JPH0550993A - Propeller mounting device - Google Patents
Propeller mounting deviceInfo
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- JPH0550993A JPH0550993A JP22962191A JP22962191A JPH0550993A JP H0550993 A JPH0550993 A JP H0550993A JP 22962191 A JP22962191 A JP 22962191A JP 22962191 A JP22962191 A JP 22962191A JP H0550993 A JPH0550993 A JP H0550993A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、プロペラ取付装置に係
り、とくに、曲技専用の軽飛行機のプロペラの取り付け
等に適用して好適なプロペラ取付装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a propeller mounting device, and more particularly to a propeller mounting device suitable for mounting a propeller of a light aircraft exclusively for aerobatics.
【０００２】[0002]
【背景技術】従来、軽飛行機では、ピッチ角β（プロペ
ラの翼断面の翼弦と回転面の成す角）を固定した固定ピ
ッチプロペラや、プロペラの最大推進効率を与える進行
率がピッチ角によって大きく変わることに着目し速度の
小さいときピッチ角を小さくし高速飛行時にはピッチ角
βを大きくするようにした可変ピッチプロペラ（自動車
の変速ギヤーに相当するが主として用いられている。こ
の可変ピッチプロペラで初期のものは、低ピッチ，高ピ
ッチの２段切り換えであったが、その後自動可変ピッチ
のプロペラが用いられるようになった。BACKGROUND ART Conventionally, in a light aircraft, a fixed pitch propeller with a fixed pitch angle β (the angle formed by the chord of the propeller blade cross section and the surface of rotation) and the progress rate that gives the maximum propulsion efficiency of the propeller are largely dependent on the pitch angle. Focusing on the change, the variable pitch propeller is designed to reduce the pitch angle when the speed is low and to increase the pitch angle β when flying at high speed (this is mainly used for the variable gear of an automobile. The one used two-stage switching of low pitch and high pitch, but then an automatic variable pitch propeller came to be used.
【０００３】上述した２段切り換えの可変ピッチプロペ
ラは、離陸時と巡航時にピッチ角βを変えることにより
迎角αを所望の値に設定し離陸を円滑に行なう方式や、
１２０度位までピッチ角βを変えて逆推力を得て着陸距
離を小さくする方式が主であった。また、自動可変ピッ
チのものは、高価な調速機を用いてプロペラの回転数を
一定に保つようにピッチを変えるものである。The above-mentioned two-stage variable pitch propeller is a system in which the angle of attack α is set to a desired value by changing the pitch angle β during takeoff and cruising, and the takeoff is smoothed.
The main method was to change the pitch angle β up to about 120 degrees and obtain reverse thrust to reduce the landing distance. Further, in the automatic variable pitch type, an expensive speed governor is used to change the pitch so as to keep the number of revolutions of the propeller constant.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記従
来のプロペラ装置にあっては、ヘリコプターと異なりフ
ラッピングヒンジを備えていないことから、プロペラの
回転軸の方向が機体の進行方向と一致する水平飛行時以
外（アクロバット飛行，超低速飛行等）の場合，例え
ば，図３に示す機首を上げて水平飛行をするような場合
には、プロペラ１１の左右の翼素（断面）に生じる空気
力（これは、揚力と抗力の合力である。）に不均衡が生
じる。However, the conventional propeller device described above does not have a flapping hinge unlike a helicopter, and therefore, the horizontal flight in which the direction of the rotation axis of the propeller matches the traveling direction of the airframe. In the case other than time (acrobatic flight, ultra-low speed flight, etc.), for example, when raising the nose as shown in FIG. 3 to perform horizontal flight, aerodynamic force (in cross section) generated on the right and left wings (cross section) of the propeller 11 ( This is the resultant of lift and drag.) An imbalance occurs.
【０００５】ここで、この空気力の不均衡が生じる原理
を図４ないし図５に基づいて説明する。図４には、操縦
席側から見て左側のプロペラ１１の回転中心から一定距
離の翼素１１Ａに働く力が図示されており、図５には、
プロペラ１１の回転中心から同じ距離の右側の翼素１１
Ｂに働く力が図示されている。これらの図において、符
号Ｖは対気流ベクトルを示し、符号Ｒはブレードの回転
速度ベクトルを示し、符号Ａ，Ｂはそれぞれの合成ベク
トルを示す。また、符号α1，α2 はそれぞれの迎角を
示す。Here, the principle of this aerodynamic imbalance will be described with reference to FIGS. FIG. 4 shows the force acting on the blade element 11A at a constant distance from the center of rotation of the propeller 11 on the left side as viewed from the cockpit side, and FIG.
The blade element 11 on the right side at the same distance from the center of rotation of the propeller 11
The force acting on B is shown. In these figures, the symbol V indicates the air flow vector, the symbol R indicates the rotational velocity vector of the blade, and the symbols A and B indicate the respective combined vectors. Further, symbols α 1 and α 2 indicate respective angles of attack.
【０００６】図４に示す左側の翼素１１Ａの迎角α1 は
右側の翼素１１Ｂの迎角α2 より小さいので、それぞれ
に働く空気力は左側の翼素１１Ａに働く空気力ａの方が
右側の翼素１１Ｂに働く空気力ｂより小さい。このた
め、空気力ｂが空気力ａに打ち勝って機首を左に振ろう
とするモーメント（「Ｐファクター」あるいは「プロペ
ラファクター」ともいう）が生じる。Since the attack angle α 1 of the left blade element 11A shown in FIG. 4 is smaller than the attack angle α 2 of the right blade element 11B, the aerodynamic force acting on each is the aerodynamic force a acting on the left blade element 11A. Is smaller than the aerodynamic force b acting on the blade element 11B on the right side. Therefore, a moment (also referred to as "P factor" or "propeller factor") is generated in which the aerodynamic force b overcomes the aerodynamic force a to swing the nose to the left.
【０００７】このモーメントに起因して図３に示すよう
にプロペラ１１が操縦席側から見て右回りの場合には、
プロペラ１１がコマとなりジャイロプレセッション（ｇ
ｙｒｏ ｐｒｅｃｅｓｓｉｏｎ）が生じ、機首が持ち上
げられ、これがためジャイロプレセッションを抑制する
ための操舵操作を行なう必要があり、操舵操作が大変で
あるという不都合があった。Due to this moment, as shown in FIG. 3, when the propeller 11 is clockwise when viewed from the cockpit side,
Propeller 11 turns into a gyro presession (g
There is a disadvantage that the steering operation is difficult because the nose is lifted and the nose is lifted, which requires a steering operation to suppress the gyro presession.
【０００８】また、プロペラ１１のジャイロプレセッシ
ョンは、宙返りや旋回等のプロペラ回転軸の方向を意識
的に変えようとする飛行状態にも生ずるため、プロペラ
の回転軸，即ち，エンジン出力軸１２に大きな力が加わ
るとともに、ジャイロプレセッションによりパイロット
が意識した方向と９０度ずれた方向に機体がかってに姿
勢を変えてしまうため、これらの特性を念頭においた煩
雑な操舵操作が必要であるという問題点があった。Further, the gyro precession of the propeller 11 also occurs in a flight state in which the direction of the propeller rotation axis such as somersault and turning is consciously changed, so that the rotation axis of the propeller, that is, the engine output shaft 12 is changed. The problem is that a large amount of force is applied, and the gyro precession causes the aircraft to change its posture in a direction that is 90 degrees away from the direction conscious of the pilot, which requires a complicated steering operation with these characteristics in mind. There was a point.
【０００９】[0009]
【発明の目的】本発明は、かかる従来技術の有する問題
点に鑑みてなされたものであり、その目的は、プロペラ
のジャイロプレセッションによりエンジン出力軸にかか
る荷重を軽減し得るとともに、ジャイロプレセッション
が機体の姿勢変化に与える影響を軽減し、これにより操
舵操作を容易ならしめることが可能なプロペラ取付装置
を提供することにある。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the problems of the prior art. An object of the present invention is to reduce the load applied to the engine output shaft by the gyro precession of the propeller and to make the gyro precession. An object of the present invention is to provide a propeller mounting device capable of reducing the influence of the change on the attitude of the airframe and facilitating the steering operation.
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】本発明のプロペラ取付装
置は、エンジン出力軸と、このエンジン出力軸の回転駆
動力により回転駆動されるプロペラとを備えている。そ
して、このプロペラが、当該プロペラの回転軸の一の方
向の回動を許容するジンバル機構を介してエンジン出力
軸に連結されている。このような構成によって、前述し
た目的を達成しようとするものである。The propeller mounting device of the present invention comprises an engine output shaft and a propeller rotatably driven by the rotational driving force of the engine output shaft. The propeller is connected to the engine output shaft via a gimbal mechanism that allows the propeller to rotate in one direction. With such a configuration, the above-described object is to be achieved.
【００１１】[0011]
【作用】飛行中にプロペラの左右の翼素に働く空気力に
不均衡が生じ、当該空気力の不均衡に起因して発生する
モーメントによりプロペラの回転軸方向を変換しようと
するジャイロプレセッションが生じた場合に、ジンバル
機構を介してプロペラの回転軸方向がその方向に変向さ
れるが、その回転軸の変向の影響はジンバル機構の機能
により、エンジン出力軸に殆ど伝わることはなく、この
ため、エンジン出力軸にかかる荷重が著しく軽減され
る。同様に、旋回時等に意識的に機体の姿勢を変えよう
とした場合にも、パイロットが意識した方向と９０度ず
れた方向へプロペラの回転軸が方向変換するが、この回
転軸の方向変換の影響がエンジン出力軸に直接的には伝
わらない。[Operation] An imbalance occurs in the aerodynamic forces acting on the left and right blades of the propeller during flight, and a gyro precession that attempts to change the rotational axis direction of the propeller by the moment generated due to the imbalance of the aerodynamic forces When it occurs, the rotation axis direction of the propeller is changed to that direction via the gimbal mechanism, but the influence of the change of the rotation axis is hardly transmitted to the engine output shaft by the function of the gimbal mechanism. Therefore, the load applied to the engine output shaft is significantly reduced. Similarly, when the attitude of the aircraft is intentionally changed during turning, the rotation axis of the propeller is changed by 90 degrees from the direction conscious of the pilot. Is not directly transmitted to the engine output shaft.
【００１２】[0012]
【実施例】以下、本発明の好適な実施例を図１ないし図
２に基づいて説明する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENT A preferred embodiment of the present invention will be described below with reference to FIGS.
【００１３】図１には、本発明の一実施例のプロペラ取
付装置１０を装備した軽飛行機の機体２０の機首部分が
が示されている。この実施例のプロペラ取付装置１０
は、プロペラ１がエンジン出力軸１２に直接ではなくジ
ンバル機構３を介して取り付けられている点に特徴を有
する。FIG. 1 shows a nose portion of a body 20 of a light aircraft equipped with a propeller mounting device 10 according to an embodiment of the present invention. Propeller mounting device 10 of this embodiment
Is characterized in that the propeller 1 is attached to the engine output shaft 12 not directly but via the gimbal mechanism 3.
【００１４】即ち、このジンバル機構３は、エンジン出
力軸１２の先端面に一体的に固着された断面コ字状の外
側ジンバル４と、この外側ジンバル４に同一直線上に位
置する支軸５Ａ，５Ｂを介して支持された断面コ字状の
内側ジンバル６とにより構成されている。これらの支軸
５Ａ，５Ｂがプロペラ１のフラッピング軸（図３，図４
中符号Ｆ参照）を構成している。そして、この内側ジン
バル６には、その長手方向軸がフラッピング軸Ｆに対し
９０度より幾分小さな取付角度（図４中角度γ参照）と
なるようにプロペラ１が取り付けられている。That is, the gimbal mechanism 3 includes an outer gimbal 4 having a U-shaped cross section, which is integrally fixed to the tip end surface of the engine output shaft 12, and a support shaft 5A located on the same straight line on the outer gimbal 4. And an inner gimbal 6 having a U-shaped cross section, which is supported via 5B. These support shafts 5A and 5B are flapping shafts of the propeller 1 (see FIGS. 3 and 4).
(See middle code F). The propeller 1 is attached to the inner gimbal 6 such that its longitudinal axis forms an attachment angle (see angle γ in FIG. 4) slightly smaller than 90 degrees with respect to the flapping axis F.
【００１５】ここで、このプロペラ１の内側ジンバル６
への固定は、プロペラ１の回転方向矢印Ｃを考慮して左
ねじのボルト７及びナット８が用いられている。このよ
うにして、内側ジンバル６に固定されたプロペラ１は、
フラッピング軸Ｆを中心として矢印Ｄ，Ｅ方向に回動
（揺動）し得るような構造となっている。なお、プロペ
ラ１の重心は、その回転中心と一致し、フラッピング軸
Ｆを通るようになっていることは勿論である。Here, the inner gimbal 6 of the propeller 1
The bolt 7 and the nut 8 of the left-hand screw are used for the fixing of the propeller 1 in consideration of the rotation direction arrow C of the propeller 1. In this way, the propeller 1 fixed to the inner gimbal 6 is
The structure is such that it can rotate (swing) in the directions of arrows D and E about the flapping shaft F. It is needless to say that the center of gravity of the propeller 1 coincides with the center of rotation of the propeller 1 and passes through the flapping axis F.
【００１６】次に、この実施例のプロペラ取付装置１０
を装備した軽飛行機の主要な動作を説明する。Next, the propeller mounting device 10 of this embodiment
The main operation of a light aircraft equipped with is explained.
【００１７】通常の水平飛行状態では、機体２０の進行
方向とエンジン出力軸１２の方向が一致するので、プロ
ペラ１の回転面がエンジン出力軸１２の方向と直交す
る。このとき、左右の翼素に生じる空気力は均衡がとれ
ているので、いわゆるＰファクターと呼ばれるモーメン
トは発生しない。この一方、曲技飛行や超低速飛行時等
に、前述した図３のように、機体の進行方向（対気流の
方向）とエンジン出力軸１２の方向が平行でなくなった
場合には、前述した理由により、プロペラ１の左右の翼
素に生じる空気力に不均衡が生じ、機首を左に振ろうと
するモーメントが生じる。このモーメントにより、プロ
ペラ１のジャイロプレセッションにより、プロペラ１の
回転軸を上に向けようとするモーメントが働き、プロペ
ラ１がフラッピング軸Ｆを中心として起伏回動する。In a normal level flight state, since the traveling direction of the machine body 20 and the direction of the engine output shaft 12 coincide with each other, the rotation surface of the propeller 1 is orthogonal to the direction of the engine output shaft 12. At this time, since the aerodynamic forces generated on the left and right blade elements are balanced, a so-called P-factor moment does not occur. On the other hand, during aerobatic flight or ultra-low speed flight, when the traveling direction of the airframe (direction of air flow) and the direction of the engine output shaft 12 are not parallel as shown in FIG. As a result, the aerodynamic forces generated on the right and left wing elements of the propeller 1 are unbalanced, and a moment that attempts to swing the nose to the left is generated. Due to this moment, a gyro precession of the propeller 1 causes a moment to turn the rotation axis of the propeller 1 upward, and the propeller 1 rotates up and down about the flapping axis F.
【００１８】ここで、この回動（フラッピング）により
前進した側の翼素の迎角αは減少し、反対に後退した側
の翼素の迎え角は大きくなり、この結果元の状態に戻ろ
うとする力が働くため、プロペラ１の回転軸がある程度
傾いた位置で回動が停止する。結果的には、機体２０の
進行方向とプロペラ１の回転軸の方向とは、プロペラ１
の回転軸の起伏回動によりますます傾くが、この際プロ
ペラ１の左右の翼素に働く空気力の不釣合はジャイロモ
ーメントとなってプロペラ１の回転軸を変向させるだけ
で、エンジン出力軸１２には横荷重が殆どかからず、機
体２０の姿勢制御に与える影響が著しく低減されること
になる。Here, due to this rotation (flapping), the attack angle α of the blade element on the forward side is decreased, and the attack angle of the blade element on the retracted side is increased, and as a result, the original state is restored. Since a trying force acts, the rotation of the propeller 1 stops at a position where the rotation shaft is inclined to some extent. As a result, the traveling direction of the airframe 20 and the direction of the rotation axis of the propeller 1 are
However, the unbalance of the aerodynamic forces acting on the left and right blades of the propeller 1 becomes a gyro moment, and the rotation axis of the propeller 1 is only deflected to the engine output shaft 12. Since the lateral load is hardly applied, the influence on the attitude control of the machine body 20 is significantly reduced.
【００１９】以上説明したように、本実施例のプロペラ
取付装置１０では、プロペラ１の左右の翼素に生じる空
気力の不均衡に起因して生じるモーメントの影響がエン
ジン出力軸１２に殆ど伝わらないので、エンジン出力軸
１２にかかる荷重を著しく低減できるとともに、パイロ
ットが意図した機体２０の姿勢制御を容易に行なうこと
が可能となり、操舵操作が簡単になるといういう効果が
ある。As described above, in the propeller mounting device 10 of the present embodiment, the influence of the moment generated due to the imbalance of the aerodynamic forces generated on the right and left blade elements of the propeller 1 is hardly transmitted to the engine output shaft 12. Therefore, the load applied to the engine output shaft 12 can be remarkably reduced, and the attitude control of the machine body 20 intended by the pilot can be easily performed, so that the steering operation is simplified.
【００２０】[0020]
【発明の効果】以上説明したように、本発明によれば、
プロペラをジンバル機構を介してエンジン出力軸に連結
したことから、飛行中にプロペラの左右の翼素に働く空
気力の不均衡に起因して発生するモーメントによりプロ
ペラの回転軸方向を変換しようとするジャイロプレセッ
ションが生じた場合に、ジンバル機構を介してプロペラ
の回転軸方向がその方向に変向されるが、ジンバル機構
の機能により、その回転軸の変向の影響がエンジン出力
軸に殆ど伝わらないようにすることができ、これにより
エンジン出力軸にかかる荷重を著しく軽減することがで
き、同様に、旋回時等に意識的に機体の姿勢を変えよう
とした場合にも、パイロットが意識した方向と９０度ず
れた方向へプロペラの回転軸の方向が変向するが、この
変向の影響がエンジン出力軸に直接的には伝わらないよ
うにすることができる。従って、プロペラのジャイロプ
レセッションによりエンジン出力軸にかかる荷重を軽減
し得るとともに、ジャイロプレセッションが機体の姿勢
変化に与える影響を軽減し、これにより操舵操作を容易
ならしめることができるという従来にない優れたプロペ
ラ取付装置を提供することができる。As described above, according to the present invention,
Since the propeller is connected to the engine output shaft via the gimbal mechanism, the propeller's rotational axis direction is to be changed by the moment generated due to the imbalance of the aerodynamic forces acting on the left and right blade elements of the propeller during flight. When a gyro precession occurs, the rotation axis direction of the propeller is diverted to that direction via the gimbal mechanism, but the function of the gimbal mechanism makes the influence of the rotation axis direction almost transmitted to the engine output shaft. This can significantly reduce the load on the engine output shaft. Similarly, when the pilot intentionally changes the attitude of the aircraft during turning, The direction of the rotating shaft of the propeller is deflected by 90 degrees from the direction, but it is possible to prevent the influence of this deflection from being directly transmitted to the engine output shaft. That. Therefore, the load on the engine output shaft can be reduced by the gyro precession of the propeller, and the influence of the gyro precession on the attitude change of the aircraft can be reduced, thereby facilitating the steering operation. An excellent propeller attachment device can be provided.
【図１】本発明の一実施例の主要部の構成を示す一部省
略した外観斜視図である。FIG. 1 is a partially omitted external perspective view showing a configuration of a main part of an embodiment of the present invention.
【図２】図１のプロペラ１の取付角を説明するための図
である。FIG. 2 is a view for explaining a mounting angle of the propeller 1 of FIG.
【図３ないし図５】発明が解決しようとする課題を説明
するための図である。3 to 5 are views for explaining a problem to be solved by the invention.
１ プロペラ ３ ジンバル機構 １２ エンジン出力軸 1 Propeller 3 Gimbal mechanism 12 Engine output shaft
Claims (1)
の回転駆動力により回転駆動されるプロペラとを備え、
このプロペラを、当該プロペラの回転軸の一の方向の回
動を許容するジンバル機構を介して前記エンジン出力軸
に連結したことを特徴としたプロペラ取付装置。1. An engine output shaft, and a propeller rotationally driven by the rotational driving force of the engine output shaft,
A propeller mounting device characterized in that the propeller is connected to the engine output shaft through a gimbal mechanism that allows the propeller to rotate in one direction.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22962191A JPH0550993A (en) | 1991-08-16 | 1991-08-16 | Propeller mounting device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22962191A JPH0550993A (en) | 1991-08-16 | 1991-08-16 | Propeller mounting device |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0550993A true JPH0550993A (en) | 1993-03-02 |
Family
ID=16895063
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22962191A Withdrawn JPH0550993A (en) | 1991-08-16 | 1991-08-16 | Propeller mounting device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0550993A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6732973B1 (en) * | 2001-11-07 | 2004-05-11 | Rehco, Llc | Stabilizer for a propeller related vehicle |
-
1991
- 1991-08-16 JP JP22962191A patent/JPH0550993A/en not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6732973B1 (en) * | 2001-11-07 | 2004-05-11 | Rehco, Llc | Stabilizer for a propeller related vehicle |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19981112 |