JPH011698A - air levitation device - Google Patents
air levitation deviceInfo
- Publication number
- JPH011698A JPH011698A JP62-20970A JP2097087A JPH011698A JP H011698 A JPH011698 A JP H011698A JP 2097087 A JP2097087 A JP 2097087A JP H011698 A JPH011698 A JP H011698A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aircraft
- duct
- center
- gravity
- rotor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000005339 levitation Methods 0.000 title claims description 17
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 44
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 34
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 24
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 6
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 5
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 3
- 238000007667 floating Methods 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 2
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 2
- 230000003534 oscillatory effect Effects 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N (2r)-2-acetamido-3-sulfanylpropanamide Chemical compound CC(=O)N[C@@H](CS)C(N)=O UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N 0.000 description 1
- 241001669680 Dormitator maculatus Species 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 230000001131 transforming effect Effects 0.000 description 1
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。(57) [Summary] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、VTOL機(垂直離着陸飛行機)に係わり、
1つまたは複数のダクテッドファンを存する空中浮遊装
置に関する。[Detailed Description of the Invention] [Industrial Application Field] The present invention relates to a VTOL aircraft (vertical take-off and landing aircraft),
The present invention relates to an airborne device comprising one or more ducted fans.
ダクテッドファンを使用するvroLaは、別名フライ
ングプラットフォームとして1940年から1960年
ごろにわたり主としてアメリカで研究と試作が行われた
。v、作機のほとんどは軍用飛行ジープを目的としたが
、結果としては安定性と移動性が軍用としての要求を満
たすにいたらず失敗に終わっている。1940年、チャ
ンスブオート社のチャールズ・ジンマーマン氏により考
案せられたこの種のVTOLlalは重心がロータより
上にあり、パイロットはロータの上に直立し、体重移動
のみにより而単に機体を操縦可能にするというものであ
る。したがって、最小単位のそして最も部端な飛行機で
あり、しかもこれが大変安定であるということで世界中
の航空機業界に強烈な印象を与え、今日もそれは続いて
いる。そして1950年代にヒラ−■2−1などの実験
機により実証され、1950年代後半から1960年代
前半にはアメリカで多くの文献が発表された。1人乗り
のヒラ−■2−1は、速度が時速25kmではあったが
ホバーはとても容易で未経験者でも容易に乗れた。これ
に気を良くして、大型化し1ビータル当たりのダクテッ
ドファンの数を2〜4ケに増加したものがNACA、N
ASAで多数実験された。しかし、著しい動的不安定を
示し、中止されてしまった。ただし、これらの実験に用
いられた全てが、チャールス・ジンマーマンの基本思想
を無視し、ビークル重心は平らなダクトの面内にあるも
のである。しかも、ビークル重心を空力中心よりも下方
におくと、長い脚を備えなければならないという問題を
有し、また、シェド流路を妨げるために揚力損失が生じ
るという問題を有すると共に、事故で落下した時、パイ
ロットに危険であると言う欠点を有している。The vroLa, which uses a ducted fan, was researched and prototyped mainly in the United States between 1940 and 1960, also known as a flying platform. Most of the machines were intended as military flying jeeps, but as a result, the stability and mobility did not meet military requirements and they ended in failure. This type of VTOLlal, devised in 1940 by Charles Zimmerman of Chancebauto, has a center of gravity above the rotor, allowing the pilot to stand upright above the rotor and control the aircraft simply by shifting his weight. The idea is to do so. Therefore, it was the smallest and most basic airplane, and it was extremely stable, which made a strong impression on the aircraft industry around the world, and continues to do so today. It was demonstrated in the 1950s using experimental machines such as the Hira-■2-1, and many documents were published in the United States from the late 1950s to the early 1960s. The one-seater Hira-■2-1 had a speed of 25km/h, but it hovered very easily, so even an inexperienced person could easily ride it. Taking this into consideration, the NACA and N
Numerous experiments were conducted at ASA. However, it showed significant dynamic instability and was canceled. However, all of these experiments ignored Charles Zimmerman's basic idea that the vehicle's center of gravity was in the plane of a flat duct. Moreover, if the center of gravity of the vehicle is placed below the aerodynamic center, there is a problem in that long legs must be provided, and there is also a problem in that lift loss occurs due to obstructing the shed flow path, and there is also a problem in that the vehicle falls in an accident. However, they do have the disadvantage of being dangerous to pilots.
理論的にはダクテッドファン型VTOL機の安定要因は
4つある。すなわち第1図に示すごとく(イ)ホバリン
グ中の機体1が水平方向に移動するとき、ダクトリップ
部5に圧力差が生じこれによりピッチングモーメントM
が発生する。Theoretically, there are four factors that make a ducted fan VTOL machine stable. In other words, as shown in FIG. 1, (a) When the hovering aircraft 1 moves horizontally, a pressure difference occurs in the duct lip portion 5, which causes a pitching moment M.
occurs.
(ロ)ロータを通過する流れはダクト4により規制され
るので機体1が水平移動しても常に垂直に吹き降ろされ
る。このため機体の移動を阻止しようとする抵抗Hが発
生する。(b) Since the flow passing through the rotor is regulated by the duct 4, even if the body 1 moves horizontally, it is always blown down vertically. For this reason, a resistance H occurs that attempts to prevent the movement of the aircraft.
(ハ)81体1がピッチング運動をしたときロータ6お
よびダクト4にピンチダンピングモーメントが発生する
。(c) When the 81 body 1 makes a pitching motion, a pinch damping moment is generated in the rotor 6 and the duct 4.
(二>m体重の重心CGより空力中心AC迄の距離りで
ある。(2>m Distance from center of gravity CG to aerodynamic center AC.
上記従来のダクテッドファン型VTOL機が現在まで実
用化されるに至っていない理由としては、機体の傾きお
よび推進方向の移動に対して自己安定性が悪いために複
雑な姿勢制御を必要とすること、ヘリコプタに比して燃
料効率が劣るとともに用途が限定されるため需要が無か
ったこと等が挙げられる。The reasons why the conventional ducted fan type VTOL aircraft mentioned above have not been put into practical use to date are that they require complex attitude control due to poor self-stability against tilting of the aircraft and movement in the propulsion direction; The reasons include that there was no demand for it due to its inferior fuel efficiency and limited use.
機体の自己安定性に関しては、上記したように、ビーク
ル重心を空力中心よりも下方におくと、機体が不安定に
なるとともに、長い脚を備えなければならないとか、シ
ェド流路を妨げるために揚力損失が生じるとか、事故で
落下した時、パイロットに危険であると言う問題を存し
ているが、ビークル重心を空力中心よりも上方におくと
しても、ダクトの径を考慮せずに単にhが正の一定範囲
内とするだけでは、具体的に設計条件を設定することは
出来ないという問題をかかえている。Regarding the self-stability of the aircraft, as mentioned above, if the center of gravity of the vehicle is placed below the aerodynamic center, the aircraft will become unstable, and it will also be necessary to have long legs, or increase lift to obstruct the shed flow path. Although there are problems such as losses and danger to the pilot if the pilot falls in an accident, even if the center of gravity of the vehicle is placed above the aerodynamic center, h is simply calculated without considering the diameter of the duct. There is a problem in that it is not possible to specifically set design conditions just by keeping the value within a certain positive range.
本発明は上記問題点を解決するものであって、外部要因
による影ツをうけても自己安定性を確保することができ
ると共に、特別の姿勢制御を必要とすることがない1つ
または複数のダクテッドファンを有する空中浮遊装置を
提供することを目的とする。The present invention solves the above-mentioned problems, and is capable of ensuring self-stability even under the influence of external factors, and at the same time does not require special posture control. It is an object of the present invention to provide an aerial levitation device having a ducted fan.
そのために本発明の空中浮遊装置は、1つのダクトを存
する機体と、該機体に固定される駆動装置と、前記ダク
ト内に配設され該駆動装置により駆動されるローターと
、ローター駆動時の反力トルクを吸収する反トルク消去
手段とを備えた空中浮遊装置において、機体の重心と空
力中心との距離に対する前記ダクトの径の比を機体の傾
きおよび推進方向の移動に対して安定する領域に設定し
たことを特徴とし、さらには同一の複数のダクトを存す
る機体と、該機体に固定される駆動装置と、前記ダクト
内に配設され該駆動装置により駆動されるローターと、
ローター駆動時の反力トルクを吸収する反トルク消去手
段とを備えた空中浮遊装置において、前記複数のダクト
の縦、横方向の全長をほぼ同一にして配置するとともに
、機体の重心と空力中心との距離に対する前記ダクトの
径の比を機体の傾きおよび推進方向の移動に対して安定
する領域に設定したことをvf敬とする。To this end, the aerial levitation device of the present invention includes a body having one duct, a drive device fixed to the body, a rotor disposed in the duct and driven by the drive device, and a reaction force when the rotor is driven. In an aerial levitation device equipped with anti-torque canceling means for absorbing force torque, the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity of the aircraft body and the aerodynamic center is set in a range that is stable against tilting of the aircraft body and movement in the propulsion direction. A fuselage having a plurality of identical ducts, a drive device fixed to the fuselage, and a rotor disposed within the duct and driven by the drive device,
In an airborne device equipped with anti-torque canceling means for absorbing reaction torque when the rotor is driven, the plurality of ducts are arranged so that the total lengths in the vertical and horizontal directions are approximately the same, and the center of gravity and the aerodynamic center of the aircraft are arranged. It is assumed that the ratio of the diameter of the duct to the distance is set to a range that is stable against tilting of the aircraft and movement in the propulsion direction.
本発明においては、1つまたは複数のダクトを有する機
体と、該機体に固定される駆動装置と、前記ダクト内に
配設され該駆動装置により駆動されるローターと、ロー
ター駆動時の反力トルクを吸収する反トルク消去装置と
を備えた空中浮遊装置において、機体の傾き及び推進方
向の移動に対して運動方程式をたて、その特性方程式の
係数を機体の重心と空力中心との距離に対するダクトの
径の比の関数となるように変換し、機体の安定条件を求
めた結果、機体の重心と空力中心との距離に対するダク
トの径の比が正で限定された範囲内に機体が安定する領
域が存在することが判明された。The present invention includes a body having one or more ducts, a drive device fixed to the body, a rotor disposed in the duct and driven by the drive device, and a reaction torque when driving the rotor. In an air levitation device equipped with an anti-torque canceling device that absorbs a As a result of converting it so that it becomes a function of the diameter ratio of It turns out that there is a region.
そして、この安定する機体の重心と空力中心との距離に
対するダクトの径の比を設計条件として採用するこ、と
により、外部要因による影響をうけても自己安定性を確
保することができると共に、特別の姿勢制御を必要とす
ることがない空中浮遊装置を得ることができる。By adopting the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity of the stable aircraft and the aerodynamic center as a design condition, it is possible to ensure self-stability even when affected by external factors, and A floating device that does not require special attitude control can be obtained.
以下実施例を図面を参照しつつ説明する。 Examples will be described below with reference to the drawings.
第1図は本発明による1つのダクテッドファンを備える
空中浮遊装置の概略図、第2図は第1図における2重反
転ローターの駆動機構を説明するための図、第3図は馬
力荷重と円板荷重との関係を示す図、第4回(イ)はダ
クテッドファンの模型を示す図、第4図C口)は(イ)
の模型におけるピッチングモーメントを説明するための
図、第5図(イ)および(ロ)は2ダクテンドフアンの
模型を示す図、第6図(イ)はピッチダンピングの計算
結果と実験結果を示す図、第6図(ロ)はブレードの変
位を説明するための図、第7図はダクトリップの大小と
揚力との関係を示す図、第8図、第9図(イ)および第
9図(ロ)は安定領域を説明するための図、第10図は
本発明の複数のダクテッドファンを備えた空中浮遊装置
の概略図、第11図は複数のダクテッドファンの配置例
を説明するための図である。Fig. 1 is a schematic diagram of an air levitation device equipped with one ducted fan according to the present invention, Fig. 2 is a diagram for explaining the drive mechanism of the counter-rotating rotor in Fig. 1, and Fig. 3 is a diagram showing a horsepower load and a disk. A diagram showing the relationship with load, Part 4 (A) is a diagram showing a model of a ducted fan, and Part 4 (C) is (A)
Figure 5 (a) and (b) are diagrams showing a model of a two-duct fan, Figure 6 (a) is a diagram showing calculation results and experimental results of pitch damping, Figure 6 (B) is a diagram for explaining the displacement of the blade, Figure 7 is a diagram showing the relationship between the size of the duct lip and the lifting force, Figures 8, 9 (A) and 9 (Ro) ) is a diagram for explaining a stable region, FIG. 10 is a schematic diagram of an air levitation device equipped with a plurality of ducted fans of the present invention, and FIG. 11 is a diagram for explaining an example of arrangement of a plurality of ducted fans.
図中、1は空中浮遊装置、2は本体、3はエンジン、4
はダクト、5はダクトリップ部、6は2重反転ロータ、
7は支持脚、CGは機体重心、ACは空力中心、mはビ
ークル全体の1tffi、Uはビークル重心の水平移動
速度、Uoはダクトの水平移動速度、Tは推力、θはビ
ークルのピッチ姿勢角、Hはダクテッドファンに作用す
る水平空気力、■はピッチングの質量慣性能率、Mはタ
リテ、ドファンに作用するピッチングモーメント、hは
ダクテッドファンの空力中心(AC)からビークル重心
(CG)までの距離を示す。In the figure, 1 is an airborne device, 2 is a main body, 3 is an engine, and 4
is the duct, 5 is the duct lip part, 6 is the counter-rotating rotor,
7 is the support leg, CG is the center of gravity of the aircraft, AC is the aerodynamic center, m is 1tffi of the entire vehicle, U is the horizontal movement speed of the vehicle center of gravity, Uo is the horizontal movement speed of the duct, T is the thrust, and θ is the pitch attitude angle of the vehicle. , H is the horizontal aerodynamic force acting on the ducted fan, ■ is the mass inertia rate of pitching, M is the pitching moment acting on the tarite and fan, h is the distance from the aerodynamic center (AC) of the ducted fan to the vehicle center of gravity (CG) .
先ず、1つのダクテッドファンを備える空中浮遊装置の
を安定化の解析を行い、次に複数のダクテッドファンを
備える空中浮遊装置においても、1つのダクテッドファ
ンにおける安定化解析と同一の手法が可能であることを
立証する。First, we performed a stabilization analysis of an airborne device equipped with one ducted fan, and then demonstrated that the same method of stabilization analysis as for one ducted fan is possible for an airborne device equipped with multiple ducted fans. do.
第1図において、空中浮遊装置lは本体2と、該本体2
に固定されるエンジン3およびダクト4を有し、該ダク
ト4には揚力を発生させるためのダクトリップ部5を設
け、また、ダクト4内には、前記エンジン3により駆動
される2重反転ローター6が配設されると共に、ダクト
4の下面には支持脚7が設けられている。In FIG. 1, the floating device l includes a main body 2 and a main body 2.
The duct 4 is provided with a duct lip portion 5 for generating lift, and the duct 4 includes a counter-rotating rotor driven by the engine 3. 6 are disposed, and support legs 7 are provided on the lower surface of the duct 4.
2重反転ローター6は、第2図に示すように、互いに反
対方向に回転するローター6a、6bを有し、一方のロ
ーター6aはサンギヤ9を供えるエンジン3のクランク
軸10に連結され、他方のローター6bはキャリヤ11
に連結されている。As shown in FIG. 2, the counter-rotating rotor 6 has rotors 6a and 6b that rotate in opposite directions. One rotor 6a is connected to the crankshaft 10 of the engine 3 equipped with a sun gear 9, and the other The rotor 6b is the carrier 11
is connected to.
該キャリヤ11には同一円上に2〜5セントのダブルピ
ニオン12.13が回転自在に設けられ、該ダブルビニ
オン12.13は互いに噛合され、一方のダブルピニオ
ン12は前記サンギヤ9と噛合され、他方のダブルビニ
オン13は、本体2に固定されているリングギヤ14と
噛合されている。The carrier 11 is rotatably provided with double pinions 12.13 of 2 to 5 cents on the same circle, and the double pinions 12.13 mesh with each other, one double pinion 12 meshes with the sun gear 9, and the other double pinion 12.13 meshes with the sun gear 9. The double binion 13 is meshed with a ring gear 14 fixed to the main body 2.
そして、リングギヤ14の歯数をサンギヤの歯数の2倍
とすることにより、エンジン3の駆動によりローター6
a、6bを互いに反対方向に等回転させ、ローターの回
転によって生じる反力トルクを打消すものである。By making the number of teeth of the ring gear 14 twice the number of teeth of the sun gear, the rotor 6 is driven by the engine 3.
a and 6b are equally rotated in opposite directions to cancel out the reaction torque generated by the rotation of the rotor.
次に、上記空中浮遊装置1の1己安定性の条件について
解析する。Next, the conditions for self-stability of the air levitation device 1 will be analyzed.
機体の推力(揚力)をT5パワーをP、空気密度をρ、
ダクト内の流れの断面積をA、ダクト出口の軸方向流速
を■とすると、
T=ρAV” 、 P=TV/2 ・・・ (1
)よって
P=−T3/2/J7スー ・・・(2)また・ ■
=、/”己/p15 ・・・(3)であ
るから体積流量を■とすると
V −A、 V −n7丁 ・・・(4)僅かなダ
クト前進速度UI+がある時の、ダクテッドファンに作
用する抵抗ト■は
H=(ρA ■) U o ”’ T U o / V
・・・(5)以上は単純な運動量理論に基づく理想
状態のものである。また、式(5)のHは有害抵抗を含
まない。抵抗Hは移動速度Unの2乗ではなく1乗であ
る、従って低速でも非常に大きい。The thrust (lifting force) of the aircraft is T5 power is P, the air density is ρ,
If the cross-sectional area of the flow inside the duct is A, and the axial flow velocity at the duct outlet is ■, then T=ρAV", P=TV/2... (1
) Therefore, P=-T3/2/J7 Sue... (2) Also... ■
=, /”Self/p15 ... (3) Therefore, if the volumetric flow rate is ■, then V -A, V -n7 tons ... (4) Effect on the ducted fan when there is a slight duct forward speed UI + The resistance T is H = (ρA ■) U o ”' T U o / V
...(5) The above is an ideal state based on simple momentum theory. Furthermore, H in equation (5) does not include harmful resistance. The resistance H is not the square of the moving speed Un, but the first power, so it is very large even at low speeds.
また、ファン突端の周速をV?とじ、
T/ρAVT2−無次元数 ・・・(6)とおくと、
T/A−(無次元数)×ρV、2・・・(6′)従って
、ファン・ブレード突端速度Vアさえ一定ならば円板荷
重T/Aはダクトの寸法による影響を受けない。また、
式(3)により、■もダクトの寸法による影響を受けな
い。Also, the circumferential speed of the tip of the fan is V? If we set T/ρAVT2-dimensionless number...(6), then T/A-(dimensionless number)×ρV,2...(6') Therefore, the fan blade tip speed Va is constant. Then, the disk load T/A is not affected by the dimensions of the duct. Also,
According to equation (3), ■ is also not affected by the dimensions of the duct.
次に、機体の自己安定性の解析を行うと、ビークル重心
の水平方向の運動方程式およびビークル重心まわりの回
転運動方程式は、それぞれただし、
m:ビークル全体の質量
U:ビークル重心の水平移動速度
U11=ダクトの水平移動速度
T:推力
θ:ビークルのピッチ姿勢角、頭上げ正、radl−1
:ダクテッドファンに作用する水平空気力、後方向き正
1:ピッチングの質量慣性能率
M:ダクテッドファンに作用するピッチングモーメント
、ACまわりの頭上げ正
h:ダクテッドファンの空力中心(A C)からビーク
ル重心(CG)までの距離
θ:dθ/dt
θ、d2 θ/d t”
ここで、
・・・(8)
であるから(7)式はそれぞれ次のようになる。Next, when analyzing the self-stability of the aircraft, the equation of horizontal motion of the center of gravity of the vehicle and the equation of rotational motion around the center of gravity of the vehicle are as follows: m: Mass of the entire vehicle U: Horizontal movement speed of the vehicle center of gravity U11 = Horizontal movement speed of duct T: Thrust θ: Vehicle pitch attitude angle, positive head elevation, radl-1
:Horizontal aerodynamic force acting on the ducted fan, backward positive 1: Pitching mass inertia M: Pitching moment acting on the ducted fan, positive head elevation around AC h: From the aerodynamic center of the ducted fan (A C) to the vehicle center of gravity (CG) Distance θ: dθ/dt θ, d2 θ/d t” Here, ...(8) Therefore, the equations (7) become as follows.
・・・(9) さらに次のように無次元化する。...(9) Furthermore, it is made dimensionless as follows.
M=TDM=mgDM、U/V=u、 1・・
・ (10)
とおくと、 (9)式は
・・・(11)
となる。ここで、
u=u、e’τ、θ−θ e3τ・ (12)とおくと
(11)式はそれぞれ
・・・(13)
となる。式(13)の両式からり。を消去すると・・・
(14)
が得られる。弐(14)の特性方程式をもつ系が安定す
なわち目標値に一致するためには、次のラウスの条件を
満たすことが必要である。M=TDM=mgDM, U/V=u, 1...
・If we set (10), equation (9) becomes...(11). Here, if we set u=u, e'τ, θ-θ e3τ (12), then equation (11) becomes...(13). Both equations of equation (13). If you delete...
(14) is obtained. In order for the system having the characteristic equation 2 (14) to be stable, that is, to match the target value, it is necessary to satisfy the following Routh condition.
A、B、C>0.AB−C>0 ・ (15)なお次
の簡単な関係式を附は加えておく。A, B, C>0. AB-C>0 (15) The following simple relational expression is also added.
平衡速度 :u=−θ、h−M、=O・ (17)次に
、上記(14)式におけるMu、1.M、−gの数値を
特定の条件下でもとめてみる。Equilibrium velocity: u=-θ, h-M, =O. (17) Next, Mu in the above equation (14), 1. Let's check the values of M and -g under certain conditions.
第3図は、ブレード角10度のときの可変へ−ンの入口
における馬力荷重と円板荷重の関係を示している。図で
理想ホバリング効率E=1.0は、式(2)を変形し、
log(T / P ) = Iog2v/7−1/2
1og(T / A )とし、両対数グラフに示したも
のであり、実際には、ロータの空気抵抗、ダクト内の空
気流が一様でないこと、ダクト壁面付近の空気流の粘性
摩擦抵抗等の損失により、効率が低下する。これによれ
ば、円板荷重T/Aは、2〜207!b /fLZ 。FIG. 3 shows the relationship between the horsepower load and the disc load at the entrance of the variable hen when the blade angle is 10 degrees. In the figure, the ideal hovering efficiency E = 1.0 is obtained by transforming equation (2) as log(T/P) = Iog2v/7-1/2
1og(T/A) and is shown in a double-logarithmic graph.Actually, the air resistance of the rotor, the non-uniformity of the air flow in the duct, the viscous frictional resistance of the air flow near the duct wall surface, etc. Loss reduces efficiency. According to this, the disc load T/A is 2 to 207! b/fLZ.
即ち10〜l OOkg/rdの間にある。ρ=122
に+r/イテあるからV ’−% = 9〜30 m
/seCである。That is, it is between 10 and 1 OOkg/rd. ρ=122
Since there is +r/ite in V'-% = 9 to 30 m
/seC.
第4図(イ)はD=28インチのダクテッドファンの模
型を示し、第4図(ロ)は風洞試験の結果であり、推力
T=3(lbにおけるダクテッドファンに作用するピッ
チングモーメントMとビークル重心の水平移動速度Uと
の関係を示している。Figure 4 (a) shows a model of a ducted fan with D = 28 inches, and Figure 4 (b) shows the results of a wind tunnel test, showing the pitching moment M acting on the ducted fan at thrust T = 3 (lb) and the vehicle center of gravity. The relationship with horizontal movement speed U is shown.
ここで、rはダクトのリップ半径、Dはダクト内径、θ
は風洞流に対するダクトの傾斜角を示している。これに
より、ダクトリップの大きい場合、U=o 〜8ktで
21M/aU= 1rt−zb /kLであるからV
−5= 16.4 m / sec テある。これから
、
g = g D/ V” 〜0.026が得られる。そ
して
・・・ (l 8)
が得られる。Here, r is the lip radius of the duct, D is the inner diameter of the duct, θ
indicates the inclination angle of the duct with respect to the wind tunnel flow. As a result, when the duct lip is large, U = o ~ 8kt and 21M/aU = 1rt-zb /kL, so V
-5=16.4 m/sec. From this, g = g D/V'' ~0.026 is obtained. And... (l 8) is obtained.
第5図は、2つのダクテッドファンを有するものである
。ここで、D=28’、m−80Ab、長軸まわりの慣
性能率1−2.2 slog−ft ”であり、これか
ら1ダクテツドフアンを有するビークルへの近イ以とし
て、
1−1/mD” −0,1625−(19)を得る。こ
れは機体の重心と空力中心との距離すなわちhζ0の模
型であるが、重心を上方にもつものではもっと大きくな
る。よって〒=0.16Xとする (X>1)。FIG. 5 has two ducted fans. Here, D = 28', m-80 Ab, the inertia factor around the major axis is 1-2.2 slog-ft'', and from this, as a close analogy to a vehicle with 1 ducted fan, 1-1/mD'' - 0,1625-(19) is obtained. This is a model of the distance between the center of gravity and the aerodynamic center of the aircraft, hζ0, but it is much larger for aircraft with the center of gravity above. Therefore, set 〒=0.16X (X>1).
第6図(伺は、日本航空宇宙学会誌第31巻第352号
における内藤晃氏の論文「ダクテッドファンのピッチダ
ンピング」に発表されているピンチ・ダンピングとロー
タのバネ係数に、との関係を示すもので、図中、曲線は
計算結果であり点は実験データを示しているが、いずれ
にしても、機体がピッチング運動をしたときロータおよ
びダクトに発生するピッチダンピングは、
d (q/Ω)
の↓n囲0.ある。なお、第6図(ロ)に示すように、
Cイ、はロータのハブまわりモーメント係数、9はピッ
チング角速度、Ωはロータ回転角速度を示す。Figure 6 shows the relationship between pinch damping and the rotor spring coefficient published in Akira Naito's paper ``Pitch damping of ducted fans'' in the Journal of the Japan Society of Aeronautics and Astronautics, Vol. 31, No. 352. In the figure, the curves are calculation results and the points are experimental data, but in any case, the pitch damping that occurs in the rotor and duct when the aircraft makes pitching motion is d (q/Ω) ↓n box 0.There is.As shown in Figure 6 (b),
C is the moment coefficient around the hub of the rotor, 9 is the pitching angular velocity, and Ω is the rotor rotational angular velocity.
左辺を現在の記号に置換すると、
(V / V t ) M o′となるので、−Mo′
−(0,05〜0.15) VT /V= (0,
05〜o、t5) /、7’じ7W四1= (0,05
〜0.15) /履・・・(21)となる。(KLは揚
力係数)
第7図は、揚力係数KLと(ビークル重心の水平移動速
度U/ファンブレード先端速度VT)との関係を示す図
で、ダクトリップ半径の大きいものでKL=0.03を
示唆する。よって式(21)か%式%
となり、中間値は0.587である。上述の諸パラメー
タ値は、必ずしも整合性のある値ではないが・これらの
値を採用するとすなわち、
を採用すると、式(14)は、
・・・(23)
第8図には、X−1,5のときのABとhの関係および
Cとhの関係をプロットした。安定条件はAB−Coo
であるから、安定領域はh#lの極めて狭い部分にある
。hく0に安定領域はない。これはチャールス・ジンマ
ーマンの基本思想の妥当性を立証している。Xを1から
5とすると安定領域は一層狭くなることが理解される。If we replace the left side with the current symbol, we get (V / V t ) Mo', so -Mo'
−(0,05~0.15) VT /V= (0,
05~o, t5) /, 7'ji7W41= (0,05
〜0.15) /载...(21). (KL is the lift coefficient) Figure 7 is a diagram showing the relationship between the lift coefficient KL and (horizontal movement speed U of the vehicle center of gravity/fan blade tip speed VT), where KL = 0.03 for the one with a large duct lip radius. suggests. Therefore, the formula (21) or the % formula % is obtained, and the intermediate value is 0.587. Although the above-mentioned parameter values are not necessarily consistent values, if these values are adopted, Equation (14) becomes... (23) In Figure 8, X-1 , 5, the relationship between AB and h and the relationship between C and h were plotted. Stability condition is AB-Coo
Therefore, the stable region is in an extremely narrow portion of h#l. There is no stable region at h x 0. This proves the validity of Charles Zimmerman's basic ideas. It is understood that when X is set from 1 to 5, the stability region becomes even narrower.
上記自己安定性の解析は、特定の模型に従って各数値を
試算し安定領域を求めたものであるが、次に、より簡明
な近似設計法について説明する。In the self-stability analysis described above, a stable region was obtained by calculating each numerical value according to a specific model.Next, a simpler approximate design method will be explained.
それにはC−0、すなわちh=MIIとする。そのとき
式(14)は、
A=g (I−M(f)/I、B>0.C=0・・・
(24)
となり、中立安定となることが示唆される。また、式(
11)の運動方程式は、
・・・(25)
となる。故に、θについてはUに無関係に解ける。For this purpose, set C-0, that is, h=MII. At that time, the formula (14) is A=g (I-M(f)/I, B>0.C=0...
(24), suggesting neutral stability. Also, the expression (
The equation of motion for 11) is...(25). Therefore, θ can be solved independently of U.
そのθを(25)弐の上式に入れるとUが解ける。If we put that θ into the above equation of (25)2, we can solve U.
初期条件、τ−0で、
u”u6、θ−θ。、θ′−θ′。 ・・・(26)を
与えると、
・・・(27)
で−頭でθ、u −= Oとはならないがθ、、uoo
は有限である。これが中立安定たる所以である。仮に、
(22)式の数値を用い、かつ
・・・(28)
という初期値を用いると、
oct、=0.2 、U−= −3,3m/sec −
(29)となり、おだやかなイ直である。また、−−(
θ6 + u 6 + Mu θ’o)=−o、2・・
・(30)
すなわち初期加速度もおだやかである。Initial condition, τ-0, u''u6, θ-θ., θ'-θ'. ...Given (26), ...(27) with θ at the -head, u -= O. It shouldn't be θ,, uoo
is finite. This is the reason why it is neutral and stable. what if,
Using the numerical values of equation (22) and the initial value of... (28), oct, = 0.2, U- = -3,3m/sec -
(29), which is a calm and straightforward character. Also, −−(
θ6 + u 6 + Mu θ'o) = -o, 2...
・(30) In other words, the initial acceleration is also gentle.
特性方程式(14)の特性根SをX=1に関して数値計
算した結果を第9図(イ)および第9図(ロ)に示す。The results of numerically calculating the characteristic root S of the characteristic equation (14) with respect to X=1 are shown in FIGS. 9(a) and 9(b).
第9図(ロ)は、(イ)図の原点付近の詳細図である0
機体が傾きおよび推進方向の移動に対して安定であるた
めには、t−■のときUおよびθが0に収束することが
条件である。Figure 9 (B) is a detailed view of the vicinity of the origin of Figure (A).
In order for the aircraft to be stable against tilting and movement in the propulsion direction, it is necessary that U and θ converge to 0 at t-■.
すなわち特性根Sが実根のときは全て負、複素根のとき
は実部がすべて負であるときに限り安定となる。That is, when the characteristic root S is a real root, it is all negative, and when it is a complex root, it is stable only when all the real parts are negative.
従って、第9図(イ)および第9図(ロ)に示とする狭
い幅のなかに安定領域がある。複素根の虚部の線が示す
ように、h=oでは振動的発散であり、この(噴量はh
−−1ぐらいまでは続いている。逆にh=1〜2となる
と非振動的発散が現われてくる。すなわち、h斜れの近
くのみに奇蹟的な安定領域があることがわかる。すなわ
ち、上記C=Oとする設計法について注目すべきことは
、水平横風突風に対してビークルは傾けられることなく
、ただ横に流されるだけであるため、ダクトなしロータ
ー型式が突風で転覆したというような事故を防止できる
ものである。Therefore, there is a stable region within the narrow width shown in FIGS. 9(a) and 9(b). As the line of the imaginary part of the complex root shows, there is an oscillatory divergence at h=o, and this (injection amount is h
--It continues until about 1. Conversely, when h=1 to 2, non-oscillatory divergence appears. That is, it can be seen that there is a miraculous stable region only near the h slope. In other words, what should be noted about the above design method with C=O is that the vehicle is not tilted in response to horizontal crosswind gusts, but is simply swept sideways, so the ductless rotor type capsized due to the gust. This can prevent such accidents.
以上説明したように、1つのダクトを有する機体と、該
機体に固定される駆動装置と、前記ダクト内に配設され
該駆動装置により駆動される口〜ターと反トルク消去装
置とを備えた空中浮遊装置において、機体の傾き及び推
進方向の移動に対して運動方程式をたて、その特性方程
式の係数を機体の重心と空力中心との距離に対するダク
トの径の比の関数となるように変換し、機体の安定条件
を求めた結果、機体の重心と空力中心との距離に対する
ダクトの径の比が正で限定された範囲内に機体が安定す
る領域が存在することが判明された。As explained above, the airframe includes a body having one duct, a drive device fixed to the body, and an anti-torque canceling device arranged in the duct and driven by the drive device. In an airborne levitation device, an equation of motion is established for the inclination of the aircraft and movement in the propulsion direction, and the coefficients of the characteristic equation are converted to become a function of the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity of the aircraft and the center of aerodynamics. However, as a result of determining the stability conditions for the aircraft, it was found that there is a region where the aircraft is stable within a limited range where the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity and the center of aerodynamics is positive.
そして、この安定する機体の重心と空力中心との距離に
対するダクトの径の比を設計条件として採用することに
より、自己安定性に優れ、特別の姿勢制?n装置を必要
としない空中浮遊装置を得ることができるものである。By adopting the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity and the aerodynamic center of this stable aircraft as a design condition, it has excellent self-stability and a special attitude system. Thus, it is possible to obtain an airborne device that does not require an N device.
次に?JjBのダクテッドファンで支持される空中浮遊
装置の姿勢安定性について解析する。先ず、x−z面内
の縦方向の運動とy−z面内の横方向の運動とに分は両
者が互いに無関係であると仮定する。横方向の運動には
飛行機の場合と異なりヨー運動が含まれない。また、各
ダクテッドファン間での相互干渉は無視するとともに、
1つのビークル内の各ダクテッドファンは全て同一のも
のとする。さらに、第10図に示すように各ダクテッド
ファンの空力中心ACは同一平面内にあり、機体の重心
CGは、各ダクテッドファンの推力T。next? We will analyze the attitude stability of a floating device supported by JjB's ducted fan. First, it is assumed that the vertical motion in the x-z plane and the horizontal motion in the y-z plane are independent of each other. Lateral motion does not include yaw motion, unlike in airplanes. Also, while ignoring mutual interference between each ducted fan,
All ducted fans within one vehicle shall be identical. Furthermore, as shown in FIG. 10, the aerodynamic center AC of each ducted fan is in the same plane, and the center of gravity CG of the aircraft is the thrust force T of each ducted fan.
の合力T線上でAC面より上方りにある。It is above the AC plane on the resultant force T line.
さて、前述した運動方程式(7)において、M=nM、
、H−nHえ、T−nT、・・・(31)トオく。M、
、H,、T、ば各ダクテッドファンのピッチングモー
メント、水平空気力、推力で、nはダクトの数で詳細に
ついては後述する。また、ピッチングの’ffi!慣性
能率lおよびビークルの質ff1mはビークル全体のそ
れを用いる。Now, in the equation of motion (7) mentioned above, M=nM,
, H-nH, T-nT, ... (31) too. M,
, H, , T are the pitching moment, horizontal aerodynamic force, and thrust of each ducted fan, and n is the number of ducts, which will be described in detail later. Also, the pitching 'ffi! The inertia factor l and the vehicle quality ff1m are those of the entire vehicle.
ここで(8)式に相当する式は、
T=mB
H,=Ti un /v
I(−ΣH1=(ΣTr ) Uo / V = T
IJ++ / V・・・(8′)
ダクトを通過する流速vIは全てのダクトについて同一
でありV=V、である。また、ダクトの水平移動速度は
全てのダクトについて同一であり、u、=u+hθ
・・・(8′)である。Here, the equation corresponding to equation (8) is: T=mB H,=Ti un /v I(-ΣH1=(ΣTr) Uo/V=T
IJ++/V (8') The flow velocity vI passing through the duct is the same for all ducts, and V=V. Also, the horizontal movement speed of the ducts is the same for all ducts, and u, = u + hθ
...(8').
従って、1ダクトの場合の式(8)は、ダクトの数を増
加しても不変であり、よって式(9)もまた不変である
。Therefore, equation (8) in the case of one duct remains unchanged even if the number of ducts is increased, and therefore equation (9) also remains unchanged.
次に第11図により上記(31)式におけるダクトの数
nについて説明する。Next, the number n of ducts in the above equation (31) will be explained with reference to FIG.
縦方向(X方向)の運動を考えるときのダクトの数をn
8、横方向の(Y方向)の運動を考えるときのダクトの
数をn、とすると、(イ)図においてはn8−2、ny
=1、(ロ)図においてはnx−2、n、−2、(ハ)
図においてはn1I=5、n、−5であり、(31)式
のnは縦、横方向の運動についてそれぞれのnが定まる
。The number of ducts when considering movement in the vertical direction (X direction) is n
8. When considering the movement in the lateral direction (Y direction), let n be the number of ducts, then in the figure (A), n8-2, ny
=1, (b) In the figure, nx-2, n, -2, (c)
In the figure, n1I=5, n, -5, and n in equation (31) is determined for each of the vertical and horizontal movements.
次に、■ダクテッドファンの場合の式(11)がダクト
数を増加しても不変にするように、式(9)の無次元化
を図る。先ず、U / V = uは問題がないが、弐
(10)の残りについては慎重な考慮を有する。式(1
0)のM、g、h、f、tの中で用いる無次元長をそれ
ぞれ18、β9、βk、”’I、β1とし、その決定は
後で都合よく行うものとする。すなわち、
M=Tffi、M、U/Vyu。Next, (1) Equation (9) is made dimensionless so that Equation (11) in the case of a ducted fan remains unchanged even when the number of ducts increases. First, U/V=u is fine, but the rest of 2(10) has careful consideration. Formula (1
Let the dimensionless lengths used in M, g, h, f, and t of 0) be 18, β9, βk, "'I, and β1, respectively, and the determination will be done later conveniently. That is, M= Tffi, M., U/Vyu.
ga (V” /Il、)g、hミれh、IEEMl、
” I、Lミτ(i!L/y)・・・ (10’)
とし、これを(9)弐に代入すると、
Re’R電。ga (V”/Il,)g, hmireh, IEEMl,
” I, Lmi τ(i!L/y)... (10') and substitute this into (9) 2, Re'Rden.
=0
’9 ”l ’ I9 β、′
・・・ (II’)
この式(11’)が前記式(11)と同一となるために
は下式の成立を要する。=0 '9 ''l ' I9 β,'... (II') In order for this equation (11') to be the same as the above equation (11), the following equation must be established.
1t=6.−11. ・・・(32)1
2h At !=i19L!+ ” ”’ (
3311’s jet ” = L I!! 1 ”
・・・(34)従って、
I2.=/、=6.−β、=j!イ ・・・ (35
)となり、どれか1つが任意でありそれを定めれば、他
は全て定まる。1t=6. -11. ...(32)1
2h At! =i19L! + ” ”' (
3311's jet " = L I!! 1 "
...(34) Therefore, I2. =/, =6. −β,=j! I... (35
), and one of them is arbitrary, and once it is determined, all the others are determined.
ビークルの縦の運動を考えるときには、例えばダクト出
口の縦の全長LllをitLとして選べばよいし、横の
運動を考えるときには、ダクト出口の横の全長し、をI
Lとして選べばよい。When considering the vertical motion of the vehicle, for example, the total vertical length Lll of the duct exit can be selected as itL, and when considering the horizontal motion, the total horizontal length of the duct exit can be chosen as I.
You can choose it as L.
すると、縦または横の運動は1ダクトの場合と同一とな
り、
縦の運動に関しては、hxζL、lhw横の運動に関し
ては、h、’;L、h。Then, the vertical or horizontal motion is the same as in the case of one duct, and for the vertical motion, hxζL, lhw for the horizontal motion, h,';L,h.
h、l#hy
・・・(36)
となる。よって、L、=L、ならしめなければ、h=h
、=h、で縦、横の運動を同時に安定化することはでき
ない。h, l#hy (36). Therefore, unless L, = L, h = h
, = h, it is not possible to stabilize the vertical and horizontal motions at the same time.
これにより、例えば第11図(イ)および(ハ)に示さ
れるダクトの配置は不安定で、(ロ)の配置が安定であ
ることが明らがとなる。This makes it clear, for example, that the duct arrangement shown in FIGS. 11(a) and 11(c) is unstable, and that the duct arrangement shown in FIG. 11(b) is stable.
また、(ニ)、(ホ)、(へ)、(ト)の配置も安定で
ある。さらに、(チ)、(す)に示したような軸対称の
配置の場合にも、容易に展開できるものである。Furthermore, the arrangement of (d), (e), (e), and (g) is also stable. Furthermore, it can be easily developed even in the case of an axially symmetrical arrangement as shown in (H) and (S).
以上の解析の結果次のことが明らかとなった。As a result of the above analysis, the following became clear.
■縦方向または横方向の運動は、それぞれに関してただ
1つの任意基準長を選ぶことにより、lダクテッドファ
ンと同一の式で解析ができる。■Longitudinal or horizontal motion can be analyzed using the same formula as for a ducted fan by selecting only one arbitrary reference length for each.
■同一の機体重心CG位置で縦も横も安定ならしめるた
めには、縦と横の基準長がほぼ同一で無ければならない
。■In order to maintain vertical and horizontal stability at the same center of gravity CG position, the vertical and horizontal reference lengths must be almost the same.
■基準長はいくらか任意的に定めることができる。しか
し、ビークルの縦、横の長さを有意義に示唆するもので
なければならない。よって、縦と横の配置がほぼ同一で
あることが安定性上節(望まれる。■The standard length can be determined somewhat arbitrarily. However, it must meaningfully indicate the length and width of the vehicle. Therefore, it is desirable for stability that the vertical and horizontal alignments be approximately the same.
なお、本発明は上記実施例に限定されるものではなく、
種々の変更が可能である。例えば、上記実施例において
はエンジンを駆動源としているが、電動モータを採用し
てもよい。Note that the present invention is not limited to the above embodiments,
Various modifications are possible. For example, in the above embodiments, an engine is used as the drive source, but an electric motor may also be used.
また、上記実施例においては、反トルク消去手段として
、2重反転ロータの駆動機構に遊星歯車機構を採用して
いるが、駆動装置を2つ設は各々のロータを独立に駆動
させてもよい。また、各ダクテッドファンの前後と左右
の対称性をもって回転を逆にするようにしてもよい。さ
らに、ダクトの人口に可変ベーンを設け、該可変ベーン
の角度を調節することにより、反トルクを消去するとと
もに、ロール、ピッチおよびヨーの姿勢制御を行うよう
にすれば、機体の安定性は一層向上することになる。Furthermore, in the above embodiment, a planetary gear mechanism is used as the counter-rotating rotor drive mechanism as the anti-torque elimination means, but if two drive devices are provided, each rotor may be driven independently. . Alternatively, the rotation may be reversed with symmetry between the front and rear and left and right sides of each ducted fan. Furthermore, by installing variable vanes in the duct population and adjusting the angle of the variable vanes, counter torque can be eliminated and roll, pitch, and yaw attitude control can be performed, making the aircraft even more stable. It will improve.
第1図は本発明による1つのダクテッドファンを備える
空中浮遊装置の概略図、第2図は第1図における2重反
転ローグーの駆動機構を説明するための図、第3図は馬
力荷重と円板荷重との関係を示す図、第4図(イ)はダ
クテッドファンの模型を示す図、第4図(ロ)は(イ)
の模型におけるピッチングモーメントを説明するための
図、第5図(イ)および(ロ)は2ダクテツドフアンの
模型を示す図、第6図(イ)はピノチダンピングの計算
結果と実験結果を示す図、第6図(ロ)はブレードの変
位を説明するための図、第7図はダクトリップの大小と
揚力との関係を示す図、第8図、第9図(イ)および第
9図(ロ)は安定領域を説明するための図、第1O図は
本発明の複数のダクテッドファンを備えた空中浮遊装置
の概略図、第11図(イ)〜(す)は複数のダクテッド
ファンの配胃例を説明するための図である。
■・・・空中浮遊装置、2・・・本体、3・・・エンジ
ン、4・・・ダクト、5・・・ダクトリップ部、6・・
・2重反転ロータ、7・・・支持脚、CG・・・機体重
心、AC・・・空力中心、m・・・ビークル全体の質量
、U・・・ビークル重心の水平移動速度、UD・・・ダ
クトの水平移動速度、T・・・推力、θ・・・ビークル
のピッチ姿勢角、H・・・ダクテッドファンに作用する
水平空気力、I・・・ピッチングの質it慣性能率、M
・・・ダクテッドファンに作用するピッチングモーメン
ト、h・・・ダクテッドファンの空力中心(A C)か
らビークル重心(CG)までの距離。
第2図
す
−ノ
、二、−へ析の 3−巳片刃
第4図
二C1:lim:一二と
、二+0152つknajs
こ′−7”ル1IX−::<半和25正、t Ll第5
図
(イ)
(イ)
へβ
(ロ)
第7図
06−i
0 、 .05 .10 .1
5第8図
第9図(ロ)
第10図
7″
/
U /
←−−]ゝ守CL:F
j
第11図
(イ)
牙
(ハ)
チ
第11図
(ニ)(/↑・)
(へ)(トpFig. 1 is a schematic diagram of an airborne device equipped with one ducted fan according to the present invention, Fig. 2 is a diagram for explaining the drive mechanism of the counter-rotating rogue in Fig. 1, and Fig. 3 is a diagram showing a horsepower load and a disc. Diagram showing the relationship with load, Figure 4 (a) is a diagram showing a model of a ducted fan, Figure 4 (b) is (a)
Figure 5 (a) and (b) are diagrams showing a model of a two-ducted fan, and Figure 6 (a) is a diagram showing the calculation results and experimental results of pinoch damping. , FIG. 6(B) is a diagram for explaining the displacement of the blade, FIG. 7 is a diagram showing the relationship between the size of the duct lip and the lifting force, FIGS. 8, 9(A), and 9( B) is a diagram for explaining the stability region, FIG. 1O is a schematic diagram of an air levitation device equipped with a plurality of ducted fans of the present invention, and FIGS. FIG. ■...Aerial levitation device, 2...Main body, 3...Engine, 4...Duct, 5...Duct lip part, 6...
- Double rotating rotor, 7... Support legs, CG... Center of gravity of the aircraft, AC... Center of aerodynamics, m... Mass of the entire vehicle, U... Horizontal movement speed of the center of gravity of the vehicle, UD...・Horizontal movement speed of the duct, T...Thrust, θ...Pitch attitude angle of the vehicle, H...Horizontal aerodynamic force acting on the ducted fan, I...Pitching quality it inertia factor, M
...Pitching moment acting on the ducted fan, h...Distance from the aerodynamic center (AC) of the ducted fan to the vehicle center of gravity (CG). Figure 2 S - no, 2, - analysis of 3-single single edge Figure 4 2 C1: lim: 12 and 2 + 0152 knajs ko'-7" le 1IX-:: < half sum 25 positive, t Ll 5th
Figure (A) (A) β (B) Figure 7 06-i 0 , . 05. 10. 1
5 Figure 8 Figure 9 (B) Figure 10 7'' / U / ←--]ゝMori CL: F j Figure 11 (A) Fang (C) Chi Figure 11 (D) (/↑・) (to) (top)
Claims (4)
る駆動装置と、前記ダクト内に配設され該駆動装置によ
り駆動されるローターと、該ローター駆動時の反力トル
クを吸収する反トルク消去手段とを備えた空中浮遊装置
において、機体の重心と空力中心との距離に対する前記
ダクトの径の比を機体の傾きおよび推進方向の移動に対
して安定する領域に設定したことを特徴とする空中浮遊
装置。(1) A fuselage having one duct, a drive device fixed to the fuselage, a rotor disposed inside the duct and driven by the drive device, and a rotor that absorbs reaction torque when the rotor is driven. and a torque canceling means, characterized in that the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity of the aircraft body and the aerodynamic center is set in a region that is stable against tilting of the aircraft body and movement in the propulsion direction. An air levitation device.
式をたて、その特性方程式の係数を機体の重心と空力中
心との距離に対するダクトの径の比の関数となるように
変換し、機体の安定条件を求めることにより、機体の重
心と空力中心との距離に対する前記ダクトの径の比を機
体の傾きおよび推進方向の移動に対して安定する領域に
設定したことを特徴とする特許請求の範囲第1項記載の
空中浮遊装置。(2) Establish an equation of motion for the tilt of the aircraft and movement in the propulsion direction, convert the coefficients of the characteristic equation so that they become a function of the ratio of the duct diameter to the distance between the aircraft center of gravity and the aerodynamic center, A patent claim characterized in that by determining stability conditions for the aircraft, the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity and the aerodynamic center of the aircraft is set to a region that is stable against tilting of the aircraft and movement in the propulsion direction. Aerial levitation device according to item 1.
定される駆動装置と、前記ダクト内に配設され該駆動装
置により駆動されるローターと、該ローター駆動時の反
力トルクを吸収する反トルク消去手段とを備えた空中浮
遊装置において、前記複数のダクトの縦、横方向の全長
をほぼ同一にして配置するとともに、機体の重心と空力
中心との距離に対する前記ダクトの径の比を機体の傾き
および推進方向の移動に対して安定する領域に設定した
ことを特徴とする空中浮遊装置。(3) A fuselage having a plurality of identical ducts, a drive device fixed to the fuselage, a rotor disposed within the duct and driven by the drive device, and absorbing reaction torque when the rotor is driven. In the aerial levitation device, the plurality of ducts are arranged with substantially the same length in the vertical and horizontal directions, and the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity and the aerodynamic center of the aircraft body is An aerial levitation device characterized in that the air levitation device is set in an area that is stable against tilting of the aircraft and movement in the propulsion direction.
式をたて、その特性方程式の係数を機体の重心と空力中
心との距離に対するダクトの径の比の関数となるように
変換し、機体の安定条件を求めることにより、機体の重
心と空力中心との距離に対する前記ダクトの径の比を機
体の傾きおよび推進方向の移動に対して安定する領域に
設定したことを特徴とする特許請求の範囲第3項記載の
空中浮遊装置。(4) Establish an equation of motion for the aircraft's tilt and movement in the propulsion direction, convert the coefficients of the characteristic equation so that they become a function of the ratio of the duct diameter to the distance between the aircraft's center of gravity and the aerodynamic center, A patent claim characterized in that by determining stability conditions for the aircraft, the ratio of the diameter of the duct to the distance between the center of gravity and the aerodynamic center of the aircraft is set to a region that is stable against tilting of the aircraft and movement in the propulsion direction. Aerial levitation device according to item 3.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP62-20970A JPH011698A (en) | 1986-07-18 | 1987-01-31 | air levitation device |
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP16939586 | 1986-07-18 | ||
JP61-169395 | 1986-07-18 | ||
JP62-20970A JPH011698A (en) | 1986-07-18 | 1987-01-31 | air levitation device |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS641698A JPS641698A (en) | 1989-01-06 |
JPH011698A true JPH011698A (en) | 1989-01-06 |
Family
ID=
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR102093374B1 (en) | A multirotor aircraft with an airframe and at least one wing | |
US11220325B2 (en) | Thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding | |
AU2013376864B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
JP2013532601A (en) | Private aircraft | |
WO2020083352A1 (en) | Flying car and flying car control method | |
JP7488200B2 (en) | Tail Sitter | |
US20140048657A1 (en) | Cross flow fan flying device | |
EP3587259A1 (en) | Tail sitter and related control method | |
CN106945829A (en) | A kind of universal hinge duct double-rotor aerobat | |
CN111683875A (en) | Method for controlling the direction of an aircraft and aircraft for implementing the method | |
CN107757897A (en) | Three axle aircraft and mobile takeoff method | |
CN103754360B (en) | One kind flying disc type gyroplane | |
CN113371190A (en) | Combined type high-speed helicopter based on conventional rotor wing configuration | |
JP6784391B2 (en) | Compound helicopter | |
JP2022530223A (en) | Vertical takeoff and landing aircraft, and related control methods | |
JP5791033B2 (en) | Vertical takeoff and landing vehicle | |
JP2015180563A (en) | Vertical take-on/off flight vehicle | |
JP2015180564A (en) | Vertical take-on/off flight vehicle | |
JPH011698A (en) | air levitation device | |
CN206171817U (en) | Simple structure and VTOL aircraft that operates steadily | |
CN207045725U (en) | A kind of universal hinge duct double-rotor aerobat | |
Otsuka et al. | Evaluation of hovering thrust performance of shrouded rotors for multi-rotor UAVs to reduce weight | |
JP2020175713A (en) | Multi-rotor aircraft | |
Kirby | Aerodynamic Characteristics of Propeller-Driven VTOL Aircraft | |
van der Wall | Analytical Estimate of Rotor Controls Required for a Propeller Wake Disturbance Rejection |