JP2020535079A - 垂直離着陸機 - Google Patents
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Abstract
Description
第四に、本発明ではトライロータ方式のような奇数個のロータを有する機体の問題点を解消しつつ、本発明の長所をそのまま維持するために、発生するトルクを相殺することができる装置を追加で利用することができる。
図1ないし図8に示されたように、本発明が提案する垂直離着陸機1は、主翼3及び補助翼W1、W2が装着された飛行胴体Fと、飛行胴体Fの両側にそれぞれ装着されて水平及び垂直方向に可変可能な一対の前方推進体7と、飛行胴体Fの後方に備えられた補助翼W1、W2に装着されて水平及び垂直方向に可変可能な後方推進体9と、飛行胴体F及び補助翼W1、W2に装着されて前方推進体7及び後方推進体9を垂直あるいは水平方向に可変させる前後方可変部11、13と、前方及び後方可変部11、13を制御するための制御部50と、前方及び後方推進体7、9の推進力を感知して差が発生する場合、その推進力の差を補償することで安定的な離陸が可能となる推進力補正部60を含む。
前記前方推進体7は、後述する前方可変フレーム29に一体に装着される前方ガード17と、前方ガード17の内部に装着されて推力を発生させる前方プロペラ組立体20を含む。したがって、前方推進体7は、前方可変フレーム29が水平方向あるいは垂直方向に回転するにつれ、前方プロペラ組立体20及び前方ガード17も回転することで、推力の方向も一緒に可変されることができる。
一方、前述した本発明でトライコプターの特性上、奇数個のロータを備えた飛行体は、プロペラ回転方向の反対方向に反作用トルクが発生するので、制御が困難な場合がある。このため、ヘリコプターの尾翼が利用される場合もある。また、高速回転する円型物体は、ジャイロ効果と呼ばれる回転軸に直角にトルクが発生して機体が不安定になる場合があるので、尾翼などの追加の制御が必要となる。したがって、本発明では、トライロータ方式のような奇数個のロータを有する機体の問題点を解消しつつ、本発明の長所をそのまま維持するため、発生するトルクを相殺することができる装置を追加で利用する。すなわち、後尾ロータと前または後または横方にロータをさらに一つ備え、回転方向を反対にすることで、発生するトルクを相殺する方法を適用する。
第1後方可変フレーム33と第2後方可変フレーム35間の後方支持フレーム44に備えられる。特に、後方推進体9は、複数の後方プロペラ組立体40から構成される。本図面及び実施例では後方プロペラ組立体40が2個であることを仮定して説明したが、さらに多くの個数の後方プロペラ組立体40で具現されることができる。したがって、複数の後方プロペラ組立体40は、複数の後方プロペラ42と複数の後方駆動源43を有するようになる。
通常の飛行機は、離着陸時に大きな滑走路を必要とし、ヘリコプター類の飛行機またはドローンに代わるヘリコプター類のトライコプター、クワッドコプター、ヘキサコプターなどは専らプロペラの推力だけで飛行するので、動力効率面や走行時の速度面で飛行機型機体とは相当な差が発生せざるを得ない。また、滑走路が不要な反面、動力効率や機動力が顕著に劣る。
(1)ツインロータ方式のVTOL機体と本発明の比較
ツインロータ方式のVTOL機体は、離着陸動作が不安定であるという定評がある。代表的な一例として、米軍のハーキュリーズという機種が代表的だが、度重なる事故によって‘欠陥機’という汚名を着せられる。また、ヘリコプターと肩を並べるほどの大きなプロペラを装着しているにもかかわらず、高速走行が容易でないという問題点がある。これに比べて、本提案における発明は、チルトロータを後方に備えることによって、離着陸時により安定的な動作が容易である。すなわち、二輪自転車と三輪自転車に比肩できるものである。
既存のトライロータ方式は、後方ロータが固定型で離着陸時以外の走行中はロード(荷物、load)としての役割でしかないので、動力効率面で本発明が有利である。また、ツインロータ方式と同様に、後方ロータ固定型VTOLは、前方のロータ2個のうちいずれかが故障を起こすと、離着陸はもちろん飛行も場合によって保証し難い。
クワッドロータ方式の走行性能や動力効率面では差は見つけられない。しかし、本特許の最も核心的な内容である前後方ロータの制御体系を二重化させた時、いずれか一方の制御体系が異常を起こした時、クワッドコプターの場合、同様に制御体系を二重化しても前方体系が故障を起こす場合、飛行重心の変動によって本特許のトライロータ方式に比べて容易でない。
Claims (8)
- 主翼(3)及び補助翼(W1、W2)が装着された飛行胴体(F)と、
前記飛行胴体(F)の両側にそれぞれ装着されて水平及び垂直方向に可変可能な一対の前方推進体(7)と、
前記飛行胴体(F)の後方に備えられた補助翼(W1、W2)に装着されて水平及び垂直方向に可変可能な後方推進体(9)と、
前記飛行胴体(F)及び前記補助翼(W1、W2)に装着されて前記前方推進体(7)及び前記後方推進体(9)を垂直あるいは水平方向に可変させる前方及び後方可変部(11、13)、及び
前記前方及び後方可変部(11、13)を制御するための制御部(50)を含む、垂直離着陸機。 - 一対の前記前方推進体(7)の間には間隔調節部(50)が追加で配置されて前記前方可変部(11)を前記飛行胴体に対して横方向にそれぞれ移動させ、前記間隔調節部(50)は、前記飛行胴体(F)の底に配置されて一対の前方動力源(27)をスライド可能に支持するスライドレール(52)と、前記一対の前方動力源(27)の間に配置されて前方動力源(27)を押したり引いたりして横方向に移動させる駆動部(54)、及び前記制御部(60)と連動することで飛行速度に応じて前記駆動部(54)を加圧して前記一対の前方動力源(27)の移動距離を制御する間隔調節モジュール(M3)をさらに含む、請求項1に記載の垂直離着陸機。
- 前記可変部は、前記前方推進体(7)を可変させる前方可変部(11)、及び前記後方推進体(9)を可変させる後方可変部(13)を含み、前記前方可変部(11)は、前記飛行胴体(F)の内部両側にそれぞれ装着されて回転運動が可能な前方可変動力源(27)と、一端は前記前方可変動力源の出力軸に連結され、他端は前記前方推進体(7)に連結されることで前記前方推進体(7)を一定の角度で回転させて水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる前方可変フレーム(29)を含み、前記後方可変部(13)は、前記一対の補助翼(W1、W2)のうち一側の補助翼(W1)に装着されて回転運動が可能な後方可変動力源(31)と、一端は前記後方可変動力源(31)の出力軸に連結され、他端は後方推進体(9)に連結されることで前記後方推進体(9)を一定の角度で回転させて水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる第1後方可変フレーム(33)、及び一端は前記一対の補助翼(W1、W2)のうち他側の補助翼(W2)に回転可能に連結され、他端は前記後方推進体(9)に回転可能に連結される第2後方可変フレーム(35)を含む、請求項2に記載の垂直離着陸機。
- 前記後方推進体(9)は、前記第1及び第2後方可変フレーム(33、35)の間に一体に連結される後方ガード(41)と、前記後方ガード(41)の内部に装着されて推力を発生させる後方プロペラ組立体(40)を含み、前記後方プロペラ組立体(40)は、推力のための動力を発生させる後方駆動源(43)と、前記後方駆動源(43)の出力軸に装着されて推力を発生させる後方プロペラ(42)、及び前記後方駆動源(43)を前記後方ガード(41)の内周面に連結して固定させる後方支持フレーム(44)を含む、請求項3に記載の垂直離着陸機。
- 前記制御部(50)は、前記前方可変動力源を制御することができる前方可変制御モジュール(52)と、前記後方可変動力源を制御することができる後方可変制御モジュール(54)、及び前記前後方可変フレームに装着された回転角感知センサ(58)から受信された出力値によって前方及び後方可変制御モジュール(54)の現在回転角を把握し、目標回転角と比較して回転角を調節する演算部(56)を含む、請求項3に記載の垂直離着陸機。
- 前記スライドレール(52)は、前記飛行胴体Fに固定的に配置される下部レール(59)と、前記下部レール(59)の上側に結合され、上側には前記前方動力源(27)が載せられるスライダ(Slider)(60)から構成される、請求項2に記載の垂直離着陸機。
- 前記後方推進体(9)は、第1及び第2後方可変フレーム(33、35)の間に一体に連結される後方ガード(41)と、後方ガード(41)の内部に装着されて推力を発生させる後方プロペラ組立体(40)を含み、前記後方推進体(9)は、複数であり、前記複数の後方推進体(9)のうち第1後方推進体の後方プロペラ組立体(40a)と前記複数の後方推進体(9)のうち第2後方推進体の後方プロペラ組立体(40b)は、互いに反対方向に回転しながら発生されるトルクを相殺する、請求項3に記載の垂直離着陸機。
- 前記複数の後方推進体(40)は、直列、並列または直列及び並列のうち少なくとも一部が混合された形態で配置される、請求項7に記載の垂直離着陸機。
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