WO2019026200A1 - 姿勢安定制御装置および垂直離着陸機 - Google Patents

姿勢安定制御装置および垂直離着陸機 Download PDF

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vertical take
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landing aircraft
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秀樹 松本
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秀樹 松本
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64U30/26—Ducted or shrouded rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to an attitude stability control device for a vertical take-off and landing aircraft and a vertical take-off and landing aircraft.
  • the thrust generation area is larger than the aircraft size, and the rotation of the rotor blade generates gyro effect. Since the thrust can be controlled while keeping the number constant, the attitude of the airframe becomes stable at the time of takeoff and landing and when the aircraft is at rest.
  • “Gyro effect” refers to a phenomenon in which a rotating body trying to rotate maintains its posture. Even when a multicopter called a drone, which is being commercialized, is mounted with four or more propellers projecting from the center of gravity position, the thrust generation area becomes large and the attitude of the airframe becomes stable.
  • JP 06-293296 A Japanese Patent Application Publication No. 2007-118891 Special table 2004-526630
  • the thrust generating surface is smaller in the left and right direction of the vehicle than in the front and rear direction of the vehicle. Therefore, at the time of takeoff and landing, at the time of flight, and also at the time of navigation, the airframe tends to roll around the low axis, and the attitude of the airframe becomes unstable.
  • the number of revolutions of the ducted fan is reduced during takeoff and landing and when the aircraft is stationary to control the thrust. Therefore, the gyro effect is reduced in proportion to the reduction in thrust, and the risk of the aircraft rolling over on the lower axis of the aircraft is increased.
  • variable pitch mechanism is the only device capable of controlling the levitation thrust while maintaining the gyro effect.
  • a ducted fan with a radius of 60 cm or less which is desired to be mounted on a small vertical take-off and landing machine of the same size as a motorcycle, even if the tip speed of the rotor blade is limited to the sonic velocity (about 340 m / sec) or less, The rotor maximum speed reaches about 11,000 revolutions / minute or more.
  • the high-rotation variable pitch mechanism for aircraft according to the prior art can not be applied to three or more rotor blades. If a propeller consisting of a ducted fan of a small vertical take-off and landing gear is designed to have a small radius and maximum thrust can be obtained, four or more rotor blades are required for each propeller.
  • the present invention is a fundamental drawback of the vertical take-off and landing aircraft including the multi-copter for riding, that it receives unstable air flow when in the air and when it vertically descends, leading to instability.
  • the task is to reduce the risk.
  • Another object of the present invention is to provide a posture stabilization control device and a vertical take-off and landing aircraft that reduce rolling during take-off and landing of the vertical take-off and landing aircraft and when the aircraft is at rest.
  • the present invention is A posture stability control device mounted below a propulsion unit of a vertical take-off and landing aircraft, A first wing-like member disposed on the left side of the vertical take-off and landing aircraft; A second wing-like member disposed to the right of the vertical take-off and landing aircraft; A first angle adjusting mechanism for changing an angle of attack of the first blade member with respect to an air flow generated by the propulsion unit; And a second angle adjusting mechanism for changing an angle of attack of the second blade member with respect to an air flow generated by the propulsion unit.
  • this invention provides the vertical take-off and landing machine provided with the said attitude
  • the present invention is an aircraft
  • a vertical take-off and landing aircraft provided with first and second propulsion units for vertical take-off and landing provided respectively at the front and rear of the airframe
  • the first and second propellers are respectively The same specification that is disposed in the propulsive air flow generated by the first and second propelling devices so as to be symmetrically opposed to a line connecting the propelling axes of the first and second propelling devices centering on the propelling axis First and second blade members, and First and second angle adjusting mechanisms for changing the angle of attack of the first and second blade members with respect to the propulsion air flow generated by the corresponding first and second propellers;
  • the present invention which is a fundamental drawback of the vertical take-off and landing aircraft including the multicopter for riding, it reduces the risk of being prone to collapse when being subjected to a sudden updraft during airborne suspension or falling vertically when the aircraft vertically descends. It can be done. Further, according to the present invention, it is possible to reduce the rolling at the time of take-off and landing of the vertical take-off and landing aircraft and when the aircraft is at rest, and to stabilize the attitude of the airframe.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a vertical take-off and landing apparatus.
  • FIG. 2A and FIG. 2B are explanatory views of the posture stability control device of the first embodiment in a state in which the thrust is divided by giving an attack angle to the blade-like member.
  • FIG. 2A is a perspective view
  • FIG. 2B is a plan view.
  • FIG. 3A and FIG. 3B are explanatory views of the posture stabilization control device of the first embodiment in a state where the posture is stabilized by the lift of the blade without giving an angle of attack to the blade.
  • FIG. 3A is a perspective view
  • FIG. 3B is a plan view.
  • FIG. 4A and FIG. 4B are explanatory drawings showing a blade-like member and an angle adjustment mechanism.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a vertical take-off and landing apparatus.
  • FIG. 2A and FIG. 2B are explanatory views of the posture stability control device of the first embodiment in a state in which the thrust is divided by giving
  • FIG. 4A shows a state in which the blade-like members are arranged parallel to the air flow generated by the thruster.
  • FIG. 4B shows a state in which the blade-like member is inclined to the air flow generated by the propeller.
  • FIG. 5A and FIG. 5B are explanatory drawings of the attitude
  • FIG. 5A is a perspective view
  • FIG. 5B is a plan view.
  • FIGS. 6A and 6B are explanatory views of a posture stabilization control device according to a second embodiment of the present invention in which the posture is stabilized by the lift of the blade without giving an angle of attack to the blade. 6A is a perspective view and FIG. 6B is a plan view.
  • the shading shown on the wing-like member 3 206 in the perspective view is for showing the shape of the three-dimensional surface.
  • the blade-like member 3, 206 is drawn by semi-transparency.
  • reference numerals are attached only to the left side portions of the posture stabilization control devices 100 and 200, and in the following description, the left side portions will be mainly described.
  • the posture stabilization control devices 100 and 200 are symmetrical about the low axis.
  • the right part is similar to the left part.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a vertical take-off and landing aircraft 1000 in which one ducted fan 1 is disposed at the front and back of the vehicle as a propelling device for floating and propulsion of the vehicle.
  • the ducted fans 1 before and after the airframe have the same structure and the same specifications.
  • the direction of the X-axis shown in FIG. 1 is the left-right direction of the vertical take-off and landing aircraft 1000
  • the direction of the Y-axis is the front-rear direction of the vertical take-off and landing aircraft 1000
  • the direction of the Z-axis is the vertical direction of the vertical take-off and landing aircraft 1000.
  • the ducted fan 1 is disposed such that the propulsion axis is substantially parallel to the Z axis.
  • the rotation of the vertical take-off and landing aircraft 1000 about an axis parallel to the X axis is called pitching, and the axis is called a pitch axis.
  • the rotation of the vertical take-off and landing aircraft 1000 about an axis parallel to the Y axis is called rolling, and the axis is called a low axis.
  • the rotation of the vertical take-off and landing aircraft 1000 about an axis parallel to the Z axis is called yawing, and the axis is called a yaw axis.
  • the present invention can also be applied to a vertical take-off and landing aircraft provided with a propeller other than the ducted fan.
  • the structure of a ducted fan as a propelling device is known, and thus the detailed description is omitted.
  • FIG. 2A and FIG. 2B are explanatory diagrams of the posture stability control device 100 of the first embodiment in a state in which the thrust force is diverted by giving an attack angle to the blade-like member 3.
  • FIG. 2A is a perspective view
  • FIG. 2B is a plan view.
  • FIG. 3A and FIG. 3B are explanatory views of the posture stabilization control device 100 of the first embodiment in a state where the posture is stabilized by the lift force of the blade 3 without giving an attack angle to the blade 3.
  • FIG. 3A is a perspective view
  • FIG. 3B is a plan view.
  • the attitude stable control device 100 is attached to the lower part of the duct 2 of the ducted fan 1 which is a propulsion device for levitation and propulsion of the airframe disposed one by one each before and after the aircraft.
  • the posture stability control device 100 has two blade members 3 and two angle adjustment mechanisms 20 described later.
  • the two blade members 3 face each other symmetrically with respect to a low axis which is a line connecting the two propulsion axes about the propulsion axis.
  • Each of the blade members 3 is disposed in an air flow for generating a propulsive force generated by the ducted fan 1 and has a surface for diverting the air flow.
  • FIGS. 2A to 3B when using the wing-like member 3 parallel to the low-axis of the airframe, the wing-like member 3 is less susceptible to wind resistance during navigation, so it is suitable for an airframe giving priority to navigation speed. .
  • the wing-like member 3 is supported by an angle adjusting mechanism 20 fixed to the duct 2.
  • the angle adjustment mechanism 20 has a pair of support rods 4 and a cylinder 5.
  • the angle adjustment mechanism 20 changes the angle of attack of the blade 3 with respect to the air flow generated by the ducted fan 1.
  • the vertical take-off and landing aircraft 1000 keeps the gyro effect without changing the rotational speed of the ducted fan 1 by making the blade 3 have an angle of attack and diverting the air flow generated by the ducted fan 1 to the left and right of the fuselage. It is possible to control the aircraft levitation thrust.
  • pressure is applied to the vertical take-off and landing aircraft 1000 from the left and right direction by the reaction of the divided air flow, so that rolling occurring in the low-axis direction of the vehicle at take-off and landing and in the air can be suppressed and the vehicle attitude can be stabilized.
  • the vertical air flow 7 generated by the ducted fan 1, the split thrust 8 diverted by the blade member 3, the pressure 9 applied to the airframe as a reaction force of the split thrust 8 and the tension applied to the fuselage by lift force generated on the blade member 3. 10 is indicated by an arrow.
  • the cross-sectional shape perpendicular to the longitudinal direction of the wing-like member 3 is preferably formed into a wing with a camber.
  • lift can be generated on the blade-like member 3.
  • the lift generated on the wing-like member 3 is transmitted to the vertical take-off and landing aircraft 1000 from the support rods 4 and the cylinders 5.
  • the lift acts on the airframe as a tension that pulls the vertical take-off and landing aircraft 1000 left and right.
  • the wing-like member 3 is not given an attack angle, rolling occurring in the low axis direction of the airframe can be reduced and the attitude of the airframe can be stabilized during takeoff and landing, airborne rest and navigation. .
  • FIG. 4A and FIG. 4B are explanatory drawings showing the blade 3 and the angle adjustment mechanism 20.
  • FIG. FIG. 4A shows a state in which the blade members 3 are arranged in parallel to the air flow generated by the ducted fan 1.
  • FIG. 4B shows a state in which the blade 3 is inclined with respect to the air flow generated by the ducted fan 1.
  • an arm (not shown) connected to the side of the airframe can be provided as a substitute for the duct 2.
  • the support rod 4 and the cylinder 5 extend radially inward of the duct 2 from the left inner portion of the duct 2.
  • the blade 3 is supported by the support rod 4 and the cylinder 5 so as to be rotatable about an axis substantially parallel to the low axis.
  • the support rod 4 and the cylinder 5 are preferably equally spaced apart in the vertical direction with respect to the center point 11 of the lift.
  • the attachment structure of the wing-like member 3 is extended by the support rod 4 and the cylinder 5 extended from the left portion of the duct 2 It is preferable to have a structure to hold.
  • the attitude stability control device 100 can be attached to the lower part of the duct 2 in the vertical take-off and landing aircraft 1000 including the duct 2.
  • the arm In the vertical take-off and landing aircraft 1000 without the duct 2, the arm is extended from the side of the airframe so that the force generated in the wing 3 is transmitted as pressure or tension to the side of the airframe, and the wing 3 is attached to the arm.
  • FIG. 5A and FIG. 5B are explanatory views of a posture stability control device 200 of the second embodiment in which the blade-like member 206 is formed in a cylindrical shape to give an attack angle.
  • FIG. 5A is a perspective view
  • FIG. 5B is a plan view.
  • FIGS. 6A and 6B are explanatory views of the posture stabilization control device 200 according to the second embodiment in which the posture is stabilized by the lift force generated in the blade member 206 without giving an angle of attack to the blade member 206.
  • 6A is a perspective view
  • FIG. 6B is a plan view.
  • the blade member 6 is formed in a semi-cylindrical shape, and the pressure due to the diversion and the tension due to the lift force of the blade member 206 also act in the longitudinal direction of the machine to reduce rolling around the low axis. In addition, it is possible to reduce the occurrence of pitching around the pitch axis. Therefore, the second embodiment is suitable for an airframe in which the hovering performance is emphasized.
  • the blade-shaped member 6 of 2nd Embodiment is applicable also to the vertical take-off and landing machine provided with only one contra-rotating-type rotor.

Landscapes

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Abstract

機体前後に各１基のダクテッドファンをコンパクトに配置した垂直離着陸機の場合は、推力発生面が機体前後方向に比して左右方向に小さく、また、推力をローターの回転数でコントロールすることから離着陸時及び空中静止時にジャイロ効果が低下し機体はロー軸を中心とするローリングを起こしやすいため、機体姿勢は不安定となる。この課題を解決するため、本願発明は、垂直離着陸機の推進器の下方に取り付けられる姿勢安定制御装置であって、垂直離着陸機の左側に配置した第１の羽根状部材と、垂直離着陸機の右側に配置した第２の羽根状部材と、推進器によって発生する気流に対する第１の羽根状部材の迎角を変化させる第１の角度調整機構と、推進器によって発生する気流に対する第２の羽根状部材の迎角を変化させる第２の角度調整機構と、を備えることを特徴とする姿勢安定制御装置を提供する。

Description

姿勢安定制御装置および垂直離着陸機
　本発明は、垂直離着陸機用の姿勢安定制御装置及び垂直離着陸機に関するものである。
　ヘリコプターのように長いローターブレードとローターブレードの迎角を変化させる可変ピッチ機構とを備えた機体の場合は、機体サイズに対して推力発生面積が大きい事と、ジャイロ効果を発生させるローターブレードの回転数を一定に保ったまま推力のコントロールが可能な事から、離着陸時及び空中静止時に機体姿勢は安定する。「ジャイロ効果」とは自転運動する回転体がその姿勢を維持しようとする現象をいう。実用化が進んでいるドローンと呼ばれるマルチコプターのように４基以上のプロペラを重心位置から張り出して搭載している場合も推力発生面積が大きくなるため機体姿勢は安定する。
特開平０６－２９３２９６ 特開２００７－１１８８９１ 特表２００４－５２６６３０
　しかし、機体前後に推進器として各１基のダクテッドファンをコンパクトに配置した垂直離着陸機の場合、推力発生面が機体の前後方向に比して機体の左右方向に小さい。したがって、離着陸時、空中静止時に加え航行時においても機体はロー軸を中心とするローリングを起こしやすく機体姿勢は不安定となる。
　更に、ローターブレードの迎角を変化させる可変ピッチ機構を有していない機体の場合は、離着陸時及び空中静止時にダクテッドファンの回転数を低下させて推力をコントロールする。したがって、推力減少と比例してジャイロ効果が減少し、機体ロー軸を中心とするローリングによって機体が左右に転倒する危険性が高まる。
　ジャイロ効果を保ったまま浮上推力のコントロールが可能な装置は、従来技術では可変ピッチ機構のみである。オートバイと同等サイズの小型垂直離着陸機に搭載が望まれる半径６０ｃｍ以下のダクテッドファンにおいては、ローターブレードの先端速度を音速（約３４０ｍ／秒）以下と限定した場合でも、ジャイロ効果を最大限得るためのローター最大回転数は約１１、０００回転／分以上に達する。このような高回転のローターには従来技術の航空機用高回転可変ピッチ機構を採用することが考えられるが、従来技術の航空機用高回転可変ピッチ機構は３枚以上のローターブレードには適用できない。小型垂直離着陸機のダクテッドファンからなる推進器をを小半径に設計し、推力を最大限得ようとした場合は、推進器１基につき４枚以上のローターブレードが必要となる。
　以上に鑑み、本願発明は、乗用マルチコプターを含む垂直離着陸機の根本的な欠点である、空中静止時に急激な上昇気流を受けた場合及び機体垂直降下時に姿勢が不安定となり墜落に直結するという危険性を減少させることを課題とする。また、垂直離着陸機の離着陸時及び空中静止時のローリングを低減させる姿勢安定制御装置及び垂直離着陸機を提供することを課題とする。
　上記課題を解決するため、本願発明は、
　垂直離着陸機の推進器の下方に取り付けられる姿勢安定制御装置であって、
　前記垂直離着陸機の左側に配置した第１の羽根状部材と、
　前記垂直離着陸機の右側に配置した第２の羽根状部材と、
　前記推進器によって発生する気流に対する前記第１の羽根状部材の迎角を変化させる第１の角度調整機構と、
　前記推進器によって発生する気流に対する前記第２の羽根状部材の迎角を変化させる第２の角度調整機構と、を備えることを特徴とする姿勢安定制御装置を提供する。
　また、上記課題を解決するため、本願発明は、上記姿勢安定装置を備えた垂直離着陸機を提供する。
　また、上記課題を解決するため、本願発明は
　機体と、
　前記機体の前後に１つずつ設けられた垂直離着陸用の第１及び第２の推進器と、を備えた垂直離着陸機において、
　前記第１及び第２の推進器がそれぞれ、
　推進軸線を中心に前記第１及び第２の推進器の推進軸線を結ぶ線に対して左右対称に向かい合って、前記第１及び第２の推進器の発生する推進気流内に配置される同一仕様の第１及び第２の羽根状部材と、
　対応する前記第１及び第２の推進器により発生する推進気流に対して前記第１及び第２の羽根状部材の迎角をそれぞれ変化させる第１及び第２の角度調整機構と、を備えてなることを特徴とする姿勢安定制御装置を備えた垂直離着陸機を提供する。
　本願発明によれば、乗用マルチコプターを含む垂直離着陸機の根本的な欠点である、空中静止時に急激な上昇気流を受けた場合や機体垂直降下時に姿勢を崩しやすく墜落に直結する危険性を減少させることができる。また、本願発明によれば、垂直離着陸機の離着陸時及び空中静止時のローリングを低減させ、機体姿勢を安定させることができる。
図１は垂直離着陸装置を示す斜視図である。 図２Ａおよび図２Ｂは、羽根状部材に迎角を与えて推力を分流させる状態の第１実施形態の姿勢安定制御装置の説明図である。図２Ａは斜視図であり、図２Ｂは平面図である。 図３Ａおよび図３Ｂは、羽根状部材に迎角を与えず羽根状部材の揚力で姿勢を安定させる状態の第１実施形態の姿勢安定制御装置の説明図である。図３Ａは斜視図であり、図３Ｂは平面図である。 図４Ａおよび図４Ｂは羽根状部材と角度調整機構を示す説明図である。図４Ａは推進器が発生させる気流に対して羽根状部材を平行に配置した状態を示す。図４Ｂは推進器が発生させる気流に対して羽根状部材を傾けた状態を示す。 図５Ａおよび図５Ｂは羽根状部材を円筒状に形成して迎角を与えた第２実施形態の姿勢安定制御装置の説明図である。図５Ａは斜視図であり、図５Ｂは平面図である。 図６Ａおよび図６Ｂは羽根状部材に迎角を与えず羽根状部材の揚力で姿勢を安定させる状態の第２実施形態の姿勢安定制御装置の説明図である。図６Ａは斜視図であり、図６Ｂは平面図である。
　以下、図面を参照して本願の第１実施形態および第２実施形態について説明する。本願の図において、斜視図の羽根状部材３、２０６に表された濃淡は、立体表面の形状を示すためのものである。また、斜視図において羽根状部材３、２０６の奥側に位置する角度調製機構２０、２２０を示すため、羽根状部材３、２０６を半透明により描画している。図面においては姿勢安定制御装置１００、２００の左側部分にのみ参照符号を付し、以下の説明においても左側部分を中心に説明するが、姿勢安定制御装置１００、２００はロー軸に関し左右対称であり、右側部分は左側部分と同様である。
　（第１実施形態）
　図１は機体浮上及び推進用推進器として機体前後に各１基のダクテッドファン１を配置した垂直離着陸機１０００を示す斜視図である。機体前後のダクテッドファン１は同一構造、同一仕様のものである。図１に示すＸ軸の方向が垂直離着陸機１０００の左右方向、Ｙ軸の方向が垂直離着陸機１０００の前後方向、Ｚ軸の方向が垂直離着陸機１０００の上下方向である。ダクテッドファン１は推進軸線がＺ軸と略平行になるように配置されている。Ｘ軸と平行な軸線を中心とした垂直離着陸機１０００の回転をピッチングと呼び、その軸線をピッチ軸と呼ぶ。Ｙ軸と平行な軸線を中心とした垂直離着陸機１０００の回転をローリングと呼び、その軸線をロー軸と呼ぶ。Ｚ軸と平行な軸線を中心とした垂直離着陸機１０００の回転をヨーイングと呼び、その軸線をヨー軸と呼ぶ。なお、本願発明はダクテッドファン以外の推進器を備えた垂直離着陸機に適用することもできる。推進器としてのダクテッドファンの構造は周知のものであるので、詳細な説明を省略する。
　図２Ａおよび図２Ｂは、羽根状部材３に迎角を与えて推力を分流させる状態の第１実施形態の姿勢安定制御装置１００の説明図である。図２Ａは斜視図であり、図２Ｂは平面図である。図３Ａおよび図３Ｂは、羽根状部材３に迎角を与えず羽根状部材３の揚力で姿勢を安定させる状態の第１実施形態の姿勢安定制御装置１００の説明図である。図３Ａは斜視図であり、図３Ｂは平面図である。第１実施形態に係る姿勢安定制御装置１００は、機体前後に各１基配置された機体浮上及び推進用の推進器であるダクテッドファン１のダクト２の下部に取り付けられている。姿勢安定制御装置１００は２枚の羽根状部材３と後述する２つの角度調整機構２０とを有する。２枚の羽根状部材３は推進軸線を中心に２つの推進軸線を結ぶ線であるロー軸に対して対称に向かい合っている。各羽根状部材３は、ダクテッドファン１が発生する推進力発生用の気流内に配置され、該気流を分流させる面を有している。図２Ａから図３Ｂに示すように、機体ロー軸に平行な羽根状部材３を用いた場合、羽根状部材３が航行時に風の抵抗を受けにくいため、航行速度を優先する機体に適している。
　羽根状部材３は、ダクト２に固定された角度調整機構２０によって支持されている。角度調整機構２０は、一対の支持ロッド４およびシリンダー５を有している。角度調整機構２０はダクテッドファン１により発生する気流に対する羽根状部材３の迎角を変化させる。垂直離着陸機１０００は、羽根状部材３に迎角を持たせ、ダクテッドファン１が発生させた気流を機体の左右に分流させることで、ダクテッドファン１の回転数を変化させずにジャイロ効果を保ったまま機体浮上推力をコントロールすることができる。また、分流させた気流の反作用により垂直離着陸機１０００には左右方向から圧力が掛かり、離着陸時及び空中静止時に機体ロー軸方向に対して起こるローリングを抑え、機体姿勢を安定させることができる。図面においては、ダクテッドファン１によって発生する垂直気流７、羽根状部材３によって分流した分流推力８、分流推力８の反力として機体にかかる圧力９、羽根状部材３に発生する揚力によって機体にかかる張力１０を矢印で示している。
　羽根状部材３の長手方向に垂直な断面形状は、キャンバーのある翼型に形成することが好ましい。これにより羽根状部材３に揚力を発生させることができる。羽根状部材３に発生した揚力は支持ロッド４及びシリンダー５から垂直離着陸機１０００に伝わる。揚力は垂直離着陸機１０００を左右に引っ張る張力として機体に作用する。これにより、羽根状部材３に迎角を与えない状態でも、離着陸時、空中静止時に加え航行時においても、機体ロー軸方向に対して発生するローリングを減少させ、機体姿勢を安定させる事が出来る。
　図４Ａおよび図４Ｂは羽根状部材３と角度調整機構２０を示す説明図である。図４Ａはダクテッドファン１が発生させる気流に対して羽根状部材３を平行に配置した状態を示す。図４Ｂはダクテッドファン１が発生させる気流に対して羽根状部材３を傾けた状態を示す。
　ダクト２を有さない垂直離着陸機１０００においては、機体側面と繋がった不図示のアームを設け、ダクト２の代わりとする事ができる。支持ロッド４およびシリンダー５はダクト２の左内側部分からダクト２の径方向内側に延びている。羽根状部材３はロー軸と略平行な軸線を中心として回転可能に支持ロッド４およびシリンダー５によって支持されている。支持ロッド４とシリンダー５は、揚力の中心点１１に対して上下方向に均等に離隔して配することが好ましい。支持ロッド４を揚力の中心点１１よりも翼断面前面側（上側）に配することで、羽根状部材３はダクテッドファン１からの風力により生じた揚力によって迎角を持つ角度に回転する。したがって、シリンダー５の動作機構は伸縮双方向では無く、シリンダー５を伸ばす機構のみに簡略化する事ができる。
　羽根状部材３に生じた力を機体左右方向からの圧力又は張力として機体に効率良く作用させるために、羽根状部材３の取り付け構造はダクト２の左側部分から伸ばした支持ロッド４とシリンダー５によって保持する構造とすることが好ましい。
　姿勢安定制御装置１００は、ダクト２を備える垂直離着陸機１０００においてはダクト２の下部に取り付けることができる。ダクト２を備えない垂直離着陸機１０００においては、羽根状部材３に生じた力が機体側面に圧力又は張力として伝わるよう、機体側面からアームを延ばし、そのアームに羽根状部材３を取り付ける。
　（第２実施形態）
　次に、図５Ａ、図５Ｂ、図６Ａおよび図６Ｂを参照して本願の第２実施形態について説明する。なお、上記第１実施形態と重複する説明は省略し、上記第１実施形態とは異なる点について説明する。図面において、上記第１実施形態の部分と対応する部分には、第１実施形態において使用した参照符号に「２００」を足した数の参照符号を付する。例えば、第１実施形態のダクテッドファン１に対応する第２実施形態のダクテッドファンには「２０１」という参照符号を付する。
　図５Ａおよび図５Ｂは羽根状部材２０６を円筒状に形成して迎角を与えた第２実施形態の姿勢安定制御装置２００の説明図である。図５Ａは斜視図であり、図５Ｂは平面図である。図６Ａおよび図６Ｂは羽根状部材２０６に迎角を与えず羽根状部材２０６に生じる揚力で姿勢を安定させる状態の第２実施形態の姿勢安定制御装置２００の説明図である。図６Ａは斜視図であり、図６Ｂは平面図である。第２実施形態においては、羽根状部材６を半円筒状に形成して、分流による圧力及び羽根状部材２０６の揚力による張力を機体前後方向にも作用させ、ロー軸を中心とするローリング低減に加えピッチ軸を中心とするピッチング発生を低減出来るものとしている。したがって、第２実施形態は、ホバリング性能を重視した機体に適している。なお、第２実施形態の羽根状部材６は、二重反転型のローターを１基のみ備えた垂直離着陸機にも適用できる。
１、２０１　ダクテッドファン
２、２０２　ダクト
３、２０３、２０６　羽根状部材
４、２０４　支持ロッド
５、２０５　シリンダー
７、２０７　垂直気流
８、２０８　分流推力
９、２０９　圧力
１０、２１０　張力
１１　揚力の中心点
１００、２００　姿勢安定制御装置
１０００　垂直離着陸機

Claims (9)

  1. 　垂直離着陸機の推進器の下方に取り付けられる姿勢安定制御装置であって、
    　前記垂直離着陸機の左側に配置した第１の羽根状部材と、
    　前記垂直離着陸機の右側に配置した第２の羽根状部材と、
    　前記推進器によって発生する気流に対する前記第１の羽根状部材の迎角を変化させる第１の角度調整機構と、
    　前記推進器によって発生する気流に対する前記第２の羽根状部材の迎角を変化させる第２の角度調整機構と、を備えることを特徴とする姿勢安定制御装置。
  2. 　前記第１の羽根状部材と前記第２の羽根状部材の長手方向に垂直な断面形状はキャンバーのある翼型をしていることを特徴とする請求項１に記載の姿勢安定制御装置。
  3. 　前記第１の羽根状部材と前記第２の羽根状部材はそれぞれ半円筒状をしていることを特徴とする請求項１又は２に記載の姿勢安定制御装置。
  4. 　前記第１の羽根状部材と前記第２の羽根状部材とは、同一形状であることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の姿勢安定制御装置。
  5. 　前記第１の羽根状部材と前記第２の羽根状部材とは、前記推進器の上下中心軸線に対して左右対称に配置されていることを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の姿勢安定制御装置。
  6. 　前記推進器はダクテッドファンであり、
    　前記第１の角度調整機構は、前記ダクテッドファンのダクトの左内側部分から前記ダクトの径方向内側へ延びる第１の支持ロッドと第１のシリンダーとを有し、
    　前記第２の角度調整機構は、前記ダクトの右内側部分から前記ダクトの径方向内側へ延びる第２の支持ロッドと第２のシリンダーとを有することを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載の姿勢安定制御装置。
  7. 　請求項１から６のいずれか一項に記載の姿勢安定装置を機体前後に各１つずつ備えた垂直離着陸機。
  8. 　機体と、
    　前記機体の前後に１つずつ設けられた垂直離着陸用の第１及び第２の推進器と、を備えた垂直離着陸機において、
    　前記第１及び第２の推進器がそれぞれ、
    　推進軸線を中心に前記第１及び第２の推進器の推進軸線を結ぶ線に対して左右対称に向かい合って、前記第１及び第２の推進器の発生する推進気流内に配置される同一仕様の第１及び第２の羽根状部材と、
    　対応する前記第１及び第２の推進器により発生する推進気流に対して前記第１及び第２の羽根状部材の迎角をそれぞれ変化させる第１及び第２の角度調整機構と、を備えてなることを特徴とする姿勢安定制御装置を備えた垂直離着陸機。
  9. 　前記第１及び第２の推進器はダクテッドファンであることを特徴とする請求項８に記載の垂直離着陸機。
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