JPS63291798A - 飛行するプラットホーム - Google Patents

飛行するプラットホーム

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JPS63291798A
JPS63291798A JP63032947A JP3294788A JPS63291798A JP S63291798 A JPS63291798 A JP S63291798A JP 63032947 A JP63032947 A JP 63032947A JP 3294788 A JP3294788 A JP 3294788A JP S63291798 A JPS63291798 A JP S63291798A
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JP
Japan
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duct
vanes
pair
spoiler
flap
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JP63032947A
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English (en)
Inventor
ポール・エス・モラー
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MORAA INTERNATL Inc
Original Assignee
MORAA INTERNATL Inc
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Publication date
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
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    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • B64U2201/202—Remote controls using tethers for connecting to ground station
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Carbon And Carbon Compounds (AREA)
  • Liquid Crystal Substances (AREA)
  • Selective Calling Equipment (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ロボットによＶ％％ｌまたは遠隔から制御で
きる飛行するプラットホームに関するものであり、更に
詳しくいえば、１つまたは複数のダクト付きファンを用
いる種類のＶＴＯＬ航空機に関するものである。
〔発明の背景〕
単発のダクト付きファンＶＴＯＬ航空機でも、適度な有
効積載荷重を遠隔で安価に空中輸送できる。
たとえば、有効積載荷重は、地上より高い、接近が困難
である位置に設けられている高圧絶縁体を掃除するため
の作業腕とすることができる。その有効積載荷重は刑務
所ま念は戦争における前線のような環境において使用す
るデータ獲得パッケージとすることができる。たとえば
、それらのダクト付きファン航空機は刑務所の安全でな
い状況における看守を救助でき、あるいは戦車を捜索し
、破壊することもできる。戦車は軽火器で破壊すること
ができる。そのようなＶＴＯＬ装置は高い、離れている
、危険であるという３つの条件のうち少くとも１つを備
えている場所において装置を掃除または検査し、交戦し
ている環境においてもデータを獲得するためにも使用で
きる。ＶＴＯＬ装置は遠隔塗装または交通調査に使用で
きる。そのようなＶＴＯＬ装置は日常の検査および簡単
な掃除のような簡単な作業を行うことができる。それら
のＶＴＯＬ装置は放牧地における作業に使用できる。
もちろん、それらの用途はそのような航空機を使用でき
る用途の例にすぎない。それらの航空機は人を乗せる必
要はないが、大型のものでは人を乗せることも可能とな
る。それらの航空機はロボットによシ、または電線もし
くは無線による遠隔制御により制御できる。
〔発明が解決しようとする課題〕
そのような装置すなわち航空機の主な困難は、正確に制
御すること、および正確な制御を比較的容易かつ安く行
うことである。
従来、そのような装置を制御するために注がれた努力の
ほとんどは、すべり流ｆＬ（ｓｌｉｐ　ａｔｒｅａｍ）
の中での翼の傾斜に頼っていた。翼の位置すなわち偏り
に応じて、それらの舅は適度な制御を行ってきた。たと
えば、重心より十分に下側の翼は航空機をそれの重心を
中心として回転させることによυ、垂直上昇ベクトルを
重力の方向から移動させ、航空機運動を揚力ベクトルの
傾斜の方向装置を動かすことを可能にする横方向の推力
成分を生ずる。しかし、この場合には、翼の力が翼の弦
に対して直角で、希望の運動の向きとは逆向きであるか
ら、第２の反作用効果も生ずる。その結果、その反作用
は制御手段としての主作用の有効性を減する。翼が重心
に近く増付けられると、その反作用力は大きくなシ、回
転揚力ベクトルにより発生される力に等しくなろうとす
るから、制御力が少しも存在しなくなる。
そのために、それらの翼はプロペラすなわちファンの後
方のファンから非常に離れている場所に取付けるのが普
通であるから、長いダクトを必要とするか、抗力増大の
ために前進速力が低下することになる。そのような種類
の制御は、低速および静かな条件における場合を除き、
わずかに有効なだけであることが経験によって判明して
いる。
横風の中では、重心より下の成分による寄生抗力増大が
航空機の操向と制御を困難にする傾向がある。
単発のダクト付きファン型航空機の制御を妨げる要因は
、回転するファンおよびそれのエンジン部品によるジャ
イロモーメントが存在することである。航空機を傾斜さ
せることによシ制御を行えるものとすると、それらのジ
ャイロ力は航空機の動作を妨げようとする。それらのジ
ャイロ力は時間に非常に依存し、たとえば乱気流中にお
けるように傾斜の修正率が高い場合には、傾斜する航空
機の制御が阻止される。逆回転するファンが助けること
もあるが、逆回転するファンは高価で、重く、効率が低
い。
別の制御手段は気流中でスポイラを用いる。たとえば、
ＶＴＯＬ航空機を左へ動かそうとした場合には、ダクト
の左側のスポイラを気流中で用いて、その側に加えられ
る推力を小さくする。そうすると左側が下がるから、航
空機は傾き、それから左へ移動する。これは一層確実な
種類の制御であるが、次のような２つのマイナスの効果
がある。
（１）航空機の全体の揚力性能を大きく低下させる傾向
があり、ある程度の高い並進速力を必要とする時、また
はある程度の横風があっても航空機の保持を求められた
時に、とくにそうである。
（２）　　ピッチおよびロール軸と垂直軸すなわち上昇
軸の間にある程度の大きさの結合があること。
いいかえると、スポイラを立てたり、倒したシすると航
空機が下降したり、上昇したすする。
また、スポイラ型の制御においては、ジャイロモーメン
トが問題を起し続ける。
気流がスポイラによシ大きい作用を受けた時にファンの
効率が悪影響を受け、ファンにより発生される騒音を増
大させる。
提案されている他の制御法にはファンの羽根の角度の差
動制御が含まれる。この方法は効果的で、効率が高いが
、この方法を実施した航空機は重くなり、有効積載荷重
が減少し、かつ非常に高価である。この方法はヘリコプ
タ−に適切であるからヘリコプタ−で採用される。小さ
い単一ダクト航空機では、羽根制御すなわちスポイラ制
御を採用している装置においてジャイロモーメントが増
大し、実際にピッチ制御に関連して、使用できなくなる
ほど重く、高価なものとなる。
偏向−羽根装置およびスポイラ装置ならびにそれらの組
合わせについて広範囲な試験を行った結果によれば、航
空機を傾斜させ、制御力を発生させ、または並進運動を
行わせることを要する単一エンジンの構造は、理想的な
環境および低い並進速力における場合を除いて、実用的
ではない。
〔発明の概要〕
本発明は、ダクト付きファンを１つ、または複数用いる
かには無関係に、並進運動制御とは別にピッチおよびロ
ール制御を行うものである。本発明は羽根とスポイラを
異なるやり方で用いる。スポイラ装置は搭載されている
慣性基準装置により自動的に駆動され、航空機の揚力軸
を重心軸に平行、または重心軸に一致させた状態を維持
するために、スポイラが立てられる。ピッチおよびロー
ル軸を中心とする慣性モーメントおよびスポイラの応答
時間は共に最小にされるから、スポイラからは非常に小
さい力のみが求められる。その結果として、揚力の損失
は非常に少くなる。したがって、ピッチおよびロール制
御と持ちあげ運動すなわち垂直運動の間の結合はほとん
どない。離れている操縦士は航空機を水平にするために
釣合をとることかできるが、ピッチおよびロール軸を中
心とする動きを制御するためには釣合をとることは用い
られない。
本発明におけるそれら全てのスポイラは各四分円におい
て対にされる。こうすることにより、スポイラが用いら
れている時に垂直軸すなわちヨウ軸を中心として航空機
を回転させるかもしれないトルクが発生されないように
される。各スポイラ翼の枢軸は、スポイラに加えられる
トルクがそれの角度位置の関数として最小にされるよう
な位置に一致するように選択される。このように位置さ
せることにより、一対のスポイラを展開するために必要
なトルクの大きさが減少し、したがって必要なサーボモ
ータを小型にできる。
制御モーメントを最大にするために、はとんどのスポイ
ラ表面はダクトの最大直径の部分に集中させらｎる。ス
ポイラの慣性を最小にし、最小のサーボモータ出力でス
ポイラの応答を速くするために、スポイラは極めて軽い
材料で作ることが好ましい。偏向羽根装置においては、
硬い羽根はすベシ流れを偏向させるために用いられた時
に、次のような２つの大きい問題を発生することを認め
ることが重要である。
（１）硬い羽根を揺動させることにょシ発生される力は
羽根の変化する角度に対して非常に非直線的であり、と
くに、航空機が失速状態に近い時にそうである。
（２）硬い羽根の場合には、羽根の偏向のがなり小さい
角度、一般的には１５度より小さい角度において失速状
態になる。しかし、この種の航空機をすベク流れの速度
の３分の１より高い速度で動かすために必要とされるよ
うな大きい並進力に対しては、必要とされるすべり流の
偏向は大きくなって、１５度よりも大きい。回転する硬
い羽根で羽根を失速させることなしにそのように大きく
偏向させることは、不可能ではないまでも、非常に困難
である。
したがって、本発明は、固定されているファンによりひ
きおこされた渦を除去する固定されている抗トルク羽根
の後縁部に取付けられている可変キャンバ羽根すなわち
可変キャンバフラップを用い石ものである。
したがって、本発明は、上側の固定されている部分から
下方へ延びるたわみキャンバ部すなわちフラッグが設け
られ、横方向の力を与える揚力すなわち力の中心が航空
機の重心に一致させ、またはその重心にできるだけ近く
装置される羽根により、すべり流れの向きを変えること
によって並進制御を行うものである。羽根をそのように
装置することにより、可変キャンバ羽根すなわち７ラツ
プを偏向させても重心を中心とする大きなモーメントが
発生されなくなる。そのようなモーメントが発生された
ら、そのモーメントはスポイラ装置により打消さなけれ
ばならない。小さい結合モーメントはスポイラ装置によ
り自動的に処理され、並進制御のためにピッチおよびロ
ール軸を中心として発生された力から発生されるだけで
ある。
どの羽根装置はこの構造が成功する最も重要な要素の１
つである。羽根のたわみ部分の寸法が硬い上流側部分の
寸法に等しいと、硬い−たわみ偏向器羽根の横方向の力
（すなわち圧”力の中心）が、前縁部から後方へ弦位置
の約４分の３だけ後退した位置で生ずる。別のやり方で
は、圧ガ中心すなわち揚力が羽根のたわみ部分の近ぐで
生ずる。実際に、その位置は羽根の偏向の量の関数であ
る。
もつと大きい偏向に対してもその゛位置はおそら−く正
しい位置である。小てい偏向のためにはその圧力中心は
更に前方となる。理想的には、羽根における揚力中心は
航空機の垂直軸上の重心〈ある。
本発明の・可変キャンバ羽根はＵＫおけるフラップ（す
なわち補助翼）と同様に作用する。そのようなフラップ
は比較的小さい力を含むことがある。
その力はそれが発生できる力よりも小さい。したがって
、可変キャンバ羽根装置が２枚またはそれ以上の羽根を
平行にして用いる場合には、縦続羽根効果が発生される
。この縦続羽根効果は持続してずベシ流れを、必要であ
れば、９０度まで偏向させる。しかし、３０度より大き
い偏向が求められることはありそうもない。
もつと簡潔に要約すれば、本発明はロボットにより制御
されるすなわち遠隔制御され不飛行するプラットホーム
を提供干るものである。動力手段と、垂直羊肉きの気流
を生じさせるためにその動力手段へ連結され、その動力
手段にょシ駆動される、水平に装置されたファンと、気
流を閉じこめるためにファンの周囲および下伸を延長す
る円筒形ダクトとを備えた少くとも１つのダクト付きフ
ァンが設けられる。ダクト内では、直径の両端に、互い
に垂直である二対の全体として長方形のダクト部分が設
けられる。各ダクト部分は、ダクトの直径に平行にダク
トを横切って延長する一対の全体として垂直な静止壁に
より形成さｎ、囲まれる゛。
それらの各壁対は、隣接する壁対の間に配置されている
四分円形のダクト部分の１つの境界も定める。壁を形成
する各ダクト部分は硬い上側部分を含み、そめ上側部分
の下端部に可変キャンバフラップ部分が取付けられる。
各フラップのキャンバを変えるために、第１の遠隔制御
されるサーボモータセットが採用される。゛各可変羽根
対においては、両方のフラップでフラップのキャンバは
常に同じ量であり、同じ向きである。
四分円を二等分する硬い付加羽根もある。各付加羽根に
は対称的なスポイラ対が取付けられる。
したがって四分円の各半分には１つのスポイラが存在す
ることになる。各スポイラ対は、四分円を通って流れる
気流をほぼ阻止する位置と、はぼ十分な気流がその四分
円を通って流れることができるようにする位置の間で独
立に連続して（対として）動くことができる。遠隔制御
される第２のす＝ボモータセットを用いてそれぞれのス
ポイラ対の位置を制御する。
〔実施例〕
以下、図面を参照して本発明を詳しく枳明する。
第１〜８図はプロペラ１１とダクト１２を有する単発の
ダクト付きファンＶＴＯＬ航空機１０を示す。ファンす
なわちプロペラ１１は軸１３に水平に取付けられ、その
下側の１台のエンジン１４により駆動される。図示のプ
ロペラ１１は２枚の羽根１５．１６とノーズ１７を有す
る。
円形ダクト１２は上端部にわん曲したフランジ１８を有
し、かつ平らな下側縁部１９を有する。
第１図および第２図に示すように、ダクト１２は支持部
材２０を持つことができる。この支持部材には中空のベ
ース環２１と４本の支持柱２２を有する。環２１はマフ
ラとしても機能し、一対の垂直排気管２３によジエンジ
ン１４の排気管へ連結される。２気筒エンジンの場合に
は排気管は２本ある。排気は排気管２３を通って環２１
に入り、排気口２４から環２１を出る。その排気口２４
は、排気管２３から約９０度で始って環２１の周囲で隔
てられ、約４５度の角度で下方へ延びる。
遠隔制御送信機（図示せず）から送信された制御信号を
受信するために、１本の支持柱２２にアンテナ２５を増
付けることができる。ダクト１２の外面に一連の制御装
置が取付けられる。各制御装置は、検出器および受信機
２６と、エンジン１４および下記の種々のレバー装置を
制御する各種のプログラムされる制御器２７とを含む標
準型の電子装置である。エンジン１４はガソリンエンジ
ンで構成でき、下側に燃料タンク２Ｂが設けられ、側面
に吸気口２９が設けられる。小型航空機１０の場合には
２気筒エンジン１４を使用できる。もつと大型の航空機
では星形エンジンを使用できる。
ダクト１２の内部には１２枚の固定羽根３１゜３２．３
３．３４，３５，３６．３７．３Ｂ、４１，４２，４３
゜４４が設けられる。
相互に垂直な２本の軸に沿って８枚の同一の羽根３１，
３２，３３，３４，３５．３６．３７．３８が配置され
る。すなわち、４枚の羽根３Ｌ３２，３３．３４が１本
の直径３９に平行に、直径の両端で向き合う羽根対３１
と３３．３２と３４（第３図）として配置され、直径３
９に垂直な直径４−４に平行な直径の両端に４枚の羽根
３５，３６，３７．３８が羽根対３５と３７．３６と３
８として配置される。各羽根対は全体として長方形のダ
クト部分を形成し、隣接する羽根対は全体として四分円
形のダクト部分を形成する。それら８枚の羽根３１〜３
８は単に垂直平面内に含まれるのではなくて、第６図お
よび第７図に示すような形とすることが好ましく、かつ
各羽根の下側縁部すなわち後縁部に可変キャンバフラッ
プ４５ま喪は４６を取付けることが好ましい。
ヨウ制御すなわち垂直軸を中心とする制御を行うために
、８枚の羽根３１〜３Ｂのフラップ４５゜４６は同じ回
転方向に一緒に回転して、その垂直軸を中心とするトル
クを発生する。並進制御のために、直径の両端に設けら
れている二対の羽根の・フラップ４５．４６が一緒に動
き（第７図）、他の直径の両端に設けらｎている二対の
羽根のフラップ４５．４６が同じ方向に動かない。その
結果、航空機１０の空気力学的抗力が、その航空機が発
生できる並進力に等しくなる点までの速さで航空機１０
を水平に加速する力が発生される。
各キャンバフラップ４５．４６の面積はそれぞれの羽根
３１〜３８に等しいことが好ましい。その結果として、
羽根−フラップの組合わせの圧力中心が、前縁部りから
４分の３後退した弦位置Ｃ１すなわち、キャンバフラッ
プ４５または４６の中心の近くに生ずる。その中心は羽
根の圧力中心が生ずる位置である。その圧力中心は、航
空機１０の垂直軸に沿う航空機の重心、が占める位置に
できるだけ近く保たれ、フラップ４５．４６の垂直端部
の限界内とすることが好ましい。
各フラップ対４５．４６は連結棒４７により連結さｎる
。その連結棒４７の各端部にＵ　ＩＪンククリップ４８
がピン４９によυ枢着される。そのビンは、第５図に示
すように、サーボモータ５０により制御される。サーボ
モータ５０は遠隔制御されるポテンショメータ５１によ
り作動させられる。
サーボモータ５０とポテンショメータ５１は発泡ゴムが
入れられているハウジング５２の内部に納められる。サ
ーボモータ５０は、アレンヘッドねじ５６により再び軸
５５に固定されているスリーブ５４に取付けられている
羽根制御腕５３を介して連結棒４Ｔに作用する。羽根制
御腕５３は引きリンク機構５８に設けられているボール
・ソケット継手５７を介して作用する。その引きリンク
機構５Ｂは別のボール・ソケット継手５９を介して連結
棒４７に作用する。
別の４枚の羽根４１，４２．４３．４４（第２図）は硬
く、ダクト１２の壁から延びて、相互に垂直な羽根３２
と３７．３８と３４．３３と３６および３５と３１（第
３図′）により形成されている直角を二等分する。いい
かえると、羽根４１，４２．４３゜４４は羽根３２と３
７．３８と３４．３３と３６および３５と３１に対して
４５度の角度を成す。
それら４枚の羽根４１〜４４は単なる垂直平面ではなく
、第６図と第７図に示されている羽根の硬い上側部分に
似ている形である（ただし、可変キャンバ羽根は取付け
られない）。
羽根３１と３２の間に全体として長方形のダクト部分す
なわち通路６１が形成される。羽根３３と３４の間に通
路６１と直径方向に向き合う全体として長方形の通路６
３が形成される。それらの通路に対して垂直な方向に、
羽根３５と３６の間および羽根３７と３８の間に長方形
通路３４．３２がそれぞれ形成される。このように、羽
根３２と３７の間には、羽根４１により２つの等しい通
路６５と６６に分割された四分円が形成さｎ１羽根３Ｂ
と３４の間には、羽根４２により２つの等しい通路６７
と６８に分割された四分円が形成され、羽根３３と３６
の間には、羽根４３により２つの等しい通路６９と７０
に分割された四分円が形成され、羽根３５と３１の開に
は、羽根４４により２つの等しい通路７１と７２に分割
された四分円が形成される。
各羽根４１，４２，４３．４４は一対のスポイラ７５と
７６または７７と７８、または７９と８０または８１と
８２を支持することが好ましい。そｎらのスポイラ対は
各通路６５，６６．６８，６９．７０，７１゜７２にそ
れぞれ設けられる。各スポイラ７５〜８２はダクト１２
と同心状の円弧状の外側リム８３を有する。第２図およ
び第３図に示すように、十分に閉じられた位置すなわち
水平位置にある時に、それぞれの通路６５〜７２の外側
部分のほとんどを充すために、円弧状外側リムは全体と
して台形とすることもできる。十分に開かれた位置すな
わち垂直位置へ回されると、第４図に参照符号８１で示
されているように、スポイラはそれぞれの羽根４１〜４
４に全体として平行となり、通路６５〜７２に非常に小
さいスペースヲトル。
各スポイラ７５〜８２は張力ブラケット８４を介して関
連する羽根４１〜４４により支持され、第８図に示すよ
うに、ハウジング８７の内部にサーボモータ８６ととも
に支持されているポテンショメータ８５で構成されてい
る遠隔で作動させられる装置を介して作動させられる。
サーボモータ８６は、サーボモータ５０と同様に、リン
ク機構腕８８と、各端部におけるボール・ソケット継手
を有する引っばりリンク機構８９と軸９１を中心として
回るレバー９０とを介して動作する。
各四分円においては１個のサーボモータ８６が一対のス
ポイラ７５．７６等を回すから、各四分円においてはス
ポイラは対にされる。更に、各スポイラの枢軸は、スポ
イラに加えられるトルクがそれの角度位置の関数として
最小にされるような位置に沿い、かつその位置に一致す
る。それによシ、その一対のスポイラを立てるために必
要なトルクが小さくなり、サーボモータ８６は小型です
む。各スポイラ７５〜８２の表面がダクトの壁の近くに
集中されているから、その結果として制御モーメントが
最大となる。スポイラの慣性を小さくシ、サーボそ一部
８６に対する応答を速くするために、スポイラは軽い木
材で作ることができる。
ヨウ力と並進力の機能的な組合わせは、制御回路２７に
よシミ予約に行われる。航空機１０は制御のために８個
のサーボモータｓｏ、５６ｔ−有する。したがって、ヨ
ウ力または並進力の制御のために４個のサーボモータ５
０を設け、ピッチおよびロールの制御のために４個のサ
ーボモータ８６が用いられる。
航空機の飛行を制御するこの装置は、並進制御動力を用
いて航空機１０を垂直でない位置にし、かつその位置に
保つこともできる。この性能は、機体に強固に取付けら
れ、航空機自体を動かすことによシ撮影場面に向けられ
るＴＶカメラを使用する場合にとくに重要である。その
ことの重要性は、アクイラ・アールビープ４’　（Ａｑ
ｕ　ｉ　１　ａ　ＲＰＶ）軍用無人偵察機において用い
られるジンバルがその偵察機およびその他の電子装置よ
シも高価であることを考えればわかる。
ピッチおよびロール制御を並進制御から分離して制御す
ることの意味は無人機はもちろん、有人機にとっても適
切である。
第９図に示されている航空機１０のように航空機が複数
のダクトを用いる場合には、スポイラを用いる技術を拡
張でき、あるいは、個々のファンピッチ制御または個々
のスロットルエンジン制御によシ個々のダクトにおける
推力を変える装置に置き換えることができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の原理を実現したエアロバイオティック
（ａ＊ｒｏｂｌｏｔｉｅ）　単発のダクト付きＶＴＯＬ
航空機の少し上方から見た斜視図、第２図は第１図に示
されている航空機を第１図における場合よりもつと高い
位置から見た斜視図、第３図は第１図に示されている航
空機の平面図、第４図は１つのスポイラが垂直に示され
、別のスポイラが水平に示されている（これは図示のた
めにのみそうしているだけであって、実際には一対のス
ポイラは常に一緒に動作する）第３図の４−４線に沿う
断面図、第５図はキャンバ羽根制御の一部を示す第１図
の航空機を下から見たその航空機の一部の拡大斜視図、
第６図は２つの作動されていないキャンバ羽根を示す１
つのダクト部分の簡略化した部分側面図、第７図はキャ
ンバ羽根が作動されている時の第６図に類似の側面図、
第８図は一対のスポイラおよびそれらの関連する制御リ
ンク機構を示す第１図の航空機の一部の拡大部分斜視図
、第９図は４個のプロペラと４個のダクトを有し、スポ
イラを有しない本発明の航空機の別の実施例の斜視図で
ある。 １１　・・・・プロペラ、１２・・・・ダクト、Ｌ５．
ｔ６・・・・羽根、３１〜３８．４１〜４４・・・・ダ
クト１２の羽根、４５．４６・・・・フラップ、５０．
８６・・・・サーボモータ、６１〜Ｔ２・・・・羽根の
間の通路、７５〜８２・　・　・　・スポイラ。 手続補正書こＶ天） 特許庁長官殿　　　　　　　　　　６３．６．−９１、
事件の表示 昭和６″：３年特　　許願第３２１＋ｑ号２、発明の名
称 賠イ〒Ｔ３ブシット木−へ ３、補正をする者

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）動力手段と、ブレードを持ち、前記動力手段へ連
    結されてその動力手段により駆動され、垂直方向下向き
    の気流を生じさせる水平に装置されたプロペラと、前記
    気流を閉じこめるために前記プロペラの周囲および下側
    を延長する外部リムを有する円筒形ダクトとを含む少く
    とも１つのダクト付きファンと、 四対の第１の羽根を含む前記ダクト内の羽根装置と、 を備え、各第１の羽根対の羽根は互いに平行であるとと
    もに、ダクトを横切って前記リムからダクトの中心へ向
    って延びる直径に平行であり、各前記第１の羽根対は、
    全体として長方形のダクト通路を形成する一対の全体と
    して垂直な壁と、四分円形のダクト通路を形成する隣接
    する壁対とを構成し、各前記第１の羽根は固定された頑
    丈な上側部分と、それからさがった可変キャンバフラッ
    プと、特定の前記第１の羽根対に関連するフラップのキ
    ャンバが常に同じ量であるように、各フラップのキャン
    バを変える第１のサーボモータおよびリンク機構手段と
    を有し、飛行するプラットホームの重心が前記フラップ
    の上限と下限の範囲内に含まれるように前記フラップは
    前記ダクトの垂直軸に沿って位置させられ、それにより
    、前記重心を中心とする大きいピッチモーメントと大き
    いロールモーメントを伝えることなしに、前記プラット
    ホームへヨウ力と並進移動力を与えるために前記フラッ
    プを使用できることを特徴とする飛行するプラットホー
    ム。
  2. （２）請求項１記載のプラットホームにおいて、前記動
    力手段の排気および消音装置としても機能する対地支持
    組立体を有し、前記動力手段は排気口を有する燃焼エン
    ジンであり、前記支持組立体は、前記ダクトの上端部と
    下端部に平行な平面内に含まれるベース中空環と、 この中空環を前記ダクトへ連結する支持柱と、を備え、
    前記中空環の周囲に最も近い排気管から少くとも９０度
    の角度で配置された排気口を有し、それらの排気口は前
    記中空環の平面から約４５度の角度で下方へ向けられる
    ことを特徴とするプラットホーム。
  3. （３）動力手段と、ブレードを持ち、前記動力手段へ連
    結されてその動力手段により駆動され、垂直方向下向き
    の気流を生じさせる水平に装置されたプロペラと、前記
    気流を閉じこめるために前記プロペラの周囲および下側
    を延長する外部リムを有する円筒形ダクトとを含む少く
    とも１つのダクト付きファンと、 互いに垂直で、直径の両端の二対の第１の羽根を含み、
    各第１の羽根対の羽根は互いに平行であるとともに、ダ
    クトを横切って前記リムからダクトの中心へ向って延び
    る直径に平行であり、かつ各前記第１の羽根対は、全体
    として長方形のダクト通路を形成する一対の全体として
    垂直な壁と、四分円形のダクト通路を形成する隣接する
    壁対とを構成し、更に各前記第１の羽根は固定された頑
    丈な上側部分と、それからさがった可変キャンバフラッ
    プと、特定の前記第１の羽根対に関連するフラップのキ
    ャンバが常に同じ量であるように、各フラップのキャン
    バを変える第１のサーボモータおよびリンク機構とを有
    する前記ダクト内の羽根装置と、 各前記四分円をおのおの横切る４枚の第２の羽根と、 各前記四分円内に配置され、前記第２の羽根の１つに装
    着され、前記四分円の外側部分を通る気流をほぼ阻止す
    る位置とほぼ十分な気流がその外側部分を通るようにす
    る位置との間を独立して動くことができる対称的な一対
    のスポイラ手段と、各前記一対のスポイラ手段のフラッ
    プの位置を選択的かつ対称的に変える各前記一対のスポ
    イラ手段のための第２のサーボモータおよびリンク機構
    手段と、 遠隔の制御信号に応答して各前記第１のサーボモータお
    よびリンク機構と前記第２のサーボモータおよびリンク
    機構手段を作動させる受信手段と、を備えることを特徴
    とするロボットにより、または遠隔制御される飛行する
    プラットホーム。
  4. （４）動力手段と、ブレードを持ち、前記動力手段へ連
    結されてその動力手段により駆動され、垂直方向下向き
    の気流を生じさせる水平に装置されたプロペラと、前記
    気流を閉じこめるために前記プロペラの周囲および下側
    を延長する外部リムを有する円筒形ダクトとを含む少く
    とも１つのダクト付きファンと、 複数の第１の羽根を含む前記ダクト内の羽根装置と、 を備え、各前記第１の羽根は前記リムからダクトの中心
    へ向って内側へ延び、各前記第１の羽根は、隣接する壁
    と協働して垂直に延びるダクト通路を形成する全体とし
    て垂直な壁を設け、前記第１の羽根の少くともいくつか
    は固定された頑丈な上側部分と、それからさがった可変
    キャンバフラップと、各前記フラップのキャンバを変え
    る第１のサーボモータおよびリンク機構手段とを有し、
    飛行するプラットホームの重心が前記フラップの上限と
    下限の範囲内に含まれるように前記フラップは前記ダク
    トの垂直軸に沿って位置させられ、それにより、前記重
    心を中心とする大きいピッチモーメントと大きいロール
    モーメントを伝えることなしに、前記プラットホームへ
    ヨウ力と並進移動力を与えるために前記フラップを使用
    できることを特徴とする飛行するプラットホーム。
  5. （５）動力手段と、ブレードを持ち、前記動力手段へ連
    結されてその動力手段により駆動され、垂直方向下向き
    の気流を生じさせる水平に装置されたプロペラと、前記
    気流を閉じこめるために前記プロペラの周囲および下側
    を延長する外部リムを有する円筒形ダクトとを含む少く
    とも１つのダクト付きファンと、 前記リムからダクトの中心へ向って内側へおのおの延び
    、隣接する壁と協働して垂直に延びるダクト通路を形成
    する全体として垂直な壁を設ける複数の羽根と、それら
    の羽根に組合わされてヨウ制御力を飛行するプラットホ
    ームへ与える手段とを含む前記ダクト内の羽根装置と、 少くとも４枚の直交して延びる羽根へ取付けられた複数
    の対称的なスポイラ手段対であって、各スポイラ手段は
    隣接するダクト通路の中へ延び、各前記スポイラ手段対
    は、関連するダクト通路を通る気流を妨げる位置と、十
    分な気流が関連するダクト通路を通れるようにする位置
    との間を独立して動くことができる複数の対称的なスポ
    イラ手段対と、 各前記スポイラ手段対の位置を対称的に変える第２のサ
    ーボモータおよびリンク機構手段と、を備えることを特
    徴とする飛行するプラットホーム。
JP63032947A 1987-02-17 1988-02-17 飛行するプラットホーム Pending JPS63291798A (ja)

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