JPH07132893A - 回転翼機 - Google Patents
回転翼機Info
- Publication number
- JPH07132893A JPH07132893A JP28313893A JP28313893A JPH07132893A JP H07132893 A JPH07132893 A JP H07132893A JP 28313893 A JP28313893 A JP 28313893A JP 28313893 A JP28313893 A JP 28313893A JP H07132893 A JPH07132893 A JP H07132893A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- angle
- incidence
- airframe
- wings
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、回転翼機（ヘリコプタ）関し、特
に胴体側部に可動翼を設け、回転翼機の飛行状態に応じ
た迎角に、可動翼を制御できるようにした回転翼機を提
供することを目的とする。 【構成】 回転翼機の重心位置近傍、胴体両側部に、胴
体との取付角を自由に変えることのできる１対の可動翼
と、個々の可動翼の取付角を変角できる駆動機構と、回
転翼機の飛行データ、若しくはパイロットから飛行状態
に合せて指令される信号を入力して、飛行状態に最適な
可動翼の取付角を計算し、その計算結果に基づき可動翼
をセットする信号を、駆動機構に出力する制御装置とか
らなる。これにより、従来one point の飛行状態で、最
適の作動を行うだけであった翼が、各飛行状態で最適の
取付角となり、翼の効果が最大限に発揮できるととも
に、翼をヨー、及びロール制御にも使用することがで
き、回転翼機の運動性能向上に寄与できる。
に胴体側部に可動翼を設け、回転翼機の飛行状態に応じ
た迎角に、可動翼を制御できるようにした回転翼機を提
供することを目的とする。 【構成】 回転翼機の重心位置近傍、胴体両側部に、胴
体との取付角を自由に変えることのできる１対の可動翼
と、個々の可動翼の取付角を変角できる駆動機構と、回
転翼機の飛行データ、若しくはパイロットから飛行状態
に合せて指令される信号を入力して、飛行状態に最適な
可動翼の取付角を計算し、その計算結果に基づき可動翼
をセットする信号を、駆動機構に出力する制御装置とか
らなる。これにより、従来one point の飛行状態で、最
適の作動を行うだけであった翼が、各飛行状態で最適の
取付角となり、翼の効果が最大限に発揮できるととも
に、翼をヨー、及びロール制御にも使用することがで
き、回転翼機の運動性能向上に寄与できる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、上部にロータを具える
回転翼機において、回転翼機の機体両側部へ取付角を可
変にして翼を取付け、回転翼機の飛行状況に応じて翼の
取付角を変え、翼により発生する揚力と、機体に生じる
コントロールモーメントを、制御できるようにした回転
翼機に関する。
回転翼機において、回転翼機の機体両側部へ取付角を可
変にして翼を取付け、回転翼機の飛行状況に応じて翼の
取付角を変え、翼により発生する揚力と、機体に生じる
コントロールモーメントを、制御できるようにした回転
翼機に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、上部にロータを具え、その回転力
によりロータに発生する揚力によって、空中に停止し、
又は、前進飛行する回転翼型航空機（以下、回転翼機と
いう）には、図６（Ａ）に示すように、ロータ０２を支
持する機体０１の両側部に、固定翼０３を具えたものが
ある。この固定翼０３は、回転翼機０４が前進飛行する
時、揚力Ｌ2 を発生し、これにより回転翼機０４の重量
の一部を分担させ、ロータ０２に発生する揚力Ｌ1 を、
より効果的に、前進飛行の推力に使用しようとするもの
である。この固定翼０３の機体０１への取付けは、回転
翼機０４に定められた巡航速度で、より大きな揚力Ｌ2
を発生する迎角になる、一定の取付角で行われている。
によりロータに発生する揚力によって、空中に停止し、
又は、前進飛行する回転翼型航空機（以下、回転翼機と
いう）には、図６（Ａ）に示すように、ロータ０２を支
持する機体０１の両側部に、固定翼０３を具えたものが
ある。この固定翼０３は、回転翼機０４が前進飛行する
時、揚力Ｌ2 を発生し、これにより回転翼機０４の重量
の一部を分担させ、ロータ０２に発生する揚力Ｌ1 を、
より効果的に、前進飛行の推力に使用しようとするもの
である。この固定翼０３の機体０１への取付けは、回転
翼機０４に定められた巡航速度で、より大きな揚力Ｌ2
を発生する迎角になる、一定の取付角で行われている。
【０００３】一方、回転翼機０４は、上述した様に、ロ
ータ０２によっても揚力Ｌ1 を発生させているため、こ
のロータ０２による吹下し（ダウンウォッシュ）が常に
発生している。図６（Ｂ）は、前進飛行により生じる相
対風ＶF と、ダウンウォッシュにより生じる風速ＶD の
合成風が、機体０１に一定の取付角で取付けられている
固定翼０３に作用する図を示したものである。この図か
ら明らかなように、ＶF ＝０の場合、すなわち、ホバリ
ング時において、固定翼０３はダウンウォッシュによる
鉛直下方向の気流の影響を受け、図６（Ｃ）に示すよう
に、下向きの力Ｄ（抗力）を発生し、ロータ０２による
揚力Ｌ1 を相殺し、効率の良いホバリングを阻害してい
る。さらに、前進飛行時においても、図６（Ｂ）に示す
ように、相対風ＶFとダウンウォッシュＶD で合成され
た空気流ＶC に対する固定翼０３の迎角は、飛行速度に
よって変化するため、固定翼０３は、設計時に決められ
た、ある特定の速度、普通は巡航速度、に対してのみし
か、効率の良い翼としては働かないという不具合があ
る。
ータ０２によっても揚力Ｌ1 を発生させているため、こ
のロータ０２による吹下し（ダウンウォッシュ）が常に
発生している。図６（Ｂ）は、前進飛行により生じる相
対風ＶF と、ダウンウォッシュにより生じる風速ＶD の
合成風が、機体０１に一定の取付角で取付けられている
固定翼０３に作用する図を示したものである。この図か
ら明らかなように、ＶF ＝０の場合、すなわち、ホバリ
ング時において、固定翼０３はダウンウォッシュによる
鉛直下方向の気流の影響を受け、図６（Ｃ）に示すよう
に、下向きの力Ｄ（抗力）を発生し、ロータ０２による
揚力Ｌ1 を相殺し、効率の良いホバリングを阻害してい
る。さらに、前進飛行時においても、図６（Ｂ）に示す
ように、相対風ＶFとダウンウォッシュＶD で合成され
た空気流ＶC に対する固定翼０３の迎角は、飛行速度に
よって変化するため、固定翼０３は、設計時に決められ
た、ある特定の速度、普通は巡航速度、に対してのみし
か、効率の良い翼としては働かないという不具合があ
る。
【０００４】また、回転翼機ではないが、推力エンジン
を固定した翼を回動させて垂直離着陸ができるようにし
たチルトウィング機、又は、翼を機体に固着しておき、
翼に取りつけられた推力エンジンの方向を鉛直面内で回
動して、垂直離着陸ができるようにした航空機もある。
しかし、これらは、何れも回転翼機の特徴である、空中
に停止して、ミッションを遂行するというホバリングが
出来ず、さらには、プロペラと独立して作動させること
が出来ないため、飛行制御の柔軟性に欠け、低速の遷移
飛行状態を、長時間行うことが出来ないという不具合が
ある。
を固定した翼を回動させて垂直離着陸ができるようにし
たチルトウィング機、又は、翼を機体に固着しておき、
翼に取りつけられた推力エンジンの方向を鉛直面内で回
動して、垂直離着陸ができるようにした航空機もある。
しかし、これらは、何れも回転翼機の特徴である、空中
に停止して、ミッションを遂行するというホバリングが
出来ず、さらには、プロペラと独立して作動させること
が出来ないため、飛行制御の柔軟性に欠け、低速の遷移
飛行状態を、長時間行うことが出来ないという不具合が
ある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、従来の回転
翼機が有する特性はそのまま生かし、従来の回転翼機が
具える固定翼の不具合を解消するため、全速度域で効率
のよい揚力を発生できる可動翼を具え、さらには、運動
性を向上できる回転翼機を提供することを課題とする。
翼機が有する特性はそのまま生かし、従来の回転翼機が
具える固定翼の不具合を解消するため、全速度域で効率
のよい揚力を発生できる可動翼を具え、さらには、運動
性を向上できる回転翼機を提供することを課題とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】このため、本発明の回転
翼機は次の手段とした。 （１）機体への取付角が各々独立して変えられるように
して、重心近傍の機体左右に１対の翼を取付けた。 （２）飛行状態に最適な翼の機体取付角を計算し、その
結果に基づき駆動機構を作動させる信号を出力する制御
装置を設けた。この飛行状態に最適な翼の機体取付角の
計算は、各飛行状態における機体姿勢角、対気速度、及
びダウンウォッシュを入力して、若しくは、飛行状態に
応じてパイロットの発するロール制御、又はヨー制御指
令を、翼により適切なモーメントを発生させて達成でき
る、各々の翼の機体取付角の計算を含むようにしても良
い。 （３）制御装置からの飛行状態に最適な機体取付角信号
を入力し、この信号に基づく機体取付角に、各々の翼を
セットする駆動機構を設けた。
翼機は次の手段とした。 （１）機体への取付角が各々独立して変えられるように
して、重心近傍の機体左右に１対の翼を取付けた。 （２）飛行状態に最適な翼の機体取付角を計算し、その
結果に基づき駆動機構を作動させる信号を出力する制御
装置を設けた。この飛行状態に最適な翼の機体取付角の
計算は、各飛行状態における機体姿勢角、対気速度、及
びダウンウォッシュを入力して、若しくは、飛行状態に
応じてパイロットの発するロール制御、又はヨー制御指
令を、翼により適切なモーメントを発生させて達成でき
る、各々の翼の機体取付角の計算を含むようにしても良
い。 （３）制御装置からの飛行状態に最適な機体取付角信号
を入力し、この信号に基づく機体取付角に、各々の翼を
セットする駆動機構を設けた。
【０００７】
【作用】本発明の回転翼機は、上述の手段により、機体
重心近傍の左右両側部に取付けた翼を、飛行状態に合せ
て、機体との取付角を変え、制御するので、回転翼機の
全速度域で、翼を効率良く作動させることができる。ま
た、従来の（メイン）ロータ及びテイルロータの機体制
御に加え、翼による機体（姿勢）制御ができるので、回
転翼機の運動性能を向上できる。
重心近傍の左右両側部に取付けた翼を、飛行状態に合せ
て、機体との取付角を変え、制御するので、回転翼機の
全速度域で、翼を効率良く作動させることができる。ま
た、従来の（メイン）ロータ及びテイルロータの機体制
御に加え、翼による機体（姿勢）制御ができるので、回
転翼機の運動性能を向上できる。
【０００８】
【実施例】以下、図面により本発明の回転翼機について
説明する。図１〜図４は、本発明の回転翼機の一実施例
を示す図である。図１は回転翼機がホバリング状態にあ
る図を示し、図１（Ａ）は平面図、図１（Ｂ）は側面
図、図１（Ｃ）は正面図である。回転翼機１０を構成す
る機体１の重心位置近傍、両側部には、右翼２、および
左翼３からなる１対の可動翼が側方に伸展して設けられ
ている。これらの右翼２および左翼０３は、後述する制
御装置４から出力される、飛行状態に合わせた取付角信
号に基づき、電気、又は油圧により作動する駆動機構５
により、飛行状態に最適な機体取付角にセットされる。
説明する。図１〜図４は、本発明の回転翼機の一実施例
を示す図である。図１は回転翼機がホバリング状態にあ
る図を示し、図１（Ａ）は平面図、図１（Ｂ）は側面
図、図１（Ｃ）は正面図である。回転翼機１０を構成す
る機体１の重心位置近傍、両側部には、右翼２、および
左翼３からなる１対の可動翼が側方に伸展して設けられ
ている。これらの右翼２および左翼０３は、後述する制
御装置４から出力される、飛行状態に合わせた取付角信
号に基づき、電気、又は油圧により作動する駆動機構５
により、飛行状態に最適な機体取付角にセットされる。
【０００９】なお、６はメインロータ、７はテイルロー
タをそれぞれ示す。この図に示されるように、ホバリン
グ時においては、右翼２及び左翼３は、メインロータ６
によるダウンウォッシュ８が、これらの翼に発生させる
下向きの力（抗力）、および機体１前後方向の力（揚
力）と共に、小さくする機体取付角が制御装置４により
計算され、駆動機構５により、その機体取付角にされ
て、機体１側面に取付けられている。
タをそれぞれ示す。この図に示されるように、ホバリン
グ時においては、右翼２及び左翼３は、メインロータ６
によるダウンウォッシュ８が、これらの翼に発生させる
下向きの力（抗力）、および機体１前後方向の力（揚
力）と共に、小さくする機体取付角が制御装置４により
計算され、駆動機構５により、その機体取付角にされ
て、機体１側面に取付けられている。
【００１０】また、図２は高速飛行状態にある図を示
し、図２（Ａ）は平面図、図２（Ｂ）は側面図、図２
（Ｃ）は正面図をそれぞれ示す。この図に示されるよう
に、右翼２及び左翼３は、合成された空気流ＶC によっ
て、十分な揚力を発生し、且つ抗力が小さくなる。即
ち、揚抗比が最大となる機体取付角が、制御装置４によ
り計算され、駆動機構５によりその取付角にされて、機
体側面に取付けられている。これらの翼２，３に使用さ
れる翼型等によって機体取付角は異るが、ほぼ水平に近
い角度にセットされている。
し、図２（Ａ）は平面図、図２（Ｂ）は側面図、図２
（Ｃ）は正面図をそれぞれ示す。この図に示されるよう
に、右翼２及び左翼３は、合成された空気流ＶC によっ
て、十分な揚力を発生し、且つ抗力が小さくなる。即
ち、揚抗比が最大となる機体取付角が、制御装置４によ
り計算され、駆動機構５によりその取付角にされて、機
体側面に取付けられている。これらの翼２，３に使用さ
れる翼型等によって機体取付角は異るが、ほぼ水平に近
い角度にセットされている。
【００１１】図３は、ホバリング時において、パイロッ
トからのヨーペダル入力を受けた飛行状態を示し、図３
（Ａ）は平面図、図３（Ｂ）は側面図、図３（Ｃ）は正
面図をそれぞれ示す。この図においては、ダウンウォッ
シュによる抗力を小さくするとともに、機体１に偏揺れ
角を発生させるために、左翼３は機体１の前方向に揚力
Ｌ2 を発生する機体取付角、また、右翼２は後方向に同
一の揚力Ｌ2 を発生する機体取付角が、制御装置４によ
り計算され、駆動機構５により、その取付角に設定され
て機体側面に取付けられている。
トからのヨーペダル入力を受けた飛行状態を示し、図３
（Ａ）は平面図、図３（Ｂ）は側面図、図３（Ｃ）は正
面図をそれぞれ示す。この図においては、ダウンウォッ
シュによる抗力を小さくするとともに、機体１に偏揺れ
角を発生させるために、左翼３は機体１の前方向に揚力
Ｌ2 を発生する機体取付角、また、右翼２は後方向に同
一の揚力Ｌ2 を発生する機体取付角が、制御装置４によ
り計算され、駆動機構５により、その取付角に設定され
て機体側面に取付けられている。
【００１２】さらに、図４は高速飛行時において、パイ
ロットからの横サイクリック入力を受けた飛行状態を示
し、図４（Ａ）は平面図、図４（Ｂ）は側面図、図４
（Ｃ）は正面図をそれぞれ示す。この図においては、入
力に応じたロールコントロールモーメントを発生させる
ために、左右の翼２，３各々についての取付角、本実施
例においては、左翼の迎角を大きくとり、右翼３の迎角
を小さくして、右まわりのロールモーメントが発生する
機体取付角が、制御装置により計算され、その結果に基
づき駆動機構５により、取付角が設定されて機体側面に
取付けられている。
ロットからの横サイクリック入力を受けた飛行状態を示
し、図４（Ａ）は平面図、図４（Ｂ）は側面図、図４
（Ｃ）は正面図をそれぞれ示す。この図においては、入
力に応じたロールコントロールモーメントを発生させる
ために、左右の翼２，３各々についての取付角、本実施
例においては、左翼の迎角を大きくとり、右翼３の迎角
を小さくして、右まわりのロールモーメントが発生する
機体取付角が、制御装置により計算され、その結果に基
づき駆動機構５により、取付角が設定されて機体側面に
取付けられている。
【００１３】次に、上述の様に飛行状態に応じて、翼
２，３の機体取付角を算出し、駆動装置５に作動信号を
出力する制御装置５について説明する。図５は機体取付
角を決定する制御装置５のブロック図を示す。機体取付
角の計算は次のとおり行われる。 ア．現在の機体ピッチ角、ブレードのピッチ角、及び対
気速度からダウンウォッシュの大きさと向きを計算す
る。 イ．対気速度とア．で得られたダウンウォッシュから、
翼取付位置での空気の流れ（ベクトル）を合成する。 ウ．対気速度に応じ、翼の迎角を計算する。対気速度に
適した迎角の関係は、設計パラメータとして決められた
ものを使用する。 エ．パイロットからのヨーペダル入力があり、対気速度
から低速飛行時と判定される場合には、入力の大きさに
応じ、適した迎角変位を計算する。入力の大きさと迎角
変位の関係は、設計パラメータとして決められたものを
使用する。 オ．パイロットからの横サイクリック入力があり、対気
速度から高速飛行時と判定される場合には、入力の大き
さに応じ、適した迎角変位を計算する。入力の大きさと
迎角変位の関係は、設計パラメータとして決められたも
のを使用する。 カ．ウ．エ．オ．で計算された迎角変位を合計し、左右
の翼につき最終的な個々の迎角を計算する。 キ．カ．で得られた迎角とイ．で得られた合成ベクトル
（角）、及び機体ピッチ角から左右の翼につき、機体取
付角を計算する。 ク．キ．で得られた機体取付角に応じた信号に変換し
て、駆動機構５に出力する。 なお、上記計算で必要となる入力は、本装置が組み込ま
れる回転翼機の操縦システムから取得するようにすれば
良い。また、入力の大きさと迎角変位の関係を示す設計
パラメータは、左右の翼２，３に対称翼を使用した場合
を示している。
２，３の機体取付角を算出し、駆動装置５に作動信号を
出力する制御装置５について説明する。図５は機体取付
角を決定する制御装置５のブロック図を示す。機体取付
角の計算は次のとおり行われる。 ア．現在の機体ピッチ角、ブレードのピッチ角、及び対
気速度からダウンウォッシュの大きさと向きを計算す
る。 イ．対気速度とア．で得られたダウンウォッシュから、
翼取付位置での空気の流れ（ベクトル）を合成する。 ウ．対気速度に応じ、翼の迎角を計算する。対気速度に
適した迎角の関係は、設計パラメータとして決められた
ものを使用する。 エ．パイロットからのヨーペダル入力があり、対気速度
から低速飛行時と判定される場合には、入力の大きさに
応じ、適した迎角変位を計算する。入力の大きさと迎角
変位の関係は、設計パラメータとして決められたものを
使用する。 オ．パイロットからの横サイクリック入力があり、対気
速度から高速飛行時と判定される場合には、入力の大き
さに応じ、適した迎角変位を計算する。入力の大きさと
迎角変位の関係は、設計パラメータとして決められたも
のを使用する。 カ．ウ．エ．オ．で計算された迎角変位を合計し、左右
の翼につき最終的な個々の迎角を計算する。 キ．カ．で得られた迎角とイ．で得られた合成ベクトル
（角）、及び機体ピッチ角から左右の翼につき、機体取
付角を計算する。 ク．キ．で得られた機体取付角に応じた信号に変換し
て、駆動機構５に出力する。 なお、上記計算で必要となる入力は、本装置が組み込ま
れる回転翼機の操縦システムから取得するようにすれば
良い。また、入力の大きさと迎角変位の関係を示す設計
パラメータは、左右の翼２，３に対称翼を使用した場合
を示している。
【００１４】
【発明の効果】上述したように、本発明の回転翼機によ
れば、特許請求の範囲に示す構成により、翼の機体取付
角を可動にして、最適にコントロールすることにより、
全速度域で、効率良く翼を使用することができる。ま
た、従来のメインロータ及びテイルロータにより発生す
るコントロールモーメントによる機体制御に加え、翼に
より発生するコントロールモーメントにより、機体制御
が付加されるので、制御の自由度が増し、回転翼機の運
動性能を向上できる。
れば、特許請求の範囲に示す構成により、翼の機体取付
角を可動にして、最適にコントロールすることにより、
全速度域で、効率良く翼を使用することができる。ま
た、従来のメインロータ及びテイルロータにより発生す
るコントロールモーメントによる機体制御に加え、翼に
より発生するコントロールモーメントにより、機体制御
が付加されるので、制御の自由度が増し、回転翼機の運
動性能を向上できる。
【００１５】なお、本発明は、ＦＢＷ（Ｆｌｙ Ｂｙ
Ｗｉｒｅ），若しくは、それに類する操縦システムに組
み込み、使用するようにすれば、非常に効果を発揮でき
るものである。
Ｗｉｒｅ），若しくは、それに類する操縦システムに組
み込み、使用するようにすれば、非常に効果を発揮でき
るものである。
【図１】本発明の回転翼機の第１実施例に係わる、ホバ
リング時の翼状態を示す図で、図１（Ａ）は平面図、図
１（Ｂ）は側面図、図１（Ｃ）は正面図。
リング時の翼状態を示す図で、図１（Ａ）は平面図、図
１（Ｂ）は側面図、図１（Ｃ）は正面図。
【図２】第１実施例に係わる高速飛行時の翼状態を示す
図で、図２（Ａ）は平面図、図２（Ｂ）は側面図、図２
（Ｃ）は正面図。
図で、図２（Ａ）は平面図、図２（Ｂ）は側面図、図２
（Ｃ）は正面図。
【図３】第１実施例に係わるヨーペダル入力時の翼状態
を示す図で、図３（Ａ）は平面図、図３（Ｂ）は側面
図、図３（Ｃ）は正面図。
を示す図で、図３（Ａ）は平面図、図３（Ｂ）は側面
図、図３（Ｃ）は正面図。
【図４】第１実施例に係わる横サイクリック入力時の翼
状態を示す図で、図４（Ａ）は平面図、図４（Ｂ）は側
面図、図４（Ｃ）は正面図。
状態を示す図で、図４（Ａ）は平面図、図４（Ｂ）は側
面図、図４（Ｃ）は正面図。
【図５】第１実施例に係わる制御装置における、翼取付
角計算を示すブロック図である。
角計算を示すブロック図である。
【図６】従来の回転翼型航空機に適用されている固定翼
の作動状況を示す説明図で、図６（Ａ）は巡航時の翼の
効果を示す図、図６（Ｂ）は飛行速度の違いによる翼の
有効性を示す図、図６（Ｃ）はホバリング時の翼の効果
を示す図である。
の作動状況を示す説明図で、図６（Ａ）は巡航時の翼の
効果を示す図、図６（Ｂ）は飛行速度の違いによる翼の
有効性を示す図、図６（Ｃ）はホバリング時の翼の効果
を示す図である。
１ 機体 ２ 右翼 ３ 左翼 ４ 制御装置 ５ 駆動機構 ６ （メイン）ロータ ７ テイルロータ １０ 回転翼機
Claims (1)
- 【請求項１】 機体から左右に伸展する翼を配設し、前
進飛行時、前記翼に揚力を発生させるようにした回転翼
機において、前記翼は取付角が変動可能にされて、前記
機体重心近傍の両側部に取付けられ、前記翼の取付角を
各々独立に変動できる駆動機構と、前記回転翼機の飛行
状態に応じた前記取付角を算出し、前記駆動機構を作動
させる信号を出力する制御装置とを具えていることを特
徴とする回転翼機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP28313893A JPH07132893A (ja) | 1993-11-12 | 1993-11-12 | 回転翼機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP28313893A JPH07132893A (ja) | 1993-11-12 | 1993-11-12 | 回転翼機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07132893A true JPH07132893A (ja) | 1995-05-23 |
Family
ID=17661726
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP28313893A Withdrawn JPH07132893A (ja) | 1993-11-12 | 1993-11-12 | 回転翼機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07132893A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006004416A1 (en) * | 2004-07-02 | 2006-01-12 | Simicon As | Hybrid aircraft |
| JP2009137559A (ja) * | 2007-12-03 | 2009-06-25 | Hirobumi Seki | 多機能飛行体及び多機能飛行体の自動操縦方法 |
| JP2010179902A (ja) * | 2009-02-06 | 2010-08-19 | Shigeyuki Koike | ヘリコプターの翼が１ないし数個付いた飛行機およびその方法 |
| KR20130050912A (ko) | 2010-03-03 | 2013-05-16 | 명지대학교 산학협력단 | 오랍텐 유사 화합물을 유효성분으로 하는 골아세포분화촉진제, 골형성촉진용 의약 조성물 및 건강기능식품 |
| DE102012100102A1 (de) * | 2012-01-06 | 2013-07-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration |
| DE102015107913A1 (de) | 2015-05-20 | 2016-11-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
| US20210047022A1 (en) * | 2019-08-13 | 2021-02-18 | Bell Textron, Inc. | Tilting wing rotorcrafts and wing rotation systems |
| EP4011767A1 (en) * | 2020-12-14 | 2022-06-15 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a stabilizer arrangement |
| DE102022000073A1 (de) | 2022-01-12 | 2023-07-13 | Gerd BERCHTOLD | Einstellbarer Hilfsflügel als Auftriebsunterstützung für vertikal startendende Fluggeräte mit nicht schwenkbaren Auftriebsrotoren |
-
1993
- 1993-11-12 JP JP28313893A patent/JPH07132893A/ja not_active Withdrawn
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006004416A1 (en) * | 2004-07-02 | 2006-01-12 | Simicon As | Hybrid aircraft |
| JP2009137559A (ja) * | 2007-12-03 | 2009-06-25 | Hirobumi Seki | 多機能飛行体及び多機能飛行体の自動操縦方法 |
| JP2010179902A (ja) * | 2009-02-06 | 2010-08-19 | Shigeyuki Koike | ヘリコプターの翼が１ないし数個付いた飛行機およびその方法 |
| KR20130050912A (ko) | 2010-03-03 | 2013-05-16 | 명지대학교 산학협력단 | 오랍텐 유사 화합물을 유효성분으로 하는 골아세포분화촉진제, 골형성촉진용 의약 조성물 및 건강기능식품 |
| DE102012100102A1 (de) * | 2012-01-06 | 2013-07-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration |
| US8807476B2 (en) | 2012-01-06 | 2014-08-19 | Deutsches Zentrum Fur Luft-Und Raumfahrt E.V. | Helicopter with oblique tail boom |
| DE102012100102B4 (de) * | 2012-01-06 | 2015-09-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration |
| DE102015107913A1 (de) | 2015-05-20 | 2016-11-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
| DE102015107913B4 (de) * | 2015-05-20 | 2018-01-25 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
| US20210047022A1 (en) * | 2019-08-13 | 2021-02-18 | Bell Textron, Inc. | Tilting wing rotorcrafts and wing rotation systems |
| EP4011767A1 (en) * | 2020-12-14 | 2022-06-15 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a stabilizer arrangement |
| DE102022000073A1 (de) | 2022-01-12 | 2023-07-13 | Gerd BERCHTOLD | Einstellbarer Hilfsflügel als Auftriebsunterstützung für vertikal startendende Fluggeräte mit nicht schwenkbaren Auftriebsrotoren |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3000722B1 (en) | Aircraft | |
| EP1771331B1 (en) | System and method for improved rotor tip performance | |
| US4598888A (en) | Fixed-wing aircraft with tandem supporting surfaces | |
| JP3668224B2 (ja) | 航空機に関する改良 | |
| KR101125870B1 (ko) | 나셀틸트각과 플래퍼론각의 기계적 연동이 이루어지는 고성능 틸트로터 항공기 | |
| US8777152B2 (en) | Method and an aircraft provided with a swiveling tail rotor | |
| JP5922367B2 (ja) | 可変形状航空機 | |
| US5454531A (en) | Ducted propeller aircraft (V/STOL) | |
| US9611036B1 (en) | Rotor-mast-tilting apparatus and method for lower flapping loads | |
| US8336808B2 (en) | Aircraft having helicopter rotor and front mounted propeller | |
| CN110466752B (zh) | 一种倾转旋翼无人机的控制方法及倾转旋翼无人机 | |
| EP3728028B1 (en) | Wing and rotor vectoring system for aircraft | |
| CA2195581A1 (en) | Gyro stabilized triple mode aircraft | |
| CA2551027A1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| JPS62168793A (ja) | 高前進速度を有するヘリコプタ− | |
| JP2021529695A (ja) | テールシッター | |
| JPH07132893A (ja) | 回転翼機 | |
| EP3730404B1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft and related control method | |
| US20070095973A1 (en) | Aircraft having a helicopter rotor and an inclined front mounted propeller | |
| JP2003220999A (ja) | 複合回転翼航空機 | |
| US20120111997A1 (en) | Rotorcraft empennage | |
| JP2820510B2 (ja) | ヘリコプタ | |
| JP2016124482A (ja) | 補助回転翼から出る騒音と回転翼航空機の性能の双方の最適化に貢献する方法及び回転翼航空機 | |
| JP3021232B2 (ja) | ヘリコプタ | |
| JP2003212192A (ja) | 回転翼機における方向安定システム |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20010130 |