JP2015101171A

JP2015101171A - Ｈ型構造のヘリコプター

Info

Publication number: JP2015101171A
Application number: JP2013242466A
Authority: JP
Inventors: 李宏富; Hung-Fu Lee
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2013-11-25
Filing date: 2013-11-25
Publication date: 2015-06-04
Anticipated expiration: 2033-11-25
Also published as: JP6218570B2

Abstract

【課題】機械構造が簡単で、且つ飛行時のバランスを保ちながら飛行姿勢と方向変換も制御できることで、飛行の安全性を確保するＨ型構造のヘリコプターを提供する。【解決手段】Ｈ型伝動機構が機体１０の前部と後部の両側に各々設けられ、且つ、回転方向が互いに逆向きになるような二対の回転翼組２０を組み合せ、回転方向が互いに逆向きになるような二対の回転翼が生じるトルクを打ち消す効果を奏することで、ヘリコプターが飛行する時のバランスを保ちながら飛行姿勢と方向変換を制御する。【選択図】図１

Description

本発明は、Ｈ型構造のヘリコプターに関し、特に、機械構造が簡単で、且つ飛行時のバランスを保ちながら飛行姿勢と方向変換も制御できることで、飛行の安全性を確保するヘリコプターに関する。

長期間に渡り、ヘリコプターは、常に一番便利な空中交通用具で、不可欠な空中装備の一つでもあり、幅広く運用されてきたのは、ヘリコプターが助走用滑走路を必要とせず、垂直に離陸と着陸ができるからである。しかしながら、ヘリコプターは、非常に厳しい制限があり、この制限はヘリコプターの飛行原理によるものだ。

従来のヘリコプターは、主に一対の心棒が９０度に交差するメインローター及びテールローターを利用し、同一エンジンの動力を通じて駆動する。そのメインローターはヘリコプターの昇降及び前後進運動・左右進行運動を制御するためで、またテールローターがヘリコプターの左右進行運動を補助するために用いられている。

従来のヘリコプターが、前方に飛行しようとする時、操縦士が操縦桿を前に移動させることで、メインローター後方の迎え角が大きくなり、更にメインローターの後方で生じる気流が前方の気流より大きくすることで、ヘリコプターを前進させる効果を奏する。逆に、後方に飛行しようとする時、操縦士は操縦桿を後ろに移動させ、メインローター前方の迎え角が大きくなることで、ヘリコプターを後退させる効果を奏する。

ヘリコプターは、便利な空中交通用具であるが、メインローターが非常に複雑で、前傾及び後傾の効果を提供する以外に、同時に左右方向に傾斜する効果も提供することで、ヘリコプターを自由に空に飛ばせることができる。更に、テールローターは、時に高い推進力を提供し、時に低い推力を提供しなければならないため、テールローターの構造も非常に複雑になっている。

従来のヘリコプターのメインローターとテールローターの複雑な構造により、操縦上非常に困難が生じ、容易にアンバランスな飛行が起きてしまい、且つ速度もメインローターの制限を受けてしまう。これ以外に、エンジンの動力は、メインローターの運転のために提供される以外に、また２０％のエンジン動力をテールローターに伝えることで、ヘリコプターのバランスをとることができ、このため揚力を提供できない。且つ、従来のヘリコプターはメインローターの設置影響を受けるため、ヘリコプター上に射出座席或いはパラシュートを取り付けることができないため、ヘリコプターの機械が故障した時、ヘリコプターは墜落の一途をたどり、操縦士の死傷に至ってしまう。しかしながら、ヘリコプターは、オートローテーション（ＡｕｔｏＲｏｔａｔｉｏｎ）できるが、この種の飛行テクニックには、数十から数百時間の専門的な訓練を受ける必要があり、且つ１００％の安全性を保証できない。

そこで、本願の発明者は、かつて台湾及び米国で各々特許文献１及び特許文献２の「ダブル動力のテールローターレスヘリコプター」の発明特許を取得し、主に２つの回転方向が互いに逆向きになる動力装置でヘリコプターの飛行を制御し、該２つの動力装置は該同一エンジンで方向変換ギアを経由して逆方向に回転する効果を奏し、エンジン動力を完全に２つの動力装置に伝えることで、該エンジン動力に完全に働きを発揮させ、更にヘリコプターの性能を向上することができる。

台湾特許番号第Ｉ２９９７２１号米国特許番号第７５４６９７６号

そこで、本発明は上記の従来技術の問題点に鑑みて、機械構造が簡単で、且つ飛行時のバランスを保ちながら飛行姿勢と方向変換も制御でき、より一層安全性を増し、より一層操作しやすく、飛行速度が更に速いヘリコプターＨ型構造のヘリコプターを提供することを目的とする。

上記目的を達成するため、本発明に係るＨ型構造のヘリコプターには、主にＨ型伝動機構が機体前部と後部の両側に各々設けられ、且つ回転方向が互いに逆向きになるような二対の回転翼組を組み合せ、回転方向が互いに逆向きになるような二対の回転翼が生じるトルクを打ち消す効果を奏することで、ヘリコプターが飛行する時のバランスを保ちながら飛行姿勢と方向変換を制御し、同時に機械構造が簡単であるが飛行の安全性を確保できるヘリコプターを提供する。

各一対の回転翼は、２個の回転翼組からなる。各回転翼組は、Ｈ型伝動機構に各々連結するギアボックスと、迎え角制御モジュールと、リニアサーボモータと、少なくとも１個のプロペラと、を含む。

Ｈ型伝動機構は、エンジンと、一組の伝動機構と、２個の減速ギアボックスと、複数の伝動軸とを備える。伝動機構は、エンジンに接続する主動輪と、１本の伝動軸により２個の減速ギアボックスと各々連結する従動輪とを備える。２個の減速ギアボックスは伝動軸によって各回転翼組のギアボックスと互いに各々連結する。これを介してエンジンが出力する動力を平均に各回転翼組に伝達させることができる。

本発明に係るＨ型構造のヘリコプターは、各回転翼組の迎え角制御モジュールと各々接続し、操縦桿と飛行制御システムと一対のフットペダルとコレクティブピッチレバーとを備える操縦装置を更に含む。操縦桿は、各回転翼組の迎え角制御モジュールと連結し、各回転翼組の迎え角差異を制御するために用いられる。飛行制御システムは、各種飛行データを収集及び演算することで、各回転翼組のリニアサーボモータを駆動し、更に各回転翼組を単独で制御するために用いられる。フットペダルは、２個の互いに対角を呈する回転翼組間の迎え角差異を制御するために用いられる。コレクティブピッチレバーは、４個の回転翼組の迎え角を同時に制御するために用いられる。これにより、該操縦装置を通じて各独立した回転翼組の迎え角を単独操作すると、ヘリコプターの作動が制御される。

機体は、更に船体造形とすることができ、本発明に係るヘリコプターが動力を失くした時、安全に海面上に浮くことができる。

二対の回転翼組は、一対の前部回転翼組と一対の後部回転翼組とを備える。前部回転翼組は、機体の前部の左右両側に設けられ、後部回転翼組が尾部の左右両側に設けられ、且つ前部回転翼組の間隔が後部回転翼組の間隔より大きい。

各回転翼組のプロペラは、本体と調整スクリューとバランスウェイトと弾性部材と被覆層とを更に備える。調整スクリューは本体内部に設けられ、一端が本体外部まで延伸する調整部を形成し、他端に弾性部材を嵌設する。バランスウェイトは、調整スクリューに螺設され、被覆層が本体外部を覆い、調整部を被覆層から露出させることで、各プロペラが動バランスの調整と校正を行わせることができる。

機体の前部上方にパラシュートを更に取り付けることで、回転翼組が万が一動力を失くした時、パラシュートを通じて安全に着陸し、更に人員とヘリコプターのより一層安全保護措置を提供できる。非常時、パラシュートを発射すると、ヘリコプター全体を減速して緩やかに降りることができ、失速して墜落することはない。更に楕円形パラシュートによりヘリコプターの降りる場所を制御できる。

本発明の立体図である。本発明の回転翼組を示す図である本発明の上面図である。本発明に係るＨ型伝動機構を示す図である。本発明の操縦装置立体図である。図５の局部拡大図である。本発明のパラシュートを使用した様子を示す図である。本発明のプロペラの一部拡大図である。本発明のプロペラのバランス調整を示す図である。本発明の海上に無事着した様子を示す図である。

図１及び図２に示すように、本発明に係るＨ型構造のヘリコプターは、機体１０と４個の回転翼組２０とＨ型伝動機構（後記を参照）と操縦装置（後記を参照）とを含む。

機体１０は、前部１１と尾部１２とを備え、前部１１内に少なくとも１個の操縦空間を設置して人員の搭乗及び操作に供し、尾部１２が前部１１から後方へ延伸してからなる。

４個の回転翼組２０は、２個を一対とし、一対の前部回転翼組と一対の後部回転翼組を形成する。各回転翼組２０は、ギアボックス２１と迎え角制御モジュール２２とリニアサーボモータ２３と少なくとも１個のプロペラ２４とシュラウド２５とを備える。ギアボックス２１は、Ｈ型伝動機構に連結され、迎え角制御モジュール２２がリニアサーボモータ２３を駆動し、リニアサーボモータ２３を通じて各プロペラ２４の迎え角を調整するために用いられる。シュラウド２５はプロペラ２４の旋回半径の外側に環装される。

また、図３を参照しながら説明する。先に述べたように、該一対の前部回転翼組３０は左前部回転翼組３１と右前部回転翼組３２とを備える。左前部回転翼組３１と右前部回転翼組３２は、機体１０の前部１１の左右両側に各々設けられ、且つ左前部回転翼組３１と右前部回転翼組３２が互いに対応し、互いの回転方向が逆になる。

該一対の後部回転翼組４０は、左後部回転翼組４１と右後部回転翼組４２とを備える。左後部回転翼組４１と右後部回転翼組４２は、機体１０の尾部１２の左右両側に各々設けられ、且つ左後部回転翼組４１と右後部回転翼組４２が互いに対応し、回転方向が互いに逆向きになる。且つ該一対の前部回転翼組３０の間隔は、該一対の後部回転翼組４０の間隔より大きい。

図４に示すように、Ｈ型伝動機構５０は、前記機体内部に設けられ、エンジン５１と一組の伝動輪５２と２個の減速ギアボックス５３と複数の伝動軸５４とを含む。伝動輪５２は、主動輪５２１と従動輪５２２とを備える。本実施例において主動輪５２１と従動輪５２２はプーリーを実施例とし、主動輪５２１と従動輪５２２の間にベルト（図示略）で連結して伝動する。主動輪５２１は、エンジン５１に接続し、従動輪５２２が伝動軸５４により２個の減速ギアボックス５３と各々連結する。２個の減速ギアボックス５３は伝動軸５４により各回転翼組２０のギアボックス２１と互いに各々連結する。

図２、５及び図５Ａに示すように、操縦装置６０は、前記機体１０の前部１１内部に設けられる。操縦装置６０は、操縦桿６１と飛行制御システム６２と一対のフットペダル６３とコレクティブピッチレバー６４とを備える。操縦桿６１は、各回転翼組２０の迎え角制御モジュール２２と連結し、各回転翼組２０の迎え角差異を制御するために用いられる。飛行制御システム６３は、各種飛行データを収集及び演算することで各回転翼組２０のリニアサーボモータ２３を駆動し、更に各回転翼組２０を単独制御するために用いられる。フットペダル６３は、左フットペダル６３１と右フットペダル６３２とを備え、２個の互いに対角を呈する回転翼組２０間の迎え角差異を各々制御するために用いられる。ここで対角を呈する回転翼組２０とは、左前部回転翼組３１と右後部回転翼組４２が対角を呈し、並びに右前部回転翼組３２と左後部回転翼組４１が対角を呈することをいう（図３）。コレクティブピッチレバー６４は、同時に４個の回転翼組２０の迎え角を制御するために用いられる。

このほかに、上記飛行制御システム６２は、例えば姿勢状態検出用のジャイロスコープ、現在の飛行方位検出用の地磁気センサ（電子コンパス）、ヘリコプターの動的反応検出用の３軸加速度センサー、現在の高さの検出用の高度計、飛行の対気速度検出用の対気速度計、現在の経緯度の知るためのＧＰＳグローバルポジショニングシステム、飛行機付近の障害物と対地距離の検出用レーダ、燃料計、スロットル、発動機回転計等の多くの飛行に係るセンサーを更に含み、ここで詳細な説明を省略する。それらセンサーの信号は１６ビットのデジタル信号で、且つ１秒当たり約１００回のスピードでアップデートし、飛行制御システムは１秒当たり数百回のスピードで上記の全てのセンサーのデータを収集する。

上記を総合すると、図１乃至図５を参照しながら説明する。本発明の飛行操縦方法は以下の通りとし、ヘリコプターは前進及び後退にしようとする時、操縦桿６１で制御し、操縦桿６１を前に押した時、前部回転翼組３０の２個の回転翼組２０がリニアサーボモータ２３を通じて押し上げてその迎え角を減少させ、後部回転翼組４０の２個の回転翼組２０がリニアサーボモータ２３を通じて下に向かって引張ってその迎え角を増加させ、こうすると機体１０の尾部１２の浮力が大きくなり、機体１０を前傾させて前進する。逆に、後退時、操縦桿６１を後ろに引き、前部回転翼組３０の２個の回転翼組２０がリニアサーボモータ２３を通じて下に向かって引張るとその迎え角を増加させ、後部回転翼組４０の２個の回転翼組２０がリニアサーボモータ２３を通じて押し上げてその迎え角を減少させ、こうすると機体１０の前部１１の浮力が大きくなり、機体１０を後傾させて後退する。

左右飛行時、操縦桿６１を左へ押した時、右前部回転翼組３２と右後部回転翼組４２はリニアサーボモータ２３を利用して各々下に向かって引張るとその迎え角が大きくなり、左前部回転翼組３１と左後部回転翼組４１がリニアサーボモータ２３を利用して各々押し上げると、その迎え角が小さくなり、こうすると機体１０の右側浮力が大きくなり、機体１０を左傾させて左へ飛行する。操縦桿６１を右に押した時、左前部回転翼組３１と左後部回転翼組４１はリニアサーボモータ２３を利用して各々下に向かって引張るとその迎え角が大きくなり、右前部回転翼組３２と右後部回転翼組４２がリニアサーボモータ２３を利用して各々押し上げ、その迎え角が小さくなり、こうすると機体１０左側浮力が大きくなり、機体１０を右傾させて右へ飛行する。

方位回転時、フットペダル６３で制御し、右フットペダル６３２を踏み込んだ時、右前部回転翼組３２と左後部回転翼組４１はリニアサーボモータ２３を利用して各々下に向かって引張ると（反時計回り方向の回転翼）、迎え角が大きくなり、そのトルクも大きくなる。左前部回転翼組３１と右後部回転翼組４２は、リニアサーボモータ２３を利用して各々押し上げると迎え角が小さくなり、そのトルクも小さくなる。こうすると、４個の回転翼組２０のトルクが不均衡になり、時計回り方向のトルクが反時計回り方向のトルクより大きく、機体１０が左に回転する（時計回り方向の回転）。

左フットペダル３１を踏み込んだ時、左前部回転翼組３１と右後部回転翼組４２は、リニアサーボモータ２３を利用して各々下に引張ると（反時計回り方向の回転翼）、迎え角が大きくなり、そのトルクも大きくなる。右前部回転翼組３２と左後部回転翼組４１は、リニアサーボモータ２３を利用して各々押し上げると迎え角が小さくなり、そのトルクも小さくなる。こうすると、４個の回転翼組２０のトルクが不均衡になり、反時計回り方向のトルクが時計回り方向のトルクより大きいことで、機体１０が右に回転する（反時計回り方向の回転）。

上昇及び降下の場合、コレクティブピッチレバー６４で制御し、コレクティブピッチレバー６４を上に引き上げた時、４個の回転翼組２０のリニアサーボモータ２３が同時に迎え角が増加し、浮力も増え、機体１０が浮き上がる。逆に、降下の場合、コレクティブピッチレバー６４を下げると、４個の回転翼組２０のリニアサーボモータ２３が同時に迎え角が小さくなり、浮力も低下して、機体１が下降を始める。

このほかに、各回転翼組２０はプロペラ２４の回転半径外にシュラウド２５で環状にカバーするよう保護し、このシュラウド２５がプロペラ２４を保護できる以外に、飛行の対気速度が回転翼組２０間に与える影響を減少し、回転翼組間２０の対気速度を低下でき、且つ騒音を下げることができる。更に重要なのは、シュラウド２５がヘリコプターの速い対気速度で飛行する時背風方向の回転翼組の失速によるリスクを軽減できる。

図６に示すように、本発明は、更に前部１１の上方にパラシュート７０を取り付けることができ、前記回転翼組が動力を失くした時、操縦士がパラシュート７０を起動させ、更にパラシュート７０によりゆっくり降りることで、人員とヘリコプターの安全に降りる効果を奏することができる。先に述べたように、該一対の前部回転翼組３０間の間隔は、該一対の後部回転翼組４０の間隔より大きいため、パラシュート７０の確実な開きを確保でき、該一対の前部回転翼組３０の支障を受けてパラシュート７０の操作に影響することはない。

また、図７及び図８に示すように、本発明において各回転翼組２０の各プロペラ２４は、更にバランス調整を単独で実施できる。本実施例において各プロペラ２４は、本体２４１と調整スクリュー２４２とバランスウェイト２４３と弾性部材２４４と被覆層２４５とを備える。調整スクリュー２４２は本体２４１の内部に設けられ、一端に本体２４１外部まで延伸する調整部２４６が形成され、他端に弾性部材２４４を嵌設する。バランスウェイト２４３は、調整スクリュー２４２上に螺設され、被覆層２４５が本体２４１外部を覆って調整部２４６を被覆層２４５から露出させる。

各プロペラ２４のバランスを調整する時、主に本体２４１外部において調整部２４６に圧力をかけ、調整スクリュー２４２の他端で弾性部材２４４に圧力をかけ、調整部２４６を本体２４１内部に縮んでから調整部２４６を回し、バランスウェイト２４３が調整スクリュー２４２において移動させることができ、適当な位置に調整した後、調整部２４６を緩めてその調整スクリュー２４２が弾性部材２４４が生じる復元力により調整部２４６を外方へ移動させて被覆層２４５から露出することで、各プロペラ２４がバランスウェイト２４３の調整を通じて、動バランスの調整と校正を行わせることができる。

最後に、図９に示すように、機体１０は、船体造形とすることができ、これを介して海面に無事着陸した時、機体１０の船体造形により機体１０を安全に海面上に浮くことで、人員の海面上における安全を守ることができる。

従来のヘリコプターに比べて、本発明は以下の利点がある。
１、
胴体左右の空気動力が完全にバランスを取り、大々に飛行の困難性と飛行のリスクを軽減できる。
２、
エンジンが生じるトルクが完全にバランスを取り、操縦士がトルク変化時ヘリコプターの方向を調整する必要がなく、操縦士の負担を減少する。
３、
左右のテールローターを制御する必要がなく、約２０％のエンジン動力を節約し、燃料効率をアップできる。
４、
制御システムが簡単で、従来のヘリコプターメインローターと同じような制御方法を必要としない。
５、
射出パラシュートを取り付けるための十分なスペースがあり、非常時パラシュートを射出して人員とヘリコプターの安全性を保護できる。
６、
４個の回転翼組は、いずれもシュラウドを使用し、回転翼組の効率をアップできる以外に、４個の回転翼組の間の相互影響を軽減でき、大々に回転翼組の騒音を低下できる。
７、
ヘリコプターの対気速度を増加できる。

１０機体
１１前部
１２尾部
２０回転翼組
２１ギアボックス
２２迎え角制御モジュール
２３リニアサーボモータ
２４プロペラ
２４１本体
２４２調整スクリュー
２４３バランスウェイト
２４４弾性部材
２４５被覆層
２４６調整部
２５シュラウド
３０前部回転翼組
３１左前部回転翼組
３２右前部回転翼組
４０後部回転翼組
４１左後部回転翼組
４２右後部回転翼組
５０Ｈ型伝動機構
５１エンジン
５２伝動輪
５２１主動輪
５２２従動輪
５３減速ギアボックス
５４伝動軸
６０操縦装置
６１操縦桿
６２飛行制御システム
６３フットペダル
６３１左フットペダル
６３２右フットペダル
６４コレクティブピッチレバー
７０パラシュート

Claims

前部と後部とを備える機体と、
２個の回転翼組からなり、前記機体の前部の左右両側に各々設けられ、且つ、回転方向が互いに逆向きになる一対の前部回転翼組と、
２個の回転翼組からなり、前記機体の後部の左右両側に各々設けられ、且つ、回転方向が互いに逆向きになる一対の後部回転翼組と、
前記機体の前部の内部に設けられ、飛行方向を制御すると共に制御信号を生成するための操縦桿と、前記制御信号を演算し、前記一対の前部回転翼組と前記一対の後部回転翼組を制御するための飛行コントローラとを備える操縦装置と、
を含むことを特徴とするＨ型構造のヘリコプター。
前記機体は、船体造形であることを特徴とする請求項１に記載のＨ型構造のヘリコプター。
前記各回転翼組は、ギアボックスと迎え角制御モジュールとリニアサーボモータと少なくとも１個のプロペラとを備えることを特徴とする請求項１に記載のＨ型構造のヘリコプター。
前記各回転翼組は、前記プロペラの回転半径外に環装されるシュラウドを更に備えることを特徴とする請求項３に記載のＨ型構造のヘリコプター。
前記各プロペラは、迎え角を単独調整できることを特徴とする請求項３に記載のＨ型構造のヘリコプター。
前記各回転翼組のプロペラは、本体と調整スクリューとバランスウェイトと弾性部材と被覆層とを更に備え、前記調整スクリューは本体内部に設けられ、一端が前記本体外部まで延伸する調整部を形成し、他端に弾性部材を嵌設し、前記バランスウェイトは前記調整スクリューに螺設され、前記被覆層が前記本体外部を覆い、前記調整部を前記被覆層から露出させることを特徴とする請求項３に記載のＨ型構造のヘリコプター。
前部と後部とを備える機体と、
２個の回転翼組からなり、前記機体の前部の左右両側に各々設けられ、且つ、回転方向が互いに逆向きになる一対の前部回転翼組と、
２個の回転翼組からなり、前記機体の後部の左右両側に各々設けられ、且つ、回転方向が互いに逆向きになる一対の後部回転翼組と、
前記機体の中に設けられ、エンジンと一組の伝動機構と２個の減速ギアボックスと複数の伝動軸とを備え、前記伝動機構はエンジンに接続する主動輪と１本の伝動軸により２個の減速ギアボックスと各々連結する従動輪とを備え、２個の減速ギアボックスは前記一対の前回転翼組と前記一対の後回転翼組に各々連結するＨ型伝動機構と、
前記機体の前部の内部に設けられ、飛行方向を制御すると共に制御信号を生成するための操縦桿と、前記制御信号を演算し、前記一対の前部回転翼組と前記一対の後部回転翼組を制御するための飛行コントローラとを備える操縦装置と、
を含むことを特徴とするＨ型構造のヘリコプター。
前記機体の前部の上方にパラシュートを更に取り付けており、機械の故障時、操縦士がパラシュートを射出して開くことができ、この場合、パラシュートによりヘリコプター全体を吊り上げると共に緩やかに降りることで、人員とヘリコプターの損傷を避けることができ、パラシュートで降りる間に操縦士がパラシュートのロープを操縦して飛行方向、又は、高さを制御して危険な場所に降りることを避けることを特徴とする請求項１、又は、請求項７に記載のＨ型構造のヘリコプター。