JP5419197B2 - Drift flight stabilization flight machine - Google Patents
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Description
この発明は機体に対して自由に角度変更を可能に取り付けた翼を備えている振子姿勢安定構造を備えた飛行機械において、特に横風時でも安定した偏流飛行による離着陸を容易に行うことができるようにした偏流飛行安定化飛行機械に関する。 The present invention is a flying machine having a pendulum posture stabilization structure provided with a wing that can be freely changed in angle with respect to the fuselage, so that it is possible to easily perform take-off and landing by stable drift flight even in a crosswind. The present invention relates to a drift flight stabilization flight machine.
現在の交通機関はマイカーの普及のように、公共交通機関からパーソナル交通機関への移行が進んでおり、郊外型小売業の展開など住環境構造、社会構造を大きく変化させる要因となっている。しかし、交通機関の公共交通機関からパーソナル交通機関への移行は、まだ陸上交通でのみしか実現していない。これは技術的問題によるもので、十分な技術が整えば、いずれ現在公共交通機関しか存在しない空中交通機関もパーソナル交通機関への移行が確実となる。その技術的問題の解決技術として、本発明者により特開2005−138641号公報(特許文献1)に開示している技術を提案している。 The current transportation system is shifting from public transportation to personal transportation like the popularization of private cars, which is a factor that greatly changes the living environment structure and social structure such as the development of suburban retailing. However, the transition from public transportation to personal transportation has been realized only by land transportation. This is due to a technical problem, and if sufficient technology is in place, air transportation, which currently only has public transportation, will surely shift to personal transportation. As a technique for solving the technical problem, the present inventor has proposed a technique disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 2005-138461 (Patent Document 1).
上記のような先行技術(特許文献1)の他、特開平07−040897号公報(特許文献2)および特開平09−1099999号公報(特許文献3)には、軽量な翼を持つ航空機が開示されている。しかしながら、主翼は胴体に固定されており、動力関節による制御ができない構造になっているため尾翼が存在している。また、下記に示すような非特許文献も存在する。 In addition to the above-described prior art (Patent Document 1), Japanese Patent Application Laid-Open No. 07-040897 (Patent Document 2) and Japanese Patent Application Laid-Open No. 09-1099999 (Patent Document 3) disclose aircraft having lightweight wings. Has been. However, since the main wing is fixed to the fuselage and cannot be controlled by a power joint, a tail wing exists. There are also non-patent documents as shown below.
更に本発明者は前記のような各種飛行機械について、翼と本体とを別々に開発し、製造した後で適宜組み合わせて使用することができるようにし、また空中で安定した飛行ができるようにし、また外界からの外乱やショックを吸収する機構を備えた飛行機械を特開2006−341815号公報(特許文献4)に開示している。 Furthermore, the present inventor has developed the wing and the main body separately for the various flying machines as described above, so that they can be used in combination as appropriate after being manufactured, and to enable stable flight in the air. Japanese Laid-Open Patent Publication No. 2006-341815 (Patent Document 4) discloses a flying machine having a mechanism for absorbing external disturbances and shocks.
本発明者が提案している前記特許文献4においては、図7に示すような飛行機械を提案している。即ち全体構造は図7(a)に示すように、軽量翼51と胴体52とをサスペンション機能を行う伸縮軸53で連結し、伸縮軸53と軽量翼51との連結部には動力関節54を備えている。また同図の例においては胴体52にターボジェットエンジン55を左右に備え、胴体52下部には車輪56を設けている。
In the said
図7(b)には製作した試験機の例を示しており、動力関節54部分については精密な角度検出が可能なロータリエンコーダを搭載した電動サーボとなっており、機体の前後方向をX軸線とするとき、このX軸線を中心に回転制御可能とすることにより翼の左右方向の傾きを制御するロール角調整駆動部57と、機体の左右方向をY軸線とするとき、このY軸線を中心に回転制御可能とすることにより翼の前後方向の傾きを制御するピッチ角調整駆動部58を備えている。
FIG. 7 (b) shows an example of the manufactured testing machine. The
上記のような飛行機械においては、特に翼のロール角制御に際して、図8にモデル化して示すような姿勢制御メカニズムによって安定した飛行を可能とする。この制御メカニズムについては前記特許文献4に詳細に示しているのでここでの詳細な説明は省略するが、基本的には振子の運動方程式に振子の支点が大きな空気抵抗を持つ物体により移動することを考慮したものとなる。
In the above-described flying machine, particularly when controlling the roll angle of the wing, stable flight is enabled by the attitude control mechanism as modeled in FIG. Since this control mechanism is shown in detail in the above-mentioned
図8に示す例では飛行体が外乱Tzを受け水平面とθ1の角度で姿勢が傾き、その姿勢を修正するためにサーボモータが働いた場合を示している。このロール姿勢制御モデルにおいて、機体のロール方向を図中反時計回りが正となるように方向を定めたときの運動方程式を求め、θ1=0として簡略化すると線形近似することができ、線形制御理論によって可制御となる。このような飛行機械のシステムにおいては、動力関節のサーボモータをエンコーダによる位置制御により動作する設計としておくと本体の重量により自動的に翼が水平を保ち、かつ回転軸方向のバネ&ダンパーの機能も受け持ち、安定した飛行を行うことができる。
本発明者が提案している前記のような飛行機械によって、定常的な外乱に容易に対応できる飛行機械とすることができたものであるが、この飛行機械はパーソナルに適した飛行機械とするため、比較的狭いスペースで離着陸を行う必要があり、したがって低速で離着陸を行う必要がある。そのため特に離着陸時において、より安定した飛行を行うことができる手法の開発が望まれている。 The above-mentioned flying machine proposed by the present inventor has been able to be a flying machine that can easily cope with a steady disturbance, but this flying machine is a flying machine suitable for personal use. Therefore, it is necessary to take off and land in a relatively narrow space, and therefore it is necessary to take off and land at a low speed. Therefore, it is desired to develop a method capable of performing more stable flight particularly during takeoff and landing.
また、パーソナル用の飛行機械は軽量であるため、離着陸時の横風に影響されやすいことが考えられ、横風の影響を受ける偏流飛行の実験を行った結果、所定以上の横風を受ける状態で着陸を行うときの偏流飛行時には、わずかな偏流角分だけ機首を風上側に向けるヨー角調整を行うが、その際機体が幾分傾いており、図4(b)の従来の偏流飛行機離着陸時の図に示すように、着陸時には風上側の車輪16が風下側の車輪15よりも先に接地し、離陸時には後に地面を離れる現象が生じることを確認した。
In addition, because personal flight machines are lightweight, it is considered that they are easily affected by crosswinds during takeoff and landing. During drifting flight, the yaw angle is adjusted so that the nose is directed toward the windward side by a slight drift angle. At that time, the fuselage is tilted somewhat, and the conventional drifting airplane taking off and landing shown in FIG. As shown in the figure, it was confirmed that the
このような偏流飛行について従来の固定翼航空機についてみると、横風条件での着陸の際、ヨー角調整で偏流飛行を着地直前まで継続した後、着地直前で偏流飛行を離脱し機首の向いている方向を滑走路の中心線上に一致させる飛行方法を行う。これは、固定翼航空機が主翼の向きと胴体の向きが別々に変化させることができない構造をしているため、操縦者の操縦方法、操縦技能でカバーしている技術であり、着陸直前の高度な技術を要する飛行技術であって、これを誤ると着陸直後に滑走路外に高速で走行する等、大きな事故に繋がりかねない。 Regarding conventional drift wing aircraft, when drifting under crosswind conditions, drifting flight was continued until just before landing by adjusting the yaw angle, then drifting flight was released immediately before landing and the nose was facing. A flight method that matches the direction of the aircraft with the center line of the runway is performed. This is a technology covered by the pilot's maneuvering method and skill because the fixed wing aircraft has a structure in which the orientation of the main wing and the orientation of the fuselage cannot be changed separately. If this is mistaken, it may lead to a major accident such as driving at a high speed outside the runway immediately after landing.
また、従来の固定翼航空機には、離陸時、着陸時にのみ大幅に姿勢が安定する変形構造を有しているものはない。これは、フラップ等の補助翼による小幅な安定性向上で現在の実用上では十分と考えられているのと、補助翼や尾翼を使用する空力的制御の場合、速度の二乗に反比例して低速では制御力が失われていくことや、主翼と胴体が固定されている1剛体構造では劇的な特性変更が見込めない原理的な側面とがあるためである。 In addition, there is no conventional fixed wing aircraft having a deformed structure in which the posture is greatly stabilized only during takeoff and landing. This is because the small stability improvement by the auxiliary wings such as flaps is considered to be sufficient in practical use, and in the case of aerodynamic control using the auxiliary wings and tail wings, the speed is inversely proportional to the square of the speed. This is because the control force is lost, and there is a principle aspect in which a dramatic change in characteristics cannot be expected with a single rigid structure in which the main wing and the fuselage are fixed.
したがって本発明は、通常の離着陸時の飛行を安定して行うことができるようにし、特に横風に対応した偏流飛行時の離着陸を安定して確実に行うことができる飛行機械を提供することを主たる目的としている。 Therefore, the present invention mainly provides a flying machine that can stably perform normal take-off and landing flight, and that can stably and reliably perform take-off and landing at the time of drifting flight corresponding to a crosswind. It is aimed.
本発明に係る飛行機械は、前記課題を解決するため、翼と本体である胴体とを、該胴体の前後方向をX軸線、左右方向をY軸線、胴体の上下方向をZ軸線として、互いに直交する3軸を中心に回動可能な関節により結合し、前記3軸を中心に各々任意に回動する駆動装置を備え、該駆動装置を制御することにより、前記翼の前記X軸線回りのロール角、前記Y軸回りのピッチ角のそれぞれを、前記胴体とは独立して任意の角度に変更可能とするとともに、前記飛行機械の速度及び風向風力センサの検出信号に基づいて前記駆動装置を制御し、前記Z軸回りのヨー角を前記胴体とは独立し、かつ、任意の角度に変更可能とすることにより、横風時の偏流飛行を行うようにしたことを特徴とする。 In order to solve the above problems, a flying machine according to the present invention is configured such that a wing and a fuselage that is a main body are orthogonal to each other with the front-rear direction of the fuselage as an X-axis, the left-right direction as a Y-axis, A drive device that is coupled by a joint that can be rotated about three axes, and that arbitrarily rotates about each of the three axes. By controlling the drive device, a roll around the X axis of the wing is provided. Each of the angle and the pitch angle around the Y-axis can be changed to any angle independently of the fuselage, and the driving device is controlled based on the speed of the flying machine and the detection signal of the wind direction wind sensor. and, wherein independently of the Z-axis the yaw angle torso around, and by allowing changed to any angle, characterized in that to perform the drift flight time of crosswind.
本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記ヨー角の変更により、胴体が進行方向を向いているときに、翼が横風の風上側に向けることを特徴とする。 Another flying machine according to the present invention is characterized in that, in the flying machine, the wings are directed toward the windward side of the cross wind when the fuselage is directed in the traveling direction due to the change in the yaw angle.
本発明に係る他の飛行機械は、前記飛行機械において、前記翼と胴体とを任意の距離に設定可能な伸縮機構により連結し、前記駆動装置と関連して前記伸縮機構の制御を行うことを特徴とする。 Another flying machine according to the present invention is such that, in the flying machine, the wing and the fuselage are connected by an expansion / contraction mechanism that can be set to an arbitrary distance, and the expansion / contraction mechanism is controlled in association with the driving device. Features.
本発明は上記のように構成することにより、離着陸時等の低速時の飛行を安定して行うことができるようになり、特にヨー角も任意に変更可能な関節を更に用いたので横風に対応した偏流飛行時の離着陸を安定して確実に行うことができる飛行機械とすることができる。 By configuring the present invention as described above, it becomes possible to stably fly at low speeds such as during take-off and landing, and in particular, since a joint that can arbitrarily change the yaw angle is further used, it is compatible with crosswinds. Thus, the flying machine can stably and reliably perform takeoff and landing at the time of drifting flight.
本発明は、横風時の離着陸を安定して行うことができるようにするため、翼と本体である胴体とを、互いに直交する3軸を中心に回動可能な関節により結合し、前記3軸を中心に各々任意に回動する駆動装置を備え、翼のロール角とピッチ角とヨー角を胴体とは独立して任意に変更可能とした。 In the present invention, in order to stably perform take-off and landing in a crosswind, the wing and the fuselage as a main body are coupled by a joint that can rotate around three axes orthogonal to each other, and the three axes And a wing roll angle, a pitch angle, and a yaw angle can be arbitrarily changed independently of the fuselage.
前記のように、従来より固定翼の飛行機においては横風に対応するため、特に着陸時には機首を風の方向と強さに応じた角度だけ風上に向けて降下し、着地寸前で機首を滑走路の方向に合わせ、それにより車輪を滑走路の走行方向に適合させるという高度な操作を必要としていた。このような高度の操作は、本発明の飛行機が対象としている軽飛行機の操縦者にとっては、大きな問題となることが考えられる。例えば図3に示すように、横風のない定常飛行時には図3(a)のように飛行し、着陸時にもこの姿勢で着陸できるのに対して、同図(b)のように横風が存在するときには、機首を角度αだけ風上側に向けて着陸する必要がある。もしもこのまま着陸すると、本来の横風が存在しない定常着陸時には、例えば図4(a)に示すように左右の車輪15、16は同時に着地することができるのに対して、前記のように横風が存在するときに前記偏流飛行を行うと、図3(b)に示すように風上側である図中右側の車輪16が先に着地し、それ以降不安定な走行とならざるを得ない。
As mentioned above, in order to cope with crosswinds in conventional fixed wing airplanes, the nose is lowered toward the wind by an angle according to the direction and strength of the wind, especially during landing, and the nose is just before landing. It required an advanced operation to match the direction of the runway and thereby adapt the wheels to the runway direction. Such a high-level operation is considered to be a big problem for a light aircraft operator targeted by the airplane of the present invention. For example, as shown in FIG. 3, during a steady flight without a crosswind, the aircraft flies as shown in FIG. 3 (a) and can land in this posture during landing, whereas a crosswind exists as shown in FIG. 3 (b). Sometimes it is necessary to land with the nose facing upwind by an angle α. If landing as it is, at the time of steady landing where the original cross wind does not exist, for example, as shown in FIG. 4 (a), the left and
本発明はこのような問題に対応するため、先に本発明者が提案している翼と胴体とを相対的に移動可能とする動力関節機構を用い、前記X軸、Y軸の各軸を中心に回転する機構のほか、Z軸を中心に回転する機構も付加して、前記偏流飛行を容易に行おうとするものである。即ち図1(a)の動力関節機構を拡大して示している同図(b)のように、本発明による3軸動力関節機構4は前記従来の動力関節機構の制御部である、機体の前後方向をX軸線とするとき、このX軸線を中心に回転制御可能として、翼の左右方向の傾きを制御するロール角調整駆動部12と、機体の左右方向をY軸線とするとき、このY軸線を中心に回転制御可能として、翼の前後方向の傾きを制御するピッチ角調整駆動部13のほか、更に機体の上下方向をZ軸線とするとき、このZ軸線を中心に回転制御可能として、翼の向きを制御するヨー角調整駆動部17とを備えている。
In order to cope with such a problem, the present invention uses a power joint mechanism that the wing and the fuselage previously proposed by the present inventor are relatively movable, and the X axis and the Y axis are In addition to a mechanism that rotates about the center, a mechanism that rotates about the Z-axis is also added to facilitate the drifting flight. That is, as shown in FIG. 1B, which is an enlarged view of the power joint mechanism of FIG. 1A, the three-axis power
それにより、本発明による飛行機械においては、例えば図2に示すように、離着陸時に横風が図中左側方向から吹いているときには、従来の機首を風上側に向ける代わりに、図2のヨー角調整駆動部17によって翼をZ軸中心に回転し、翼のみを風上側に向けることができる。このような横風対策としての偏流飛行を行うことによって、機体は滑走路の走行方向と一致した状態で着陸し、したがって車輪が滑走路の走行方向を向くと共に左右の車輪が同時に着地するので、安定した滑走が可能となり、また離陸時には離陸後の安定した飛行が可能となる。このヨー角制御を自動化することによって、操縦者は特別の技術を要せずに偏流飛行の離着陸を容易に行うことができるようにもなる。
Thereby, in the flying machine according to the present invention, for example, as shown in FIG. 2, when the crosswind is blowing from the left side in the figure during takeoff and landing, instead of turning the conventional nose to the windward side, the yaw angle of FIG. The
前記実施例においては、翼と胴体とを動力関節で連結する飛行機械の安定化のため、飛行機械の離着陸に際して横風が強い際にも安定して離着陸することができるように3軸r動力関節機構を用いた例を示したものであるが、そのほか、飛行機械の離着陸時に翼と胴体との距離を離すことができる伸縮機構で連結する手法を採用することにより、より安定した離着陸が可能となる。 In the above-described embodiment, in order to stabilize the flying machine that connects the wing and the fuselage with the power joint, the three-axis r power joint can be stably taken off and landing even when the crosswind is strong. In addition to the example of using the mechanism, in addition, by adopting a method that connects with a telescopic mechanism that can separate the distance between the wing and the fuselage at the time of takeoff and landing of the flying machine, more stable takeoff and landing is possible Become.
即ち、図5は本発明が対象としている翼2と胴体3とを3軸動力関節機構4により連結した飛行機械1において、翼2と胴体3とを、一端に3軸動力関節機構4を備えた伸縮機構5により連結した飛行機械1の例を示している。図4の伸縮機構5の例においては、くの字型に屈曲することにより翼2と胴体3との距離が変化するようにした例を示しており、同図(a)には高速飛行時、(b)には低速定常飛行時及び定常停止時、(c)には離着陸飛行への過渡時、(d)には離着陸飛行時の状態をそれぞれ示している。
That is, FIG. 5 shows a flying machine 1 in which the
図5の伸縮機構5はその機能を説明するために模式的に図示しており、胴体3に固定した上下の2位置に移動可能な基盤6に、くの字型に屈曲する伸縮機構5の下側アーム7を回動軸8を中心に回動自在に固定し、この下側アーム7の他端部と上側アーム9の一端部とを別途モータで駆動する回動軸10によって回動自在に連結し、更に上側アーム9の他端部を動力関節4に対して回動軸11によって回動自在に連結し、全体としてリンク機構を構成している。このような本発明による伸縮機構5は、翼と胴体とを任意の距離に設定するものである。
The expansion /
前記のような構成からなる飛行機械1においては、図5(a)に示す高速飛行時には下側アーム7と上側アーム9とが回動軸10を中心に最も屈曲した状態となっており、更に上下動可能な基盤6が最も下方に位置することによって、翼2の下面における最も下方の部分と胴体3の上面部分との距離L1は、ほぼゼロの状態となっており、それにより従来の固定翼と同様の構成となって、この状態で高速飛行する。このような高速飛行時には外乱にも強く、飛行が安定しているため、動力関節4の機能を用いる必要がなく、したがって動力関節4も胴体内に引き込み、最も空気抵抗が少ない姿勢で飛行を行う。
In the flying machine 1 having the above-described configuration, the lower arm 7 and the
比較的低速で飛行する低速定常飛行時には図5(b)に示すように、基盤6を通常の上昇位置とし、少なくとも動力関節4が自由に作動する状態とする。ここで作用する動力関節4は前記図1で説明したとおりであり、特に翼のロール角制御に際して、図8にモデル化して示すような姿勢制御メカニズムによって安定した飛行を可能とする。この制御メカニズムについては、基本的には振子の運動方程式に振子の支点が大きな空気抵抗を持つ物体により移動することを考慮したものとなり、低速の定常飛行時でも安定した飛行が可能となる。このときの翼2の下面における最も下方の部分と胴体3の上面部分との距離L2は、ほぼ動力関節4と折りたたんだ伸縮機構5の高さとなる。なお、この飛行機械が着陸した後は、転倒防止のために前記図5(a)のように伸縮機構を最も引き込んだ状態とする。
At the time of low-speed steady flight that flies at a relatively low speed, as shown in FIG. 5B, the base 6 is set to a normal ascending position, and at least the
本発明においてはこのような動力関節4を端部に備えたリンク機構により、胴体3と翼との間隔を調節可能としたものであり、一般の飛行機と同様にこの飛行機械においても離着陸時には特に安定した飛行が求められるので、下側アーム7と上側アーム9とを開くように回動部分を回動し、例えば図5(c)に示すように次第にこれらのアームを開き、前記間隔をL3とし、最終的に図5(d)に示すように、上側アーム9と下側アーム10とが一直線上となって、最も間隔が大きなL4とすることができる。このような飛行機械のシステムにおいては、動力関節のサーボモータをエンコーダによる位置制御により動作する設計としておくと本体の重量により自動的に翼が水平を保ち、かつ回転軸方向のバネ&ダンパーの機能も受け持ち、安定した飛行を行うことができる。それにより振子安定性が向上し、離着陸時の飛行をより安定化することができる。
In the present invention, the distance between the
なお、前記のように翼と胴体の距離を可変にすることで、空気抵抗が低減し、飛行性能が向上するが、振子安定をとれなくなるので、スポイラーやエルロンなどの補助翼を設けておき、その空力的作用による姿勢制御、操舵制御に切り換えて飛行する切換構造をもつように構成しても良い。 In addition, by making the distance between the wing and the fuselage variable as described above, the air resistance is reduced and the flight performance is improved, but since the pendulum cannot be stabilized, auxiliary wings such as spoilers and ailerons are provided, You may comprise so that it may have a switching structure which flies by switching to attitude control and steering control by the aerodynamic action.
上記のような本発明による飛行機械における翼の各種制御は、例えば図6に示す機能ブロック図に示す制御装置によって所望の制御を行い、前記各種作動を行うことができる。図6に示す飛行機械の制御装置においては、翼作動システム制御部21に、演算を行うCPU22、各種機器の所定の作動を行うためのソフトを記録したROM23、演算等において各種データを一次記憶するRAM24等を備え、後述するような各種制御部を、他の制御部と関連させながら総合的な制御を行うことができるようにしている。
Various control of the wing in the flying machine according to the present invention as described above can be performed by performing desired control by, for example, the control device shown in the functional block diagram shown in FIG. In the control device for the flying machine shown in FIG. 6, the wing operating system control unit 21 primarily stores various data in the
翼作動システム制御部21に接続している翼支持長制御部25においては、図5(a)〜(d)に示すような伸縮機構5の長さ制御を行うものであり、図6の例においては翼支持長調整駆動部26を制御して長さ調整を行い、そのときの翼支持長を翼支持長検出部27で検出することにより、所望の翼支持長となるようにフィードバック制御する。また、図5の例では伸縮機構5を含めて全体を胴体3側に引き込めるため、基盤6を移動する機構を含んでおり、それにより特に高速飛行時に固定翼状態で飛行可能としているが、このような固定翼状態での安定した飛行のために翼にエンロンやスポイラー等の、固定翼飛行機械で用いている各種の補助翼を設け、後述する補助翼制御部42によって制御できるようにしても良い。
The blade support
翼角制御部28においては、前記図1(b)に示すようなX、Y、Z軸を中心にそれぞれ回転駆動可能な3軸動力関節機構14を用いるとき、図6のロール角制御部29では、ロール角調整駆動部32に制御信号を出力し、機体の飛行方向の軸線である図中のX軸を中心に翼を回動するロール角調整部17を調整する。その際、実際の翼のロール角をロール角センサ33で検出し、フィードバック制御している。
In the blade
翼角制御部28におけるピッチ角制御部30では、ピッチ角調整駆動部34に制御信号を出力し、機体の左右方向に延びる軸線である図中のY軸を中心に翼を回動するピッチ角調整部18を調整する。その際、実際の翼のピッチ角をピッチ角センサ35で検出し、フィードバック制御している。また、翼角制御部28におけるヨー角制御部31では、ヨー角調整駆動部36に制御信号を出力し、機体の上下方向に延びる軸線である図中のZ軸を中心に翼を回動するヨー角調整駆動部17を調整する。その際においても実際の翼のヨー角をヨー角センサ37で検出し、フィードバック制御している。
The pitch
図6に示す例においては翼作動システム制御部21に、第1ジェットエンジン38及び第2ジェットエンジン39を制御するエンジン制御部40とも接続し、翼作動システム制御部21はエンジンの作動状態と関連して制御を行うことができるようにしている。そのとき、第1ジェットエンジン38及び第2ジェットエンジン39のエンジン回転数等の作動状況をエンジン作動センサ41で検出し、エンジン制御部40はそのセンサ信号によって所定の制御を可能とするとともに、このエンジン作動センサ41の信号を翼作動システム制御部21にも入力し、翼支持長制御部25及び翼角制御部28の制御信号としても用いることができるようにしている。
In the example shown in FIG. 6, the wing operating system control unit 21 is also connected to an engine control unit 40 that controls the
補助翼制御部42においては、本来はこの飛行機械においては必ずしも翼にエンロン等の補助翼を必要としないものであるが、前記のように高速飛行を行うため翼を引き込んでいるときにはほぼ固定翼の飛行機械と同様の飛行となるため、その際は補助翼制御部42によって、操縦者によって手動操作されないときの自動制御を行うこともできるようにしている。GPS・INS43においてはGPS信号を受信し、慣性航法装置(INS)でデータ補完処理を行って、移動する飛行機械の現在位置を正確に検出し、更に必要に応じてその信号によって高度も検出する。速度センサ44においては飛行機械の速度を検出し、風向風力センサ45では飛行機械周囲の風向及びその風力を検出し、特に翼角制御部28におけるヨー角制御部31でその検出信号を用いる。表示部46では、前記各機能部の作動状況を表示し、また各種センサの計測値を、操縦者の周囲に表示できるようにしている。
The auxiliary
このような制御システムにおいて、各種センサの信号は有線で制御部に送信するほか、必要に応じて無線により送信しても良い。その際には各信号の混線を防止するため、信号に応じて適宜発信周波数を変更して用いる。また、センサとして光センサを用いるときには、光による検出信号を電気信号に変換するフォトリレー等を用いる。更に信号伝送路においてもセンサ信号、制御信号の全てを高速フォトリレーを介して光に変換し、処理することもできる。 In such a control system, signals from various sensors may be transmitted by wire as well as wirelessly if necessary. In that case, in order to prevent crosstalk of signals, the transmission frequency is appropriately changed according to the signal. In addition, when an optical sensor is used as a sensor, a photo relay that converts a detection signal based on light into an electrical signal is used. Further, in the signal transmission path, all of the sensor signal and the control signal can be converted into light via a high-speed photorelay and processed.
図6の制御システムにおいては、翼支持長制御部25と翼角制御部28にヨー角制御部31を共に備え、図1〜4で説明した本発明の偏流飛行時のヨー角制御方式と図5で説明した伸縮機構を用いた飛行安定方式との両方を適用するときの例を示したが、少なくとも翼角制御部のみを備えることにより横風時の偏流飛行を安定して行うことができる点で、従来の技術と比較して顕著な効果を奏することができる。
In the control system of FIG. 6, the wing support
1 飛行機械
2 翼
3 胴体
4 動力関節
5 伸縮機構
6 基盤
7 下側アーム
8 回動軸
9 上側アーム
10 回動軸
11 回動軸
12 ロール角調整駆動部
13 ピッチ角調整駆動部
14 3軸動力関節機構
15 車輪
16 車輪
17 ヨー角調整駆動部
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1
Claims (3)
前記3軸を中心に各々任意に回動する駆動装置を備え、該駆動装置を制御することにより、前記翼の前記X軸線回りのロール角、前記Y軸回りのピッチ角のそれぞれを、前記胴体とは独立して任意の角度に変更可能とするとともに、前記飛行機械の速度及び風向風力センサの検出信号に基づいて前記駆動装置を制御し、前記Z軸回りのヨー角を前記胴体とは独立し、かつ、任意の角度に変更可能とすることにより、横風時の偏流飛行を行うようにしたことを特徴とする飛行機械。 The wing and the body, which is the main body, are coupled by a joint that can rotate around three axes orthogonal to each other, with the front-rear direction of the body as the X-axis, the left-right direction as the Y-axis, and the vertical direction of the body as the Z-axis.
A driving device that arbitrarily rotates about the three axes is provided, and by controlling the driving device, the roll angle around the X-axis line and the pitch angle around the Y-axis of the wings are changed to the fuselage. Can be changed to an arbitrary angle independently from each other , and the drive device is controlled on the basis of the speed of the flying machine and the detection signal of the wind direction wind sensor, and the yaw angle around the Z axis is independent of the fuselage. In addition , a flying machine characterized in that drifting flight in a crosswind is performed by making it changeable to an arbitrary angle .
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