JP2012111475A - Ｗｉｎｇ−Ｒｏｔｏｒによる垂直離着陸無人航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】固定翼航空機は高い水平飛行能力を持つが、滑走路を必要とし運用に制限がある。ヘリコプタは、運用自由度は高いが、巡航性能が固定翼航空機に劣る。性能を維持しつつ両者の特徴を備える航空機を提供する。
【解決手段】取り付け角を左右独立して変更可能に設けた一対の主翼２と、主翼推進器３と、昇降舵４とを制御することで簡便な機構により水平飛行能力と、垂直離発着能力を両立する。
【選択図】図１

Description

本発明は、巡航飛行時には主翼として動作し、
垂直離着陸時には回転翼として動作する、
Ｗｉｎｇ−Ｒｏｔｏｒを備えた垂直離着陸航空機に関する。
飛行原理により無人航空機に関する。

空中からの偵察、観測、科学調査、資源探査、農薬散布、通信中継のため各種無人航空機が開発されている。

固定翼型の無人航空機は在来の有人固定翼機と同じく機体固有の前進速度以下では飛行を継続できない。そのため、離陸、着陸は前進速度のある状態で行われ、滑走路などの十分なスペースを要するのが一般的である。無人航空機の特徴のひとつである、柔軟で手軽な運用が妨げられる。

一方、ヘリコプタ型の無人航空機は、垂直離着陸が可能となり離着陸に関する運用の柔軟性は確保されるが、飛行速度、航続時間が固定翼型の無人航空機に比べ劣る。

固定翼機の主翼による効率の良い水平飛行と垂直離着陸による運用の柔軟性を兼ね備える、垂直離着陸航空機として、
テイルシッター（Ｔａｉｌ−ｓｉｔｔｉｎｇ）型は機体ごと推進器を垂直方向にし、
ティルト翼（Ｔｉｌｔ−Ｗｉｎｇ）型は主翼と主翼に固定された推進器を垂直方向に回転させ、
ティルトローター（Ｔｉｌｔ−Ｒｏｔｏｒ）型は推進器のみを垂直方向に回転させ、
推力偏向（Ｔｈｒｕｓｔ−Ｖｅｃｔｏｒｉｎｇ）型は推進器からの気流を下方へ偏向し、
リフトファン（Ｌｉｆｔ−Ｆａｎ）型は垂直方向に固定設置された推進器を使用して、
それぞれ垂直方向の推力を発生させ垂直離着陸を達成している。
それぞれの形式を代表する例として以下の特許文献がある。
特開 ２００１−２１３３９７号公報 特開 平９−００２３９５号公報 特開 ２００１−８０５９０号公報 特開 ２００７−１１８８９１号公報

前述の垂直離発着航空機はいずれも機体形状による制限から、
ヘリコプタ型に比して垂直離着陸時の推進器の吹きおろし面積が小さく、
それに起因して必要出力が大きくなるためホバリング効率が悪く不利である。

前述の垂直離発着航空機の推進器はいずれも、
巡航飛行時には前進速度と等しい対気速度内で推力を発生し、
ホバリング時には対気速度なしで揚力を発生する必要があるため、
巡航飛行効率と、ホバリング効率と、
の両方を最適化する推進器の設計は困難なため不利である。

請求項１から３に記載する以下のＷｉｎｇ−Ｒｏｔｏｒによる垂直離着陸無人航空機により、課題を解決する。

制御装置、観測機器、を内蔵する機体本体と
前記機体本体に対して取り付け角度を左右独立して変更可能に設けた一対の主翼と、
前記主翼を左右独立して変更するための主翼取り付け角変更装置と、
前記主翼左右それぞれに固定され推力を発生する２基の主翼推進器と、
前記機体本体もしくは前記主翼に搭載されたエネルギー源と、
前記機体本体の航空機重心点から離れた位置に設けられ
巡航飛行時に機体に姿勢角制御力を与える、
昇降舵を備えることを特徴とした航空機。

前記航空機は、該航空機の機速を計測するための機速センサと、
該航空機の姿勢を計測するための姿勢センサと、
該航空機の位置を計測する位置センサと、を備え、
前記機速センサと、前記姿勢センサと、前記位置センサ信号と、
から送られてくる信号を受けとり、
前記主翼取り付け角変更装置と、前記主翼推進器と、前記昇降舵と、
を制御する自律的飛行制御装置を有する航空機。

前記航空機は、請求項１と、請求項２と、に記載の装置を使用し、
垂直離陸、巡航飛行、垂直着陸、ホバリングを行うことを特徴とする航空機。

本発明によれば該航空機の主翼取り付け角変更装置により、該航空機の主翼を、
巡航飛行時には効率の良い主翼として、
垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時には効率のよいローターとして使用するため、
各状態で効率のよい飛行が実現可能で有利である。

本発明によれば該航空機の主翼推進器は、
垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時−巡航飛行時の各飛行状態において、
一定の対気速度内で動作するため、
各飛行状態に共通して推進器の最適化が可能であるため有利である。

以下、本発明の実施の形態（実施例）を図面に基づいてより詳細に説明する。
図１は車両を用いず運搬可能な小型無人機として設計された該航空機の構成を説明するための概要図である。航空機１の仕様は以下である。
航空機１の総重量は１０キログラム。
航空機１の巡航飛行時前進速度は２５メートル毎秒。
航空機１の巡航飛行時連続前進可能時間は１時間。
航空機１の重心位置は主翼取り付け角変更装置の回転軸と機体中心軸の交点。
主翼２の翼断面形状は、一般的な航空機用対称翼断面。
主翼２のスパンは１．８ｍであり、翼面積は０．２平方メートル。
主翼推進器３はプロペラと電動器とからなる主翼２に固定された推進器。
主翼推進器３の発生推力を各５０ニュートン。
昇降舵４の翼面積は０．０２平方メートル。
主翼取り付け角変更装置５は主翼２の取り付け角を左右独立して変更する。
主翼取り付け角変更装置５の取り付け角変更範囲は、０度から１８０度まで。
飛行制御装置６は機体中央に設置され航空機１を任意の目標地点へ誘導制御する。
電池７は主翼推進器３と昇降舵４と主翼取り付け角変更装置５と飛行制御装置６へ電力を供給する。

図２は、主翼取り付け角変更装置５の構成を説明するための概要図である。
回転軸８は航空機１の全機重心を貫通する。
ベアリング９は主翼２を回転軸８を中心として回転自由に保持する。
ベアリングホルダー１０はベアリング９を保持し主翼からの力を航空機１に伝える。
サーボモーター１１は主翼取り付け角を変更するための操作力を生みだす。
歯付きベルト１２はサーボモーター１１による操作力を主翼に伝える。
左右の主翼取り付け角度を独立して変更するため、
主翼取り付け角変更装置５、を２個装備する。

図３は、飛行制御装置６の内部構成を説明するためのブロック図である。

機速センサ１３は、ピトー管により、航空機１の機速を感知する計測器。
姿勢センサ１４は、航空機１の３軸姿勢角度を感知する計測器。
位置センサ１５は、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ ＰｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇＳｙｓｔｅｍ）などにより、航空機１の３次元位置を感知する計測器。

飛行演算装置１６は、符号１３から１５の各センサからの情報と、
内蔵する飛行制御プログラムとにより、
主翼推進器３と、昇降舵４と、主翼取り付け角変更装置５と、
を制御し自律的飛行を可能とする。

飛行演算装置１６は、遠隔操縦者の操縦指令１７を受け入れ、その指令により、
主翼推進器３と、昇降舵４と、主翼取り付け角変更装置５と、
を制御し飛行することを可能とする。

図４は、航空機１の垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時、
における浮遊方法を説明する図である。

航空機１の垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時、における揚力については、
主翼取り付け角変更装置５により、左の主翼取り付け角の中立位置を１５度とし、
右の主翼取り付け角の中立位置を１６５度とし、
主翼推進器３による推力により、航空機１全体を上方から見て時計周りに回転させ、
主翼が回転翼として動作することで航空機１を空中に浮遊させる。

航空機１の垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時、における高度制御については、
主翼推進器３の推力の増減と、
主翼取り付け角変更装置５による左右主翼取り付け角の変更と、
により主翼揚力を増減させ行う。

図５は、航空機１の垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時、
における移動方法を説明する図である。

航空機１の垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時、における移動については、
主翼取り付け角変更装置５により、進行方向に達した主翼の角度を、
主翼回転面との角度を減ずる方向に変更し揚力を減じ、
進行方向と反対側の主翼の角度を、主翼回転面との角度を増加ずる方向に変更し揚力を増加し、主翼回転面を進行方向に向けることで行う。

図６は、航空機１の巡航飛行時における浮遊方法を説明する図である。

航空機１の巡航飛行時における揚力については、
主翼取り付け角変更装置５により、左右の主翼取り付け角の中立位置を、
一般的な固定翼航空機と同様に主翼の揚抗比を最大とする６度程度とし、
主翼２による揚力と主翼推進器３による推力により航空機１を空中に浮遊させる。

航空機１の水平飛行時におけるピッチ姿勢角制御については、
昇降舵４の揚力を増減させることにより行う。

航空機１の水平飛行時におけるヨー姿勢角制御については、
左側の主翼推進器３と右側の主翼推進器３との推力の差により行う。

航空機１の水平飛行時におけるロール姿勢角制御については、
主翼取り付け角変更装置５により、左側主翼と右側主翼の主翼取り付け角を逆方向に変更し、一方の揚力を増し、反対側の揚力を減少させることにより行う。

航空機１の巡航飛行状態における高度制御については、
主翼推進器３の推力を増大、減少させることで行う。

航空機１は巡航飛行形態においても、滑走離陸、滑走着陸、は可能である。

航空機１は前述の各種制御を組み合わせ、
垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時−巡航飛行時において、
任意の地点に移動可能である。

図１は、小型無人機として設計された該航空機の構成を説明するための概要図である。 図２は、主翼取り付け角変更装置５の構成を説明するための概要図である。 図３は、飛行制御装置６の内部構成を説明するためのブロック図である。 図４は、航空機１の垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時、における浮遊方法を説明する図である。 図５は、航空機１の垂直離陸時−垂直着陸時−ホバリング時、における移動方法を説明する図である。 図６は、航空機１の巡航飛行時における飛行方法を説明する図である。

１ 航空機
２ 主翼
３ 主翼推進器
４ 昇降舵
５ 主翼取り付け角変更装置
６ 飛行制御装置
７ 電池
８ 回転軸
９ ベアリング
１０ ベアリングホルダー
１１ サーボモーター
１２ 歯付きベルト
１３ 機速センサ
１４ 姿勢センサ
１５ 位置センサ
１６ 飛行演算装置
１７ 操縦指令

Claims (3)

1. 制御装置、観測機器、を内蔵する機体本体と
   前記機体本体に対して取り付け角度を左右独立して変更可能に設けた一対の主翼と、
   前記主翼を左右独立して変更するための主翼取り付け角変更装置と、
   前記主翼左右それぞれに固定され推力を発生する２基の主翼推進器と、
   前記主翼、もしくは前記機体本体に搭載されたエネルギー源と、
   前記機体本体の航空機重心点から離れた位置に設けられ
   上下方向に揚力を発生する昇降舵と、
   を備えることを特徴とした航空機。
2. 前記航空機は、該航空機の機速を計測するための機速センサと、
   該航空機の姿勢を計測するための姿勢センサと、
   該航空機の位置を計測する位置センサと、を備え、
   前記機速センサと、前記姿勢センサと、前記位置センサ信号と、
   から送られてくる信号を受けとり、
   前記主翼取り付け角変更装置と、前記主翼推進器と、前記昇降舵と、
   を制御する自律的飛行制御装置を有する航空機。
3. 前記航空機は、請求項１と、請求項２と、に記載の装置を使用し、
   垂直離陸、巡航飛行、垂直着陸、ホバリングを行うことを特徴とする航空機。

Images