JPH04169398A

JPH04169398A - 飛行船

Info

Publication number: JPH04169398A
Application number: JP29212990A
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

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。

（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。

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。

（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。

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。

（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。

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。

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。

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。

（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図は、本発明の第１実施例による飛行船の正面図で
ある。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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
。

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。

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。

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。

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。

（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。

【図面の簡単な説明】

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

Claims

【特許請求の範囲】

（１）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。
（２）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。
（３）前記二重反転翼が、二重反転ヘリコプタ・ロータ
であることを特徴とする請求項第２項記載の飛行船。
（４）前記二重反転翼が、二重反転プロペラであること
を特徴とする請求項第２項記載の飛行船。
（５）前記推進・姿勢制御手段が、一重のヘリコプタ・
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。
（６）前記推進・姿勢制御手段が、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ある請求項第１項記載の飛行
船。