JPH04169397A

JPH04169397A - 飛行船

Info

Publication number: JPH04169397A
Application number: JP2292128A
Authority: JP
Inventors: Sosuke Omiya; 大宮　壮介
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1990-10-31
Filing date: 1990-10-31
Publication date: 1992-06-17
Also published as: GB2250007B; GB9119583D0; GB2250007A; US5240206A

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。

Description

【発明の詳細な説明】（産業上の利用分野）本発明は、飛行船に関し、更に詳細には、アクロバット
飛行が可能な飛行船に関するものである。

（従来の技術）飛行船は、ヘリウム等の軽い機体を入れたガス責に推進
機を付けて空中移動を自由にした乗り物であり、本来、
航空機としての人員物資の輸送、地上・海上交通状況や
公害・保安等の空中での監視・管制、報道等を目的とす
る撮影のためのプラットホーム、災害時の救援、農林業
での薬剤の散布、あるいは水産、畜産での魚・獣類の探
索・監視等に使用するために開発されたものであるが、
ラジオコントロール等の無人小型飛行船は、上記目的の
他、屋外・室内でのエキシビジョン用として、遊戯具も
しくは玩具として用いられるようになってきた。なお、
飛行船としては、内部の機体を加圧して形状を保つガス
嘗を機体とする軟式船と、複数個の半膨張ガス嚢を籠状
の骨組み構造の機体内に配置した硬式船とがある。

（発明が解決しようとする課題）しかしながら、従来の飛行船は、単に、直進や偏向等が
行えるだけであり、機首の上方への転回（ピッチ運動）
や、左もしくは右からの機体の捻転（ロール）を迅速に
行うことができず、特に完全に１回転するロールや宙返
り等のアクロバット飛行ができず、エキシビジョン用き
しては物足りないものであった。

そこで、本発明は、単に、直進や偏向等が行えるだけで
なく、特に完全ロールや宙返り等のアクロバット飛行を
、複雑な制御機構を用いずに行うことができる飛行船を
提供することを目的、とするものである。

（課題を解決するための手段）本発明の飛行船は、全長対最大径の比が０．７５〜３．
５の間で、機体軸を含む水平・垂直両断面で静力学的・
動力学的にほぼ対称に形成された機体、この機体に設け
られ、浮揚ガスが充填されたガス嚢、機体の全長の２０
％より前方の位置で、両側部に各１個ずつ合計２細膜け
られ、機体の推進と、ヨー、ピッチ、ロール角の制御と
を行う推進・姿勢制御手段、および合計面ｍＡが、機体
の容積をＱとしたとき、Ｑ　、　　ｌ　ｘ　Ｑ　２／３≦Ａ≦Ｑ　、　　５　Ｘ
Ｑ　２／９の範囲にある外部尾翼を備えていることを特
徴とするものである。

上記推進・姿勢制御手段は、チルト機構と推力を正逆方
向に切り換える切換機構とを持つ可逆推進機で４１１！
成するか、コレクティブ・ピッチ・コントロール機構と
サイクリック・ピッチ・コントロール機構とを持つヘリ
コプタ・ロータで構成すればよい。

本発明の飛行船において、全長対最大径の比を０．７５
〜３．５としたのは、従来の軟式飛行船の上記比が約４
以上、硬式飛行船のそれが約７〜８と大きく、機体形状
が長いため、ピッチ・ヨー方向の慣性モーメントが大き
く、鈍重であったため、上記のように全長対最大径の比
をして上記慣性モーメントを小さくするためである。

また、本発明の飛行船において、機体を、機体軸を含む
水平・垂直両断面で静力学的・動力学的にほぼ対称に形
成したのは次の理由による。

すなわち、従来の飛行船においては、機体軸を含む垂直
断面に関しては静力学的・動力学的にほぼ対称に形成さ
れているが、機体軸上にある浮心と機体下のゴンドラ近
くに位置する機体重心との距離が大きいため、更にピッ
チ、ロール方向の慣性モーメントが大きいため、上述の
ように機首の上方もしくは下方へのピッチ運動や、右も
しくは左からの機体のロール運動を迅速に行えない。ま
た、同様の理由により、例えば機首上げを行ったときや
機体ロール角の変位が生じたときの機体重心の上方への
持ち上がりにより、該重心が浮心の直下から離れ、これ
によって発生する機体への復元モーメントが大きなもの
であり、通常の飛行船の推進機や飛行によ、で得られる
空力では、この復元力に打ち勝つことができず、完全１
回転のロール運動や宙返りができなかった。特に、飛行
船が空中静止している状態から宙返りに入る場合を考え
ると、宙返り中、機体重心の円運動の半径がほとんど無
く、かつ、宙返り中の速度が低いので、遠心力の助けが
ないため、宙返りの途中で、背面の姿勢から正常状態の
姿勢に戻ろうとし、宙返りが完結しない。この現象をフ
サル（臥さる）と呼ぶ。

そこで、本発明の飛行船においては、機体の浮心と重心
の間の距離をできるだけ小さくし、機体を、機体軸を含
む水平・垂直両断面においても静力学的・動力学的にほ
ぼ対称にして、運動性能を向上させ、完全１回転のロー
ルや宙返りができるようにしたのである。具体的には、
重心位置は、浮心から下方にガス嘉最大半径の２０％ま
での間に設定するのが望ましい。

機体の重心と浮心との間の距離の他に、フサリ易さに大
きな影Ｗを持つのが、安定板としての外部尾翼の面積で
ある。尾翼面積が大きくなると、ロールと、ピッチの動
的な安定性が増す（時定数が長くなる）結果、宙返り中
にフサリ難くなる。

なお、尾翼面積を大きくし過ぎると、機体重量が増すだ
けでなく、ピッチ安定性が大きくなり過ぎ、宙返りが逆
にしずらくなる。

そこで、本発明においては、上記したように、外部尾翼
の合計面積Ａを、機体の容積をＱとしたとき、Ｑ　、　　ｌ　ｘ　Ｑ　２／＠≦Ａ≦Ｑ　、　　５　Ｘ
Ｑ　２／３の範囲にあるよるに設定した。

（作　用）以上のＭ４或の本発明の飛行船においては、通常の飛行
時に必要な機体のピッチ、ヨー、ロール角の制御は、次
のようにして行われる。

先ず、ピッチ角の制御について説明すると、このピッチ
角の制御は、左右の推進・姿勢制御手段が、コレクティ
ブ・ピッチ・コントロール機構とサイクリック・ピッチ
・コントロール機構とを持つヘリコプタ・ロータ（以下
、単にヘリコプタ・ロータと称することがある）で構成
されている場合には、機体の上下方向へモーメントが生
ずるように、両ロータのブレードのサイクリック・ピッ
チ制御で行われ、チルト機構を備えた可逆推進機で構成
された場合には、可逆推進機の軸の方向をチルト８！構
で同時に偏向させることにより行われる。このピッチ角
の制御を継続して行えば、飛行船に、アクロバット飛行
技の中で１番困難な宙返りを行わさせることができる。

また、ヨー角の制御は、上記可逆推進機では、左右の可
逆推進機をチルトさせずに前方を向かせた状態で、推力
方向をヨー角の方向に従って左右互いに正逆切り変える
ことにより行い、一方、ヘリコプタ・ロータの場合には
、機体の横方向へモーメントが生ずるように、サイクリ
ック・ピッチ制御を行えばよい。

更に、ロール角の制御は、可逆推進機では、左右の可逆
推進機を一方が下方に、他方が上方に向くように互い違
いに偏向させてロール方向と転回の速さを制御する方法
以外に、左右の可逆推進機を、両方が上方または下方を
向くように偏向させて、推力方向を左右の可逆推進機で
逆にする方法があり、ヘリコプタ・ロータでは、左右の
ロータの主軸トルクに差ができるように、コレクティブ
ピッチを変えて、機体ロール方向のモーメントを得れば
よい。このような制御により、本飛行船においては、高
出力の推進機を用いることなく、従って、飛行船のエネ
ルギ効率の良い長所を維持しつつ、また、複雑な制御機
構を用いることなく、運動性能を改善することができる
。

なお、通常の航空機すなわち固定翼機およびヘリコプタ
は、上下が逆さになっているときに、上方へ機体を支え
るための揚力が無いか、もしくは小さく、このため、宙
返りに入る前に大きな初速を付け、宙返り中も高い速度
を極力維持し、これによる遠心力で、背面状態の機体重
量を支えなければならず、従って、宙返り等のアクロバ
ット飛行を行うためには、大きな円運動を行うための広
い空間が必要となるが、本飛行船においては、背面状態
の機体重量は、機体浮力によって支えられ、遠心力を必
要としないので、小さな円弧での宙返りを行うことがで
き、したがって、エキシビジョン用として広い空間を必
要としない。

（実施例）以下、添付図面を参照しつつ、本発明の好ましい実施例
による飛行船について詳細に説明する。

第１図ないし第３図は、それぞれ本発明の実施例による
軟式飛行船の平面図、正面図、左側面図である。

これらの図において、符号１は、外形が、回転楕円形状
をなし、機体軸Ｘを含む水平・垂直面で静力学的・動力
学的にほぼ対称に形成された飛行船の機体１を示す。す
なわち、機体１の重心位置は、浮心から下方に機体（ガ
スＩＩ）最大半径の２０％までの間に設定するのが望ま
しい。上記機体形状は、回転楕円体の回転軸が前後方向
にある場合の他、左右方向、または上下方向にある場合
で、上下または左右に偏平な場合も含むものとする。

また、上記機体ｌの全長対最大径の比は、機体の慣性モ
ーメントを小さくして、制御性を向上させるため、従来
の飛行船の全長対最大径の比が４以上であったものを、
０．７５ないし３．５の間に設定されている。上記機体
１には、内部にヘリウム等の浮揚ガスを充填したガスＭ
２が設けられている。機体１の左右側部には、ペイロー
ド・ベイ３が分割された状態で設けられている。通常の
飛行船においては、ガス貴２の下にペイロード・ベイ３
を設けることにより、重心を下げ、−ロール、ピッチに
対して機体１の静力学的安定化を図っているが、その反
面、機体の制御性が悪くなる。しかるに、上述のように
、機体１を軸対称に形成すれば、その制御性が改善され
、また、後に説明する制御によって機体１の安定化を図
ることも可能になる。上記ペイロード・ベイ３は、左右
に分割することなく、一方のみとし、他方にカウンタバ
ランスを設けることもでき、またこのペイロード・ベイ
３は、機体１の上下に、あるいは機体１の重心に設ける
こともできる。このように、ペイロード・ベイ３の配置
を変化させる場合には、上述した水平・垂直両面での静
力学的・動力学的な対称性を大きく損なわないようにす
ることが必要である。

機体１の推進および姿勢制御のため、上記機体１の左右
側部であって、機体１の前方２０％以内の位置には、そ
れぞれチルト機構４．５を介して可逆推進機（以下、単
に推進機と呼ぶ）６．７が設けられている。このように
推進機６．７を機体１の前方２０％以内の位置に配置す
る理由は、推進機６．７の配置位置（すなわち制御力の
作用点）を重心、浮心、空力中心位置からできるだけ離
れた前方に偏位させ、姿勢制御モーメントのアームの拡
大を図り、機体の負荷慣性モーメントの大きい飛行船の
、特に、空力外乱の影曽も大きい低速域でのピッチ、ヨ
ー、ロールの姿勢角の制御を効率よく行わさせるためで
ある。この推進８！６．７は、上記チルト機構４．５に
よって、水平面内において機体軸Ｘに対して直角に延び
る軸８．９を中心としてチルト（偏向）可能になってい
る。

上記推進機６．７は、図示はしていなが、それぞれ独立
してその推力の強弱および向き（正・逆方向）を変える
制御機構を備えている。この制御機構は、従来から知ら
れている構成のものであってよいので、これ以上の詳細
な説明は省略する。

更に、上記機体１の後部周囲には、安定板のみで構成さ
れた水平および垂直外部尾翼１０．１１が設けられてい
る。この外部尾翼１０．１１は、それらの面積重心位置
が機体後方３０％以内に位置するように配置されており
、またそれらの合計面積へが、機体ｌの容積をＱとした
場合、次の式の範囲となるよう設定されている。

Ｑ　、　　ｌ　ｘ　Ｑ　２／３≦Ａ≦Ｑ　、　　５　ｘ
　Ｑ　２／８上記のように、外部尾［１０，１１を設定
したのは、制御性と安定性のバランスを考慮したためで
あり、特に面積を上記のように設定したのは、外部尾Ｎ
１０、工１の合計面積Ａが、（）、１ＸＱ２′８より小
さな場合には、上記したように、宙返りをする際にフサ
リが生じやすくなり、また０゜５ＸＱ”’より大きいと
きには、フサリ難くはなるが、機体重量が大きくなるば
かりでなく、ピッチ安定性が大きくなりすぎ、逆に宙返
りがしずらくなってしまうからである。

次に、上記構成を有する飛行船の姿勢角の制御について
説明する。

先ず、ピッチ角の制御について説明すると、このピッチ
角の制御は、推進機６．７をチルト機構４．５で同時に
、例えば第４図に想像線で示したように偏向させ、その
推力Ｓを矢印方向すなわち斜め下方に向けることにより
行われる。このピッチ角の制御を継続して行えば、飛行
船に、アクロバット飛行技の中で１番困難な宙返りを行
わさせることができる。宙返りの半径を小さくするには
、推力の方向を垂直下方、更には前方下方に向ければよ
い。また、ヨー角の制御は、左右の推進機６．７をチル
トさせずに前方を向かせた状態で、推力方向をヨー角の
方向に従って左右互いに正逆切り変えることにより行う
ことができる。更に、ロール角の制御については、左右
の推進機６．７を一方が下方に、他方が上方に向くよう
に互い違いに偏向させてロール方向と転回の速さを制御
する方法以外に、左右の推進機を、両方が上方または下
方を向くように偏向させて、推力方向を左右の推進機で
逆にする方法がある。

なお、以上説明したチルト機構４．５等の制御は、地上
から無線等によって遠隔制御が可能な操作機構１２によ
って行われるものとする。

以上説明した実施例においては、推進・姿勢制御手段と
して、チルト機能を備えた可逆推進機を用いたが、コレ
クティブ・ピッチ・コントロール機構とサイクリック・
ピッチ・コントロール機構とを持つヘリコプタ・ロータ
を用いてもよい。この場合には、ピッチ角の制御は、機
体の上下方向へモーメントが生ずるように、両ロータの
ブレードのサイクリック・ピッチ制御で行われ、また、
ヨー角の制御は、機体の横方向へモーメントが生ずるよ
うに、サイクリック・ピッチ制御を行えばよく、更に、
ロール角の制御は、左右のロータのトルクに差ができる
ように、コレクティブピッチを変えて、機体ロール方向
のモーメントを得ればよい。

（発明の効果）以上詳述した本発明の飛行船は、軸対称機体としたので
、制御による即応性が増し、限られた狭い空間でのアク
ロバット飛行を可能にし、機体構造がシンプルで必要な
安定性を保ち、同時に信頼性が高く、特に重量的に困難
な超小型飛行船に向き、また、姿勢制御に推進パワーを
直接使うため、大きなパワー源を新たに必要とせず、更
に、機体の補強が高出力のスラスタを設ける場合に比し
て僅少で済む、等の効果を奏することができ、それによ
って、エネルギ効率の良い飛行船の長所を維持しつつ、
その運動性能を改善し、結果的に運行コストの軽減と耐
候性の向上を図り、遠隔操縦の小型飛行船を室内遊戯具
として実現することもできる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明の実施例による飛行船の平面図、第２図は、上記飛行船の正面図、第３図は、上記飛行船の左側面図、１４図は、上記飛行船でのピッチ角制御を説明するため
の側面図である。１　　機体２　　ガス責３　　ペイロード・ペイ４．５　　自動チルト機構６．７　　推進機１０．１１　−外部尾翼１２−操作機構

Claims

【特許請求の範囲】

（１）全長対最大径の比が０．７５〜３．５の間で、機
体軸を含む水平・垂直両断面で静力学的・動力学的にほ
ぼ対称に形成された機体、この機体に設けられ、浮揚ガ
スが充填されたガス嚢、機体の全長の２０％より前方の
位置で、両側部に各１個ずつ合計２個設けられ、機体の
推進と、ヨー、ピッチ、ロール角の制御とを行う推進・
姿勢制御手段、および合計面積Ａが、機体の容積をＱと
したとき、０．１×Ｑ＾２＾／＾３≦Ａ≦０．５×Ｑ＾
２＾／＾３の範囲にある外部尾翼を備えていることを特
徴とする飛行船。
（２）前記推進・姿勢制御手段が、チルト機構と、推力
を正逆方向に切り換える切換機構とを持つ可逆推進機で
あることを特徴とする請求項第１項記載の飛行船。
（３）前記推進・姿勢制御手段が、コレクティブ・ピッ
チ・コントロール機構とサイクリック・ピッチ・コント
ロール機構とを持つヘリコプタ・ロータであることを特
徴とする請求項第１項記載の飛行船。