JP2010042792A

JP2010042792A - 多機能飛行機

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Publication number: JP2010042792A
Application number: JP2008232702A
Authority: JP
Inventors: Hirobumi Seki; 関　　博文
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2008-08-14
Filing date: 2008-08-14
Publication date: 2010-02-25

Abstract

【課題】操縦室を収めた胴体の上部に主ローターと各種制御翼を備え安定した飛行姿勢と操縦性能を向上させた多機能飛行機を提供する。
【解決手段】操縦室３を内部に備えた胴体１と、上記胴体の上部に浮揚力Ｆを発生させる主ローター１０と、上記主ローターの浮揚力で発生する胴体の反動トルクを打ち消す固定翼２０と、上記主ローターの浮揚力を前後の推進力Ｆ１，Ｆ２に変換させる前後推進翼３０，３１と、上記主ローターの浮揚力を左右の旋回力Ｆ３，Ｆ４に変換させる方向変換翼４０，４１と、を具備した多機能飛行機１００である。
【選択図】図１

Description

本発明は、例えば、テールローターレスのヘリコプターや垂直離着陸できる飛行機の機能を備えた多機能飛行機に関し、特に、胴体に主ローターと各種制御翼と操縦室とを備え安定した完全な水平姿勢で飛行できるようにした改良された多機能飛行機に係るものである。

近年、テールローターレスのヘリコプターや垂直離着陸できる飛行機が離着陸用の広い滑走路を持たなくても良いことから、その需要と技術開発が盛んに行われている。

特に、最近は、テールローターレスの小型・簡易型の１人乗りのヘリコプターが提案されている。これは、テールローター動力無しで反動トルクと方向変換のコントロールおよび従来テールローターで使っていた動力分の効率向上を図ったものである。その構造は、可変整流翼（１）をシングルローター・ヘリコプターのメインローター（２）の中心を軸にしてメインローター（２）の下に付けたもので、従来のシングルローター・ヘリコプターとメインローター（２）や胴体（３）は同じだが、テールローターが無く、反動トルクのコントロールと方向転換には、メインローター（２）下の可変整流翼（１）で行うものである。これにより、従来のシングルローター・ヘリコプターのテールローターに使われていた動力分の高効率化が達成できるほか、テールローターへの動力伝達や可変ピッチなどの機構が無くなり、簡素化できるヘリコプターである（例えば、特許文献１参照。）。

また、別のヘリコプターは、運転席以下に複数のモーターを置き、その複数のモーターの軸の内側と外側に、複数のプロペラを取り付けた輪状回転軸を取り付けたものである。また、ハンドルバーの先端にバッテリーを取り付けたものである。上記の複数のモーターは、同重量、同馬力のものが好ましく、また、上部と下部のプロペラの数も同数個で、大きさも重量も同じものが好ましい。そして、２本のハンドルバーの先端にバッテリーを取り付けたものは、動力部カバーボディーの直径の端から前後にスライド式となっている。プロペラ部を囲む動力部カバーボディーは、どの様な形でも良いが、軽くて丈夫な材質が良いとしたものである（例えば、特許文献２参照。）。

特開平１１−７０８９８号特開２００７−９１１８７号

上記従来の特開平１１−７０８９８号のヘリコプターは、可変整流翼をシングルローター・ヘリコプターのメインローターの中心を軸にしてメインローターの下に付けたもので、従来のシングルローター・ヘリコプターとメインローターや胴体は同じだが、テールローターが無く、反動トルクのコントロールと方向転換には、メインローター下の可変整流翼で行うものであり、テールローターを省略することが可能である。しかしながら、その操縦方法とその機構は、従来のシングルローター・ヘリコプターと同じだとして開示されていない。従って、どの様な操縦機構と操縦方法に依存しているかの新規なヘリコプターとして完成していないという問題点が指摘できる。更に、図８に示すように、反動トルクのコントロールと方向転換は、メインローター下の可変整流翼（１）の傾斜角（勾配）Ｂを、メインローターの回転数と微細に微調節してメインローターのトルクに釣り合う反動トルクＴを発生し制御しなければならず、この制御系が煩雑になる問題点が指摘される。

また、別の特開２００７−９１１８７号の円盤状飛行機は、運転席の下に複数のモーターを置き、その複数のモーターの軸の内側と外側に、複数のプロペラを取り付けた輪状回転軸を取り付けたものであり、特開平１１−７０８９８号と同じく、テールローターを省略することが可能である。しかしながら、その操縦方法とその機構は、全く開示されていないから、どの様な操縦機構と操縦方法に依存しているのか、この新規な円盤状飛行機として完成していないという問題点が指摘される。

更には、上記ヘリコプターや円盤状飛行機においては、浮揚力の分力（胴体を進行方向へ傾斜させて得られる推進力）によって飛行させるものである。これにより、飛行速度が遅くしかも操縦室が飛行方向に傾斜して下方に傾き低くなり、飛行時に必要以上の不安感を乗員に与える。そして、垂直離着陸飛行機においては、飛行機の機体は水平姿勢のままで離着陸するから、大型機では機体長以上の広い離着陸基地の面積が必要であるし、小型機でも狭い敷地内での離着陸が困難なことがある。

本発明は、上記ヘリコプターや円盤状飛行機における問題点に鑑みてなされたもので、その目的は、操縦室を収めた胴体の上部に主ローターと各種制御翼を備え安定した飛行姿勢と操縦性能を向上させた多機能飛行機を提供することにある。

上記目的を達成するべく本発明の請求項１による多機能飛行機は、操縦室を内部に備えた胴体と、上記胴体の上部に浮揚力を発生させる主ローターと、上記主ローターの浮揚力で発生する胴体の反動トルクを打ち消す固定翼と、上記主ローターの浮揚力を前後の推進力に変換させる前後推進翼と、上記主ローターの浮揚力を左右の旋回力に変換させる方向変換翼と、を具備したことを特徴とするものである。

また、本発明の請求項２による多機能飛行機は、請求項１の多機能飛行機において、上記主ローターは、駆動源をモーター又はエンジンとするとともにクラッチ部材で動力を断接可能としたことを特徴とするものである。

また、本発明の請求項３による多機能飛行機は、請求項１の多機能飛行機において、上記前後推進翼は、左右に一対装備するとともにサーボモーターにより可変翼制御されることを特徴とするものである。

また、本発明の請求項４による多機能飛行機は、請求項１の多機能飛行機において、上記方向変換翼は、前後に一対装備するとともにサーボモーターにより可変翼制御されることを特徴とするものである。

すなわち、本発明の多機能飛行機によると、まず、多機能飛行機は、胴体の内部に操縦室を備え、上記胴体の上部には浮揚力を発生させる主ローターを備え、また、上記主ローターの浮揚力で発生する胴体の反動トルクを固定翼で打ち消すとともに、上記主ローターの浮揚力を前後推進翼により前後の推進力に変換させ、上記主ローターの浮揚力を方向変換翼により左右の旋回力に変換させるように機能する。これにより、一つの動力源となる主ローターにより、胴体の浮揚力と、胴体の反動トルクの防止と、胴体を水平姿勢のままで前進・後退されられるとともに右旋回と左旋回が自在に運転制御される。

また、多機能飛行機は、操縦室を収めた胴体の上部に主ローターと各種制御翼を備え安定した飛行姿勢と操縦性能が向上させられるとともに、機体がコンパクトになり、狭い敷地での離着陸が可能となり将来的にマイカーに変わるマイプレーンに成り得る。

本発明の多機能飛行機によると、一つの動力源となる主ローターにより、胴体の浮揚力と、胴体の反動トルクの防止と、胴体を水平姿勢のままで前進・後退されられるとともに右旋回と左旋回が自在に運転制御できる。

また、多機能飛行機は、操縦室を収めた胴体の上部に主ローターと各種制御翼を備え安定した飛行姿勢と操縦性能が向上できるともに、機体がコンパクトになり、狭い敷地での離着陸ができ、将来的にマイカーに変わるマイプレーンにできる。

以下、図１乃至図９を参照して本発明の第１の実施の形態を説明する。図１は多機能飛行機の斜視図、図２は多機能飛行機の平面図、図３は各制御翼の作用図、図４は方向変換翼の斜視図、図５は固定翼の作用図、図６は前後推進翼の作用図、図７と図８は方向変換翼の作用図、図９は多機能飛行機の失速時の主ローターの作用図である。

本発明の多機能飛行機１００は、下記のように構成されている。まず、図１と図２に示すように、全体構成から説明する。球状の胴体１は、この上部１Ａに筒体１Ｂが直立姿勢に設立されている。上記筒体１Ｂの頂部には、浮揚力を発生させる主ローター１０を備えている。更に、上記主ローター１０の浮揚力Ｆで発生する胴体の反動トルク（−Ｔａ）を打ち消す４枚の固定翼２０と、主ローターの浮揚力Ｆを前後の推進力Ｆ１，Ｆ２に変換させる左右一対の前後推進翼３０，３１と、上記主ローターの浮揚力Ｆを左右の旋回力Ｆ３，Ｆ４に変換させる前後一対の方向変換翼４０，４１とを、筒体１Ｂの中腹部に外周のガイドリングＧＲとの間に備えている。上記各種制御翼２０，３０，３１，４０，４１は、その断面形状が効率の良い作用力を発生させる航空機の主翼断面と同一形状になっている。即ち、図１と図２に示すように、上記各制御翼（固定翼２０，前後推進翼３０，３１，方向変換翼４０，４１）は、主ローターからの空気力（浮揚力）Ｆを受ける側を平坦面Ａとし、作用方向となる背面側を凸状面Ｂとなすサーボ制御系ＳＯを備えている。また、胴体１内には、加速度計Ｋを備え、加速度ＫＯの有無により、胴体の揺れ回り（胴体の反動トルク−Ｔａ）を感知し、方向変換翼４０，４１の凸状面Ｂの傾斜を制御させて振れ回しを防止する。上記胴体１の内部には、操縦桿ＳＫとパイロットＰが搭載する操縦室３を備えている。上記操縦室３内には、垂直姿勢制御系ＳＳを備え、その下部には、モーターＭを駆動する蓄電池ＢＯまたはエンジンＥを駆動するガソリン等の燃料タンクＧＴを備えている。更に、胴体１の最下部には、左右一対のソリ状の脚部５０，６０を備えている。

続いて、上記多機能飛行機１００の各部の詳細講成を説明する。主ローター１０は、胴体１の上部１Ａに装備した駆動源（モーターＭ又はエンジンＥ）ＤにクラッチＣを介して回転駆動する回転軸５の上端に取り付けられている。上記主ローター１０は、２枚羽根構成であるが、３枚羽根構成や４枚羽根構成としても良い。しかして、上記主ローター１０は、駆動源（モーターＭ又はエンジンＥ）Ｄにより矢印の左回転のトルクＴａによって回転駆動されると、浮揚力Ｆを胴体１の真上に発生させるとともに、主ローター１０の回転方向とは逆方向に胴体１を回転させる反動トルク（−Ｔａ）が発生する。この反動トルク（−Ｔａ）を打ち消す役割を果たすのが、４枚の固定翼２０である。その原理・機能は、筒体１とガイドリングＧＲとの間に、図２に示すように、多機能飛行機１００の前後方向に対して、左右に４５度ずらせた対角線方向に、４枚の固定翼２０が配置される。この４枚の固定翼２０は、図２と図３に示すように、平坦面Ａ側と凸状面Ｂ側とを備え、凸状面Ｂ側を反動トルク（−Ｔａ）と対面する側に配置されている。しかして、主ローター１０の回転により発生する反動トルク（−Ｔａ）に対して、４枚の固定翼２０に当たる気流Ｅ１が凸状面Ｂ側へ反力のトルクＴｂ（旋回抑制力）を、４枚の固定翼２０の凸状面Ｂ側の方向に均等に発生させる。これで、主ローター１０の回転により発生する反動トルク（−Ｔａ）に対して、４枚の固定翼２０に当たる気流Ｅ１で発生するトルクＴｂが（旋回抑制力）となり、胴体１の振れ回りを防止する。

上記前後推進翼３０，３１は、図２に示すように、多機能飛行機１００の前後方向に対して、左右に９０度ずらせた対角線方向に、２枚の前後推進翼３０，３１が一対に配置されるべく、筒体１ＢとガイドリングＧＲとの間に架絡させた支持軸３３に回動可能に保持されている。即ち、中央位置の筒体１Ｂから両外周のガイドリングＧＲとの間に架絡させた支持軸３３に、各前後推進翼３０，３１が支持されている。上記筒体１内に位置する支持軸には、平歯車Ｇ１が嵌着されており、この平歯車Ｇ１にウオームギアＧ２が噛み合っている。上記ウオームギアＧ２は、前後推進翼３０，３１の制御駆動モーターＭ１に連結されている。上記制御駆動モーターＭ１は、操縦桿ＳＫからの情報を入力するサーボ制御系ＳＯによって制御される。しかして、多機能飛行機１００を前進移動させるには、操縦桿ＳＫからの情報を入力するサーボ制御系ＳＯにより、上記制御駆動モーターＭ１を駆動して前後推進翼３０，３１を図２に示すように、各前後推進翼３０，３１の姿勢を後傾させて凸状面Ｂ側を多機能飛行機１００の前側とする。即ち、図３に示すように、各前後推進翼３０，３１には、平坦面Ａ側と凸状面Ｂ側とを備え、凸状面Ｂ側に推力Ｆ１を発生させる。これにより、多機能飛行機１００を前進方向へ移動させる推力Ｆ１を発生する。その推力Ｆ１の調節は、前後推進翼３０，３１の姿勢角度の制御により行われる。また、多機能飛行機１００を後退方向へ移動させる推力Ｆ２を発生するには、各前後推進翼３０，３１の姿勢を前傾させて凸状面Ｂ側を多機能飛行機１００の後側とすることで、同様におこなわれる。

上記方向変換翼４０，４１は、図２と図４に示すように、多機能飛行機１００の前後方向に一致した方向とし、２枚の方向変換翼４０，４１が一対に配置されるべく、筒体１ＢとガイドリングＧＲとの間に架絡させた支持軸４２，４３に回動可能に保持されている。即ち、中央位置の筒体１から両外周のガイドリングＧＲとの間に架絡させた支持軸４２，４３に、各方向変換翼４０，４１が支持されている。上記筒体１内に位置する支持軸４２，４３には、平歯車Ｇ３，Ｇ４が嵌着されており、この平歯車Ｇ３，Ｇ４にウオームギアＧ５，Ｇ６が噛み合っている。上記ウオームギアＧ５，Ｇ６は、方向変換翼４０，４１の制御駆動モーターＭ２，Ｍ３に連結されている。上記制御駆動モーターＭ２，Ｍ３は、操縦桿ＳＫからの情報を入力するサーボ制御系ＳＯによって制御される。しかして、多機能飛行機１００を右旋回又は左旋回させるには、操縦桿ＳＫからの情報を入力するサーボ制御系ＳＯによって、上記制御駆動モーターＭ２，Ｍ３を左回転駆動し、図２に示すように、前側の方向変換翼４０の凸状面Ｂを左側姿勢とし、後側の方向変換翼４１の凸状面Ｂを右側姿勢とする。即ち、図３に示すように、各方向変換翼４０，４１には、平坦面Ａ側と凸状面Ｂ側とを備え、凸状面Ｂ側に推力Ｆ３を発生させる。これにより、主ローター１０から吹き込まれる空気流Ｅ１で、多機能飛行機１００を左旋回させる旋回力Ｆ３を発生する。その推力Ｆ３の調節は、方向変換翼４０，４１の姿勢角度の制御により行われる。また、多機能飛行機１００を右旋回させる推力Ｆ４を発生するには、各方向変換翼４０，４１の姿勢と凸状面Ｂの方向を逆向きとすることで、同様におこなわれる。

本発明の多機能飛行機１００は、上記の様に構成されており、以下のように作用する。まず、図１から図５に示すように、垂直姿勢の多機能飛行機１００は、操縦桿ＳＫにより、主ローター１０を駆動源（モーターＭ又はエンジンＥ）Ｄが矢印の左回転のトルクＴａによって回転駆動すると、浮揚力Ｆが胴体１の真上に発生するとともに、主ローター１０の回転方向とは逆方向に胴体１を回転させる反動トルク（−Ｆ）が発生する。この反動トルク（−Ｔａ）は、４枚の固定翼２０に当たる気流Ｅ１で発生するトルクＴｂが（旋回抑制力）となり、胴体１の振れ回りを防止する。しかして、安定した飛行姿勢が確保されるとともに、主ローター１０の回転速度の加減制御により浮揚力Ｆが加減調節される。これにより、多機能飛行機１００は、ホバーリングさせたり、上昇させたり、下降させられる。

続いて、多機能飛行機１００を前進移動させるには、操縦桿ＳＫからの情報を入力するサーボ制御系ＳＯにより行われる。即ち、上記サーボ制御系ＳＯにより、制御駆動モーターＭ１を駆動して前後推進翼３０，３１を図２に示すように、各前後推進翼３０，３１の姿勢を後傾させて凸状面Ｂ側を多機能飛行機１００の前側とする。これで、図６に示すように、多機能飛行機１００を前進方向へ移動させる推力Ｆ２が発生する。この推力Ｆ１の調節は、前後推進翼３０，３１の姿勢角度の制御により行われる。即ち、各前後推進翼３０，３１の後傾姿勢の調節により、推力Ｆ２が調節され、多機能飛行機１００の飛行速度が調節される。また、多機能飛行機１００を後退方向へ移動させる推力Ｆ２を発生するには、各前後推進翼３０，３１の姿勢を前傾させて凸状面Ｂ側を多機能飛行機１００の後側とすることで、同様におこなわれる。

更に、多機能飛行機１００を右旋回又は左旋回させるには、操縦桿ＳＫからの情報を入力するサーボ制御系ＳＯにより行われる。即ち、上記サーボ制御系ＳＯにより、制御駆動モーターＭ２，Ｍ３を左回転駆動し、図２に示すように、前側の方向変換翼４０の凸状面Ｂを左側姿勢とし、後側の方向変換翼４１の凸状面Ｂを右側姿勢とする。これで、図２と図８に示すように、主ローター１０から吹き込まれる空気流Ｅ１により、多機能飛行機１００を左旋回させる旋回力Ｆ３を発生する。その推力Ｆ３の調節は、方向変換翼４０，４１の姿勢角度の制御により行われる。また、図７に示すように、多機能飛行機１００を右旋回させる推力Ｆ４を発生するには、各方向変換翼４０，４１の姿勢と凸状面Ｂの方向を逆向きとすることで、同様に行われる。

多機能飛行機１００の飛行中に、主ローター１０を駆動するモーターＭ又はエンジンＥが故障して駆動停止の異常事態になると、操縦室３内に居るパイロットは、操縦桿ＳＫをして主ローター１０のクラッチＣを切断状態とする。これで、図９に示すように、落下する多機能飛行機１００の主ローター１０には、落下速度による気流Ｅ２が主ローター１０に当たって主ローター１０を逆転させながら、落下抑制力Ｆ５を主ローター１０に与える。しかして、多機能飛行機１００の落下速度を減速作用させる。これが為に、多機能飛行機１００は、安定した垂直姿勢を維持したままで地上に軟着陸されるから、機能飛行機１００の無損傷とパイロット・乗員に怪我を負わせる事無くその生命を安全に保証する。

本発明の多機能飛行機１００における実施の形態によると、下記の効果が奏さられる。まず、本発明の多機能飛行機によると、一つの動力源となる主ローターにより、胴体の浮揚力と、胴体の反動トルクの防止と、胴体を水平姿勢のままで前進・後退されられるとともに右旋回と左旋回が自在に運転制御できる。

尚、本発明の多機能飛行機１００は、上記第１の実施の形態における構成に限定されず、その発明の要旨内での設計変更が自由にできる。例えば、４枚の固定翼２０を３枚構成や２枚構成としても良い。平歯車Ｇ３，Ｇ４とウオームギアＧ５，Ｇ６との噛み合い構成を、相互ベベルギヤの噛み合い構成としても良い。更に、各制御翼（２０，３０，３１，４０，４１）には、平坦面Ａと凸状面Ｂとを設ける事無く、両面を平坦面又は凸状面としても良い。更に、各種の設計変更が可能である。

本発明の多機能飛行機は、その対象物をヘリコプターの実施例で説明したものであるが、様々な形式の容器への適用が可能である。例えば、ヘリコプターに限定されず、各種タイプの飛行機としても適用できる。

本発明の第１の実施の形態を示し、多機能飛行機の斜視図である。本発明の第１の実施の形態を示し、多機能飛行機の平面図である。本発明の第１の実施の形態を示し、各制御翼の作用図である。本発明の第１の実施の形態を示し、方向変換翼の斜視図である。本発明の第１の実施の形態を示し、固定翼の作用図である。本発明の第１の実施の形態を示し、前後推進翼の作用図である。本発明の第１の実施の形態を示し、方向変換翼の作用図である。本発明の第１の実施の形態を示し、方向変換翼の作用図である。本発明の第１の実施の形態を示し、多機能飛行機の失速時の主ローターの作用図である。

符号の説明

１胴体
１Ａ上部
１Ｂ筒体
３操縦室
１０主ローター
２０固定翼
３０，３１前後推進翼
４０，４１方向変換翼
５０，６０脚部
Ａ平坦面
Ｂ凸状面
ＢＯ蓄電池
Ｃクラッチ
Ｅエンジン
Ｅ１気流
Ｅ２落下速度による気流
Ｆ浮揚力
Ｆ１，Ｆ２推進力
−Ｆ反動トルク
Ｆ３，Ｆ４旋回力
Ｇ１平歯車
Ｇ２ウオームギア
Ｇ３，Ｇ４平歯車
Ｇ５，Ｇ６ウオームギア
ＧＴ燃料タンク
ＧＲガイドリング
Ｋ加速度計
ＫＯ加速度
Ｍモーター
Ｍ１制御駆動モーター
Ｍ２，Ｍ３制御駆動モーター
Ｐパイロット
−Ｔａ反動トルク
Ｔｂトルク（旋回抑制力）
ＳＯサーボ制御系
ＳＫ操縦桿
ＳＳ垂直姿勢制御系
１００多機能飛行機

Claims

操縦室を内部に備えた胴体と、上記胴体の上部に浮揚力を発生させる主ローターと、上記主ローターの浮揚力で発生する胴体の反動トルクを打ち消す固定翼と、上記主ローターの浮揚力を前後の推進力に変換させる前後推進翼と、上記主ローターの浮揚力を左右の旋回力に変換させる方向変換翼と、を具備したことを特徴とする多機能飛行機。
上記主ローターは、駆動源をモーター又はエンジンとするとともにクラッチ部材で動力を断接可能としたことを特徴とする請求項１記載の多機能飛行機。
上記前後推進翼は、左右に一対装備するとともにサーボモーターにより可変翼制御されることを特徴とする請求項１記載の多機能飛行機。
上記方向変換翼は、前後に一対装備するとともにサーボモーターにより可変翼制御されることを特徴とする請求項１記載の多機能飛行機。