JP2011006041A - 回転翼航空機用の電動機内臓ハブ、並びにそれを用いた回転翼航空機、並びにその回転翼航空機用アンチ・トルク装置 - Google Patents

Abstract

【課題】ヘリコプターは機械的な動力系統が機体を貫通し回転翼を回すので、この動力系統や操縦系統などが複雑な為、高価で維持費なども大きい。一方オートジャイロはプロペラ前進による対抗風で回転翼を自転させる事で揚力を得て飛行するので簡単で安価であるが、飛行には滑走路が必要である。これら二種類の回転翼機の欠点を解決を目指す。
【解決手段】回転翼を取り付けているハブ自体に電動機を組み込み、電動化する事で上記の欠点を解決する。即ち機体に取り付けた２自由度のジンバルの内側ジンバル上にアウターローター型の同期型交流ブラシレス電動機を作り、電動機内臓ハブとし、これで直接回転翼を回す。ヘリコプターはシリーズ・ハイブリッド化して、オートジャイロは飛行モード転換方式を採用する事で、現用の電池容量不足をカバーし、この電動機内臓ハブを基本コンポネントとして問題解決する。
【選択図】図１

Description

本発明はヘリコプターやオートジャイロの様な回転翼航空機の回転翼を支えるハブ内部に電動機を取り付けて機体内部からの動力伝達機械系統を省略した電動機内臓ハブと、それを用いた回転翼航空機の構成、更にシングルロータの回転翼航空機では主回転翼の反作用による機体に回転力を受けるのでそれに対抗するための尾部回転翼等（これを本申請ではアンチ・トルク装置と称する）が必要であるが、これら関連する三分野に関する。

ヘリコプターは動力源が機体内部にあり機外上部の回転翼に動力伝達するのに回転軸が機体を貫通する不都合がある。また動力源である内燃機関の回転数が高く、そのためトランス・ミッションやクラッチ、フリーホイールが必須であり、更にはテールロータへの動力伝達駆動軸系が相当複雑である。これら複雑な動力系統と同居するスワッシュプレートを用いた操縦系統も複雑になる。当然ながら伝達効率の悪化、騒音、振動などの問題も大きく、重量も重くなり、初期費用も大きく、保守・維持費など高価になり、従って現在では用途上も軍や政府、地方自冶体、一部大企業の所有に限られている場合が多い。
一方、オートジャイロ（ジャイロプレーン、風車飛行機、ジャイロコプタ等の呼び方があるようであるが本申請ではオートジャイロに統一する）は内燃機関駆動のプロペラによる前進推力を得て風車の様に回転翼を自転させ、それによって揚力を得て飛行するのもで機構は簡単で従って安価で保守、維持費も少なくて済む。しかしながら離着陸には滑走する必要があり、垂直に離着陸する性能（Ｖｅｒｔｉｃａｌ Ｔａｋｅ Ｏｆｆ ａｎｄ Ｌａｎｄｉｎｇ：ＶＴＯＬ性と称する）が無い為スカイスポーツ分野を除いてはヘリコプターに取って変わられた現状にある。

［電池と化石燃料のエネルギー密度について現状］
現在では二次電池の技術はリチュムイオン電池、ニッケル水素電池など、様々な高性能電池、更には電気二重層キャパシターと言う電気エネルギーはそれ程大きくはないが高電圧、高速充放電の特性を持つもの等で高性能の組電池（本申請ではそれら単独または組み合わせを含めて、単に二次電池系５と称する）を構成でき短時間の離着陸なら充分使用に耐える水準にある。それでも全飛行時間を今のヘリコプターの様に二次電池系のみで飛行出来るかというと、模型機を別にすれば有人機、ないしはそれと同等か少し小さい規模の無線操縦・無人機でも現在の技術水準では相当困難である。
他方、ガソリン等の化石燃料のエネルギー密度は電池のそれに比して極めて大きい。従ってガスタービンやガソリン・エンジン等の内燃機関で機載の発電機を回しこの電源で回転翼を駆動する、つまりシリーズ・ハイブリッド化するか、または後述の様に垂直離着陸等のみの使用に限る飛行モード転換式の用法を採用すれば二次電池系の電池容量の心配は解消する。

［両原動機特性と電力制御の現状について］
回転翼航空機の回転翼は相当の高トルク、低回転で回す必要があるが直流電動機動力特性は比較的これに向いている。且つ直流機のブラシ問題も半導体によるブラシレスで解決しており、その電圧、周波数と言う特性制御もインバーター、ＶＶＶＦ、サイクロコンバータなど種々のパワーエレクトロニクスの半導体利用技術進歩で問題ない（本申請ではこれらの電動機制御装置を全て含めて電力制御装置１５と称する）。一方内燃機関の動力特性はプロペラの様な高回転のものを回すには比較的優れている。

［ディジタルコンピュータ制御について］
本申請の一つの構成であるオートジャイロつまり、飛行モード転換方式ではとくに飛行モード転換の遷移時期に複数のアクチュエーターを同時、連携的に制御する必要があるが、現在のハイブリッド自動車の技術に見る様にデジタル制御技術上は全く問題ない。

［非特許文献について］
特に飛行モード転換式については、文献１：情報別冊、酣燈社、Ｐ６２、６３、文献２：Ａｎｔｏｎｙ Ｋａｙ；Ｔｈｅ Ｆｌｅｔｔｎｅｒ Ｅｐｉｓｏｄｅ，Ａｅｒｏｐｌａｎｅ Ｍｏｎｔｈｒｙ，Ｏｃｔｏｂｅｒ１９７５、文献３：ドイツ空軍試作機ミリタリーエアークラフト、１９９５年，７月、文献４：世界の珍飛行機図鑑、グリーンアロー出版社、ｐ２２６，２２７、文献５：航空機大全、原書房、ｐ１０６、１０７。などがある。しかしながら、これらに用いられている原動機は何れも１ないし２の熱機関（ガソリン・エンジンまたはターボプロップ・エンジンないしは回転翼端のラム・ジエット等）で本申請が主張する様な電動機と熱機関の組み合わせ、即ちハイブリッド方式での飛行モード転換方式は無い。

本申請では電動機内臓ハブを基本コンポーネントとしてオートジャイロとヘリコプターの二種類の回転翼航空機に対してアプローチし、夫々の課題解決に挑む。

オートジャイロに適用する場合はその簡単さによる初期費用、保守・維持などの安価さを維持しつつ、ＶＴＯＬ性を持たせる事である。この場合ＶＴＯＬ性を持たせるには回転翼の動力駆動による上昇・降下は必須であるので従来型のオートジャイロの回転翼ハブを本申請の電動機内臓ハブ６としＶＴＯＬ性を持たせる（Ｈモードと称する）。上空では内燃機関〜プロペラ系の前進推力による回転翼自転で揚力を得るオートジャイロとして飛行する（ＡＪモードと称する）。この様に飛行モードを切り替えると共にその動力源も切り変えるハイブリッド・飛行モード転換型の航空機として現用電池容量の小ささをカバーする。但しこのＶＴＯＬ性を確保する為に電動機、二次電池系、電力制御装置としてのインバーター等が余分に必要である。

ヘリコプターに適用する場合は現状よりも初期費用、保守・維持なども安価で済む回転翼航空機を製作する事である。電動機内臓ハブ６の特徴を活かして現用ヘリコプターをシリーズ・ハイブリッドの電動化し、現用ヘリコプターの機械的動力系統、操縦系統、尾部回転翼部分を簡素化しようとするものである。シリーズ・ハイブリッド化には発電機や二次電池系、電力制御装置としてのサイクロコンバータ等、電動機が余分に必要であり、それを現用ヘリコプターの機体貫通型の動力伝達機構と比較して本申請の電動機内臓ハブ方式でメリットを出さねばならない。

２自由度ジンバルの内側ジンバルである円盤６２もしくはこれと同じ挙動をする物に所望の相数、極数の集中巻固定子一次電磁石６３を放射状に全円周に渡って固定し、円盤６２の中心より非回転軸６２ｘを垂直に立てスラストベアリング６２ＳＢを挟んで逆円筒型のアウターローター６４を図１、２の如く回転できる様にして、上から嵌め別のスラストベアリング６４ＳＢを挟んで上下動は固定する。このアウターローター６４のスカート内面に前記の集中巻固定子一次電磁石６３の相数、極数に相応する数の永久磁石６５を取り付けて二次移動子とし両者で同期型交流ブラシレス電動機を形成せしめ、このアウターローター６４の回転を出力として直接的に、あるいは必要に応じてクラッチ、フリーホイール、遊星歯車型減速機などを経由して間接的に、主回転翼７を支えるハブ６に回転力を伝える様にした事で航空機本体を貫通しての機械的動力系統を排除し、航空機のピッチ、ロールの操縦は外側ジンバル６１と内側ジンバル６２を何らかの手段で傾ける事で行える様にした事を特徴とする回転翼航空機用の電動機内蔵ハブ。

〔００１０〕の電動機内臓ハブを用いた回転翼航空機の電源として図３の二次電池系５により主回転翼７等を回す事で離陸・上昇あるいは降下・着陸をヘリコプターの様に行う（この飛行形態をＨモードと称す）。上空では内燃機関１駆動のプロペラ３で前進飛行に移る。この場合、揚力を得るため主回転翼７を少し後傾させると共に二次電池系５よりの電力を低下、遮断し同期型交流ブラシレス電動機と主回転翼７との結合を遠心クラッチ等の何らかの手段するで切断するか、電源遮断により回転出力をほぼゼロとする事でアウターロターを空転せしめる等で、主回転翼７を自転できる様にし、自転揚力を得てオートジャイロとして飛行する（この飛行形態をＡＪモードと称する）。この様に二つの飛行モードＨモードとＡＪモードが独立存在、遷移し、あるいは場合に依っては短時間共存し、それと同時にその動力源も変わる事で垂直離着陸、上空飛行し、〔００１４〕または〔００１５〕または〔００１６〕のアンチ・トルク装置を有する事を特徴とするハイブリッド型・飛行モード転換方式の〔００１０〕の電動機内臓ハブ６を用いた回転翼航空機。

〔００１１〕の回転翼航空機に於いてＡＪモード飛行中に電磁クラッチ等で主回転翼７と電動機内臓ハブの電動機６３，６４，６５とを強制的に締結しその電動機を発電機として働かせ二次電池系５に充電する様にした事を特徴とする〔００１０〕の電動機内臓ハブを用いた回転翼航空機。

〔００１０〕の回転翼航空機の電源として図４のガスタービン１に結合された発電機８の電気出力を電力制御装置１５経由で直接的に、または二次電池系５経由で間接的に動力線９で電動機内臓ハブの電磁石６３、及び〔００１５〕または〔００１６〕のアンチ・トルク装置に送り主回転翼７および尾部回転翼１８を回転させ飛行する様にした事を特徴とするシリーズ・ハイブリッド型の〔００１０〕の電動機内臓ハブ６を用いた回転翼航空機。

〔００１１〕または〔００１２〕の回転翼航空機において図３の垂直安定板１２の下側のヒンジ１３ｘで機進行方向左右に角度を取れる様な主回転翼７の降下風反射板１３を儲け、これにより主回転翼７による機体に対する反作用回転力を防止する事を特徴とするアンチ・トルク装置。

〔００１１〕または〔００１２〕または〔００１３〕の回転翼航空機においてアンチ・トルク装置としての尾部回転翼１８の外周に図４の様に環状の誘電体１９を取り付け誘導型リニア−モータの二次移動子とし、尾部回転翼外周の少し外側の適当な位置に所望の相数、極数のリニア−モータ固定子一次電磁石１７を設け、両者で交流誘導型環状リニア−モータを形成したことで尾部回転翼１８を回し主回転翼７による機体に対する反作用回転力を防止することを特徴とするアンチ・トルク装置。

〔００１１〕または〔００１２〕または〔００１３〕の回転翼航空機において尾部回転翼１８の中心に回転型の交流誘導電動機を取り付け機載の二次電池系５、電力制御装置１５経由で尾部回転翼１８を回し主回転翼７による機体に対する反作用回転力を防止ることを特徴とするアンチ・トルク装置。

電動機内臓ハブ関係としては動力伝達関連の機械系統が一切無く単純である。したがって保守・維持も楽である。また基本的に主回転翼を低速、高トルクで回すのに電動機駆動は極めて向いているし、ＶＶＶＦなどの電動機電子制制御技術により回転数制御も容易である。操縦は２自由度のジンバル自体を何らかの方法で傾けるのみで済む。

オートジャイロ関連としてはハイブリッド・飛行モード転換方式を採用しているので電池容量の心配が無い。

ヘリコプター関連としては機載ガスタービン〜高速交流発電機等の電力発生で電池容量の心配が無い。サイクロコンバータによる交流〜交流の電圧、周波数変換で直流を介さないので簡単で高効率的である。機載ガスタービン〜高速交流発電機等の結合を減速装置なしの直結で可能である。

アンチ・トルク装置の関係として電動方式は電源の種類が三相交流などで統一する事が出来るので主回転翼関係の電源を尾部回転翼駆動にも兼用出来る。上記に加えてリニア−モータ方式では支持機構上有利で且つ尾部回転翼の有効面積が回転型誘導電動機より有利になる。アンチ・トルク装置の推力を加減し、機体方向変えるのに回転数制御のみで出来る。オートジャイロに用いる降下風反射型は簡単である上に方向舵制御用のラダ−索と兼用出来る。

以下本発明の実施するための最良の形態を図１〜図４で説明する。

［オートジャイロに適用する場合の電動機内臓ハブについて、図１、図２］
先ず、電動機内臓ハブのオートジャイロに適用する場合の詳細を図１、図２を用いて説明する。図１は図下から各部品［ＡＡ’］，［ＢＢ’］，［ＣＣ’］，［ＤＤ’］，［ＥＥ’］を切り離してその側面または一部断面を示したものである（従って非回転軸６２ｘは長く描いている）。また図２は［ＡＡ’］，［ＢＢ’］と［ＣＣ’］を合わせたもの，［ＤＤ’］，［ＥＥ’］のそれぞれの平面図である。（但し、３枚のスラストベアリング６ＳＢ、６４ＳＢ、６２ＳＢや頭部のワッシャ６９０、止め具６９１は略した）。
下側から４本の柱の機体構造物で支えられた電動機内臓ハブのベース６０は外部ジンバル６１を両側の外側ジンバル受けボス６０Ｂと外側ジンバル・ピボット６１Ｐで支えているが、これは機首進行方向の迎え角調整アクチュエーター１１ｘ，迎え角制限アクチュエーター１１ｙで制限される範囲内で外側ジンバル・ピボット６１Ｐを中心とし機首進行方向・上下に主回転翼７の迎え角を制御できる。この外部ジンバル６１は中心に非回転軸６２ｘを持つ円盤状の内部ジンバル６２を図の様に機首進行方向左右に遥動できる様にピボット６２Ｐと内部ジンバル受けボス６１Ｂで外部ジンバル６１に支えられており、両者で二自由度ジンバルを構成している。内部ジンバル６２の上面またはこれと同等の動きをする物に図１と図２の［ＣＣ’］の様に集中巻固定子一次電磁石６３を所望の相数、極数だけ放射状に全円周に渡って固定して三相交流同期型ブラシレス電動機の一次とする。その上からスラストベアリング６２ＳＢを挟んでアウターローター６４をロラーベアリング６４ＲＢで非回転軸６２ｘに取り付ける。このアウターローター６４のスカート部内面には上記の集中巻固定子一次電磁石６３の相数、極数の数に相応する永久磁石６５が二次として取り付けられており両者で三相交流同期型ブラシレス電動機を構成する。アウターローター６４の外円部には遠心クラッチ・アーム６６が図の様に取り付けられており電動機の回転数が上がると弱い引っ張りバネ６６ｙに抗してアーム・シュー６６ｘが遠心力でハブ６の内面にあるハブ・シュー６ｘに押し付けられてアウターローター６４と電動機を内蔵した形でのハブ６は締結する。本例の場合はこれらの回転体をさらに別のスラストベアリング６ＳＢやワッシャ６９０、止め具６９１を挟んでロラーベアリング６ＲＢで非回転軸６２ｘに取り付けられている。電動機内蔵ハブ６には主回転翼７の取り付け部７ｙがあり、フラッピング・ヒンジ７ｘを介してして主回転翼７が取り付けられている。電力線は電力線穴６２Ｈ、６０Ｈを通ってハブ外に出てハブ本体と機体との間には回転動力の機械的な結合は一切なく簡単である。

［ピッチ、ロール操縦関係等について、図１］
回転翼航空機では一般にピッチ、ロール操縦はその回転翼面を傾けて操縦する。そこでこのベース６０、つまり機体を基準として２自由度のジンバル６１，６２を用いた方式であるのでこの二つの内外ジンバルを傾ければ良い分けであるが、このための操縦索取り付け部として図１［ＢＢ’］、［ＣＣ’］に示す６１ＰＣ、６２ＹＣがある。これを操縦索で直接引っ張り、または押す事で所望の回転翼７の傾斜面角度を得るか、またはリンク機構や油圧機構を用いて増力し所望の傾斜面角度を得るなど、さらには必要であれば現用ヘリコプターが採用している様な回転翼やその補助翼による空気力での増力で所望の傾斜面角度を得るなど、何らかの方法でこれら取り付け部６１ＰＣ、６２ＹＣを用いて制御、操縦する。尚オートジャイロのＡＪモードの飛行中は前進の対抗風を受ける様にする為に主回転翼を少し後傾させる必要があるが、これは迎え角調整アクチュエーター１１ｘ，迎え角制限アクチュエーター１１ｙによってベース６０自体で実現する。

［オートジャイロに適用する場合の回転力取り出し関係について、図１、図２］
図１、図２はアウターローター型の三相交流同期型ブラシレス電動機以外に回転力取り出し装置として遠心クラッチを付加したものを示したが、最小限の構成としては電動機のアウター・ローターのみでオートジャイロや小型ヘリコプターの場合、飛行可能と考えられる。何故なら内燃機関原動機と電動機は根本的に違って回転数ゼロスタートが可能であるし、ＶＶＶＦ制御等で任意の低速度、高トルクを電動機、電源の性能限度内なら得る事ができるし、更に電源を切ればオートローティションも可能であるからである。無論遠心クラッチがあった方が完全にハブと電動機が遮断され永久磁石による残留磁気の問題がなくベターである事は間違いない。更に大トルク、低回転数が必要な大型ヘリコプターの場合は必要に応じて遊星歯車による減速機やフリーホイール、更には次の〔００２５〕に示す発電機としての使用を考える場合は電磁クラッチ等等の回転力取り出し装置を付加する必要が出てくると思われるが、この場合は電動機内臓ハブ６自体の躯体が多少大きくなる事さえ容認すれば極めて容易に実現できる。

［オートジャイロのＡＪ飛行中の充電について、図３］
本申請の形式の電動機は良く知られている様に可逆型エネルギー変換デバイスで電力を入力すれば機械出力が、逆に機械入力すれば電気出力が出る。つまり発電機に変わる訳である。従って、オートジャイロのＡＪモード飛行中に必要に応じて主回転翼７とハブ内の電動機６３、６４、６５等を電磁クラッチ等で再締結し自転中の回転翼によりハブ内の電動機を外部から駆動すれば、発電機として作動し二次電池系５に充電できる。無論この場合、揚力発生以外に発電機負荷が掛かるわけで内燃機関１の出力を増加しなければならない事は言うまでもない。

［オートジャイロに適用した場合、図３］
図３はオートジャイロに適用した一例の全体図である。離陸前ではガソリンエンジン１は既にアイドリング運転されているが遠心クラッチ２によってプロペラ３は回転していない。そして二次電池系５から電力制御装置１５経由で同期型交流ブラシレス電動機の図１，２の集中巻固定子一次電磁石６３に電力を供給し主回転翼７がまわる、同時にアンチ・トルク装置も作動する。従って機は垂直に離陸・上昇飛行する。動力切り替えに安全な高度に達した後はガソリンエンジン１の出力、回転数を上げ遠心クラッチ２が締結する事によって回転するプロペラ３によって前進推力が与えられる。一方、図１，２、３の主回転翼７の迎え角調整・制限アクチュエーター１１ｘ，１１ｙによって主回転翼７の面は図３の７ｘの様に少し後傾する。また図１，２の同期型交流ブラシレス電動機６３、６４，６５の回転数を低下、停止させる事で主回転翼７ｘは遠心クラッチ６６，６６ｘ、６６ｙ、６ｘによって電動機内蔵ハブ６は動力から切り離され自転できる様になる。したがって機体が前進すると主回転翼７ｘは対抗風によって自転しながら揚力を発生し直進飛行できる。

［ヘリコプターに適用する場合の電動機内臓ハブについて、図１、図２、図４］
この場合は図１、２、３の機首方向の迎え角調整・制限アクチュエーター１１ｘ，１１ｙが本質的には不要となる。又、オートジャイロよりは多少機体が大型になる場合が多い事が予測されるので遊星歯車による減速機経由で回転翼を駆動する方式が多くなると考えているが、２自由度ジンバル上にアウターローター型の同期型交流ブラシレス電動機を構成する本体自体は変わらない。

［オートジャイロの場合のアンチ・トルク装置、図３］
ところで、離陸・上昇のＨモード飛行中はこの方式の場合、機体固定の集中巻固定子一次電磁石６３により主回転翼７の反作用による機体反対方向の回転力を受けるのでそれに対抗するためアンチ・トルク装置が必要である。図３では垂直安定板１２の下側に取り付けられた主回転翼７の降下風を反射して反回転力を発生させるアンチ・トルク装置である主回転翼降下風反射板１３で機体回転を阻止する。ＡＪモード飛行中のピッチ制御ないしはロール制御はＨモード飛行中と同じであるが、ヨウ方向制御は一般の航空機と同様にラダ１４によって行う。
またこのＨモード飛行とＡＪモード飛行の遷移にはガソリンエンジン１の出力を制御するガソリンエンジン出力制御装置や迎え角調整・制限アクチュエーター１１ｘ，１１ｙ、電力制御装置１５、等の制御を同時、連携して適正に制御する必要があるがこれらは全て統合コンピュ−タ１６によって自動的に制御され飛行士の負担となることはない。

［ヘリコプターに適用した場合、図４］
図４はヘリコプターに適用した一例の全体図である。主回転翼７は電動機内臓ハブ６に取り付けられているが機体への接続は構造物とピッチ操縦索１０ｘ、ロール操縦索１０ｙは別にすると動力線９以外に無い。この電力源としてはガスタービン１に直結された高速交流発電機８で発生させた電力を直接、または二次電池系５経由の間接的に電力制御装置１５である三相出力サイクロコンバータで所望の電圧、周波数の三相交流電力とし電動機内臓ハブ６内の同期型交流ブラシレス電動機の集中巻固定子一次電磁石６３に送り主回転翼７を回転させる。この電力は同時に機尾のアンチ・トルク装置のリニア・モータ固定子一次電磁石１７にも送られる。この尾部回転翼１８はリニア−モーター方式で、これは固定子一次電磁石１７と、尾部回転翼１８の外周に付けられている移動子である環状のリニア・モータ二次誘導体１９より成っており、これに誘導電流を惹起し回転する事で環状の誘導型リニア−モータとして回転しアンチ・トルク装置として作動する。
操縦は通常のヘリコプターと同じでピッチ方向、ロール方向は主回転翼７の回転翼面をピッチ操縦索１０ｘ、ロール操縦索１０ｙによって行うが、この為には操作力は２自由度ジンバル自体を直接あるいは間接的に傾ける操作で行う。操作力は索とリンク機構、または油圧増力、更に必要ならばヒラ−型の様な飛行風圧増力による等、何らかの方法で行う。ヨウ方向は尾部回転翼１８の回転数制御によって行う。現用ヘリコプターは尾部回転翼と主回転翼の回転数が固定比で回っている為に尾部回転翼の回転数のみを自由に変えられないので、尾部回転翼の推力増減をピッチ角制御で行っているが、本発明のものは電動化しているので回転数制御のみで可能で簡単である。

［ヘリコプターの場合のアンチ・トルク装置］
図４の尾部に示す様なリニア−モーター方式に対して図には無いが通常の回転型三相交流誘導電動機を用いた尾部回転翼型のアンチ・トルク装置も容易に考えられる。何れもＨモード飛行中に作動するもので主回転翼７用の電源が利用でき、動力線のみで済むし、またその動力源も電化統一されて一部併用できるし、ヨウ方向制御の為の推力加減も回転数制御のみで出来のるで極めて好都合である。

電動機内臓ハブを各部品毎に示した側面図、一部断面図。内側ジンバル６２および非回転軸６２ｘは側面図として描いた。尚、非回転軸６２ｘは各部品を分割表示する為に長く描いている。本図は出力アダプターとして遠心クラッチを付けた一例。 ● ［ＡＡ‘］ 機体と電動機内臓ハブを結合するベース６０。 ● ［ＢＢ‘］ 外側ジンバル６１。 ● ［ＣＣ‘］ 内側ジンバル６２。 ● ［ＤＤ‘］ アウターローター６４。 ● ［ＥＥ‘］ 主回転翼７と結合するハブ６。 〔図１〕の各部品の平面図。ただし［ＢＢ‘］と［ＣＣ‘］はピボット、ボスで取り付けた状態を上から見たもので、［ＡＡ‘］も同様上から見たものである。他は下から見たものである。非回転軸６２ｘは自明であるのでハッチングしていない。本図も出力アダプターとして遠心クラッチを付けた一例である。 ハイブリッド・飛行モード転換式の回転翼航空機の概念図、アンチ・トルク装置として降下風反射板を採用した一例。 シリーズ・ハイブリッドの回転翼航空機の概念図、アンチ・トルク装置として環状の誘導型リニア−モータを採用した一例。

〔図１〕、〔図２〕
１１ｘ． 迎え角調整アクチュエーター
１１ｙ． 迎え角制限アクチュエーター
６０． ベース
６０Ｂ． 外側ジンバル受けボス
６０Ｈ． 電力線穴
６１． 外側ジンバル
６１Ｐ． 外側ジンバル・ピボット
６１Ｂ． 内側ジンバル受けボス
６１ＰＣ．ピッチ操縦索取り付け部
６２． 内側ジンバル
６２ｘ． 非回転軸
６２Ｊ． アウターローター高さ調整座
６２Ｐ． 内側ジンバル・ピボット
６２ＹＣ．ロール操縦索取り付け部
６２Ｈ． 電力線穴
６２ＳＢ．スラスト・ベアリング
６３． 集中巻固定子一次電磁石
６４． アウターローター
６５． 永久磁石
６６． 遠心クラッチ・アーム
６６ｘ． アーム・シュー
６６ｙ． 引っ張りバネ
６４ＲＢ．ローラー・ベアリング
６４ＳＢ．スラスト・ベアリング
６ＳＢ． スラスト・ベアリング
６ＲＢ． ローラー・ベアリング
６． ハブ
６ｘ． ハブ・シュー
６９０． ワッシャ
６９１． 止め具
７． 主回転翼
７ｙ． 回転翼取り付け部
７ｘ． フラッピング・ヒンジ
〔図３〕
１． ガソリン・エンジン
２． 遠心クラッチ
３． プロペラ
４． ペダル
５． 二次電池系
６． 電動機内臓ハブ
７． 主回転翼
７ｘ． 後傾した主回転翼
９． 電力線
１０． 操縦幹
１１ｘ． 迎え角調整アクチュエーター
１１ｙ． 迎え角制限アクチュエーター
１２． 垂直安定板
１３． 主回転翼降下風反射板
１３ｘ． 同反射板ヒンジ
１４． ラダー
１４ｘ． ラダー・ヒンジ
１５． 電力制御装置
１６． 統合コンピューター
２０． 燃料タンク
〔図４〕
１． ガス・タービン
４． ペダル
５． 二次電池系
６． 電動機内臓ハブ
７． 主回転翼
８． 高速交流発電機
９． 電力線
１０ｘ． ピッチ操縦索
１０ｙ． ロール操縦索
１５． 電力制御装置
１６． 統合コンピューター
１７． リニア−・モータ固定子一次電磁石
１８． 尾部回転翼
１９． リニア−・モータ二次誘電体
２０． 燃料タンク
６０． ベース

Claims (7)

1. ２自由度ジンバルの内側ジンバルである円盤６２もしくはこれと同じ挙動をする物に所望の相数、極数の集中巻固定子一次電磁石６３を放射状に全円周に渡って固定し、円盤６２の中心より非回転軸６２ｘを垂直に立てスラストベアリング６２ＳＢを挟んで逆円筒型のアウターローター６４を図１、２の如く回転できる様にして、上から嵌め別のスラストベアリング６４ＳＢを挟んで上下動は固定する。このアウターローター６４のスカート内面に前記の集中巻固定子一次電磁石６３の相数、極数に相応する数の永久磁石６５を取り付けて二次移動子とし両者で同期型交流ブラシレス電動機を形成せしめ、このアウターローター６４の回転を出力として直接的に、あるいは必要に応じてクラッチ、フリーホイール、遊星歯車型減速機などを経由して間接的に、主回転翼７を支えるハブ６に回転力を伝える様にした事で航空機本体を貫通しての機械的動力系統を排除し、航空機のピッチ、ロールの操縦は外側ジンバル６１と内側ジンバル６２を何らかの手段で傾ける事で行える様にした事を特徴とする回転翼航空機用の電動機内蔵ハブ。
2. 〔請求項１〕の電動機内臓ハブを用いた回転翼航空機の電源として図３の二次電池系５により主回転翼７等を回す事で離陸・上昇あるいは降下・着陸をヘリコプターの様に行う（この飛行形態をＨモードと称す）。上空では内燃機関１駆動のプロペラ３で前進飛行に移る。この場合、揚力を得るため主回転翼７を少し後傾させると共に二次電池系５よりの電力を低下、遮断し同期型交流ブラシレス電動機と主回転翼７との結合を遠心クラッチ等の何らかの手段するで切断するか、電源遮断により回転出力をほぼゼロとする事でアウターロターを空転せしめる等で、主回転翼７を自転できる様にし、自転揚力を得てオートジャイロとして飛行する（この飛行形態をＡＪモードと称する）。この様に二つの飛行モード、ＨモードとＡＪモードが独立存在、遷移し、あるいは場合に依っては短時間共存し、それと同時にその動力源も変わる事で垂直離着陸、上空飛行し、請求項５または６または７のアンチ・トルク装置を有する事を特徴とするハイブリッド型・飛行モード転換方式の申請項１の電動機内臓ハブ６を用いた回転翼航空機。
3. 請求項２の回転翼航空機に於いてＡＪモード飛行中に電磁クラッチ等で主回転翼７と電動機内臓ハブの電動機６３，６４，６５とを強制的に締結しその電動機を発電機として働かせ二次電池系５に充電する様にした事を特徴とする申請項１の電動機内臓ハブを用いた回転翼航空機。
4. 請求項１の電動機内臓ハブを用いた回転翼航空機の電源として図４のガスタービン１に結合された発電機８の電気出力を電力制御装置１５経由で直接的に、または二次電池系５経由で間接的に動力線９で電動機内臓ハブ６の電磁石６３、及び請求項６または請求項７のアンチ・トルク装置に送り主回転翼７および尾部回転翼１８を回転させ飛行する様にした事を特徴とするシリーズ・ハイブリッド型の申請項１の電動機内臓ハブを用いた回転翼航空機。
5. 請求項２または３の回転翼航空機において図３の垂直安定板１２のド側のヒンジ１３ｘで機進行方向左右に角度を取れる様な主回転翼７の降下風反射板１３を儲け、これにより主回転翼７による機体に対する反作用回転力を防止する事を特徴とするアンチ・トルク装置。
6. 請求項２または３または４の回転翼航空機におけるアンチ・トルク装置としての尾部回転翼１８の外周に図４の様に環状のリニア−モータ二次誘電体１９を取り付け環状のリニア−モータの二次移動子とし、尾部回転翼外周の少し外側の適当な位置に所望の相数、極数のリニア−モータ固定子一次電磁石１７を設け、両者で環状の交流誘導リニア−モータを形成したことで尾部回転翼１８を回し主回転翼７による機体に対する反作用回転力を防止することを特徴とするアンチ・トルク装置。
7. 請求項２または３または４の回転翼航空機において尾部回転翼１８の中心に回転型の交流誘導電動機を取り付け機載の二次電池系５、電力制御装置１５経由で尾部回転翼１８を回し主回転翼７による機体に対する反作用回転力を防止ることを特徴とするアンチ・トルク装置。

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