JP2011502869A - バランス特性を改良する単回転翼模型ヘリコプター - Google Patents

Abstract

本発明に係る単回転翼模型のヘリコプターは、主軸と、主軸に設けられたローターグリップと、ローターグリップに設けられた一対の回転翼と、一対のミキシングアームとを備え、前記ヘリコプターは、さらに制御システムとバランスシステムとを備える。その中、一対のミキシングアームは、それぞれ前記ローターグリップの両側に設けられ、かつその中心にいる軸孔を通じて、ローターグリップの両側におけるピッチ・ロッカーアームに回動可能に接続されて、回転翼の迎え角を制御する。前記ミキシングアーム毎に、二つのコントロール点があり、一対のミキシングアームにおける対角が対向する第１のコントロール点（複数）は、前記制御システムにより転送された周期的なトルクによりコントロールされ、対角が対向する第２のコントロール点（複数）は、バランスシステムによりコントロールされ、かつ前記バランスシステムによりコントロールする第２のコントロール点（複数）と、前記傾斜盤組合せによりコントロールする前記第１のコントロール点（複数）とは、お互いに支点運動する。本発明に係る単回転翼模型のヘリコプターは、制御の感度及び動的安定性について独立に調整することができるので、模型ヘリコプターの動的安定性と制御性との好ましい組合せを探すことができる。
【選択図】図７

Description

本発明は、リモートコントロール・単回転翼模型ヘリコプターに関する。

リモートコントロール・単回転翼模型ヘリコプターは、実際のヘリコプターに比べて、その基本的な技術は一致しているものの、構造的に明らかな差異がある。現在、ヘリコプターのコントロール方式には、ベルコントロール方式と、ヒラコントロール方式と、ベル・ヒラコントロール方式とがある。

ベルコントロール方式は、通常実際のヘリコプターに利用され、その典型的な特徴として、回転翼の羽根角を直接にコントロールし、安定用ブレードが設置されておらず、回転翼の先端にウエイトが取り付けている。現代のヘリコプターにはウエイトが取り付けられておらず、回転翼が振り回すことができ、ヘリコプターが移動中で不安定な気流の干渉を受けた場合、変化する空気負荷が機体まで伝導することが無く、ヘリコプターの揺れが比較的に小さい。ベルコントロール方式のヘリコプターは、動作に対するコントロールが比較的に直接であり、細かい動作に対する敏捷性は良いが、大幅な飛行動作には対応できない。したがって、このような方式は、通常の特技式の模型ヘリコプターに要求されている操縦性、たとえば、優れる高敏捷性、高い動作難度、及び大きいラダー操作という特定な技術要求を実現することができない。

ヒラコントロール方式は、ベルコントロール方式の特性と異なって、ヒラコントロール方式のＲ／Ｃヘリコプターが一対のヒラブレードを有することに特徴がある。上記ヒラブレードは、主にサーボモーターとメイン回転翼との間の媒介として作用し、操作する際に、サーボモーターでヒラブレードを起動し、ヒラブレードの空気動力によりメイン回転翼を引っ張らせる（起動させる）。ヒラコントロール方式のヘリコプターは、大幅な飛行動作に適し、Ｒ／Ｃヘリコプターに応用されている。ところが、単純なヒラコントロール方式では十分な安定性が得られない。

現在、模型ヘリコプターにおいて、通常使用されているベル・ヒラコントロール方式であり、「ベル・ヒラコントロール方式」の制御システムの操作過程は、以下の通りである。すなわち、ワイヤレス・リモートコントロール・デバイスにおける電子受信機の指令に基づいて、サーボモーターは、連接棒を通じて不回転傾斜盤を指定方向に傾斜させる；回転傾斜盤はシフトギアの駆動により、不回転傾斜盤の傾斜面で主軸に同期して回転し、この過程において、サーボモーターの駆動トルクが周期的なトルクに転換する；回転傾斜盤は回転周期毎において連接棒を通じてヒラブレードのピッチ・ロッカーアームを引っ張って、「ヒラ」ブレードの迎え角を増大又は減少するように周期的にコントロールして、回転中のヒラブレードが周期的に上昇又は降下し、連接棒を通じて同期的に回転する回転翼のピッチ・ロッカーアームを引っ張って、その迎え角を変更し、回転中の回転翼の揚力を周期的に増大又は減少させ、回転翼のローターディスクを指令が要求する方向に傾斜させ、回転翼のローターディスクの傾斜による縦方向トルク及び横方向トルクは、操作する模型ヘリコプターを指定方向に移動させる。

「ベル・ヒラコントロール」方式の制御システムの特徴は以下の通りである。すなわち、サーボモーターの制御トルクが媒介としての「ヒラ」ブレードの空気動力を通じて回転翼に転送されるものであって、完全な機械的駆動過程ではない。このような方式は、ラダーの操作量が大きい単回転翼模型ヘリコプターに要求される高難度の特技動作に適用される。「ベル・ヒラコントロール」方式において、バランスウエイトとヒラブレードとは一体化した組立部品であり、かつこの方式の模型ヘリコプターにおいて、ヒラブレードの軸線は、回転翼の軸線に垂直である。ヒラブレードが回転する際に生ずるジャイロ作用は、模型ヘリコプターが飛行中に当たる外部干渉を解消することができ、少々バランス効果を果たして、模型が外部干渉を自動的に解消することができる。しかしながら、一定の速度で回転するヒラブレードは、自動バランス作用に対して減衰効果があり、かつこのような構造的に制限により、ヒラブレードのバランス効果を弱化してしまう。上記のような特徴により、この方式の単回転翼模型ヘリコプターのバランス特性が比較的に悪くなり、かつ操作技術が複雑になり、これらの操作技術を全面的に把握するには、指導者の指導が必要になり、長期的かつ大量の練習が必要となり、技術的入り口が高くて、このような方式には大きい制限がある。

業者は、「ベル・ヒラコントロール」方式のヘリコプターに対して改良して、そのバランス特性を向上させ、かつ操作技術の複雑性及び難度を下げることを希望している。しかしながら、バランスウエイトの自動バランス機能と、ヒラブレードの補助的操作機能は、異なる技術問題であり、ベル・ヒラコントロール方式において、両者は一体化され、この方式により設計された構造は、操作性及びバランス特性の間で十分な設計自由度を実現することができない。

上記のような制限はあるが、模型ヘリコプター分野において、「ベル・ヒラコントロール」方式を、４チャンネル及び４チャンネル以上のワイヤレス・リモートコントロール・ヘリコプターに応用することは慣用方式になっている。業界において公知になっている他の種類として、比較的に容易に把握することが可能である共軸タンデム回転翼模型ヘリコプターは、上下回転翼の回転方向がお互いに逆方向であるので、このような模型ヘリコプターを操作する際に、回転翼の空気動力特性が単回転翼模型ヘリコプターに比べて大幅に異なり、対応する制御システムとバランスシステムとが顕著な特性を備えている。すなわち、バランスウエイトは上回転翼をコントロールして、ヘリコプターの安定性能を解決し、制御システムは下回転翼をコントロールして、ヘリコプターの縦方向及び横方向トルクの操作を実現する。

従って、航空模型のファン達が単回転翼模型ヘリコプターを学ぶ時、従来は学ぶことが難しい「ベル・ヒラコントロール」方式の単回転翼模型ヘリコプターを選択するしかなかった。事実上、「ベル・ヒラコントロール」方式の単回転翼模型ヘリコプターに係るラダーの操作量が大きいこと、及び操作性が敏捷である特徴が逆に障害項目になる。当該方式の模型は、その操作に係る技術が複雑で、模型ヘリコプター自体のバランス特性が悪くなる。大多数の人は、「ベル・ヒラコントロール」方式のヘリコプターの基本操作である飛行及びホバリングも把握することができず、大きいラダー操作のような高難度の特技動作ができないことはいうまでも無い。このような背景において、上記習慣的方式を避けて、飛行がより良く、かつ操作し易い単回転翼模型ヘリコプターを研究する必要がある。

本発明が解決しようとする技術課題は、バランス特性を改良した単回転翼模型ヘリコプターを提供することにある。

本発明に係る一実施例により提供する単回転翼模型ヘリコプターは、主軸と、主軸に設けられたローターグリップと、ローターグリップに設けられた一対の回転翼と、一対のミキシングアームとを備え；前記ヘリコプターは、さらに制御システムとバランスシステムとを備え；前記制御システムは、縦方向の制御トルクと横方向の制御トルクを出力するサーボモーターと、縦方向の操作トルクと横方向の操作トルクとを周期的なトルクに転換する傾斜盤組合せとを備え；サーボモーターと、傾斜盤組合せとは、連接棒を通じてミキシングアームの各アーム（arm of force）に接続されかつトルクを転送する。バランスシステムは、主軸上に接続されるバランス棒及びバランス棒の両端に設けられた一対のバランスウエイトを備え、バランス棒とミキシングアームとの間は、連接棒を通じて接続されかつトルクを転送する。上記対のミキシングアームは、それぞれローターグリップの両側に設けられ、かつその軸孔を通じて、ローターグリップの両側のピッチ・ロッカーアームに回動可能に接続される。その中、ミキシングアーム毎に、二つのコントロール点を備え、その中、一対のミキシングアームにおける対角が対向する第１のコントロール点（複数）は、傾斜盤組合せから転送された周期的なトルクによりコントロールされ、対角が対向する第２のコントロール点（複数）はバランスシステムによりコントロールされ、かつバランスシステムによりコントロールされる第２のコントロール点（複数）と、傾斜盤組合せによりコントロールされる第１のコントロール点（複数）は、お互いに支点運動する。

前記模型ヘリコプターの機械縦軸線は、模型ヘリコプターの縦軸の回転翼の逆回転方向の７０度〜２０度の範囲内にあり；ヘリコプターの機械横軸線は、模型ヘリコプターの横軸の回転翼の逆回転方向の７０度〜２０度の範囲内にある。バランス棒の軸線は、前記回転翼の先端の前にあり、前記回転翼の軸線との水平角は、２５度から６５度の間にある。

前記単回転翼模型のヘリコプターにおいて、ミキシングアームの軸孔とピッチ・ロッカーアームとの接続点（複数）と、第１のコントロール点（複数）と、第２のコントロール点（複数）との三対の接続点において、少なくとも二対の接続点がユニバーサル・ジョイント点（複数）である。
前記単回転翼模型のヘリコプターにおいて、前記機械縦軸線と前記機械横軸線とが直角になる。
前記単回転翼模型のヘリコプターにおいて、バランスウエイトが回転翼の先端の前にあり、バランスウエイトの軸線と回転翼の軸線との基準水平角は、４５度を基準角度とし、マイナス・プラスの両方向に調整して、最終に試験によりバランス特性及びバランス特性と制御性とが好ましい角度を獲得することができる。
前記単回転翼模型のヘリコプターにおいて、ヘリコプターの基準機械縦軸線は、ヘリコプターの縦軸の回転翼の逆回転方向の４５度位置にあり、マイナス・プラスの両方向に調整して、最終に試験により精確な機械縦軸線の角度を求め、対応的にヘリコプターの精確な機械横軸線の角度を確定する。
本発明は、機械ミキシングアームにより羽根角を制御する制御システムを応用する。既存の「ベル・ヒラコントロール」方式的リモートコントロール模型ヘリコプターに比べて、本発明の特徴は、制御システムとバランスシステムとが同時にミキシングアームを通じて、回転翼のピッチに対する周期的な制御・コントロールを実現し、両システムは相互に独立するシステムであって、制御の感度及び動的安定性を単独に調整することができる。従って、模型ヘリコプターの動的安定性と制御性の好ましい組み合わせを探すことができ、異なる人の需要に適することができ、特に、単回転翼模型ヘリコプターの初心者のために、安定性が良く、制御の感度が適宜である機型を提供することができる。

本発明の特徴、性能は以下の実施例及び図面に基づいて説明する。

単回転翼模型ヘリコプターのｘｙｚ座標軸を示す図面である（中国の座標系、以下同じ）。 単回転翼模型ヘリコプターの回転翼と傾斜盤とがＸ−Ｙ平面における位置を示す図面である。 時計回りに回転する回転翼の機械縦軸線の範囲を示す。 時計回りに回転する回転翼の機械横軸線の範囲を示す。 逆時計回りに回転する回転翼の機械縦軸線の範囲を示す。 逆時計回りに回転する回転翼の機械横軸線の範囲を示す。 本発明の一実施例に係る単回転翼模型ヘリコプターの一部の構造を示す図面である。 図７に示す模型ヘリコプターの平面図である。 模型ヘリコプターの回転翼が一サイクル回転する間に受ける干渉パワー及び回転翼の迎え角の変化による揚力の変化を示す図面である。 一サイクル減衰した後の図９に示す干渉パワーを示す図面である。 図９に示す干渉パワーの減衰過程を示す図面である。 本発明の他の一実施例に係る単回転翼模型ヘリコプターの一部の構造を示す図面である。

以下、図面に基づいて、本発明に係る単回転翼模型ヘリコプターの実施例を説明する。

図７は、本発明に係る単回転翼模型ヘリコプターの一部を示す図面である。本発明に係るヘリコプターは、機械制御システムと、機械バランスシステムと、主軸８と、ローターグリップ２３と、回転翼２４とを備える。一対の回転翼２４は、主軸８を中心に回転し、かつ回転翼２４及びローターグリップ２３は、回転翼の軸線２５を中心に一定の範囲内で回動することができる。気流に対する回転翼２４の迎え角は、増加又は減少することができ、これにより、回転翼の迎え角が周期的に変化することができる。次に、これら部材の構造に対して詳しく説明する。

機械制御システムは、主にフレーム１と、第１のサーボモーター２と、第２のサーボモーター３と、サーボモーターのスイングアーム４と、第１の下側連接棒６と、第２の下側連接棒７と、不回転傾斜盤９及び回転傾斜盤１５からなる傾斜盤組合せと、一対の中間連接棒１７とを備える。フレーム１はヘリコプターの機体(不図示)に結合されて、第１のサーボモーター２と第２のサーボモーター３とを支える。なお、主軸８は、フレーム１から上方に向かって垂直に伸びている。

不回転傾斜盤９と回転傾斜盤１５とは、軸受により回動可能に接続されて傾斜盤組合せを構成する。この傾斜盤組合せは、ヘリコプターの主軸８にカバー接続されている。回転傾斜盤１５は、不回転傾斜盤９の傾斜操作に従って傾斜すると同時に、シフトギア１４は、中間連接棒１７を駆動して、回転傾斜盤１５が主軸８と同期して回転するように回転傾斜盤１５を動かせる。傾斜盤組合せは、第１のサーボモーター２と第２のサーボモーター３とが下側連接棒６、７を通じて転送された往復トルクを周期的なトルクに転換させ、回転翼２４の回転周期毎に、指令に従って回転翼の羽根角を減少又は増大するように操作して、ローターディスクの任意の角度の回転翼の揚力を減少又は増大させる。ローターディスクが傾斜することにより模型ヘリコプターの全体が傾斜し、模型ヘリコプターの縦方向トルクと横方向トルクとの操作を実現し、模型ヘリコプターの進行方向をコントロールする。

制御システムの機械的構造は下記の通りである。すなわち、二つのサーボモーター２、３が、それぞれ指令を受信して、縦方向トルクと横方向トルクとを制御する。その中、第１のサーボモーター２の制御トルクの出力軸のスイングアームの端と第１の下側連接棒６の下端とがユニバーサル・ジョイント接続５０になり、その上端と不回転傾斜盤９の第１のスイングアーム１０とがユニバーサル・ジョイント接続５２になる。第２のサーボモーター３の制御トルクの出力軸のスイングアームの端と第２の下側連接棒７の下端とがユニバーサル・ジョイント接続５１になり、その上端と不回転傾斜盤９の第２のスイングアーム１１とがユニバーサル・ジョイント接続５３になる。

不回転傾斜盤における第１のスイングアーム１０と第２のスイングアーム１１との間の角度は９０度である。なお、不回転傾斜盤９には配向アーム１２があり、配向アーム１２は、シュート１３内で上下移動可能であり、配向アーム１２は、不回転傾斜盤９の回動のみを制限し、何れの方向へ傾斜することを許可する。

回転傾斜盤１５において、一対の第３のスイングアーム１６（図２、図７、図８を参照）が主軸を中心に対称配列され、二つのスイングアームと中間連接棒１７の下端とがユニバーサル・ジョイント接続５４になる。二つの中間連接棒１７は、主軸と同期に回転するシフトギア１４の駆動を受け、回転傾斜盤１５を同期に回動するように駆動させ、不回転傾斜盤の第１、第２のスイングアーム１０、１１からの制御トルクを周期的なトルクに転換し、中間連接棒１７を通じてミキシングアーム１８に転送する。その中、二つの中間連接棒１７の上端は、二つのミキシングアーム１８の対角分布になった第１のユニバーサル・ジョイント５５（図８）と接続する。これにより、制御システムのコントロールトルクを一対のミキシングアーム１８に転送する。

前記一対のミキシングアーム１８は、それぞれヘリコプターのローターグリップ２３の両側に設けられ、その中の軸孔を通じて、ローターグリップの両側のピッチ・ロッカーアーム２０に回動可能に接続されている。ローターグリップ２３は回転翼２４と接続されて、回転翼の軸線２５を回動軸として回転翼の迎え角を周期的に制御する（図８）。

一方、二つのミキシングアーム１８の第２のユニバーサル・ジョイント点５６（図７）は、一対の上側連接棒２６を通じて、バランス棒２７の主軸位置に隣設した二つのユニバーサル・ジョイント点５７に接続されて、当該一対のミキシングアームの第２のユニバーサル・ジョイント点５６が、バランス棒２７とバランスウエイト２８とからなるバランスシステムによりコントロールされる。その中、一対のバランスウエイト２８は、バランス棒２７の両端に設けられ、バランス棒２７とバランスウエイト２８とが一つの全体を構成する。本実施例において、バランス棒２７の中心は、主軸８の頂端に接続される。すなわち、回転翼２４の上方に位置されている（図７）。バランス棒はバランスウエイトのスイング軸線２１を軸とし、バランスウエイト２８は図７の矢印が示している方向に沿って垂直にスイングすることができる。

これにより、本発明の設計におけるキーポイントは、ミキシングアーム１８の第１のユニバーサル・ジョイント点５５と第２のユニバーサル・ジョイント点５６とがそれぞれ制御システム、バランスシステムによりコントロールされる；ミキシングアームの第１のユニバーサル・ジョイント点５５と第２のユニバーサル・ジョイント点５６とがお互いに支点運動する、具体的に、制御システムに関して、制御システムはミキシングアーム１８の第１のユニバーサル・ジョイント点５５のトルクに作用して、バランスシステムがコントロールしている第２のユニバーサル・ジョイント点５６を支点とする；バランスシステムは、ミキシングアーム１８の第２のユニバーサル・ジョイント点５６のトルクに作用して、制御システムがコントロールしている第１のユニバーサル・ジョイント点５５を支点とする。制御面において、回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアーム１６から中間連接棒１７に転送される周期トルクがコントロールしているミキシングアーム１８は、順序にピッチ・ロッカーアーム２０、ローターグリップ２３を通じて、最後に回転翼の軸線２５を回動軸とする回転翼２４の迎え角を周期的にコントロールする。バランス面において、バランス作用のあるバランス棒２７−バランスウエイト２８が、ミキシングアーム１８の第２のユニバーサル・ジョイント点５６を駆動し、かつミキシングアーム１８とローターグリップ２３との軸孔接続関係を利用して、回転翼の軸線２５を回動軸としてローターグリップ２３−回転翼２４を回動させる。

また、図８に示されたように、現在のベル・ヒラコントロール方式と異なる点は、バランス棒２７及びバランスウエイト２８の軸線２９と、回転翼２４の軸線２５との水平角は９０度より小さい。本発明に係る実施例において、この角の範囲は２５度〜６５度であり、基準角度は４５度であり、かつバランスウエイトは回転翼の先端３０の前にある。

一対のミキシングアーム１８の三対の接続点において、軸孔の位置と二対のコントロール点の位置は相互に転換可能であり、上記方式に限定されるものではない。例えば、二対の制御トルクのコントロール点において、その一対は中部にあり、他の一対はミキシングアームの端部にあり、回転翼のピッチ・ロッカーアーム２０との接続点は、ミキシングアームの他の端部にある。とにかく、三対の接続点において、少なくとも二対がユニバーサル・ジョイント点であれば、ミキシングアーム１８に対するコントロールを満たすことができる。

次に本発明の実施例に係る制御システムの重要なパラメータ設計について説明する。

図７、図１、及び図２を参照すると、前記実施例に係るリモートコントロール模型ヘリコプターの制御システムが、ヘリコプターの質量中心（主軸の軸心上にある）を原点とするＸ、Ｙ（中国座標系）参照平面に配置されている。その中、Ｘ軸は、ヘリコプターの縦軸であり、Ｙ軸はヘリコプターの横軸であり、以下は出現し得るいくつかの状況である。

回転翼が時計回り方向に回転して、制御棒が模型ヘリコプターを縦方向に進行するように制御する場合、回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアーム１６が不回転傾斜盤の制御縦方向トルクの第１のスイングアーム１０と同じ方位まで回転した時（二つの軸線が重合する、図３に示す）、縦方向の制御棒を押す。回転翼２４が３１５度位置にある時、羽根角が最小点になり、回転翼２４が１３５度位置にある時、回転翼の羽根角が最大点になる。回転翼が１３５度から、１８０度まで、２２５度まで、２７０度まで、３１５度までの位置の範囲内において、羽根角がだんだん減少する半周期になり、同じように、回転翼が３１５度から、０度まで、４５度まで、９０度まで、１３５度までの位置の範囲内において、羽根角がだんだん増大する半周期になる。縦方向の制御棒を制御する時に、回転翼の羽根角の変化周期が逆になる。本例にある回転翼の各回転周期において、回転傾斜盤のスイングアーム１６が不回転傾斜盤の第１のスイングアーム１０と同じ角度まで回転して重合した時、縦方向制御棒を押す時、３１５度位置が羽根角の最小点になり、回転翼が１３５度位置にある時、羽根角が最大点になり、縦方向制御棒を引く時、回転翼が１３５度位置にある時、羽根角が最小点になり、回転翼が３１５度位置にある時、羽根角が最大点になる。３１５度−１３５度線を、この時計回りに回転する単回転翼模型ヘリコプターの機械縦軸線に定義する。

回転翼が時計回り方向に回転する時、模型ヘリコプターを横方向に進行するように制御する場合、回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアーム１６は、不回転傾斜盤の第２のスイングアーム１１と同じ角度まで回転して重合する時（図４を参照）、横方向の制御棒を左に制御する時、回転翼が２２５度位置にある時、羽根角が最小点になり、回転翼が４５度位置にある時、羽根角が最大点になる；横方向の制御棒を右に制御する時、回転翼の４５度位置は羽根角が最小点になり、回転翼の２２５度位置は羽根角が最大点にある。２２５度−４５度線を当該時計回りに回転する単回転翼模型ヘリコプターの機械横軸線に定義する。

回転翼が逆時計回り方向に回転する時、制御棒が模型ヘリコプターを縦方向に進行するように制御する場合、回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアーム１６が不回転傾斜盤の縦方向トルクを制御する第１のスイングアーム１０と同じ方位まで回転して、二つの軸が重合する時（図５を参照）、縦方向の制御棒を押し、回転翼が４５度位置にある時、羽根角が最小点になり、回転翼が２２５度位置にある時、羽根角が最大点になる。本例における回転翼の各回転周期において、縦方向の制御棒を引く時、羽根が２２５度位置にある時、羽根角が最小点になり、羽根が４５度位置にある時、羽根角が最大点になる。２２５度−４５度線を、当該逆時計回りに回転する単回転翼模型ヘリコプターの機械垂直軸に定義する。

回転翼が逆時計回り方向に回転する時、模型ヘリコプターを横方向に進行するように制御する場合、回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアーム１６が不回転傾斜盤の第２のスイングアーム１１と同じ角度まで回転して重合された時（図６を参照）、横方向の制御棒を左に制御する時に、回転翼が３１５度位置にある時、羽根角が最小点になり、回転翼が１３５度位置にある時、羽根角が最大点になり、横方向の制御棒を右に制御するときに、回転翼が１３５度位置にある時、羽根角が最小点になり、回転翼が３１５度位置にある時に、羽根角が最大点になる。３１５度−１３５度線を、当該逆時計回りに回転する単回転翼模型ヘリコプターの機械横軸線に定義する。

単回転翼模型ヘリコプターの機械縦軸線がＸ、Ｙ座標における位置を判定する方法として、回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアーム１６が不回転傾斜盤の第１のスイングアーム１０（縦方向制御スイングアーム）と同じ角度まで回転した時の回転翼の軸線が機械縦軸線である。回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアーム１６が不回転傾斜盤の第２のスイングアーム１１（横方向制御スイングアーム）と同じ角度まで回転した時の回転翼の軸線が機械横軸線である。

機械縦軸線とＸ軸との角度は、本発明において非常に重要な点であり、より好ましい設計として、模型ヘリコプターの縦方向の押し棒（昇降舵）を制御する時に、模型ヘリコプターの進行方向と当該ヘリコプターのＸ軸の方向が一致し、かつ縦方向に進行することを確保する。例えばこのような試験データ（一）がある：室内で飛行する４チャンネルの単回転翼模型ヘリコプターにおいて、回転翼のデータとして、主に直径が３８０ｍｍで、メイン作業領域の回転翼の平均翼弦が２４．８ｍｍで、片方の回転翼の重さが５−６ｇで、空中でのホバリング又は水平進行する時の回転翼の回転速度が１６００−１８００回／分で、回転翼のブレードチップの速度が約３５ｍ／秒で、通常模型ヘリコプターの進行速度は２ｍ／秒より小さくて、回転翼が時計回り方向に回転する時に、より好ましい機械縦軸線とＸ軸との角は４０度であり、すなわち機械縦軸線が３２０度−１４０度線の上にある。試験により証明したこと、機械縦軸線とＸ軸との角が４０度より大きい場合、例えば角が４５度以上である時、昇降舵は、模型ヘリコプターを左前に向かって進行するように制御する。逆に、機械縦軸線とＸ軸との角が３５度より小さい時、昇降舵は模型ヘリコプターを明らかに右前方向に向かって進行するように制御する。このような不利な状況において、前に向かって指定方向に沿って進行するように模型ヘリコプターを制御するためには、模型ヘリコプターのＸ軸と進行ラインがある角度を形成する必要がある。もちろん、模型ヘリコプターを制御することにより、前に向かって指定方向に沿って進行することができるが、この場合、模型ヘリコプターが進行する時の有害抗力が急に増加するので、このような設計は合理的ではない。

他の試験データ（二）があり、単回転翼模型ヘリコプターの回転翼のデータとして、回転翼の直径が５２０ｍｍで、メイン作業領域の回転翼の平均翼弦が３２ｍｍで、片方の回転翼の重さが１２−１３ｇで、ホバリングする時の回転翼の回転速度が１１００回／分で、回転翼のブレードチップの対気速度が２９ｍ／秒で、進行速度が２ｍ／秒より小さくて、回転翼が時計回り方向に回転する時に、より好ましい機械縦軸線とＸ軸との角は５０度であり、すなわち、機械縦軸線が３１０度−１３０度線の上にある。

空気動力学の点から分析すると、機械縦軸線とＸ軸との角が存在することは、以下に原因がある。すなわち、サーボモーターから制御指令を受けて、サーボモーターのスイングアームが動作し始め、一連の機械的駆動過程を通じて回転翼の羽根角を周期的に制御することにより、回転翼に周期的な揚力差が生じて、ローターディスクが縦方向に傾斜し、羽根揚力の縦方向の分力により模型ヘリコプターが縦方向に進行する。この全ての過程に時間が必要であるので、模型ヘリコプターを縦方向又は横方向に進行するように制御する時に、機械的な駆動動作にリード量を有する必要があり、機械的構造に反映した時に、その特徴としては、機械縦軸線と模型ヘリコプターの機体軸のＸ軸とはある角度を形成し、機械横軸線とＹ軸とも同じ角度を形成し、機械縦軸線は機械横軸線と垂直となる。回転翼が時計回り方向に回転する時及び逆時計回り方向に回転する時、機械縦軸線は、模型ヘリコプターのＸ軸の回転翼の逆回転方向における９０度より小さい角度に位置され、機械横軸線は、模型ヘリコプターのＹ軸の回転翼の逆回転方向における９０度より小さい角度に位置される。

しかし、異なる単回転翼模型ヘリコプターにおいて、模型ヘリコプターのサイズに差異があり、回転翼の翼型の空気動力の特性と、回転翼の翼面荷重（ｇ／面積）と、回転翼の回転速度と、模型ヘリコプターの設計した進行速度等の基本パラメータが異なることによって、機械縦軸線とＸ軸の角が異なり、たとえば、全体の重さが約十数ｇの模型ヘリコプターにおいて、回転翼の直径が１５０−２００ｍｍで、メイン作業領域の回転翼の翼弦が１８−２０ｍｍで、片方の回転翼の重さが約１−２ｇである場合、その機械縦軸線とＸ軸との角が４５度より小さくて、２０度に近い。逆に、全体の重さが数キロであり、回転翼の直径が２０００ｍｍ以上である単回転翼模型ヘリコプターにおいて、その機械縦軸線とＸ軸の角は４５度以上であり、７０度左右まで増大する。

本発明において、機械縦軸線とＸ軸との角が７０度−２０度の範囲内にあり、前に討論した時計回りに回転する回転翼において、機械縦軸線は、図３に示す２９０度−１１０度線から３４０度−１６０度線の範囲内にある（ハッチング部分）。対応する機械横軸線とＹ軸との角は、７０度−２０度の範囲内にあり、例えば図４における２０度−２００度線から７０度−２５０度線の範囲内にある（ハッチング部分）。逆時計回りに回転する回転翼において、機械縦軸線は、例えば図５における７０度−２５０度線から２０度−２００度線の範囲内にある（ハッチング部分）。対応する機械横軸線は、例えば図６における１６０度−３４０度線から１１０度−２９０度線の範囲内にある（ハッチング部分）。

単回転翼模型ヘリコプターの機械縦軸線は、模型ヘリコプターのＸ軸の回転翼の逆回転方向における９０度より小さい角度に位置され、かつ機械縦軸線と模型ヘリコプターのＸ軸との角は、７０度〜２０度の範囲内にあることが好ましい。機械横軸線は、模型ヘリコプターのＹ軸の回転翼の逆回転方向における９０度より小さい角度に位置され、かつ機械横軸線と模型ヘリコプターのＹ軸との角は７０度〜２０度の範囲内にあることが好ましい。

実際の設計において、試験により機械縦軸線と機械横軸線との精確な位置を確定することができる。その方法として、機械縦軸線は４５度の角（３１５度−１３５度線、時計回りに回転する回転翼）を基準として時計回り又は逆時計回り方向に調整する。複数回の試験を通じて、より好ましい機械縦軸線及びそれに垂直な機械横軸線の位置を確定する。具体的に、模型ヘリコプターを前進行して直線に飛行するように制御し、機体のＸ軸と航路方向との間に角度がある場合、シュート１３の位置を変更して、機体のＸ軸と航路方向とが一致するまで、不回転傾斜盤の配向アーム１２を一定角度回転させる必要がある。この時の機械縦軸線の位置が正しい位置である。本発明における上記二組の試験データは、上記角を調整する参考データとすることができる。機械縦軸線と機械横軸線とはいつも垂直に交差しているので、機械縦軸線とＸ軸との実際の角度が確定されば、機械横軸線とＹ軸との角度が確定される。機械縦軸線と機械横軸線との直角関係は、機械構造において、不回転傾斜盤の第１のスイングアーム１０と第２のスイングアーム１１との間の直角関係により決まる。

制御システムにおける機械縦軸線と機械横軸線との位置が不当に設計された場合、誤差が例えば±１０度〜２０度のように大きくない場合、模型ヘリコプターの飛行を制御することはできるが、直線の飛行ラインに飛行する時に、模型ヘリコプターのＸ軸が飛行ラインに対して±１０度〜２０度の角度を維持しながら飛行するように制御する必要があり、ヘリコプターの有害抗力が増加し、制御者に迷惑をかけてしまう。従って、本発明は、機械縦軸線と機械横軸線との位置範囲を提供した上で、試験によりその精確な位置を確定する方法を提供する。当業者は、本発明にかかる技術及び方法に従って、単回転翼模型ヘリコプターの精確な機械縦軸線と機械横軸線の位置を簡単に把握することができる。

機械縦軸線とＸ軸との実際の角を確定した後、制御システムの構造の設計において、不回転傾斜盤の配向アーム１２と、シュート１３と、不回転傾斜盤の第１のスイングアーム１０と、第１のサーボモーター２と、第２のサーボモーター３とが模型ヘリコプターにおける空間的な位置を簡単に確定することができる。図７に示す制御システムのように、中間連接棒１７に傾斜角度があって、各部材の空間的位置を確定することができる。シフトギア１４の位置がＸＹ平面座標における角度は、中間連接棒１７により決まる。当業者は、中間連接棒１７と、第１の下側連接棒６と、第２の下側連接棒７とを適宜な角度に変換させて、不回転傾斜盤の第１のスイングアーム１０と、第１のサーボモーター２と、第２のサーボモーター３とが模型ヘリコプターにおける空間的位置を調整することができる。中間連接棒１７と、第１の下側連接棒６と、第２の下側連接棒７とが過度に傾斜すると、サーボモーターの転送効率が低下するおそれがある。模型ヘリコプターの空間が許される状況において、中間連接棒１７と、第１の下側連接棒６と、第２の下側連接棒７とを、Ｚ軸に平行又はほぼ平行となるように調整して、不回転傾斜盤の第１のスイングアーム１０と、第２のスイングアーム１１と、第１のサーボモーター２と、第２のサーボモーター３とを適宜な位置に調整することができる。図７に示された（時計回り方向に回転する回転翼）制御システムの中間連接棒１７を、Ｚ軸に平行となる（直立）又はほぼ直立する状態に調整することもできる。ただし、以下の部材を時計回りにある角度を回転させる必要がある。例えば３０度〜４０度を回転させる必要がある。これらの部材として、不回転傾斜盤の配向アーム１２と、シュート１３と、第１の下側連接棒６と、第２の下側連接棒７と、第１のスイングアーム１０と、第１のサーボモーター２と、第２のサーボモーター３とがる。実際の実施において、空間位置が限定されているので、中間連接棒と下側連接棒とがＺ軸に完全に平行となることが不可能で、通常は過度に傾斜することを避けることができる。

以下、本発明に係るバランスシステムの基本原理を説明する。

模型ヘリコプターの主軸８は、ローターグリップ２３−回転翼２４とバランスウエイト２８とを時計回り（又は逆時計回り）方向に回転させる。回転するバランスウエイト２８は、回転するこま（peg-top）と類似し、バランスウエイトのジャイロ作用により、バランス棒−バランスウエイトが軸方向において安定する回転状態をずっと維持する。

飛行中に模型ヘリコプターが外部の干渉を受けた場合、例えば右の回転翼が外部干渉を受けて上昇し、左の回転翼が下落して（図７の閲覧者の視覚を基準にする）、模型ヘリコプターの主軸８がヘリコプターの質量中心を中心に傾斜する場合、ジャイロ作用により、回転状態におけるバランスウエイト２８の回転軸の方向は元の方向にいる、すなわち、バランス棒−バランスウエイトが元の回転平面において回転する。これにより、模型ヘリコプターの主軸８とバランス棒−バランスウエイトとが相互垂直する状態から垂直しない状態になり、両者間の角度が９０度から９０度より小さい角度に変化する。この場合、上側連接棒２６の上端はジョイント点５７でバランス棒２７−バランスウエイト２８の連動を受けて、ミキシングアーム１８のジョイント点５６を下向けに押して、ミキシングアーム１８がジョイント点５５を支点（円心）として下向けで一定角度を回転し、かつミキシングアーム１８とローターグリップ２３との軸孔の接続関係を通じてローターグリップ２３−回転翼２４を連動させて回転翼の軸線２５を回動軸として回動させ、右の回転翼の迎え角を減少して、揚力を減少させ、左の回転翼の迎え角を増大して、揚力を増大させる。

図７に示されていない主軸８の他面における相互に対称する部材にもトルクの大きさが同じ、方向が逆であるトルクが同時に生じる。

説明すべき点として、上記過程において、バランスウエイト２８、バランス棒２７は上側連接棒２６を通じてミキシングアーム１８の一端におけるユニバーサル・ジョイント点５６の上下回動を制御し、回動の支点は、上側連接棒２６と接続するミキシングアームの他の一端におけるユニバーサル・ジョイント点５５である。全ての運動過程において、バランスシステムと制御システムとは、ミキシングアーム１８の両端におけるユニバーサル・ジョイント点５５、５６をお互いに支点とし、それぞれバランスシステムと制御システムとからのコントロールトルクを、ローターグリップ２３を通じて回転翼２４に転送して、回転翼の軸線２５を回動軸として回動させる。

バランスウエイトの作用により、右の回転翼の揚力が減少され、左の回転翼の揚力が増大される。その結果、右の回転翼が落下し、左の回転翼が上昇して、模型ヘリコプターに対する外部干渉を解消することができ、模型ヘリコプターが元の安定した平行な状態に戻すことができる。

模型ヘリコプターの回転翼が高速で回転する状態にいるので、回転翼にとって、外部の干渉パワーは、周期的な干渉パワーである。説明の便宜のため、ヘリコプターの真正面の指向が零度であると仮設する。図９における力ｆは、模型ヘリコプターの回転翼が一サイクル回転する間に受ける干渉パワーを示し、当該回転翼がバランスウエイトのジャイロ作用を受けてコントロールする迎え角の変化による揚力の変化量を△ｆで示す。図９において、干渉パワーｆと揚力の変化△ｆとの指向はお互いに逆であるので、３６０度のサイクルが経過した後、干渉パワーｆは図１０に示すｆ′まで減衰される。その後、各サイクルが繰り返され、図１１に示されたように、干渉パワーｆがゼロに近づいている。従って，バランスウエイトのジャイロ作用により、バランスシステムが外部の干渉を解消し、本発明の模型ヘリコプターは動的安定性を有する。

本発明に係るバランスシステムの実施例において、模型ヘリコプターの基本パラメータは、前記試験データ（一）と同じで、バランスシステムのデータとしては、バランスウエイト２８が重量（２ｇ−６ｇ）×２、バランスウエイトの最大回転直径が１９０ｍｍである。試験は、バランスウエイトの軸線２９が回転翼の先端３０の前に位置され、回転翼の軸線２５との角が４５度を基準角度とする。この実施例の試験により以下のものが証明できる。模型ヘリコプターがワイヤレス・リモートコントロール制御による進行において、バランスウエイトの軸線２９と回転翼の軸２５との好ましい角度は４５度〜３５度の範囲であり、４０度を設計角度にすることができる。４５度の基準角度の±２０度の範囲内で飛行することができる。しかし、この角度が好ましい角度から外れると、動的バランス特性がだんだん悪くなる。当該試験において、バランスウエイトの軸線と回転翼の軸線との角が２５度から０度に調整される場合、模型ヘリコプターに対して制御する時、模型ヘリコプターが揺れる現象が生じ、かつバランスウエイトの軸線と回転翼の軸線との角が減少することに従って、ゆれる幅が増加され、模型ヘリコプターの安定性が急に下げる。バランスウエイトの軸線と回転翼の軸線との角が６５度から９０度に変化する時に、模型ヘリコプターの動的安定性が悪くなり、正常に飛行するように模型ヘリコプターをコントロールすることが困難である。

上記実施例と同じ模式で、規格及び重要なパラメータが異なる単回転翼模型ヘリコプターにおいて、バランスウエイトの軸線と回転翼の軸線との一番好ましい角が異なる。列挙した実施例ではその可能な範囲と、当該問題の重要性を示している。設計及び検証試験を行う時、バランス棒と前記回転翼の軸線との水平角度は４５度を基準角度とすることができ、プラス・マイナスの両方向に調整して、最後に試験により、バランス特性及び、バランス特性と制御性との好ましい組合せの角度を獲得することができ、前記バランス棒も軸線は前記回転翼の先端の前にあり、前記回転翼の軸線との水平角度が２５度から６５度の間にある。

本発明は、バランス棒の長さとバランスウエイトの重量を調整することにより、バランス特性を調整することができる。設計する時に、異なる技術要求に従って、異なる設計パラメータを選択することができ、初めにヘリコプターの制御を学ぶ時、比較的に重いバランスウエイトを選択することができ、例えば上記実施例における模型ヘリコプターのバランスウエイトとして、初めに学ぶ者は５ｇ−６ｇのものを選択することができ、制御のスキルがアップすることに従って、バランスウエイトを３ｇ−１．５ｇまで減少することができる。試験検証によると、バランス特性の調整効果は、「ベル・ヒラコントロール」方式より優れる。

上記説明により、本発明のヘリコプターのミキシングアーム１８は、制御システムとバランスシステムとの二重コントロールを受け、ミキシングアーム１８はミキシングアームの軸線１９を軸として回動すると同時に、回転翼の軸線２５を中心に回動する。実際に、軸線１９、２５を中心にする回動は同時に発生する。図７に示す構造のミキシングアーム１８と回転翼のピッチ・ロッカーアーム２０とは軸孔接続しており、ミキシングアームの一端は、制御システムの中間連接棒１７によりコントロールされるユニバーサル・ジョイント５５であり、他の一端はバランスシステムの上側連接棒２６によりコントロールされるユニバーサル・ジョイント５６である。もちろん、三つの接続点において、少なくとも二つの接続がユニバーサル・ジョイントであれば、ミキシングアーム１８の運動の基本条件を満たすことができる。ミキシングアーム１８の上記二つのユニバーサル・ジョイントは、コントロール接続点としてお互いに支点運動する。ミキシングアームの制御システムのコントロール点は、バランスシステムのコントロールするジョイント点を支点として運動し；バランスシステムのコントロールするジョイント点は、制御システムのコントロールする点を支点として運動し；かつ回転翼のピッチ・ロッカーアーム２０を連動させて、回転翼を制御して回転翼の軸線２５を中心し回動させて、周期的に回転翼２４の羽根角を制御及びコントロールすることを実現する。

図１２は他の一実施例に係るリモートコントロール模型ヘリコプターの構造を示す図面である。ほぼ図７に示すヘリコプターの構造と類似し、バランス棒２７を回転翼２４の下方に設置する点で異なる。本実施例の詳細な構造は、上記説明を参照し、ここではその説明を省略する。

本発明の前記実施例は、以下の顕著なメリットがある。

１．本発明は、機械ミキシングアームにより羽根角を制御する機械バランスシステムと機械制御システムとを応用し、既存の「ベル・ヒラコントロール」方式のリモートコントロール模型ヘリコプターに比べて、本発明の制御システムとバランスシステムとは、同時にミキシングアームを通じて、回転翼のピッチに対する周期的な制御・コントロールを実現し、かつ両システムは独立なシステムであり、制御の感度及び安定性を単独に調整することができる。従って、模型ヘリコプターの動的安定性と制御性のより好ましい組み合わせを探すことができ、異なる人の需要に適応することができる。特に、単回転翼模型ヘリコプターを初めに学ぶ者に対して、安定性が良く、制御の感度が適宜で、制御の技術難度が比較的に小さい機型を提供することができる。

２．本発明は、機械縦軸線がＸ軸に対する角度範囲、機械横軸線がＹ軸に対する角度範囲、及び好ましい角度を求める試験方法を提供したので、機械制御システムの設計に簡潔な方法を提供した。

３、既存の「ベル・ヒラコントロール」方式のリモートコントロール模型ヘリコプターにおける、バランスウエイトと回転翼の軸線が垂直に固定した構造に比べて、本発明に係るバランスウエイトと回転翼の軸線との角は、設計する時に４５度を基準にして当該角度を調整することができ、試験により好ましい角度を求め、その模型ヘリコプターの動的安定性が、「ベル・ヒラコントロール」方式より優れる。

４、既存の「ベル・ヒラコントロール」方式のリモートコントロール模型ヘリコプターに比べて、本発明はバランスウエイトのジャイロ作用の大きさ（バランスウエイトの重量またはバランスウエイトの回転半径を調整する）を調整することにより、ヘリコプターのバランス特性をより十分にかつ効果的に変更することができ、異なる人の需要に適応することができる。

１ フレーム
２ 第１のサーボモーター
３ 第２のサーボモーター
４ サーボモーターのスイングアーム
５０ ユニバーサル・ジョイント；第１のサーボモーターのスイングアームと第１の下側連接棒との間のユニバーサル・ジョイント
５１ ユニバーサル・ジョイント；第２のサーボモーターのスイングアームと第２の下側連接棒との間のユニバーサル・ジョイント
５２ ユニバーサル・ジョイント；第１の下側連接棒と不回転傾斜盤の第１のスイングアームとの間のユニバーサル・ジョイント
５３ ユニバーサル・ジョイント；第２の下側連接棒と不回転傾斜盤の第２のスイングアームとの間のユニバーサル・ジョイント
５４ ユニバーサル・ジョイント；回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアームと中間連接棒との間のユニバーサル・ジョイント
５５ ユニバーサル・ジョイント；ミキシングアームと中間連接棒の第１のユニバーサル・ジョイント
５６ ユニバーサル・ジョイント；ミキシングアームと上側連接棒の第２のユニバーサル・ジョイント
５７ ユニバーサル・ジョイント；上側連接棒とバランス棒との間のユニバーサル・ジョイント
６ 第１の下側連接棒
７ 第２の下側連接棒
８ 主軸
９ 不回転傾斜盤
１０ 不回転傾斜盤の第１のスイングアーム
１１ 不回転傾斜盤の第２のスイングアーム
１２ 不回転傾斜盤の配向アーム
１３ シュート
１４ シフトギア
１５ 回転傾斜盤
１６ 回転傾斜盤のスイングアームにおける第３のスイングアーム
１７ 中間連接棒
１８ ミキシングアーム
１９ ミキシングアームの軸線
２０ ピッチ・ロッカーアーム
２１ バランスウエイトのスイング軸線
２２ 回転翼頂部
２３ ローターグリップ
２４ 回転翼
２５ 回転翼の軸線
２６ 上側連接棒
２７ バランス棒
２８ バランスウエイト
２９ バランスウエイトの軸線
３０ 回転翼の先端

Claims (10)

1. 主軸と、主軸に設けられたローターグリップと、ローターグリップに設けられた一対の回転翼と、一対のミキシングアームとを備える単回転翼模型ヘリコプターであって、
   前記ヘリコプターは、さらに制御システムとバランスシステムとを備え、
   前記制御システムは、
   縦方向の制御トルクを出力するための第１の出力軸を有する第１のサーボモーターと；
   横方向の制御トルクを出力するための第２の出力軸を有する第２のサーボモーターと；
   連接棒により第１のサーボモーターと第２のサーボモーターとを接続して、前記縦方向の操作トルクと横方向の操作トルクとを周期的なトルクに転換する傾斜盤組合せと；
   を有し、
   前記バランスシステムは、前記主軸に接続されたバランス棒と、バランス棒の両端に設けられた一対のバランスウエイトとを備え；
   前記一対のミキシングアームは、それぞれ前記ローターグリップの両側に設けられ、かつその軸孔を通じて、ローターグリップの両側におけるピッチ・ロッカーアームに回動可能に接続されている；
   その中、前記ミキシングアーム毎に二つのコントロール点があり、一対のミキシングアームにおける対角が対向する第１のコントロール点（複数）は、前記傾斜盤組合せにより転送された周期的なトルクによりコントロールされ、対角が対向する第２のコントロール点（複数）は、前記バランスシステムによりコントロールされ、かつ前記バランスシステムによりコントロールする第２のコントロール点（複数）と、前記傾斜盤組合せによりコントロールする前記第１のコントロール点（複数）とは、お互いに支点運動する；
   前記模型ヘリコプターの機械縦軸線は、模型ヘリコプターの縦軸の回転翼逆回転方向の90度より小さい角度の位置にあり；機械横軸線は、模型ヘリコプターの横軸の回転翼逆回転方向の90度より小さい角度の位置にある；
   前記バランス棒の軸線は、前記回転翼の先端の前にあり、前記回転翼の軸線との水平角は、２５度から６５度の間にある、
   ことを特徴とする単回転翼模型ヘリコプター。
2. 前記ミキシングアームの前記軸孔と前記ピッチ・ロッカーアームとの接続点（複数）と、前記第１のコントロール点（複数）と、前記第２のコントロール点（複数）との三対の接続点において、少なくとも二対の接続点がユニバーサル・ジョイント点（複数）である、ことを特徴とする請求項１に記載の単回転翼模型ヘリコプター。
3. 前記機械縦軸線と前記機械横軸線とが直角になることを特徴とする請求項１に記載の単回転翼模型ヘリコプター。
4. 前記ヘリコプターの基準機械縦軸線は、ヘリコプターの縦軸の回転翼の逆回転方向の４５度位置にあり、
   ヘリコプターの基準機械横軸線は、ヘリコプターの横軸の回転翼の逆回転方向の４５度位置にある、ことを特徴とする請求項１に記載の単回転翼模型ヘリコプター。
5. 前記傾斜盤組合せは、ヘリコプターの主軸に設けられた不回転傾斜盤と、回転傾斜盤とを含み、
   前記不回転傾斜盤は、第１のスイングアームと、第２のスイングアームとを備え、前記第１のスイングアームは第１の下側連接棒を通じて前記第１の出力軸に接続されて、前記縦方向の制御トルクを転送し；前記第２のスイングアームは、第２の下側連接棒を通じて前記第２の出力軸に接続されて、前記横方向の制御トルクを転送する；
   前記回転傾斜盤は、前記主軸を中心に対称に配列された一対の第３のスイングアームを備え、前記一対の第３のスイングアームは、それぞれ二つの中間連接棒を通じて、前記一対のミキシングアームの前記第１のコントロール点（複数）に接続される、ことを特徴とする請求項１に記載の単回転翼模型ヘリコプター。
6. 前記不回転傾斜盤は、さらに配向アームを含み、前記配向アームは、垂直のシュート内に制限されて上下移動することを特徴とする請求項５に記載の単回転翼模型ヘリコプター。
7. 一対のユニバーサル・ジョイント点が、前記バランス棒に設けられ、一対の上側連接棒を通じて、前記一対のミキシングアームの前記第２のコントロール点（複数）に接続されることを特徴とする請求項１に記載の単回転翼模型ヘリコプター。
8. 前記バランス棒は、主軸の頂端に接続され、かつ前記ローターグリップの上方に位置されていることを特徴とする請求項１に記載の単回転翼模型ヘリコプター。
9. 前記バランス棒は、前記ローターグリップの下方の主軸上に位置されていることを特徴とする請求項１に記載の単回転翼模型ヘリコプター。
10. 前記模型ヘリコプターの機械縦軸線は、模型ヘリコプターの縦軸の回転翼の逆回転方向の７０度〜２０度の範囲内にあり；前記ヘリコプターの機械横軸線は、模型ヘリコプターの横軸の回転翼の逆回転方向の７０度〜２０度の範囲内にあることを特徴とする請求項１に記載の単回転翼模型ヘリコプター。

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