JPS6015598Y2 - ラジオコントロ−ル装置の送信機 - Google Patents

Description

【考案の詳細な説明】 本考案は、模型ヘリコプタの操縦の容易化を図ったラジ
オコントロール装置（以下ラジコン装置という）の送信
機に関するものである。

電波により模型の走行体、あるいは飛行体などの被操縦
体を遠隔操縦するラジコン装置の進歩は、一方では操縦
可能な被操縦体の種類を多様化させ、また他方ではラジ
コン送信機から発射される電波の制御の一周期、すなわ
ち一フレーム中における操作者の操作可能な区間、いわ
ゆるチャネル数を増すことによって、被操縦体の操作可
能な部位を増加させ、種々の操縦状態をとることを可能
にしている。

このようなラジコン装置の進歩にともない、近時模型自
動車や模型飛行機とともに、模型ヘリコプタもラジコン
装置の被操縦体として取り入れられるようになってきて
いる。

この模型ヘリコプタの飛行状態としては、まず浮上及び
垂直方向への上昇と下降があり、また空中の一点に停止
するいわゆるホバリング飛行がある。

さらに、水平方向への移動、すなわち前進、後退、左右
側方への移動があり、また演技飛行として宙返りやロー
ル飛行がある。

ところで、模型ヘリコプタを上述した各種の飛行状態で
操縦する場合、一般の模型飛行機などの操縦と異なり次
のような問題点があり、模型ヘリコプタの操縦を困難に
している。

すなわち第１図に示すように、模型ヘリコプタ１の主回
転翼２が図示Ａ方向に回転しているものとすれば、この
回転翼を回転させるトルクによる反動トルクで、機体３
が図示Ｂ方向に回転させられてしまうという現象が生じ
、飛行状態がきわめて不安定であるという問題である。

そこで模型ヘリコプタにあっても実機ヘリコプタと同様
に、機体３の尾部に尾部回転翼４を設け、この尾部回転
翼４を回転させて前記反動トルクに対抗する図示Ｃ方向
の推力を発生させて、機体３の安定状態を保つようにし
ている。

一方、前記反動トルクは、主回転翼２の回転数やその回
転数の変化、あるいは主回転翼２のピッチ角や機体３の
大きさなどにより種々変動するので、この反動トルクの
変化に応じて、尾部回転翼４により生ずる推力を変化さ
せることが必要となり、一般には前記尾部回転翼４のピ
ッチ角を変更することにより、前記推力を制御して機体
３に発生する反動トルクを吸収するようにしている。

しかしながら、操縦者が模型ヘリコプタ１の飛行状態を
みながら主回転翼２の回転数と尾部回転翼４のピッチ角
を同時に制御することはきわめて困難であり、模型ヘリ
コプタの無線操縦を困難にしている原因となっている。

そこで、上述した操縦の困難さを解消する手段が種々考
えられており、例えば機械的な手段として主回転翼２を
駆動するエンジンの回転数を制御するサーボモータと、
尾部回転翼４のピッチ角を制御するサーボモータとを機
械的に連結腰主回転翼２の回転数に応じて尾部回転翼４
のピッチ角を機械的に調整する方法がある。

しかしながらこの場合は主回転翼２の回転数の変化時に
大きく変動する反動トルクを吸収することができない。

一方、電気的な手段として、送信機側において尾部回転
翼４のピッチ角を制御するチャネル信号に、主回転翼２
の回転数に比例した信号成分と、主回転翼２の回転数の
変化に応じた信号成分を混合し、尾部回転翼４のピッチ
角を制御するチャネル信号として、機体３に塔載された
受信機側に送出する方法ある。

この場合は、エンジンを加速、あるいは減速させて主回
転翼２の回転数を急激に変えた場合に発生する反動トル
クをも吸収できるようになるが、従来のこの種の電気回
路においては、前記主回転翼２の回転数の変化分に応じ
た信号の波高値及び時間幅をそれぞれ単独に調整するこ
とが不可能であるために、主回転翼２の回転数やその変
化、あるいは主回転翼２のピッチ角の変化や機体３の大
きさなどにより種々変動する反動トルクのすべてを吸収
することができず、機体３のふれ、いわゆる尻振り状態
をなくして常に安定した飛行状態を維持させるという点
から不十分であった。

本考案は、上述した事情に鑑みてなされたものであり、
模型ヘリコプタを無線操縦するラジコン装置の送信機に
おいて、遅延時間を任意に、かつ単独に調整できる遅延
回路を用い、主回転翼を制御するチャネル信号をこの遅
延回路に導入し、その出力と前記主回転翼を制御するチ
ャネル信号とを適宜合成することにより、前記主回転翼
の回転数の変化時に、前記尾部回転翼のピッチ角の制御
量を補正する補正信号分を形威し、この補正信号分を尾
部回転翼のピッチ角を制御するチャネル信号に混合する
という手段をとるものであり、これにより、主回転翼の
回転状態に応じて自動的に尾部回転翼のピッチ角が制御
されるようにするとともに、前記補正信号分の時間幅及
び波高値をそれぞれ単独に、かつ任意に調整可能とする
ことにより、例えば操縦者が模型ヘリコプタの飛行状態
を観察しながら反動トルクを吸収するための尾部回転翼
のピッチ角を調整可能とし、機体の尻振り現象を生ずる
ことなく、常に安定した飛行状態を維持でき、しかも模
型ヘリコプタの操縦操作をきわめて容易にしたラジコン
装置の送信機を提供するものである。

以下図面を参照して、本考案によるラジコン装置の送信
機の一実施例を説明する。

まず第２図により、本考案によるラジコン装置の送信機
の全体構成について説明する。

この第２図は、制御の一フレーム中に４つのチャネル信
号が含まれる電波を送信する送信機を例にとったもので
ある。

ここで１１〜１４は、操縦者によって操作される図示し
ないスティック機構に連動して操作される可変抵抗部で
あり、スティック機構によりその抵抗値が変化し、出力
電圧が制御される。

また、可変抵抗部１１を操作することにより、図示しな
い模型ヘリコプタの主回転翼を駆動するエンジンの回転
数が制御され、また可変抵抗部１２を操作することによ
り、尾部回転翼のピッチ角が制御される。

さらに、可変抵抗部１３や１４を操作することにより、
模型ヘリコプタの他の操作部位、例えば主回転翼の回転
面の傾きや、ピッチ角などが制御れるようになる。

１５は、その詳細な動作について後述する本考案の要旨
となる混合回路部である。

また１６は、前記可変抵抗部１１〜１４の出力電圧に応
じてパルス幅が制御されたチャネル信号を形成するチャ
ネル信号発生部である。

この場合、前記可変抵抗部１２の出力には、混合回路部
１５を介して可変抵抗部１１の出力が混合される構成に
なり、これによって尾部回転翼のピッチ角を制御するチ
ャネル信号は、可変抵抗部１２の出力と、混合回路部１
５により処理された可変抵抗部１１の出力とにより制御
されるこになる。

１７は、送信される電波の一フレームのタイミングをと
るフレームパルス発生部るフレームパルス発生部、１８
は、前記チャネル信号発生部１６の各出力と前記フレー
ムパルス発生部１７から出力されるフレームパルスが導
入され、前記各チャネル信号の立上り及び立下りに同期
した微小幅のスイッチングパルスを形成するスイッチン
グパルス発生部であり、このスイッチングパルス発生部
１８から出力されるスイッチングパルス変調部２０に導
入され、この変調部２０に入力される高周波発振部１９
の出力高周波信号を、例えばオン・オフ変調、あるいは
周波数変調し、変調された高周波信号が電力増幅部２１
で増幅されてアンテナ２２より電波として発信されるよ
うになる。

しかして、前記アンテナ２２から発信された電波が図示
しない模型ヘリコプタに塔載された受信機により受信さ
れ、スティック機構の操作に応じて模型ヘリコプタの主
回転翼の回転数や尾部回転翼のピッチ角、あるいは主回
転翼の回転面の傾きなどが制御され、模型ヘリコプタの
操縦が行われるようになる。

次に、本考案の要旨となる混合回路部１５について説明
する。

第３図は、混合回路部１５の一実施例を示す回路構成図
である。

ここで、１１及び１２は、エンジンの回転数及び尾部回
転翼のピッチ角を制御する前述した第２図に示す可変抵
抗部であり、それぞれの固定端子には、正及び負の電圧
が付与されている。

また、ＯＰ、は入力抵抗Ｒ４及び帰還抵抗Ｒ２とともに
反転増幅回路を構成する演算増幅器、ＤＬは遅延回路で
あり、ここでは可変抵抗ＶＲ１とコンデンサＣとよりな
る積分回路により構威し、前記可変抵抗部ＶＲ１の抵抗
値を調整することにより、遅延時間の調整が可能となっ
ている。

ＯＰ２は、前記遅延回路ＤＬの出力を低出力インピーダ
ンスで送出するためのインピーダンス変換回路部として
の、電圧フォロワー形に接続された演算増幅器、ＯＰ３
は、抵抗Ｒ３を介して与えられた演算増幅器ＯＰ２の出
力と、抵抗Ｒ４を介して与えられる可変抵抗部１１の出
力とを加算する加算回路を構成する演算増幅器であり、
その負帰還回路に挿入されている可変抵抗■Ｒ２により
、出力の波高値が任意に調整される。

さらにＯＰ４は、負帰還回路に可変抵抗ＶＲ３が挿入さ
れ、入力抵扮只、を介して与えられる前記可変抵抗部１
１の出力を増幅する演算増幅器、Ｒ６及びＲ７は、前記
演算増幅器ＯＰ３及びＮ１３の出力を加算するための抵
抗である。

ＯＰ５は、抵抗Ｒ８を介して与えられる可変抵抗部１２
の出力と、抵抗Ｒ９を介して与えられる抵抗Ｒ７とＲ６
とによる加算出力とをさらに加算して増幅する加算増幅
回路を構成する演算増幅器、ＳＷは、前記抵抗Ｒ６とＲ
７とによる加算点と抵抗Ｒ９との間に設けられたスイッ
チである。

また、前記可変抵抗部１１の出力が出力端子ｔ１に導出
され、この出力端子ちを介して、第２図に示すチャネル
信号発生部１６に与えられ、模型ヘリコプタのエンジン
を制御するチャネル信号が形成される。

さらに、前記演算増幅器ＯＰ５の出力は出力端子ｔ２を
介してチャネル信号発生部１６に与えられ、模型ヘリコ
プタの尾部回転翼のピッチ角が制御されるようになる。

次に、上記構成における動作について説明する。

第４図の時刻Ｔ□以前におけるように、エンジンの回転
数、すなわち主回転翼が定速回転になるような状態では
、可変抵抗部１１の出力は第４図ａに示すように一定値
をとる。

この場合は、遅延回路ＤＬを構成するコンアンサＣは、
前記可変抵抗部１１の出力を反転した第４図すに示す演
算増幅器ＯＰ、の出力により充電され、このコンデンサ
Ｃの端子電圧をインピーダンス交換する演算増幅ＨｉＯ
Ｐ２の出力は、第４図Ｃに示すように前記演算増幅器Ｏ
Ｐ１の出力と等しくなっている。

したがって、第４図ａに示す前記可変抵抗部１１の出力
と第４図Ｃに示す演算増幅ａＯＰ２の出力とを加算する
演算増幅器ＯＰ３の出力は、第４図ｄに示すように時刻
Ｔ１以前では零となっている。

一方、前記可変抵抗部１１の出力が入力抵抗Ｒ５を介し
て与えられる演算増幅器ＯＰ４の出力は、その負帰還回
路に挿入されている可変抵抗■Ｒ３の抵抗値に応じた増
幅度をもって、前記可変抵抗部１１の出力に比例した反
転出力となっている。

しかしていま、模型ヘリコプタの主回転翼の回転状態に
応じて尾部回転翼のピッチ角を電気的に連動制御するた
めに前記スイッチＳＷを閉成すれば、演算増幅器ＯＰ５
により前記可変抵抗部１２の出力に対して第４図ｅに示
す演算増幅器ＯＰ４の出力が加算され、出力端子ｔ２を
介してチャネル信号発生部１６に導入され、尾部回転翼
のピッチ角を制御するチャネル信号が形成される。

すなわち、主回転翼の回転数に比例して尾部回転翼のピ
ッチ角が制御され、反動トルクが尾部回転翼によって適
正に吸収され、機体の安定が保たれるようになる。

一方、第４図に示す時刻Ｔ１において、例えば機体を急
上昇させるために、可変抵抗部１１を操作し、その出力
が第４図ａに示すように変化した場合、前記遅延回路Ｉ
Ｌには、第４図すに示す演算増幅器ＯＰ１により反転さ
れた前記可変抵抗部１１の出力が与えられるので、可変
抵抗ＶＲ１及びコンデンサＣによる時定数に応じてコン
デンサＣに蓄積されていた正電荷が放電し第４図Ｃに示
すようにｔｄ時間後、コンデンサＣが所定値に達する。

すなわち、前記可変抵抗部１１の出力の変化が遅延時間
ｔｄをもって遅延回路ＤＬの出力に生じ、この遅延回路
ＤＬの出力と、前記可変抵抗部１１の出力とが演算増幅
器ＯＰ３で加算されて、この演算増幅器ＯＰ３の出力端
子に、第４図ｄに示すような出力が得られる。

しかして、前記演算増幅器ＯＰ３の出力と、第４図ｅに
示す可変抵抗部１１の出力に比例した演算増幅器ＯＰ４
の出力とが抵抗Ｒ６及びＲ７により加算され、抵ｗ９を
介して演算増幅器ＯＰ５に印加され、可変抵抗部１２の
出力に加算され、出力端子ｔ２に出力される。

このように、可変抵抗部１１を操作して主回翼の回転数
を変化させた場合は、主回転翼の回転数に比例した信号
分に加えて、遅延回路＄Ｌにより遅延された時間だけ、
補正信号分として、可変抵抗部１２の出力に混合するよ
うにして、主回転翼の回転数の変化によって生ずる反動
トルクを吸収するようにしているものである。

この場合、演算増幅ｆＰ３の出力として得られる第４図
ｄに示す補正信号分の時間幅Ｗは、遅延回路部ＤＬの遅
延時間用によって規定され、遅延回路ＤＬの可変抵抗Ｖ
Ｒ１を調整することにより、任意に調整可能となってい
る。

また波高値Ｈは、演算増幅器ＯＰ３の負帰還回路に挿入
されている可変抵抗部■Ｒ２により、前記時間幅Ｗとは
別個に任意に調整可能である。

ここで、遅延回路部ＤＬの出力は、電圧フォロワー形に
接続された演算増幅器ＯＰ２により低出力インピーダン
スに変換されて演算増幅器ＯＰ３に入力されているので
、可変抵抗ＶＲ，を調整しても補正信号分の波高値Ｈが
変化することはなく、また可変抵抗ＶＲ２を調整しても
補正信号分の時間幅Ｗが影響されることはなく、それぞ
れ単独で別個に調整可能となっている。

したがって、実際に模型ヘリコプタを飛行させて、その
尻振り状態をみながら、前記可変抵抗ＶＲ１及びＶＲ２
を調整して尾部回転翼のピッチ角を最適値に調整でき、
これにより、反動トルクが適正に吸収されて常に安定な
飛行状態を得ることができるようになるのである。

また、第４図ａに示すように時刻Ｔ２において、例えば
模型ヘリコプタを下降させるために可変抵抗部１１の出
力を低下させた場合にあっても、第４図ｄに示すように
演算増幅＠’ｐｐ３の出力端子に補正信号分が生じ、こ
の第４図ｄに示す信号分が、第４図ｅに示す可変抵抗１
１に比例した出力とともに可変抵抗部１２の出力に混合
され、尾部回転翼のピッチ角が制御されるようになる。

ところで、尾部回転翼のピッチ角の制御方向は、主回転
翼の回転方向によって異なる。

したがって、主回転翼の回転方向が異なる模型ヘリコプ
タを操縦する場合は、第３図に示す演算増幅器ＯＰ３の
出力、あるいは演算増幅器ＯＰ、の出力を反転増幅器に
導入し、位相反転させて可変抵抗部１２の出力に混合す
るようにすればよい。

また、上述した実施例では、遅延回路ＤＬとして可変抵
抗ＶＲ１とコンデンサＣとよりなる積分回路を用いるが
、これは遅延時間を任意に調整できる回路であればよく
、積分回路に限らず他の任意の遅延回路を用いることが
できるものである。

さらに、上述した実施例では可変抵抗部１１の出力を反
転して遅延回路に導入しているが、前記可変抵抗部１１
の出力を遅延した後反転させる、あるいは、遅延した可
変抵抗部１１の出力と、反転させた可変抵抗部１１の出
力とを加算するようにしてもよい。

そのほか、本考案は上記し、かつ図面に示した実施例に
限定されることなく、その要旨を変更しない範囲で種々
変形して実施できるものである。

以上述べたように、本考案によるラジコン装置の送信機
では、模型ヘリコプタの主回転翼を制御する可変抵抗部
の出力と、この可変抵抗部の出力を遅延させた出力とを
、そのいずれか一方を反転して加算することにより、主
回転翼の回転数の変化時にそれぞれ独立に、かつ任意に
調整可能な時間幅と波高値を有する信号を形威し、この
信号を前記可変抵抗部の出力に比例した信号とともに、
尾部回転翼のピッチ角を制御する信号に混合するように
しているものである。

したがって、本考案によるラジコン装置の送信機では尾
部回転翼のピッチ角を主回転翼の回転状態に応じて自動
的に最適状態に制御でき、しかも前記主回転翼の回転数
の変化時にけおける尾部回転翼のピンチ角の制御量は、
任意に調整可能であることから、操縦すべき模型ヘリコ
プタによって、また操縦時の実際の飛行状態に応じて、
前記ピッチ角の最適制御量を決定できるようになるので
、模型ヘリコプタの操縦がきわめて容易になるとともに
、また常に安定した飛行状態を得ることができ、模型ヘ
リコプタの操縦性及び飛行の安定性を大幅に向上できる
というすぐれた特長を有するものである。

【図面の簡単な説明】

第１図は、模型ヘリコプタの反動トルクを説明するため
の図、第２図は、本考案によるラジオコントロール装置
の一実施例を示す全体構成図、第３図は、同実施例の要
部構成図、第４図は、同実施例の動作を説明するための
タイミング図である。 １１．１２・・・・・・可変抵抗部、１５・・・・・・
混合回路部、ＯＰ、〜ＯＰ５・・・・・・演算増幅器、
ＤＬ・・曲遅延回路部、ＶＲｌ、ＶＨ２・・・・・・可
変抵抗、Ｃ・・・・・・コンデンサ。

Claims (2)

【実用新案登録請求の範囲】
1. （１）模型ヘリコプタの主回転翼を駆動するエンジンの
   回転数を制御する可変抵抗部と、遅延時間を調整する可
   変素子を有し、前記可変抵抗部の出力を遅延する遅延回
   路部と、出力波高値を調整する可変子を有し、前記可変
   抵抗部の出力と前記遅延回路部の出力とを加算し、前記
   遅延回路部での遅延時間に応じた信号分のみを取出す加
   算回路部と、この加算回路部と前記遅延回路部との間に
   介在されるインピーダンス変換回路と、前記加算回路部
   の出力を模型ヘリコプタの尾部回転翼のピッチ角を制御
   する可変抵抗部の出力に混合する加算回路部とを備えた
   ラジオコントロール装置の送信機。
2. （２）前記遅延回路部が、可変抵抗とコンデンサとから
   なる積分回路により構成される実用新案登録請求の範囲
   第１項記載のラジオコントロール装置の送信機。