JPH0456699A - ヘリコプタ - Google Patents
ヘリコプタInfo
- Publication number
- JPH0456699A JPH0456699A JP16664290A JP16664290A JPH0456699A JP H0456699 A JPH0456699 A JP H0456699A JP 16664290 A JP16664290 A JP 16664290A JP 16664290 A JP16664290 A JP 16664290A JP H0456699 A JPH0456699 A JP H0456699A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rotor
- helicopter
- torque
- generated
- tail
- 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
- 230000005484 gravity Effects 0.000 abstract description 6
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 abstract description 4
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 7
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Toys (AREA)
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。
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〕
本発明はヘリコプタのロータが回転する際に機体に与え
られるトルクを打ち消すための推力手段を備えたヘリコ
プタに関する。
られるトルクを打ち消すための推力手段を備えたヘリコ
プタに関する。
ヘリコプタはは一平面内で回転するロータによって浮揚
を兼ねながら飛行するので、ロータのトルクにより機体
にヨーが生じる。これを相殺するため従来は、オーツド
ックスには第７，８図に示すようにテールロータフによ
りそのトルク１２でロータトルク１４を打ち消していた
。また第９図のタンデム型２７は前後のロータ３０の回
転方向を逆にして、第１０図のサイドバイサイド型２８
は左右のロータ３１の回転方向を逆にして、第１１図の
二重反転型２９は上下のロータ３２．３３の回転方向を
逆にして、それぞれトルクを打ち消していた。なお、第
７．８図中、１はヘリコプタ、２はロータ、３はロータ
２の回転軸、４はエンジン、５は胴体、６は水平尾翼、
８は垂直尾翼、１１はロータ回転方向、第９図中、３４
は胴体、第１０図中、３５は胴体、第１１図中、３６は
胴体である。
を兼ねながら飛行するので、ロータのトルクにより機体
にヨーが生じる。これを相殺するため従来は、オーツド
ックスには第７，８図に示すようにテールロータフによ
りそのトルク１２でロータトルク１４を打ち消していた
。また第９図のタンデム型２７は前後のロータ３０の回
転方向を逆にして、第１０図のサイドバイサイド型２８
は左右のロータ３１の回転方向を逆にして、第１１図の
二重反転型２９は上下のロータ３２．３３の回転方向を
逆にして、それぞれトルクを打ち消していた。なお、第
７．８図中、１はヘリコプタ、２はロータ、３はロータ
２の回転軸、４はエンジン、５は胴体、６は水平尾翼、
８は垂直尾翼、１１はロータ回転方向、第９図中、３４
は胴体、第１０図中、３５は胴体、第１１図中、３６は
胴体である。
上記従来のヘリコプタには解決すべき次の課題があった
。
。
即ち、従来は上述した第７，８図に示すテールロータ７
の推力によるトルク１２でロータ２のトルク１４（ロー
タ２の回転方向１１を上から見て反時計まわりとした場
合、ヘリコプタ１の頭を右に振るようなロータ２による
トルク１４が発生するので、これをテールロータフの推
力によるトルク１２で打ち消すこととしている）を打ち
消す方法が非常に多く用いられてきた。このような場合
には、大きなテールロータ７を必要とし、また通常は第
７．８図に示すように、このテールロータ７を垂直尾翼
８の上部に装着するため、垂直尾翼８の方向安定に寄与
する効果を減少したり、垂直尾翼８の先端部にテールロ
ータ７を装着するために構造・強度の問題を発生したり
、ヘリコプタ１全体としての重心位置が後方にさがった
りする問題点があった。
の推力によるトルク１２でロータ２のトルク１４（ロー
タ２の回転方向１１を上から見て反時計まわりとした場
合、ヘリコプタ１の頭を右に振るようなロータ２による
トルク１４が発生するので、これをテールロータフの推
力によるトルク１２で打ち消すこととしている）を打ち
消す方法が非常に多く用いられてきた。このような場合
には、大きなテールロータ７を必要とし、また通常は第
７．８図に示すように、このテールロータ７を垂直尾翼
８の上部に装着するため、垂直尾翼８の方向安定に寄与
する効果を減少したり、垂直尾翼８の先端部にテールロ
ータ７を装着するために構造・強度の問題を発生したり
、ヘリコプタ１全体としての重心位置が後方にさがった
りする問題点があった。
また、別の方法として、上述した通り第９図に示すタン
デム型２７ヘリコプタでは前後に同しようなロータをと
りつけて、前後のロータの回転方向を逆にしてトルクを
打ち消し、第１０回に示すようにサイドハイサイド型２
８ヘリコプタでは左右に同しようなロータを装着して左
右ロータの回転方向を逆にして、トルクを打ち消し、第
１１図に示すように二重反転型２９ヘリコプタでは上下
２段にロータを装着して、上下のロータの回転方向を逆
にしてトルクを打ち消していた。しかし、これらの方式
は、機構が複雑になり、重量が増加したり、故障の原因
になったり、価格が高くなったりするという不具合があ
った。
デム型２７ヘリコプタでは前後に同しようなロータをと
りつけて、前後のロータの回転方向を逆にしてトルクを
打ち消し、第１０回に示すようにサイドハイサイド型２
８ヘリコプタでは左右に同しようなロータを装着して左
右ロータの回転方向を逆にして、トルクを打ち消し、第
１１図に示すように二重反転型２９ヘリコプタでは上下
２段にロータを装着して、上下のロータの回転方向を逆
にしてトルクを打ち消していた。しかし、これらの方式
は、機構が複雑になり、重量が増加したり、故障の原因
になったり、価格が高くなったりするという不具合があ
った。
この発明は、上記従来の諸問題点を解消させ、機構が簡
単で、故障が少く、より安価で、垂直尾翼の方向安定へ
の寄与をより大きくし、ヘリコプタ１重心が後方へ移動
しないようなロータによるトルクを打ち消す装置を有す
るヘリコプタを提供することを目的とする。
単で、故障が少く、より安価で、垂直尾翼の方向安定へ
の寄与をより大きくし、ヘリコプタ１重心が後方へ移動
しないようなロータによるトルクを打ち消す装置を有す
るヘリコプタを提供することを目的とする。
本発明は上記課題の解決手段として、平面に見て機体を
回転する向きにトルクを与えるロータを備えたヘリコプ
タにおいて、機体の先端及び後端に設けられ上記トルク
を相殺する向きにトルクを生じる推力手段を具備してな
ることを特徴とするヘリコプタを提供しようとするもの
である。
回転する向きにトルクを与えるロータを備えたヘリコプ
タにおいて、機体の先端及び後端に設けられ上記トルク
を相殺する向きにトルクを生じる推力手段を具備してな
ることを特徴とするヘリコプタを提供しようとするもの
である。
（作 用）
本発明は上記のように構成されるので、次の作用を有す
る。
る。
即ち、機体の先端及び後端に、ロータの回転が機体に与
えるトルク（ロータの回転と逆向き）を打消す向きにト
ルクを生じる推力手段を設けるので、ロータの回転中心
近傍より見て、一定のトルクに対し、回転モーメントの
最も大きくなる位置ム二反トルクを生じる推力が作用す
ることになり、最も効率的に、即ち最も小さい推力で機
体に与えられたトルクを打ち消すことができる。
えるトルク（ロータの回転と逆向き）を打消す向きにト
ルクを生じる推力手段を設けるので、ロータの回転中心
近傍より見て、一定のトルクに対し、回転モーメントの
最も大きくなる位置ム二反トルクを生じる推力が作用す
ることになり、最も効率的に、即ち最も小さい推力で機
体に与えられたトルクを打ち消すことができる。
また、推力手段が、機体の先端と後端とに分散されるの
で、各推力手段はますます小さくなり、軽量、小型の推
力手段で足りる。
で、各推力手段はますます小さくなり、軽量、小型の推
力手段で足りる。
［実施例］
本発明の第１〜第３実施例を第１図〜第６図により説明
する。なお、従来例と同様の構成部材には同符号を付し
説明を省略する。また、先の実施例と同様の作用につい
ても冗長を避けるため説明を省略する。
する。なお、従来例と同様の構成部材には同符号を付し
説明を省略する。また、先の実施例と同様の作用につい
ても冗長を避けるため説明を省略する。
先ず第１実施例を第１，２図を参照しながら説明する。
第１図は、本実施例のヘリコプタの側面図、第２回はそ
の平面図である。両図において、ヘリコプタ１には従来
のテールロータ７の他に、前ロータ９を前ロータ支持部
１０を介して、ヘリコプタ１の胴体５の前部にとりつけ
る。（従来のテールロータに比して、本実施例のテール
ロータ７、および前ロータ９の大きさは約半分以下であ
る）、第２図で、ロータ２は上から見て、反時計まわり
に回転（ロータ回転方向１１）シているので、ロータ２
によるトルク１４は、ヘリコプタ１の前部を右へ回転す
るような向きに作用する。このロータ２によるトルク１
４をテールロータフの推力によるトルク１２および前ロ
ータ９の推力によるトルク１３により打ち消すことがで
きる。
の平面図である。両図において、ヘリコプタ１には従来
のテールロータ７の他に、前ロータ９を前ロータ支持部
１０を介して、ヘリコプタ１の胴体５の前部にとりつけ
る。（従来のテールロータに比して、本実施例のテール
ロータ７、および前ロータ９の大きさは約半分以下であ
る）、第２図で、ロータ２は上から見て、反時計まわり
に回転（ロータ回転方向１１）シているので、ロータ２
によるトルク１４は、ヘリコプタ１の前部を右へ回転す
るような向きに作用する。このロータ２によるトルク１
４をテールロータフの推力によるトルク１２および前ロ
ータ９の推力によるトルク１３により打ち消すことがで
きる。
従来のテールロータに比してテールロータフの大きさは
約半分以下にできるので垂直尾翼８の方向安全への効き
の寄与が大幅に増加し、垂直尾翼８の構造・強度への悪
影響も減少し、ヘリコプタ重心の後方移動もおさえられ
る。
約半分以下にできるので垂直尾翼８の方向安全への効き
の寄与が大幅に増加し、垂直尾翼８の構造・強度への悪
影響も減少し、ヘリコプタ重心の後方移動もおさえられ
る。
また、ヘリコプタ１の最先端に前ロータ９を設置するこ
とができるので、従来問題となっていたヘリコプタが電
線等にひっかかる事故を防ぐことができる。すなわち、
ヘリコプタ１の最先端に前ロータ９が位置しているので
、この前ロータ９で電線を切断できる可能性があり、飛
行安全の大幅な向上が機体できる。この前ロータ９によ
り電線が切断できなくても、従来例に比して、事故の被
害を大幅に軽減することができる。
とができるので、従来問題となっていたヘリコプタが電
線等にひっかかる事故を防ぐことができる。すなわち、
ヘリコプタ１の最先端に前ロータ９が位置しているので
、この前ロータ９で電線を切断できる可能性があり、飛
行安全の大幅な向上が機体できる。この前ロータ９によ
り電線が切断できなくても、従来例に比して、事故の被
害を大幅に軽減することができる。
次にこの発明の第２実施例を第３．４図を参照しながら
説明する。第３図は、本実施例の側面図、第４図はその
平面図である。両図において、ヘリコプタ１の胴体５の
後部に後ダクティソドファン１５を後ガクティラドファ
ン支持部１６を介して、胴体５の前部に、前ダクテイソ
ドファン１７を前ダクティッドファン支持部１８を介し
て、それぞれ装着する。
説明する。第３図は、本実施例の側面図、第４図はその
平面図である。両図において、ヘリコプタ１の胴体５の
後部に後ダクティソドファン１５を後ガクティラドファ
ン支持部１６を介して、胴体５の前部に、前ダクテイソ
ドファン１７を前ダクティッドファン支持部１８を介し
て、それぞれ装着する。
第４図でロータ２は上から見て、反時計まわりに回転（
ロータ回転方向１１）シているので、ロータ２によるト
ルク１４は、ヘリコプタ１の前部を右へ回転するような
向きに作用する。このロータ２によるトルク１４を後ダ
クティッドファン１５の推力）によるトルク１９および
前ダクテイ、２ドファン１７の推力によるトルク２０に
より打ち消すことができる。
ロータ回転方向１１）シているので、ロータ２によるト
ルク１４は、ヘリコプタ１の前部を右へ回転するような
向きに作用する。このロータ２によるトルク１４を後ダ
クティッドファン１５の推力）によるトルク１９および
前ダクテイ、２ドファン１７の推力によるトルク２０に
より打ち消すことができる。
本実施例は、垂直尾翼８の方向安定に寄与する効果を全
く阻害せず、したがって、従来例に比して垂直尾翼８の
面積を減少できる。また垂直尾翼８の構造・強度も大幅
に向上し、ヘリコプタ１の重量軽減に寄与できる。
く阻害せず、したがって、従来例に比して垂直尾翼８の
面積を減少できる。また垂直尾翼８の構造・強度も大幅
に向上し、ヘリコプタ１の重量軽減に寄与できる。
また、ヘリコプタ１の最先端に前ダクティソドファン１
７を設置することができるので、従来問題となっていた
ヘリコプタが電線等にひっかかる事故を防いだり、被害
を軽減することができ、飛行の安全性が向上する。
７を設置することができるので、従来問題となっていた
ヘリコプタが電線等にひっかかる事故を防いだり、被害
を軽減することができ、飛行の安全性が向上する。
次にこの発明の第３実施例を第５．６図を参照しながら
説明する。第５図は、本実施例の側面図、第６図はその
平面図である。
説明する。第５図は、本実施例の側面図、第６図はその
平面図である。
両回において、ヘリコプタ１の胴体５の後部に後ジェッ
トコントロール２１を後ジェットコントロール支持部２
２を介して、胴体５の前部に前ジェットコントロール２
３ヲ前ジエツトコントロール支持部２４を介して、それ
ぞれ装着する。
トコントロール２１を後ジェットコントロール支持部２
２を介して、胴体５の前部に前ジェットコントロール２
３ヲ前ジエツトコントロール支持部２４を介して、それ
ぞれ装着する。
第６図でロータ２は上から見て反時計まわりに回転（ロ
ータ回転方向１１）シているので、ロータ２によるトル
ク１４はヘリコプタｌの前部を右へ回転するような向き
に作用する。このロータ２によるトルク１４を後ジェッ
トコントロール２１の推力によるトルク２５および前ジ
エントコントロール２３の推力によるトルク２６により
打ち消すことができる。
ータ回転方向１１）シているので、ロータ２によるトル
ク１４はヘリコプタｌの前部を右へ回転するような向き
に作用する。このロータ２によるトルク１４を後ジェッ
トコントロール２１の推力によるトルク２５および前ジ
エントコントロール２３の推力によるトルク２６により
打ち消すことができる。
本実施例は、垂直尾翼８の方向安定に寄与する効果を全
く阻害せず、したがって、従来例に比して垂直尾翼８の
面積を減少できる。また垂直尾翼８の構造・強度も大幅
に向上し、ヘリコプタ１の重量軽減に寄与できる。ヘリ
コプタ１の最先端に前ジェットコントロール２３を設置
することができるので、従来問題になっていたヘリコプ
タが電線等にひっかかる事故を防いだり、被害を軽減す
ることができ、飛行の安全性も向上する。
く阻害せず、したがって、従来例に比して垂直尾翼８の
面積を減少できる。また垂直尾翼８の構造・強度も大幅
に向上し、ヘリコプタ１の重量軽減に寄与できる。ヘリ
コプタ１の最先端に前ジェットコントロール２３を設置
することができるので、従来問題になっていたヘリコプ
タが電線等にひっかかる事故を防いだり、被害を軽減す
ることができ、飛行の安全性も向上する。
本発明は上記のように構成されるので次の効果を有する
。
。
即ち、この発明によれば、従来例が有していた問題点を
解消して、機構が簡単で、故障が少なく、より安価で垂
直尾翼の方向安定への寄与をより大きくし、ヘリコプタ
の重心が後方へ移動しないような、ロータによるトルク
を打ち消す装置を有するヘリコプタが得られる。
解消して、機構が簡単で、故障が少なく、より安価で垂
直尾翼の方向安定への寄与をより大きくし、ヘリコプタ
の重心が後方へ移動しないような、ロータによるトルク
を打ち消す装置を有するヘリコプタが得られる。
また、前方に設けた推７カ手段（前ロータ、前ダクティ
ソドファン、前ジェットコントロール等）は構成の選択
によりヘリコプタの最前方に位置するヘリコプタの構成
の一部とし得るので、たとえ電線等にヘリコプタが衝突
する場合でも、被害が小さくてすむ。たとえば、前ロー
タで電線を切断できることもあるので、ヘリコプタは墜
落を免れほとんど被害をなくすることもでき、飛行安全
上からも大きなメリットがある。また垂直尾翼の方向安
定への寄与を増大できるので、垂直尾翼の面積を小さく
できる効果もある。
ソドファン、前ジェットコントロール等）は構成の選択
によりヘリコプタの最前方に位置するヘリコプタの構成
の一部とし得るので、たとえ電線等にヘリコプタが衝突
する場合でも、被害が小さくてすむ。たとえば、前ロー
タで電線を切断できることもあるので、ヘリコプタは墜
落を免れほとんど被害をなくすることもでき、飛行安全
上からも大きなメリットがある。また垂直尾翼の方向安
定への寄与を増大できるので、垂直尾翼の面積を小さく
できる効果もある。
第１図は、本発明の第１実施例の側面図、第２図は第１
図の平面図、第３図は、本発明の第２実施例の側面図、
第４図は第３図の平面図、第５回は、本発明の第３実施
例の側面図、第６図は、第５図の平面図、第７図は、従
来例の側面口、第８図は、第７図の平面図、第９図は、
従来のタンデム型ヘリコプタの側面図、第１０図は、従
来のサイドバイサイド型ヘリコプタの側面図、第１１図
は、従来の二重反転型ヘリコプタの側面図である。 １・・・ヘリコプタ、 ２・・・ロータ３・・・
回転軸、 ４・・・エンジン５・・・胴体、
６・・・水平尾翼。 ７・・・テールロータ、 ８・・・垂直尾翼。 ９・・・前ロータ、１０・・・前ロータ支持部１５・・
・後ダクティノドファン。 １６・・・後ダクティノドファン支持部１７・・・前ダ
クティノドファン １８・・・前ダクティットファン支持部。 ２１・・・後ジェットコントロール ２２・・・後ジェットコントロール支持部２３・・・前
ジェットコントロール ２４・・・前ジェットコントロール支持部。
図の平面図、第３図は、本発明の第２実施例の側面図、
第４図は第３図の平面図、第５回は、本発明の第３実施
例の側面図、第６図は、第５図の平面図、第７図は、従
来例の側面口、第８図は、第７図の平面図、第９図は、
従来のタンデム型ヘリコプタの側面図、第１０図は、従
来のサイドバイサイド型ヘリコプタの側面図、第１１図
は、従来の二重反転型ヘリコプタの側面図である。 １・・・ヘリコプタ、 ２・・・ロータ３・・・
回転軸、 ４・・・エンジン５・・・胴体、
６・・・水平尾翼。 ７・・・テールロータ、 ８・・・垂直尾翼。 ９・・・前ロータ、１０・・・前ロータ支持部１５・・
・後ダクティノドファン。 １６・・・後ダクティノドファン支持部１７・・・前ダ
クティノドファン １８・・・前ダクティットファン支持部。 ２１・・・後ジェットコントロール ２２・・・後ジェットコントロール支持部２３・・・前
ジェットコントロール ２４・・・前ジェットコントロール支持部。
Claims (1)
- 平面に見て機体を回転する向きにトルクを与えるロータ
を備えたヘリコプタにおいて、機体の先端及び後端に設
けられ上記トルクを相殺する向きにトルクを生じる推力
手段を具備してなることを特徴とするヘリコプタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16664290A JPH0456699A (ja) | 1990-06-27 | 1990-06-27 | ヘリコプタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16664290A JPH0456699A (ja) | 1990-06-27 | 1990-06-27 | ヘリコプタ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0456699A true JPH0456699A (ja) | 1992-02-24 |
Family
ID=15835061
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16664290A Pending JPH0456699A (ja) | 1990-06-27 | 1990-06-27 | ヘリコプタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0456699A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2015026302A1 (en) * | 2013-08-23 | 2015-02-26 | Defence Technology Institute (Public Organization) | Vertical take off and landing unmanned aerial vehicle with twin yaw control system |
-
1990
- 1990-06-27 JP JP16664290A patent/JPH0456699A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2015026302A1 (en) * | 2013-08-23 | 2015-02-26 | Defence Technology Institute (Public Organization) | Vertical take off and landing unmanned aerial vehicle with twin yaw control system |
| CN105263800A (zh) * | 2013-08-23 | 2016-01-20 | 国防科技研究院（公共组织） | 一种具有双偏航控制系统的垂直起降无人机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3366582B1 (en) | A multirotor aircraft with an airframe and a thrust producing units arrangement | |
| EP3354560B1 (en) | A thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding | |
| US11472545B2 (en) | Propulsion system and aircraft with vertical take-off and landing-VTOL | |
| US20030062442A1 (en) | VTOL personal aircraft | |
| BR102020009212A2 (pt) | aeronave de decolagem e pouso vertical (vtol) | |
| GB2597786A (en) | Flying vehicle rotor arrangement | |
| JP2700734B2 (ja) | 垂直離着陸航空機 | |
| JP6979128B2 (ja) | マルチコプタ | |
| JP2020531353A (ja) | 垂直離着陸航空機構成 | |
| KR20100020854A (ko) | 동축반전 로터 시스템을 응용한 수직 이착륙 비행체 | |
| JPH0456699A (ja) | ヘリコプタ | |
| US12304626B2 (en) | Rotorcraft with a ducted tail rotor supported by a stator | |
| JP7541830B2 (ja) | 垂直離着陸機 | |
| JPH08276897A (ja) | 航空機のストレーキ | |
| WO2021070261A1 (ja) | 飛行体 | |
| JPH05155384A (ja) | 航空機の主翼失速防止装置 | |
| US2339836A (en) | Aircraft of the type equipped with sustaining rotors | |
| US8398015B2 (en) | Aircraft that can fly horizontally and vertically | |
| JPH04243696A (ja) | ヘリコプタ | |
| JP3021232B2 (ja) | ヘリコプタ | |
| JP2025130201A (ja) | 飛行体 | |
| JP2540066B2 (ja) | タブ付き垂直尾翼式パラプレ―ン | |
| JPH09267799A (ja) | 多関節空力舵面 | |
| JPH04121299A (ja) | ヘリコプタ | |
| JPH04237697A (ja) | ヘリコプタ |