JPH0321593A - Flying device of helicopter and adjusting device for center of gravity of the machine - Google Patents

Abstract

PURPOSE:To have stable flight by bearing a suspensive supporting member at a machine frame, suspending at it a power unit installing stationary table on which the power unit is placed, and coupling a rotor shaft with this power part. CONSTITUTION:A suspensive supporting member 4 is provided with a vertically stretching through-hole 3 for insertion of a rotor shaft 2 and is borne by a machine frame 1, and a power unit installing stationary table 8 on which a power unit 7 consisting of engine and transmission are placed, is suspended at this supporting member 4 with the aid of an upper support arm 5. A rotor shaft 2 inserted in this through-hole 3 is coupled with the output shaft of the power unit 7. At the lower part of the stationary table 8, a control rod 6 is installed to allow the table 8 to be inclined to the left or right, and is extended while penetrating a through-hole 14 provided in a crank arm 15, and a control lever 16 is coupled with the bottom of the extension part through a coupling member 18.

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、ヘリコプターの飛行システムとして、動力
部を機体フレームから軸着で懸吊して設けることによっ
て、ブレードのサイクリックピッチ変化をなくしたのと
、テコの原理を応用した機体構造とスライド機構によっ
て、ヘリコプターの重心を常に最適位置に位置せしめる
、機体重心調整装置に関するものである、ロケットを除
く総ての航空機の揚力は、翼と呼ばれる翼型より得られ
、ヘリコプターはその翼を回転させて飛行する航空機で
ある、 本発明は、このヘリコプターについて考案されたもので
、従来のヘリコプターは、第Ｉ図で示すように、翼に角
度を与えるためのピッチホーン（ｌ２）を設けた翼型を
、翼の縦軸とするフヱザリング軸（３４）に軸着して、
一枚の完成されたブレード（９）とし、このブレード（
９）を、第２図で示すように、ロークーシャフト（２）
の上部に設けられたローターヘッド（１　０）に取り付
け、さらに、ローターシャフト（２）にスワッシュプレ
ー｝（１　１）を軸着し、そのスワッシュプレー｝（ｌ
　ｌ）とブレード（９）のピッチホーン（ｌ２）をピッ
チチェンジロッド（１３）で連結してブレード（９）と
スワッシュプレート（ｌＩ）が連動するようにしておい
て、第３図で示すようにスワッシュプレート（１１）を
ロ〜ターシャフト（２）に添って上下にスライドさせ、
ブレード（９）に揚力発生角度を与えるコレクティブピ
ッチ変化のコント【Ｊ−ルリンケージ（３５）を設け、
さらに、第４図で示すように、ローターシャフト（２）
に対し、スワッシュプレート（１１）を任意の方位に傾
斜させ、ブレード（９）に推力を発生させる、サイクリ
ックピッチ変化のコントロールリンケージ（３６）を設
け、このサイクリックとコレクティブの二つのリンケー
ジをパイロットが操作して、ヘリコプターは飛行してい
る、詳しく説明すると、エンジンならびにトランスミッ
ションからなる動力部によってブレドを回転させながら
コレクティブピッチを与えると、ブレードに揚力が発生
し、ヘリコプタは離陸上昇し、さらに、サイクリックピ
ッチを与えると、ブレードの揚力に推力が加わり、ヘリ
コプターは水平飛行に転ずる、このような構造及びシス
テムによって飛行されている従来のヘリコプターは、航
空機のなかでもきわめて安定した航空機ではあるが、そ
の飛行理論を深く追及するに、二つの重大な問題点をか
かえて飛行されている、一っめの問題点は、機体フレー
ムｌ．：固定して設置された動力部に取り付けられたロ
ーターシャフト（２）に、軸着して取り付けられたスワ
ッシュプレー｝（１１）を傾斜させることで、ブレード
（９）に均一でない角度を生じさせ、それによって揚力
を推力に変換せしめている、ゆえにブレード（９）は、
一回転ｊる動きのなかで、コレクティブ与えられた角度
と複合して、第５図で示すように、（Ａ点からＢ点）最
大から中間、（Ｂ点からＣ点）中間から最小、（Ｃ点か
らＤ点）最小から中間、（Ｄ点からＡ点）中間から最大
と、異なる角度を超高速の連続回転のなかで繰り返させ
られているので、ブレド（９）の全構成郎は、想像を絶
する非常に大きな複合圧力を受け、ブレードの安全性を
大きく脅かしている、そのうえ、ヘリコプター独特のブ
レード回転騒音もこれに因している、また、ブレードの
形状を今日まで揚力効率の悪い竹トンボ形状であらしめ
たのも、この問題点が存在しているためであった、しか
も、第５図で示したように、各地点で角度が異なれば揚
力の不均衡が生じて飛行そのものが不可能であるが、実
際に何事も無く飛行しているのは、第６図で示すように
、揚力の不均衡をなくすため、弾力性のある素材によっ
て造られた、プレードヒンジ（３７）と呼ばれるブレー
ド自身のしなり構造と、第７図で示すように、機構とし
て設けられたフラッピングヒンジ（３８）によって、角
度の変化を滑らかに凋和させることによって、揚力を均
衡させているからであるが、やはり上記したようなブレ
ード（９）の運動形態は、より安全な飛行の確保に、大
きな不安と倚威を残しているものである、 もう一つの大きな問題点は、機体の重心に関するもので
あるが、機体重心の設定は安定した飛行を確保するため
に非常に重要な構造ポイントであり、製造各社は心血を
注いで最適重心確保の設計に取り組んでいて、第８図で
示すように、構造理論的にはブレード（９）を回転させ
るローターシャフト（２）の直Ｆが最も理想的位置であ
るが、重心の因となる重量には、機体の構成部品総てか
らなる固定重磁と、乗員や積載荷物及び燃料などからな
る一定してない変動重量の二つがあり、そのなかの変動
重量に問題があった、つまり、本来はローターシャフト
（２）の直下に設定されているはずの機体の最適重心が
、変動重量によってずれて位置し、その這心ずれのまま
飛行しているのが実状であるが、変動重量を考慮したと
ころの、これ以上ずれたら危険とする限界重心の範囲内
であるから何事もなく飛行しているものの、万に一つの
事故も許されない安全確保のためには、変動重晰も含め
た機体重心を、常にローターシャフトの（２）の直下に
位置されるべきで、もしも、限界重心ぎりぎりの状態の
ときに悪い条件が重なれば、機体は安定を失い墜落事故
を引き起こす大きな要因となっているものである、 本発明は、上記した従来梨式ヘリコプターのかかえる二
つの大きな問題点をなくするために考案されたもので、
まず始めに、飛行装置について説明ずると、従来型式の
ヘリコプターが、エンジンならびにトランスミッション
からなる動力部を機体フレームに固定して設置されてい
るのに対し、本発明のヘリコプターは、動力部を機体フ
レームから軸着で懸吊して支持するのを狙いとするもの
で、詳しく図面を用いて説明するならば、第９図で示す
ように、機体フレーム（１）に、ローターシャフト（２
）を挿通せしめる垂直方向の貫通孔（３）を設けた懸吊
支持部材（４）を軸着し、その、機体フレーム（１）に
軸着された懸吊支持部材（４）に、上郎ｊこ支持アーム
（５）を設け、下部にフントロールロッド（６）を設け
、さらに、エンジンならびにトランスミッションからな
る動力部（７）を載近した動力部設置固定台（８）を、
その、ｋ．部支持アーム（５）で軸着し、さらに、懸吊
支持部材（４）と動力部設置固定台（８）とによって機
体フレー・ム（！）から軸着製吊された動力部（７）に
、ブレード（９）をローターヘッド（ｌＯ）に取り付け
、さらに、スワッシュプレート（１　１）を軸着で装着
したローターシャフト（２）を、懸吊支持部材（４）に
設けた貫通孔（３）に挿通させて連結し、さらに、軸着
製吊された動力部固定台（８）を左右に傾斜させるため
、先端に貫通孔（１４）を設け、その、貫通孔０４）に
、動力部設置固定台（８）の下部に設けられているコン
トロールロッド（６）を挿通して位置させたクランクア
ーム（重５）を、機体フレーム（１）に軸着し、さらに
、袖着懸吊された動力部設置固定台（８）を前後に傾斜
させろため、機体フレーム（１）に軸着されたクランク
アーム（１５）に、コントロールレバー（１６）をビン
（ｌ７）で支着し、さらに、クランクアーム０５）に支
着されたコントａ−ルレバー（１６）と、コントロール
ロッド（６）の双方を、ピン（！７）と連結部材（ｌ８
）で支着連結せしめる、なお、クランクアーム（１５）
にコントロールレ１＜−（１　６）を支着するにあたっ
ては、第１０図で示すように、貫通孔（ｌ９）を設けた
コントロルレバー支持部材（２０）を、クランクアーム
（１５）と一体化して設け、その貫通孔（１９）にコン
トロールレバー（１６）を挿通させ、ビン（ｌ７）で支
着してもいっこうにかまわない、このように、本発明の
ヘリコプターの飛行装置は、機体フレーム（１）から動
力部（７）を軸着製吊して設けたのを、大きな特徴とす
るもので、その飛行に際しては、コントロールレバー（
１６）とクランクアーム（１５）、さらに、コントロー
ルロッド（６）によって、回転しているブレード（９）
を、動力部（７）ごと進行方向に傾けてやるだけで、揚
力と推力が同時に得られて水平飛行を実現させるので、
従来型式のヘリコプターのように、サイクリックピッチ
変化の必要をなくした、これによって次ぎのような多く
のおおきむ効果を奏するものである、第５図で示したよ
うに、ブレード（９）において、きわめて強引に繰り返
されていた、角度変化に伴う破壊圧力をなくし、ブレー
ド（９）の安全性を大きく高め、さらに、この発明のも
つとも狙いとするブレード（９）の形状を、揚力効率の
悪い竹トンボ型状から、第１１図で示すように、揚力発
生面積をより広して揚力を増大させたブレード（９）の
装着を可能にし、さらに、揚力効率が増大ずれば、ブレ
ード（９）の長さを短くすることができ、その短くなり
たぶんだけブレード（９）のローターシャフト（２）に
対するモーメントが小さくなり、モーメントが小さくな
れば動力部（７）をより小型化でき、さらに、小型にな
れば重屯が軽くなり、軽くなればさらに揚力が増大ずる
、このような一連の相乗効果によって揚力及び推力を大
きく増大せしめる事ができたものである、 次ぎに、もう一つの問題点である機体の最適重心のずれ
に関して説明するに、従来型式のヘリコプターは、一つ
の機体フレームに動力部をはじめ総ての機械装置を配置
設定しているから、設計で設定された機体重心の調整は
不可能であった、これに対し、本発明のヘリコプターは
、問題となる変動重量による機体最ａ重心のずれを、テ
コの原理を応用した機体構造と、それに加えたスライド
機構とによって調整されるようにしたもので、詳しく図
面をもって説明するならば、第１２図で示すように、機
体フレームを動力部懸吊フレーム（２２）と、乗員室フ
レーム（２３）とに分離して設け、動力部懸吊フレーム
（２２）における、動力部（７）の製吊支持点より後方
の任意の位置に、任意の範囲の前後スライド機構で乗員
室フレーム（２３）を取り付け、さらに、貫通孔（ｌ９
）を有するコントロールレバー支持部材（２０）を設置
した水平部位をはさんで前方と後方を折曲垂下し、そし
て、後方垂下辺のみ、ふたたび後方向き水平部位へと折
曲され、なおかつ、その後端郎には貫通孔（１４）を設
けてなる、クランクアーム（１５）を乗員室フレーム（
２３）に軸着し、さらに、その軸着されたクランクアー
ム（１５）の後部に設けられた貫通孔（１４）に、コン
トロールロッド（６）を挿通して位置させ、さらに、ク
ランクアーム（１５）の前方垂下部（３２）と、乗員室
フレーム（２３）の後方垂下部（３３）に、定滑車（２
．４）と（２５）を設け、その（２４）と（２５）の二
つの定滑車に、ロープやベルトまたはチェーンなどの伝
動部材（２６）を掛け渡して装着し、その伝動部材（２
６）とコントロールロッド（６）とを連結し、さらに、
クランクアーム０５）に設置されたコントロールレバー
支持部材（２０）の貫通孔（ｌ９）に、先端部に掴持機
構（３１）を設けたコトロールレバー（ｌ６）を挿通さ
せて位置し、ビン（ｌ７）で支着し、なおかつ、その掴
持機横で伝動部材（２６）を掴持させる、なお、コント
ロールレバー（ｌ６）をクランクアーム（＋５）に支着
するにあたっては、かならずしも貫通孔（ｌ９）を設け
たコントロールレバー支持部材（２０）によらずとも、
第■３図で示すように、単にピン（ｌ７）で支着するだ
けでも一向にかまわない、 このように、本発明のヘリコプターは、変動重墳による
機体重心のずれを！ＩＪＪ整出来ない従来のヘリコプタ
ーに対し、テコの原理を応用するフレーム機構によって
、第８図で示すように、機体重心の位置を、常に最適重
心点（２ｌ）とする、ローターシャフト（２）の直下に
位置せしめるもので、さらに詳しく説明すると、機体重
虫の大半を占める懸吊された動力部（７）と、変動重量
の発生源である乗員室フレーム（２３）とを、第１２図
で示すように、動力部懸吊フレーム（２２）の動力部製
吊支持点より後方の位置に、前後スライド機構で取り付
け、さらにその懸吊した動力部（７）と乗員室フレーム
（２３）が伝動部材（２６）によって連結されているの
で、機体に動力部懸吊点を支点とするテコの原理が生じ
、そのテコの原理とスライド機構とによって、動力部（
７）をはじめ各装置及び乗員など、機体の全重蛍の重心
をローターシャフト（２）の直下の最適重心点（２１）
に位置せしめられるものである、それから、伝動部材（
２６）がクランクアーム前方垂下部（３２）と、乗員室
後方乗下部（３３）とに設置された定滑車（２４）と（
２５）によって装着されているのは、スライド機構によ
るコントロールロッド（６）と伝動部材（２６）の連結
位置の移動に、伝動部材を回動させて対応させるためと
、コントロールレバー（１６）の前後の動きを、回動ず
る伝動部材（２６）の働きによってコントロールロッド
（６）に伝え、飛行をコントロールするために設けたも
のである、さらに、コントロールレバー（＋６）に掴持
機構（３１）を設けたのも、騎持を解除してスライド調
整を待ち、位置決定にともない再び伝動部材（２６）を
Ｍ持して、コントロールレバー（１６）の動きをコント
ロールロッド（６）に伝えるものである、それから、ク
ランクアーム（！５）は、コントロールレバー（ｌ６）
の左右の動きをコントロールロッド（６）に伝えて飛行
をコントロールするものである、 それから、スライド機構については、第ｌ２図で例示し
てはあるが、詳しく説明すると、動力部懸吊フレーム（
２２）を構成するフレーム材の型状に応じ、尚且つ遊緩
で合致する取り付け部材（２７）によって、乗員室フレ
ーム（２３）を、動力部懸吊フレーム（２２）に取り付
けておいてから、オネジを螺刻したネジ棒（２８）を動
力部懸吊フレーム（２２）に軸着し、そのネジ棒（２８
）に、乗員室フレーム取り付け部材（２７）と一体化し
て固定され、なおかつ、メネジ螺刻郎を内設した、乗員
室移動部材（２９）を螺着して取り付け、さらに、その
ネジ棒（２８）に歯車（３０）を取り付けておいて、そ
の歯車（３０）をハンドルなどのリンケージで操作回動
させ、乗員室フレーム（２３）を前後にスライドさせる
ものである、 また、掴待機構においても、第１２図で例示してあるが
、詳しく説明すると、ピン（１７）を支点としてコント
ロールレバーに交差連結されたアームによって、はさむ
ようにして掴持を実施解除するものである、 なお、この掴持機構とスライド機構においては例示した
以外にも幾つかの方法があるが、結果として、スライド
機構は、動力部フレームに対し乗員室フレームが前後に
スライドされ、掴持機構は、コントロールレバーが、伝
動部材を掴持及び解除をなすならば、その他の方式でも
一向にかまわない、 このように、本発明は、機体重心調整装置を機体構造に
組み入れて設けて収る、ヘリコプターであるから、乗員
をはじめ積載荷物や燃料などの変動重量によって、機体
の重心が最適重心点よりずれて位置しても、飛行に先立
って調整され、常に最適重心点をキープした飛行がなさ
れるので、墜落の危険性を少なくし、安全性を大きく向
上させたものである、 それから、テールロータ機構をはじめ内装や外装及び計
器などの図示説明は省略してある、また、従来型式のヘ
リコプターと同様に、ロターシャフト（２）にスワッシ
ュプレート（１１）を設けてあるのは、ブレード（９）
に角度を与える、コレクティブピッチ変化のためのみに
設けているもので、あらかじめ任意の角度を固定して設
けられたブレード（９）を装着するならば、スワッシュ
プレート（ｌ　ｌ）及びそのコント口ルリンケージは必
要としない、[Detailed Description of the Invention] This invention, as a helicopter flight system, eliminates the cyclic pitch change of the blades by suspending the power section from the fuselage frame with a pivot, and also utilizes the principle of levers. This is related to the aircraft center of gravity adjustment device, which uses the applied airframe structure and slide mechanism to always position the helicopter's center of gravity in the optimal position.The lift of all aircraft, except for rockets, is obtained from the airfoils called wings, and the helicopter is an aircraft that flies by rotating its wings. The present invention was devised for this helicopter. Conventional helicopters, as shown in Figure I, have pitch horns (l2 ) is attached to the feathering shaft (34), which is the longitudinal axis of the wing,
One completed blade (9), this blade (
9), as shown in Figure 2, the low-coupling shaft (2)
The swash plate }(l 1) is attached to the rotor head (1 0) provided on the upper part of the
l) and the pitch horn (l2) of the blade (9) are connected by the pitch change rod (13) so that the blade (9) and the swash plate (lI) are interlocked, as shown in Fig. 3. Slide the swash plate (11) up and down along the rotor shaft (2),
Collective pitch change control that gives lift generation angle to the blade (9) [J-le linkage (35) is provided,
Furthermore, as shown in Fig. 4, the rotor shaft (2)
In contrast, a cyclic pitch change control linkage (36) is provided to tilt the swash plate (11) in any direction and generate thrust to the blade (9), and these two linkages, cyclic and collective, are used as a pilot. To explain in detail, the power section consisting of the engine and transmission rotates the blades and applies a collective pitch, which generates lift on the blades and the helicopter takes off and ascends. When a cyclic pitch is applied, thrust is added to the lift of the blades, and the helicopter shifts to horizontal flight. Conventional helicopters, which are flown with this structure and system, are extremely stable aircraft among other aircraft, but When we delve deeper into the theory of flight, we find that there are two major problems during flight.The first problem is that the fuselage frame l. :By tilting the swash plate (11) which is attached to the rotor shaft (2) which is attached to the rotor shaft (2) which is fixedly installed, the blade (9) is made to have an uneven angle. , thereby converting lift into thrust. Therefore, the blade (9)
In the movement of one rotation, the collective angle is combined with the given angle, as shown in Figure 5, (from point A to point B) from the maximum to the middle, (from point B to point C) from the middle to the minimum, ( Since different angles are repeated in ultra-high-speed continuous rotation, from the minimum to the middle (from point C to point D) and from the middle to the maximum (from point D to point A), the entire composition of Blade (9) is The safety of the blades is greatly threatened by the unimaginable combined pressure, which is also responsible for the unique blade rotation noise of helicopters. The dragonfly shape was chosen because of this problem.Moreover, as shown in Figure 5, if the angles differ at each point, an imbalance of lift will occur, making flight itself impossible. However, as shown in Figure 6, what actually flies without incident is a blade called a plaid hinge (37), which is made of an elastic material to eliminate lift imbalance. This is because the lifting force is balanced by smoothing out changes in angle through its own bending structure and the flapping hinge (38) provided as a mechanism, as shown in Figure 7. However, the movement form of the blade (9) as described above causes great anxiety and pressure in ensuring safer flight. Another major problem is related to the center of gravity of the aircraft. However, setting the aircraft's center of gravity is a very important structural point to ensure stable flight, and manufacturing companies are working hard to design an optimal center of gravity, as shown in Figure 8. In terms of structure, the most ideal position is the straight F of the rotor shaft (2) that rotates the blades (9), but the weight that causes the center of gravity includes the fixed heavy magnets made up of all the components of the aircraft. , there were two variable weights that were not constant, consisting of passengers, cargo, fuel, etc., and there was a problem with the variable weight, which was originally supposed to be located directly below the rotor shaft (2). The reality is that the optimal center of gravity of the aircraft is shifted due to the fluctuating weight, and the aircraft is flying with the center of gravity misaligned.However, considering the fluctuating weight, there is a critical range of the center of gravity that would be dangerous if it deviated any further. However, in order to ensure safety and avoid any accidents, the center of gravity of the aircraft, including variable gravity, must always be located directly below the rotor shaft (2). However, if unfavorable conditions occur when the center of gravity is at the very edge of the critical center of gravity, the aircraft loses stability and is a major cause of a crash. It was devised to eliminate two major problems faced by
First of all, let's talk about the flight device.In contrast to conventional helicopters, where the power section consisting of an engine and transmission is fixed to the fuselage frame, the helicopter of the present invention has the power section fixed to the fuselage frame. The aim is to suspend and support the rotor shaft (2) on the aircraft frame (1), as shown in Figure 9 using a drawing.
) is attached to the suspension support member (4) having a vertical through hole (3) through which the suspension support member (4) is attached. A support arm (5) is provided, a hunt roll rod (6) is provided at the bottom, and a power unit installation fixing base (8) on which a power unit (7) consisting of an engine and a transmission is mounted nearby.
The, k. A power unit (7) is attached to a shaft by a support arm (5), and is further suspended from the aircraft frame (!) by a suspension support member (4) and a power unit installation fixing base (8). Then, the blades (9) are attached to the rotor head (lO), and the rotor shaft (2), on which the swash plate (11) is attached by a pivot, is attached to the through hole (3) provided in the suspension support member (4). ), and in order to tilt the power part fixing base (8) suspended from the shaft to the left and right, a through hole (14) is provided at the tip, and the power part is inserted into the through hole (04). The crank arm (weight 5), which is positioned by inserting the control rod (6) provided at the bottom of the installation fixing base (8), is pivoted to the fuselage frame (1), and the armrest is suspended. In order to tilt the power unit installation fixing base (8) back and forth, the control lever (16) is supported by a pin (l7) on the crank arm (15) which is pivoted on the fuselage frame (1), and the crank Both the control lever (16) supported on the arm 05) and the control rod (6) are connected to the pin (!7) and the connecting member (l8).
), and the crank arm (15)
In order to support the control lever 1<-(16), as shown in Fig. 10, a control lever support member (20) provided with a through hole (19) is integrated with the crank arm (15). The control lever (16) may be inserted into the through hole (19) and supported by the pin (17).In this way, the helicopter flight device of the present invention has a fuselage frame (1). Its major feature is that the power unit (7) is suspended from a shaft, and when flying, the control lever (7)
16), the crank arm (15), and the blade (9) being rotated by the control rod (6).
By simply tilting the entire power section (7) in the direction of travel, lift and thrust can be obtained at the same time, achieving horizontal flight.
In the blade (9), as shown in Figure 5, there is no need for cyclic pitch changes as in conventional helicopters, and this has many great effects such as: It eliminates the breaking pressure associated with angle changes, which was extremely repeated, and greatly increases the safety of the blade (9).Furthermore, the shape of the blade (9), which is the aim of this invention, was changed from bamboo, which has poor lift efficiency. Due to the dragonfly shape, as shown in Figure 11, it is possible to install a blade (9) with a wider lift generation area and increased lift.Furthermore, if the lift efficiency increases, the blade (9) can be installed The length can be shortened, and the moment of the blade (9) relative to the rotor shaft (2) is reduced to the extent that the length is shortened, and if the moment is reduced, the power section (7) can be made smaller, and furthermore, the moment can be made smaller. If this were the case, the weight would become lighter, and if the weight was reduced, the lift would further increase.This series of synergistic effects made it possible to greatly increase the lift and thrust.Next, there is another problem. To explain the deviation of the optimal center of gravity of the aircraft, in conventional helicopters, all mechanical devices including the power section are arranged in a single fuselage frame, so it is impossible to adjust the center of gravity set in the design. However, in the helicopter of the present invention, the problematic shift of the aircraft's center of gravity due to fluctuating weight can be adjusted using an airframe structure that applies the lever principle and a slide mechanism added to it. To explain this in detail with reference to drawings, as shown in Fig. 12, the fuselage frame is separated into a power section suspension frame (22) and a passenger compartment frame (23), and the power section suspension frame is The passenger compartment frame (23) is attached to an arbitrary position behind the suspension support point of the power section (7) on the suspension frame (22) by a longitudinal sliding mechanism within an arbitrary range, and the through hole (l9
) The control lever support member (20) having a control lever support member (20) is bent at the front and rear and hangs down across the horizontal part, and only the rear hanging side is bent again to the horizontal part facing backward, and the rear end is bent. The crank arm (15) is provided with a through hole (14) in the passenger compartment frame (
Further, the control rod (6) is inserted and positioned through the through hole (14) provided at the rear of the crank arm (15) which is pivotally attached to the crank arm (15). ) and the rear hanging part (33) of the passenger compartment frame (23).
．． 4) and (25) are provided, and a transmission member (26) such as a rope, belt, or chain is installed by spanning the two fixed pulleys (24) and (25).
6) and the control rod (6), and further,
A control lever (l6) having a gripping mechanism (31) at its tip is inserted into a through hole (l9) of a control lever support member (20) installed on a crank arm (05). l7), and the transmission member (26) is gripped next to the gripper. In addition, when supporting the control lever (l6) on the crank arm (+5), it is necessary to make the through hole (l9) Even without the control lever support member (20) provided,
As shown in Figure 3, there is no problem with simply supporting the pin (l7).In this way, the helicopter of the present invention can prevent the center of gravity of the aircraft from shifting due to the variable weight. As shown in Figure 8, the rotor shaft (2) of the rotor shaft (2) always keeps the center of gravity of the aircraft at the optimum center of gravity (2l), as shown in Figure 8, by using a frame mechanism that applies the principle of levers for conventional helicopters that cannot perform IJJ adjustment. To explain in more detail, the suspended power section (7), which is located directly below the aircraft, and the crew cabin frame (23), which is the source of fluctuating weight, are shown in Figure 12. As shown, the power unit suspension frame (22) is attached to a position behind the power unit suspension support point using a front-back sliding mechanism, and the suspended power unit (7) and the passenger compartment frame (23) are connected to each other for transmission. Since they are connected by the member (26), a lever principle occurs in the fuselage with the power part suspension point as a fulcrum, and the lever principle and the slide mechanism cause the power part (
7), each device, and the crew, the center of gravity of the aircraft is located at the optimal center of gravity (21) directly below the rotor shaft (2).
The transmission member (
26) is a fixed pulley (24) installed in the front hanging part of the crank arm (32) and the rear passenger compartment part (33).
25) is installed in order to rotate the transmission member to correspond to the movement of the connection position between the control rod (6) and the transmission member (26) by the slide mechanism, and to rotate the control lever (16) back and forth. This movement is transmitted to the control rod (6) by the action of the rotating transmission member (26) to control the flight.Furthermore, a gripping mechanism (31) is attached to the control lever (+6). What is provided is to release the grip, wait for the slide adjustment, and once the position is determined, hold the transmission member (26) again in the M position to transmit the movement of the control lever (16) to the control rod (6). , the crank arm (!5) is the control lever (l6)
The slide mechanism is shown as an example in Figure 12, but to explain it in detail, the power section suspension frame (
After attaching the passenger compartment frame (23) to the power unit suspension frame (22) using an attachment member (27) that loosely matches the shape of the frame material constituting the frame member (22), A threaded rod (28) with a male thread is attached to the power unit suspension frame (22), and the threaded rod (28) is
), the passenger compartment moving member (29), which is fixed integrally with the passenger compartment frame attachment member (27) and has a female screw thread inside, is screwed and attached, and the threaded rod (28) ), and the gear (30) is operated and rotated by a linkage such as a handle to slide the passenger compartment frame (23) back and forth. , as illustrated in FIG. 12, but to explain in detail, the grip is performed and released in a pinching manner by arms cross-connected to the control lever with the pin (17) as a fulcrum. There are several methods for the mechanism and slide mechanism other than those illustrated, but as a result, in the slide mechanism, the passenger compartment frame slides back and forth with respect to the power unit frame, and in the grip mechanism, the control lever There is no problem with other methods as long as the members are gripped and released.In this way, the present invention is a helicopter in which the center of gravity adjustment device is incorporated into the fuselage structure, so it is safe for the crew and others. Even if the center of gravity of the aircraft deviates from the optimal center of gravity due to fluctuating weight of cargo, fuel, etc., it will be adjusted prior to flight and will always fly at the optimal center of gravity, reducing the risk of a crash. Furthermore, illustrations and explanations of the tail rotor mechanism, interior, exterior, and instruments are omitted.Also, like conventional helicopters, the rotor shaft (2 ) is provided with a swash plate (11) on the blade (9).
It is provided only to change the collective pitch by giving an angle to the swash plate (l l) and its control port. no linkage required,

【図面の簡単な説明】[Brief explanation of the drawing]

第ｌ図から第８図までは従来形式のヘリコプタ関連を図
示したものである 第９図から第１３図までは本発明のヘリコプターについ
て図示したものである、 第！図はブレードの構造を示した斜視図第２図は、ロー
ターシャフトにブレードとスワッシュプレートを装着せ
しめたのを示す斜視図第３図は、スワッシュプレートを
ローターシャフトに添って上下にスライド凋整する、コ
レクティブピッチ変化のコントロールリンケージを示し
た斜視図 第４図は、スワッシュブレ＝一トをローターシャフトに
対し前後左右に傾ける、サイクリックビッヂ変化のコン
トロールリンケージを示した斜視図 第５図は、サイクリックピッチを受けたブレドの一回転
における角度の変化を示した斜視図第６図は、ブレード
のしなり状態を、回転時と静止時で示した斜視図 第７図は、機構として設けたしなり、つまりフラッピン
グヒンジ機構を示した斜視図 第８図は、ローターシャフトの直下に位置されるヘリコ
プターの機体における最適重心点を示した側面図 第９図は、本発明におけるヘリコプターの飛行装置たる
、機体の機構及び構造を示した斜視図第ＩＯ図は、コン
トロールレバーを、クランクアームに設けたコントロー
ルレバー支持部材によって取り付けたのを示した斜視図 第Ｉ１図は、ブレードの形状を竹トンボ型ではなく、扇
風機やスクリュウの羽根のように、より大きく設けたの
を示した平面図 第１２図は、本発明におけるヘリコプターの重心調整装
置となす、機体の機構及び構造を示した斜視図 第１３図は、コントロールレバーをピンによって直接ク
ランクアームに支着したのを示した斜視図 （＋） （３） （４） （５） （６） 機体フレーム　　（２〉　ロータシャフト動力部懸吊支
持部材の貫通孔 動力部懸吊支持部材 動力部設置固定台の懸吊支持アーム 動力部設置固定台の下部に設けたコントロールｄツド （７）エンジンならびにトランスミッシ３ンからなる動
力部 動力部設置固定台 ブレード　　　（ＩＯ）ロータヘッド スワッシュプレート ピッヂホーン ピッチチェンジロッド クランクアーム後端の貫通孔 クランクアーム コントロールレバ・−　（１７）ピン コントロールレバーとコントロールロ ッドの連結部材 コントロールレバー支持部材の貫通孔 コントロールレバー支持部材 機体最適重心 動力部懸吊フレーム 乗員室フレーム 前方定滑車　　（２５）後方定滑車 ロープ及びチェンやベルトなどの伝動 部材 （Ｉ９） （２０） （２１） （２２） （２３） （２４） （２６） （８） （９） （重　重） （Ｉ２） （１３） （＋４） （１５） （１６） （１８） （２７） （２８） （２９） （３０） （３１） （３２） （３３） （３４） （３５） （３６） （３７） （３８） （Ａ） （Ｂ） （Ｃ） （Ｄ） 乗員室フレームを動力部懸吊フレーム に遊緩で取り付ける、取り付け部材 オネジを螺刻したネノ棒 ネジ棒の回動によって乗員室フレーム を前後に移動せしめる移動部材 ネジ棒に取り付けられた歯車 コントロールレバーの先端に設けた、 掴持機横 クランクアームの前方垂下部 乗員室フレームの後方垂下部 フェザリング軸 コレクティブピッヂ変化のリンケージ サイクリックピッチ変化のリンケージ ブレードヒンジ フラッピングヒンジ機構 変化する角度の最大点 変化する角度の中間点 変化する角度の最小点 変化する角度の中間点Figures 1 to 8 illustrate the conventional type of helicopter. Figures 9 to 13 illustrate the helicopter of the present invention. Figure 2 is a perspective view showing the structure of the blade. Figure 2 is a perspective view showing the blade and swash plate attached to the rotor shaft. Figure 3 is the swash plate sliding up and down along the rotor shaft. FIG. 4 is a perspective view showing a control linkage for collective pitch change. FIG. Figure 6 is a perspective view showing the change in angle in one rotation of the blade subjected to cyclic pitch. Figure 6 is a perspective view showing the bending state of the blade when rotating and at rest. FIG. 8 is a perspective view showing the bending or flapping hinge mechanism; FIG. 8 is a side view showing the optimal center of gravity of the helicopter body located directly below the rotor shaft; FIG. Figure IO is a perspective view showing the mechanism and structure of the barrel and the fuselage. Figure I1 is a perspective view showing the control lever attached by a control lever support member provided on the crank arm. FIG. 12 is a plan view showing that the blades are larger, like the blades of an electric fan or screw, rather than a mold, and FIG. Figure 13 is a perspective view showing that the control lever is directly supported on the crank arm by a pin (+) (3) (4) (5) (6) Airframe frame (2> Rotor shaft power section suspension support member) Through hole Power part suspension support member Suspension support arm of power part installation fixing base Control d-tude (7) installed at the bottom of power part installation fixing base Power part consisting of engine and transmission 3 Power part installation fixing base Blade (IO) Rotor head swash plate Pidgehorn Pitch change rod Through hole at rear end of crank arm Crank arm control lever - (17) Pin Control lever and control rod connection member Through hole in control lever support member Control lever support member Aircraft Optimal center of gravity Power unit suspension frame Crew compartment frame Front fixed pulley (25) Rear fixed pulley rope and transmission members such as chains and belts (I9) (20) (21) (22) (23) (24) (26) ( 8) (9) (Heavy Heavy) (I2) (13) (+4) (15) (16) (18) (27) (28) (29) (30) (31) (32) (33) (34 ) (35) (36) (37) (38) (A) (B) (C) (D) Loosely attach the passenger compartment frame to the power unit suspension frame. The front hanging part of the horizontal crank arm of the gripping machine The feathering shaft of the rear hanging part of the passenger compartment frame is installed at the tip of the gear control lever attached to the threaded rod of the moving member that moves the passenger compartment frame back and forth by the rotation of the rod. Collective pidge linkage Cyclic pitch linkage Blade hinge Flapping hinge mechanism Maximum point of angle change Midpoint of angle change Minimum point of angle change Midpoint of angle change

Claims (1)

【特許請求の範囲】 １、機体フレーム（１）に、垂直方向の貫通孔（３）を
設けた懸吊支持部材（４）を軸着し、その軸着された懸
吊支持部材（４）に、動力部（７）を載置した動力部設
置固定台（８）を軸着懸吊し、さらに、懸吊支持部材（
４）と動力部設置固定台（８）によって機体フレーム（
１）から軸着製吊された動力部（７）に、ローターシャ
フト（２）を、懸吊支持部材（４）の貫通孔（３）に挿
通させて取り付けたのを特徴とするヘリコプターの飛行
装置、 ２、機体フレームを、懸吊支持部材（４）によって動力
部（７）を軸着懸吊した、動力部懸吊フレーム（２２）
と乗員室フレーム（２３）とに分離して設け、動力部懸
吊フレーム（２２）の、動力部（７）の製吊支持点より
後方の任意の位置に、任意の範囲の前後スライド機構で
乗員室フレームを取り付け、そして掴持機構（３１）を
設けたコントロールレバー（１６）を支着し、なおかつ
、コントロールロッド（６）を貫通孔（１４）に挿通し
て位置させたクランクアーム（１５）を乗員室フレーム
（２３）に軸着し、そして、その軸着されたクランクア
ームの前方垂下部（３２）と乗員室フレームの後方垂下
部（３３）とに定滑車（２４）と（２５）を設置して伝
動部材（２６）を装着し、さらに、その伝動部材（２６
）とコントロールロッド（６）を連結し、さらにまた、
伝動部材（２６）をコントトロールレバー（１６）の掴
持機構（３１）で掴持したのを特徴とするヘリコプター
の機体重心調整装置[Claims] 1. A suspension support member (4) having a vertical through hole (3) is pivoted to the fuselage frame (1), and the suspension support member (4) is pivoted to the body frame (1). The power unit installation fixing base (8) on which the power unit (7) is placed is suspended from the shaft, and the suspension support member (
4) and the power unit installation fixing stand (8) to attach the fuselage frame (
Flight of a helicopter characterized in that the rotor shaft (2) is inserted into the through hole (3) of the suspension support member (4) and attached to the power unit (7) suspended from the shaft from 1). Device: 2. A power unit suspension frame (22) in which the power unit (7) is pivoted and suspended from the aircraft frame by a suspension support member (4).
and the passenger compartment frame (23), and the power part suspension frame (22) is provided with a longitudinal sliding mechanism in an arbitrary range at any position behind the suspension support point of the power part (7). A crank arm (15) to which a passenger compartment frame is attached, supports a control lever (16) provided with a gripping mechanism (31), and has a control rod (6) inserted through a through hole (14) and positioned therein. is pivoted to the passenger compartment frame (23), and fixed pulleys (24) and (25) are attached to the front hanging part (32) of the pivoted crank arm and the rear hanging part (33) of the passenger compartment frame. and attach the transmission member (26), and then attach the transmission member (26).
) and the control rod (6), and furthermore,
A device for adjusting the center of gravity of a helicopter, characterized in that a transmission member (26) is gripped by a gripping mechanism (31) of a control lever (16).