JP6702639B2

JP6702639B2 - Model airplane

Info

Publication number: JP6702639B2
Application number: JP2016086627A
Authority: JP
Inventors: 増田　浩一; 浩一増田; 諒高倉; 正一村上; 岩本　敏和; 敏和岩本
Original assignee: Tamadic Co Ltd
Current assignee: Tamadic Co Ltd
Priority date: 2016-04-23
Filing date: 2016-04-23
Publication date: 2020-06-03
Anticipated expiration: 2036-04-23
Also published as: JP2017192672A

Description

本発明は、プロペラ等の推進手段を持たない模型飛行機においても積極的に進行方向を変更できる模型飛行機に関する。
特に、推進手段及び蓄電池等のエネルギー手段を持たない模型飛行機においても積極的に進行方向を変更できる模型飛行機に関する。 The present invention relates to a model airplane that can positively change its traveling direction even in a model airplane that does not have a propelling means such as a propeller.
In particular, the present invention relates to a model aircraft that can positively change its traveling direction even in a model aircraft that does not have energy means such as propulsion means and storage batteries.

従来、推進装置を持たないグライダー型の模型飛行機として、紙飛行機から本物そっくりな精密模型飛行機まで知られている。従来のグライダー型の模型飛行機は、基本的に推進装置を持たないため、その飛行方向は機体バランスや、風向き等によって影響を受けると共に、制御することが出来なかった。予め、方向舵又は昇降舵を操作して、一定の飛行軌跡を描かせることはできるが、それは一定の飛行経路に限られる。唯一、無線操縦型グライダーのみがその飛行方向を制御することができる。無線操縦型グライダーの場合、無線コントローラ、方向舵等の駆動装置、及び、電源があれば比較的容易に方向変更可能な模型飛行機を作製することができる。しかし、近年、イノベーション能力を高める等の目的で、グライダー型の模型飛行機においても、電源を用いないで飛行方向を変更できるようにすることが試みられているが、実現できていないのが実情である。
これに関係する第１の従来技術として、固定状態に設けられた模型飛行機形態のフレームに、自然風によって回転されるプロペラを設け、当該プロペラの回転を減速装置を介してクランクレバーの回転に変え、当該クランクレバーによって人形模型等を動かす玩具が知られている（特許文献１）。
第２の従来技術として、自動車等の車両の走行によって生じる走行風によって回転される風車によって発電機を作動させる車両用風力発電装置が知られている（特許文献２）。 Heretofore, as a glider type model airplane without a propulsion device, a paper airplane to a precision model airplane that looks like a real thing have been known. Since the conventional glider type model airplane basically has no propulsion device, its flight direction is affected by the body balance, wind direction, etc., and cannot be controlled. It is possible to operate the rudder or the elevator in advance to draw a fixed flight trajectory, but it is limited to a fixed flight path. Only a radio-controlled glider can control its flight direction. In the case of a radio-controlled glider, it is possible to manufacture a model airplane that can change its direction relatively easily if a wireless controller, a driving device such as a rudder, and a power source are provided. However, in recent years, it has been attempted to change the flight direction of a glider-type model airplane without using a power source, for the purpose of enhancing the innovation ability, but in reality it has not been realized. is there.
As a first related art related to this, a propeller that is rotated by natural wind is provided on a frame of a model airplane form that is provided in a fixed state, and the rotation of the propeller is changed to the rotation of a crank lever through a speed reducer. A toy that moves a doll model or the like by the crank lever is known (Patent Document 1).
As a second conventional technique, there is known a vehicle wind turbine generator in which a generator is operated by a wind turbine that is rotated by running wind generated by traveling of a vehicle such as an automobile (Patent Document 2).

特開２０００-２９６２７７（段落０００４，図１−図３）Japanese Patent Laid-Open No. 2000-296277 (paragraph 0004, FIGS. 1 to 3) 特許第３９８６５４８号（段落０００６，図２−図１８）Patent No. 3986548 (Paragraph 0006, FIGS. 2 to 18)

第１の従来技術においては、単に模型飛行機形態のフレームに取り付けられ、自然風によって回転されるプロペラによって減速機を回転させ、この減速機の回転によってクランクレバーを回転させ、これによって人形型模型等を動かすことから、空気の流れと模型飛行機との間に生じる相対的な空気の流れ（風）を利用するという技術思想はあるものの、模型飛行機の飛行方向を変更するという技術思想は全く存在しない。
第２の従来技術においても、車両の走行によって生じる空気と車両との相対的な速度差によって生じる風を利用するという技術思想はあるものの、模型飛行機の飛行方向を変更するという技術思想は全く存在しない。特に、第２の従来技術においては、相対的な空気流によって風車を回転させ、それによって、負荷が大きい発電機を回転させることから、比較的高速の空気流が必要になり、飛行速度が10Ｋｍ／Ｈ程度のグライダー型の模型飛行機には適用出来ない問題がある。 In the first conventional technique, a propeller, which is simply attached to a frame in the form of a model airplane and rotated by natural wind, rotates a speed reducer, and the crank lever is rotated by the rotation of the speed reducer. Although there is a technical idea of using the relative air flow (wind) that occurs between the flow of air and the model airplane, there is no technical idea of changing the flight direction of the model airplane. ..
Even in the second conventional technology, although there is a technical idea of utilizing the wind generated by the relative speed difference between the air generated by the traveling of the vehicle and the vehicle, the technical idea of changing the flight direction of the model airplane is completely present. do not do. In particular, in the second conventional technique, the wind turbine is rotated by the relative air flow, and thereby the generator with a large load is rotated, so that a relatively high speed air flow is required and the flight speed is 10 km. There is a problem that can not be applied to glider type model airplane of about /H.

本発明の目的は、グライダー型の模型飛行機において、その飛行方向を積極的に変更できるようにした模型飛行機を提供することである。 An object of the present invention is to provide a model airplane of a glider type model airplane in which the flight direction can be positively changed.

この目的を達成するため、請求項１にかかる第1の発明は以下のように構成されている。
少なくとも進行方向を変更する舵手段を有する機体と、前記機体に配置した風車と、前記風車の回転に基づいて前記舵手段を駆動する舵駆動手段と、を備えた模型飛行機である。 In order to achieve this object, the first invention according to claim 1 is configured as follows.
A model aircraft including at least a machine body having a rudder means for changing a traveling direction, a wind turbine arranged on the machine body, and a rudder drive means for driving the rudder means based on rotation of the wind turbine.

請求項２にかかる第２の発明は、次ぎのように構成されている。
少なくとも、胴体、主翼、及び、進行方向を変更する舵手段を有する機体と、前記胴体に配置した風車と、前記風車の回転に基づいて前記舵手段を駆動する舵駆動手段と、を備えた模型飛行機である。 A second invention according to claim 2 is configured as follows.
A model including at least a fuselage, a main wing, and a body having a rudder means for changing a traveling direction, a wind turbine arranged on the fuselage, and a rudder drive means for driving the rudder means based on rotation of the wind turbine. It's an airplane.

請求項３にかかる第３の発明は、次ぎのように構成されている。
少なくとも、胴体、主翼、及び、進行方向を変更する舵手段を有すると共に推進手段を有さない機体と、前記胴体に配置した風車と、前記風車の回転に基づいて前記舵手段を駆動する舵駆動手段と、を備えた模型飛行機である。 A third invention according to claim 3 is configured as follows.
At least a fuselage, a main wing, and a fuselage that has a rudder means for changing the traveling direction and no propulsion means, a wind turbine arranged on the fuselage, and a rudder drive that drives the rudder means based on the rotation of the wind turbine. It is a model airplane equipped with means.

請求項４にかかる第４の発明は、次ぎのように構成されている。
前記風車がサボニウス型風車であることを特徴とする第１〜第３の発明の何れかに記載した模型飛行機である。 A fourth invention according to claim 4 is configured as follows.
The model wind turbine according to any one of the first to third inventions, characterized in that the wind turbine is a Savonius type wind turbine.

請求項５にかかる第５の発明は、次ぎのように構成されている。
前記舵駆動手段が、前記風車の回転によって回転される減速手段、前記減速手段によって回転されるクランク、及び、前記クランクと舵手段とを連結する連動手段によって構成される
ことを特徴とする第１〜第４の発明の何れかに記載の模型飛行機である。 A fifth invention according to claim 5 is configured as follows.
The rudder driving means includes a speed reducing means rotated by rotation of the wind turbine, a crank rotated by the speed reducing means, and an interlocking means connecting the crank and the rudder means. ~ A model airplane according to any one of the fourth invention.

請求項６にかかる第６の発明は、次ぎのように構成されている。
前記舵駆動手段が、前記風車の回転によって回転される減速手段、前記減速手段によって回転されるカム、前記カム揺動される揺動レバー、及び、前記揺動レバーと舵手段とを連結する連動手段によって構成されることを特徴とする第１〜第４の発明の何れかに記載の模型飛行機である。 A sixth invention according to claim 6 is configured as follows.
The rudder driving means is a decelerating means rotated by rotation of the wind turbine, a cam rotated by the decelerating means, a rocking lever rocking the cam, and an interlocking linking the rocking lever and the rudder means. It is a model airplane in any one of the 1st-4th invention characterized by being comprised by means.

請求項７にかかる第７の発明は、次ぎのように構成されている。
前記舵駆動手段が、前記風車の回転によって回転される減速手段、前記減速手段によって回動されるカム、前記カムによって舵手段が揺動されることを特徴とする第１〜第４の発明の何れかに記載の模型飛行機である。 A seventh invention according to claim 7 is configured as follows.
In the first to fourth inventions, the rudder driving means includes a speed reducing means rotated by rotation of the wind turbine, a cam rotated by the speed reducing means, and the rudder means being swung by the cam. It is the model airplane described in any one.

請求項８にかかる第８の発明は、次ぎのように構成されている。
前記舵手段が、方向舵又は昇降舵であることを特徴とする第１〜第６の発明の何れかに記載の模型飛行機である。 An eighth invention according to claim 8 is configured as follows.
The model aircraft according to any one of the first to sixth inventions, wherein the rudder means is a rudder or an elevator.

請求項９にかかる第９の発明は、さらに、変位された舵手段を当該変位された位置に保持し続ける舵ロック手段を備えることを特徴とする第１〜第７の発明の何れかに記載の模型飛行機である。 A ninth invention according to claim 9 further comprises a rudder lock means for continuing to hold the displaced rudder means at the displaced position, according to any one of the first to seventh inventions. It is a model airplane of.

請求項１に係る第１の発明において、機体には風車が配置されているので、模型飛行機の飛行によって当該風車が回転される。当該風車の回転によって舵駆動手段が駆動され、舵手段が駆動される。舵手段が駆動されることにより、模型飛行機の進行方向を変更することができる。よって、本発明の目的を達成できる利点がある。 In the first invention according to claim 1, since the wind turbine is arranged in the airframe, the wind turbine is rotated by the flight of the model airplane. The rudder drive means is driven by the rotation of the wind turbine, and the rudder means is driven. The traveling direction of the model airplane can be changed by driving the rudder means. Therefore, there is an advantage that the object of the present invention can be achieved.

請求項２に係る第２の発明において、機体の一部である胴体には風車が配置されているので、模型飛行機の飛行によって当該風車が回転される。当該風車の回転によって舵駆動手段が駆動され、舵手段が駆動される。舵手段が駆動されることにより、模型飛行機の進行方向を変更することができる。よって、本発明の目的を達成できる利点がある。 In the second invention according to claim 2, since the wind turbine is arranged in the body which is a part of the machine body, the wind turbine is rotated by the flight of the model airplane. The rudder drive means is driven by the rotation of the wind turbine, and the rudder means is driven. The traveling direction of the model airplane can be changed by driving the rudder means. Therefore, there is an advantage that the object of the present invention can be achieved.

請求項３に係る第３の発明において、推進手段を有さない機体の一部である胴体には風車が配置されているので、模型飛行機の滑空飛行によって当該風車が回転される。当該風車の回転によって舵駆動手段が駆動され、舵手段が駆動される。舵手段が駆動されることにより、滑空している模型飛行機の進行方向を変更することができる。よって、本発明の目的を達成できる利点がある。 In the third invention according to claim 3, since the wind turbine is arranged in the body which is a part of the machine body having no propulsion means, the wind turbine is rotated by the gliding flight of the model airplane. The rudder drive means is driven by the rotation of the wind turbine, and the rudder means is driven. By driving the rudder means, it is possible to change the traveling direction of the gliding model airplane. Therefore, there is an advantage that the object of the present invention can be achieved.

請求項４に係る第４の発明において、基本的構成は第１〜第３の発明と同一であるので、本発明の目的を達成できる利点がある。
さらに、第４の発明においては、風車がサボニウス型風車であることから、一度風車を構成する一の羽に当たって回転トルクに変換された空気流の流れが、その後他の羽に当たってさらに回転トルクに変換することができることから、流速が低い場合であっても、舵手段を駆動することができるトルクを得ることができる利点がある。 In the fourth invention according to claim 4, since the basic configuration is the same as that of the first to third inventions, there is an advantage that the object of the present invention can be achieved.
Further, in the fourth aspect of the invention, since the wind turbine is the Savonius type wind turbine, the flow of the air flow, which once hits one blade that constitutes the wind turbine and is converted into the rotation torque, then hits the other blade and is further converted into the rotation torque. Therefore, there is an advantage that a torque capable of driving the rudder means can be obtained even when the flow velocity is low.

請求項５に係る第５の発明において、基本的構成は第１〜第４の発明と同一であるので、本発明の目的を達成できる利点がある。
さらに、第５の発明においては、風車の回転によって回転される減速手段によってクランクが回転され、当該クランクが連動手段によって舵手段に連結されることによって、舵手段が移動されるので舵手段を確実に動かすことができる利点がある。 In the fifth invention according to claim 5, since the basic configuration is the same as that of the first to fourth inventions, there is an advantage that the object of the present invention can be achieved.
Further, in the fifth invention, the crank is rotated by the speed reducing means rotated by the rotation of the wind turbine, and the crank is connected to the steering means by the interlocking means, whereby the steering means is moved, so that the steering means is secured. There is an advantage that can be moved to.

請求項６に係る第６の発明において、基本的構成は第１〜第４の発明と同一であるので、本発明の目的を達成できる利点がある。
さらに、第６の発明においては、風車の回転によって回転される減速手段によってカムが回動され、当該カムによって揺動される揺動レバーによって移動される連動手段によって舵手段が移動されるので舵手段を確実に動かすことができる利点がある。 In the sixth invention according to claim 6, since the basic configuration is the same as that of the first to fourth inventions, there is an advantage that the object of the present invention can be achieved.
Further, in the sixth aspect of the present invention, the cam is rotated by the speed reducing means rotated by the rotation of the wind turbine, and the steering means is moved by the interlocking means moved by the swing lever swung by the cam. There is an advantage that the means can be reliably moved.

請求項７に係る第７の発明において、基本的構成は第１〜第４の発明と同一であるので、本発明の目的を達成できる利点がある。
さらに、第７の発明においては、風車の回転によって回転される減速手段によってカムが回動され、当該カムによって舵手段が直接に揺動されるので、舵手段を確実に動かすことができる利点がある。 In the seventh invention according to claim 7, since the basic configuration is the same as that of the first to fourth inventions, there is an advantage that the object of the present invention can be achieved.
Further, in the seventh aspect of the invention, since the cam is rotated by the speed reducing means rotated by the rotation of the wind turbine and the rudder means is directly swung by the cam, there is an advantage that the rudder means can be reliably moved. is there.

請求項８に係る第８の発明において、基本的構成は第１〜第７の発明と同一であるので、本発明の目的を達成できる利点がある。
さらに、第８の発明においては、舵手段が、方向舵又は昇降舵であるので、方向舵を動かす場合は、模型飛行機の進行方向を水平方向において変更することができ、昇降舵を動かす場合には模型飛行の進行方向を上下方向においえ変更することができる利点がある。 In the eighth invention according to claim 8, the basic structure is the same as that of the first to seventh inventions, so that there is an advantage that the object of the invention can be achieved.
Further, in the eighth aspect of the invention, since the rudder means is a rudder or an elevator, when moving the rudder, the traveling direction of the model airplane can be changed in the horizontal direction, and when moving the elevator, the model is moved. There is an advantage that the flight direction can be changed vertically.

請求項９に係る第９の発明において、基本的構成は第１〜第８の発明と同一であるので、本発明の目的を達成できる利点がある。
さらに、変位された舵手段は、舵ロック手段によって、変位された位置に保持され続けるので、進行方向を同一状態で変更する場合、安定して方向変更できる利点がある。 In the ninth invention according to claim 9, since the basic configuration is the same as that of the first to eighth inventions, there is an advantage that the object of the present invention can be achieved.
Further, since the displaced rudder means continues to be held at the displaced position by the rudder lock means, there is an advantage that the direction can be stably changed when changing the traveling directions in the same state.

図１は、本発明の実施例１の模型飛行機の右上方からの斜視図である。FIG. 1 is a perspective view of a model airplane according to a first embodiment of the present invention from the upper right side. 図２は、本発明の実施例１の模型飛行機の右下方からの斜視図である。FIG. 2 is a perspective view from the lower right of the model airplane according to the first embodiment of the present invention. 図３は、本発明の実施例１の模型飛行機の平面図である。FIG. 3 is a plan view of the model airplane according to the first embodiment of the present invention. 図４は、本発明の実施例１の模型飛行機の側面図である。FIG. 4 is a side view of the model airplane according to the first embodiment of the present invention. 図５は、本発明の実施例１の模型飛行機の舵駆動手段の斜視図である。FIG. 5 is a perspective view of the rudder driving means of the model airplane according to the first embodiment of the present invention. 図６は、本発明の実施例１の模型飛行機のサボニウス型風車であり、（Ａ）は斜視図、（Ｂ）は断面図である。6A and 6B are a Savonius-type wind turbine of a model airplane of Embodiment 1 of the present invention, in which FIG. 6A is a perspective view and FIG. 6B is a sectional view. 図７は、本発明の実施例１の模型飛行機の減速手段の平面図である。FIG. 7 is a plan view of the speed reducer of the model airplane according to the first embodiment of the present invention. 図８は、本発明の実施例１の模型飛行機の舵駆動手段の斜視図である。FIG. 8 is a perspective view of the rudder driving means of the model airplane according to the first embodiment of the present invention. 図９は、本発明の実施例１の模型飛行機の舵手段の平面図である。FIG. 9 is a plan view of the rudder means of the model airplane according to the first embodiment of the present invention. 図10は、本発明の実施例２の模型飛行機の舵駆動手段の側面図である。FIG. 10 is a side view of the rudder driving means of the model airplane according to the second embodiment of the present invention. 図11は、本発明の実施例２の模型飛行機の舵駆動手段の平面図である。FIG. 11 is a plan view of the rudder driving means of the model airplane according to the second embodiment of the present invention. 図12は、本発明の実施例３の模型飛行機の舵駆動手段の斜視図である。FIG. 12 is a perspective view of the rudder driving means of the model airplane according to the third embodiment of the present invention. 図13は、本発明の実施例３の模型飛行機の舵駆動手段の平面図である。FIG. 13 is a plan view of the rudder driving means of the model airplane according to the third embodiment of the present invention. 図14は、本発明の実施例３の模型飛行機の舵駆動手段の側面図である。FIG. 14 is a side view of the rudder driving means of the model airplane according to the third embodiment of the present invention. 図15は、本発明の実施例４の模型飛行機の舵駆動手段の斜視図である。FIG. 15 is a perspective view of the rudder driving means of the model airplane according to the fourth embodiment of the present invention.

本発明における模型飛行機の最良の形態は、少なくとも、胴体、主翼、及び、進行方向を変更する舵手段を有すると共に推進手段を有さない機体と、前記胴体に配置したサボニウス型風車と、前記サボニウス型風車の回転に基づいて前記舵手段を駆動する舵駆動手段と、を備え、前記舵駆動手段が、前記サボニウス型風車の回転によって回転される減速手段、前記減速手段によって回転されるクランク、及び、前記クランクと方向舵とを連結する連動手段によって構成された模型飛行機である。 The best mode of the model airplane according to the present invention is at least a fuselage, a main wing, and a rudder means for changing a traveling direction and no propulsion means, a Savonius-type wind turbine arranged in the fuselage, and the Savonius. A rudder drive means for driving the rudder means based on the rotation of the wind turbine, wherein the rudder drive means is rotated by the rotation of the Savonius wind turbine, a speed reduction means, a crank rotated by the speed reduction means, and The model airplane is configured by interlocking means that connects the crank and the rudder.

本実施例１にかかる模型飛行機100は、プロペラ等の推進装置を備えないグライダー型の模型飛行機100にも関わらず、その進行方向を積極的に変更することができる機能を有し、大まかには、図１に示すように、少なくとも、機体102、風車104、舵駆動手段106、及び、舵手段108を含んでいる。なお、本実施例１は、滞空時間を長くする等の観点から、軽量化のため、全て紙で製造した例であるが、構成材料は紙に限らず用いることができる。 The model airplane 100 according to the first embodiment has a function of positively changing the traveling direction of the glider model airplane 100 without a propeller or other propulsion device. As shown in FIG. 1, it includes at least an airframe 102, a wind turbine 104, a rudder drive means 106, and a rudder means 108. It should be noted that the first embodiment is an example in which all paper is manufactured for weight saving from the viewpoint of prolonging the flight time, but the constituent material is not limited to paper and can be used.

まず最初に、機体102を主に図１〜図４を参照して説明する。
機体102は、模型飛行機100の骨格（フレーム）を構成する機能を有し、本実施例１においては、少なくとも、胴体112、主翼114、及び、尾翼116（水平尾翼118、垂直尾翼122）によって構成されている。 First, the airframe 102 will be described mainly with reference to FIGS. 1 to 4.
The fuselage 102 has a function of configuring a skeleton (frame) of the model airplane 100, and in the first embodiment, is configured by at least a fuselage 112, a main wing 114, and a tail 116 (horizontal tail 118, vertical tail 122). Has been done.

次に胴体112を説明する。
胴体112は、主翼114、尾翼116、風車104、及び、舵駆動手段106が所定の位置に取り付けられる機能を有し、本実施例１においては、先端から中間までがボックス型に形成された胴体前部112Fと角形直棒状に形成された胴体後部112Bによって構成されている。胴体前部112Fの前方部分には風車104が取り付けられ、後方部分には主翼114が固定されている。胴体後部112Bの後方部分には尾翼116が取り付けられている。胴体前部112Fの先端部112Tは側面視横倒し三角形状の箱形に形成され、空気抵抗を減らすように先尖り形状に形成されている。したがって先端部112Tにおける上面は水平に対して斜めに配置された面状を呈し、後述の風車104へ空気流をスムーズに案内する。胴体前部112Fのボックス型部112Xは底壁112S、左壁112L、右壁112R、及び、天壁112Dによって囲われ、それら壁は軽量化のため、矩形又は丸形の穴が形成されている。ここで、左とは、進行（飛行）方向に対して左側を表し、右とは、進行方向に対して右側を表す。 Next, the body 112 will be described.
The fuselage 112 has a function of attaching the main wing 114, the tail wing 116, the wind turbine 104, and the rudder drive means 106 to predetermined positions, and in the first embodiment, a fuselage having a box shape from the tip to the middle. The front portion 112F and the body rear portion 112B formed in a rectangular straight rod shape are configured. The wind turbine 104 is attached to the front portion of the fuselage front portion 112F, and the main wing 114 is fixed to the rear portion. A tail 116 is attached to the rear part of the rear part 112B of the fuselage. The front end 112T of the front part 112F of the body is formed in a box shape having a triangular shape which is laterally laid down in a side view, and is formed in a pointed shape so as to reduce air resistance. Therefore, the upper surface of the tip portion 112T has a planar shape that is arranged obliquely with respect to the horizontal, and smoothly guides the air flow to the wind turbine 104 described later. The box-shaped part 112X of the body front part 112F is surrounded by a bottom wall 112S, a left wall 112L, a right wall 112R, and a ceiling wall 112D, and these walls are formed with rectangular or round holes for weight reduction. .. Here, left means the left side with respect to the traveling (flying) direction, and right means the right side with respect to the traveling direction.

次に主翼114を説明する。
主翼114は、空気流との関係で揚力を発生させる機能を有し、本実施例１においては、平面視細長矩形であって、断面が図４に示すように、前縁114Fが丸く、後端114Rが尖り、全体に湾曲した翼型形成され、本実施例１においては、胴体前部112Fの後部上部に当該胴体前部112Fに対し左右対称に固定されている。 Next, the main wing 114 will be described.
The main wing 114 has a function of generating a lift force in relation to the air flow. In the first embodiment, the main wing 114 has an elongated rectangular shape in a plan view, and has a rounded front edge 114F and a rear edge 114F as shown in FIG. The end 114R is sharp and is formed into a curved wing shape, and in the first embodiment, it is fixed to the upper rear portion of the body front portion 112F symmetrically with respect to the body front portion 112F.

次に尾翼116を説明する。
尾翼116は、模型飛行機100に安定性及び操縦性を与える機能を有し、本実施例１においては、胴体後部112Bの後端部に固定した水平尾翼118及び垂直尾翼122を含んでいる。しかし、水平尾翼118をＶ字型に配置し、垂直尾翼122を配置しない構造にすることもできる。 Next, the tail 116 will be described.
The tail 116 has a function of giving stability and maneuverability to the model airplane 100, and in the first embodiment, the tail 116 includes a horizontal tail 118 and a vertical tail 122 fixed to the rear end of the fuselage rear part 112B. However, it is also possible to arrange the horizontal stabilizer 118 in a V shape and not arrange the vertical stabilizer 122.

次に水平尾翼118を説明する。
水平尾翼118は、模型飛行機100に、主に上下方向の安定性、及び／又は、操縦性を与える機能を有する。本実施例１においては、胴体後部112Bの後端部に、左右対称に水平に固定した台形板状の左水平尾翼118L、右水平尾翼118Rにより構成され、舵手段108としての昇降舵124（図12）は設けられていない。したがって、本実施例１において、水平尾翼118は模型飛行機100の水平方向の安定性を与える機能を有し、上下方向の操縦性は備えていない。 Next, the horizontal stabilizer 118 will be described.
The horizontal stabilizer 118 has a function of giving the model aircraft 100 mainly stability in the vertical direction and/or maneuverability. In the first embodiment, at the rear end of the body rear portion 112B, a trapezoidal plate-shaped left horizontal stabilizer 118L and a right horizontal stabilizer 118R, which are horizontally fixed symmetrically, are configured. 12) is not provided. Therefore, in the first embodiment, the horizontal stabilizer 118 has a function of providing horizontal stability of the model airplane 100, and does not have vertical maneuverability.

次に垂直尾翼122を説明する。
垂直尾翼122は、模型飛行機100に、主に水平（左右）方向の安定性、及び、操縦性を与える機能を有する。本実施例１においては、胴体後部112Bの後端部に対し垂立状態に固定した台形板状の垂直尾翼122により構成され、後端部に舵手段108としての方向舵126が設けられている。したがって、本実施例１において、垂直尾翼122は模型飛行機100の水平（左右）方向の安定性、及び、操縦性を与える機能を有している。 Next, the vertical stabilizer 122 will be described.
The vertical stabilizer 122 has a function of giving the model airplane 100 mainly stability (horizontal direction) and maneuverability. In the first embodiment, a trapezoidal plate-shaped vertical stabilizer 122 fixed to the rear end of the body rear portion 112B in an upright state is provided, and a rudder 126 as a rudder means 108 is provided at the rear end. Therefore, in the first embodiment, the vertical stabilizer 122 has a function of providing stability (horizontal direction) of the model airplane 100 and maneuverability.

次に方向舵126を説明する。
方向舵126は、模型飛行機100の水平（左右）方向の動きを生じさせ、又は、停止させる機能を有し、本実施例１においては、垂直尾翼122の後端部において、垂立する方向舵軸128周りにおいて左右にピボット運動する縦長矩形の板状体により構成されている。 Next, the rudder 126 will be described.
The rudder 126 has a function of causing the model airplane 100 to move in the horizontal (left and right) direction or stopping it. In the first embodiment, the rudder shaft 128 that stands upright at the rear end of the vertical stabilizer 122. It is composed of a vertically long rectangular plate-like body that pivots left and right around it.

次ぎに風車104を主に図６を参照して説明する。
風車104は、舵手段108を変位させるための駆動力を発生する機能を有する。本実施例１においては、方向舵126を移動させるための駆動力を発生する機能を有し、主翼114の取り付け位置よりも前方における底壁112Sから垂直に立設された左軸受板132L及び右軸受板132Rの上端部に水平に取り付けられた風車軸134に横向きに取り付けられ、回転自在である。
本実施例１において、風車104はサボニウス型風車136が採用されている。サボニウス型風車136は、空気流速が小さくとも起動性が良いからである。しかし、風車104としては、プロペラ型、多翼型、セルウイング型、クロスフロー型、ダリウス型等を採用することができる。実施例１にかかるサボニウス型風車136は３枚の湾曲形状の風受羽根136A、136B、136C、及び、それらを挟む左側板136L、右側板136Rによって構成され、左側板136L、右側板136Rの中心に風車軸134が通されて回転自在に支持されている。風受羽根136A、136B、136Cの風車軸134側の端部と風車軸134との間には、第1空間138A、第2空間138B、及び、第3空間138Cが形成されている。これにより、例えば、空気流が風受羽根136Aを押動した後、第1空間138Aを通って次の風受羽根136Bを押し、次いで第2空間138Bを通って風受羽根136Cをも押動するため、低速空気流であっても起動性が良い特徴がある。換言すれば、グライダー型の模型飛行機100における比較的低速の飛行速度、換言すれば、比較的低速の空気流（風）によって、回転される利点がある。風車104の回転軸である風車軸134は、本実施例１における水平の他、垂直に配置することもできるが、舵手段108に対する駆動力の伝達機構である舵駆動手段の簡素化のため、水平軸であることが好ましい。風受羽根136A、136B、136Cの数は、２枚であっても４枚以上であってもよいが、コスト及び発生される回転トルクの観点から、本実施例１のように120度間隔で配置した３枚が好ましい。
また、風車104は、主翼114の上、胴体後部112B等にも配置することができるが、模型飛行機100全体の重心を考慮すると、本実施例１に示すように、胴体前部112Fに配置することが好ましい。 Next, the wind turbine 104 will be described mainly with reference to FIG.
The wind turbine 104 has a function of generating a driving force for displacing the rudder means 108. In the first embodiment, the left bearing plate 132L and the right bearing, which have a function of generating a driving force for moving the rudder 126 and are vertically erected from the bottom wall 112S in front of the mounting position of the main wing 114, are provided. The wind turbine shaft 134, which is horizontally attached to the upper end of the plate 132R, is laterally attached and rotatable.
In the first embodiment, the Savonius type wind turbine 136 is adopted as the wind turbine 104. This is because the Savonius wind turbine 136 has good startability even when the air velocity is small. However, as the wind turbine 104, a propeller type, a multi-blade type, a cell wing type, a cross flow type, a Darrieus type or the like can be adopted. The Savonius wind turbine 136 according to the first embodiment is configured by three curved wind receiving blades 136A, 136B, 136C, and a left side plate 136L and a right side plate 136R sandwiching them, and the center of the left side plate 136L and the right side plate 136R. A wind turbine shaft 134 is passed through and is rotatably supported. A first space 138A, a second space 138B, and a third space 138C are formed between the wind turbine shaft 134 and end portions of the wind turbine blades 136A, 136B, 136C on the wind turbine shaft 134 side. Thereby, for example, after the air flow pushes the wind receiving blade 136A, the next wind receiving blade 136B is pushed through the first space 138A, and then the wind receiving blade 136C is also pushed through the second space 138B. Therefore, there is a feature that the startability is good even with a low speed air flow. In other words, there is an advantage that the glider type model airplane 100 is rotated by a relatively low flight speed, in other words, a relatively low speed airflow (wind). The wind turbine shaft 134, which is the rotation shaft of the wind turbine 104, can be arranged vertically as well as horizontally in the first embodiment, but for simplification of the rudder drive means that is a mechanism for transmitting the driving force to the rudder means 108, The horizontal axis is preferred. The number of the wind receiving blades 136A, 136B, 136C may be two or four or more, but from the viewpoint of the cost and the generated rotational torque, it is set at 120 degree intervals as in the first embodiment. It is preferable to arrange three sheets.
Further, the wind turbine 104 can be arranged on the main wing 114, on the fuselage rear portion 112B, etc., but in consideration of the center of gravity of the entire model airplane 100, it is arranged on the fuselage front portion 112F as shown in the first embodiment. Preferably.

次ぎに舵駆動手段106を主に図４及び図５を参照して説明する。
舵駆動手段106は風車104において発生した駆動力を舵手段108へ伝達する機能を有し、本実施例１においては、減速手段142、クランク144、及び、連動手段146を含んでいる。 Next, the rudder drive means 106 will be described mainly with reference to FIGS. 4 and 5.
The rudder driving means 106 has a function of transmitting the driving force generated in the wind turbine 104 to the rudder means 108, and in the first embodiment, the rudder driving means 106 includes the speed reducing means 142, the crank 144, and the interlocking means 146.

まず減速手段142を説明する。
減速手段142は、風車104の回転を減速して舵手段108を駆動できる力に変換する機能を有し、本実施例１においては、減速手段142として小径プーリによって大径プーリを回転させるプーリ減速機構を二段に配置した二段プーリ減速機構を採用している。具体的に減速手段142は、第1巻枠152、第2巻枠154、第３巻枠156、第4巻枠158、第1ベルト160、及び、第2ベルト162によって構成されている。しかし、これに限らず、公知の減速手段、例えば、後述するギヤ式、又は、ウォーム式の減速機を採用することができる。 First, the speed reduction means 142 will be described.
The deceleration means 142 has a function of decelerating the rotation of the wind turbine 104 and converting it into a force capable of driving the rudder means 108. In the first embodiment, as the deceleration means 142, a pulley deceleration for rotating a large diameter pulley by a small diameter pulley. It uses a two-stage pulley reduction mechanism with the mechanism arranged in two stages. Specifically, the deceleration means 142 is composed of a first reel 152, a second reel 154, a third reel 156, a fourth reel 158, a first belt 160, and a second belt 162. However, the invention is not limited to this, and a known speed reducing means, for example, a gear type or worm type speed reducer described later can be employed.

まず第1巻枠152を説明する。
第1巻枠152は、風車104の回転を駆動力として外部に出力する機能を有し、本実施例１においては、風車104の左側板136Lに小径のリール形状の第1巻枠152が固定されて、風車104と一体回転するように構成されている。具体的には、第1巻枠152は、中心部に配置された横向き筒型の第1巻付部152S、及び、その両側に配置された円盤状の第1左ガイド板152L、第1右ガイド板152Rにより構成されている。 First, the first winding frame 152 will be described.
The first reel 152 has a function of outputting the rotation of the wind turbine 104 to the outside as a driving force, and in the first embodiment, the reel-shaped first reel 152 having a small diameter is fixed to the left side plate 136L of the wind turbine 104. The wind turbine 104 is configured to rotate integrally with the wind turbine 104. Specifically, the first winding frame 152 is a horizontal tubular first winding portion 152S arranged in the center, and disk-shaped first left guide plates 152L and first right arranged on both sides thereof. It is composed of a guide plate 152R.

次に第２巻枠154を説明する。
第２巻枠154は、第1巻枠152の回転を減速する機能を有し、本実施例１においては、左壁112Lと右壁112Rとによって両端を固定され、水平に配置された第2軸164に、第1巻付部152Sよりも大径の筒型の第2巻付部154S、その両側に配置された第2左ガイド板154L、第2右ガイド板154Rによりリール形状に構成されている。第1巻付部152Sと第2巻付部154Sとの直径比は約１：５．３であるので、風車104の回転を５．３分の１に減速している。この減速比は大きい方が好ましいが、第2巻枠154の直径が大きくなるので、限界がある。第2軸164は風車軸134に対し平行に配置されている。 Next, the second reel 154 will be described.
The second reel 154 has a function of decelerating the rotation of the first reel 152, and in the first embodiment, both ends are fixed by the left wall 112L and the right wall 112R, and the second reel 154 is horizontally arranged. The shaft 164 is formed in a reel shape by a cylindrical second winding portion 154S having a diameter larger than that of the first winding portion 152S, second left guide plates 154L and second right guide plates 154R arranged on both sides thereof. ing. Since the diameter ratio between the first winding portion 152S and the second winding portion 154S is about 1:5.3, the rotation of the wind turbine 104 is reduced to 5.3 times. It is preferable that this reduction ratio is large, but there is a limit because the diameter of the second winding frame 154 becomes large. The second shaft 164 is arranged parallel to the wind turbine shaft 134.

次に第３巻枠156を説明する。
第３巻枠156は、第２巻枠154の回転を伝達すると共に、第４巻枠158と協働して更に減速する機能を有する。本実施例１において、第３巻枠156は第３巻付部156S、その両側に配置された第３左ガイド板156L、第３右ガイド板156Rによりリール形状に構成され、第２巻枠154と同じ第2軸164に回転自在に取り付けられ、第２巻枠154に固定され、一体回転するように構成されている。第2巻付部154Sに対し第３巻付部156Sの直径は、約４分の１である。 Next, the third reel 156 will be described.
The third reel 156 has a function of transmitting the rotation of the second reel 154 and further reducing the speed in cooperation with the fourth reel 158. In the first embodiment, the third winding frame 156 is formed in a reel shape by the third winding part 156S, the third left guide plates 156L and the third right guide plates 156R arranged on both sides thereof, and the second winding frame 154. Is rotatably attached to the same second shaft 164, is fixed to the second winding frame 154, and is configured to rotate integrally. The diameter of the third winding portion 156S is about 1/4 of the diameter of the second winding portion 154S.

次に第４巻枠158を説明する。
第４巻枠158は、第３巻枠156の回転を伝達すると共に、第３巻枠156と協働して減速する機能、及び、クランク144を回転させるための駆動力を伝達する機能を有する。本実施例１において、第４巻枠158は第４巻付部158S、その両側に配置された第４左ガイド板158L、第４右ガイド板158Rによりリール形状に構成され、左壁112L及び右壁112Rに左右端部をそれぞれ回転自在に取り付けられた第３軸168に固定されている。第３巻付部156Sと第４巻付部158Sとの直径比は約１：４であるので、第３巻枠156の回転を４分の１に減速している。したがって、風車104の回転は、21.2分の１に減速されて第3軸168に伝達される。第３軸168は風車軸134に対し平行に配置されている。 Next, the fourth reel 158 will be described.
The fourth reel 158 has a function of transmitting the rotation of the third reel 156, a function of reducing the speed in cooperation with the third reel 156, and a function of transmitting a driving force for rotating the crank 144. .. In the first embodiment, the fourth winding frame 158 is configured in a reel shape by the fourth winding portion 158S, the fourth left guide plates 158L and the fourth right guide plates 158R arranged on both sides thereof, and the left wall 112L and the right wall 112L. The left and right ends of the wall 112R are fixed to a third shaft 168 that is rotatably attached. Since the diameter ratio between the third winding portion 156S and the fourth winding portion 158S is about 1:4, the rotation of the third winding frame 156 is decelerated to 1/4. Therefore, the rotation of the wind turbine 104 is decelerated by 21.2 and transmitted to the third shaft 168. The third shaft 168 is arranged parallel to the wind turbine shaft 134.

次に第1ベルト160を説明する。
第1ベルト160は、第1巻枠152の回転を直線運動によって第2巻枠154の回転運動として伝達する機能を有し、本実施例１においては、所定の幅を有する紙テープによって構成され、その一端部は第1巻付部152S、他端部は第2巻付部154Sに固定されている。なお、始動に際しては、第2巻枠154が十分な回転量を確保できるように、第1ベルト160を第2巻枠154に巻き込んでおく。 Next, the first belt 160 will be described.
The first belt 160 has a function of transmitting the rotation of the first winding frame 152 as a rotational movement of the second winding frame 154 by a linear movement, and in the first embodiment, it is configured by a paper tape having a predetermined width, One end thereof is fixed to the first winding portion 152S and the other end is fixed to the second winding portion 154S. At the time of starting, the first belt 160 is wound around the second winding frame 154 so that the second winding frame 154 can secure a sufficient rotation amount.

次に第2ベルト162を説明する。
第2ベルト162は、第３巻枠156の回転を直線運動によって第4巻枠158の回転運動として伝達する機能を有し、本実施例１においては、所定の幅を有する紙テープによって構成され、その端部は、第3巻付部156S及び第4巻付部158Sに固定されている。なお、始動に際しては、第4巻枠158が十分な回転量を確保できるように、第２ベルト162を第4巻枠158に巻き込んでおく。 Next, the second belt 162 will be described.
The second belt 162 has a function of transmitting the rotation of the third winding frame 156 as a rotational movement of the fourth winding frame 158 by a linear motion, and in the first embodiment, is configured by a paper tape having a predetermined width, The ends are fixed to the third winding part 156S and the fourth winding part 158S. At the time of starting, the second belt 162 is wound around the fourth winding frame 158 so that the fourth winding frame 158 can secure a sufficient rotation amount.

次にクランク144を説明する。
クランク144は、減速手段142の回転動を直線運動に変換し、舵手段108を駆動する機能を有し、本実施例１においては、左壁112Lと右壁112Rとによって両端部を回転自在に支持され、水平に固定配置された第３軸168の端部にその軸線と直交を成すように固定された左円盤172L及び右円盤172R、及び、それらの偏心位置に突出された左クランクピン174L、右クランクピン174Rによって構成されている。これら左クランクピン174L、右クランクピン174Rは、第３軸168の回転軸線に対して点対称になるよう配置され、舵手段108に対し連動手段146によって連動可能に接続されている。模型飛行機100が直線飛行をする場合、すなわち、方向舵126が垂直尾翼122に対し変位せず、垂直尾翼122と共に垂立する一枚の板状の中立位置を呈している場合、図４に示すように、左クランクピン174Lは下死点位置にあり、右クランクピン174Rは上死点位置に設定される。 Next, the crank 144 will be described.
The crank 144 has a function of converting the rotational movement of the speed reducing means 142 into a linear movement and driving the rudder means 108. In the first embodiment, the left wall 112L and the right wall 112R make both ends rotatable. A left disk 172L and a right disk 172R fixed to the end of the third shaft 168 which is supported and fixed horizontally so as to be orthogonal to the axis of the third shaft 168, and a left crank pin 174L protruding to the eccentric position. , The right crank pin 174R. The left crank pin 174L and the right crank pin 174R are arranged in point symmetry with respect to the rotation axis of the third shaft 168, and are connected to the rudder means 108 by the interlocking means 146 so that they can be interlocked. When the model airplane 100 flies in a straight line, that is, when the rudder 126 does not displace with respect to the vertical tail 122 and assumes a plate-like neutral position that stands upright with the vertical tail 122, as shown in FIG. The left crank pin 174L is set to the bottom dead center position, and the right crank pin 174R is set to the top dead center position.

次に連動手段146を説明する。
連動手段146は、クランクピン174と舵手段108とを連動可能に連結する機能を有し、本実施例１においては、胴体後部112Bの左右に配置された左連動手段146L及び、右連動手段146Rによって構成されている。左連動手段146L及び、右連動手段146Rは左右非対象の動きをするが、構成は同一であるので、左連動手段146Lを代表して説明する。左連動手段146Lは、矩形板状の左端部部材178L、同様に矩形板状の左クランクピン取付板180L、及び、左紐体182Lによって構成されている。左クランクピン取付板180Lは、左クランクピン174Lに対し回転可能に取り付けられている。左端部部材178Lは、左クランクピン取付板180Lに対し、その長手方向における取付位置を調整可能に取り付けられている。これにより、左連動手段146Lの長さを調整可能にしている。左紐体182Lの一端は左端部部材178Lに連結され、他端は舵手段108に連結されている。したがって、左クランクピン174Lが下死点にある場合、右クランクピン174Rは上死点にあり、それらと方向舵126とを連結する左連動手段146L及び右連動手段146Rによって、方向舵126は中立位置（垂直尾翼122と方向舵126とが一枚の平板状になる位置）に保持される。クランク144が図４において時計方向へ回転すると、左クランクピン174Lは左連動手段146Lを引き、右クランクピン174Rは右連動手段146Rを送り出すので、方向舵126は方向舵軸128を中心に図９において時計方向へ所定角度変位される。逆に、左クランクピン174Lが上死点から時計方向へ回動する場合、左クランクピン174Lは左連動手段146Lを送り出し、右クランクピン174Rは下死点から上死点へ向かうので、右連動手段146Rを引き、方向舵126は方向舵軸128を中心に反時計方向へ所定角度変位される。方向舵126の変位（回動）量は、左クランクピン174Lの偏心量、又は、後述の左受動杆184Lへの左連動手段146Lの取り付け位置によって変更することができる。なお、連動手段146は、実施例１においては左右に配置することにより、方向舵126を時計方向又は反時計方向へ変位させる場合にも、引っ張り力によって変位させるようにしたが、何れか一方のみとし、他方をスプリング等の弾性手段によって引っ張るようにしても良い。 Next, the interlocking means 146 will be described.
The interlocking means 146 has a function of interlockingly connecting the crank pin 174 and the rudder means 108, and in the first embodiment, the left interlocking means 146L and the right interlocking means 146R arranged on the left and right of the body rear portion 112B. It is composed by. The left interlocking means 146L and the right interlocking means 146R make asymmetrical left and right movements, but since they have the same configuration, the left interlocking means 146L will be described as a representative. The left interlocking means 146L is constituted by a rectangular plate-shaped left end member 178L, a rectangular plate-shaped left crank pin mounting plate 180L, and a left cord 182L. The left crank pin attachment plate 180L is rotatably attached to the left crank pin 174L. The left end member 178L is attached to the left crank pin attachment plate 180L so that its attachment position in the longitudinal direction can be adjusted. Thereby, the length of the left interlocking means 146L can be adjusted. One end of the left string 182L is connected to the left end member 178L and the other end is connected to the rudder means 108. Therefore, when the left crank pin 174L is at the bottom dead center, the right crank pin 174R is at the top dead center, and the left interlocking means 146L and the right interlocking means 146R connecting them to the rudder 126 cause the rudder 126 to move to the neutral position ( The vertical stabilizer 122 and the rudder 126 are held in a single flat plate shape). When the crank 144 rotates in the clockwise direction in FIG. 4, the left crank pin 174L pulls the left interlocking means 146L and the right crank pin 174R sends out the right interlocking means 146R, so that the rudder 126 rotates around the rudder shaft 128 in FIG. Is displaced by a predetermined angle in the direction. On the contrary, when the left crank pin 174L rotates clockwise from the top dead center, the left crank pin 174L sends out the left interlocking means 146L, and the right crank pin 174R moves from the bottom dead center to the top dead center. By pulling the means 146R, the rudder 126 is displaced counterclockwise by a predetermined angle about the rudder axle 128. The displacement (rotation) amount of the rudder 126 can be changed by the eccentric amount of the left crank pin 174L or the mounting position of the left interlocking means 146L to the left passive rod 184L described later. In the first embodiment, the interlocking means 146 is arranged on the left and right sides so that the rudder 126 is displaced by the pulling force even when the rudder 126 is displaced clockwise or counterclockwise, but only one of them is arranged. Alternatively, the other may be pulled by elastic means such as a spring.

次ぎに舵手段108を主に図８及び図９を参照して説明する。
舵手段108は模型飛行機100の進行（飛行）方向を変更する機能を有し、本実施例１においては、方向舵126である。しかし、舵手段108は上下方向に進行方向を変更する昇降舵124であってもよい。本実施例１において、方向舵126は垂直尾翼122の後端部において、垂立する方向舵軸128を支点に左右に回動（変位）される矩形の板状体である。本実施例１において、方向舵126における下部側面から左側に水平に突出する左受動杆184L、右側に水平に突出する右受動杆184Rが設けられ、これら左受動杆184L、右受動杆184Rに対し左連動手段146L、右連動手段146Rの一端が方向舵126を挟んだ等距離位置に連結されている。 Next, the rudder means 108 will be described mainly with reference to FIGS. 8 and 9.
The rudder means 108 has a function of changing the traveling (flying) direction of the model airplane 100, and is the rudder 126 in the first embodiment. However, the rudder means 108 may be the elevator 124 that changes the traveling direction in the vertical direction. In the first embodiment, the rudder 126 is a rectangular plate-shaped body that is rotated (displaced) to the left and right around the upright rudder shaft 128 as a fulcrum at the rear end portion of the vertical tail 122. In the first embodiment, a left passive rod 184L that horizontally projects from the lower side surface of the rudder 126 to the left side and a right passive rod 184R that horizontally projects to the right side are provided, and the left passive rod 184L and the right passive rod 184R are left. One ends of the interlocking means 146L and the right interlocking means 146R are connected to equidistant positions with the rudder 126 interposed therebetween.

次に、舵ロック手段186を説明する。
舵ロック手段186は、舵手段108をロックする機能を有し、実施例１においては、方向舵126の移動を制限する方向舵ロック手段186Lである。風車104の回転運動から得られる駆動力が限られるため、所定位置まで移動させた状態を継続する場合に設置される。本実施例１においては、胴体112に対し左側に配置された左水平尾翼118Lの後端から後方へ延在する柔軟性を有する支持棒186B、支持棒186Bの先端に形成された三角形の規制カム186C、及び、右受動杆184Rの先端に形成された鎌状の係止カム186Dによって構成されている。規制カム186Cの後向斜面186Rと、係止カム186Dの前向斜面186Fとが接触している場合、方向舵126は、垂直尾翼122と共に一枚の平板状になる。換言すれば、方向舵126は垂直尾翼122に対し変位していない状態に維持され、模型飛行機100は直進する。方向舵126が左連動手段146Lによって引っ張られた場合、係止カム186Dの押動力によって、規制カム186Cを押動することで支持棒186Bが撓むため、係止カム186Dは規制カム186Cを押しやって前向斜面状の戻り防止カム186M側へ通過する。これによって、規制カム186Cは支持棒186Bの弾発力によって元の位置へ戻るため、係止カム186Dの阻止カム186Eが規制カム186Cの戻り防止カム186Mに係止されて元の位置に戻ることが出来なくなる。換言すれば、方向舵126が垂直尾翼122に対して斜めに変位した状態において保持されることから、模型飛行機100は左方向へ進行方向が変えられる。なお、舵ロック手段186は、必要に応じ、装着しないこともできる。 Next, the rudder locking means 186 will be described.
The rudder lock means 186 has a function of locking the rudder means 108, and is the rudder lock means 186L that limits the movement of the rudder 126 in the first embodiment. Since the driving force obtained from the rotational movement of the wind turbine 104 is limited, it is installed when the state of being moved to a predetermined position is continued. In the first embodiment, a flexible support rod 186B extending rearward from the rear end of the left horizontal stabilizer 118L disposed on the left side of the body 112, and a triangular regulation cam formed at the tip of the support rod 186B. 186C and a sickle-shaped locking cam 186D formed at the tip of the right passive rod 184R. When the rearward slope 186R of the restriction cam 186C and the frontward slope 186F of the locking cam 186D are in contact with each other, the rudder 126 becomes a single flat plate shape together with the vertical tail 122. In other words, the rudder 126 is maintained in a state where it is not displaced with respect to the vertical tail 122, and the model airplane 100 goes straight. When the rudder 126 is pulled by the left interlocking device 146L, the support cam 186B is bent by pushing the restriction cam 186C by the pushing force of the locking cam 186D, so that the locking cam 186D pushes the restriction cam 186C. It passes to the front sloped return prevention cam 186M side. As a result, the restriction cam 186C returns to its original position by the elastic force of the support rod 186B, so that the blocking cam 186E of the locking cam 186D is locked by the return prevention cam 186M of the restriction cam 186C and returns to its original position. Can not be done. In other words, since the rudder 126 is held in a state in which the rudder 126 is obliquely displaced with respect to the vertical stabilizer 122, the traveling direction of the model airplane 100 is changed to the left. The rudder locking means 186 can be omitted if necessary.

次ぎに実施例１の作用を説明する。なお、本説明においては、風のない空間、例えば体育館内においての飛行を想定している。また、本実施例１は、模型飛行機100が最初に直線飛行し、その後左旋回するように飛行方向を制御する例である。したがって、模型飛行機100を飛行させるに先立って、規制カム186Cの後向斜面186Rと係止カム186Dの前向斜面186Fとを接触させた状態にする。換言すれば、方向舵126が垂直尾翼122に対して一枚板状になった位置に保持される。この状態で、第2ベルト162を第4巻枠158に巻き込んで第2ベルト162の一端が第3巻枠156の周面に固定された状態とする。これにより、第2巻枠154も第1ベルト160を巻き込み、第1ベルト160の一端が第1巻枠152に連なる状態にする。これにより、飛行準備が整った状態になる。 Next, the operation of the first embodiment will be described. In this description, flight in a windless space, for example, a gymnasium is assumed. In addition, the first embodiment is an example in which the flight direction is controlled so that the model airplane 100 first makes a straight flight and then turns left. Therefore, before flying the model airplane 100, the rearward slope 186R of the restriction cam 186C and the frontward slope 186F of the locking cam 186D are brought into contact with each other. In other words, the rudder 126 is held in a single plate-like position with respect to the vertical tail 122. In this state, the second belt 162 is wound around the fourth winding frame 158 so that one end of the second belt 162 is fixed to the peripheral surface of the third winding frame 156. As a result, the second winding frame 154 also winds up the first belt 160, and one end of the first belt 160 is connected to the first winding frame 152. This prepares for flight.

次に、当該模型飛行機100を手投げ又は射出機によって、空中へ勢いよく放出する。
模型飛行機100が放出されると、周囲の空気との相対速度差によって、主翼114に揚力が発生し、直線的に飛行する。この飛行によって、風車104の風受羽根136A、136B、136Cの何れかを空気流が押し、風受羽根136A、136B、136Cは順次当該空気流によって押動され、風車104は風車軸134周りに時計方向（図４）に回転される。風車104の回転によって、第1巻枠152も同方向に回転されるので、第1ベルト160の端部が第1巻付部152Sに巻き込まれる。これに連動して第2巻枠154、及び、第3巻枠156も同方向へ回転される。第3巻枠156の回転によって、第2ベルト162が第3巻付部156Sに巻き込まれるので、第4巻枠158も同方向へ回転される。 Next, the model airplane 100 is vigorously discharged into the air by hand throwing or an ejector.
When the model airplane 100 is released, a lift force is generated on the main wing 114 due to the relative speed difference with the surrounding air, and the model airplane 100 flies linearly. By this flight, the air flow pushes any one of the wind receiving blades 136A, 136B, 136C of the wind turbine 104, the wind receiving blades 136A, 136B, 136C are sequentially pushed by the air flow, and the wind turbine 104 moves around the wind turbine shaft 134. It is rotated clockwise (Fig. 4). The rotation of the wind turbine 104 also rotates the first winding frame 152 in the same direction, so that the end portion of the first belt 160 is wound around the first winding portion 152S. In conjunction with this, the second reel 154 and the third reel 156 are also rotated in the same direction. By the rotation of the third winding frame 156, the second belt 162 is wound around the third winding portion 156S, so that the fourth winding frame 158 is also rotated in the same direction.

これにより、第３軸168が時計方向へ回転されるので、その両端部に固定されている左円盤172L及び右円盤172Rも同方向へ回転される。
左円盤172L及び右円盤172Rの回転によって、左クランクピン174Lは機体102の前方側へ、右クランクピン174Rは機体102の後方へ回転しつつ移動する。これによって、右連動手段146Rは右方へ、左連動手段146Lは左方へ移動されるので、右受動杆184R及び左受動杆184Lを介して方向舵126は方向舵軸128周りを、図９において時計方向に回動される。これにより、係止カム186Dの前向斜面186Fが規制カム186Cの後向斜面186Rを押動し、支持棒186Bを撓ませて戻り防止カム186M側へ移動されるので、方向舵126が元の位置へ戻ろうとしても係止カム186Dの戻り防止カム186Mが係止カム186Dの阻止カム186Eによって移動が規制され、方向舵126は当該変位された位置において保持される。これにより、方向舵126が飛行方向に対して左側に傾斜した位置を保持されるので、模型飛行機100は左方向に旋回する。 As a result, the third shaft 168 is rotated in the clockwise direction, so that the left disk 172L and the right disk 172R fixed to both ends thereof are also rotated in the same direction.
As the left disk 172L and the right disk 172R rotate, the left crank pin 174L moves to the front side of the machine body 102 and the right crank pin 174R rotates to the rear side of the machine body 102 while rotating. As a result, the right interlocking means 146R is moved to the right side and the left interlocking means 146L is moved to the left side, so that the rudder 126 moves around the rudder axis 128 via the right passive rod 184R and the left passive rod 184L, and in FIG. Is rotated in the direction. As a result, the forward slope 186F of the locking cam 186D pushes the rearward slope 186R of the restriction cam 186C, bends the support rod 186B, and moves to the return prevention cam 186M side. Even if the locking cam 186D tries to return, the movement of the return prevention cam 186M of the locking cam 186D is restricted by the blocking cam 186E of the locking cam 186D, and the rudder 126 is held at the displaced position. As a result, since the rudder 126 is held at the position inclined to the left with respect to the flight direction, the model airplane 100 turns to the left.

次に実施例２を図10及び図11を参照しつつ説明する。
実施例２は、実施例１に対し、舵駆動手段106の構造が異なるが、実施例１と同一部分については同一符号を付して説明を省略し、異なる構成を説明する。
実施例１においては、第3軸168によってクランク144を回転させたが、本実施例２においては、第3軸168によって方向舵カム192を回転させる。そして、この方向舵カム192の回転位相変化を舵手段108に伝達し、進行方向を変更する構造になっている。したがって、実施例２において、舵駆動手段106は、方向舵カム192及び揺動レバー194によって構成されている。 Second Embodiment Next, a second embodiment will be described with reference to FIGS.
The second embodiment is different from the first embodiment in the structure of the rudder driving means 106, but the same parts as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals and the description thereof will be omitted, and a different configuration will be described.
In the first embodiment, the crank 144 is rotated by the third shaft 168, but in the second embodiment, the rudder cam 192 is rotated by the third shaft 168. Then, the change in the rotational phase of the rudder cam 192 is transmitted to the rudder means 108 to change the traveling direction. Therefore, in the second embodiment, the rudder driving means 106 is composed of the rudder cam 192 and the swing lever 194.

まず方向舵カム192を説明する。
方向舵カム192は、揺動レバー194と協働して減速手段142の回転動を揺動運動に変換する機能を有し、本実施例２においては、第4巻枠158が固定された第３軸168の両端部に互いに反対位相において固定された卵形の方向舵右カム192R、及び、方向舵左カム192Lである。しかしながら、卵形のカムに代えて、偏心カムを用いることができる。また、カムは右又は左側の一方に配置し、一方のカムをスプリング等の弾性手段に代えることもできる。 First, the rudder cam 192 will be described.
The rudder cam 192 has a function of converting the rotational movement of the reduction gear 142 into a swinging movement in cooperation with the swinging lever 194, and in the second embodiment, the third winding frame 158 to which the fourth winding frame 158 is fixed is fixed. An egg-shaped rudder right cam 192R and a rudder left cam 192L fixed to opposite ends of the shaft 168 in opposite phases. However, an eccentric cam can be used instead of the oval cam. Further, the cam may be arranged on one of the right side and the left side, and one of the cams may be replaced with an elastic means such as a spring.

次に揺動レバー194を説明する。
揺動レバー194は、方向舵カム192の外縁位置の変化を検出する機能を有し、本実施例２においては、胴体後部112Bから上向きに突出する支軸196に中間部を回動自在に支持されたコ字型のレバーである。コ字型の右側突出部の右先端194Rは、方向舵右カム192Rの周面に接触させられ、左側突出部の左先端194Lは、方向舵左カム192Lの周面に接触させられる。方向舵右カム192Rと方向舵左カム192Lとは、反対位相で回動されるカムであるので、右先端194Rが方向舵右カム192Rの短径部と接触し、左先端194Lは方向舵左カム192Lの長径部と接触している場合には、揺動レバー194は図11において、中立位置よりも反時計方向に回動された姿勢になり（図11実線示）、右先端194Rが方向舵右カム192Rの長径部と接触し、左先端194Lは方向舵左カム192Lの短径部と接触している場合には、揺動レバー194は中立位置よりも時計方向に回動された姿勢になり、それぞれ中間位置にある場合、中立位置（図11鎖線示）に移動される。揺動レバー194の右先端194Rと右受動杆184Rとは、右連動手段146Rによって接続され、揺動レバー194の左先端194Lと左受動杆184Lとは左連動手段146Lによって接続されている。 Next, the swing lever 194 will be described.
The swing lever 194 has a function of detecting a change in the outer edge position of the rudder cam 192, and in the second embodiment, the middle portion is rotatably supported by the support shaft 196 protruding upward from the body rear portion 112B. It is a U-shaped lever. The right tip 194R of the U-shaped right protrusion is brought into contact with the peripheral surface of the rudder right cam 192R, and the left tip 194L of the left protrusion is brought into contact with the peripheral surface of the rudder left cam 192L. Since the rudder right cam 192R and the rudder left cam 192L are cams that are rotated in opposite phases, the right tip 194R contacts the short diameter part of the rudder right cam 192R, and the left tip 194L is the long diameter of the rudder left cam 192L. 11, the swing lever 194 is in a posture rotated counterclockwise from the neutral position in FIG. 11 (shown by the solid line in FIG. 11), and the right end 194R of the rudder right cam 192R. When the left tip 194L is in contact with the long diameter part and the left tip 194L is in contact with the short diameter part of the rudder left cam 192L, the rocking lever 194 is in a posture rotated clockwise from the neutral position, and each of them is in the intermediate position. If it is in, it is moved to the neutral position (shown by the chain line in Figure 11). The right tip 194R of the swing lever 194 and the right passive rod 184R are connected by the right interlocking means 146R, and the left tip 194L of the swing lever 194 and the left passive rod 184L are connected by the left interlocking means 146L.

次に実施例２の作用を説明する。
実施例１と同様に、模型飛行機100の飛行による第３軸168の回転と共に、方向舵右カム192R及び方向舵左カム192Lも同方向に回動される。これにより、揺動レバー194が図11において左右に揺動される。揺動レバー194が時計方向に回動される場合、左連動手段146Lによって左受動杆184Lが牽引され、この牽引と連動して右連動手段146Rが緩められ、右受動杆184Rが時計方向に回動されるので、方向舵126が平面視時計方向に方向舵軸128を支点として回動される。一方、方向舵右カム192R及び方向舵左カム192Lが逆位相になった場合、前述と反対の動きをして方向舵126が平面視反時計方向に方向舵軸128を支点として回動される。したがって、方向舵126の回動によって、水平方向である平面視左右方向の飛行方向変更を行うことができる。 Next, the operation of the second embodiment will be described.
Similar to the first embodiment, the right rudder cam 192R and the left rudder cam 192L are rotated in the same direction as the third shaft 168 is rotated by the flight of the model airplane 100. As a result, the swing lever 194 is swung left and right in FIG. When the swing lever 194 is rotated clockwise, the left interlocking means 146L pulls the left passive rod 184L, the right interlocking means 146R is loosened in conjunction with this pulling, and the right passive rod 184R rotates clockwise. Since the rudder 126 is moved, the rudder 126 is rotated clockwise in plan view with the rudder shaft 128 as a fulcrum. On the other hand, when the right rudder cam 192R and the left rudder cam 192L are in opposite phases, the rudder 126 is rotated counterclockwise in plan view with the rudder shaft 128 as a fulcrum by performing a movement opposite to the above. Therefore, by rotating the rudder 126, it is possible to change the flight direction in the horizontal direction, which is the horizontal direction.

次に実施例３を図１２〜図１４を参照しつつ説明する。
実施例３は、実施例１に対し、風車104、減速手段142、及び、舵手段108が異なる。換言すれば、実施例３は実施例１及び２と基本的技術思想は一致するが、実施例１及び２とは全く異なる実施例である。
実施例３において、風車104、減速手段142、及び、舵駆動手段106は、断面チャンネル型のフレーム202に取り付けられている。このフレーム202は、胴体後部112Bであって、左右の水平尾翼118の間に固定される。 Next, a third embodiment will be described with reference to FIGS.
The third embodiment differs from the first embodiment in the wind turbine 104, the speed reduction means 142, and the rudder means 108. In other words, the third embodiment has the same basic technical idea as the first and second embodiments, but is a completely different embodiment from the first and second embodiments.
In the third embodiment, the wind turbine 104, the speed reducing means 142, and the rudder driving means 106 are attached to the frame 202 having a channel-shaped cross section. The frame 202 is the fuselage rear part 112B and is fixed between the left and right horizontal stabilizers 118.

次に風車104を説明する。
実施例３の風車104は、フレーム202に水平に、かつ、回転自在に支持された第1回転軸204の周りに所定直径の円柱部206が形成され、当該円柱部206に対して放射状に矩形平板状の風受板208が放射状に複数枚固定された、解放周流水車型風車212である。 Next, the wind turbine 104 will be described.
In the wind turbine 104 of the third embodiment, a columnar portion 206 having a predetermined diameter is formed around a first rotating shaft 204 which is horizontally and rotatably supported by a frame 202, and is rectangular with respect to the columnar portion 206 in a radial pattern. It is an open circumferential flow turbine type wind turbine 212 in which a plurality of flat wind receiving plates 208 are radially fixed.

次に減速手段142を説明する。
実施例３の減速手段142は、ギヤ式減速機210である。具体的には、風車104の回転軸である第1回転軸204のフレーム202から突出する先端に固定された小径の第1ピニオンギヤ214、当該第1ピニオンギヤ214に噛み合い、第2回転軸216に固定された第1大径ギヤ218、第2回転軸216に固定され、フレーム202内に配置された第2ピニオンギヤ222、当該第2ピニオンギヤ222に噛み合い、第3回転軸224に固定された第3大径ギヤ238によって構成されている。減速手段142をギヤ式減速機210にした場合、実施例１におけるプーリ方式よりも大きな減速比を採用できるので、空気流速が遅い場合、換言すれば、飛行速度が低い場合に有効である。 Next, the speed reduction means 142 will be described.
The speed reducer 142 of the third embodiment is the gear type speed reducer 210. Specifically, a small diameter first pinion gear 214 fixed to the tip protruding from the frame 202 of the first rotating shaft 204, which is the rotating shaft of the wind turbine 104, meshes with the first pinion gear 214 and is fixed to the second rotating shaft 216. The first large diameter gear 218 fixed to the second rotating shaft 216, the second pinion gear 222 arranged in the frame 202, the third pinion gear 222 meshed with the second pinion gear 222 and fixed to the third rotating shaft 224. It is composed of a radial gear 238. When the speed reducer 142 is the gear type speed reducer 210, a speed reduction ratio larger than that of the pulley system in the first embodiment can be adopted, so that it is effective when the air velocity is low, in other words, when the flight speed is low.

次に実施例３における舵手段108を説明する。
実施例3における舵手段108は、昇降舵124である。昇降舵124は水平尾翼118の後端部に配置されている。具体的には、左水平尾翼118Lの後端部に配置された左昇降舵124L、右水平尾翼118Rの後端部に配置された右昇降舵124Rによって構成され、それら左昇降舵124L及び右昇降舵124Rは、前端部の右支軸196R、又は、左支軸196Lに対しピボット運動可能に取り付けられ、通常はそれぞれ左水平尾翼118L、又は、右水平尾翼118Rと一体の平板状になる中立位置を呈しているが、模型飛行機100の方向を変える場合、左支軸196L及び右支軸196Rに対し回動（変位）され、左水平尾翼118L又は右水平尾翼118Rから斜めに突出するように移動される。左昇降舵124L及び、右昇降舵124Rを同位相で後方へ向かって下向きに変位させた場合、模型飛行機100は水平面に対して下向きに進行方向を変えられ、逆に上向きに変位させた場合、模型飛行機100は水平面に対して上向きに進行方向を変えられる。 Next, the rudder means 108 in the third embodiment will be described.
The rudder means 108 in the third embodiment is the elevator 124. The elevator 124 is arranged at the rear end of the horizontal stabilizer 118. Specifically, the left elevator 124L is arranged at the rear end of the left horizontal stabilizer 118L, and the right elevator 124R is arranged at the rear end of the right horizontal stabilizer 118R. The rudder 124R is pivotally attached to the right support shaft 196R or the left support shaft 196L at the front end, and is normally in a flat plate-like neutral position with the left horizontal stabilizer 118L or the right horizontal stabilizer 118R, respectively. However, when changing the direction of the model airplane 100, the model airplane 100 is rotated (displaced) with respect to the left support shaft 196L and the right support shaft 196R and moved so as to project obliquely from the left horizontal stabilizer 118L or the right horizontal stabilizer 118R. To be done. When the left elevator 124L and the right elevator 124R are displaced downward in the same phase toward the rear, the model aircraft 100 can change its traveling direction downward with respect to the horizontal plane, and when displaced upward, on the contrary, The model airplane 100 can change its traveling direction upward with respect to the horizontal plane.

次に舵駆動手段106を説明する。
実施例３の舵駆動手段106は、第3回転軸224に固定した操舵カム232である。実施例３においては、左昇降舵124L及び、右昇降舵124Rを同位相で変位させるため、それらの上側に位置する第3回転軸224の左右端部にそれぞれ左操舵カム232L、右操舵カム232Rが固定されている。左操舵カム232L、右操舵カム232Rは一部に長径部232Pを設けた卵形操舵カム232E、又は、偏心カムを採用することができるが、本実施例３においては、卵形操舵カム232Eを採用している。本実施例３においては、左操舵カム232L、右操舵カム232Rが所定角度回動された場合、長径部232Pがそれぞれ左昇降舵124L又は、右昇降舵124Rに接触して押し下げることができる。左昇降舵124L及び、右昇降舵124Rを押し下げられた模型飛行機100は、下向きに飛行方向が変更される。なお、模型飛行機100の飛行方向を上向きに変更させたい場合、左操舵カム232L、及び、右操舵カム232Rをそれぞれ左昇降舵124L、又は、右昇降舵124Rの下方に配置し、それら左昇降舵124L、及び、右昇降舵124Rが押し上げられるようにする。なお、左昇降舵124L及び、右昇降舵124Rは、長径部232Pによって押動されない場合、自己復元力又は外部からの付勢力を受けて、中立位置に戻される。 Next, the rudder driving means 106 will be described.
The rudder driving means 106 of the third embodiment is a steering cam 232 fixed to the third rotating shaft 224. In the third embodiment, since the left elevator 124L and the right elevator 124R are displaced in the same phase, the left steering cam 232L and the right steering cam 232R are respectively provided at the left and right ends of the third rotary shaft 224 located above them. Is fixed. The left steering cam 232L and the right steering cam 232R may be egg-shaped steering cams 232E partially provided with a long diameter portion 232P or eccentric cams. In the third embodiment, the egg-shaped steering cam 232E is used. It is adopted. In the third embodiment, when the left steering cam 232L and the right steering cam 232R are rotated by a predetermined angle, the long diameter portion 232P can contact and push down the left elevator 124L or the right elevator 124R, respectively. The model airplane 100 having the left elevator 124L and the right elevator 124R pushed down has its flight direction changed downward. When it is desired to change the flight direction of the model airplane 100 to the upward direction, the left steering cam 232L and the right steering cam 232R are arranged below the left elevator 124L or the right elevator 124R, respectively, and the left elevator 124L and right elevator 124R are pushed up. When the left elevator 124L and the right elevator 124R are not pushed by the long diameter portion 232P, they are returned to the neutral position by receiving a self-restoring force or a biasing force from the outside.

次に実施例３の作用を説明する。
模型飛行機100が飛行すると、相対的な空気の流れが風受板208を押動するので、風車104は図12において時計方向に回転され、第1回転軸204を介して第1ピニオンギヤ214が同方向に回転される。この回転によって第1大径ギヤ218が反時計方向に回転されるので、第2回転軸216を介して第2ピニオンギヤ222も同方向へ回転される。第2ピニオンギヤ222の反時計方向への回転によって、これと噛み合っている第２大径ギヤ226が時計方向に回動されるので第3回転軸224が減速されて同方向へ回動される。第3回転軸224の回転によって左操舵カム232L、及び、右操舵カム232Rが時計方向に回動され、長径部232Pがそれぞれ左昇降舵124L、又は、右昇降舵124Rに接触して押し下げる。左昇降舵124L、及び、右昇降舵124Rを押し下げられた模型飛行機100は、下向きに飛行方向が変更される。 Next, the operation of the third embodiment will be described.
When the model airplane 100 flies, the relative air flow pushes the wind receiving plate 208, so that the wind turbine 104 is rotated clockwise in FIG. 12, and the first pinion gear 214 is rotated via the first rotating shaft 204. Is rotated in the direction. This rotation causes the first large-diameter gear 218 to rotate in the counterclockwise direction, so that the second pinion gear 222 also rotates in the same direction via the second rotation shaft 216. By the counterclockwise rotation of the second pinion gear 222, the second large diameter gear 226 meshing with the second pinion gear 222 is rotated clockwise, so that the third rotation shaft 224 is decelerated and rotated in the same direction. The left steering cam 232L and the right steering cam 232R are rotated clockwise by the rotation of the third rotation shaft 224, and the long diameter portion 232P contacts and pushes down the left elevator 124L and the right elevator 124R, respectively. The flight direction of the model airplane 100 in which the left elevator 124L and the right elevator 124R are pushed down is changed downward.

次に実施例４を図１３を参照して説明する。
実施例４は、解放周流水車型風車212及びギヤ式減速機210を使用する構成は実施例３と同一であるが、それらの配置位置が胴体前部112Fである構成、及び、実施例４よりも小型の風車104を使う場合に適した構成の例である。
実施例３と同一機能部には同一符号を付し、異なる構造を説明する。
なお、フレーム202は胴体前部112Fの機首部分に配置されるため、先尖り上の先端部112Tに形成されている構成以外は実施例３と同一構成なので、実施例３と同一の構造部には同一符号付し、異なる構成を説明する。 Next, a fourth embodiment will be described with reference to FIG.
The fourth embodiment has the same configuration as that of the third embodiment except that the open circumferential water turbine type wind turbine 212 and the gear type speed reducer 210 are used, but the arrangement position thereof is the fuselage front part 112F, and from the fourth embodiment. Is an example of a configuration suitable for using a small wind turbine 104.
The same functions as those in the third embodiment are designated by the same reference numerals, and different structures will be described.
Since the frame 202 is arranged at the nose portion of the fuselage front part 112F, it has the same structure as that of the third embodiment except for the structure formed at the tip 112T on the pointed tip. Are denoted by the same reference numerals, and different configurations will be described.

第3回転軸224には小径の第3ピニオンギヤ234が固定され、フレーム202に回転自在に水平に取り付けられた第4回転軸236に固定された第3大径ギヤ238と噛み合っている。第3回転軸224の両端部には、実施例１において説明した左クランク144L、及び、右クランク144Rがそれぞれ固定されている。左クランク144L、及び、右クランク144Rには、図示は省略するが実施例１と同様に左連動手段146L、右連動手段146Rがそれぞれ接続されている。したがって、風車104が回転されることにより、ギヤ式減速機210を介して左クランク144L、及び、右クランク144Rが回動され、実施例１と同様に方向舵126が変位されて模型飛行機100の飛行方向が変更される。実施例３においては、２段階の減速機構であったが、本実施例４においては３段階の減速機構になっているため、飛行速度がより一層遅い場合であても、模型飛行機100の飛行方向を変更できる利点がある。 A small diameter third pinion gear 234 is fixed to the third rotating shaft 224, and meshes with a third large diameter gear 238 fixed to a fourth rotating shaft 236 rotatably and horizontally attached to the frame 202. The left crank 144L and the right crank 144R described in the first embodiment are fixed to both ends of the third rotation shaft 224, respectively. Although not shown, left interlocking means 146L and right interlocking means 146R are connected to the left crank 144L and the right crank 144R, respectively, as in the first embodiment. Therefore, when the wind turbine 104 is rotated, the left crank 144L and the right crank 144R are rotated via the gear type speed reducer 210, and the rudder 126 is displaced in the same manner as in the first embodiment to fly the model airplane 100. The direction is changed. In the third embodiment, the speed reduction mechanism has two stages, but in the fourth embodiment, since the speed reduction mechanism has three stages, the flight direction of the model airplane 100 is reduced even if the flight speed is slower. There is an advantage that can be changed.

実施例４の作用を説明する。実施例３と同一の作用は説明を省略し、異なる作用を説明する。第3回転軸224の回転によって、第3ピニオンギヤ234が回転され、これと噛み合っている第3大径ギヤ238が反時計方向に回転され、第4回転軸236も同方向に回転される。第4回転軸236の反時計方向への回転によって、右クランク144R及び左クランク144Lも同様に回転される。これ以降は、実施例１と同一の作用である。 The operation of the fourth embodiment will be described. Description of the same operation as that of the third embodiment will be omitted, and a different operation will be described. Due to the rotation of the third rotation shaft 224, the third pinion gear 234 is rotated, the third large diameter gear 238 meshing therewith is rotated counterclockwise, and the fourth rotation shaft 236 is also rotated in the same direction. The right crank 144R and the left crank 144L are similarly rotated by the counterclockwise rotation of the fourth rotation shaft 236. The subsequent operation is the same as that of the first embodiment.

実施例１、２及び４においては、方向舵126を変位させて模型飛行機100を左右方向にその進行方向を変え、実施例３においては昇降舵124を変位させて模型飛行機100を上下方向にその進行方向を変えるようにした例を説明したが、これらを適宜組み合わせて左右方向及び上下方向に飛行方向を変更することができる。 In the first, second, and fourth embodiments, the rudder 126 is displaced to change the traveling direction of the model aircraft 100 in the left-right direction, and in the third embodiment, the elevator 124 is displaced to advance the model aircraft 100 in the up-down direction. Although the example in which the direction is changed has been described, the flight direction can be changed to the left-right direction and the vertical direction by appropriately combining these.

100 模型飛行機
102 機体
104 風車
106 舵駆動手段
108 舵手段
112 胴体
114 主翼
124 昇降舵
126 方向舵
136 サボニウス型風車
142 減速手段
144 クランク
176 連動手段
192 方向舵カム
194 揺動レバー 100 model airplane
102 aircraft
104 windmill
106 Rudder drive means
108 rudder means
112 torso
114 wings
124 elevator
126 rudder
136 Savonius windmill
142 Speed reducer
144 cranks
176 interlocking means
192 rudder cam
194 Swing lever

Claims

At least a fuselage (112), a main wing (114), and an airframe (102) having a rudder means (108) for changing the traveling direction,
A windmill (104) arranged on the body (112),
Rudder drive means (106) for driving the rudder means (108) based on the rotation of the wind turbine (104) ,
A wind turbine shaft (134) that is a rotation shaft of the wind turbine (104) is a shaft that intersects the flight direction of the airframe (102).
A model airplane characterized by that .

At least a fuselage (112), a main wing (114), and a fuselage (102) having a steering means (108) for changing the traveling direction and not having a propulsion means,
A windmill (104) arranged on the body (112),
Rudder drive means (106) for driving the rudder means (108) based on the rotation of the wind turbine (104) ,
The wind turbine shaft (134), which is the rotation shaft of the wind turbine (104), is a shaft that intersects the flight direction of the airframe (102).
A model airplane characterized by that .

The wind turbine shaft (134) is arranged horizontally
The model airplane according to claim 1 or 2, characterized in that.

The model airplane according to any one of claims 1 to 3 , wherein the wind turbine (104) is a Savonius-type wind turbine (136).

The rudder driving means (106) is a speed reducing means (142) rotated by the rotation of the wind turbine (104), a crank (144) rotated by the speed reducing means (142), and the crank (144) and the The model airplane according to any one of claims 1 to 4, which is configured by an interlocking device (146) that connects the rudder device (108).

The rudder driving means (106) is swung by the speed reducing means (142) rotated by the rotation of the wind turbine (104), the cam (192) rotated by the speed reducing means (142), and the cam (192). 5. The swing lever (194) according to claim 1, and an interlocking means (146) for connecting the swing lever (194) and the rudder means (108). Model airplane described in.

The steering drive means (106) is decelerating means which is rotated by the rotation of the wind turbine (104) (142), the cam is rotated the by deceleration means (142) (192), said steering means by a cam (192) The model aircraft according to any one of claims 1 to 4, wherein (108) is rocked.

The model aircraft according to any one of claims 1 to 7, wherein the rudder means (108) is a rudder (126) or an elevator (124).

9. The model aircraft according to claim 1, further comprising rudder lock means (186) that keeps the displaced rudder means (108) in the displaced position.