JP7372643B2 - Propeller mechanisms and flying objects - Google Patents

Description

本発明は、プロペラ機構および飛翔体に関する。さらには詳しくは、羽根角を変更できるプロペラ機構および飛翔体に関する。 The present invention relates to a propeller mechanism and a flying object. More specifically, the present invention relates to a propeller mechanism and a flying object that can change the blade angle.

プロペラなどの回転翼（羽根）は、機体の前進速度と羽根が回転することによる速度とを合成した角度の風（図３ｂの空気流を参照。）を受ける。同じ回転数で回っていても、半径によって羽根の回転速度は変わるため、羽根の根本側と先端側とでは流入する空気流の角度が異なる。この角度の差を最適化するために、羽根にはねじれが与えられていることが一般的である。
また、高速機や効率を求めた機体には、離陸時の速度が０に近い状態から、水平飛行時の高速域まで適切な羽根角を維持するため、速度に応じてプロペラの羽根全体の角度を変える可変ピッチプロペラが採用されている。
例えば特許文献１には、軽量飛行機に用いられる可変ピッチプロペラの構造が開示されている。 A rotary blade (blade) such as a propeller receives wind at an angle that is a combination of the forward speed of the aircraft and the speed caused by the rotation of the blade (see the airflow in FIG. 3b). Even if the blade rotates at the same speed, the rotational speed of the blade changes depending on the radius, so the angle of the airflow flowing in at the root side and the tip side of the blade is different. In order to optimize this angular difference, the blades are generally twisted.
In addition, for high-speed aircraft and aircraft designed for efficiency, the angle of the entire propeller blade is adjusted according to the speed in order to maintain an appropriate blade angle from near zero speed at takeoff to high speed range during horizontal flight. A variable pitch propeller that changes the pitch is used.
For example, Patent Document 1 discloses the structure of a variable pitch propeller used in a light airplane.

特開２００７－５０８６９号公報Japanese Patent Application Publication No. 2007-50869

一方で、プロペラを使用した垂直離陸機では、ローター径が大きくなる傾向にあり、羽根の先端と根本のねじりの差が大きく、プロペラ全体の角度を変更したとしても、プロペラ効率の悪い領域が多く出てしまう。
またプロペラは空気の流れに対して、効率の良い角度が決まっており、その角度から外れると、非常に効率が悪くなるという特性がある。
例えば、垂直離陸時やホバリング時など機体速度が０に近いところでは、ねじりがとても小さいプロペラの方が効率的である。例えば、水平飛行時など、機体速度が速い状態で、プロペラ全体の角度を最適化しようとすると、ねじれが大きくなる。例えば、水平飛行時などで機体速度が上がりプロペラ先端が音速に近くなると、大きな角度をつけることができない。このため、精度の良い角度調整が必要である。
また近年、垂直離陸機の需要が増えるに伴って、低速域から高速域まで幅広い速度域にわたって、高いプロペラ効率を維持できるプロペラが求められている。 On the other hand, in vertical takeoff aircraft using propellers, the rotor diameter tends to be large, and there is a large difference in twist between the tip and root of the blade, and even if the angle of the entire propeller is changed, there are many areas where propeller efficiency is poor. It comes out.
Additionally, propellers have a certain angle at which they are most efficient relative to the airflow, and if they deviate from that angle, they become extremely inefficient.
For example, when the aircraft speed is close to zero, such as during vertical takeoff or hovering, a propeller with very little twist is more efficient. For example, if you try to optimize the angle of the entire propeller when the aircraft speed is high, such as during horizontal flight, the twist will increase. For example, when the aircraft speed increases during horizontal flight and the propeller tip approaches the speed of sound, it is not possible to make a large angle. For this reason, accurate angle adjustment is required.
Additionally, as demand for vertical take-off aircraft increases in recent years, there is a need for propellers that can maintain high propeller efficiency over a wide range of speeds, from low speeds to high speeds.

そこで、本発明は、プロペラ効率を一層高めたプロペラ機構および飛翔体を提供することを課題とする。 Therefore, an object of the present invention is to provide a propeller mechanism and a flying object with further improved propeller efficiency.

（１）本発明のプロペラ機構は、プロペラ軸によって回転する羽根を備え、且つ、その羽根の回転により推進する機体に用いるプロペラ機構であって、前記羽根が、プロペラ軸側の内羽根およびその内羽根の外側に設けられる外羽根からなり、前記内羽根および外羽根のプロペラの回転面となす羽根角をそれぞれ変更させるための角度変更機構を備えている、ことを特徴としている。 (1) The propeller mechanism of the present invention is a propeller mechanism used for an aircraft that is equipped with blades that are rotated by a propeller shaft and is propelled by the rotation of the blades, wherein the blades include an inner blade on the propeller shaft side and an inner blade thereof. It consists of an outer blade provided on the outside of the blade, and is characterized in that it is equipped with an angle changing mechanism for changing the blade angles of the inner blade and the outer blade with respect to the plane of rotation of the propeller.

（２）このようなプロペラ機構は、前記プロペラ軸に設けられと共に、そのプロペラ軸に略垂直な方向に延びており、且つ、その軸周りに回動自在なシャフトを備えており、そのシャフトは内羽根を貫通すると共に、その内羽根を枢支しており、前記シャフトの先端に外羽根が延設されているのが好ましい。 (2) Such a propeller mechanism is provided with a shaft that is provided on the propeller shaft, extends in a direction substantially perpendicular to the propeller shaft, and is rotatable around the shaft; It is preferable that the shaft penetrates through the inner blade and pivotally supports the inner blade, and that the outer blade extends from the tip of the shaft.

（３）また前記内羽根の内部には、シャフトの周面に接触すると共に、回転してシャフトを支持する支持ローラが複数設けられており、それらの支持ローラは、内羽根の厚み方向におけるシャフトの直径の幅の範囲内で、且つ、シャフトの周りに配置されているのが好ましい。 (3) Also, inside the inner blade, there are provided a plurality of support rollers that contact the circumferential surface of the shaft and rotate to support the shaft, and these support rollers support the shaft in the thickness direction of the inner blade. and around the shaft.

（４）さらに前記内羽根の外端面および外羽根の内端面に接触し、且つ、前記シャフトと同心で回動する支持機構が複数設けられており、それらの支持機構が、前記内羽根の厚み方向における前記シャフト直径がなす幅の範囲内で、且つ、シャフトの周囲に配置されているのが好ましい。 (4) Furthermore, a plurality of support mechanisms are provided that contact the outer end surface of the inner blade and the inner end surface of the outer blade and rotate concentrically with the shaft, and these support mechanisms Preferably, they are arranged within the width of the shaft diameter in the direction and around the shaft.

（５）さらに前記推進する機体が、飛行機、ヘリコプターあるいはドローンなどの飛翔体であり、その飛翔体が垂直飛行または水平飛行しているかどうかに基づいて、前記内羽根および外羽根の羽根角が、前記角度変更機構によってそれぞれ変更されるのが好ましい。 (5) Furthermore, the propelling body is a flying object such as an airplane, a helicopter, or a drone, and the blade angles of the inner blade and outer blade are determined based on whether the flying object is flying vertically or horizontally. Preferably, each angle is changed by the angle changing mechanism.

（６）さらに前記プロペラ軸の回転数に基づいて、前記内羽根および外羽根の羽根角が、前記角度変更機構によってそれぞれ変更されるのが好ましい。 (6) Furthermore, it is preferable that the blade angles of the inner blade and the outer blade are respectively changed by the angle changing mechanism based on the rotation speed of the propeller shaft.

（７）本発明の飛翔体は、上述のプロペラ機構と、そのプロペラ機構により飛翔する本体とを備えている、ことを特徴にしている。 (7) The flying object of the present invention is characterized in that it includes the above-mentioned propeller mechanism and a main body that flies by the propeller mechanism.

本発明のプロペラ機構および飛翔体は、プロペラの効率を高めることができる。 The propeller mechanism and flying object of the present invention can improve the efficiency of the propeller.

図１ａは本発明のプロペラ機構の一例を示す概略図、図１ｂは図１ａの角度変更機構を示す概略の部分拡大図である。FIG. 1a is a schematic diagram showing an example of the propeller mechanism of the present invention, and FIG. 1b is a schematic partially enlarged view showing the angle changing mechanism of FIG. 1a. 図２は本発明の飛翔体の一例を示す概略図である。FIG. 2 is a schematic diagram showing an example of the flying object of the present invention. 図３ａは羽根の長手方向の特定の長さ位置における羽根の部位に加わるベクトル成分を示すベクトル図、図３ｂはベクトルの方向の理解を容易にするための概略図である。FIG. 3a is a vector diagram showing vector components applied to a portion of the vane at a specific length position in the longitudinal direction of the vane, and FIG. 3b is a schematic diagram to facilitate understanding of the direction of the vector. 図４ａは内羽根の内部に設けられているシャフトの様子を示す概略図、図４ｂは図４ａの他の実施形態を示す概略図、図４ｃは内羽根を部分的に切り欠いた概略図である。FIG. 4a is a schematic diagram showing the shaft provided inside the inner blade, FIG. 4b is a schematic diagram showing another embodiment of FIG. 4a, and FIG. 4c is a schematic diagram with the inner blade partially cut away. be. 図５ａは内羽根および外羽根の間に支持機構が設けられている様子を示す平面図、図５ｂは比較のための概略図、図５ｃは図５ａの概略の部分拡大図である。FIG. 5a is a plan view showing a support mechanism provided between the inner blade and the outer blade, FIG. 5b is a schematic diagram for comparison, and FIG. 5c is a partially enlarged view of FIG. 5a. 図６は内羽根および外羽根の羽根角を変更する様子を示す概略図である。FIG. 6 is a schematic diagram showing how the blade angles of the inner blade and the outer blade are changed. 図７はプロペラ機構の変形例を示す概略図である。FIG. 7 is a schematic diagram showing a modification of the propeller mechanism. 図８はプロペラ機構の他の実施形態を示す概略図である。FIG. 8 is a schematic diagram showing another embodiment of the propeller mechanism.

［１．飛翔体］
（飛翔体２０）
まず図２を用いて本発明の飛翔体を説明する。図に示す飛翔体２０は、本体２０ａと、その本体２０ａに設けられる本発明のプロペラ機構１とからなる。飛翔体２０は、本体の前後に、左右一対のほぼ同形状の主翼２１、２１を備えている。各主翼２１に、本発明のプロペラ機構１が２つ設けられている。全体では、４つのプロペラ機構１が設けられている。この飛翔体２０は、離着陸時には、主翼２１を立てて、ヘリコプター同様にプロペラの羽根３により下方へ空気を押し出す力の反作用で浮力を得る。一方で、離陸後の水平飛行時には、固定翼機同様に主翼２１を回動させて、ほぼ水平にする。そして、その主翼２１によって生み出される揚力を利用し高度を保つ。図では飛翔体２０が水平飛行している様子を示している。
例えば、本実施形態において、飛翔体２０は、垂直離着陸機（ＶＴＯＬ機）または離陸時に短距離を滑走し、着陸時に垂直着陸する短距離離陸垂直着陸機（ＳＴＯＶＬ機）として用いられる。 [1. Flying object]
(flying object 20)
First, the flying object of the present invention will be explained using FIG. 2. The flying object 20 shown in the figure consists of a main body 20a and a propeller mechanism 1 of the present invention provided on the main body 20a. The flying object 20 includes a pair of left and right main wings 21, 21 having substantially the same shape at the front and rear of the main body. Each main wing 21 is provided with two propeller mechanisms 1 of the present invention. In total, four propeller mechanisms 1 are provided. During takeoff and landing, this flying object 20 stands up its main wings 21 and, like a helicopter, obtains buoyancy by the reaction of the force pushing air downward by the propeller blades 3. On the other hand, during horizontal flight after takeoff, the main wings 21 are rotated to be almost horizontal, similar to a fixed-wing aircraft. The altitude is maintained using the lift generated by the main wings 21. The figure shows the flying object 20 flying horizontally.
For example, in the present embodiment, the flying object 20 is used as a vertical take-off and landing aircraft (VTOL aircraft) or a short-range take-off and vertical landing aircraft (STOVL aircraft) that glides over a short distance during takeoff and lands vertically during landing.

（羽根角２３、前進角１７、迎え角１８）
図３ａは、羽根３の回転の中心（図３ｂの符号Ｏ参照）から長手方向に長さｒ（図３ｂ参照）の位置の羽根の部位に生じるベクトル成分を示す概略図である。図に示すように、プロペラ軸２の回転数をｎとすれば、羽根の部位３ａはプロペラ軸２（図１参照）のまわりに２πｒｎの速度で回転し、且つ、回転面２２と直角な飛行方向へ前進速度Ｖで進んでいる。図中の符号Ｖｒは、前進速度ベクトルＶと回転速度ベクトル２πｒｎの合成ベクトルを示している。合成ベクトルＶｒとプロペラの回転面２２とのなす角は、前進角１７と呼ばれる。羽根の部位３ａは、前進角１７から、さらに迎え角１８だけ傾斜しており、それらを加算して羽根角２３となる。すなわち、羽根角２３＝前進角１７＋迎え角１８である。また、図３ｂに示すように、空気流は、合成ベクトルＶｒの方向で、且つ、合成ベクトルＶｒと反対向きから羽根の部位３ａに流入する。 (Blade angle 23, advance angle 17, attack angle 18)
FIG. 3a is a schematic diagram showing vector components occurring at a region of the blade at a length r (see FIG. 3b) in the longitudinal direction from the center of rotation of the blade 3 (see symbol O in FIG. 3b). As shown in the figure, if the number of revolutions of the propeller shaft 2 is n, the blade portion 3a rotates around the propeller shaft 2 (see FIG. 1) at a speed of 2πrn, and flies perpendicular to the rotation surface 22. It is moving at forward speed V in the direction. The symbol Vr in the figure indicates a composite vector of the forward speed vector V and the rotational speed vector 2πrn. The angle formed by the resultant vector Vr and the rotating surface 22 of the propeller is called the forward angle 17. The blade portion 3a is further inclined by the angle of attack 18 from the angle of advance 17, and the blade angle 23 is obtained by adding them together. That is, blade angle 23=advance angle 17+attack angle 18. Further, as shown in FIG. 3b, the airflow flows into the blade portion 3a in the direction of the composite vector Vr and from the opposite direction to the composite vector Vr.

図３ａに戻って、羽根の部位３ａは、迎え角１８の分だけ、空気反力を受ける。迎え角１８は、一般的な飛行機の主翼の場合と同様に、ある特定の値のときに推力が最大となる。すなわち、複数のポイントにおける中心Ｏからの距離ｒの位置の羽根の部位３ａにおいて、前進角１８を演算し、その演算した前進角１８に応じた羽根角２３を設定できれば、推進の効率の高い羽根形状となる。 Returning to FIG. 3a, portion 3a of the vane is subjected to an air reaction force by an angle of attack 18. As with the main wing of a typical airplane, the angle of attack 18 produces a maximum thrust at a certain value. In other words, if the forward angle 18 can be calculated at the blade part 3a located at a distance r from the center O at multiple points, and the blade angle 23 can be set according to the calculated forward angle 18, a blade with high propulsion efficiency can be obtained. It becomes the shape.

［２．プロペラ機構］
＜第１実施形態＞
（プロペラ機構１）
次いで、図１ａおよび図１ｂを用いてプロペラ機構を説明する。図１ａに示すプロペラ機構１は、プロペラ軸２によって回転する羽根３を備えている。その羽根３はプロペラ軸２に略垂直な方向、すなわちプロペラの回転する回転面２２（図２および図３ａ参照）の半径方向に延びている。羽根３は、半径方向の内側に設けられる内羽根４と、その内羽根の外側に隣接する外羽根５とからなる。
プロペラ機構１は、それらの内羽根４および外羽根５のプロペラの回転面２２となす羽根角２３（図３ａ参照）をそれぞれ変更する角度変更機構６を備えている。
プロペラ軸２は、回転駆動機構１９（二点鎖線参照）により回転する。その回転駆動機構１９としては、例えば、ターボシャフトエンジン、或いは、電動モータが挙げられる。
ここでプロペラ１ａは、プロペラ軸２と連結されるハブ１ｂと、そのハブ１ｂから外向きに延びている一枚以上の羽根３とからなる。そのハブ１ｂとその周囲の部分は、プロペラカバー１ｃ（図３ｂ参照）で覆われている。
また本実施形態では、羽根３の長さ方向の中間位置で、内羽根４と外羽根５に分断されている。しかしながら、その他の位置で羽根３を分断してもよい。 [2. Propeller mechanism]
<First embodiment>
(Propeller mechanism 1)
Next, the propeller mechanism will be explained using FIGS. 1a and 1b. The propeller mechanism 1 shown in FIG. 1a includes blades 3 rotated by a propeller shaft 2. The propeller mechanism 1 shown in FIG. The blades 3 extend in a direction substantially perpendicular to the propeller axis 2, ie in the radial direction of the rotating surface 22 of the propeller (see FIGS. 2 and 3a). The blade 3 consists of an inner blade 4 provided on the inside in the radial direction, and an outer blade 5 adjacent to the outside of the inner blade.
The propeller mechanism 1 includes an angle changing mechanism 6 that changes the blade angle 23 (see FIG. 3a) of the inner blade 4 and the outer blade 5 with respect to the propeller rotating surface 22.
The propeller shaft 2 is rotated by a rotational drive mechanism 19 (see the two-dot chain line). Examples of the rotational drive mechanism 19 include a turboshaft engine or an electric motor.
Here, the propeller 1a consists of a hub 1b connected to a propeller shaft 2, and one or more blades 3 extending outward from the hub 1b. The hub 1b and its surrounding area are covered with a propeller cover 1c (see FIG. 3b).
Further, in this embodiment, the blade 3 is divided into an inner blade 4 and an outer blade 5 at an intermediate position in the length direction. However, the blade 3 may be divided at other positions.

（シャフト７）
シャフト７は、その基端側でハブ１ｂに連結されており、且つ、先端側はプロペラ軸２に垂直な方向に延びている。シャフト７は、そのシャフトの軸周りに回動自在にされている。 (shaft 7)
The shaft 7 is connected to the hub 1b at its base end, and extends in a direction perpendicular to the propeller shaft 2 at its distal end. The shaft 7 is rotatable around its axis.

（内羽根４）
内羽根４には、その内羽根が延びている方向（長手方向）に貫通する貫通孔４ｂが形成されている。その貫通孔４ｂにシャフト７が通されている。そのシャフト４を介してプロペラ軸２の回転が内羽根４に伝達される。その内羽根４は、シャフト７に支持され、且つ、そのシャフト７を回動の軸として回動自在である。 (Inner blade 4)
The inner blade 4 is formed with a through hole 4b that penetrates in the direction in which the inner blade extends (longitudinal direction). A shaft 7 is passed through the through hole 4b. The rotation of the propeller shaft 2 is transmitted to the inner blades 4 via the shaft 4. The inner blade 4 is supported by a shaft 7 and is rotatable about the shaft 7 as an axis of rotation.

（外羽根５）
シャフト７の先端は、外羽根５の内側の端面に連結され、一体にされている。シャフト７を介してプロペラ軸２の回転が外羽根５に伝達される。 (Outer blade 5)
The tip of the shaft 7 is connected to the inner end surface of the outer blade 5 and is integrated therewith. Rotation of the propeller shaft 2 is transmitted to the outer blades 5 via the shaft 7.

（角度変更機構６）
図３ｂに示すように、角度変更機構６は、駆動力を発生する駆動機構６ａと、その駆動力を角度変更のための力として伝達する伝達機構６ｂとからなる。
具体的には、角度変更機構６は、例えば、駆動機構６ａとして、シリンダ機構８を備えている。そして伝達機構６ｂとして、シリンダ機構のシリンダロッド８ａのストロークによって上下動する回転スライダ９と、その回転スライダ９の上下動を伝達する内ロッド１０および外ロッド１１とを備えている。
それらの内ロッド１０および外ロッド１１は、軸方向に押し引きする力を伝達可能な従来公知のプッシュプルロッドである。
なお、角度調整機構６としては、モータ等の回転動力を用いた機構が考えられる。この場合、内羽根４と外羽根５の連結部にギア機構を設け、一方の羽根を所定量だけ回動させたときに、他方の羽根が適切な回動量となるように、ギア比を設定することで、内羽根４と外羽根５の角度を最適に変更できるようしてもよい。なお、ギア機構の回転動力としては油圧、電動などが考えられる。 (Angle change mechanism 6)
As shown in FIG. 3b, the angle changing mechanism 6 includes a driving mechanism 6a that generates a driving force, and a transmission mechanism 6b that transmits the driving force as a force for changing the angle.
Specifically, the angle changing mechanism 6 includes, for example, a cylinder mechanism 8 as a drive mechanism 6a. The transmission mechanism 6b includes a rotary slider 9 that moves up and down according to the stroke of the cylinder rod 8a of the cylinder mechanism, and an inner rod 10 and an outer rod 11 that transmit the vertical movement of the rotary slider 9.
The inner rod 10 and outer rod 11 are conventionally known push-pull rods capable of transmitting pushing and pulling forces in the axial direction.
Note that as the angle adjustment mechanism 6, a mechanism using rotational power such as a motor can be considered. In this case, a gear mechanism is provided at the connection between the inner blade 4 and the outer blade 5, and the gear ratio is set so that when one blade is rotated by a predetermined amount, the other blade rotates an appropriate amount. By doing so, the angle between the inner blade 4 and the outer blade 5 may be changed optimally. Note that hydraulic power, electric power, etc. can be considered as the rotational power of the gear mechanism.

（シリンダ機構８）
シリンダ機構８は、例えば、回転数をコントロールできるサーボモータ（図示せず）を備えている。そのサーボモータの駆動により、シリンダ機構８はシリンダロッド８ａのストローク量を制御している。シリンダロッド８ａの先端は回転スライダ９に連結されている。
なお、ボールジョイントなどを用いて、シリンダロッド８ａの先端を回転スライダ９に回動自在に連結してもよい。 (Cylinder mechanism 8)
The cylinder mechanism 8 includes, for example, a servo motor (not shown) whose rotation speed can be controlled. By driving the servo motor, the cylinder mechanism 8 controls the stroke amount of the cylinder rod 8a. The tip of the cylinder rod 8a is connected to a rotating slider 9.
Note that the tip of the cylinder rod 8a may be rotatably connected to the rotary slider 9 using a ball joint or the like.

（回転スライダ９）
回転スライダ９の中心に形成された中央孔９ａには、プロペラ軸２が貫通している。回転スライダ９は、プロペラ軸２に沿って上下動する。 (Rotary slider 9)
The propeller shaft 2 passes through a central hole 9a formed at the center of the rotating slider 9. The rotating slider 9 moves up and down along the propeller shaft 2.

内羽根４、外羽根５、角度変更機構６、シャフト７、シリンダ機構８および回転スライダ９は、プロペラ軸２と共に回転する。 The inner blade 4, the outer blade 5, the angle changing mechanism 6, the shaft 7, the cylinder mechanism 8, and the rotary slider 9 rotate together with the propeller shaft 2.

（内ロッド１０、外ロッド１１、リンク１２）
内ロッド１０、外ロッド１１は、それぞれ内羽根４および外羽根５に、羽根角を変更させるための動力を伝達する。内ロッド１０および外ロッド１１の基端（図の下方の端部）は、それぞれ回転スライダ９に連結されている。それぞれのロッドの連結部は、シャフト７の延びている方向に平行な軸周りに回動自在である。
内ロッド１０の先端（図の上方の端部）は、内羽根４の内端面に連結されている。その内ロッド１０の連結部はシャフト７の延びている方向に平行な軸周りに回動自在である。
リンク１２の一端は、内羽根４とプロペラ軸２の間で、シャフト７に連結され、一体にされている。
外ロッド１１の先端（図の上方の端部）は、リンク１２の他端に連結されている。その外ロッド１１の連結部はシャフト７の延びている方向に平行な軸周りに回動自在である。このため、外ロッド１１が上下運動すると、リンク１２を介して、シャフト７が回動する。そのリンク１２は、シャフト７に対し、内羽根４の薄肉な側（以後、後側という。）に取り付けられている。 (Inner rod 10, outer rod 11, link 12)
Inner rod 10 and outer rod 11 transmit power for changing the blade angle to inner blade 4 and outer blade 5, respectively. The base ends (lower ends in the figure) of the inner rod 10 and the outer rod 11 are each connected to a rotating slider 9. The connecting portion of each rod is rotatable around an axis parallel to the direction in which the shaft 7 extends.
The tip of the inner rod 10 (the upper end in the figure) is connected to the inner end surface of the inner blade 4. The connecting portion of the inner rod 10 is rotatable around an axis parallel to the direction in which the shaft 7 extends.
One end of the link 12 is connected to and integrated with the shaft 7 between the inner blade 4 and the propeller shaft 2.
The tip of the outer rod 11 (the upper end in the figure) is connected to the other end of the link 12. The connecting portion of the outer rod 11 is rotatable around an axis parallel to the direction in which the shaft 7 extends. Therefore, when the outer rod 11 moves up and down, the shaft 7 rotates via the link 12. The link 12 is attached to the thinner side (hereinafter referred to as the rear side) of the inner blade 4 with respect to the shaft 7.

（支持ローラ１３）
図４ａは、例えば図４ｃのＡ矢視に相当するもので、内羽根４（二点鎖線）の内部に設けられたシャフト７の様子を示す概略図である。図に示すように、内羽根４の内部で、且つ、シャフト７の周囲には、支持ローラ１３が設けられている。その支持ローラ１３は、シャフト７の周面に接触し、回転して、シャフト7を支持する。その支持ローラ１３は、シャフト７の周りに複数配置されている。その上で、支持ローラ１３は、内羽根４の厚み方向におけるシャフト７の直径の幅（図の符号Ｄ参照）の範囲内に配置されている。このため、シャフト７の直径を内羽根４の厚み方向に大きくすることができ、シャフト７の剛性を高めることができる。
一方で図４ｂは、図４ａのシャフト７の他の実施形態を示す図である。この図のシャフト７ｂは、その全周にベアリングなどの摺動機構７ａを設けている。このためシャフト７ｂは、摺動機構７ａにより全周方向で支持されているので、支持が強固である。
ここで、図４ａのシャフト７は、他の実施形態のシャフト７ｂ（図４ｂ参照）の直径に対し、内羽根４の厚み方向の摺動機構７ａの分だけ、厚み方向に拡径されている。すなわち、シャフト７ｂの直径Ｄａは、図３ａのシャフト７の直径に比べて小さい（Ｄ＞Ｄａ）。 (Support roller 13)
FIG. 4a corresponds to the view of arrow A in FIG. 4c, for example, and is a schematic diagram showing the state of the shaft 7 provided inside the inner blade 4 (double-dashed line). As shown in the figure, a support roller 13 is provided inside the inner blade 4 and around the shaft 7 . The support roller 13 contacts the circumferential surface of the shaft 7, rotates, and supports the shaft 7. A plurality of support rollers 13 are arranged around the shaft 7. Furthermore, the support roller 13 is arranged within the width of the diameter of the shaft 7 in the thickness direction of the inner blade 4 (see reference numeral D in the figure). Therefore, the diameter of the shaft 7 can be increased in the thickness direction of the inner blade 4, and the rigidity of the shaft 7 can be increased.
FIG. 4b, on the other hand, shows a further embodiment of the shaft 7 of FIG. 4a. The shaft 7b in this figure is provided with a sliding mechanism 7a such as a bearing around its entire circumference. Therefore, since the shaft 7b is supported in the entire circumferential direction by the sliding mechanism 7a, the support is strong.
Here, the diameter of the shaft 7 in FIG. 4a is increased in the thickness direction by the amount of the sliding mechanism 7a in the thickness direction of the inner blade 4, compared to the diameter of the shaft 7b in other embodiments (see FIG. 4b). . That is, the diameter Da of the shaft 7b is smaller than the diameter of the shaft 7 in FIG. 3a (D>Da).

図４ｃは図４ａに示した支持ローラ１３が配置されている様子を示す部分切り欠き図である。本実施形態では、内羽根４の長手方向の内側と外側とで、それぞれ４つ（両側で合計８つ）の支持ローラ１３が設けられている。支持ローラ１３は、例えば、内羽根４の内部に固定されるコ字状の支持部１３ａと、シャフト７と接触するローラ部１３ｂとからなる。支持部１３ａは、内羽根４に固定される２本の脚部と、それらの脚部の上端を連結すると共に、ローラ部１３ｂを枢支する軸部とからなる。本実施形態では、ローラ部１３ｂは円柱状であるが、球状であっても良い。 FIG. 4c is a partially cutaway view showing how the support roller 13 shown in FIG. 4a is arranged. In this embodiment, four support rollers 13 (total of eight on both sides) are provided on each of the inner and outer sides of the inner blade 4 in the longitudinal direction. The support roller 13 includes, for example, a U-shaped support portion 13 a fixed inside the inner blade 4 and a roller portion 13 b that contacts the shaft 7 . The support portion 13a includes two leg portions fixed to the inner blade 4 and a shaft portion that connects the upper ends of the leg portions and pivotally supports the roller portion 13b. In this embodiment, the roller portion 13b has a cylindrical shape, but it may also have a spherical shape.

なお、例えば、図４ａに示す内羽根４の内側および外側において、少なくとも、それぞれ下方の２つの支持ローラ１３、１３があれば、内羽根４が受ける揚力（符号Ｆで示す上向きの力）を受けることができる。すなわち、内・外の両側で４つの支持ローラ１３があればよい。 Note that, for example, if there are at least two lower support rollers 13, 13 on the inside and outside of the inner blade 4 shown in FIG. be able to. That is, it is sufficient to have four support rollers 13 on both the inner and outer sides.

（支持機構１４）
図５ａは、内羽根４および外羽根５の間に支持機構が設けられている様子を示している。図に示すように、内羽根４の長手方向の外側の外端面と外羽根５の内端面との間に、支持機構１４が設けられている。その支持機構１４は、向かい合う二枚の軌道盤１４ａ、１４ａ（図５ｃ参照）を備えている。それらの軌道盤１４ａ、１４ａは、一方に対し他方が回動するものである。それらの軌道盤１４ａ、１４ａは、内羽根４の外端面および外羽根５の内端面にそれぞれ固定されている。これにより支持機構１４は、内羽根４と外羽根５とを回動自在に支持し、且つ、内羽根４と外羽根５との間の軸方向（シャフト７の延びている方向）の荷重を支持する。 (Support mechanism 14)
Figure 5a shows how a support mechanism is provided between the inner blade 4 and the outer blade 5. As shown in the figure, a support mechanism 14 is provided between the longitudinally outer outer end surface of the inner blade 4 and the inner end surface of the outer blade 5. The support mechanism 14 includes two bearings 14a, 14a (see FIG. 5c) facing each other. One of these bearing discs 14a, 14a rotates relative to the other. These bearings 14a, 14a are fixed to the outer end surface of the inner blade 4 and the inner end surface of the outer blade 5, respectively. Thereby, the support mechanism 14 rotatably supports the inner blade 4 and the outer blade 5, and absorbs the load in the axial direction (direction in which the shaft 7 extends) between the inner blade 4 and the outer blade 5. To support.

例えば、支持機構１４は、従来公知のスラスト軸受とほぼ同じ機構である。図５ｂは、図５ａのＢ―Ｂ線断面図である。この図を用いて、従来公知のスラスト軸受と支持機構１４を比較する。図に示すように、通常、スラスト軸受（点線部を含む環状の全体）は、円形である。しかし、本実施形態の支持機構１４においては、従来公知のスラスト軸受のうち、内羽根４の厚み方向におけるシャフト７の直径の幅（図の符号Ｄ参照）を超える部位（点線部）を有していない。すなわち、支持機構１４は、２つの円弧状のスラスト軸受からなっている。そして、それらの支持軸受１４は、シャフト７と同心になるように、シャフト７の周りに配置されている。その上で、円弧状の支持機構１４は、内羽根４の厚み方向におけるシャフト７の直径の幅（図の符号Ｄ参照）の範囲内に配置されている。このため、シャフト７の直径を内羽根４の厚み方向に大きくでき、シャフト７の剛性を高めることができる。
なお、本実施形態では、支持機構１４は２つであるが、３つ以上に分割し、シャフト７の周りに配置してもよい。
さらになお、円形のスラスト軸受を用いてもよい。その場合、羽根３の厚み方向にシャフト７ａの直径は大きくできないが、大きな円形の軸受で軸方向の荷重を支持することができる。 For example, the support mechanism 14 is substantially the same as a conventionally known thrust bearing. FIG. 5b is a sectional view taken along line BB in FIG. 5a. Using this figure, a conventionally known thrust bearing and the support mechanism 14 will be compared. As shown in the figure, the thrust bearing (the entire annular shape including the dotted line) is usually circular. However, the support mechanism 14 of this embodiment has a portion (dotted line portion) that exceeds the width of the diameter of the shaft 7 in the thickness direction of the inner blade 4 (refer to reference numeral D in the figure) among conventionally known thrust bearings. Not yet. That is, the support mechanism 14 consists of two arcuate thrust bearings. These support bearings 14 are arranged around the shaft 7 so as to be concentric with the shaft 7. Furthermore, the arc-shaped support mechanism 14 is arranged within the width of the diameter of the shaft 7 in the thickness direction of the inner blade 4 (see reference numeral D in the figure). Therefore, the diameter of the shaft 7 can be increased in the thickness direction of the inner blade 4, and the rigidity of the shaft 7 can be increased.
In this embodiment, there are two support mechanisms 14, but the support mechanisms 14 may be divided into three or more and arranged around the shaft 7.
Furthermore, circular thrust bearings may also be used. In that case, although the diameter of the shaft 7a cannot be increased in the thickness direction of the blade 3, the load in the axial direction can be supported by a large circular bearing.

（軌道盤１４ａ、転動体１４ｂ）
図５ｃは内羽根４と外羽根５の連結している部分を切り欠いた概略の部分拡大図である。図に示すように、支持機構１４は、２枚の円弧状の軌道盤１４ａ、１４ａと、その間に配置される転動体１４ｂとからなる。なお、図では転動体１４ｂを保持する、例えば保持器については図示してない。軌道盤１４ａ、１４ａは、向かい合う相手に対して反対向きにそれぞれ回動する。その際に、内部の転動体１４ｂは、軌道盤１４ａから流出しないように保持されている。例えば、軌道盤１４ａが回動する範囲が、転動体１４ｂが流出しない範囲になるように制限されている。
なお、軌道盤１４ａ、１４ａは、内羽根４および外羽根５に埋め込むようにしてもよい。これにより、内羽根４と外羽根５との間の隙間を小さくすることができる。 (Washing disk 14a, rolling element 14b)
FIG. 5c is a schematic partial enlarged view in which a portion where the inner blade 4 and the outer blade 5 are connected is cut away. As shown in the figure, the support mechanism 14 includes two arc-shaped raceways 14a, 14a, and a rolling element 14b disposed between them. Note that, in the figure, for example, a cage that holds the rolling elements 14b is not shown. The racetracks 14a, 14a each rotate in opposite directions relative to their opposing partners. At this time, the internal rolling elements 14b are held so as not to flow out from the washer 14a. For example, the range in which washer 14a rotates is limited so that rolling elements 14b do not flow out.
Note that the bearing discs 14a, 14a may be embedded in the inner blade 4 and the outer blade 5. Thereby, the gap between the inner blade 4 and the outer blade 5 can be reduced.

（内羽根角α、外羽根角β）
図６は、内羽根４および外羽根５を回動させて、羽根角２３を変更する様子を示す概略図である。
内羽根４および外羽根５のそれぞれの中間位置における回転速度２πｒｎ（図３ａ参照）および飛翔体２０の前進速度Ｖからそれぞれの前進角１７が演算される。そして、得られた前進角１７に迎え角１８を加算することにより、理論的な内羽根角および外羽根角が求まる。
図６に示す内羽根角αおよび外羽根角βは、例えば、理論的な内羽根角および外羽根角に近づけるようにリンク１２などで回動量が調整された近似的な値である。なお理論的な値であってもよい。 (Inner blade angle α, outer blade angle β)
FIG. 6 is a schematic diagram showing how the blade angle 23 is changed by rotating the inner blade 4 and the outer blade 5.
The forward angle 17 of each of the inner blade 4 and the outer blade 5 is calculated from the rotational speed 2πrn (see FIG. 3a) at the respective intermediate positions and the forward speed V of the flying object 20. Then, by adding the attack angle 18 to the obtained advance angle 17, the theoretical inner blade angle and outer blade angle are determined.
The inner blade angle α and the outer blade angle β shown in FIG. 6 are, for example, approximate values whose rotation amounts are adjusted by the link 12 or the like so as to approach the theoretical inner blade angle and outer blade angle. Note that it may be a theoretical value.

（内羽根４および外羽根５の回動量）
本実施形態では、１本のシリンダロッド８ａの上下動で、内羽根４および外羽根５の２枚の羽根の回動量を変更している。
このため、内羽根４の回動量および外羽根５の回動量は、それぞれがほぼ理論的な演算値または演算値に近づくように調整されている。その調整は、具体的には、リンク１２の長さ、シリンダロッド８ａのストローク量８ｂ（図２参照）および内羽根４の内ロッド１０の連結部とシャフト７までの距離を変化させることにより行われている。 (Rotation amount of inner blade 4 and outer blade 5)
In this embodiment, the amount of rotation of two blades, the inner blade 4 and the outer blade 5, is changed by vertical movement of one cylinder rod 8a.
Therefore, the amount of rotation of the inner blade 4 and the amount of rotation of the outer blade 5 are adjusted so that each of them is approximately a theoretical calculated value or approaches a calculated value. Specifically, this adjustment is performed by changing the length of the link 12, the stroke amount 8b of the cylinder rod 8a (see FIG. 2), and the distance between the connection part of the inner rod 10 of the inner blade 4 and the shaft 7. It is being said.

（羽根角の変更）
図６では、飛翔体２０（図２参照）が離陸する際の羽根３の状態（状態Ｓ１）と、水平飛行する際の羽根３の状態（状態Ｓ２）とを示している。 (Change of blade angle)
FIG. 6 shows the state of the blade 3 when the flying object 20 (see FIG. 2) takes off (state S1) and the state of the blade 3 when flying horizontally (state S2).

（状態Ｓ１）
状態Ｓ１は、飛翔体２０が垂直に離陸・着陸またはホバリングするための羽根３の状態である。例えば、このとき、主翼２１（図２参照）はほぼ垂直に立てられ、プロペラ軸２は鉛直方向にほぼ平行である。
シリンダロッド８ａは、シリンダケース内に引き込まれており、ストローク長はゼロである。回転スライダ９は本体側（以後下側という、図６の下方に相当する。）の移動端にある。その回転スライダ９に連結された内ロッド１０は、下側に引かれている。このため内羽根４は、シャフト７を回動軸として、風を受ける肉厚な側（以後前側という、図５の前方に相当する。）を下側に向ける方向（符号Ｌ参照）に回動している。図に示す状態Ｓ１では、内羽根４はＬ方向の回動端にある。
さらに回転スライダ９に連結された外ロッド１１は、下側に引かれている。これによりリンク１２に連結されたシャフト７、すなわち外羽根５は、内羽根４とは反対方向（符号Ｒ参照）に回動している。図に示す状態Ｓ１では、外羽根５はＲ方向の回動端にある。
このとき、図に示すように、回転面２２となす角度、すなわち内羽根角αと外羽根角βはほぼ同じである。そして、それらの角度は、例えば、予め設定された迎え角１８にほぼ等しい。 (state S1)
State S1 is a state of the blades 3 for the flying object 20 to vertically take off, land, or hover. For example, at this time, the main wings 21 (see FIG. 2) are erected substantially vertically, and the propeller shaft 2 is substantially parallel to the vertical direction.
The cylinder rod 8a is retracted into the cylinder case and has a stroke length of zero. The rotary slider 9 is located at the moving end of the main body side (hereinafter referred to as the lower side, which corresponds to the lower side in FIG. 6). An inner rod 10 connected to the rotating slider 9 is pulled downward. Therefore, the inner blade 4 rotates around the shaft 7 in a direction (see symbol L) with its thick side that receives the wind (hereinafter referred to as the front side, which corresponds to the front in FIG. 5) facing downward. are doing. In state S1 shown in the figure, the inner blade 4 is at the end of rotation in the L direction.
Furthermore, the outer rod 11 connected to the rotary slider 9 is pulled downward. As a result, the shaft 7 connected to the link 12, that is, the outer blade 5, is rotating in the opposite direction to the inner blade 4 (see symbol R). In state S1 shown in the figure, the outer blade 5 is at the end of rotation in the R direction.
At this time, as shown in the figure, the angle formed with the rotating surface 22, that is, the inner blade angle α and the outer blade angle β are almost the same. And those angles are approximately equal to the preset angle of attack 18, for example.

（状態Ｓ２）
状態Ｓ２は、飛翔体２０が水平飛行するための羽根３の状態である。このとき、飛翔体２０の主翼２１は進行方向にほぼ平行である（図２の主翼の状態を参照）。
ここから状態２の羽根３について、状態Ｓ１から状態Ｓ２に移行する様子を順に説明する。
シリンダ８は、シリンダロッド８ａを上方に伸ばす。そのシリンダロッド８ａは回転スライダ９を上方に押し上げる。その回転スライダ９に連結された内ロッド１０は上方に移動する。このため内羽根４は、シャフト７を回動中心として、内羽根４の前側を上方に向けるように回動する（符号Ｒ参照）。図に示す状態Ｓ２では、内羽根４はＲ方向の回動端にある。
さらに回転スライダ９に連結された外ロッド１１は、上方に移動している。これによりリンク１２に連結されたシャフト７、すなわち外羽根５は、内羽根４とは反対方向（符号Ｌ参照）に回動する。図に示す状態Ｓ２では、外羽根５はＬ方向の回動端にある。
図に示すように、回転面２２となす角度は、内羽根角αに比べて、外羽根角βの方が大きい。 (state S2)
State S2 is the state of the blades 3 for the flying object 20 to fly horizontally. At this time, the main wing 21 of the flying object 20 is substantially parallel to the traveling direction (see the state of the main wing in FIG. 2).
From here, regarding the blade 3 in state 2, the transition from state S1 to state S2 will be explained in order.
Cylinder 8 extends cylinder rod 8a upward. The cylinder rod 8a pushes the rotating slider 9 upward. The inner rod 10 connected to the rotating slider 9 moves upward. Therefore, the inner blade 4 rotates about the shaft 7 so that the front side of the inner blade 4 faces upward (see symbol R). In state S2 shown in the figure, the inner blade 4 is at the end of rotation in the R direction.
Furthermore, the outer rod 11 connected to the rotary slider 9 is moving upward. As a result, the shaft 7 connected to the link 12, that is, the outer blade 5, rotates in the opposite direction to the inner blade 4 (see symbol L). In state S2 shown in the figure, the outer blade 5 is at the end of rotation in the L direction.
As shown in the figure, the angle between the outer blade angle β and the rotating surface 22 is larger than the inner blade angle α.

また、内羽根角αおよび外羽根角βは、プロペラ軸２の回転数に応じて、変化させることができる。なお、回転数に基づいて羽根角２３を制御するのでなく、垂直飛行では羽根を状態１まで回動させ、水平飛行では羽根を状態２まで回動させるようにして、制御を容易にしてもよい。
さらに、離陸時に短距離を滑走するＳＴＯＶＬ機の場合は、短距離滑走用の羽根角２３を予め記録しておき。短距離滑走の際に、予め登録された内羽根角αおよび外羽根角βになるように、内羽根４および外羽根５をそれぞれ回動させるようにしてもよい。 Further, the inner blade angle α and the outer blade angle β can be changed depending on the rotation speed of the propeller shaft 2. In addition, instead of controlling the blade angle 23 based on the rotation speed, control may be made easier by rotating the blade to state 1 in vertical flight and rotating the blade to state 2 in horizontal flight. .
Furthermore, in the case of a STOVL aircraft that taxis over a short distance during takeoff, the blade angle 23 for short-distance taxiing is recorded in advance. During short-distance skiing, the inner blades 4 and outer blades 5 may be rotated, respectively, so that the inner blade angles α and outer blade angles β are pre-registered.

（制御部２４）
図２に戻って、羽根角２３（図３ａ参照）を変更するための制御部を説明する。図に示すように、制御部２４は、飛翔体２０に設けられている。その制御部２４にはコンピュータが用いられている。そのコンピュータはＣＰＵ２５を備えている。制御部２４には、メモリ２６およびプロペラ軸２（図１ａ参照）の回転数を検知する回転数検知部２７と、垂直飛行または水平飛行などの飛行状態を検知している飛行検知部２８と、飛翔体２０の速度を検出する速度検出部３０が接続されている。
また制御部２４には、パイロットが飛翔体２０を操縦するためのスロットルの操作量、すなわちパイロットが要求している推力としての要求推力情報３１が入力される。要求推力情報３１は、例えば、迎え角を決定するためのパラメータである。 (Control unit 24)
Returning to FIG. 2, a control section for changing the blade angle 23 (see FIG. 3a) will be described. As shown in the figure, the control unit 24 is provided in the flying object 20. A computer is used for the control section 24. The computer is equipped with a CPU 25. The control unit 24 includes a rotation speed detection unit 27 that detects the rotation speed of the memory 26 and the propeller shaft 2 (see FIG. 1a), and a flight detection unit 28 that detects flight conditions such as vertical flight or horizontal flight. A speed detection section 30 that detects the speed of the flying object 20 is connected.
Further, required thrust information 31 is input to the control unit 24 as the amount of throttle operation for the pilot to operate the flying object 20, that is, the thrust requested by the pilot. The required thrust information 31 is, for example, a parameter for determining the angle of attack.

（メモリ２６）
メモリ２６には、データベース２６ａが記録されている。本実施系形態では、例えば、データベース２６ａには、外羽根５の前進角１７と、その前進角１７に対応するストローク量８ｂとが記録されている。なお、データベース２６ａとして、要求推力情報３１を加えても良い。 (Memory 26)
A database 26a is recorded in the memory 26. In this embodiment, for example, the forward angle 17 of the outer blade 5 and the stroke amount 8b corresponding to the forward angle 17 are recorded in the database 26a. Note that the required thrust information 31 may be added to the database 26a.

（回転数検知部２７）
回転数検知部２７は、プロペラ軸２（図１参照）の時間当たりの回転数を検出する従来公知のものである。回転数検知部２７の検出値（回転数データ２７ａ）としては、回転数に相当する量であればよい。例えば、プロペラ軸２の角速度やプロペラ１ａの特定の部位の回転速度などである。 (Rotation speed detection unit 27)
The rotation speed detection section 27 is a conventionally known device that detects the rotation speed per hour of the propeller shaft 2 (see FIG. 1). The detection value of the rotation speed detection section 27 (rotation speed data 27a) may be any amount equivalent to the rotation speed. For example, the information includes the angular velocity of the propeller shaft 2 and the rotational speed of a specific portion of the propeller 1a.

（飛行検知部２８）
本実施形態においては、飛行検知部２８は、主翼２１の回動機構２９（図２参照）に設けられている。飛行検知部２８は、飛行状態データ２８ａとして、例えば、主翼２１の傾きとしての回動機構２９またはプロペラ軸２の傾きを検出するものであればよい。なお、主翼２１を傾けないで、飛翔体２０を傾けることによりプロペラ軸２を傾けて飛翔することもある。このため、飛行検知部２８としてジャイロセンサ―などを用いて飛翔体２０の姿勢を検出し、その姿勢の検出値を飛行状態データ２８ａとしてもよい。 (Flight detection unit 28)
In this embodiment, the flight detection section 28 is provided in a rotation mechanism 29 (see FIG. 2) of the main wing 21. The flight detection unit 28 may detect, for example, the inclination of the rotation mechanism 29 as the inclination of the main wing 21 or the inclination of the propeller shaft 2 as the flight state data 28a. Note that the flying object 20 may be tilted to fly by tilting the propeller shaft 2 without tilting the main wings 21. Therefore, a gyro sensor or the like may be used as the flight detection unit 28 to detect the attitude of the flying object 20, and the detected value of the attitude may be used as the flight state data 28a.

（速度検知部３０）
速度検知部３０は、プロペラ軸２に平行な方向の飛翔体の速度（速度データ３０ａ）を検出する。なお速度データ３０ａは、対気速度としてもよいし、それらに換算できる量であればよい。 (Speed detection unit 30)
The speed detection unit 30 detects the speed of the flying object in a direction parallel to the propeller axis 2 (speed data 30a). Note that the speed data 30a may be an airspeed, or any amount that can be converted into that airspeed.

（作動方法）
（Ｔ１）：例えば、制御部２４は、飛行検知部２８により飛行状態データ２８ａを取得する。
（Ｔ２）：次いで、ＣＰＵ２５は、飛行状態データ２８ａに基づいて、水平飛行しているのか、それとも垂直に離陸・着陸したり、ホバリングしたりしているのかを制御部２４により判断する。 (Operation method)
(T1): For example, the control unit 24 obtains flight state data 28a from the flight detection unit 28.
(T2): Next, the CPU 25 uses the control unit 24 to determine whether the aircraft is flying horizontally, taking off and landing vertically, or hovering, based on the flight status data 28a.

（離着陸・ホバリング）
（Ｔ３）：ＣＰＵ２５が、離着陸・ホバリングの状態であると判断した場合、内羽根４および外羽根５を、それぞれ予め登録された所定の羽根角α、βにすべく、ストローク量８ｂをデータベース２６ａから取得する。
（Ｔ４）：取得したストローク量８ｂになるように、シリンダ機構８（図１参照）のサーボモータ（図示せず）を動かす。 (takeoff and landing/hovering)
(T3): When the CPU 25 determines that the state is takeoff, landing, or hovering, the stroke amount 8b is set in the database 26a in order to set the inner blade 4 and the outer blade 5 to predetermined blade angles α and β registered in advance, respectively. Get from.
(T4): Move the servo motor (not shown) of the cylinder mechanism 8 (see FIG. 1) so that the acquired stroke amount 8b is achieved.

（水平飛行）
（Ｔ５）：ＣＰＵ２５が、水平飛行の状態と判断した場合、外羽根５の回転数データ２７ａおよび速度データ３０ａを取得し、前進角１７を演算する。
（Ｔ６）：演算した前進角１７に対応したシリンダロッド８ａ（図１参照）のストローク量８ｂをデータベース２６ａから取得する。
（Ｔ７）：制御部２４は、取得したストローク量８ｂになるように、シリンダ機構８（図１参照）のサーボモータ（図示せず）を所定量だけ動かす。 (level flight)
(T5): When the CPU 25 determines that the aircraft is in a level flight state, it obtains the rotation speed data 27a and speed data 30a of the outer blade 5, and calculates the forward angle 17.
(T6): The stroke amount 8b of the cylinder rod 8a (see FIG. 1) corresponding to the calculated advance angle 17 is acquired from the database 26a.
(T7): The control unit 24 moves the servo motor (not shown) of the cylinder mechanism 8 (see FIG. 1) by a predetermined amount so as to achieve the acquired stroke amount 8b.

なお工程Ｔ５において、外羽根５の代わりに、内羽根４の回転数データ２７ａおよび速度データ３０ａを取得し、前進角１７を演算してもよい。その場合、データベース２６ａには、演算した内羽根４の前進角１７に対応したシリンダロッド８ａ（図１参照）のストローク量８ｂが記録されている。
その他、データベースに代えて、数式を用い、角度変更機構６の作動量、例えばストローク量８ａを演算で求めるようにしてもよい。その数式等はメモリ２６に記録しておく。なお、演算とデータベースを組み合わせてもよい。例えば一部の出力を演算し、残りをデータベースから取得してもよい。 Note that in step T5, the rotation speed data 27a and speed data 30a of the inner blade 4 may be obtained instead of the outer blade 5, and the advance angle 17 may be calculated. In that case, the stroke amount 8b of the cylinder rod 8a (see FIG. 1) corresponding to the calculated advance angle 17 of the inner blade 4 is recorded in the database 26a.
Alternatively, the operating amount of the angle changing mechanism 6, for example, the stroke amount 8a, may be calculated using a mathematical formula instead of the database. The formulas and the like are recorded in the memory 26. Note that calculation and database may be combined. For example, some outputs may be computed and the rest may be obtained from a database.

（変形例１）
前述の実施形態では、１つの回転スライダ９に内ロッド１０および外ロッド１１を連結しているが、２つの回転スライダ９、９を設けて、それぞれの回転スライダ９、９に内ロッド１０および外ロッド１１をそれぞれ連結してもよい。これにより、２つのロッドを個別に動作できる。その際、例えば、回転スライダ９、９を、プロペラ軸２に上下並べるように配置する。そして、新たな回転スライダ９のためにシリンダ機構８を別途設ける。
データベース２６ａには、内羽根４および外羽根５のそれぞれの前進角１７、１７に対応するシリンダロッド８ａ、８ａのそれぞれのストローク量８ｂ、８ｂを予め記録しておく。 (Modification 1)
In the embodiment described above, the inner rod 10 and the outer rod 11 are connected to one rotating slider 9, but two rotating sliders 9, 9 are provided, and the inner rod 10 and the outer rod 11 are connected to each rotating slider 9, 9. The rods 11 may be connected to each other. This allows the two rods to be operated independently. At that time, for example, the rotary sliders 9, 9 are arranged vertically on the propeller shaft 2. A cylinder mechanism 8 is separately provided for the new rotating slider 9.
The stroke amounts 8b, 8b of the cylinder rods 8a, 8a corresponding to the advance angles 17, 17 of the inner blade 4 and the outer blade 5, respectively, are recorded in advance in the database 26a.

（変形例２）
また内羽根４および外羽根５の間を弾性体で結合してもよい（図示せず）。弾性体の弾性変形により内羽根４および外羽根５の回動が許され、且つ、内羽根４の外端部と外羽根５の内端部とが連続的になる。これにより内羽根４および外羽根５のつなぎ目付近の圧力変動が抑制され、プロペラ効率の向上が図れる。 (Modification 2)
Further, the inner blade 4 and the outer blade 5 may be connected by an elastic body (not shown). The elastic deformation of the elastic body allows the inner blade 4 and the outer blade 5 to rotate, and the outer end of the inner blade 4 and the inner end of the outer blade 5 become continuous. As a result, pressure fluctuations near the joint between the inner blade 4 and the outer blade 5 are suppressed, and propeller efficiency can be improved.

（変形例３）
図７は羽根３の変形例を示す概略図である。図に示すように、羽根３の幅方向の全体を回動させるのではなく、羽根３の前側の部分を部分的に回動させるようにしてもよい。角度を変更する機構は、前述の実施形態１とほぼ同じである。このため、異なる部分の説明を主にすることにし、共通する部分の説明は省略する。
この羽根３では、風を受ける側である前側の部分がプロペラ軸２に略垂直な軸周りに回動する。その前側の部分のうち、プロペラ軸２側に近いものが、内回動部４ａで、その内回動部４ａ（内羽根４に相当する）の外側に設けられているのが外回動部５ａ（外羽根５に相当する）である。シャフト７は、内回動部４ａを貫通している。そのシャフト７の先端は外回動部５ａに連結されている。内回動部４ａの内端面には、突出部４ｃが設けられている。この突出部４ｃに、シリンダロッド８ａが連結される。これにより内側の回動部４は、突出部４ｃを略上下動させることで、シャフト７を軸として回動することができる。さらにシャフト７の回動運動が伝達されることにより、外回動部５ａは回動する。
なお、上述したのと同様な機構を用いることにより、羽根３の後側の部位に、内回動部および外回動部を設けてもよい。 (Modification 3)
FIG. 7 is a schematic diagram showing a modification of the blade 3. As shown in the figure, instead of rotating the entire blade 3 in the width direction, the front portion of the blade 3 may be partially rotated. The mechanism for changing the angle is almost the same as in the first embodiment described above. Therefore, we will mainly explain the different parts and omit the explanation of the common parts.
The front portion of the blade 3, which is the side that receives the wind, rotates around an axis substantially perpendicular to the propeller shaft 2. Among the front parts, the one closest to the propeller shaft 2 side is the inner rotating part 4a, and the outer rotating part is provided on the outside of the inner rotating part 4a (corresponding to the inner blade 4). 5a (corresponding to the outer blade 5). The shaft 7 passes through the inner rotating portion 4a. The tip of the shaft 7 is connected to the outer rotating portion 5a. A protruding portion 4c is provided on the inner end surface of the inner rotating portion 4a. A cylinder rod 8a is connected to this protrusion 4c. Thereby, the inner rotating part 4 can rotate about the shaft 7 by moving the protruding part 4c substantially up and down. Furthermore, by transmitting the rotational movement of the shaft 7, the outer rotational portion 5a rotates.
Note that by using a mechanism similar to that described above, an inner rotating portion and an outer rotating portion may be provided at the rear side of the blade 3.

＜第２実施形態＞
（プロペラ機構の他の実施形態）
以下に、本発明のプロペラ機構１の他の実施形態を説明する。この実施形態は、前述した第１実施形態とほぼ同様であるので、異なる部分のみ説明し、同じ部分の説明は省略する。
図８は他の実施形態のプロペラ機構の概略図を示している。この図において、羽根は一枚だけ図示しており、他の羽根の図示は省略している。図のプロペラ機構１５は、シリンダ機構８と回転スライダ９の間にスライダ１６を介在させている。このスライダ１６は、その中央付近に中央孔１６ａが形成されている。そして、その中央孔１６ａにプロペラ軸２が通されている。スライダ１６にはシリンダ機構８のシリンダロッド８ａが接続されている。スライダ１６とシリンダ機構８は、プロペラ軸２に追従して回動しない。これらは飛翔体２０（図２参照）の回動しない部位に固定されている。一方で、回転スライダ９はプロペラ軸２と共に回転する。すなわちスライダ１６の上面と回転スライダ９の下面とは摺動する面となっている。
シリンダロッド８ａを上下動させると、スライダ１６はプロペラ軸２に沿って上下に移動する。回転スライダ９は、プロペラ軸２と共に回転しながら、スライダ１６の上面を摺動する。そして、回転スライダ９には、スライダ１６の上下動が伝達される。スライダ１６の上下動により、内ロッド１０および外ロッド１１がそれらの軸方向に上下動する。 <Second embodiment>
(Other embodiments of propeller mechanism)
Other embodiments of the propeller mechanism 1 of the present invention will be described below. Since this embodiment is almost the same as the first embodiment described above, only the different parts will be explained and the explanation of the same parts will be omitted.
FIG. 8 shows a schematic diagram of a propeller mechanism of another embodiment. In this figure, only one blade is shown, and illustration of other blades is omitted. The illustrated propeller mechanism 15 has a slider 16 interposed between the cylinder mechanism 8 and the rotating slider 9. This slider 16 has a central hole 16a formed near its center. The propeller shaft 2 is passed through the central hole 16a. A cylinder rod 8a of the cylinder mechanism 8 is connected to the slider 16. The slider 16 and the cylinder mechanism 8 follow the propeller shaft 2 and do not rotate. These are fixed to parts of the flying object 20 (see FIG. 2) that do not rotate. On the other hand, the rotating slider 9 rotates together with the propeller shaft 2. That is, the upper surface of the slider 16 and the lower surface of the rotary slider 9 are sliding surfaces.
When the cylinder rod 8a is moved up and down, the slider 16 is moved up and down along the propeller shaft 2. The rotating slider 9 slides on the upper surface of the slider 16 while rotating together with the propeller shaft 2. The vertical movement of the slider 16 is transmitted to the rotating slider 9. As the slider 16 moves up and down, the inner rod 10 and the outer rod 11 move up and down in their axial directions.

またプロペラ機構１５では、前述の実施形態に対し、内ロッド１０がシャフト７に対し内羽根４の後側に取り付けられている点で異なる。これにより、回転スライダ９が上下動すると、内羽根４と外羽根５は同じ方向に回動する。この実施形態では、外羽根５より内羽根４の回動量が大きい。 Further, the propeller mechanism 15 differs from the above-described embodiment in that the inner rod 10 is attached to the rear side of the inner blade 4 with respect to the shaft 7. Thereby, when the rotary slider 9 moves up and down, the inner blade 4 and the outer blade 5 rotate in the same direction. In this embodiment, the amount of rotation of the inner blade 4 is larger than that of the outer blade 5.

［４．その他］
上述した実施形態、変形例は、それぞれを適宜に組み合わせて用いることができる。
飛翔体２０を、飛行するものでなく、例えば、車、ホバークラフトのように、プロペラ機構１により地上を推進する機体２０としてもよい。
飛翔体２０は、操縦者が乗っていてもよいし、地上コントロール局や管制から遠隔操縦されていてもよい。
飛翔体２０としては、飛行機、ヘリコプターあるいはドローンなどである。また主翼２１を傾けないで、プロペラ軸２を傾けるようにしてもよい。例えば、主翼２１の先端にプロペラ機構１を設けて、プロペラ軸２を傾けてもよい。
さらにまた、例えばドローンの場合、主翼２１、プロペラ軸２を傾けないで、飛翔体全体を傾けてもよい。 [4. others]
The embodiments and modifications described above can be used in appropriate combinations.
The flying object 20 may not be a flying object, but may be a vehicle 20 that is propelled on the ground by the propeller mechanism 1, such as a car or a hovercraft.
The flying object 20 may have a pilot on board, or may be remotely controlled from a ground control station or air traffic control.
The flying object 20 is an airplane, a helicopter, a drone, or the like. Further, the propeller shaft 2 may be tilted without tilting the main wing 21. For example, the propeller mechanism 1 may be provided at the tip of the main wing 21 and the propeller shaft 2 may be tilted.
Furthermore, for example, in the case of a drone, the entire flying object may be tilted without tilting the main wings 21 and propeller shaft 2.

本実施形態では、羽根３は二枚であるが、三枚以上でもよい。その際には、新たな羽根のための内ロッド１０および外ロッド１１、さらには角度変更機構６を設けてもよい。
本実施形態では、一枚の羽根３において内羽根４は一枚であったが、複数枚設けてもよい。 In this embodiment, there are two blades 3, but three or more blades may be used. In that case, the inner rod 10 and outer rod 11 for new blades, and further the angle changing mechanism 6 may be provided.
In this embodiment, one blade 3 has one inner blade 4, but a plurality of inner blades 4 may be provided.

内羽根４および外羽根５を含む羽根３の全体形状として、すなわち回動させない状態において、長手方向の距離に応じた所定の羽根角を呈する形状を予め設けていてもよい。例えば、予め垂直離陸に適した羽根角を呈する羽根形状にしておき、水平飛行時にプロペラ軸２の回転数に応じて内羽根４および外羽根５を回動させてもよい。
角度変更機構６として、ヘリコプターや飛行機のプロペラの羽根角を変更する従来公知の技術を用いてもよい。
内ロッド４に別個のリンク１２を連結してもよい。
シリンダ機構８として、油圧で駆動するものを用いてもよい。 The entire shape of the blade 3 including the inner blade 4 and the outer blade 5, that is, in a state where it is not rotated, may be previously provided with a shape that exhibits a predetermined blade angle depending on the distance in the longitudinal direction. For example, the blades may be shaped in advance to have a blade angle suitable for vertical takeoff, and the inner blades 4 and outer blades 5 may be rotated according to the rotation speed of the propeller shaft 2 during horizontal flight.
As the angle changing mechanism 6, a conventionally known technique for changing the blade angle of a propeller of a helicopter or an airplane may be used.
A separate link 12 may be connected to the inner rod 4.
As the cylinder mechanism 8, one driven by hydraulic pressure may be used.

プッシュプルロッド１０、１１の代わりに、プッシュプルケーブルおよび導管からなるコントロールケーブルを用いてもよい。 Instead of push-pull rods 10, 11, control cables consisting of push-pull cables and conduits may be used.

前述の実施形態において、支持ローラ１３および支持機構１４の両方を用いていたが、どちらか一方を用いて、他方を設けなくてもよい。
支持ローラ１３の支持部１３ａを内羽根４側に一体に設けてもよい。 In the embodiment described above, both the support roller 13 and the support mechanism 14 were used, but either one may be used and the other may not be provided.
The support portion 13a of the support roller 13 may be integrally provided on the inner blade 4 side.

［５．まとめ］
（１）プロペラ機構１は、プロペラ軸２によって回転する羽根３を備え、且つ、その羽根の回転により推進する機体に用いるプロペラ機構１であって、羽根３が、それが延びている方向における内側の内羽根４および外側の外羽根５からなり、内羽根４および外羽根５のプロペラの回転面２２となす羽根角２３をそれぞれ変更させるための角度変更機構６を備えている。このため、内羽根４と外羽根５とで別個に内羽根角α、外羽根角βを変更することができるから、羽根３を推進する機体の速度（あるいは対気速度）やプロペラ軸２の回転数に適した形状に近づけることができる。例えば、垂直離陸時の低速状態、水平飛行時の高速状態あるいはプロペラ軸２を斜めに傾けた状態のそれぞれの状態における適切なプロペラ形状に近づけることができる。このためプロペラ軸２を回転させる回転駆動機構１９の仕事に対するプロペラ１ａの仕事の割合が高い。すなわちプロペラの効率が高いので、無駄が少なく、省エネである。 [5. summary]
(1) The propeller mechanism 1 is a propeller mechanism 1 used for an aircraft that is equipped with blades 3 rotated by a propeller shaft 2 and is propelled by the rotation of the blades, and the blades 3 are located inside in the direction in which they extend. The propeller includes an inner blade 4 and an outer outer blade 5, and is provided with an angle changing mechanism 6 for changing the blade angle 23 of the inner blade 4 and the outer blade 5, respectively, which they form with the rotating surface 22 of the propeller. Therefore, since the inner blade angle α and the outer blade angle β can be changed separately for the inner blade 4 and the outer blade 5, the speed (or airspeed) of the aircraft propelling the blade 3 and the propeller shaft 2 The shape can be approximated to suit the rotation speed. For example, it is possible to approach an appropriate propeller shape for each of the following states: a low speed state during vertical takeoff, a high speed state during horizontal flight, or a state where the propeller shaft 2 is tilted obliquely. Therefore, the ratio of the work of the propeller 1a to the work of the rotary drive mechanism 19 that rotates the propeller shaft 2 is high. In other words, the efficiency of the propeller is high, so there is little waste and energy is saved.

（２）このようなプロペラ機構１は、プロペラ軸２に設けられと共に、そのプロペラ軸に略垂直な方向に延びており、且つ、その軸周りに回動自在なシャフト７を備えており、そのシャフト７は内羽根４を貫通すると共に、その内羽根４を枢支しており、シャフト７の先端に外羽根５が延設されている場合は、シャフト７が内羽根４を枢支し、且つ、外羽根５に羽根角変更のための回動運動を伝達することができる。 (2) Such a propeller mechanism 1 is provided with a shaft 7 that is provided on a propeller shaft 2, extends in a direction substantially perpendicular to the propeller shaft, and is rotatable around the shaft. The shaft 7 passes through the inner blade 4 and pivotally supports the inner blade 4, and when the outer blade 5 is extended to the tip of the shaft 7, the shaft 7 pivotally supports the inner blade 4, Moreover, rotational motion for changing the blade angle can be transmitted to the outer blade 5.

（３）また内羽根４の内部には、シャフト７の周面に接触すると共に、回転してシャフトを支持する支持ローラ１３が複数設けられており、それらの支持ローラ１３は、内羽根４の厚み方向におけるシャフト７の直径の幅の範囲内で、且つ、シャフト７の周りに配置されている場合は、シャフト７の直径を内羽根４の厚み方向に大きくすることができ、シャフト７の剛性を高めることができる。 (3) Inside the inner blade 4, a plurality of support rollers 13 are provided which contact the circumferential surface of the shaft 7 and rotate to support the shaft. If the diameter of the shaft 7 is within the width of the diameter of the shaft 7 in the thickness direction and is arranged around the shaft 7, the diameter of the shaft 7 can be increased in the thickness direction of the inner blade 4, and the rigidity of the shaft 7 can be increased. can be increased.

（４）さらに内羽根４の外端面および外羽根の内端面に接触する支持機構１４が複数設けられており、その支持機構１４が、内羽根４の厚み方向におけるシャフト７の直径がなす幅の範囲内で、且つ、シャフト７の周囲に配置されている場合は、シャフト７の直径を内羽根４の厚み方向に大きくすることができ、シャフト７の剛性を高めることができる。 (4) Furthermore, a plurality of support mechanisms 14 are provided which contact the outer end surface of the inner blade 4 and the inner end surface of the outer blade, and the support mechanism 14 has a width corresponding to the width formed by the diameter of the shaft 7 in the thickness direction of the inner blade 4. If it is within this range and is arranged around the shaft 7, the diameter of the shaft 7 can be increased in the thickness direction of the inner blade 4, and the rigidity of the shaft 7 can be increased.

（５）さらに推進する機体が、飛行機、ヘリコプターあるいはドローンなどの飛翔体２０であり、その飛翔体２０が垂直飛行または水平飛行しているかどうかに基づいて、内羽根４および外羽根５の羽根角が、角度変更機構６によってそれぞれ変更される場合は、内羽根４および外羽根５を異なる角度にすることができるので、羽根３を飛翔体の速度（あるいは対気速度）やプロペラ軸２の回転数に適した形状に近づけることができる。例えば、垂直離陸時の低速状態、水平飛行時の高速状態あるいはプロペラ軸２を斜めに傾けた状態のそれぞれの状態における適切なプロペラ形状に近づけることができる。このためプロペラ軸２を回転させる回転駆動機構１９の仕事に対するプロペラ１ａの仕事の割合が高い。すなわちプロペラの効率が高いので、無駄が少なく、省エネである。 (5) The aircraft to be further propelled is a flying object 20 such as an airplane, a helicopter, or a drone, and the blade angles of the inner blades 4 and outer blades 5 are determined based on whether the flying object 20 is flying vertically or horizontally. are changed by the angle changing mechanism 6, the inner blades 4 and outer blades 5 can be set at different angles, so the blades 3 can be adjusted according to the speed of the flying object (or airspeed) or the rotation of the propeller shaft 2. It is possible to approximate the shape suitable for the number. For example, it is possible to approach an appropriate propeller shape for each of the following states: a low speed state during vertical takeoff, a high speed state during horizontal flight, or a state where the propeller shaft 2 is tilted obliquely. Therefore, the ratio of the work of the propeller 1a to the work of the rotary drive mechanism 19 that rotates the propeller shaft 2 is high. In other words, the efficiency of the propeller is high, so there is little waste and energy is saved.

（６）さらにプロペラ軸２の回転数に基づいて、内羽根４および外羽根５の羽根角が、角度変更機構６によってそれぞれ変更される場合は、羽根３を推進する機体の速度（あるいは対気速度）やプロペラ軸２の回転数に適した形状に近づけることができる。例えば、垂直離陸時の低速状態、水平飛行時の高速状態あるいはプロペラ軸２を斜めに傾けた状態のそれぞれの状態における適切なプロペラ形状に近づけることができる。このためプロペラ軸２を回転させる回転駆動機構１９の仕事に対するプロペラ１ａの仕事の割合が高い。すなわちプロペラの効率が高いので、無駄が少なく、省エネである。 (6) Furthermore, when the blade angles of the inner blades 4 and outer blades 5 are changed by the angle changing mechanism 6 based on the rotation speed of the propeller shaft 2, the speed of the aircraft propelling the blades 3 (or speed) and the number of rotations of the propeller shaft 2. For example, it is possible to approach an appropriate propeller shape for each of the following states: a low speed state during vertical takeoff, a high speed state during horizontal flight, or a state where the propeller shaft 2 is tilted obliquely. Therefore, the ratio of the work of the propeller 1a to the work of the rotary drive mechanism 19 that rotates the propeller shaft 2 is high. In other words, the efficiency of the propeller is high, so there is little waste and energy is saved.

（７）飛翔体２０は、プロペラ機構１と、そのプロペラ機構により飛翔する本体２０ｂとを備えている。プロペラ機構１により、内羽根４と外羽根５とで別個に内羽根角α、外羽根角βを変更することができるから、羽根３を推進する機体の速度（あるいは対気速度）やプロペラ軸２の回転数に適した形状に近づけることができる。例えば、垂直離陸時の低速状態、水平飛行時の高速状態あるいはプロペラ軸２を斜めに傾けた状態のそれぞれの状態における適切なプロペラ形状に近づけることができる。このためプロペラ軸２を回転させる回転駆動機構１９の仕事に対するプロペラ１ａの仕事の割合が高い。すなわちプロペラの効率が高いので、無駄が少なく、省エネである。 (7) The flying object 20 includes a propeller mechanism 1 and a main body 20b that flies by the propeller mechanism. The propeller mechanism 1 allows the inner blade angle α and outer blade angle β to be changed separately between the inner blade 4 and the outer blade 5, so the speed (or airspeed) of the aircraft propelling the blade 3 and the propeller axis It is possible to approximate the shape suitable for the rotation speed of 2. For example, it is possible to approach an appropriate propeller shape for each of the following states: a low speed state during vertical takeoff, a high speed state during horizontal flight, or a state where the propeller shaft 2 is tilted obliquely. Therefore, the ratio of the work of the propeller 1a to the work of the rotary drive mechanism 19 that rotates the propeller shaft 2 is high. In other words, the efficiency of the propeller is high, so there is little waste and energy is saved.

１ プロペラ機構
１ａ プロペラ
１ｂ ハブ
１ｃ プロペラカバー
２ プロペラ軸
３ 羽根
３ａ 羽根の部位
４ 内羽根
４ａ 内回動部
４ｂ 貫通孔
４ｃ 突出部
５ 外羽根
５ａ 外回動部
６ 角度変更機構
６ａ 駆動機構
６ｂ 伝達機構
７ シャフト
７ａ 摺動機構
７ｂ 比較例のシャフト
８ シリンダ機構
８ａ シリンダロッド
８ｂ ストローク量
９ 回転スライダ
９ａ 中央孔
１０ 内ロッド
１１ 外ロッド
１２ リンク
１３ 支持ローラ
１３ａ 支持部
１３ｂ ローラ部
１４ 支持機構
１４ａ 軌道盤
１４ｂ 転動体
１５ プロペラ機構（第２実施形態）
１６ スライダ
１６ａ 中央孔
１７ 前進角
１８ 迎え角
１９ 駆動機構
２０ 飛翔体
２０ａ 本体
２１ 主翼
２２ 回転面
２３ 羽根角
２４ 制御部
２５ ＣＰＵ
２６ メモリ
２６ａ データベース
２７ 回転数検知部
２７ａ 回転数データ
２８ 飛行検知部
２８ａ 飛行状態データ
２９ 回動機構
３０ 速度検知部
３０ａ 速度データ
３１ 推力要求情報
α 内羽根角
β 外羽根角
Ｄ 直径
Ｄａ 直径
Ｏ 中心 1 Propeller mechanism 1a Propeller 1b Hub 1c Propeller cover 2 Propeller shaft 3 Blade 3a Blade part 4 Inner blade 4a Inner rotating part 4b Through hole 4c Projecting part 5 Outer blade 5a Outer rotating part 6 Angle changing mechanism 6a Drive mechanism 6b Transmission Mechanism 7 Shaft 7a Sliding mechanism 7b Comparative shaft 8 Cylinder mechanism 8a Cylinder rod 8b Stroke amount 9 Rotating slider 9a Central hole 10 Inner rod 11 Outer rod 12 Link 13 Support roller 13a Support part 13b Roller part 14 Support mechanism 14a Washer 14b Rolling element 15 Propeller mechanism (second embodiment)
16 Slider 16a Central hole 17 Advance angle 18 Angle of attack 19 Drive mechanism 20 Flying object 20a Main body 21 Main wing 22 Rotating surface 23 Blade angle 24 Control unit 25 CPU
26 Memory 26a Database 27 Rotation speed detection unit 27a Rotation speed data 28 Flight detection unit 28a Flight status data 29 Rotation mechanism 30 Speed detection unit 30a Speed data 31 Thrust requirement information α Inner blade angle β Outer blade angle D Diameter Da Diameter O Center

Claims (7)

プロペラ軸によって回転する羽根を備え、且つ、その羽根の回転により推進する機体に用いるプロペラ機構であって、
前記羽根が、プロペラ軸側の内羽根およびその内羽根の外側に設けられる外羽根からなり、
前記内羽根および外羽根のプロペラの回転面となす羽根角をそれぞれ所定の角度に変更させるべく前記内羽根および外羽根をそれぞれ回動させる角度変更機構を備えている、プロペラ機構。 A propeller mechanism used for an aircraft equipped with blades rotated by a propeller shaft and propelled by the rotation of the blades,
The blades include an inner blade on the propeller shaft side and an outer blade provided outside the inner blade,
A propeller mechanism comprising an angle changing mechanism that rotates the inner blade and the outer blade to respectively change the blade angles that the inner blade and the outer blade make with the rotational surface of the propeller to predetermined angles . 前記プロペラ軸に設けられると共に、そのプロペラ軸に略垂直な方向に延びるシャフトを備えており、
前記シャフトは自身の軸周りに回動自在であり、
前記シャフトは前記内羽根を貫通すると共に、その内羽根を枢支しており、
前記シャフトの先端に前記外羽根が延設されている、請求項１記載のプロペラ機構。 A shaft is provided on the propeller shaft and extends in a direction substantially perpendicular to the propeller shaft,
The shaft is rotatable around its own axis,
The shaft passes through the inner blade and pivotally supports the inner blade,
The propeller mechanism according to claim 1, wherein the outer blade extends from the tip of the shaft. プロペラ軸によって回転する羽根を備え、且つ、その羽根の回転により推進する機体に用いるプロペラ機構であって、
前記羽根が、プロペラ軸側の内羽根およびその内羽根の外側に設けられる外羽根からなり、
前記内羽根および外羽根のプロペラの回転面となす羽根角をそれぞれ変更させるための角度変更機構と、
前記プロペラ軸に設けられると共に、そのプロペラ軸に略垂直な方向に延びるシャフトとを備えており、
前記シャフトは自身の軸周りに回動自在であり、
前記シャフトは前記内羽根を貫通すると共に、その内羽根を枢支しており、
前記シャフトの先端に前記外羽根が延設されており、
前記内羽根の内部には、前記シャフトの周面に接触すると共に、回転して前記シャフトを支持する支持ローラが複数設けられており、
それらの支持ローラは、前記内羽根の厚み方向における前記シャフトの直径の幅の範囲内で、且つ、前記シャフトの周りに配置されている、プロペラ機構。 A propeller mechanism used for an aircraft equipped with blades rotated by a propeller shaft and propelled by the rotation of the blades,
The blades include an inner blade on the propeller shaft side and an outer blade provided outside the inner blade,
an angle changing mechanism for changing the blade angles of the inner blade and the outer blade with respect to the rotation plane of the propeller;
a shaft provided on the propeller shaft and extending in a direction substantially perpendicular to the propeller shaft;
The shaft is rotatable around its own axis,
The shaft passes through the inner blade and pivotally supports the inner blade,
The outer blade extends to the tip of the shaft,
A plurality of support rollers are provided inside the inner blade, the support rollers contacting the circumferential surface of the shaft and rotating to support the shaft;
These support rollers are arranged within a width of the diameter of the shaft in the thickness direction of the inner blade and around the shaft . プロペラ軸によって回転する羽根を備え、且つ、その羽根の回転により推進する機体に用いるプロペラ機構であって、
前記羽根が、プロペラ軸側の内羽根およびその内羽根の外側に設けられる外羽根からなり、
前記内羽根および外羽根のプロペラの回転面となす羽根角をそれぞれ変更させるための角度変更機構と、
前記プロペラ軸に設けられると共に、そのプロペラ軸に略垂直な方向に延びるシャフトとを備えており、
前記シャフトは自身の軸周りに回動自在であり、
前記シャフトは前記内羽根を貫通すると共に、その内羽根を枢支しており、
前記シャフトの先端に前記外羽根が延設されており、
前記内羽根の外端面および外羽根の内端面に接触し、且つ、前記シャフトと同心で回動する支持機構が複数設けられており、
それらの支持機構が、前記内羽根の厚み方向における前記シャフトの直径の幅の範囲内で、且つ、前記シャフトの周囲に配置されている、プロペラ機構。 A propeller mechanism used for an aircraft equipped with blades rotated by a propeller shaft and propelled by the rotation of the blades,
The blades include an inner blade on the propeller shaft side and an outer blade provided outside the inner blade,
an angle changing mechanism for changing the blade angles of the inner blade and the outer blade with respect to the rotation plane of the propeller;
a shaft provided on the propeller shaft and extending in a direction substantially perpendicular to the propeller shaft;
The shaft is rotatable around its own axis,
The shaft passes through the inner blade and pivotally supports the inner blade,
The outer blade extends to the tip of the shaft,
A plurality of support mechanisms are provided that contact the outer end surface of the inner blade and the inner end surface of the outer blade and rotate concentrically with the shaft,
A propeller mechanism in which these support mechanisms are arranged within a width of the diameter of the shaft in the thickness direction of the inner blade and around the shaft. 前記推進する機体が、飛行機、ヘリコプターあるいはドローンのうちのいずれか１つからなる飛翔体であり、
その飛翔体が垂直飛行または水平飛行しているかどうかに基づいて、前記内羽根および外羽根の羽根角が、前記角度変更機構によってそれぞれ変更される、請求項１、２、３あるいは４のいずれかに記載のプロペラ機構。 The propelling body is a flying object consisting of any one of an airplane, a helicopter, or a drone,
Any one of claims 1, 2, 3, or 4, wherein the blade angles of the inner blade and the outer blade are respectively changed by the angle changing mechanism based on whether the flying object is flying vertically or horizontally. Propeller mechanism described in. 前記プロペラの回転数に基づいて、前記内羽根および外羽根の羽根角が、前記角度変更機構によってそれぞれ変更される、請求項１、２、３、４あるいは５のいずれかに記載のプロペラ機構。 The propeller mechanism according to any one of claims 1, 2, 3, 4, or 5, wherein the blade angles of the inner blade and the outer blade are respectively changed by the angle changing mechanism based on the rotation speed of the propeller. 請求項１、２、３、４、５あるいは６のいずれかのプロペラ機構と、そのプロペラ機構により飛翔する本体とを備えている飛翔体。 A flying object comprising the propeller mechanism according to claim 1, and a main body that flies by the propeller mechanism.

Images