド１３の回転面と平行な面内を二次元的に変位するように２つの制御用モータ２４，２５などで二次元的に独立に駆動され変位させられる。（２４ａは制御用モータ２４の回転を直動運動に変換する駆動機構である。）この制御のための駆動法は制御モータの回転を直動運動に変換して正逆運動方向への指令でスリップリング１６を二次元直動運動させる。これら２組により、二次元の独立の直動運動を行う。あるいはスリップリングをワイヤーなどで引きながら手動で直動運動させることも可能である。
【００３３】
【発明の効果】
以上の説明から明らかなとおり、本発明は、サイクロイダル・プロペラの制御ロッドの変位を得るため、駆動主軸によって貫通されたスリップ・リングをリングのラジアル方向に二次元的に変位させることによって、スリップ・リングの従動側のリングに各々取り付けられた制御ロッドをスリップ・リングの変位量とその方向に従って変位し、プロペラの回転翼の迎え角を制御することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るサイクロイダル・プロペラの制御機構の概略図である。
【図２】本発明の要部の概略図である。
【図３】従来のサイクロイダル・プロペラの制御機構の第１の例を示す概略図である。
【図４】従来のサイクロイダル・プロペラの制御機構の第２の例を示す概略図である。
【図５】（ａ）（ｂ）はサイクロイダル・プロペラの動作の基本原理を示す説明図である。
【符号の説明】
１１駆動アーム
１２回転翼
１２ａ，１２ｂ軸受
１３制御ロッド
１４駆動主軸
１５原動機
１６スリップリング
１６ａ従動側のリング
１６ｂ駆動側のリング
１７制御操作板
２１孔
２１ａ，２１ａベアリング
２２摺動用ベアリング
２３ベアリング
２４，２５制御用モータ
２７機体本体[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a cycloidal propeller control mechanism known as a high thrust omnidirectional variable thruster and applied to a marine vessel and exhibiting high maneuvering performance, and mainly relates to a cycloidal propeller control mechanism applicable to the aviation field. About.
[0002]
[Prior art]
Cycloidal propellers are commonly referred to in the shipbuilding arts as Hoyt-Schneider propellers. This propeller has such characteristics that it can instantaneously turn the direction of all thrusts in a desired direction in all directions of 360 ° with a relatively small control operation force, and can freely adjust the thrust level. If the entire mechanism of the propeller can be reduced in weight, it can be applied as a propeller for aircraft to various fields such as manned and unmanned vertical take-off and landing aircraft. When driven in the air, it is characterized by less noise and greater thrust than a helicopter propeller. For marine vessels, high strength is required, and the mounting weight is orders of magnitude larger than that of aircraft.Also, a heavy control mechanism is acceptable, but the overall mechanism of the propeller is complex, so the number of parts is large, and Requires extremely light weight.
[0003]
Airships as one of the aircrafts are environmentally friendly, safe and energy-saving, and have been spotlighted as one of the vehicles that meet the needs of society at present. For example, if this airship is downsized and its athletic performance is dramatically improved, it can satisfy the desire for easy and safe flight and can be used as a private aircraft. (For example, see Non-Patent Document 1)
[0004]
However, if a propulsion device such as a variable direction ducted fan used for airships is used, the response is slow and improvement in exercise performance cannot be expected.
[0005]
Therefore, a cycloidal propeller is applied as a completely new propulsion aircraft. The inventor has proposed a tag airship equipped with a cycloidal propeller. (For example, see Patent Document 1)
[0006]
If this propulsion device is mounted on an airship whose buoyancy is almost the same as the ship's center of gravity, it is theoretically possible to perform somersaults around the center of gravity of the ship. A cyclodal propeller is a propulsion device that obtains thrust by controlling the angle of attack of a wing rotating at a constant speed. The concept can be traced back to 1828, and was put into practical use in the marine field in 1931 under the name Voith Schneider Propeller. In Japan, in 1936, it was first installed on the Daiichi Tetsuei Maru as a tugboat for a ferry.
[0007]
The advantage of this propeller is
(1) A large thrust can be instantaneously generated in any direction at 360 degrees with a small control force. (2) The hull can be traversed as it is from a stopped state. (3) The hull can turn around the center of the hull. (4) No rudder is required. In fact, the efficiency of this propeller is that each wing does not always generate a constant thrust during rotation, so if the efficiency of a screw propeller for ships is 100%, it is about 85% at full speed and at low speed, Although it is said to drop to about 25%, since no rudder is required, the overall propulsion efficiency is about 10% advantageous. (For example, see Non-Patent Document 2)
[0008]
Also, the control mechanism is very complicated because the angle of attack is constantly changing during rotation. Nevertheless, it has been used for tugboats and ships because of its high control capabilities. (For example, see Non-Patent Document 3)
[0009]
Since that time, its use in the aircraft field has also been considered. In 1923, a U.S. Navy airship, Shennandoah, was struck by a storm during the flight and was initially scheduled to carry a cycloidal propeller. It is said that if equipped, the distress would have been avoided.
[0010]
During World War II, experiments with cycloidal propellers were being conducted by the U.S. Army, and there were many plans for mounting not only on airships but also on airplanes and helicopters. (For example, see Non-Patent Document 4)
[0011]
One example is an airplane with a cycloidal propeller planned for the 1940s. The propeller is rotated by the gas turbine engine located at the tip of the fuselage, and the reaction force is canceled by turning the front and rear propellers in opposite directions. However, there is no report that the flight was actually successful during this period.
[0012]
In recent years, the US Navy began researching cycloidal propellers as a drone propulsion system in 1997. In 2001, the cycloidal propeller was attached to a balloon about 7 feet in diameter and flew for 2 minutes and 30 seconds. Have been successful. (See, for example, Non-Patent Document 5.) However, there is no report on manned flight equipped with this propulsion device.
[0013]
In order to control the cycloidal propeller, a rotating wing supported and rotated by a driving spindle, and a control rod that deflects the direction of the wing by tilting the wing around a bearing between the tip of the driving spindle and the rotating wing. Further, there is provided a control mechanism for two-dimensionally moving the connection point of the control rod by a necessary amount within the rotation plane of the control rod.
[0014]
The basic principle of operation of the cycloidal propeller is shown in FIGS. Here, point O is the blade rotation center and point N represents the control rod connection point. In FIG. 5A in which the points O and N coincide with each other, each wing rotates at an attack angle of zero with respect to the flow, so that no thrust is generated. On the other hand, in FIG. 5B, it can be seen that the point N is shifted below the point O. As a result, the angle of attack is zero at the positions B and D, but the wing has an angle of attack during the course of B → C → D, D → A → B, and both generate thrust in the upward direction in the figure. Understand. Thus, the cycloidal propeller can instantaneously generate a thrust in an arbitrary direction only by displacing the control center N of the wing.
[0015]
FIG. 3 shows a first example of a control mechanism of a cycloidal propeller for an aircraft mounted on a balloon of the above-mentioned first flight in 2001. In this mechanism, the two-dimensional control movement amount from the operation end of the control rod 35 is transmitted to the

rotary blades

32, 32,... Via the

control rods

31a, 31a,. A drive main shaft 34 for supporting the

drive shafts

32, 32,... Via drive

arms

33, 33,. For this reason, the drive main shaft 34 is a thick pipe or ring, and the size of the bearing for supporting the main shaft is large and the overall structure is heavy. A bearing 32a provided at a tip of a control rod 31a and a bearing 32b provided at a tip of a drive arm 33 are attached to the rotary wing 32. The control rod 31a controls the angle of attack of the rotary wing 32. It is possible. The drive main shaft 34 is rotationally driven by a drive gear 36b fixed to a rotation shaft 36a of the prime mover 36 together with a gear 37 fixed coaxially to the drive main shaft 34.
[0016]
FIG. 4 shows a second example of a control mechanism of a cycloidal propeller conventionally used in a marine vessel. In this example, there are four

rotors

41, 41,..., But in order to rotate all four rotors in the same direction, at the base side of each

rotor

41, 41,. Each of the projecting

shafts

41a, 41a,... Is provided on a gear 43 which is driven to rotate in one direction by a driving gear 42b fixed to a rotating shaft 42a of the prime mover 42. On the other hand, these

shafts

41a, 41a,... Are mutually connected by flat connecting

members

44, 44,. Is controlled independently by the control rod 45 so that the angle of attack changes. The control rod 45 is always perpendicular to the rotary gear 43, but controls the angle of attack of the

rotary blades

41, 41,.
[0017]
[Non-patent document 1]
Masahiko Onda, Proc. Of Recent Technical and Advanced Technology Lectures on Acrobatic Human Airship, Elevator and Play Facility of the Japan Society of Mechanical Engineers (No. 01-58) 37-P. 40 (2002.24)
[0018]
[Patent Document 1]
JP-A-2002-46694
[Non-patent document 2]
Masanobu Ohgushi, Theoretical Ship Engineering (2nd volume), Kaibundo Shuppan, p. 225-P. 228 (1975)
[0020]
[Non-Patent Document 3]

No. 175, p. 633-P. 637 (1936.10)
[0021]
[Non-patent document 4]
Review and Preliminary Evaluation of Lifting Horizontal-Axis Rotating-Wing Aeronautical Systems (HARWAS), Aerophysics Co. , Washington, D.C. C. (1969.3)
[0022]
[Non-Patent Document 5]
Roy P. Gibbens: Construction and flying a radio controlled lighter than aicraft powered by by cyclical propellers, 4th International Airship Convention and Exhibition, 2002, Paper A-1
[0023]
[Problems to be solved by the invention]
In the conventional cycloidal propeller control mechanism, in order to rotate all the rotors from the prime mover at the same time, the rotation must be performed via gears or belt transmission, which increases the weight and loss of transmitted power. Therefore, improvement has been desired.
[0024]
SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a control mechanism for a cycloidal propeller in which rotation driving of a rotor from a prime mover is directly transmitted through a driving main shaft.
[0025]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, according to the present invention, a slip ring penetrated by a driving main shaft is two-dimensionally displaced in a radial direction of the ring in order to obtain a displacement of a control rod of a cycloidal propeller. The control rods attached to the driven ring of the slip ring are displaced in accordance with the displacement amount and the direction of the slip ring, thereby controlling the angle of attack of the rotor of the propeller. Control mechanism.
[0026]
Further, the invention according to claim 2 is characterized in that the ring on the driving side of the slip ring gives a necessary displacement amount by a two-dimensionally independent linear (translational) motion in the opening plane of the ring. 2. A control mechanism for a cycloidal propeller according to claim 1.
[0027]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, an example of an embodiment according to the present invention will be described with reference to the accompanying drawings. FIG. 1 is a schematic diagram of a control mechanism of a cycloidal propeller according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a schematic diagram of a main part of the present invention.
[0028]
In FIG. 1, there are usually a plurality of

rotor blades

12, 12,..., And in this case, there are four blades, and only three rotor blades, the drive arm 11, and the control rod 13 are shown. . The

rotating blades

12, 12, ... are supported by a drive arm 11 fixed at right angles to a drive main shaft 14. The drive arm 11 has a bearing 12a at the tip thereof. The bearing 12a is usually located at the position of the aerodynamic center of each of the

rotor blades

12, 12,... (Usually one chord length from the leading edge to the trailing edge of the blade). ) Can be deflected around the

rotating blades

12, 12,..., So that the

rotating blades

12, 12,. You can change the angle of attack of the airflow hitting the wings while you are there.
[0029]
The mechanism for controlling the angle of attack of the

rotating blades

12, 12,... Includes a rotating blade around a bearing 12a at a support point of a drive arm 11 that supports and drives the

rotating blades

12, 12,. This is a mechanism for deviating 12, 12, .... From the bearing 12a at the tip of the drive arm 11, in this case, the tip of the control rod 13 is connected via a bearing 12b to a support point at the trailing edge of the

rotating blades

12, 12,. . The positions of the bearings 12a of the drive arms 11 on the

rotating blades

12, 12,... And the positions of the bearings 12b of the control rod 13 may be reversed. The control rod 13 is substantially perpendicular to the chords of the

rotor blades

12, 12,... And is substantially in the plane of rotation of the

rotor blades

12, 12,. The displacement of the control rod 13 is performed via a slip ring 16, and the slip ring 16 can be displaced and moved two-dimensionally in a plane parallel to the rotation surface of the drive arm 11 and the control rod 13. The role of the slip ring 16 is to separate the rotational movement of the control rod 13 from the control operation end that does not rotate with the rotation of the

rotors

12, 12,.
[0030]
In FIG. 2, the control operation plate 17 on the side of the body (vehicle) cannot be rotated together with the

rotary wings

12, 12,. Therefore, the slip ring 16 has a driven ring 16a that rotates together with the

rotary blades

12, 12,..., And a drive that is not rotated and is two-dimensionally displaced relative to the main body in a plane perpendicular to the drive spindle. Side bearing ring 16b.
[0031]
For example, as shown in FIG. 2, a hole 21 is provided in the center of the body 27 of the vehicle body, and the drive spindle 14 is fitted to

bearings

21a, 21a which are fitted coaxially and continuously in the hole 21. In addition, it is fixed to the body 27 so as to be capable of rotational movement. A ring 16b on the drive side of the slip ring 16 is a cylindrical body having a flange (control operation plate 17) at one end, and is attached to the front surface of the body 27 via a sliding bearing 22. A plurality of (four in the figure) driven rings 16a are attached to the outer peripheral surface of the driving ring 16b via bearings 23. A

control rod

13, 13,... Is attached to each of the driven side rings 16a, 16a,.
[0032]
The drive ring 16 b of the slip ring 16, which does not rotate with respect to the control operation plate 17 on the body 27, is two-dimensionally displaced in a plane parallel to the rotation plane of the control rod 13. It is driven and displaced two-dimensionally independently by two

control motors

24, 25 and the like. (24a is a drive mechanism for converting the rotation of the control motor 24 into a linear motion.) The drive method for this control is to convert the rotation of the control motor into a linear motion and issue a command in the forward / reverse motion direction. The slip ring 16 is two-dimensionally linearly moved. These two sets perform two-dimensional independent linear motion. Alternatively, the slip ring can be manually linearly moved while being pulled by a wire or the like.
[0033]
【The invention's effect】
As is apparent from the above description, the present invention provides a method for obtaining a displacement of a control rod of a cycloidal propeller by displacing a slip ring penetrated by a driving main shaft two-dimensionally in a radial direction of the ring. The control rods attached to the rings on the driven side of the ring are displaced according to the displacement amount and the direction of the slip ring, thereby controlling the angle of attack of the rotor of the propeller.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a schematic diagram of a control mechanism of a cycloidal propeller according to the present invention.
FIG. 2 is a schematic view of a main part of the present invention.
FIG. 3 is a schematic diagram showing a first example of a control mechanism of a conventional cycloidal propeller.
FIG. 4 is a schematic view showing a second example of a conventional control mechanism of a cycloidal propeller.
FIGS. 5A and 5B are explanatory diagrams showing the basic principle of operation of a cycloidal propeller.
[Explanation of symbols]
REFERENCE SIGNS LIST 11 drive arm 12

rotating blades

12a, 12b bearing 13 control rod 14 drive spindle 15 prime mover 16 slip ring 16a driven side ring 16b drive side ring 17 control operation plate 21

holes

21a, 21a bearing 22 sliding bearing 23

bearing

24, 25 Control motor 27 Body

Claims

In order to obtain the displacement of the control rod of the cycloidal propeller, the slip ring penetrated by the driving spindle was displaced two-dimensionally in the radial direction of the ring, thereby being attached to the ring on the driven side of the slip ring. A control mechanism for a cycloidal propeller, wherein a control rod is displaced according to a displacement amount and a direction of a slip ring to control an angle of attack of a rotor of a propeller.

2. A cycloidal propeller according to claim 1, wherein the ring on the driving side of the slip ring gives a required displacement by two-dimensionally independent translation (translation) motion in the opening plane of the ring. Control mechanism.