JPH04169398A - Airship - Google Patents
AirshipInfo
- Publication number
- JPH04169398A JPH04169398A JP29212990A JP29212990A JPH04169398A JP H04169398 A JPH04169398 A JP H04169398A JP 29212990 A JP29212990 A JP 29212990A JP 29212990 A JP29212990 A JP 29212990A JP H04169398 A JPH04169398 A JP H04169398A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- airship
- propulsion
- rotor
- aircraft
- attitude control
- 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
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims abstract description 8
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 6
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 13
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 2
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 2
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 241000251468 Actinopterygii Species 0.000 description 1
- 241001465754 Metazoa Species 0.000 description 1
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 1
- 230000037237 body shape Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 210000001061 forehead Anatomy 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000005339 levitation Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 238000009304 pastoral farming Methods 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 239000010902 straw Substances 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明は、飛行船に関するものである。[Detailed description of the invention] (Industrial application field) The present invention relates to an airship.
（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葺に推進
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
嵩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。(Prior art) An airship is a vehicle that has a gas roof filled with light air such as helium and is equipped with a propulsion machine to allow free movement in the air.
Transportation of personnel and supplies as an aircraft, aerial monitoring and control of ground and sea traffic conditions, pollution, security, etc., platform for filming for reporting purposes, relief during disasters, and spraying of chemicals in agriculture and forestry. , or was developed for use in searching for and monitoring fish and animals in fisheries and livestock farming.
In addition to the above-mentioned purposes, unmanned small airships such as radio-controlled airships have come to be used for outdoor and indoor exhibitions, and as play equipment or toys. In addition,
There are two types of airships: soft ships whose airframes are gas vessels that maintain their shape by pressurizing their internal bodies, and rigid ships whose airships have a cage-like frame structure in which multiple semi-inflated gas sacs are placed.
（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、機体（ガス嚢）の空気
抵抗が大きいため、大パワーの推進機を設置することが
極めて不経済となることから、通常設計速度は１（］Ｏ
ｋｍと速度が遅く、また、軟式船でガス奮全長と最大径
の比が約４以上、硬式船で該比が約７〜８と大きく、す
なわち機体形状が長いため、ピッチ、ヨ一方向の負荷慣
性モーメントが大きく、鈍重であるという欠点をもって
いる。(Problem to be solved by the invention) However, in conventional airships, the air resistance of the fuselage (gas bladder) is large, making it extremely uneconomical to install a high-power propulsion machine, so the design speed is usually low. 1(]O
km, and the ratio of the total length of gas pumping to the maximum diameter is about 4 or more for soft-type boats, and about 7 to 8 for hard-type boats. The drawbacks are that the load moment of inertia is large and the load is sluggish.
そこで、本発明は、ガス嚢抗力の低減、および機体長手
方向の負荷惰性モーメントの減少を同時に実現でき、従
って、大きなパワー適用がエネルギ経済的に有利になり
、運動性能の向上と、高速飛行の高効率化を同時に達成
することのできる飛行船を提供することを目的とするも
のである。Therefore, the present invention can simultaneously realize a reduction in gas bladder drag and a reduction in the load inertia moment in the longitudinal direction of the fuselage, thus making large power application advantageous in energy economy, improving maneuverability and achieving high-speed flight. The purpose is to provide an airship that can achieve high efficiency at the same time.
（課題を解決するための手段）
本発明の飛行船は、浮遊ガスが充填されたガス嚢を持つ
機体、およびこの機体の後部に、主ロータ面を飛行方向
に対して直角にして配置され、機体の推進と、ヨー、ピ
ッチ、ロール角の制御とを行う推進・姿勢制御手段を備
え、前記機体は、全長対最大径の比が１．５から３．５
の間に設定され、かつ前頭部が細く、後部に行（につれ
て外径が増加し、全長の６０％以上後方に最大径部を有
する回転体形状であることを特徴とするものである。(Means for Solving the Problems) The airship of the present invention includes a fuselage having a gas bag filled with floating gas, and a main rotor surface disposed at the rear of the fuselage with the main rotor surface perpendicular to the flight direction. and a propulsion/attitude control means for propulsion and control of yaw, pitch, and roll angles, and the aircraft has a ratio of overall length to maximum diameter of 1.5 to 3.5
It is characterized by a rotating body shape with a narrow frontal region, an outer diameter that increases toward the rear, and a maximum diameter at the rear of 60% or more of the total length.
上記推進・姿勢制御手段は、例えば、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
トロール機構を持つ同軸二重反転翼例えば二重反転ヘリ
コプタ・ロータあるいは二重反転プロペラ、一重のヘリ
コプタ・ロータと該ヘリコプタ・ロータの反力を打ち消
すだめの小ロータとを備えているもの、または複数個の
プロペラもしくはヘリコプタ・ロータを、機体軸に垂直
なほぼ同一面内に配置してなるもので構成すればよい。The propulsion/attitude control means may include, for example, a coaxial counter-rotating wing having a collective pitch control mechanism and a cyclic pitch control mechanism, such as a counter-rotating helicopter rotor or counter-rotating propeller, or a single helicopter rotor. If it is equipped with a small rotor that cancels out the reaction force of the helicopter rotor, or it is configured with a plurality of propellers or helicopter rotors arranged in substantially the same plane perpendicular to the aircraft axis. good.
（作 用）
本発明の飛行船において、機体形状を、前頭部が細く、
後部に行くにつれて外径が増加し、全長の６０％以上後
方に最大径部を有する回転体形状としだのは、空気の当
たる機体上流側で層流をなす部分の距離を大きく取り、
気流が機体から剥離し、圧力の低くなる領域を小さくし
、できるだけ後方にもって行くためである。(Function) In the airship of the present invention, the fuselage shape is such that the front part is thin and
The outer diameter increases toward the rear, and the shape of the rotating body has a maximum diameter at the rear of 60% of the total length.
This is to reduce the area where the airflow separates from the aircraft, where the pressure is low, and move it as far aft as possible.
機体をこのような形状とすると、必然的に後部が詰まっ
た形状きなり、その後部において、気流の剥離が生じて
、抗力の原因となる低圧部となるが、本発明においては
、機体後部に、主ロータ面が飛行方向と直角方向に配置
された推進・姿勢制御手段を設け、これにより推力を得
るとともに、空気流の剥離を極力防ぎ、圧力低下を軽減
して、抗力を極めて低減する境界層制御を行っている。If the fuselage is shaped like this, the rear part will inevitably become clogged, and the airflow will separate in the rear part, creating a low pressure area that causes drag. However, in the present invention, the rear part of the fuselage is A propulsion/attitude control means is provided in which the main rotor surface is arranged perpendicular to the direction of flight, thereby obtaining thrust, and a boundary layer that prevents separation of airflow as much as possible, reduces pressure drop, and extremely reduces drag. is under control.
従って、本発明の飛行船においては、抗力を大きく減少
できるので、大パワーの推進機を付ければ効率良く、飛
行速度の向上を図ることができる。Therefore, in the airship of the present invention, since drag can be greatly reduced, flight speed can be efficiently improved by attaching a high-power propulsion device.
また、機体の全長対最大径の比を１．５〜３゜５とした
のは、これにより上記機体長手方向の負荷慣性モーメン
トを小さくし、ヨーおよびピッチ方向の運動性能を向上
させるためである。Furthermore, the reason why the ratio of the overall length of the fuselage to the maximum diameter was set to 1.5 to 3°5 was to reduce the load moment of inertia in the longitudinal direction of the fuselage and improve the motion performance in the yaw and pitch directions. .
（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。(Embodiments) Hereinafter, an airship according to a preferred embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
第１図は、本発明の第１実施例による飛行船の正面図で
ある。FIG. 1 is a front view of an airship according to a first embodiment of the present invention.
この図において、符号ｌは機体を示し、この機体１は、
前ｌ１ＪＩ部が細く、後部に行くにつれて外径が増加し
、全長の６０％以上後方に最大径部を有し、後方部分が
詰まった形状の回転体形状に形成されている。これは、
前頭部に当たった気流が、なるべく長い間、機体１表面
に沿ってながれ、気流の剥離が生じないようにするため
である。また、上記機体１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、１．５ないし３．５の間に設定されている。機
体は、機体軸を含む水平・垂直面で静力学的・動力学的
にほぼ対称に形成されていることが望ましい。すなわち
、機体１の重心位置は、浮心から下方に機体（ガス嚢）
最大半径の２０％までの間に設定するのが望ましい。こ
れにより、機体１の慣性モーメントが減少し、機体の運
動性体が向上するからである。上記機体ｌには、内部に
ヘリウム等の浮揚ガスを充填したガスＭ２が設けられて
いる。In this figure, the symbol l indicates the aircraft, and this aircraft 1 is
The front l1JI part is narrow, the outer diameter increases toward the rear, the maximum diameter is at least 60% of the total length at the rear, and the body is shaped like a rotating body with a closed rear part. this is,
This is to ensure that the airflow that hits the forehead flows along the surface of the aircraft body 1 for as long as possible to prevent separation of the airflow. In addition, the ratio of the overall length to the maximum diameter of the airship 1 is changed from the ratio of the overall length to the maximum diameter of a conventional airship of 4 or more to 1 in order to reduce the moment of inertia of the aircraft and improve controllability. It is set between .5 and 3.5. It is desirable that the fuselage is statically and dynamically substantially symmetrical in horizontal and vertical planes including the fuselage axis. In other words, the center of gravity of aircraft 1 is located downward from the center of buoyancy (gas bladder).
It is desirable to set it within 20% of the maximum radius. This is because the moment of inertia of the airframe 1 is reduced and the maneuverability of the airframe is improved. The body 1 is provided with a gas M2 filled with a levitation gas such as helium.
上記機体１の後部には、該機体の推進および姿勢制御の
ため、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・コントロール機構を持つリジッド型
の同軸二重反転翼３ａ１３ｂで構成される推進・姿勢制
御装置３が設けられている。従って、この推進・姿勢制
御装置３は、二重反転買方式と呼ぶことができる。上記
翼は、ヘリコプタ・ロータあるいはプロペラで構成され
る。ヘリコプタ・ロータとプロペラとは、例えば、翼端
でのピッチ角のねじり下げの度合い、および翼弦長の変
化がヘリコプタ・ロータの方が小さいという違いを有し
ている。上記推進・姿勢制御装置３の回転軸は、ガス嚢
２の長手方向中心軸とほぼ同軸に配置され、翼回転面が
飛行方向に対して直角方向に配置されている。この推進
・姿勢制御装置３は、機体１の推進・姿勢制御を行う他
、機体１の後部で剥離した気流を積極的に吸い込むこと
により、境界層制御をなし、機体１の抗力の低減を図る
機能をも有している。At the rear of the aircraft 1, there is a propulsion/attitude configuration consisting of a rigid coaxial contra-rotating wing 3a13b having a collective pitch control mechanism and a cyclic pitch control mechanism for propulsion and attitude control of the aircraft. A control device 3 is provided. Therefore, this propulsion/attitude control device 3 can be called a double reversal buying system. The wings are comprised of helicopter rotors or propellers. A helicopter rotor and a propeller differ in that, for example, the degree of twisting down of the pitch angle at the tip of the blade and the change in chord length are smaller in the helicopter rotor. The rotation axis of the propulsion/attitude control device 3 is arranged substantially coaxially with the longitudinal center axis of the gas bladder 2, and the blade rotation surface is arranged in a direction perpendicular to the flight direction. This propulsion/attitude control device 3 not only performs propulsion/attitude control of the aircraft 1, but also performs boundary layer control by actively sucking in the airflow separated at the rear of the aircraft 1, thereby reducing drag on the aircraft 1. It also has functions.
上記回転ｇ３ａ、３ｂの先端の周りには、それを囲むよ
うにしてダクト４が設けられている。また、このダクト
４の外周には、安定板と制御翼からなる尾［５が配置さ
れている。この尾１ｉ！５は、第２図に示したように回
転Ｅ３ａ、３ｂの前に、もしくは第３因に示したように
後に配置することもできる。A duct 4 is provided around the tips of the rotation g3a, 3b so as to surround them. Further, on the outer periphery of this duct 4, a tail [5 consisting of a stabilizing plate and a control wing] is arranged. This tail 1i! 5 can also be placed before the rotations E3a, 3b as shown in FIG. 2 or after the rotations E3a, 3b as shown in the third factor.
機体１のピッチ、ロール、ヨー角の制御は、上記二重反
転Ｗ３ａ、３ｂのサイクリック・ピッチ・コントロール
とコレクティブ−ピッチ・コントロールにより主に行う
。リジット型の回転翼のサイクリック・ピッチ・コント
ロールは、大きなトルクを発生できるので、機体が低速
もしくは静止しているときにも、上記ピッチ、ロール、
ヨー角の制御を良好に行え、従って従来困難であった飛
行船の離陸、着陸や係留動作を比較的容易に行えるよう
になる。The pitch, roll, and yaw angles of the aircraft 1 are mainly controlled by the cyclic pitch control and collective pitch control of the counter-rotating wheels W3a and 3b. Cyclic pitch control of rigid rotor blades can generate large torque, so even when the aircraft is at low speed or stationary, the pitch, roll, and
The yaw angle can be well controlled, making it relatively easy to take off, land, and moor an airship, which were difficult to do in the past.
具体的には、機体１のピッチ方向もしくはヨー方向の姿
勢制御は、二重反転ｇ３ａ、３ｂを同時に上下もしくは
左右にサイクリック・ピッチ・コントロールし、機体へ
のモーメント力を発生する。Specifically, the attitude control of the aircraft 1 in the pitch direction or yaw direction involves cyclic pitch control of the double reversals g3a and 3b simultaneously up and down or left and right to generate a moment force on the aircraft.
また、ロール角の制御は、前後の各二重反転翼３ａ、３
ｂのコレクティブ・ピッチ・コントロール角を変化させ
て、各二重反転翼３ａ、３ｂの回転トルクに差が出るよ
うにし、ロール角方向に発生させて行う。機体１の前進
、後退は、前後の二重反転１ｇ３ａ、３ｂをコレクティ
ブ・ピッチ・コントロールし、前方あるいは後方への推
力を得て行う。Further, the roll angle is controlled by each of the front and rear contra-rotating blades 3a, 3.
This is done by changing the collective pitch control angle b so that a difference appears in the rotational torque of each counter-rotating blade 3a, 3b, and generating it in the roll angle direction. The forward and backward movement of the aircraft 1 is performed by collective pitch control of the front and rear counter-rotating wheels 1g3a and 3b to obtain forward or backward thrust.
次に、第４図ないし第７図を参照して、本発明の第２実
施例による飛行船について説明する。なお、機体１の構
造自体は、第１実施例のものと同じであってよいので、
その説明は省略する。Next, an airship according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 4 to 7. Note that the structure of the fuselage 1 itself may be the same as that of the first embodiment, so
The explanation will be omitted.
機体ｌの後部には、上記第１実施例と同様に、推進・姿
勢制御装置３０が設けられている。この推進・姿勢制御
装置３０は、１０一タ方式と呼ぶことのできるもので、
第４図に示されているように、１個のリジッド型ヘリコ
プタ・ロータ３１と、その回転トルクを打ち消すだめの
小ロータ（通常のヘリコプタではテールロータと呼ばれ
ている）３２とからなっており、これにより４自由度（
前進、後退と３軸の姿勢角）制御を行うものである。A propulsion/attitude control device 30 is provided at the rear of the fuselage l, as in the first embodiment. This propulsion/attitude control device 30 can be called a 10-to-1 system.
As shown in Fig. 4, it consists of one rigid helicopter rotor 31 and a small rotor (called a tail rotor in normal helicopters) 32 that cancels out the rotational torque. , this allows 4 degrees of freedom (
It performs forward, backward, and three-axis attitude angle control.
小ロータは、第４図および第５図に示されているように
、１つの形式のものであってもよいし、第６図および第
７図に示されているように、２つ設ける形式のものであ
ってもよい。The small rotor may be of one type, as shown in FIGS. 4 and 5, or of two types, as shown in FIGS. 6 and 7. It may be of.
小ロータは元来メインロータの回転反力を打ち消す目的
で設けられるものであるが、この小ロータを２つ持った
形式のものでは、その配置の仕方で、上昇・下降のため
の余剰垂直分力も発生できる。この小ロータにより発生
した垂直方向の推力に見合った頭上げのピッチ・トルク
をメインロータのサイクリック・ピッチ・コントロール
で発生させれば、機体１を水平に保ったまま上昇できる
。The small rotor was originally provided for the purpose of canceling out the rotational reaction force of the main rotor, but in a model with two small rotors, due to the way they are arranged, the excess vertical force for ascending and descending is eliminated. It can also generate force. If the main rotor's cyclic pitch control generates a head-up pitch torque commensurate with the vertical thrust generated by the small rotor, the aircraft 1 can ascend while keeping it horizontal.
次に、第８図ないし第１１図を参照して、第３実施例に
よる飛行船について説明する。なお、機体１の構造自体
は、第１実施例のものと同じであってよいので、その説
明は省略する。Next, an airship according to a third embodiment will be described with reference to FIGS. 8 to 11. Note that the structure of the fuselage 1 itself may be the same as that of the first embodiment, so a description thereof will be omitted.
機体１の後部には、上記第１実施例と同様に、推進・姿
勢制御装置３０１が設けられている。この推進・姿勢制
御装置３０１は、複数ロータ方式と呼ぶことのできるも
ので、機体軸とほぼ垂直な面内に複数個のスラスタ３０
２を配置してなるものであり、スラスタは、第８図ふよ
び第９図に示したように３つ設ける形式のものであって
もよいし、第１０図および第１１図に示したように４つ
設ける形式のものであってもよい。また、これ以上の数
のスラスタを設けた形式のものであってもよい。上記ス
ラスタ３０２は、ヘリコプタ・ロータもしくはプロペラ
で祷成することができる。At the rear of the fuselage 1, a propulsion/attitude control device 301 is provided, similar to the first embodiment. This propulsion/attitude control device 301 can be called a multiple rotor system, and has a plurality of thrusters 30 in a plane substantially perpendicular to the aircraft axis.
The thruster may be of the type shown in FIGS. 8 and 9, or may be of the type shown in FIGS. 10 and 11. It may also be of a type in which four are provided. Further, a type having more than this number of thrusters may be used. The thruster 302 can be implemented by a helicopter rotor or propeller.
この第３実施例の飛行船においてのピッチ、ヨー、ロー
ル角の制御は、次のようにして行われる。The pitch, yaw, and roll angles of the airship of this third embodiment are controlled as follows.
すなわち、ピッチ制御は、上、下のスラスタ３０２に推
力差を作り出し行い、また、ヨー制御は、左右のスラス
タ３０２に推力差を作り出し行い、更に、ロール制御は
、各スラスタ３０２のピッチもしくは回転数を変化させ
、合計の回転トルクが望ましい方向と大きさとなるよう
にして行う。スラスタ３０２がヘリコプタ・ロータの場
合は、ピッチとヨー制御はコレクティブ・ピッチ・コン
トロールが使用できる。That is, pitch control is performed by creating a thrust difference between the upper and lower thrusters 302, yaw control is performed by creating a thrust difference between the left and right thrusters 302, and roll control is performed by creating a difference in thrust between the left and right thrusters 302.Furthermore, roll control is performed by creating a difference in thrust between the upper and lower thrusters 302. This is done by changing the total rotational torque in the desired direction and magnitude. If thruster 302 is a helicopter rotor, collective pitch control can be used for pitch and yaw control.
（発明の効果）
以上説明したように、本発明の飛行船においては、機体
の構造を工夫することにより、運動性能を高めることが
できるとともに、推進機のパワーを効率良く推力として
用いることができるので、飛行船の高効率高速化を図る
ことができる。(Effects of the Invention) As explained above, in the airship of the present invention, by devising the structure of the airframe, the maneuverability can be improved and the power of the propulsion machine can be efficiently used as thrust. , it is possible to achieve high efficiency and high speed of airships.
第１図は、本発明の第１実施例による飛行船の正面図、
第２図および第３図は、それぞれ上記飛行船の尾翼の配
置の変形例を示す図、
′！Ｊ４図および第５図は、それぞれ第２実施例による
飛行船の正面図おおび側面図、
第６図および第７図は、それぞれ上記第２実施例による
飛行船の推進・姿勢制御装置の変形例を示す正面図おお
び側面図、
第８図右よび第９図は、それぞれ第３実施例による飛行
船の正面図おおび側面図、
第１０図および′Ｍ１１図は、それぞれ上記第２実施例
による飛行船の推進・姿勢制御装置の変形例を示す正面
図おおび側面図である。
１ ・ 機体
２ ・ガス藁FIG. 1 is a front view of an airship according to a first embodiment of the present invention, and FIGS. 2 and 3 are views showing modified examples of the arrangement of the tail of the airship, respectively.'! Figures J4 and 5 show a front view and a side view of the airship according to the second embodiment, respectively, and Figures 6 and 7 show a modified example of the airship propulsion and attitude control system according to the second embodiment, respectively. 8 and 9 are respectively a front view and a side view of the airship according to the third embodiment, and FIGS. 10 and 11 are respectively the front and side views of the airship according to the second embodiment. FIG. 7 is a front view and a side view showing a modification of the propulsion/attitude control device of FIG. 1. Aircraft 2. Gas straw
Claims (6)
この機体の後部に、主ロータ面を飛行方向に対して直角
にして配置され、機体の推進と、ヨー、ピッチ、ロール
角の制御とを行う推進・姿勢制御手段を備え、前記機体
は、全長対最大径の比が１．５から３．５の間に設定さ
れ、かつ前頭部が細く、後部に行くにつれて外径が増加
し、全長の６０％以上後方に最大径部を有する回転体形
状であることを特徴とする飛行船。(1) A fuselage with a gas bladder filled with floating gas, and a main rotor located at the rear of this fuselage with the plane perpendicular to the flight direction, which propels the aircraft and controls yaw, pitch, and roll angles. The aircraft has a ratio of overall length to maximum diameter between 1.5 and 3.5, and has a narrow frontal area and an outer diameter that increases toward the rear. An airship characterized in that the airship is in the shape of a rotating body having a maximum diameter portion at the rear of 60% or more of the total length.
チ・コントロール機構とサイクリック・ピッチ・コント
ロール機構を持つ同軸二重反転翼であることを特徴とす
る請求項第１項記載の飛行船。(2) The airship according to claim 1, wherein the propulsion/attitude control means is a coaxial contra-rotating wing having a collective pitch control mechanism and a cyclic pitch control mechanism.
であることを特徴とする請求項第２項記載の飛行船。(3) The airship according to claim 2, wherein the counter-rotating wing is a counter-rotating helicopter rotor.
を特徴とする請求項第２項記載の飛行船。(4) The airship according to claim 2, wherein the counter-rotating blade is a counter-rotating propeller.
ロータ、およびおよび該ヘリコプタ・ロータの反力を打
ち消すための小ロータとを備えていることを特徴とする
請求項第１項記載の飛行船。(5) The propulsion/attitude control means is a single helicopter/
2. The airship according to claim 1, further comprising a rotor and a small rotor for canceling the reaction force of the helicopter rotor.
しくはヘリコプタ・ロータを、機体軸に垂直なほぼ同一
面内に配置してなるものである請求項第１項記載の飛行
船。(6) The airship according to claim 1, wherein the propulsion/attitude control means comprises a plurality of propellers or helicopter rotors arranged in substantially the same plane perpendicular to the aircraft axis.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29212990A JPH04169398A (en) | 1990-10-31 | 1990-10-31 | Airship |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29212990A JPH04169398A (en) | 1990-10-31 | 1990-10-31 | Airship |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04169398A true JPH04169398A (en) | 1992-06-17 |
Family
ID=17777915
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP29212990A Pending JPH04169398A (en) | 1990-10-31 | 1990-10-31 | Airship |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04169398A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102874400A (en) * | 2012-10-22 | 2013-01-16 | 湖南航天机电设备与特种材料研究所 | Airship tail vectored thrust device |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63154496A (en) * | 1986-09-26 | 1988-06-27 | エアシップ インダストリーズ （ユーケイ）リミテッド | Airship controller |
-
1990
- 1990-10-31 JP JP29212990A patent/JPH04169398A/en active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63154496A (en) * | 1986-09-26 | 1988-06-27 | エアシップ インダストリーズ （ユーケイ）リミテッド | Airship controller |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102874400A (en) * | 2012-10-22 | 2013-01-16 | 湖南航天机电设备与特种材料研究所 | Airship tail vectored thrust device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6547117B2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| US3350035A (en) | Vtol with cylindrical wing | |
| US4601444A (en) | Aerial load-lifting system | |
| US8167233B2 (en) | Coaxial rotor aircraft | |
| US4695012A (en) | Aerial load-lifting system | |
| US8408488B2 (en) | Safety flier—a parachute-glider air-vehicle with vertical take-off and landing capability | |
| US20030062442A1 (en) | VTOL personal aircraft | |
| CA1082156A (en) | Lifting body aircraft for v/stol service | |
| EP0078713B1 (en) | Aircraft having buoyancy gas balloon | |
| US5086993A (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
| US3807662A (en) | Anti-torque, propulsion, and directional control system | |
| US11485477B2 (en) | Flying apparatus | |
| US20070215746A1 (en) | Aircraft Having A Ring-Shaped Wing Structure | |
| JPH0664592A (en) | Omnidirectional propulsion type airship | |
| CA2195581A1 (en) | Gyro stabilized triple mode aircraft | |
| DE60307123T2 (en) | SHIFT VECTOR-CONTROLLED DOUBLE RUNNING SHIP | |
| USRE36487E (en) | Airplane with variable-incidence wing | |
| US6837458B2 (en) | Airship | |
| US3260476A (en) | Propulsion unit with vectored thrust control | |
| US11279478B2 (en) | Tilting closed-wing aircraft | |
| JPH04169398A (en) | Airship | |
| CN107499505A (en) | Three-wing-surface unmanned vehicle | |
| CN207141388U (en) | Three-wing-surface unmanned vehicle | |
| JPH02262461A (en) | Water surface air plane | |
| US20240002048A1 (en) | Twin boom vtol rotorcraft with distributed propulsion |