JP5277342B1 - Vertical take-off and landing aircraft - Google Patents
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Abstract
【課題】ローターの回転面を主翼の下方に向けて垂直に離着陸し、ローターの回転面を主翼の後方に向けて前進する垂直離着陸機において、軽量且つ簡単な構造でローターシャフトの長さの短縮化を図れ、機体の重心位置を主翼の下方に向けられたローターの下方に設定して、垂直離着陸時の安定性の向上を推進する。
【解決手段】機体を側方から見て、主翼３の翼弦中央Ｃよりも後縁側のエリアＢＡから下方にローターシャフト２を延出し、ローターシャフト２を、先端２ａが主翼３の下方に向く垂直姿勢と先端２ａが主翼３の後方に向く水平姿勢との間で回動させ、ローターシャフト２が垂直姿勢となったとき、機体を側方から見て、機体の重心Ｇが、垂直姿勢となったローターシャフト２の延長線２ｘ上で且つローターシャフト２の先端２ａに取り付けられたローター７よりも下方に位置する。
【選択図】図３[PROBLEMS] To reduce the length of a rotor shaft with a lightweight and simple structure in a vertical take-off and landing aircraft that takes off and land vertically with the rotor's rotating surface facing the lower side of the main wing and advances the rotor's rotating surface toward the rear of the main wing. The center of gravity of the fuselage is set below the rotor, which is directed below the main wing, to improve stability during vertical takeoff and landing.
When the airframe is viewed from the side, a rotor shaft 2 extends downward from an area BA on the trailing edge side of the chord center C of the main wing 3 so that the rotor shaft 2 has a tip 2a facing the lower side of the main wing 3. When the rotor shaft 2 is in a vertical posture by rotating between a vertical posture and a horizontal posture in which the tip 2a faces the rear of the main wing 3, the center of gravity G of the aircraft is It is located on the extended line 2x of the rotor shaft 2 that has become and below the rotor 7 attached to the tip 2a of the rotor shaft 2.
[Selection] Figure 3
Description
本発明は、ローターの回転面を下方に向けることで垂直に離着陸し、ローターの回転面を後方に向けることで前進する垂直離着陸機に関する。 The present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft that takes off and land vertically by turning a rotating surface of a rotor downward and advances by turning a rotating surface of a rotor backward.
垂直離着陸機として、主翼に、駆動源により回転駆動されるローターシャフトを、先端が主翼の下方を向く垂直（鉛直）姿勢と先端が主翼の後方を向く水平姿勢との間で回動可能に設け、ローターシャフトの先端にローターを取り付けたものが知られている（特許文献１の請求項１参照）。この垂直離着陸機は、ローターシャフトを先端が主翼の下方を向く垂直姿勢としてローターの回転面を主翼の下方に向けて垂直に離着陸し、ローターシャフトを先端が主翼の後方を向く水平姿勢としてローターの回転面を主翼の後方に向けて前進するようにしている。
As a vertical take-off and landing aircraft, a rotor shaft that is driven to rotate by a drive source is provided on the main wing so that it can rotate between a vertical (vertical) posture with the tip facing the lower side of the main wing and a horizontal posture with the tip facing the rear of the main wing. A rotor with a rotor attached to the tip of the rotor shaft is known (see
垂直に離着陸する際にはローターシャフトが垂直姿勢とされるが、かかるローターシャフトは機体の重心を通る垂直線（鉛直線）上に配置されることが望まれる。ローターシャフトが機体の重心から前方又は後方にずれていると、ローターによる揚力作用位置（ローターシャフト位置）と機体重量作用位置（重心）とのずれによって、垂直上昇下降時に、機体にピッチングモーメントが発生してしまうからである。例えば、ローターシャフトが機体の重心よりも前方にずれていると垂直上昇時にローターの揚力により機体が後転してしまい、ローターシャフトが機体の重心よりも後方にずれていると垂直上昇時にローターの揚力により機体が前転してしまう。 When taking off and landing vertically, the rotor shaft is in a vertical posture, and it is desirable that the rotor shaft be disposed on a vertical line (vertical line) passing through the center of gravity of the airframe. If the rotor shaft is displaced forward or backward from the center of gravity of the aircraft, a pitching moment is generated in the aircraft during vertical ascent and descent due to the deviation between the lift acting position (rotor shaft position) and the aircraft weight acting position (center of gravity). Because it will do. For example, if the rotor shaft is shifted forward from the center of gravity of the fuselage, the aircraft will roll backward due to the lift of the rotor when vertically rising, and if the rotor shaft is shifted backward from the center of gravity of the aircraft, the rotor will The aircraft rolls forward due to lift.
機体の重心は、通常、主翼の前縁から翼弦の２５％〜３０％程度後方の位置に設定されている。このため、重心にローターシャフトを垂直姿勢として配置すると、そのローターシャフトを後方に回動させて、ローターの回転面を主翼の後縁よりも後方とするためには、ローターシャフトの長さを翼弦の７０％〜７５％程度よりも長くしなければならない。このように長いローターシャフトを垂直姿勢としてローターを主翼の下方に向けると、主翼の下面とローターの回転面との距離が長くなり、ローターシャフトの先端に取り付けたローターの回転面よりも上方に機体の重心が位置するケースが多く、垂直上昇時（下降時）に安定性が低下してしまう。 The center of gravity of the fuselage is normally set at a position about 25% to 30% behind the chord from the leading edge of the main wing. For this reason, when the rotor shaft is arranged in the vertical position at the center of gravity, the rotor shaft is rotated to the rear, and the rotor shaft has a length equal to that of the main wing in order to turn the rotor rotation surface behind the trailing edge of the main wing. It must be longer than 70% to 75% of the string. When the rotor shaft is oriented downward with the long rotor shaft in this vertical position, the distance between the lower surface of the main wing and the rotating surface of the rotor increases, and the fuselage is positioned above the rotating surface of the rotor attached to the tip of the rotor shaft. There are many cases where the center of gravity is located, and the stability is lowered during vertical ascent (descent).
そこで、本発明者は、ローターの動力伝達機構を折り畳み式とすることで、ローターシャフトの短縮化を図り、垂直離着陸時にローターシャフトが垂直姿勢とされた際、主翼の下面とローターの回転面との距離を短くするようにした垂直離着陸機を提案した（特許文献１の請求項２参照）。この垂直離着陸機は、ローターシャフトを支持するケースを主翼に前後移動自在且つ回動自在に設け、垂直離着陸時には、ローターシャフトが垂直姿勢で支持されたケースを前方に移動させてローターシャフトを垂直姿勢で機体の重心位置に配置し、その状態からケースを後方に移動させて後方に回動させることでローターシャフトを水平姿勢としてローターの回転面を主翼の後縁よりも後方としている。
In view of this, the present inventor attempted to shorten the rotor shaft by folding the rotor power transmission mechanism, and when the rotor shaft was in a vertical posture during vertical takeoff and landing, the lower surface of the main wing and the rotating surface of the rotor A vertical take-off and landing aircraft has been proposed in which the distance is shortened (see
この構成によれば、ローターシャフトを単に主翼の後方に回動させるものと比べ、ローターシャフトの長さを短縮化でき、ローターシャフトを垂直姿勢としてローターの回転面を主翼の下方に向けたとき、主翼の下面とローターの回転面との距離を短くできる。 According to this configuration, the length of the rotor shaft can be shortened compared to the case where the rotor shaft is simply rotated to the rear of the main wing, and when the rotor shaft is in a vertical posture and the rotor rotation surface is directed downward of the main wing, The distance between the lower surface of the main wing and the rotating surface of the rotor can be shortened.
しかし乍ら、このようにローターシャフトを支持するケースを前後に移動させて回動させる場合、ケースをそのように移動・回動させつつ、ケースに支持されたローターシャフトを駆動源により回転駆動しなければならない。このため、構造の複雑化を招き、重量が増加し、実用化が極めて困難であった。 However, when the case supporting the rotor shaft is moved back and forth and rotated in this way, the rotor shaft supported by the case is rotated by a drive source while the case is moved and rotated in this way. There must be. For this reason, the structure is complicated, the weight is increased, and the practical application is extremely difficult.
以上の事情を考慮して創案された本発明の目的は、ローターの回転面を主翼の下方に向けて垂直に離着陸し、ローターの回転面を主翼の後方に向けて前進する垂直離着陸機において、軽量且つ簡単な構造でローターシャフトの長さの短縮化を図ることができ、垂直離着陸時の安定性の向上を推進できる垂直離着陸機を提供することにある。 The purpose of the present invention, which was created in view of the above circumstances, is a vertical take-off and landing aircraft that takes off and land vertically with the rotor's rotating surface facing the lower side of the main wing, and advances the rotor's rotating surface toward the rear of the main wing. It is an object of the present invention to provide a vertical take-off and landing aircraft that can reduce the length of a rotor shaft with a light and simple structure and can promote improvement in stability during vertical take-off and landing.
上述の目的を達成すべく創案された本発明に係る垂直離着陸機は、機体を側方から見て、主翼の翼弦中央よりも後縁側のエリアから下方に延出され、先端にローターが取り付けられ、ローターに揚力を発生させるべく回転駆動されるローターシャフトと、ローターシャフトを、先端が主翼の下方に向く垂直姿勢と先端が主翼の後方に向く水平姿勢との間で回動させる回動手段とを備え、回動手段によってローターシャフトが垂直姿勢となったとき、機体を側方から見て、機体の重心が、垂直姿勢となったローターシャフトの延長線上で且つローターよりも下方に位置することを特徴とする垂直離着陸機である。 The vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, which was created to achieve the above-mentioned object, extends downward from the area on the trailing edge side of the main wing chord center when viewed from the side, and a rotor is attached to the tip. And a rotor shaft that is rotationally driven to generate lift in the rotor, and a rotating means for rotating the rotor shaft between a vertical posture in which the tip is directed below the main wing and a horizontal posture in which the tip is directed toward the rear of the main wing. When the rotor shaft is in a vertical posture by the rotating means, the center of gravity of the fuselage is positioned on the extension line of the rotor shaft in the vertical posture and below the rotor when viewed from the side. This is a vertical take-off and landing aircraft.
本発明に係る垂直離着陸機においては、主翼が、機体を側方から見て重心よりも前後方向の後縁側に空力中心が位置するように、前縁と翼弦中央との間のキャンバーよりも翼弦中央と後縁との間のキャンバーが大きい翼型であってもよい。 In the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, the main wing is more than the camber between the front edge and the chord center so that the aerodynamic center is located on the rear edge side in the front-rear direction from the center of gravity when the aircraft is viewed from the side. An airfoil having a large camber between the center of the chord and the trailing edge may be used.
本発明に係る垂直離着陸機においては、主翼が、機体の胴体から上方に離間するように、胴体に支柱を介して取り付けられていてもよい。 In the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, the main wing may be attached to the fuselage via a support so as to be spaced upward from the fuselage of the fuselage.
本発明に係る垂直離着陸機においては、機体の胴体の内部に、ウェイトを機体の前後方向に移動させることで重心を前後方向に移動する重心移動機構を設け、重心移動機構は、機体を側方から見て、ローターシャフトが垂直姿勢となったとき、重心がそのローターシャフトの延長線上に位置するようにウェイトを後方に移動し、ローターシャフトが水平姿勢となったとき、重心が主翼の空力中心よりも前方に位置するようにウェイトを前方に移動するものであってもよい。 In the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, the interior of the fuselage of the aircraft, the center of gravity moving mechanism for moving the center of gravity in the longitudinal direction by moving the weight in the longitudinal direction of the machine body is provided, the center of gravity moving mechanism side airframe When the rotor shaft is in a vertical position, the weight is moved backward so that the center of gravity is located on the extension line of the rotor shaft, and when the rotor shaft is in the horizontal position, the center of gravity is the aerodynamic center of the main wing. The weight may be moved forward so as to be positioned further forward.
本発明に係る垂直離着陸機においては、ウェイトが、ローターシャフトを回転させる駆動源であるエンジン又はモーターであってもよい。 In the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, the weight may be an engine or a motor that is a drive source for rotating the rotor shaft.
本発明に係る垂直離着陸機においては、回動手段は、ローターシャフトを垂直姿勢と水平姿勢との間で回動自在に支持する回動支持機構と、回動支持機構によって主翼に回動自在に支持されたローターシャフトの回動角度が変更されるように、ローターのサイクリックピッチを変更するピッチ変更機構と、ピッチ変更機構によるローターのサイクリックピッチの変更によって回動されたローターシャフトの回動角度を固定するロック機構とを備えていてもよい。 In the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, the pivoting means is pivotally supported on the main wing by the pivot support mechanism that pivotally supports the rotor shaft between the vertical posture and the horizontal posture, and the pivot support mechanism. A pitch change mechanism that changes the rotor's cyclic pitch so that the rotation angle of the supported rotor shaft is changed, and rotation of the rotor shaft that is turned by changing the rotor's cyclic pitch by the pitch change mechanism And a locking mechanism for fixing the angle.
本発明に係る垂直離着陸機においては、主翼の翼弦中央よりも後縁側のエリアから下方にローターシャフトが延出されているので、ローターシャフトを後方に回動させて水平姿勢としたとき、ローターの回転面を主翼の後縁よりも後方とするために必要なローターシャフトの長さが、主翼の翼弦長の半分以下の長さとなる。 In the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention, the rotor shaft extends downward from the trailing edge side area from the center of the chord of the main wing. Therefore, when the rotor shaft is rotated backward to have a horizontal posture, the rotor The length of the rotor shaft necessary for the rotational surface of the rotor to be behind the trailing edge of the main wing is less than half the chord length of the main wing.
このように長さが短いローターシャフトを垂直姿勢としたとき、ローターシャフトの先端に取り付けたローターよりも下方に機体の重心が位置されているので、垂直上昇下降時の安定性が向上する。また、垂直姿勢となったローターシャフトの延長線上に機体の重心が位置されているので、垂直上昇下降時に、機体にピッチングモーメントが発生することを回避できる。 When the rotor shaft having such a short length is in a vertical posture, the center of gravity of the fuselage is positioned below the rotor attached to the tip of the rotor shaft, so that stability during vertical ascent and descent is improved. In addition, since the center of gravity of the airframe is located on the extension line of the rotor shaft in the vertical posture, it is possible to avoid the occurrence of a pitching moment in the airframe during vertical ascent and descent.
かかる効果は、主翼の翼弦中央よりも後縁側のエリアから下方にローターシャフトを延出し、そのローターシャフトの延長線上で且つローターよりも下方に機体の重心を位置することで達成しているので、ローターの動力伝達機構を折り畳み式とした従来例と比べると、軽量且つ簡単な構造となる。 This effect is achieved by extending the rotor shaft downward from the trailing edge side area of the main wing chord center and positioning the center of gravity of the fuselage on the extension line of the rotor shaft and below the rotor. Compared with the conventional example in which the power transmission mechanism of the rotor is foldable, the structure is light and simple.
すなわち、本発明によれば、ローターの回転面を主翼の下方に向けて垂直に離着陸し、ローターの回転面を主翼の後方に向けて前進する垂直離着陸機において、軽量且つ簡単な構造でローターシャフトの長さの短縮化を図って、機体の重心を垂直姿勢となったローターシャフトのローターの下方に設定できるので、垂直離着陸時の安定性を向上できる。 That is, according to the present invention, in a vertical take-off and landing aircraft that takes off and landing vertically with the rotor rotating surface facing downward of the main wing and moves the rotor rotating surface toward the rear of the main wing, the rotor shaft has a lightweight and simple structure. Since the center of gravity of the fuselage can be set below the rotor shaft rotor in a vertical posture, the stability during vertical takeoff and landing can be improved.
以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易にするための例示に過ぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書及び図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。 Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. The dimensions, materials, and other specific numerical values shown in the embodiments are merely examples for facilitating understanding of the invention, and do not limit the present invention unless otherwise specified. In the present specification and drawings, elements having substantially the same function and configuration are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted, and elements not directly related to the present invention are not illustrated. To do.
（垂直離着陸機１（第１実施形態）の概要）
図１、図２（ａ）、図２（ｂ）、図３に示すように、本実施形態に係る垂直離着陸機１は、機体を側方から見て、主翼３の翼弦中央よりも後縁側のエリアＢＡから下方にローターシャフト２を延出し、ローターシャフト２を先端が主翼３の下方に向く垂直姿勢（鉛直姿勢）と先端が主翼３の後方に向く水平姿勢との間で回動するようにし、機体の重心Ｇを、垂直姿勢となったローターシャフト２の延長線２ｘ上で且つローター７よりも下方に設定したものである。なお、ローターシャフト２の垂直姿勢には、完全に垂直（鉛直）ではなく多少（例えば５度以下の範囲）傾いた略垂直姿勢も含まれ、水平姿勢には、完全に水平ではなく同じく多少傾いた略水平姿勢も含まれる。
(Outline of the vertical take-off and landing aircraft 1 (first embodiment))
As shown in FIGS. 1, 2 (a), 2 (b), and 3, the vertical take-off and
垂直離着陸機１は、胴体４と、胴体４に取り付けられた主翼３と、主翼３よりも後方の胴体４の後部に取り付けられた水平尾翼５と、同じく胴体４の後部に取り付けられた垂直尾翼６とを備えている。左右の主翼３には、上述したローターシャフト２が１個ずつ設けられ、各ローターシャフト２の先端２ａには、ローター７が夫々取り付けられている。左右のローターシャフト２は、後述する回動手段によって、垂直姿勢と水平姿勢との間で回動されるようになっている。
The vertical take-off and
胴体４の内部には、左右のローターシャフト２を回転させるための駆動源（エンジン、モーター等）８が設けられ、胴体４及び主翼３の内部には、駆動源８の回転力を各ローターシャフト２に伝達し、左右のローターシャフト２を相互に逆回転する動力伝達機構９が設けられている。動力伝達機構９は、主翼３の付け根部（胴体４への取付部）の内部に収容されたギヤボックス１０と、駆動源８とギヤボックス１０との間に設けられた第１駆動シャフト１１と、ギヤボックス１０と左右のローターシャフト２との間に夫々設けられた第２駆動シャフト１２とを有する。
A drive source (engine, motor, etc.) 8 for rotating the left and
（機体の重心Ｇ）
図３に垂直離着陸機１の側面図を示す。機体の重量が矢印Ｘのように鉛直下方に作用する機体の重心Ｇは、機体を側方から見て、垂直姿勢となったローターシャフト２の延長線２ｘ上で、且つローター７の下方に設定されている。すなわち、機体の重心Ｇの前後方向位置は、主翼３の翼弦中央Ｃよりも後縁側のエリアＢＡ（以下、後縁側エリア）に設定されている。以下、機体を側方から見て、機体の重心Ｇの主翼３における前後方向の位置を、前後方向重心位置Ｇｓという。通常、前後方向重心位置Ｇｓは、主翼３の翼弦中央Ｃよりも前縁側のエリアＦＡ（以下、前縁側エリア）に設定されているが、本発明に係る垂直離着陸機１では後縁側エリアＢＡに設定されている。このように機体の前後方向重心位置Ｇｓを主翼３の後縁側エリアＢＡに設定するため、図１に示すように、重量物である駆動源８の設置位置が通常よりも後退されていて主翼３の近傍となっている。
(Aircraft center of gravity G)
FIG. 3 shows a side view of the vertical take-off and
図３に示すように、機体の前後方向重心位置Ｇｓは、主翼３の揚力が矢印Ｙのように作用する空力中心ＡＣ（Aerodynamic Center）よりも後方に設定されている。このため、水平尾翼５が通常とは逆に水平飛行時に矢印Ｚに示す上向きに揚力を発生させる翼形状、取付角度となっており、空力中心ＡＣに作用する主翼３の上向きの揚力（矢印Ｙ）と、前後方向重心位置Ｇｓ（重心Ｇ）に作用する下向きの機体重量（矢印Ｘ）と、水平尾翼５に発生する上向きの揚力（矢印Ｚ）とによって、バランス（ピッチング方向のバランス）が保てるようになっている。また、水平尾翼５の面積は、安定性を高めるため、機体の前後方向重心位置Ｇｓが主翼３の前縁側エリアＦＡに設定された通常の機体よりも広く設定されている。すなわち、この機体は、いわゆる串型機（タンデム翼機）とも言える。
As shown in FIG. 3, the longitudinal center-of-gravity position Gs of the airframe is set behind the aerodynamic center AC (Aerodynamic Center) where the lift of the
（ローターシャフト２）
図３に示すように、左右のローターシャフト２は、夫々、左右の主翼３の後縁側エリアＢＡから機体の重心Ｇに向けて延出されており、前後方向重心位置Ｇｓを中心として、先端２ａが主翼３の下方に向く垂直姿勢と先端２ａが主翼３の後方に向く水平姿勢との間で、回動するようになっている。左右のローターシャフト２の先端には、ローター７（以下ローターブレードとも言う）が夫々取り付けられている。ローターブレード７は、通常のヘリコプターと同様に、サイクリックピッチ、コレクティブピッチが変更できるようになっている。
(Rotor shaft 2)
As shown in FIG. 3, the left and
図４に左右のローターシャフト２が垂直姿勢となった垂直離着陸機１の背面図を示す。なお、水平尾翼５及び垂直尾翼６は省略している。主翼３には、上反角θ（例えば３度程度）が設定されており、左右のローターシャフト２は、左右の主翼３に夫々直交するように取り付けられている。これにより、左右のローター７によって発生した風（推力）の方向（矢印Ｗ）が、僅かに主翼３の翼幅（スパン）方向外側に向くことになり、左右のローター７の推力の合力が機体の中心線ＣＬ上に作用する。よって、ローターシャフト２が地面に対して垂直となっている場合よりも、垂直上昇時（下降時）に機体の安定性が向上する。
FIG. 4 shows a rear view of the vertical take-off and
（回動手段１３）
図５に左右のローターシャフト２が水平姿勢となった垂直離着陸機１の部分平断面図を、図６（ａ）に図５の部分拡大図を、図６（ｂ）に図６（ａ）の部分側断面図を夫々示す。図中、Ｆは前方、Ｒは後方を表す。左右のローターシャフト２は、回動手段１３によって、垂直姿勢と水平姿勢との間で回動される。回動手段１３は、左右のローターシャフト２を主翼３に前後方向重心位置Ｇｓを中心として垂直姿勢と水平姿勢との間で回動自在に支持する回動支持機構１４と、左右のローターブレード７のサイクリックピッチを変更するピッチ変更機構１５と、左右のローターシャフト２の回動角度を固定するロック機構１６とを備えている。
(Rotating means 13)
FIG. 5 is a partial plan sectional view of the vertical take-off and
（回動支持機構１４）
図５に示すように、回動支持機構１４は、左右の主翼３の内部に夫々回動自在に収容されたパイプ１７と、パイプ１７の先端に取り付けられたシャフト軸支部１８とを有し、シャフト軸支部１８にローターシャフト２が回転自在に支持されている。パイプ１７は、主翼３の付け根部（胴体４への取付部）から主翼３の翼端に向けて主翼３の切欠部１９まで延出されており、主翼３及び胴体４に設けた軸受２０、２１によって、軸回りに回動自在に支持されている。切欠部１９は、主翼３のスパン方向の中程に、主翼３の後縁側を切り欠くように形成され、この切欠部１９の内方に、パイプ１７の先端に取り付けられたシャフト軸支部１８が回動可能に配置されている。かかる構成により、パイプ１７の回動に伴って、シャフト支持部１８が切欠部１９の内方にて回動し、シャフト支持部１８に支持されたローターシャフト２が垂直姿勢と水平姿勢との間で回動する。左右のローターシャフト２の回動角度は、連動機構２２によって同調されるようになっている。
(Rotation support mechanism 14)
As shown in FIG. 5, the
（連動機構２２）
図５、図６（ａ）、図６（ｂ）に示すように、左右の主翼３の内部に夫々収容された左右のパイプ１７の回動角度は、連動機構２２によって同調が取られ、同角度とされるようになっている。連動機構２２は、左右のパイプ１７の主翼３の付け根部側の端部に取り付けられた第１ブラケット２３と、主翼３の付け根部の内部にスパン方向に沿って配置され軸受２４で支持された連動シャフト２５と、連動シャフト２５のスパン方向の左右に夫々取り付けられた第２ブラケット２６と、第２ブラケット２６と第１ブラケット２３とを連結する連結アーム２７とを有する。第１ブラケット２３、連結アーム２７、第２ブラケット２６はリンク機構を構成する。この構成によれば、左右の何れか一方のパイプ１７の回動角度の変動が、一方の第１ブラケット２３、連結アーム２７、第２ブラケット２６、連動シャフト２５、他方の第２ブラケット２６、連結アーム２７、第１ブラケット２３を介して他方のパイプ１７に伝わるため、左右のパイプ１７の回動角度が同調される。この結果、左右のローターシャフト２の回動角度が同調される。
(Interlocking mechanism 22)
As shown in FIGS. 5, 6 (a), and 6 (b), the rotation angles of the left and
（ピッチ変更機構１５）
図５に示すように、左右のローターシャフト２には、ローター（ローターブレード）７のサイクリックピッチを変更するピッチ変更機構１５が設けられている。ピッチ変更機構１５は、通常のヘリコプター（ラジコンを含む）と同様の構成となっており、ローターブレード７のサイクリックピッチ、コレクティブピッチを変更するようになっている。ピッチ変更機構１５は、ローターシャフト２に挿通されたスワッシュプレート２８を備えており、スワッシュプレート２８をローターシャフト２に対して傾けることでローターブレード７のサイクリックピッチを変更し、スワッシュプレート２８をローターシャフト２に沿って移動させること等でローターブレード７のコレクティブピッチを変更する。スワッシュプレート２８の傾斜、移動は、シャフト軸支部１８に取り付けられたローターコントローラー２９により、リンク３０を介してなされる。ローターコントローラー２９及びリンク３０は、ローターシャフト２の回転から切り離されている。リンク３０は、ローターコントローラー２９内に設けられたサーボモーター等によって作動される。
(Pitch change mechanism 15)
As shown in FIG. 5, the left and
ピッチ変更機構１５は、ローターブレード７のサイクリックピッチを、回動支持機構１４によって主翼３に前後方向重心位置Ｇｓを中心として回動自在に支持されたローターシャフト２の回動角度が、水平姿勢と垂直姿勢との間で変更されるように、制御する機能を有する。具体的には、ピッチ変更機構１５は、図７（ａ）に示すようにローターシャフト２が垂直姿勢のとき、図７（ｂ）に示すようにローター７の前半分側７ｆの揚力Ｆ１よりも後半分側７ｒの揚力Ｆ２を高めるようにローター７のサイクリックピッチを変更する機能を有する。このようにローター７の揚力がアンバランスとなることで、図７（ｃ）に示すようにローター７の回転面が前方に傾いてローターシャフト２が上方に回動し、図７（ｄ）に示すようにローターシャフト２が水平姿勢となる。ローターシャフト２が水平姿勢となったなら、ピッチ変更機構１５は、ローター７のサイクリックピッチを一定とし、図７（ｅ）に示すようにローター７の揚力のアンバランスを解消する。かかるサイクリックピッチの制御は、ローターシャフト２を垂直姿勢から水平姿勢に変更する場合、即ち、機体を垂直上昇下降させている状態から前進状態に切り替える場合に適用される。一方、機体をローター７の推力で前進飛行させる場合には、図７（ｅ）に示すように、ローターシャフト２が水平姿勢に保持された状態で、ピッチ変更機構１５は、ローター７のサイクリックピッチを一定とし、コレクティブピッチを制御する。コレクティブピッチを大きくすることで前進飛行時の機体の速度が増し、コレクティブピッチを小さくすることで速度が減ずる。
The
ピッチ変更機構１５は、図８（ａ）に示すようにローターシャフト２が水平姿勢のとき、図８（ｂ）に示すようにローター７の上半分側７ｕの揚力Ｆ３よりも下半分側７ｄの揚力Ｆ４を高めるようにローター７のサイクリックピッチを変更する機能を有する。このようにローター７の揚力がアンバランスとなることで、図８（ｃ）に示すようにローター７の回転面が後方に倒れるように傾いてローターシャフト２が下方に回動し、図８（ｄ）に示すようにローターシャフト２が垂直姿勢となる。ローターシャフト２が垂直姿勢となったなら、ピッチ変更機構１５は、ローター７のサイクリックピッチを一定とし、図８（ｅ）に示すようにローター７の揚力のアンバランスを解消する。かかるサイクリックピッチの制御は、ローターシャフト２を水平姿勢から垂直姿勢に変更する場合、即ち、機体を前進させている状態から垂直上昇下降状態に切り替える場合に適用される。一方、機体を垂直に上昇或いは下降させる場合には、図８（ｅ）に示すように、ローターシャフト２が垂直姿勢に保持された状態で、ピッチ変更機構１５は、ローター７のサイクリックピッチを一定とし、コレクティブピッチを制御する。コレクティブピッチを大きくすることで機体が垂直に上昇し、コレクティブピッチを小さくすることで機体が下降する。
When the
（ロック機構１６）
図５、図６（ａ）に示すように、連動シャフト２５の中程には、連動シャフト２５の回動をロック（固定）することで、左右の主翼３に夫々収容された左右のパイプ１７の回動角度を固定し、左右のローターシャフト２の回動角度を固定するロック機構１６が設けられている。ロック機構１６は、連動シャフト２５に固定されたドラムの内周面にシューを押し付ける所謂ドラムブレーキ構造、又は連動シャフト２５に固定されたディスクをパッドで挟持するディスクブレーキ構造等となっており、連動シャフト２５の回動を固定することで、上述したピッチ変更機構１５によるローター７のサイクリックピッチの変更によって回動された左右のローターシャフト２の回動角度を固定する。
(Lock mechanism 16)
As shown in FIGS. 5 and 6A, the left and
ロック機構１６によって固定されるローターシャフト２の回動角度は、図７（ａ）に示す垂直姿勢の角度（９０度）、図７（ｅ）に示す水平姿勢の角度（０度）に限られない。ロック機構１６は、ロータシャフト２が図７（ａ）から図７（ｅ）に回動する途中、又は図８（ａ）から図８（ｅ）に回動する途中で、連動シャフト２５の回動を固定することで、左右のロータシャフト２を０度から９０度の範囲の任意の角度で同調を取って固定できる。
The rotation angle of the
（動力伝達機構９）
図１に示すように、動力伝達機構９は、胴体４に収容された駆動源８の回転力を第１駆動シャフト１１を介して主翼３の付け根部の内部に収容されたギヤボックス１０に伝達し、ギヤボックス１０から左右の第２駆動シャフト１２を介して左右のローターシャフト２に伝達し、左右のローターシャフト２を相互に逆回転させるものである。
(Power transmission mechanism 9)
As shown in FIG. 1, the
図５、図６（ａ）に示すように、ギヤボックス１０は、左右の第２駆動シャフト１２を同方向に回転させる。左右の第２駆動シャフト１２は、ギヤボックス１０から夫々左右の主翼３のスパン方向の外方に向けて延出され、連動機構２２の第１ブラケット２３に形成された孔３１を挿通し、回動支持機構１４のパイプ１７の内部を挿通し、パイプ１７の先端に取り付けられたシャフト軸支部１８まで延出されている。かかる第２駆動シャフト１２は、パイプ１７の内周面に軸受３２を介して回転自在に支持されており、パイプ１７の回動とは無関係に、即ち、パイプ１７の回動角度に応じて変動するローターシャフト２の回動角度とは無関係に、駆動源８及びギヤボックス１０によって回転されるようになっている。
As shown in FIGS. 5 and 6A, the
図５に示すように、左右の第２駆動シャフト１２の先端には、傘歯車３３が夫々取り付けられている。この傘歯車３３は、シャフト軸支部１８に回転自在に支持されたローターシャフト２の端部に取り付けられた傘歯車３４に、噛合されている。かかる動力伝達機構９によれば、図１に示す駆動源８の回転力が第１駆動シャフト１１を介して図５に示すギヤボックス１０に伝達され、左右の第２駆動シャフト１２が同方向に回転され、傘歯車３３、３４を介して左右のローターシャフト２が相互に逆方向に回転駆動される。また、左右の第２駆動シャフト１２が左右のパイプ１７の回動とは無関係に回転されるので、左右のローターシャフト２は、左右のパイプ１７の回動状況によって変動する左右のローターシャフト２の回動角度に拘わらず、相互に逆方向に同期して同じ回転数（ｒｐｍ）で回転駆動される。
As shown in FIG. 5,
図５において、ローターシャフト２の延長線と第２駆動シャフト１２の延長線との交点が、上述した前後方向重心位置Ｇｓとなっており、パイプ１７が回動することでローターシャフト２が図３に仮想線で示すように前後方向重心位置Ｇｓを中心として下方に回動するようになっている。ここで、図５に示す前後方向重心位置Ｇｓは、図３を用いて述べたように、機体を側方から見て、機体の重心Ｇの主翼３における前後方向の位置である。また、図５に示すように、前後方向重心位置Ｇｓからローターシャフト２の先端のローター取付部までの長さＬ１が、前後方向重心位置Ｇｓから主翼３の後縁までの長さＬ２に応じて設定されており、ローター７が主翼３の後縁と干渉しないようになっている。
In FIG. 5, the intersection of the extension line of the
（垂直離着陸）
上述した垂直離着陸機１は、垂直に離陸する際、図７（ａ）に示すように、左右のローターシャフト２を垂直姿勢とした状態で、上述のロック機構１６（図５参照）によって連動シャフト２５の回動を固定し、左右のローター７の回転面を下向きに固定する。そして、ピッチ変更機構１５（図５参照）によって、ローター７のコレクティブピッチを大きくすることで揚力を増大させると共に、ローター７のサイクリックピッチを制御（操作）して機体を安定させ、離陸する。離陸後、図７（ｂ）に示すように、ピッチ変更機構１５によって、ローター７の前半分側７ｆの揚力Ｆ１よりも後半分側７ｒの揚力Ｆ２が大きくなるようにローター７のサイクリックピッチを制御し、機体を前進させる。
(Vertical takeoff and landing)
When the vertical take-off and
前進速度が主翼３によって或る程度の揚力が得られる所定速度となったなら、ロック機構１６による連動シャフト２５の固定を解除することで、図７（ｃ）に示すように、ローター７の回転面が前進方向に傾いた状態を経て、図７（ｄ）に示すように、ローター７の回転面を主翼３の後方に向け、ローターシャフト２を水平姿勢とする。ローターシャフト２が水平姿勢となったなら、ロック機構１６によって連動シャフト２５の回動を固定することで左右のローター７の回転面を後ろ向きに固定し、前進飛行に移行する。前進飛行時には、図７（ｅ）に示すように、ピッチ変更機構１５により、ローター７のサイクリックピッチを一定とすることでローター７の揚力アンバランスを解消し、コレクティブピッチを制御することで機体の速度を変更することができる。なお、図７（ｃ）に示すように、ローターシャフト２が斜めとなった状態で、ロック機構１６によって連動シャフト２５を固定することで、ローター７の回転面が前進方向に傾いた状態に固定し、機体を低速で前進させることも可能である。前進飛行から垂直に着陸する際には、上述とは逆の手順となる（図８（ａ）〜図８（ｅ）参照）。
When the forward speed reaches a predetermined speed at which a certain level of lift can be obtained by the
また、図７（ａ）に示すように、左右のローターシャフト２を垂直姿勢として垂直に離陸した後、ピッチ変更機構１５により、コレクティブピッチを機体の重量と釣り合わせるように一定とすることで空中でホバリングでき、その状態でサイクリックピッチを制御することで機体を前後左右に自在に移動させることができる。また、図７（ｃ）に示すローターシャフト２の傾斜角度を制御することで、低速から高速まで安定して巡航できる。
Further, as shown in FIG. 7A, after taking off vertically with the left and
（作用・効果）
図３に示すように、本実施形態に係る垂直離着陸機１においては、主翼３の翼弦中央Ｃよりも後縁側のエリアＢＡから下方にローターシャフト２が延出されているので、ローターシャフト２を後方に回動させて水平姿勢としたとき、ローター７の回転面を主翼３の後縁よりも後方とするために必要なローターシャフト２の長さが、主翼３の翼弦長の半分以下の長さとなる。すなわち、この垂直離着陸機１においては、主翼３の後縁側エリアＢＡに設定された機体の前後方向重心位置Ｇｓから下方にローターシャフト２が延出されているので、そのローターシャフト２を前後方向重心位置Ｇｓを中心として後方に回動させて水平姿勢としたとき、ローター７の回転面を主翼３の後縁よりも後方とするために必要なローターシャフト２の長さを、機体の前後方向重心位置Ｇｓが主翼３の前縁側エリアＦＡ（前縁から翼弦の２５％〜３０％程度後方の位置）に設定されている通常の場合よりも、短くできる。
(Action / Effect)
As shown in FIG. 3, in the vertical take-off and
このように長さが短いローターシャフト２を垂直姿勢としたとき、ローターシャフト２の先端に取り付けたローター７よりも下方に機体の重心Ｇが設定されているので、垂直上昇下降時の安定性が向上する。すなわち、垂直上昇下降時、機体に揚力（上向きの力）を作用させるローター７の回転面の下方に機体の重心Ｇ（機体の重量が下向きに作用する位置）が設定されているので、図２（ａ）に示すように、ローター７による上向きの力（ローター揚力Ｆ）と重心Ｇに作用する下向きの力（機体重量Ｘ）とが鉛直線上で上下に引き合うことになり、安定性が向上する。加えて、垂直姿勢となったローターシャフト２の延長線２ｘ上に機体の重心Ｇが設定されているので、垂直上昇下降時に、機体にピッチングモーメントが発生することを回避できる。
When the
かかる効果は、主翼３の翼弦中央Ｃよりも後縁側のエリアＢＡから下方にローターシャフト２を延出し、そのローターシャフト２の延長線２ｘ上で且つローター７よりも下方に機体の重心Ｇを位置することで達成しているので、ローター７の動力伝達機構を折り畳み式とした従来例（特許文献１：特開平９−２３９５号公報）と比べると、軽量且つ簡単な構造となる。
The effect is that the
すなわち、本実施形態によれば、ローター７の回転面を主翼２の下方に向けて垂直に離着陸し、ローター７の回転面を主翼３の後方に向けて前進する垂直離着陸機１において、軽量且つ簡単な構造でローターシャフト２の長さの短縮化を図って、機体の重心Ｇを垂直姿勢となったローターシャフト２のローター７の下方に容易に設定できるので、垂直上昇時・垂直下降時・垂直離着陸時の安定性を向上できる。
That is, according to the present embodiment, the vertical take-off and
ローターシャフト２の回動は、ローターシャフト２を主翼３に前後方向重心位置Ｇｓを中心として垂直姿勢と水平姿勢との間で回動自在に支持しておき、ローター７のサイクリックピッチを変更することで達成している。よって、ローター７が回転している状態でローターシャフト２自体をアクチュエータで直接回動させる場合よりも、無理なくローターシャフト２を回動でき、ローターシャフト２に加わるストレスが小さく、信頼性・耐久性が向上する。
For rotation of the
左右のローターシャフト２の回動角度は、連動機構２２によって同調されている。よって、左右のローターシャフト２の回動角度が不揃いとなることによる機体の不安定化を回避できる。また、左右のロータ７の回転数（ｒｐｍ）は、動力伝達機構９によって同調されている。よって、左右のロータ７の回転数が不揃いとなることによる機体の不安定化を回避できる。
The rotation angles of the left and
図３に示すように、機体の前後方向重心位置Ｇｓを主翼３の後縁側エリアＢＡに設定しているため、主翼３の空力中心（揚力中心）ＡＣが前後方向重心位置Ｇｓよりも前方となっている。即ち、通常、前後方向重心位置Ｇｓは空力中心ＡＣよりも前方に設定されるが、この機体では逆になっている。このため、水平尾翼５を通常とは逆に水平飛行時に揚力Ｚが発生する翼形状、取付角度としている。これにより、水平飛行時（前進飛行時）に、空力中心ＡＣに作用する主翼３の揚力Ｙと、重心位置Ｇに作用する機体重量Ｘと、水平尾翼５に発生する揚力Ｚとによって、機体のピッチング方向のバランスを保つことができる。また、水平尾翼５の面積を通常よりも広く設定することで、安定性を高めている。
As shown in FIG. 3, the longitudinal center of gravity position Gs of the airframe is set in the trailing edge area BA of the
（第２実施形態）
図９に本発明の第２実施形態に係る垂直離着陸機１ａを示す。この垂直離着陸機１ａは、空力中心ＡＣが機体の前後方向重心位置Ｇｓよりも後方に位置する主翼３ａである点が第１実施形態と相違し、その他は第１実施形態と略同様の構成となっている。よって、第１実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して説明を省略し、相違点を説明する。
(Second Embodiment)
FIG. 9 shows a vertical take-off and landing aircraft 1a according to a second embodiment of the present invention. This vertical take-off and landing aircraft 1a is different from the first embodiment in that the aerodynamic center AC is a main wing 3a positioned behind the longitudinal center of gravity Gs of the aircraft, and the other configuration is substantially the same as in the first embodiment. It has become. Therefore, the same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, description thereof will be omitted, and differences will be described.
この垂直離着陸機１ａの主翼３ａは、機体を側方から見て重心Ｇよりも前後方向の後縁側に空力中心ＡＣが位置するように、即ち、機体の前後方向重心位置Ｇｓよりも後縁側に主翼３の空力中心ＡＣが位置するように、前縁と翼弦中央Ｃとの間のキャンバーよりも翼弦中央Ｃと後縁との間のキャンバーが大きい翼型となっている。なお、前縁と翼弦中央Ｃとの間においては、キャンバーを零とし、対称翼としてもよい。
The main wing 3a of the vertical take-off and landing aircraft 1a is arranged such that the aerodynamic center AC is positioned on the rear edge side in the front-rear direction with respect to the center of gravity G when viewed from the side, that is, on the rear edge side with respect to the center of gravity position Gs in the front-rear direction. The camber between the chord center C and the trailing edge is larger than the camber between the leading edge and the chord center C so that the aerodynamic center AC of the
かかる翼型の主翼３ａとすることで、機体の前後方向重心位置Ｇｓを主翼３ａの後縁側エリアＢＡに設定しても、その前後方向重心位置Ｇｓよりも後方に空力中心ＡＣを設定できる。前後方向重心位置Ｇｓを通常の場合と同様に空力中心ＡＣよりも前方とすることで、水平尾翼５ａを通常の場合と同様に水平飛行時に下向きの力Ｚａを発生させる翼形状、取付角度とすることができ、機体の安定性が向上する。その他、この第２実施形態の基本的な作用効果は、第１実施形態と同様であるので、説明を省略する。 By using the wing-shaped main wing 3a, the aerodynamic center AC can be set behind the longitudinal center of gravity position Gs even if the longitudinal center of gravity position Gs of the airframe is set in the trailing edge area BA of the main wing 3a. By making the front-rear direction center of gravity position Gs forward of the aerodynamic center AC as in the normal case, the horizontal tail 5a has the wing shape and mounting angle that generates the downward force Za during horizontal flight as in the normal case. Can improve the stability of the fuselage. In addition, since the basic effects of the second embodiment are the same as those of the first embodiment, description thereof is omitted.
（第３実施形態）
図１０（ａ）、図１０（ｂ）、図１１（ａ）、図１１（ｂ）に、本発明の第３実施形態に係る垂直離着陸機１ｂを示す。この垂直離着陸機１ｂにおいては、主翼３ｂが、機体の胴体４ｂから上方に離間するように、胴体４ｂに支柱Ｓを介して取り付けられている点が第１、第２実施形態と相違し、その他は第１、第２実施形態と基本的に同様の構成となっている。よって、第１、第２実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して説明を省略し、相違点を説明する。
(Third embodiment)
10 (a), 10 (b), 11 (a), and 11 (b) show a vertical take-off and landing aircraft 1b according to a third embodiment of the present invention. The vertical take-off and landing aircraft 1b differs from the first and second embodiments in that the main wing 3b is attached to the fuselage 4b via a support column S so as to be spaced upward from the fuselage 4b of the fuselage. Has basically the same configuration as the first and second embodiments. Therefore, the same components as those in the first and second embodiments are denoted by the same reference numerals, description thereof will be omitted, and differences will be described.
この垂直離着陸機１ｂにおいては、主翼３ｂが支柱Ｓを介して胴体４ｂの上部に取り付けられており、主翼３ｂが支柱Ｓによって胴体４ｂから持ち上げられている。よって、第３実施形態に係る垂直離着陸機１ｂは、図３に示す第１実施形態の垂直離着陸機１、図９に示す第２実施形態の垂直離着陸機１ａよりも、機体を側方から見て、垂直姿勢となったローターシャフト２のローター７の回転面を機体の重心Ｇよりも高くすることが容易となり、垂直上昇下降時の安定性をより一層高めることができる。すなわち、図１０（ａ）に示す垂直離着陸機１ｂにおいては、胴体４ｂに支柱Ｓを介して主翼３ｂを取り付けることで、機体を側方から見て、垂直姿勢となったローターシャフト２のローター７が胴体４ｂよりも上方に位置し、機体の重心Ｇが胴体４ｂ内に位置している。このため、ローター７と重心Ｇとの間隔を第１、第２実施形態（図３、図９参照）よりも稼ぐことができ、垂直上昇下降時の安定性が向上する。その他、この第３実施形態の基本的な作用効果は、第１実施形態と同様であるので、説明を省略する。
In the vertical take-off and landing aircraft 1b, the main wing 3b is attached to the upper part of the fuselage 4b via a support column S, and the main wing 3b is lifted from the fuselage 4b by the support column S. Therefore, the vertical take-off and landing aircraft 1b according to the third embodiment is seen from the side as compared with the vertical take-off and
なお、この垂直離着陸機１ｂは、図１０、図１１に示すように、水平尾翼５ｂの面積が通常の機体よりも大きく、いわゆる串型機（タンデム翼機）となっている。また、垂直尾翼６ｂは水平尾翼５ｂの翼端に夫々取り付けられている。 As shown in FIGS. 10 and 11, the vertical take-off and landing aircraft 1 b is a so-called skewer aircraft (tandem wing aircraft) in which the area of the horizontal tail 5 b is larger than that of a normal aircraft. Further, the vertical tail 6b is attached to the tip of the horizontal tail 5b.
（第４実施形態）
図１２（ａ）、図１２（ｂ）、図１２（ｃ）に、本発明の第４実施形態に係る垂直離着陸機の要部を示す。第４実施形態に係る垂直離着陸機においては、機体の胴体４ｂ（図１０（ａ）参照）の内部に、ウェイトＷを機体の前後方向に移動させることで重心Ｇを前後方向に移動する重心移動機構Ｘを設けた点が第１〜第３実施形態と相違し、その他は第１〜第３実施形態と略同様の構成となっている。よって、第１〜第３実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して説明を省略し、相違点を説明する。
(Fourth embodiment)
12 (a), 12 (b), and 12 (c) show the main part of a vertical take-off and landing aircraft according to a fourth embodiment of the present invention. In the vertical take-off and landing aircraft according to the fourth embodiment, the center of gravity moves to move the center of gravity G in the front-rear direction by moving the weight W in the front-rear direction of the body inside the fuselage 4b (see FIG. 10A). The point where the mechanism X is provided is different from the first to third embodiments, and the other configuration is substantially the same as that of the first to third embodiments. Therefore, the same components as those in the first to third embodiments are denoted by the same reference numerals, description thereof will be omitted, and differences will be described.
重心移動機構Ｘは、機体の胴体４ｃの内部に前後方向に敷設されたレール４０と、レール４０にスライド移動自在に係合されたウェイトＷと、ウェイトＷに前後方向に沿って設けられたラック４１と、ラック４１に噛み合うピニオン４２とを有し、ピニオン４２をモーター等のアクチュエータで回転させ、その回転方向及び回転角度を調節することで、ウェイトＷを前方又は後方に所望の距離だけ移動する。ウェイトＷには、通常の錘の他、ローターシャフト２を回転させるエンジン又はモーター等の駆動源８（図１０（ａ）参照）を利用してもよい。この場合、駆動源８の回転力をギヤボックス１０（図５参照）に伝達するドライブシャフトを多分割して自在継手（ユニバーサルジョイント）で連結し、全ての分割シャフト又は一部の分割シャフトにスプラインを組み込んで伸縮自在とすることで、駆動源８の移動に対応する。
The center-of-gravity moving mechanism X includes a
重心移動機構Ｘは、図１２（ｂ）に示すように、ローターシャフト２が垂直姿勢となったとき、重心Ｇがそのローターシャフト２の延長線２ｘ上に位置するようにウェイトＷを後方に移動し、図１２（ａ）に示すように、ローターシャフト２が水平姿勢となったとき、重心Ｇが主翼３の空力中心ＡＣよりも前方に位置するようにウェイトＷを前方に移動する。かかる制御は、図５に示す連動機構２２の何れかの回動部品（垂直姿勢と水平姿勢との間で回動するローターシャフト２と連動して回動する部品、例えば第２ブラケット２６）に角度センサを取り付け、その角度センサの出力値に基づいて図１２（ｃ）に示すピニオン４２を回転駆動するモーターの回転方向及び回転角度を制御することで為し得る。
As shown in FIG. 12B, the center-of-gravity moving mechanism X moves the weight W rearward so that the center of gravity G is positioned on the extension line 2x of the
このように重心移動機構Ｘは、ローターシャフト２が垂直姿勢から水平姿勢に又は水平姿勢から垂直姿勢に回動するに応じて、機体の重心Ｇの位置を適切に移動する。すなわち、図１２（ｂ）に示すように、ローターシャフト２が垂直姿勢となる垂直上昇下降時には、ローター７の下方で且つローターシャフト２の延長線２ｘ上に重心Ｇが位置するので、ピッチングの無い安定した状態が確保でき、図１２（ａ）に示すように、ローターシャフト２が水平姿勢となる水平飛行時には、主翼３の空力中心ＡＣよりも前縁側に重心Ｇの前後方向位置が移動するので、安定した水平飛行を容易に行える（図９の機体と同様）。その他、第４実施形態の基本的な作用効果は、第１実施形態と同様であるので、説明を省略する。
Thus, the center-of-gravity moving mechanism X appropriately moves the position of the center of gravity G of the airframe as the
以上、添付図面を参照しつつ本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は上述した各実施形態に限定されないことは勿論であり、特許請求の範囲に記載された範疇における各種の変更例又は修正例についても、本発明の技術的範囲に属することは言うまでもない。例えば、本発明に係る垂直離着陸機は、人や貨物の運搬に利用するのみならず、無人観測機やラジオコントロール機等にも適用できる。また、第１から第４実施形態の特徴となる各構成要素を組み合わせてもよい。例えば、図９に示す第２実施形態の主翼３ａの翼型を図１０及び図１１に示す第３実施形態に適用してもよく、図１２に示す第４実施形態の重心移動機構Ｘを図３に示す第１実施形態の機体、図９に示す第２実施形態の機体、図１０に示す第３実施形態の機体に適用してもよい。 The preferred embodiments of the present invention have been described above with reference to the accompanying drawings. However, the present invention is not limited to the above-described embodiments, and various modifications within the scope of the claims. Needless to say, examples and modifications also belong to the technical scope of the present invention. For example, the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention can be applied not only to transportation of people and cargo, but also to unmanned observation aircraft, radio control aircraft, and the like. Moreover, you may combine each component used as the characteristic of 1st-4th embodiment. For example, the airfoil of the main wing 3a of the second embodiment shown in FIG. 9 may be applied to the third embodiment shown in FIGS. 10 and 11, and the gravity center moving mechanism X of the fourth embodiment shown in FIG. 3 may be applied to the airframe of the first embodiment shown in FIG. 3, the airframe of the second embodiment shown in FIG. 9, and the airframe of the third embodiment shown in FIG.
本発明は、ローターの回転面を下方に向けることで垂直に離着陸し、ローターの回転面を後方に向けることで前進する垂直離着陸機に利用できる。 INDUSTRIAL APPLICABILITY The present invention can be used for a vertical take-off and landing aircraft that takes off and land vertically by turning the rotor rotating surface downward and moves forward by turning the rotor rotating surface backward.
１ 垂直離着陸機
Ｇ 重心
２ ローターシャフト
２ａ 先端
２ｘ 延長線
３ 主翼
ＦＡ 前縁側エリア
ＢＡ 後縁側エリア
Ｃ 翼弦中央
ＡＣ 空力中心
７ ローター
１３ 回動手段
１４ 回動支持機構
１５ ピッチ変更機構
１６ ロック機構
DESCRIPTION OF
Claims (6)
該ローターシャフトを、先端が前記主翼の下方に向く垂直姿勢と先端が前記主翼の後方に向く水平姿勢との間で回動させる回動手段とを備え、
該回動手段によって前記ローターシャフトが垂直姿勢となったとき、機体を側方から見て、機体の重心が、垂直姿勢となった前記ローターシャフトの延長線上で且つ前記ローターよりも下方に位置することを特徴とする垂直離着陸機。 When viewed from the side, the rotor shaft is extended downward from the trailing edge side area of the main wing chord center, the rotor is attached to the tip, and the rotor shaft is rotationally driven to generate lift.
A rotation means for rotating the rotor shaft between a vertical posture in which a tip is directed downward of the main wing and a horizontal posture in which a tip is directed toward the rear of the main wing;
When the rotor shaft is in a vertical posture by the rotating means, the center of gravity of the airframe is located on the extension line of the rotor shaft in the vertical posture and below the rotor when the airframe is viewed from the side. Vertical take-off and landing aircraft characterized by that.
該重心移動機構は、前記機体を側方から見て、前記ローターシャフトが垂直姿勢となったとき、前記重心がそのローターシャフトの延長線上に位置するように前記ウェイトを後方に移動し、前記ローターシャフトが水平姿勢となったとき、前記重心が前記主翼の空力中心よりも前方に位置するように前記ウェイトを前方に移動するものである請求項１から３の何れか１項に記載の垂直離着陸機。 A center of gravity moving mechanism that moves the center of gravity in the front-rear direction by moving a weight in the front-rear direction of the body is provided inside the fuselage of the body,
The center-of-gravity moving mechanism moves the weight rearward so that the center of gravity is positioned on an extension line of the rotor shaft when the rotor shaft is in a vertical posture when the airframe is viewed from the side. The vertical take-off and landing according to any one of claims 1 to 3, wherein when the shaft is in a horizontal posture, the weight is moved forward so that the center of gravity is located forward of the aerodynamic center of the main wing. Machine.
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