WO2023188268A1 - 回転翼機 - Google Patents

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WO2023188268A1
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Inventor
誠 野村
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三共木工株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use

Definitions

  • the technology of the present disclosure relates to rotary wing aircraft.
  • helicopters are equipped with a tail rotor to counteract the reversal torque caused by the rotation of the main rotor.
  • the tail rotor consumes 20-30% of the engine power. Therefore, a helicopter without a tail rotor has been proposed as described below.
  • Japanese Unexamined Patent Publication No. 07-304499 discloses that a fan is rotated using part of the power of an engine for driving a main rotor, airflow by the fan is guided rearward via a tail boom, and a blowout port is used to rotate a fan.
  • a helicopter is disclosed that cancels the counter torque generated in the fuselage by ejecting air in a horizontal direction substantially perpendicular to the axis of the aircraft.
  • the technology of the present disclosure provides a rotary wing aircraft that can generate a reaction force in the direction opposite to the reaction torque generated in the main body by the rotation of the rotor, without using engine output for rotation of the rotor.
  • the purpose is to provide.
  • a rotary wing aircraft includes a main body, a rotor that rotates above the main body, a rotor drive unit that rotates the rotor, and a rotor drive unit that is attached to the main body and that rotates the rotor. It is arranged in a region where downwash is supplied by the rotation of the rotor by the rotor drive unit, and when the downwash is supplied, it is applied to the main body in a direction opposite to the direction of the counter torque generated in the main body by the rotation of the rotor. and a member that generates a reaction force.
  • the member has a first curved surface through which the downwash flows, and a second curved surface through which the downwash flows and is opposite to the first curved surface. , and a first length of the first curved surface in the direction in which the downwash flows is longer than a second length of the second curved surface in the direction in which the downwash flows.
  • the cross-sectional shape of the member is the shape of a wing cross-section.
  • the member is rotatably attached to the main body via a shaft, and the member is arranged in the direction of the downwash. As the inclination angle increases, the generated reaction force increases, and the rotorcraft:
  • the apparatus further includes a motor that rotates the member, and a control section that controls the motor so that the magnitude of the reaction force changes.
  • control unit tilts the member at an angle such that the reaction torque is canceled out by the reaction force with respect to the direction of the downwash. Control the motor.
  • a first aspect of the technology disclosed herein is capable of generating a reaction force in the direction opposite to the direction of the reaction torque generated in the main body by the rotation of the rotor, without using engine output for rotation of the rotor. can.
  • the second and third aspects of the technology of the present disclosure can provide a member with a simple configuration.
  • the fourth aspect of the technology of the present disclosure allows the magnitude of the reaction force to be adjusted.
  • the fifth aspect of the technology of the present disclosure can cancel out the counter torque generated in the main body due to rotation of the rotor.
  • FIG. 1 is a schematic perspective view of a helicopter 10A according to a first embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram illustrating the principle by which a reaction force L for canceling the reaction torque RT is generated in a tail control wing 24 provided in the helicopter 10A.
  • 7 is a graph showing the relationship between the angle of attack a of the tail control wing 24 and the reaction force L.
  • FIG. It is a graph showing the relationship between the rotational speed v of the rotor 16 and the counter torque RT generated when the rotational speed of the rotor 16 is the rotational speed v.
  • the relationship between the rotational speed v of the rotor 16 and the angle of attack a of the tail control wing 24 for generating a reaction force L for canceling the reaction torque RT generated when the rotational speed of the rotor 16 is the rotational speed v is shown. It is a graph. 7 is a graph showing the relationship between the angle of attack a of the tail control wing 24 and the reaction force L generated in the tail control wing 24 when the angle of attack a is changed from A.
  • FIG. 7 is a graph showing the relationship between the amount of change ⁇ a in which the angle of attack a of the tail control wing 24 is changed from A and the amount of change in the direction of the main body 12 when the angle of attack a is changed.
  • FIG. 1 It is a schematic block diagram of the control system of helicopter 10A. It is a functional block diagram of CPU52 of helicopter 10A. 2 is a flowchart of a direction control program for controlling the direction of the main body 12, which is executed by the CPU 52 of the helicopter 10A according to the first embodiment. It is a schematic perspective view of tail control wing 24A of helicopter 10A of a 2nd embodiment. 7 is a graph showing the relationship between the angle ⁇ of the flap 24A2 of the tail control wing 24A and the reaction force L generated in the tail control wing 24 when the angle of attack a is A. FIG.
  • FIG. 1 shows a schematic perspective view of a helicopter 10A according to the first embodiment.
  • the helicopter 10A includes a main body 12, a rotor 16 provided on the upper part of the main body 12, a rotor drive unit 14 provided in the main body 12 and rotating the rotor 16, and a support 18 connected to the main body 12 and connected to the support 18.
  • a tail control wing 24 is rotatably provided around the tail control wing 24, and a motor 20 is provided on the support column 18 and rotates the tail control wing 24.
  • the helicopter 10A uses the lift generated by rotating the rotor 16 above the main body 2 to levitate the main body 12 in the air to ascend and descend the aircraft, and also uses a part of the lift as propulsive force. , horizontal flight and flight direction can be controlled. For this reason, the helicopter 10A includes a complicated mechanism, but since the configuration of the helicopter 10 is well known, a detailed explanation thereof will be omitted. The legs (skids) are also omitted.
  • the helicopter 10A does not include a tail rotor.
  • the helicopter 10A includes a tail control wing 24.
  • the tail control wing 24 is attached to the main body 12 and is disposed in a region where the downwash D is supplied by the rotation of the rotor 16 by the rotor drive unit 14. The rotation generates a reaction force in the direction opposite to the direction of the reaction torque RT generated in the main body 12.
  • FIG. 2 shows a diagram illustrating the principle by which a reaction force L for canceling the reaction torque RT is generated in the tail control wing 24 provided in the helicopter 10A.
  • the first curved surface of the tail control wing 24 on the right side of the paper in FIG. It has a shape.
  • downward downwash D due to the rotation of the rotor 16 is supplied to the tail control wing 24.
  • the first length of the first curved surface in the direction in which downwash D flows is longer than the second length of the second curved surface in the direction in which downwash D flows.
  • the flow velocity of the air flowing near the right side of the paper in FIG. 2 of the tail control wing 24 is faster than the flow velocity of the air flowing near the left side of the paper, so the pressure near the right side of the tail control wing 24 in FIG. 2 is equal to the pressure near the left side of the paper. become smaller. Therefore, a force L is generated on the tail control wing 24 on the right side of the paper in FIG. As shown in FIG. 1, a force L in the direction of clockwise rotation is applied to the main body 12 due to a force L generated in the tail control wing 24 to the right in the paper of FIG. As described above, the counter torque RT of counterclockwise rotation acts on the main body 2.
  • the angle of attack a is determined by the direction of the downwash D and a line (so-called chord line) CL connecting the leading edge FP and the trailing edge BP of the tail control wing 24 facing the downwash D. It is the angle formed by
  • the tail control wing 24 is provided rotatably about the strut 18, in particular about the center 18A of the strut 18 (see also FIG. 2).
  • the angle of attack a changes. As shown in FIG. 3, as the angle of attack a gradually increases, the reaction force L also gradually increases, but when the angle of attack a exceeds a certain value, the reaction force L decreases.
  • the relationship between the angle of attack a of the tail control wing 24 and the reaction force L is determined in advance according to the downwash flow velocity Dv.
  • FIG. 4 shows a graph showing the relationship between the rotational speed v of the rotor 16 and the reaction torque RT generated when the rotational speed of the rotor 16 is the rotational speed v.
  • the reaction torque RT increases as the rotational speed v of the rotor 16 increases.
  • the relationship between the rotational speed v of the rotor 16 and the counter torque RT is determined in advance.
  • FIG. 5 shows the rotational speed v of the rotor 16 and the angle of attack a of the tail control wing 24 for generating a reaction force L to cancel the reaction torque RT generated when the rotational speed of the rotor 16 is the rotational speed v.
  • a graph showing the relationship between
  • the relationship between the angle of attack a of the tail control wing 24 and the reaction force L is determined in advance according to the flow velocity Dv of the downwash D (see FIG. 3).
  • the flow velocity Dv of the downwash D is determined according to the rotational speed v of the rotor 16
  • the relationship between the angle of attack a of the tail control wing 24 and the reaction force L is also determined according to the flow velocity Dv of the downwash D.
  • the relationship between the rotational speed v of the rotor 16 and the counter torque RT is determined in advance (see FIG. 4).
  • the relationship between the rotational speed v of the rotor 16 and the angle of attack a of the tail control wing 24 for generating the reaction force L to cancel the reaction torque RT generated when the rotational speed of the rotor 16 is the rotational speed v. is also determined in advance as shown in FIG.
  • a graph showing the relationship is shown.
  • a graph showing the relationship between the amount of change and the amount of change is shown.
  • the main body 12 when it is desired to change the direction of the main body 12 to the right or to the left, by changing the angle of attack a according to the relationship shown in FIG. 7, the main body 12 can be directed in the desired direction.
  • FIG. 8 shows a schematic block diagram of the control system of the helicopter 10A.
  • the control system of the helicopter 10A includes a computer 50.
  • the computer 50 includes a CPU (Central Processing Unit) 52, a ROM (Read Only Memory) 54, a RAM (Random Access Memory) 56, and an input/output (I/O) port 58.
  • the CPU 52, ROM 54, RAM 56, and I/O port 58 are interconnected via a bus 60.
  • a secondary storage device 65, a communication device 63, a rotor drive section 14, and a motor 20 are connected to the I/O port 58.
  • the communication device 63 is a device that receives a direction change instruction signal from a remote control device operated by an operator on the ground.
  • the secondary storage device 65 stores a direction control program 65P (FIG. 10), which will be described later.
  • the direction control program 65P is read out from the ROM 54 to the RAM 54 and executed by the CPU 52, thereby executing the direction control process (therefore, the direction control method) to be described later.
  • the ROM 54 is a non-transitory tangible computer readable recording medium, such as an HDD (Hard Disk Drive) or SSD (Solid). Non-volatile memory such as state drive) It is a device.
  • the direction control program 65P may be stored in the ROM 54 instead of the secondary storage device 65.
  • the secondary storage device 65 stores the rotational speed v of the rotor 16 and the tail control wing 24 for generating a reaction force L for canceling the reaction torque RT generated when the rotational speed of the rotor 16 is the rotational speed v.
  • a relationship 65Q with the angle of attack a is stored in a data table or the like.
  • the secondary storage device 65 stores the amount of change in the angle of attack a of the tail control wing 24 from A and the amount of change ⁇ a in which the direction of the main body 12 changes when the angle of attack a is changed, as shown in FIG.
  • a relationship 65R corresponding to the flow velocity Dv of the downwash D is stored in a data table or the like.
  • FIG. 9 shows a functional block diagram of the CPU 52 of the helicopter 10A.
  • the functions of the CPU 52 include a calculation function, a capture function, a drive control function, and a judgment function.
  • the CPU 52 functions as a calculation unit 62, a capture unit 64, a drive control unit 66, and a determination unit 68 by executing any of the direction control programs.
  • FIG. 10 shows a flowchart of a direction control program for controlling the direction of the main body 12, which is executed by the CPU 52 of the helicopter 10A of the first embodiment.
  • the CPU 52 executes the direction control program, the direction control process and the direction control method are executed.
  • step 102 the calculation unit 62 calculates the rotational speed v of the rotor 16 based on the control data for rotating the rotor 16 via the rotor drive unit 14.
  • the rotational speed V of the rotor 16 may be acquired by a sensor that detects the rotational speed V of the rotor 16.
  • step 104 the intake unit 64 uses the rotational speed v of the rotor 16 calculated in step 102 to calculate the angle a of the tail control wing 24, which generates a reaction force L having a value equal to the value of the reaction torque RT, by 2.
  • the relationship 65Q stored in the storage device 65 is taken in.
  • the drive control unit 66 drives the motor 20 so that the angle of the tail control wing 24 becomes the angle a. This can prevent the main body 12 from rotating.
  • step 108 the determination unit 68 determines whether or not the flight is stopped. If it is determined that the flight has not stopped, the direction control process proceeds to step 110.
  • step 110 the determining unit 68 determines whether a direction change has been instructed by determining whether a direction change instruction signal has been received from a remote control device operated by an operator on the ground. If it is determined that a direction change has not been instructed, the direction control process returns to step 102. If it is determined that a direction change has been instructed, the direction control process proceeds to step 112, in which the import unit 64 stores in secondary storage the amount of change ⁇ a in the angle of the tail control wing 24 to face in the instructed direction. It is taken in from the above relationship 65R corresponding to the flow rate Dv of downwash D stored in the device 65.
  • the drive control unit 66 drives the motor 20 so that the angle of the tail control wing 24 changes by the amount of change ⁇ a. This allows the main body 12 to be directed in the designated direction.
  • step 108 If it is determined in step 108 that the flight has stopped, the direction control program ends.
  • the present embodiment can provide a tail control wing 24 with a simple configuration.
  • the magnitude of the reaction force can be adjusted.
  • the counter torque generated in the main body due to the rotation of the rotor can be canceled out.
  • steps 112 and 114 may be performed not by rotating the tail control wing 24 but by changing the plane of rotation of the rotor 16 as in a conventional helicopter.
  • a second embodiment will be described.
  • the configuration of the second embodiment has the same parts as the first embodiment, so the same parts are given the same reference numerals, the explanation thereof will be omitted, and the different parts will be mainly explained.
  • FIG. 11 shows a schematic perspective view of a tail control wing 24A of a helicopter according to a second embodiment.
  • the tail control wing 24A includes a tail control wing base 24A1 that is rotatably provided on the main body 12 via the support 18 and around the support 18, and a flap 24A2.
  • the flap 24 includes a support 25 that is rotatably supported by a support member 31 and a motor 29 that rotates the flap 24 around the center of the support 25.
  • the computer 50 can control the motor 29 to rotate the flap 24A2 to the left ( ⁇ direction) in the paper of FIG. 11 and to the opposite direction.
  • the angle ⁇ of the flap 24A2 is increased, the reaction force L generated in the tail control wing 24 is increased.
  • FIG. 13 shows a graph showing the relationship between the angle ⁇ of the flap 24A2 of the tail control wing 24A and the amount of change in the direction of the main body 12 when the angle ⁇ is changed.
  • the secondary storage device 65 stores the relationship between the angle ⁇ of the flap 24A2 of the tail control wing 24A and the amount of change in the direction of the main body 12 when the angle ⁇ is changed, depending on the flow velocity Dv of the downwash D. is stored in a data table or the like.
  • FIG. 14 shows a flowchart of a direction control program for controlling the direction of the main body 12, which is executed by the CPU 52 of the helicopter 10A of the second embodiment.
  • steps 102 to 110 of the direction control process of the first embodiment are executed.
  • step 110 If it is determined in step 110 that a direction change has been instructed, the direction control process proceeds to step 122, in which the intake unit 64 sets the flap angle ⁇ f ( ⁇ in FIG. 13) to face the instructed direction. ).
  • step 124 the drive control unit 66 drives the motor so that the angle of the flap 24A2 becomes the angle ⁇ f. This allows the main body 12 to be directed in the designated direction.
  • This embodiment can provide a tail control wing 24A with a simple configuration.
  • the magnitude of the reaction force can be adjusted.
  • the counter torque generated in the main body due to the rotation of the rotor can be canceled out.
  • steps 122 and 124 may be performed by changing the plane of rotation of the rotor 16, as in a conventional helicopter, instead of controlling the angle of the flap 24A2.
  • the reaction force is adjusted by the angle of the tail control wing base 24A1 and the further angle of the flap 24A2.
  • the number of blades of the rotor 16 is not limited to two, but may be three, four, five, six, etc.
  • one alternative device for the tail rotor including the strut 18, the motor 20, and the tail control wing 24 is provided at the rear of the main body 12, but the technology of the present disclosure is not limited to this. You can make money.
  • one of the alternative devices may be provided on each side of the main body 12 instead of the rear part of the main body 12 or together with the rear part of the main body 12.
  • the helicopter 10A is an unmanned rotary wing aircraft, but the technology of the present disclosure is not limited thereto, and may be a manned rotary wing aircraft.
  • each component may exist as long as there is no contradiction.
  • the direction control processing is realized by a software configuration using a computer, but the technology of the present disclosure is not limited to this.
  • the direction control process may be performed only by a hardware configuration such as an FPGA (Field-Programmable Gate Array) or an ASIC (Application Specific Integrated Circuit). .
  • Part of the direction control processing may be executed by a software configuration, and the remaining processing may be executed by a hardware configuration.
  • Non-transitory computer-readable media includes various types of tangible storage media.
  • Examples of non-transitory computer-readable media include magnetic recording media (e.g., flexible disks, magnetic tapes, hard disk drives), magneto-optical recording media (e.g., magneto-optical disks), CD-ROMs (Read Only Memory), CD-Rs, and CDs. - R/W, semiconductor memory (for example, mask ROM, PROM (Programmable ROM), EPROM (Erasable PROM), flash ROM, RAM (Random Access Memory)).
  • the program may also be provided to the computer on various types of temporary computer-readable media. Examples of transitory computer-readable media include electrical signals, optical signals, and electromagnetic waves.
  • the temporary computer-readable medium can provide the program to the computer via wired communication channels, such as electrical wires and fiber optics, or wireless communication channels.

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Abstract

回転翼機は、本体と、本体の上空で回転するロータと、前記ロータを回転させるロータ駆動部と、前記本体に取り付けられ且つ前記ロータ駆動部による前記ロータの回転によりダウンウォッシュが供給される領域に配置され、前記ダウンウォッシュが供給されると、前記本体に、前記ロータの回転により前記本体に発生する反トルクの方向と逆方向の反力を生成する部材と、を備える。

Description

回転翼機
　本開示の技術は、回転翼機に関する。
　従来、ヘリコプタは、メインロータの回転により生ずる反転トルクを打ち消すためにテールロータを備えている。しかし、テールロータは、エンジン出力の２０～３０％を消費する。そこで、以下のように、テールロータを備えないヘリコプタが提案されている。
　特開平０７－３０４４９９号公報には、メインロータを駆動するためのエンジンの動力の一部を用いてファンを回転させ、ファンによる空気流を、テールブームを介して後方に導き、吹出口により、機軸に略垂直水平方向に吹出すことで、胴体に生ずる反トルクを打ち消すヘリコプタが開示されている。
　特表２０１６－５３９０５２号公報には、同じ大きさのロータを２基装備し、２基のロータを、時計回りと反時計回りとに逆向きに回転させることで、胴体に生ずる反トルクを打ち消すヘリコプタが開示されている。
　しかし、上記従来のヘリコプタでは、テールロータに代えた備えた装置を駆動するため、エンジン出力が消費される。
　本開示の技術は、ロータの回転のためのエンジン出力を用いずに、本体に、ロータの回転により本体に発生する反トルクの方向と逆方向の反力を生成することができる回転翼機を提供することを目的とする。
　上記目的を達成するため本開示の技術の第１の態様の回転翼機は、本体と、本体の上空で回転するロータと、前記ロータを回転させるロータ駆動部と、前記本体に取り付けられ且つ前記ロータ駆動部による前記ロータの回転によりダウンウォッシュが供給される領域に配置され、前記ダウンウォッシュが供給されると、前記本体に、前記ロータの回転により前記本体に発生する反トルクの方向と逆方向の反力を生成する部材と、を備える。
　第２の態様の回転翼機は、第１の態様において、前記部材は、前記ダウンウォッシュが流れる第１の曲面と、前記ダウンウォッシュが流れ且つ前記第１の曲面に対向する第２の曲面と、を有し、前記第１の曲面の前記ダウンウォッシュが流れる方向の第１の長さは、前記第２の曲面の前記ダウンウォッシュが流れる方向の第２の長さより、長い。
　第３の態様の回転翼機は、第１の態様又は第２の態様において、前記部材の断面形状は、翼断面の形状である。
　第４の態様の回転翼機は、第１の態様～第３の態様の何れかにおいて、前記部材は、前記本体に軸を介して回転可能に取り付けられ、前記部材は、前記ダウンウォッシュの方向に対する傾斜角度が大きくなると、前記生成される反力が大きくなり、前記回転翼機は、
　前記部材を回転させるモータと、前記反力の大きさが変化するように、前記モータを制御する制御部と、を更に備える。
　第５の態様の回転翼機は、第４の態様において、前記制御部は、前記部材が、前記ダウンウォッシュの方向に対して前記反力により前記反トルクが打ち消される角度に傾くように、前記モータを制御する。
　本開示の技術の第１の態様は、ロータの回転のためのエンジン出力を用いずに、本体に、ロータの回転により本体に発生する反トルクの方向と逆方向の反力を生成することができる。
　本開示の技術の第２の態様及び第３の態様は、簡易な構成の部材を提供することができる。
　本開示の技術の第４の態様は、反力の大きさを調整することができる。
　本開示の技術の第５の態様は、ロータの回転により本体に発生する反トルクを打ち消すことができる。
第１の実施の形態のヘリコプタ１０Ａの概略構成斜視図である。 ヘリコプタ１０Ａに備えられたテールコントロールウィング２４に、反トルクＲＴを打ち消すための反力Ｌが生ずる原理を説明する図である。 テールコントロールウィング２４の迎角ａと反力Ｌとの関係を示すグラフである。 ロータ１６の回転速度ｖと、ロータ１６の回転速度が回転速度ｖの場合に発生する反トルクＲＴとの関係を示すグラフである。 ロータ１６の回転速度ｖと、ロータ１６の回転速度が回転速度ｖの場合に発生する反トルクＲＴを打ち消すための反力Ｌを発生させるためのテールコントロールウィング２４の迎角ａとの関係を示すグラフである。 テールコントロールウィング２４の迎角ａと、迎角ａをＡから変化させた場合にテールコントロールウィング２４に発生する反力Ｌとの関係を示すグラフである。 テールコントロールウィング２４の迎角ａがＡから変化させた変化量Δａと、迎角ａを変化させた場合に本体１２の方向が変化する変化量との関係を示すグラフである。 ヘリコプタ１０Ａの制御系の概略ブロック図である。 ヘリコプタ１０ＡのＣＰＵ５２の機能ブロック図である。 第１の実施の形態のヘリコプタ１０ＡのＣＰＵ５２が実行する、本体１２の方向を制御するための方向制御プログラムのフローチャートである。 第２の実施の形態のヘリコプタ１０Ａのテールコントロールウィング２４Ａの概略斜視図である。 迎角ａがＡの場合の、テールコントロールウィング２４Ａのフラップ２４Ａ２の角度θとテールコントロールウィング２４に発生する反力Ｌとの関係を示すグラフである。 テールコントロールウィング２４Ａのフラップ２４Ａ２の角度θと、角度θを変化させた場合に本体１２の方向が変化する変化量との関係を示すグラフである。 第２の実施の形態のヘリコプタ１０ＡのＣＰＵ５２が実行する、本体１２の方向を制御するための方向制御プログラムのフローチャートである。
　以下、図面を参照して、本開示の技術の実施の形態を説明する。
［第１の実施の形態］
　図１には、第１の実施の形態のヘリコプタ１０Ａの概略構成斜視図が示されている。図１に示すようにヘリコプタ１０Ａは、本体１２、本体１２の上部に設けられたロータ１６、本体１２に備えられ且つロータ１６を回転させるロータ駆動部１４、本体１２に支柱１８を介し且つ支柱１８を中心に回転可能に備えられたテールコントロールウィング２４、及び支柱１８に備えられ且つテールコントロールウィング２４を回転させモータ２０を備えている。
　ヘリコプタ１０Ａは、本体２の上空でロータ１６を回転して発生させた揚力を利用して本体１２を空中に浮揚させて機体を上昇及び下降させると共に、揚力の一部を推進力として利用して、水平方向の飛行や飛行方向を制御することができる。このため、ヘリコプタ１０Ａは、複雑な機構を含むが、ヘリコプタ１０の構成は周知であるので、その詳細な説明を省略する。また、脚（スキッド）も省略されている。
　ところで、本体２の上空でロータ１６を回転させると、作用反作用の法則によって、本体２には、ロータ１６の回転方向と逆方向に回転させようとする力、即ち、反トルクＲＴが発生する。例えば、ロータ１６を、上部から見て、時計回り（右回転Ｒ）に回転させると、本体２には、左回転の反トルクＲＴが発生する。従来は、テールロータを回転させ、反トルクＲＴを打ち消す反力を本体１２に発生させている。
　しかし、本実施の形態では、ヘリコプタ１０Ａは、テールロータを備えていない。ヘリコプタ１０Ａは、テールコントロールウィング２４を備えている。
　テールコントロールウィング２４は、本体１２に取り付けられ且つロータ駆動部１４によるロータ１６の回転によりダウンウォッシュＤが供給される領域に配置され、ダウンウォッシュＤが供給されると、本体１２に、ロータ１６の回転により本体１２に発生する反トルクＲＴの方向と逆方向の反力を生成する。
　図２には、ヘリコプタ１０Ａに備えられたテールコントロールウィング２４に、反トルクＲＴを打ち消すための反力Ｌが生ずる原理を説明する図が示されている。図２に示すように、テールコントロールウィング２４の図２の紙面右側の第１の曲面は、紙面左側の第２の曲面より、ふくらんだ特別な形、例えば、飛行機の翼断面の形に対応した形をしている。
　図１及び図２に示すように、テールコントロールウィング２４に、ロータ１６の回転による下方向のダウンウォッシュＤが供給される。第１の曲面のダウンウォッシュＤが流れる方向の第１の長さは、第２の曲面のダウンウォッシュＤが流れる方向の第２の長さより、長い。
　テールコントロールウィング２４の図２の紙面右側付近を流れる空気の流速は、紙面左側付近を流れる空気の流速より速いので、テールコントロールウィング２４の図２の紙面右側付近の圧力は、紙面左側付近の圧力より小さくなる。よって、テールコントロールウィング２４には、図２の紙面右側に力Ｌが発生する。図１に示すように、テールコントロールウィング２４に発生した、図２の紙面右側への力Ｌにより、本体１２に、右回転の方向の力Ｌが働く。上記のように、本体２には、左回転の反トルクＲＴが働く。よって、本体１２には、右回転の方向の力Ｌと、左回転の反トルクＲＴが発生する。従って、右回転の方向の力Ｌと左回転の反トルクＲＴとがつり合えば、力Ｌは、反トルクＲＴを打ち消すことができ、本体１２が回転することを防止することができる。
　図３には、ロータ１６の回転速度ｖ＝Ｖ１のとき、よって、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖ＝Ｗの場合の、テールコントロールウィング２４の迎角ａと反力Ｌとの関係を示すグラフが示されている。迎角ａは、図２に示すように、テールコントロールウィング２４の、ダウンウォッシュＤに対向する前縁ＦＰと後縁ＢＰとを結ぶ線（所謂、翼弦線）ＣＬとダウンウォッシュＤの方向とのなす角である。上記のように、テールコントロールウィング２４は、支柱１８、特に、支柱１８の中心１８Ａ（図２も参照）を中心に回転可能に備えられている。テールコントロールウィング２４が支柱１８の中心１８Ａを中心に回転すると、迎角ａが変化する。図３に示すように、迎角ａが徐々に大きくなると、反力Ｌも徐々に大きくなるが、迎角ａが一定値以上になると反力Ｌは減少する。テールコントロールウィング２４の迎角ａと反力Ｌとの関係は、ダウンウォッシュの流速Ｄｖに応じて予め定まる。
　図４には、ロータ１６の回転速度ｖと、ロータ１６の回転速度が回転速度ｖの場合に発生する反トルクＲＴとの関係を示すグラフが示されている。
　上記のように、本体２の上空でロータ１６が回転すると、本体２には反トルクが発生する。図４に示すように、反トルクＲＴは、ロータ１６の回転速度ｖが大きくなるに従い、大きくなる。ロータ１６の回転速度ｖと反トルクＲＴとの関係は予め定まる。
　図５には、ロータ１６の回転速度ｖと、ロータ１６の回転速度が回転速度ｖの場合に発生する反トルクＲＴを打ち消すための反力Ｌを発生させるためのテールコントロールウィング２４の迎角ａとの関係を示すグラフが示されている。
　上記のように、テールコントロールウィング２４の迎角ａと反力Ｌとの関係は、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖに応じて予め定まる（図３参照）。ロータ１６の回転速度ｖに応じて、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖが定まり、テールコントロールウィング２４の迎角ａと反力Ｌとの関係もダウンウォッシュＤの流速Ｄｖに応じて定まる。ロータ１６の回転速度ｖと反トルクＲＴとの関係は予め定まる（図４参照）。よって、ロータ１６の回転速度ｖと、ロータ１６の回転速度が回転速度ｖの場合に発生する反トルクＲＴを打ち消すための反力Ｌを発生させるためのテールコントロールウィング２４の迎角ａとの関係も、図５に示すように予め定まる。
　例えば、ロータ１６の回転速度ｖ＝Ｖ１の場合、図４に示すように、反トルクＲＴ＝ＲＴ１であり、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖ＝Ｗである。ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖ＝Ｗの場合のテールコントロールウィング２４の迎角ａと反力Ｌとの関係（図３参照）から、反トルクＲＴ＝ＲＴ１と大きさが等しい反力Ｌを生じさせる迎角ａは、Ａである。
　よって、ロータ１６の回転速度ｖに応じて、図５に従い、迎角ａを変化させると、本体１２の回転を防止することができる。
　図６には、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖ＝Ｗの場合において、テールコントロールウィング２４の迎角ａと、迎角ａをＡから変化させた場合にテールコントロールウィング２４に発生する反力Ｌとの関係を示すグラフが示されている。
　図７には、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖ＝Ｗの場合において、テールコントロールウィング２４の迎角ａがＡから変化させた変化量と、迎角ａを変化させた場合に本体１２の方向が変化する変化量との関係を示すグラフが示されている。
　図６に示すように、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖ＝Ｗの場合において、テールコントロールウィング２４に発生する反力Ｌは、テールコントロールウィング２４の迎角ａが大きく又は小さくなるにしたがって大きく又は小さくなり、従って、反トルクＲＴとの均衡がくずれ、本体１２の方向は右方向又は左方向に変化する。図７に示すように、本体１２の方向（右方向又は左方向）は、テールコントロールウィング２４の迎角ａの変化量Δａにより定まる。なお、これらの関係は、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖに応じて定まる。
　以上より、本体１２の方向を、右方向又は左方向に変化させたい場合には、図７に示す関係に従って、迎角ａを変化させると、本体１２を所望の方向に向かせることができる。
　図８には、ヘリコプタ１０Ａの制御系の概略ブロック図が示されている。図８に示すように、ヘリコプタ１０Ａの制御系は、コンピュータ５０を備えている。コンピュータ５０は、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）５２、ＲＯＭ（Ｒｅａｄ　Ｏｎｌｙ　Ｍｅｍｏｒｙ）５４、ＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）５６、及び入出力（Ｉ／Ｏ）ポート５８を備えている。ＣＰＵ５２、ＲＯＭ５４、ＲＡＭ５６、及びＩ／Ｏポート５８は、バス６０を介して、相互に接続されている。Ｉ／Ｏポート５８には、２次記憶装置６５、通信装置６３、ロータ駆動部１４及びモータ２０が接続されている。
　通信装置６３は、地上のオペレータにより操作された遠隔操作装置からの方向変更の指示信号を受信する装置である。
　２次記憶装置６５には、後述する方向制御プログラム６５Ｐ（図１０）が記憶されている。ＲＯＭ５４から情方向制御プログラム６５ＰがＲＡＭ５４に読み出され、ＣＰＵ５２により実行され、後述する方向制御処理（従って、方向制御方法）が実行される。なお、ＲＯＭ５４は、一時的でない有形のコンピュータが可読可能な記録媒体（ｎｏｎ－ｔｒａｎｓｉｔｏｒｙ　ｔａｎｇｉｂｌｅ　Ｃｏｍｐｕｔｅｒ　Ｒｅａｄａｂｌｅ　ｍｅｄｉａ）であり、例えば、ＨＤＤ（Ｈａｒｄ　ｄｉｓｋ　ｄｒｉｖｅ）やＳＳＤ（Ｓｏｌｉｄ　ｓｔａｔｅ　ｄｒｉｖｅ）等の不揮発性の記憶装置である。なお、方向制御プログラム６５Ｐは、２次記憶装置６５に代えて、ＲＯＭ５４に記憶するようにしてもよい。
　２次記憶装置６５には、ロータ１６の回転速度ｖと、ロータ１６の回転速度が回転速度ｖの場合に発生する反トルクＲＴを打ち消すための反力Ｌを発生させるためのテールコントロールウィング２４の迎角ａとの関係６５Ｑが、データテーブル等で記憶されている。
　２次記憶装置６５には、図７に示す、テールコントロールウィング２４の迎角ａがＡから変化させた変化量と、迎角ａを変化させた場合に本体１２の方向が変化する変化量Δａとの、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖに応じた関係６５Ｒが、データテーブル等で記憶されている。
　図９には、ヘリコプタ１０ＡのＣＰＵ５２の機能ブロック図が示されている。ＣＰＵ５２の機能には、計算機能、取り込み機能、駆動制御機能、及び判断機能がある。図９に示すように、ＣＰＵ５２は、方向制御プログラムの何れかを実行することにより、計算部６２、取り込み部６４、駆動制御部６６、及び判断部６８として機能する。
　次に、本実施の形態の作用を説明する。
　図１０には、第１の実施の形態のヘリコプタ１０ＡのＣＰＵ５２が実行する、本体１２の方向を制御するための方向制御プログラムのフローチャートが示されている。ＣＰＵ５２が方向制御プログラムを実行すると、方向制御処理及び方向制御方法が実行される。
　ステップ１０２で、計算部６２は、ロータ駆動部１４を介してロータ１６を回転させている制御データに基づいて、ロータ１６の回転速度ｖを計算する。なお、その他、ロータ１６の回転速度Ｖを検出するセンサにより、ロータ１６の回転速度Ｖを取得してもよい。
　ステップ１０４で、取り込み部６４は、ステップ１０２で計算されたロータ１６の回転速度ｖを用いて、反トルクＲＴの値と等しい値の反力Ｌを発生させるテールコントロールウィング２４の角度ａを、２次記憶装置６５に記憶されている上記関係６５Ｑから取り込む。
　ステップ１０６で、駆動制御部６６は、テールコントロールウィング２４の角度が角度ａとなるようにモータ２０を駆動する。これにより、本体１２が回転することを防止することができる。
　ステップ１０８で、判断部６８は、飛行停止か否かを判断する。飛行停止と判断されなかった場合には、方向制御処理は、ステップ１１０に進む。
　ステップ１１０で、判断部６８は、地上のオペレータにより操作された遠隔操作装置からの方向変更の指示信号を受信したか否かを判断することにより、方向変更が指示されたかを判断する。方向変更が指示されたと判断されなかった場合には、方向制御処理は、ステップ１０２に戻る。方向変更が指示されたと判断された場合には、方向制御処理は、ステップ１１２で、取り込み部６４は、指示された方向に向くためのテールコントロールウィング２４の角度の変化量Δａを、２次記憶装置６５に記憶されているダウンウォッシュＤの流速Ｄｖに応じた上記関係６５Ｒから、取り込む。
　ステップ１１４で、駆動制御部６６は、テールコントロールウィング２４の角度が変化量Δａだけ変化するようにモータ２０を駆動する。これにより、本体１２を指示された方向に向かせることができる。
　ステップ１０８で飛行停止と判断された場合には、方向制御プログラムは終了する。
　以上説明したように本実施の形態は、ロータの回転のためのエンジン出力を用いずに、本体に、ロータの回転により本体に発生する反トルクの方向と逆方向の反力を生成することができる。
　本実施の形態は、簡易な構成のテールコントロールウィング２４を提供することができる。本実施の形態は、反力の大きさを調整することができる。本実施の形態は、ロータの回転により本体に発生する反トルクを打ち消すことができる。
　なお、ステップ１１２、１１４の処理を、テールコントロールウィング２４の回転ではなく、従来のヘリコプタのように、ロータ１６の回転面を変化させることにより、行ってもよい。
［第２の実施の形態］
　次に、第２の実施の形態を説明する。第２の実施の形態の構成は、第１の実施の形態と同一の部分があるので、同一の部分には同一の符号を付して、その説明を省略し、主として異なる部分を説明する。
　図１１には、第２の実施の形態のヘリコプタのテールコントロールウィング２４Ａの概略斜視図が示されている。図１１に示すように、テールコントロールウィング２４Ａは、本体１２に支柱１８を介し且つ支柱１８を中心に回転可能に備えられたテールコントロールウィング基部２４Ａ１と、フラップ２４Ａ２とを備えている。フラップ２４は、支持部材３１に回転可能に支持されている支柱２５と、フラップ２４を、支柱２５の中心を中心に回転させるモータ２９とを備えている。コンピュータ５０は、モータ２９を制御して、フラップ２４Ａ２を、図１１の紙面左側（θ方向）と、その逆方向とに回動させることができる。
　図１２には、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖ＝Ｗの場合において、迎角ａがＡの場合の、テールコントロールウィング２４Ａのフラップ２４Ａ２の角度θとテールコントロールウィング２４に発生する反力Ｌとの関係を示すグラフが示されている。フラップ２４Ａ２の角度θを大きくすると、テールコントロールウィング２４に発生する反力Ｌが大きくなる。
　図１３には、テールコントロールウィング２４Ａのフラップ２４Ａ２の角度θと、角度θを変化させた場合に本体１２の方向が変化する変化量との関係を示すグラフが示されている。フラップ２４Ａ２の角度θを大きくすると、反力Ｌが大きくなり、反トルクとの均衡がくずれ、本体１２は右方向に向く。
　２次記憶装置６５には、テールコントロールウィング２４Ａのフラップ２４Ａ２の角度θと、角度θを変化させた場合に本体１２の方向が変化する変化量との、ダウンウォッシュＤの流速Ｄｖに応じた関係が、データテーブル等で記憶されている。
　次に、第２の実施の形態の作用を説明する。第２の実施の形態の作用成は、第１の実施の形態の作用と同一の部分があるので、同一の部分には同一の符号を付して、その説明を省略し、主として異なる部分を説明する。
　図１４には、第２の実施の形態のヘリコプタ１０ＡのＣＰＵ５２が実行する、本体１２の方向を制御するための方向制御プログラムのフローチャートが示されている。第２の実施の形態の方向制御処理では、第１の実施の形態の方向制御処理のステップ１０２～１１０を実行する。
　ステップ１１０で方向変更が指示されたと判断されたと判断された場合には、方向制御処理は、ステップ１２２で、取り込み部６４は、指示された方向に向くためのフラップの角度θｆ（図１３のΔθ）を取り込む。
　ステップ１２４で、駆動制御部６６は、フラップ２４Ａ２の角度が角度θｆとなるようにモータを駆動する。これにより、本体１２を指示された方向に向かせることができる。
　以上説明したように本実施の形態は、ロータの回転のためのエンジン出力を用いずに、本体に、ロータの回転により本体に発生する反トルクの方向と逆方向の反力を生成することができる。
　本実施の形態は、簡易な構成のテールコントロールウィング２４Ａを提供することができる。本実施の形態は、反力の大きさを調整することができる。本実施の形態は、ロータの回転により本体に発生する反トルクを打ち消すことができる。
　なお、ステップ１２２、１２４の処理を、フラップ２４Ａ２の角度制御ではなく、従来のヘリコプタのように、ロータ１６の回転面を変化させることにより、行ってもよい。この場合、テールコントロールウィング基部２４Ａ１の角度とフラップ２４Ａ２の更なる角度により、反力を調整する。
　以上説明した各実施の形態では、ロータ１６のブレードは、２枚に限定されず、３枚、４枚、５枚、６枚等でもよい。
　上記各実施の形態では、支柱１８、モータ２０、及びテールコントロールウィング２４を備えるテールロータの代替装置は、本体１２後部に１個設けているが、本開示の技術はこれに限定されず、複数もうけてもよい。例えば、当該代替装置を、本体１２後部に代えて又本体１２後部と共に、本体１２の左右に１個ずつ設けてもよい。
　上記各実施の形態では、ヘリコプタ１０Ａは、無人の回転翼機であるが、本開示の技術はこれに限定されず、有人の回転翼機でもよい。
　本開示において、各構成要素（装置等）は、矛盾が生じない限りは、１つのみ存在しても２つ以上存在してもよい。
　以上説明した各例では、コンピュータを利用したソフトウェア構成により方向制御処理が実現される場合を例示したが、本開示の技術はこれに限定されるものではない。例えば、コンピュータを利用したソフトウェア構成に代えて、ＦＰＧＡ（Ｆｉｅｌｄ－Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ　Ｇａｔｅ　Ａｒｒａｙ）またはＡＳＩＣ（Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ　Ｓｐｅｃｉｆｉｃ　Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ　Ｃｉｒｃｕｉｔ）等のハードウェア構成のみによって、方向制御処理が実行されるようにしてもよい。方向制御処理のうちの一部の処理がソフトウェア構成により実行され、残りの処理がハードウェア構成によって実行されるようにしてもよい。
　　なお、上述したプログラムは、様々なタイプの非一時的なコンピュータ可読媒体を用いて格納され、コンピュータに供給することができる。非一時的なコンピュータ可読媒体は、様々なタイプの実体のある記録媒体を含む。非一時的なコンピュータ可読媒体の例は、磁気記録媒体（例えばフレキシブルディスク、磁気テープ、ハードディスクドライブ）、光磁気記録媒体（例えば光磁気ディスク）、ＣＤ－ＲＯＭ（Ｒｅａｄ　Ｏｎｌｙ　Ｍｅｍｏｒｙ）ＣＤ－Ｒ、ＣＤ－Ｒ／Ｗ、半導体メモリ（例えば、マスクＲＯＭ、ＰＲＯＭ（Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ　ＲＯＭ）、ＥＰＲＯＭ（Ｅｒａｓａｂｌｅ　ＰＲＯＭ）、フラッシュＲＯＭ、ＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ））を含む。また、プログラムは、様々なタイプの一時的なコンピュータ可読媒体によってコンピュータに供給されてもよい。一時的なコンピュータ可読媒体の例は、電気信号、光信号、及び電磁波を含む。一時的なコンピュータ可読媒体は、電線及び光ファイバ等の有線通信路、又は無線通信路を介して、プログラムをコンピュータに供給できる。
　以上説明した方向制御処理はあくまでも一例である。従って、主旨を逸脱しない範囲内において不要なステップを削除したり、新たなステップを追加したり、処理順序を入れ替えたりしてもよいことは言うまでもない。
　本明細書に記載された全ての文献、特許出願、及び技術規格は、個々の文献、特許出願、及び技術規格が参照により取り込まれることが具体的にかつ個々に記載された場合と同様に、本明細書中に参照により取り込まれる。

Claims (5)

  1. 　本体と、
    　本体の上空で回転するロータと、
    　前記ロータを回転させるロータ駆動部と、
    　前記本体に取り付けられ且つ前記ロータ駆動部による前記ロータの回転によりダウンウォッシュが供給される領域に配置され、前記ダウンウォッシュが供給されると、前記本体に、前記ロータの回転により前記本体に発生する反トルクの方向と逆方向の反力を生成する部材と、
    　を備える回転翼機。
  2. 　前記部材は、
    　前記ダウンウォッシュが流れる第１の曲面と、
    　前記ダウンウォッシュが流れ且つ前記第１の曲面に対向する第２の曲面と、
    　を有し、
    　前記第１の曲面の前記ダウンウォッシュが流れる方向の第１の長さは、前記第２の曲面の前記ダウンウォッシュが流れる方向の第２の長さより、長い、
    　請求項１に記載の回転翼機。
  3. 　前記部材の断面形状は、翼断面の形状である、請求項１又は請求項２に記載の回転翼機。
  4. 　前記部材は、前記本体に軸を介して回転可能に取り付けられ、
    　前記部材は、前記ダウンウォッシュの方向に対する傾斜角度が大きくなると、前記生成される反力が大きくなり、
    　前記回転翼機は、
    　前記部材を回転させるモータと、
    　前記反力の大きさが変化するように、前記モータを制御する制御部と、
    　を更に備える、請求項１～請求項３の何れか１項に記載の回転翼機。
  5. 　前記制御部は、前記部材が、前記ダウンウォッシュの方向に対して前記反力により前記反トルクが打ち消される角度に傾くように、前記モータを制御する、請求項４に記載の回転翼機。
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