JPH05193583A - 航空機 - Google Patents
航空機Info
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- JPH05193583A JPH05193583A JP758292A JP758292A JPH05193583A JP H05193583 A JPH05193583 A JP H05193583A JP 758292 A JP758292 A JP 758292A JP 758292 A JP758292 A JP 758292A JP H05193583 A JPH05193583 A JP H05193583A
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- rotors
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- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 4
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 主翼の両端にティルトロータをもつ航空機に
おいて、同ロータの直径を小さくして高速飛行性能を向
上させ、かつ、離着陸時とホバリング時の機体制御を容
易にする。 【構成】 主翼１の両端のそれぞれに機軸に直交する水
平軸まわりに回転可能に対をなすロータ３ａ，３ｂを装
置すると共に、胴体６最後部７に機軸に直交する水平軸
まわりに回転可能に１個のロータ１０を装置した。
おいて、同ロータの直径を小さくして高速飛行性能を向
上させ、かつ、離着陸時とホバリング時の機体制御を容
易にする。 【構成】 主翼１の両端のそれぞれに機軸に直交する水
平軸まわりに回転可能に対をなすロータ３ａ，３ｂを装
置すると共に、胴体６最後部７に機軸に直交する水平軸
まわりに回転可能に１個のロータ１０を装置した。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、機軸に直交する水平軸
まわりに回動可能なロータ（ティルトロータ）を有する
垂直に離着陸可能な航空機に関する。
まわりに回動可能なロータ（ティルトロータ）を有する
垂直に離着陸可能な航空機に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のティルトロータを有する航空機で
は、図９ないし図１２に示すように、主翼１の両端２
ａ，２ｂに一対の機軸に直交する水平軸まわりに回転可
能にロータ３ａ，３ｂを装着している。ロータ３ａ，３
ｂはエンジン４ａ，４ｂに直結されており、同エンジン
４ａ，４ｂが主翼１の両端部２ａ，２ｂに対して機軸に
直交する水平軸まわりに回動可能な機構となっている。
は、図９ないし図１２に示すように、主翼１の両端２
ａ，２ｂに一対の機軸に直交する水平軸まわりに回転可
能にロータ３ａ，３ｂを装着している。ロータ３ａ，３
ｂはエンジン４ａ，４ｂに直結されており、同エンジン
４ａ，４ｂが主翼１の両端部２ａ，２ｂに対して機軸に
直交する水平軸まわりに回動可能な機構となっている。
【０００３】この航空機では、鉛直方向の離着陸時及び
ホバリング時には、図１０及び図１１に示すように、ロ
ータ３ａ，３ｂの回転面５ａ，５ｂはほぼ水平面内にあ
る。一方、水平飛行時は、図１２に示すように、ロータ
３ａ，３ｂの回転面５ａ，５ｂはほぼ鉛直面内に偏向す
る。
ホバリング時には、図１０及び図１１に示すように、ロ
ータ３ａ，３ｂの回転面５ａ，５ｂはほぼ水平面内にあ
る。一方、水平飛行時は、図１２に示すように、ロータ
３ａ，３ｂの回転面５ａ，５ｂはほぼ鉛直面内に偏向す
る。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来のティルトロータ
は、１対のロータの配置の関係より、垂直離着陸、ホバ
リング時において縦方向の運動制御のためにはロータの
直径が大きい方が好ましいが、一方でロータ直径を大き
くすると水平高速飛行に不向きとなるという欠点があっ
た。
は、１対のロータの配置の関係より、垂直離着陸、ホバ
リング時において縦方向の運動制御のためにはロータの
直径が大きい方が好ましいが、一方でロータ直径を大き
くすると水平高速飛行に不向きとなるという欠点があっ
た。
【０００５】本発明は、以上の欠点を解決することがで
きる航空機を提供しようとするものである。
きる航空機を提供しようとするものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の航空機は、主翼
両端のそれぞれに機軸に直交する水平軸まわりに回転可
能に対をなすロータを装着すると共に、胴体最後部に機
軸に直交する水平軸まわりに回転可能に１個のロータを
設けた。
両端のそれぞれに機軸に直交する水平軸まわりに回転可
能に対をなすロータを装着すると共に、胴体最後部に機
軸に直交する水平軸まわりに回転可能に１個のロータを
設けた。
【０００７】
【作用】本発明の航空機は、前記のように構成されてお
り、垂直離着陸時及びホバリング時には、主翼両端に装
着した対をなすロータの回転面を水平とすると共に、胴
体最後部のロータの回転面を水平することによって、こ
れらのロータの推力によって機体の重量を支持する。こ
の時に、胴体最後部のロータの回転面を水平に対して適
宜傾斜させて同ロータの推力の方向を変えることによっ
て、縦方向（機体の前後方向）の運動が制御される。
り、垂直離着陸時及びホバリング時には、主翼両端に装
着した対をなすロータの回転面を水平とすると共に、胴
体最後部のロータの回転面を水平することによって、こ
れらのロータの推力によって機体の重量を支持する。こ
の時に、胴体最後部のロータの回転面を水平に対して適
宜傾斜させて同ロータの推力の方向を変えることによっ
て、縦方向（機体の前後方向）の運動が制御される。
【０００８】また、垂直離陸時及びホバリング時におい
ては、機体の重量は主翼両端の対をなすロータと胴体最
後部のロータによる推力で支持され、かつ、前記のよう
に縦方向の運動を胴体最後部のロータによって制御する
ことによって、主翼両端の対をなすロータの直径を小さ
くすることができ、水平高速飛行時の性能が向上する。
ては、機体の重量は主翼両端の対をなすロータと胴体最
後部のロータによる推力で支持され、かつ、前記のよう
に縦方向の運動を胴体最後部のロータによって制御する
ことによって、主翼両端の対をなすロータの直径を小さ
くすることができ、水平高速飛行時の性能が向上する。
【０００９】
【実施例】本発明の第１の実施例を、図１ないし図４に
よって説明する。主翼１の両端２ａ，２ｂには、図９な
いし図１２に示される従来の航空機におけると同様に、
一対のロータ３ａ，３ｂがエンジン４ａ，４ｂを介して
機軸に直交する水平軸まわりに回転可能に装着されてい
る。
よって説明する。主翼１の両端２ａ，２ｂには、図９な
いし図１２に示される従来の航空機におけると同様に、
一対のロータ３ａ，３ｂがエンジン４ａ，４ｂを介して
機軸に直交する水平軸まわりに回転可能に装着されてい
る。
【００１０】また、胴体６の最後部７には、対をなしそ
れぞれラダー１７ａ，１７ｂをもつ垂直尾翼８ａ，８ｂ
が設けられ、同垂直尾翼８ａ，８ｂの上端部９ａ，９ｂ
には、ロータ１０がエンジン１１を介して機軸方向と機
軸に直交する水平軸まわりに回転可能に装着されてい
る。即ち、図２に示すように、垂直尾翼８ａ，８ｂの上
端部９ａ，９ｂの間に配置された枠体２０が機軸に直交
する水平方向のヒンジ２１によって垂直尾翼８ａ，８ｂ
の上端部９ａ，９ｂに回転可能に取付けられ、前記枠体
２０に機軸方向のヒンジ２２によってロータ１０のエン
ジン１１が回転可能に取付けられている。
れぞれラダー１７ａ，１７ｂをもつ垂直尾翼８ａ，８ｂ
が設けられ、同垂直尾翼８ａ，８ｂの上端部９ａ，９ｂ
には、ロータ１０がエンジン１１を介して機軸方向と機
軸に直交する水平軸まわりに回転可能に装着されてい
る。即ち、図２に示すように、垂直尾翼８ａ，８ｂの上
端部９ａ，９ｂの間に配置された枠体２０が機軸に直交
する水平方向のヒンジ２１によって垂直尾翼８ａ，８ｂ
の上端部９ａ，９ｂに回転可能に取付けられ、前記枠体
２０に機軸方向のヒンジ２２によってロータ１０のエン
ジン１１が回転可能に取付けられている。
【００１１】従って、ロータ３ａ，３ｂ，１０の各々
は、図示しない作動装置によって、その回転面５ａ，５
ｂ，１２が胴体６の前後方向１３に対して平行、直角と
なるように、エンジン４ａ，４ｂ，１１が、それぞれ主
翼１の両端部２ａ，２ｂ、垂直尾翼８ａ，８ｂの上端部
９ａ，９ｂに対して約９０°回転できるようになってい
る。また、胴体６の最後部７の前記ロータ１０は、その
回転面１２が胴体６の左右舷方向１４に対して傾斜する
ことができるようになっている。なお、１５は胴体６の
最後部７に設けられた水平尾翼、１６ａ，１６ｂはその
ラダーである。
は、図示しない作動装置によって、その回転面５ａ，５
ｂ，１２が胴体６の前後方向１３に対して平行、直角と
なるように、エンジン４ａ，４ｂ，１１が、それぞれ主
翼１の両端部２ａ，２ｂ、垂直尾翼８ａ，８ｂの上端部
９ａ，９ｂに対して約９０°回転できるようになってい
る。また、胴体６の最後部７の前記ロータ１０は、その
回転面１２が胴体６の左右舷方向１４に対して傾斜する
ことができるようになっている。なお、１５は胴体６の
最後部７に設けられた水平尾翼、１６ａ，１６ｂはその
ラダーである。
【００１２】本実施例において、離着陸時及びホバリン
グ時には、図３及び図４に示すように、ロータ３ａ，３
ｂ，１０はいずれもその回転面５ａ，５ｂ，１２が、ほ
ぼ水平面内にあり、各ロータ３ａ，３ｂ，１０で上向き
の推力即ち、揚力が作用して、航空機は上昇、下降又は
ホバリングを行う。
グ時には、図３及び図４に示すように、ロータ３ａ，３
ｂ，１０はいずれもその回転面５ａ，５ｂ，１２が、ほ
ぼ水平面内にあり、各ロータ３ａ，３ｂ，１０で上向き
の推力即ち、揚力が作用して、航空機は上昇、下降又は
ホバリングを行う。
【００１３】この際に、機体、即ち胴体６が前傾してい
たとすると、航空機は前進をする。また、機体即ち、胴
体が右に傾いていたとすると、航空機は右横へ移動す
る。前者の場合には、胴体６最後部７のエンジン１１の
出力を、胴体６が水平になるまで、絞ってバランスを保
つ。また後者の場合には、右舷側のエンジン４ａの出力
を高めるか、左舷側のエンジン４ｂの出力を下げるかし
て、横方向にもバランスを保つ。また、機体が水平面内
で機首を右舷側に振り回頭する場合、胴体６の最後部７
のロータ１０を右舷側に傾けて、右舷方向の横力を発生
させて機首を左舷側に振る回頭モーメントを発生させ
て、前記機首を右舷側へ回頭するモーメントを打ち消し
て、安定を保つことができる。以上のようにして、離着
陸及びホバリング時に機体が安定して飛行し続けること
ができる。
たとすると、航空機は前進をする。また、機体即ち、胴
体が右に傾いていたとすると、航空機は右横へ移動す
る。前者の場合には、胴体６最後部７のエンジン１１の
出力を、胴体６が水平になるまで、絞ってバランスを保
つ。また後者の場合には、右舷側のエンジン４ａの出力
を高めるか、左舷側のエンジン４ｂの出力を下げるかし
て、横方向にもバランスを保つ。また、機体が水平面内
で機首を右舷側に振り回頭する場合、胴体６の最後部７
のロータ１０を右舷側に傾けて、右舷方向の横力を発生
させて機首を左舷側に振る回頭モーメントを発生させ
て、前記機首を右舷側へ回頭するモーメントを打ち消し
て、安定を保つことができる。以上のようにして、離着
陸及びホバリング時に機体が安定して飛行し続けること
ができる。
【００１４】また、機体が水平飛行に移る場合や、水平
飛行から前進速度を落して着陸する場合においては、従
来のティルトロータと同様にロータ３ａ，３ｂ，１０の
回転面５ａ，５ｂ，１２を約９０°偏向して鉛直方向に
すると共に、水平尾翼１５のエレベータ１６ａ，１６
ｂ、垂直尾翼８ａ，８ｂのラダー１７ａ，１７ｂを操舵
を行う。
飛行から前進速度を落して着陸する場合においては、従
来のティルトロータと同様にロータ３ａ，３ｂ，１０の
回転面５ａ，５ｂ，１２を約９０°偏向して鉛直方向に
すると共に、水平尾翼１５のエレベータ１６ａ，１６
ｂ、垂直尾翼８ａ，８ｂのラダー１７ａ，１７ｂを操舵
を行う。
【００１５】以上説明したように、本実施例では、離着
陸及びホバリングの際に、ロータ３ａ，３ｂの推力に加
えてロータ１０の推力によって機体重量を支持し、か
つ、縦方向の運動の制御がロータ１０によって制御する
ことができるために、ロータ３ａ，３ｂの直径を小さく
することができ、その回転面を鉛直方向とする水平高速
飛行時の速度を上げその性能を向上することができる。
陸及びホバリングの際に、ロータ３ａ，３ｂの推力に加
えてロータ１０の推力によって機体重量を支持し、か
つ、縦方向の運動の制御がロータ１０によって制御する
ことができるために、ロータ３ａ，３ｂの直径を小さく
することができ、その回転面を鉛直方向とする水平高速
飛行時の速度を上げその性能を向上することができる。
【００１６】また更に、胴体６の最後部７のロータ１０
を左右舷方向に傾けることによって、離着陸及びホバリ
ング時の機体の安定を保つことができる。
を左右舷方向に傾けることによって、離着陸及びホバリ
ング時の機体の安定を保つことができる。
【００１７】本発明の第２の実施例を、図５ないし図８
によって説明する。前記第１の実施例のロータ３ａ，３
ｂ，１０はシングルロータであるが、本実施例ではそれ
らを２重反転ロータ１０３ａ，１０３ｂ，１１０として
おり、その他は前記第１の実施例と全く同一である。
によって説明する。前記第１の実施例のロータ３ａ，３
ｂ，１０はシングルロータであるが、本実施例ではそれ
らを２重反転ロータ１０３ａ，１０３ｂ，１１０として
おり、その他は前記第１の実施例と全く同一である。
【００１８】図８に、本実施例の右舷側のロータ１０３
ａの作用を示す。矢印１１１方向に回転する上流側のロ
ータ１０３ａ−１で発生した回転流１１２を、下流側の
ロータ１０３ａ−２が打ち消すように同下流側のロータ
１０３ａ−１と逆方向１１３に回転する。こうすること
で、ロータ１０３−２の後流１１４には回転流が発生し
なくなり、大きい推力を発生させることができる。
ａの作用を示す。矢印１１１方向に回転する上流側のロ
ータ１０３ａ−１で発生した回転流１１２を、下流側の
ロータ１０３ａ−２が打ち消すように同下流側のロータ
１０３ａ−１と逆方向１１３に回転する。こうすること
で、ロータ１０３−２の後流１１４には回転流が発生し
なくなり、大きい推力を発生させることができる。
【００１９】本実施例においても、前記第１の実施例と
同様な作用及び効果を奏することができる。
同様な作用及び効果を奏することができる。
【００２０】
【発明の効果】本発明は、特許請求の範囲に記載された
ように、胴体最後部に機軸に直交する水平軸まわりに回
転可能なロータを追加することによって、縦方向の操舵
性を著しく向上することができる。また、主翼両端のそ
れぞれに機軸に直交する水平軸まわりに回転可能な対を
なすロータの直径を従来のものに比して小さくすること
ができ、その分高速で水平飛行することが可能となる。
ように、胴体最後部に機軸に直交する水平軸まわりに回
転可能なロータを追加することによって、縦方向の操舵
性を著しく向上することができる。また、主翼両端のそ
れぞれに機軸に直交する水平軸まわりに回転可能な対を
なすロータの直径を従来のものに比して小さくすること
ができ、その分高速で水平飛行することが可能となる。
【図１】本発明の第１の実施例に係る航空機の平面図で
ある。
ある。
【図２】同実施例の胴体最後部のロータの取付部の説明
図である。
図である。
【図３】同実施例の側面図である。
【図４】同実施例の正面図である。
【図５】本発明の第２の実施例に係る航空機の平面図で
ある。
ある。
【図６】同実施例の側面図である。
【図７】同実施例の正面図である。
【図８】同実施例の２重反転ロータの作用の説明図であ
る。
る。
【図９】従来の航空機の平面図である。
【図１０】同従来の航空機の側面図である。
【図１１】同従来の航空機の正面図である。
【図１２】同従来の航空機の側面図である。
１ 主翼 ２ａ，２ｂ 主翼の両端 ３ａ，３ｂ 主翼両端部のロータ ４ａ，４ｂ 主翼両端部のエンジン ５ａ，５ｂ 主翼両端部ロータの回転
面 ６ 胴体 ７ 胴体の最後部 ８ａ，８ｂ 垂直尾翼 ９ａ，９ｂ 垂直尾翼の上端部 １０ 胴体最後部のロータ １１ 胴体最後部のエンジン １２ 胴体最後部ロータの回転
面 １３ 胴体の前後方向 １４ 胴体の左右舷方向 １５ 水平尾翼 １６ 垂直尾翼 ２０ 枠体 ２１，２２ ヒンジ １０３ａ，１０３ｂ，１１０ 二重反転ロータ
面 ６ 胴体 ７ 胴体の最後部 ８ａ，８ｂ 垂直尾翼 ９ａ，９ｂ 垂直尾翼の上端部 １０ 胴体最後部のロータ １１ 胴体最後部のエンジン １２ 胴体最後部ロータの回転
面 １３ 胴体の前後方向 １４ 胴体の左右舷方向 １５ 水平尾翼 １６ 垂直尾翼 ２０ 枠体 ２１，２２ ヒンジ １０３ａ，１０３ｂ，１１０ 二重反転ロータ
Claims (1)
- 【請求項１】 主翼両端のそれぞれに機軸に直交する水
平軸まわりに回転可能に対をなすロータを装着すると共
に、胴体最後部に機軸に直交する水平軸まわりに回転可
能に１個のロータを装着したことを特徴とする航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP758292A JPH05193583A (ja) | 1992-01-20 | 1992-01-20 | 航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP758292A JPH05193583A (ja) | 1992-01-20 | 1992-01-20 | 航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05193583A true JPH05193583A (ja) | 1993-08-03 |
Family
ID=11669807
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP758292A Withdrawn JPH05193583A (ja) | 1992-01-20 | 1992-01-20 | 航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05193583A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007050841A (ja) * | 2005-08-19 | 2007-03-01 | Osaka Prefecture Univ | 小型回転翼機 |
| JP5314198B1 (ja) * | 2012-07-12 | 2013-10-16 | 広慶 藤本 | 垂直離着陸輸送機の機体安定用機構 |
| WO2014010634A1 (ja) * | 2012-07-12 | 2014-01-16 | Fujimoto Hiromichi | 垂直離着陸輸送機の機体安定用機構 |
| CN108238232A (zh) * | 2016-12-27 | 2018-07-03 | 韩国科学技术院 | 可垂直起飞和着陆、垂直和水平飞行及在空中产生能量的飞行器 |
| CN108725773A (zh) * | 2018-08-06 | 2018-11-02 | 云呈通信息科技（上海）有限公司 | 一种无人运输机 |
| WO2019225859A1 (ko) * | 2018-05-23 | 2019-11-28 | 한국항공우주연구원 | 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템 |
| JP2020535079A (ja) * | 2017-09-28 | 2020-12-03 | ホン、スン−イルＨＯＮＧ，Ｓｅｕｎｇ−ｉｌ | 垂直離着陸機 |
| KR20230118223A (ko) * | 2022-02-03 | 2023-08-11 | 이태원 | 추력방향 조절이 가능한 테일로터가 구비된 비행체 |
-
1992
- 1992-01-20 JP JP758292A patent/JPH05193583A/ja not_active Withdrawn
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007050841A (ja) * | 2005-08-19 | 2007-03-01 | Osaka Prefecture Univ | 小型回転翼機 |
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| KR20180123457A (ko) * | 2016-12-27 | 2018-11-16 | 한국과학기술원 | 버티컬 이착륙, 버티컬 및 호리즌탈 비행 및 비행중 에너지 생성이 가능한 비행체 |
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| US11505315B2 (en) | 2018-05-23 | 2022-11-22 | Korea Aerospace Research Institute | Flying object and flying object position control system |
| CN108725773A (zh) * | 2018-08-06 | 2018-11-02 | 云呈通信息科技（上海）有限公司 | 一种无人运输机 |
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| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
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