JP2009179314A - 回転翼航空機特にヘリコプタのダクト付き反トルクロータを最適化して音響不快感を最小限にする方法、及び、それによって得られるダクト付き反トルクロータ - Google Patents

Abstract

【課題】回転翼航空機に装着する音響不快感最小のダクト付きテールロータ反トルク装置の空気力学性能を改善する方法を提供する。
【解決手段】本発明は、ダクト付きテールロータ反トルク装置から周波数ＦＥで放出され、周波数ＦＰで知覚される騒音を最小限にする方法に関する。この方法では、知覚周波数ＦＰが、周波数ＦＣを中心とする所定の３分の１周波数オクターブの下限周波数ＦＬ以下になるように、ロータの直径Ｄ、ブレードの番号ｂ及び接線速度Ｕが決定される。
【選択図】図１０

Description

本発明は、出願人がFenestron（登録商標）と呼ぶ種類のダクト付きテールロータ反トルク装置による音響不快感を最小限にする方法に関する。

回転翼航空機、特にヘリコプタは、揚力と推進力を与える少なくとも１つのエンジンを備える。このエンジンは、前記回転翼航空機の構造に固定され、メインロータを回転させる駆動トルクを発生する。単一のメインロータへの反作用によって、メインロータの回転方向と逆の方向に胴体を回転させる傾向のトルクがヨー内に発生する。このトルクを相殺するため、製造業者は一般に回転翼航空機の胴体の尾部にテール又は「反トルク」ロータを装備している。このロータは、ほぼ常にピッチが変動しパイロットがペダルを用いて制御するブレードを有する。

当然、そのような反トルクロータもヨーを操り、回転翼航空機を操縦することに寄与する。

Fenestron（登録商標）反トルク装置は、特に回転翼航空機の尾部構造内に収容する必要のために、従来のテールロータと比べて直径が小さいダクト付きロータ又はプロペラを備える。ダクト材料はプロペラを覆い、空気力学的流れをチャネルで運ぶ。こうしてダクト内に収容されたロータは、プロペラの直径が小さいために従来のテールロータよりも多くのブレードを有する。例えば、出願人によって設計されたGazelle（登録商標）ヘリコプタ（総重量２０００キログラム（ｋｇ））のFenestron（登録商標）は１３枚のブレードを有し、一方、同一出願人によるSuper Puma（登録商標）ヘリコプタの従来のテールロータは、回転翼航空機の総重量が約９０００ｋｇであるにもかかわらず４枚のブレードしか有していない。

従来型又はダクト付きを問わず、テールロータはエンジンと同様、空気力学的原因の騒音源である。他の騒音は機械的発生源を有する。すなわち、エンジンギアボックス、メイントランスミッションボックス及び付属装置、テール伝達装置、構造振動である。

一般に、騒音問題は２つの別個の側面を有する。
・回転翼航空機の外部の騒音、及び、
・内部騒音、すなわち、回転翼航空機の機室内の騒音。

そのような状況で、本発明は、特に、ダクト付きテールロータ反トルク装置によって生成される外部騒音を最小限にする方法に適用される。従って、本発明は、また、前記方法によって得られるダクト付きテールロータ反トルク装置にも関する。結果として、内部騒音も低減される。

外部騒音の観点から、基本的に、離陸時と着陸時の短い距離で発生する騒音は過剰な不快感を生み出さない。

さらに、市街地での回転翼航空機の使用は、居住地域上での飛行を意味し、従って住民への音の不快感を引き起こすことになる。

同様に、軍事目的で回転翼航空機を使用する場合も、騒音によって回転翼航空機が予想より早く察知され識別される可能性があり、音の放出を考慮しなければならない。

さらに、参考情報として挙げると、ダクト付きテールロータ反トルク装置、その回転駆動手段、及びそのブレードのピッチの集合的制御手段の設計及び配置、並びにこの構成の利点は、同一出願人による多数の特許に記載されている。その中でも、等角度に分布するブレードを備えるロータを記載する仏国特許第1,531,536号（特許文献１）及び仏国特許第2,534,222号（特許文献２）を特に挙げることができる。これらの文献には、全てのブレードのピッチを同時に変更する手段と、特に前記ブレードに関する種々の特徴と、ロータから下流への空気流からの回転エネルギーを回復させ軸方向の推力の形でそれを使用するためにロータと「デフレクタ」ステータとが組み合わさった構成と、に各々対応するブレード付きロータが記載されている。

また、デフレクタステータを有するロータを備えるダクト付きテールロータ反トルク装置であって、ダクト付きロータのブレードが等角度に分布していない反トルク装置に関連する同一出願人による仏国特許第2,719,549号（特許文献３）、仏国特許第2,719,550号（特許文献４）及び仏国特許第2,719,551号（特許文献５）を挙げることがまた重要である。より詳細には、前記ブレードは、ダクト内を通過する空気による騒音の減少に寄与するように、正弦曲線関係によって決定された不規則な方位角変調を有する角分布を備える。

とは言うものの、ロータからの騒音は、ブレードに作用する安定した空気力学的負荷と、変動する空気力学的負荷と、の両方に起因することが証明されている。狭帯域騒音分析を用いた分析によると、その騒音は複数の別個の周波数の形で出現し、ブレードが基準点を通過する周波数、より簡単には「ブレード周波数」の複数の音を有する。

言い換えれば、ヘルツ（Ｈｚ）すなわち毎秒回転数で表した回転速度Ωとブレードの所与の数ｂ（但しｂは従来のテールロータのブレード数より大きい数）との積は、ブレード周波数（ｂΩ）を与えるとともに、その倍数（「×」：乗算符号）を以下の形態Ｆで与える。
・均一分布ブレードを備えたロータに関して、Ｆ＝ｎ×ｂ×Ω
ここで、ｎは正の整数に等しい。
・不均一分布ブレードを備えたロータに関して、Ｆ＝［（ｎ×ｂ）±ｍ］×Ω
ここで、ｎ、ｍは正の整数である。

音響エネルギーが集中するこれらの周波数は、従来のテールロータで発生する周波数よりはるかに高く、通常４００Ｈｚ〜２０００Ｈｚの範囲内にあり、基本周波数は、一般に４００Ｈｚ〜６００Ｈｚの範囲内にあり、極めて大きい数までの高レベルの高調波を備え、これらの高調波の音響レベルは、原則としてブレードの端部の「ヘリカル」マッハ数（ブレードの先端の周速度と空気流の軸速度との組み合わせ、すなわち、前記ブレードの回転面にほぼ垂直である）とともに増加する。

任意のダクト付き反トルクロータに適用される前記周波数は大気中で極めて急速に減衰する。にもかかわらず、音響エネルギーが集中する周波数が上がると、人間の耳の最大感度の周波数帯域内に前記周波数が入る。さらに、音響エネルギーの大半が２つか３つの極めて狭い一次スペクトル線上に集中するダクト付き反トルクロータの騒音周波数範囲が極めて衝撃的に出現するため、人間の耳には苦痛であるホイッスル音を発生させる。これは「出現するスペクトル線又は純音補正」を利用する音響証明基準によってペナルティを課される。

ブレードが不均一に分布しないようにブレードを配置するという前記解決策は音響干渉を実行し、それによって、音響エネルギーの全てが基本周波数（最高の音響レベル）又はいくつかの高調波にほぼ集中せず、３分の１オクターブより離れていない２つの純音を区別できない人間の耳が耐えられる中間周波数（０〜ｂΩ間、ｂΩ〜２ｂΩ間等）に前記音響エネルギーを分布させることができ、ホイッスル音を減衰することができる。

仏国特許発明第1,531,536号明細書 仏国特許発明第2,534,222号明細書 仏国特許発明第2,719,549号明細書 仏国特許発明第2,719,550号明細書 仏国特許発明第2,719,551号明細書

本発明の目的は、回転翼航空機、特にメインロータによって推進されるヘリコプタに装着する音響不快感が最小のダクト付きテールロータ反トルク装置を製造し、このタイプの現在知られているアセンブリとは異なり、オプションとしてデフレクティングステータを装着できる前記装置の空気力学性能を改善する方法を提供することである。

さらに、本発明の方法とそれによって得られるダクト付きテールロータ反トルク装置は、特に、民間の航空機を検証する法規の要件に関して、周知のダクト付き反トルクロータの種々の実際の要件を満足するという別の目的を達成することを可能にする。

そのような条件下で、本発明の方法は、以下のような航空に関する勧告に準拠する「音感受騒音レベル」（簡略化してＴＰＮＬ）という考えに基づき、ＴＰＮｄＢで表される音響不快感を表す標準のような、回転翼航空機、特にヘリコプタの騒音標準という意味で最小の不快感を提示するダクト付きテールロータ反トルク装置を得るために、ダクト付きテールロータ反トルク装置とそれに対応する回転翼航空機の一定の設計パラメータに関して満足すべき基準を決定するために用いられる。
・国際民間航空機関（ＩＣＡＯ）、第８章、付録１６
・連邦航空規則（ＦＡＲ）、第１８章、付録Ｈ、第３６部

本発明によれば、前記目的は、前進速度Ｖで証明された回転翼航空機用、特にヘリコプタ用のダクト付きテールロータ反トルク装置を最適化する方法によって達成される。回転翼航空機は、回転翼航空機をほぼ横断する方向に延在する軸であって回転翼航空機の後部に収容されたフェアリングを通過する軸の空気流ダクト内で、ほぼ同軸に回転速度Ωで回転するために搭載された所与の数ｂの可変ピッチブレードを有する直径Ｄのマルチブレードロータを備えるものである。この方法は、以下のステップが実行されることを特徴とする。
・中心周波数ＦＣに中心がある所定の３分の１オクターブについて下限周波数ＦＬが選択される。
・前記ダクト付きテールロータ反トルク装置によって生成される音の知覚周波数ＦＰが、その音の放射周波数ＦＥにドップラー効果を考慮した乗法係数Ｃを乗ずることで決定される。すなわち、ＦＰ＝Ｃ×ＦＥ。
・ロータの直径Ｄ、ブレードの所与の番号ｂ、ブレードの端部での接線速度Ｕに関連するパラメータが選択され、Ｃ×［Ｕ×（ｎ×ｂ）±ｍ］／（π×Ｄ）で与えられる音の知覚周波数ＦＰが、周波数ＦＣに中心がある所定の３分の１オクターブの下限周波数ＦＬより小さく、ｎ及びｍが正の整数で、符号「／」が除算に対応する。

以下に詳述するように、オクターブ周波数帯域と３分の１オクターブ周波数帯域内のスケールが騒音の周波数範囲を表すために使用され、各オクターブ帯域が３つの３分の１オクターブ帯域に分割されることが慣例で証明されている。従って、中心周波数ＦＣに中心がある３分の１オクターブの下限周波数ＦＬは下式で与えられる。

さらに、音の知覚周波数ＦＰは、ドップラー効果、すなわち振動運動の見掛け周波数は観察者に対する音源の速度に応じて変化するという現象のために、放射周波数ＦＥとは異なるということを観察することが重要である。実際、回転翼航空機が観察者に向かって高速で進んでいる場合、音の知覚周波数ＦＰは放射周波数ＦＥの場合より高い。

従って、外部音響不快感を最小限にするという観点から最適化されるダクト付きテールロータ反トルク装置の設計にあたっては、本発明では、第一に、回転翼航空機の音響証明前進速度Ｖ、第二に、温度及び観察角度であってその上と下で各々知覚周波数ＦＰが所定の３分の１オクターブの下限周波数ＦＬより厳密に小さくなる温度及び観察角度が考慮される。言い換えれば、放射周波数ＦＥと知覚周波数ＦＰの関係が、ＦＰ＝Ｃ×ＦＥである場合、以下に詳述するように、乗算係数Ｃは以下のように記述される。

ここで、記号Ｍは、前進速度Ｖで移動している騒音発生源、すなわち、反トルク装置のマッハ数を示す。すなわち、記号「ａ」が所与の温度での音速を示す場合、以下のようになる。

記号θｅは、前進速度Ｖと、「音源−観察者」軸と、がなす角度に対応する。

前記説明によって、ブレード周波数の式は実際、前記の音の放射周波数ＦＥと同一であることが分かる。具体的には、以下の式を示す。ここで、Ｆ及びΩの単位はＨｚ、ωの単位はｒｄ／ｓ、Ｄの単位はｍ、Ｕの単位はｍ／ｓである。

よって、Ｆ＝ＦＥ。

要約すると、パラメータＤ、Ｕ及びｂは、以下の基準を満たすように選択しなければならない。

有利なことに、この基準は好ましくは以下のように適用される。
・周波数範囲の基本周波数だけが選択される。すなわち、ｎ＝１、ｍ＝０である。
・使用される所定の３分の１オクターブは５００Ｈｚの中心周波数ＦＣに対応する。この周波数は下記のように標準内の限度に対応する。
・回転翼航空機の騒音証明速度に対応する前進速度Ｖが決定される。すなわち、例えば、Ｖ＝（０．４５×ＶＨ）＋６５ （ノット）
ここで、ＶＨは、気温２５℃及び「圧力高度」ゼロの条件での最大重量の回転翼航空機の最大速度である。
・３０°〜４５°の範囲でθｅが選択される。
・３４６ｍ／ｓの音速に対応する１５℃〜２５℃の範囲内、好ましくは２５℃の気温が選択される。

当然、この好ましい用途は限定的ではなく、特に規制の要件の関数として構成することができる。

また、本発明は、回転翼航空機のヨーを制御し操縦するダクト付きテールロータ反トルク装置を提供する。

本発明は、前進速度Ｖで音響的に証明された回転翼航空機、特に、ヘリコプタの反トルク装置を提供する。この装置は、直径Ｄのマルチブレードロータを備えており、このロータは、回転翼航空機をほぼ横断する方向に延在する軸であって回転翼航空機の後部に収容されたフェアリングを通過する軸の空気流ダクト内で、ほぼ同軸に回転するために搭載された所与の数ｂの可変ピッチブレードを有するものであり、ロータの直径Ｄ、ブレードの所与の番号ｂ及びΩ×（Ｄ×２）に等しいブレードの端部での接線速度Ｕに関連するパラメータは、以下のようになる。

ここで、ｎ及びｍは正の整数を、ＦＣは所定の３分の１オクターブの中心周波数を、ａは音速を、各々表す。θｅは、前進速度Ｖと、騒音源すなわち反トルク装置と観察者を結ぶ軸と、がなす角度を表す。

有利には、また好ましくは、以下があてはまる。
・整数ｎは１に等しい。
・中心周波数ＦＣは５００Ｈｚである。
・ＶＨが回転翼航空機の最大速度を示すと仮定して、回転翼航空機の前進速度Ｖは以下の通りである。［（０．４５×ＶＨ）＋６５ （ノット）］
・角度θｅは３０°〜４５°の範囲内にある。
・気温は１５℃〜２５℃の範囲内にあり、好ましくは２５℃で、この場合の音速は３４６ｍ／ｓである。

有利には、ダクト付きテールロータ反トルク装置は、フェアリングによって形成されたダクト内のロータ内の下流に位置する固定ベーンを備えたデフレクタステータを含むことができ、それによって、小型で、バランスが良く、堅牢で、ロータを駆動する電力を変えることなく、音響不快感を最小限に抑えながら反トルク推力を増加させる反トルク装置を提供することができる。

添付の図面を参照する例示的実施形態の以下の説明によって、本発明及びその利点がより詳細に理解できよう。

ヘリコプタのテールブームの後端と尾部垂直安定板の基部にあるフェアリングを通過するダクト内に配置された、ロータ及びデフレクタステータを備えたダクト付き反トルク装置の３／４背面斜視図であり、図を見やすくするため前記ロータはダクトから取り外され部分的に切り取った断面で示されている。 ブレードが不規則な方位角変調を表す、図１のロータ及びステータの側面図である。 基本周波数に対応する純音の発生を示すとともに、騒音証明のための空域通過フェーズを実行中のダクト付きテールロータを装備したヘリコプタのノイズスペクトルを示す図である。 周波数のオクターブに関連する図である。 周波数の３分の１オクターブに関連する図である。 ３分の１オクターブ内での純音の発生を表す図である。 純音発生の一例を示す図である。 ５００Ｈｚ未満及び５０００Ｈｚを超える周波数についての第１の純音補正を示す図である。 ５００Ｈｚ以上５０００Ｈｚ以下の周波数についての第２の純音補正を示す図である。 ７５ｄＢの音響レベルでノイ（Noys）で表した音響迷惑行為値（音響不快感）の一例を示す図である。 本発明の方法を示す図である。 ドップラー効果を示す図である。 本発明の騒音を最小限にする基準を示す図である。

複数の図に示された要素は各々の図で同じ参照番号が付与される。

図１は、胴体と単一のメインロータ（図示せず）を有するヘリコプタのテールブーム１を示し、テールブームは、後端でヨー制御のための尾部垂直安定板３を支え、前方でブーム１の両側に突き出してヘリコプタのピッチ制御を支援する２つの部分を含む水平尾翼４を支える。

尾部垂直安定板３の基部は、フェアリング５を備えている。フェアリング５は、所与の数ｂの可変ピッチブレード１０を有する直径Ｄのダクト６内でほぼ同軸に角回転速度Ωで回転するために搭載されたマルチブレードロータ７を有しており、ダクト６内に、ダクト６を通過する空気の流れの方向に関してロータ７の下流に固定され、さらに、ダクト６の軸Ｘ−Ｘを中心とするほぼスター状に配置された固定ベーン９を含むデフレクタステータ８を有するものである。フェアリング５は、ダクト付き反トルク装置２の空気が流れるダクト６によって横断方向に貫かれている。

所与の数ｂのブレード１０を備えたロータについて、不規則な方位角又は位相変調の一例が図２に示されている（α２は２×α１に等しくなく、ｂ＝１０である）。この位相変調の目的は、ロータのブレードの通常の角対称又は通常の均一角分布をなくすことである。これは放射音響エネルギーを低減するためではなく、エネルギーが特定の周波数（ｂΩ，２ｂΩ，３ｂΩ，……：話を分かり易くするために、Ωがそれぞれｂ，２ｂ，３ｂ，……で乗算されている）に集中するそのような変調がない場合の構成（ブレードが均一に分布する）とは違って、放出音響エネルギーを周波数範囲により好適に分布させるために実行される。

ダクト付きテールロータを備えたそのような反トルク装置は、一般に、図３に示すように（周波数が横座標に沿ってＨｚでプロットされ、騒音レベルが縦座標に沿ってデシベル（ｄＢ）でプロットされている）、全体的に見てヘリコプタの（又は何か別の回転翼航空機の）騒音周波数範囲から発生する純音を発するため、騒音迷惑行為（sound nuisance）の源である。矢印ｆで識別される純音は周波数ｂΩの基本音に対応する。

回転翼航空機を騒音証明可能にするには、回転翼航空機によって生成される騒音を評価するために音響測定を実行する必要がある。そのような条件下では、可聴周波数範囲のある周波数帯域内で測定された純音の騒音レベルは、そのような音によって発生した不快感を考慮に入れるために、騒音周波数範囲内の純音の発生の関数として計算される適用ペナルティを生む。

より詳細には、周波数範囲は周波数の関数としての音響レベルの表現であり、騒音はさまざまなレベル及び周波数での音の重畳である。各周波数についてｄＢ（デシベル）単位で表される騒音レベルは騒音の周波数範囲を表す。

従来は、騒音の周波数範囲を表すため、オクターブの周波数帯域すなわち「オクターブ」と、３分の１オクターブの周波数帯域と、に基づいてスケールが使用されていた。原則的に、少なくとも１００００Ｈｚまでの周波数が考慮され、例えば、６３Ｈｚ、１２５Ｈｚ、２５０Ｈｚ、５００Ｈｚ、１０００Ｈｚ、２０００Ｈｚ、４０００Ｈｚ及び８０００Ｈｚを中心とした複数のオクターブ帯域にグループ化される。各オクターブ帯域は対数を用いて３つの３分の１オクターブ帯域に細分化される。

基本的に、図４に示すように、中心周波数ＦＣに中心があるオクターブの上限周波数ＦＬＳは同じオクターブの下限周波数ＦＬＩの２倍に等しい。すなわち、以下の式のようになる。

同様に、基本的に、以下の式があてはまる。

従って、ＦＬとＦＳとが周波数ＦＣ（図５）に中心がある３分の１オクターブ帯域の下限及び上限周波数をそれぞれ示す場合、以下の関係が定義される。ＦＬ＝ｋ^２×ＦＬＩ、ＦＣ＝ｋ×ＦＬ、ＦＳ＝ｋ×ＦＣ、ＦＬＳ＝ｋ^２×ＦＳ＝ｋ^６×ＦＬＩ
ここで、ＦＬＳ＝２×ＦＬＩであることから、以下のようになる。

この結果、周波数ＦＣの中心がある３分の１オクターブ帯域の下限ＦＬは下式で与えられる。

これに基づいて、当業者は、純音が図６に示す方法で、すなわち、以下の量を用いて純音の発生を判断する。（Δ１＋Δ２）／２

例えば、図７から、この例では純音の発生が以下のように評価されることが分かる。

但し、この例では、値６６．６ｄＢ及び値６７．３ｄＢが、８０．６ｄＢの音響レベルを表す３分の１オクターブ帯域のそれぞれ下と上の３分の１オクターブ帯域にあり、５００Ｈｚの周波数を有する純音に関連する音響レベルであると仮定する。

図８ａ及び図８ｂは、ＩＣＡＯ勧告に従って適用されるペナルティ（又は純音補正ＴＣ）を例示する。特に、
・図８ａは、以下の条件を満たす３分の１オクターブ周波数ＦＲの純音の発生の関数として適用される純音補正ＴＣに関連する。Ｆｒ＜５００Ｈｚ、Ｆｒ＞５０００Ｈｚ
この補正は最大３^１／３ｄＢである。
・図８ｂは、以下の条件を満たす３分の１オクターブ周波数Ｆｒの純音の発生の関数として適用される純音補正ＴＣに関連する。５００Ｈｚ≦Ｆｒ≦５０００Ｈｚ
補正は最大６^２／３ｄＢである。すなわち、図８ａに対応する補正の２倍の値である。

図７を参照すると、純音補正は図８ｂの場合が４．５５ｄＢで、これは音響証明を得るという観点からは回転翼航空機にとって明らかなペナルティである。

純音補正は知覚騒音デシベル（ＰＮｄＢ）単位で表した知覚騒音レベル（ＰＮＬ）を超えたペナルティを発生させる。ここで「音知覚騒音レベル」又は「ＴＰＮＬ騒音レベル」は、下式で与えられるＴＰＮｄＢ単位で表される。ＴＰＮｄＢ＝ＰＮｄＢ＋ＴＣ

ここで、手順の簡潔な概要を示す以外に、知覚騒音レベルの決定方法を詳述する必要はない。
・騒音履歴は規則的なセグメントに細分化され（一般に０．５秒に１回）、関連する３分の１オクターブが計算される。
・各オクターブ周波数範囲について、知覚騒音レベルＰＮＬが計算される。
・各３分の１オクターブには、周波数と３分の１オクターブのｄＢレベルの関数である「ノイ（Noys）」で表される迷惑行為値が与えられる。また、「ノイ周波数範囲」が得られる。「ノイ周波数範囲」では、Noymaxと呼ばれるノイで表される最大値が、図７の例で反トルク装置によって放出される周波数に対応している。
・以下のタイプの公式を用いて知覚騒音レベルＰＮＬが計算される。

例えば、ＰＮＬレベル（純音補正なしの）が９９．５ＰＮｄＢに等しくても、前記の状況に当てはまるように、この手順によって１０４．１ｄＢのＴＰＮＬレベルが定義される。

前記のように、本発明は、純音補正ＴＣが３^１／３ｄＢ（５００Ｈｚ未満の周波数）以下になるようにダクト付きテールロータ反トルク装置を設計することにある限り、本発明は有利であることが分かる。

本明細書に関して、例えば、音響レベルの３ｄＢの増加は、かなりの量である平均瞬間音響エネルギー（時間間隔Δｔにわたって測定した）の２倍に相当するということが最も重要である。従って、ペナルティ（純音補正）を最小限にするよう努力することが常に必要である。

さらに、
・３分の１オクターブ周波数をＨｚ単位で表す横軸と、
・ノイ単位で表される音響不快感としてプロットされる迷惑行為値を表す縦軸と、
・検出された純音を含む３分の１オクターブの７５ｄＢレベルに関連する曲線の例と、
を示す図９を検討すると、迷惑行為値に関して、ペナルティを発生させる純音補正に関連する前記観察に合致する純音の周波数は、できる限り低減することが適当であるということが十分に明らかに分かる。

仏国特許第2,719,549号では、正弦曲線の関係を適用して、回転翼航空機の反トルク装置のロータのブレードを不規則な角度で配置することで、ロータの回転の周波数にブレード数を乗算した値に等しい周波数で「ブレード基本音」に対応するスペクトル線の騒音レベルを低減することができることが証明されている。

にもかかわらず、ブレードのそのような不均一な角分布によって、以下のように前記周波数に関連する他のスペクトル線及び複数の周波数で騒音レベルが増加することがある。
Ｆ＝［（ｎ×ｂ）±ｍ］×Ω

従って、ブレード周波数ｂΩの騒音レベルが騒音周波数範囲からほとんど発生せず、及び／又は、その周波数が、適用可能なペナルティが大きい周波数範囲内にない場合でも、ブレード基本音の高調波である周波数又は２つのそのような高調波の間の変調周波数に対応する発生スペクトル線から大きいペナルティが発生することがある。

本発明によって提供されるこれらの問題を扱う一般的な解決策を以下に説明する。

このために、図１０に示すように、特定の前進速度で騒音証明されるヘリコプタ用のダクト付きテールロータ反トルク装置を最適化する本発明の方法は、以下のステップが実行されることを特徴とする。
・中心周波数ＦＣに中心がある所定の３分の１オクターブについて下限周波数ＦＬが選択される。
・前記ダクト付きテールロータ反トルク装置によって生成される音の知覚周波数ＦＰが、その音の放射周波数ＦＥにドップラー効果を考慮した乗法係数Ｃを乗ずることで決定される。すなわち、ＦＰ＝Ｃ×ＦＥ
・ロータの直径Ｄ、ブレードの所与の番号ｂ、ブレードの端部での接線速度Ｕに関連するパラメータが選択され、Ｃ×［Ｕ×（ｎ×ｂ）±ｍ］／（π×Ｄ）
で与えられる音の知覚周波数ＦＰが周波数ＦＣに中心がある所定の３分の１オクターブの下限周波数ＦＬより小さく、ｎ及びｍが正の整数で、符号「／」が除算に対応する。

これらの条件下で、下限周波数ＦＬは下式で与えられる周波数ＦＣに中心がある３分の１オクターブである。

さらに、知覚周波数ＦＰは前記のようにドップラー効果を考慮に入れ、以下の関係によって表される。ＦＰ＝Ｃ×ＦＥ

図１１から、係数Ｃは以下のように記述することができる。

記号Ｍは、速度Ｖで移動している騒音発生源、すなわち、反トルク装置のマッハ数を示す。従って、「ａ」が所与の温度での音速を示す場合、以下のようになる。

記号θｅは、速度Ｖと、「音源−観察者」軸と、がなす角度に対応する。図１１で観察者はＯで表されている。

要約すると、パラメータＤ、Ｕ及びｂは、以下の基準を満たすように選択しなければならない。

有利なことに、この基準は好ましくは以下のように適用される。
・周波数範囲の基本周波数だけが選択される。すなわち、ｎ＝１、ｍ＝０である。
・５００Ｈｚの中心周波数ＦＣに対応する所定の３分の１オクターブが保持される。この周波数は前記の標準の境界値に対応する。
・回転翼航空機の騒音証明速度に対応する速度Ｖが選択される。すなわち、例えば以下のようになる［Ｖ及びＶＨは両方共ノット（ｋｔｓ）で表される］。ＶＨは回転翼航空機の最大速度である。Ｖ＝（０．４５×ＶＨ）＋６５
・３０°〜４５°の範囲でθｅが選択される。
・３４６ｍ／ｓの音速に対応する１５℃〜２５℃の範囲内、好ましくは２５℃の気温が選択される。

周波数ＦＰが周波数ＦＬより小さいことを指定する前記の条件の数値の例は、以下の結果を生む。この場合、中心周波数ＦＣ、速度Ｃ、外気温及び角度θｅは、各々、５００Ｈｚ、６８ｍ／ｓ、２５℃（標準）及び３０°に等しい。

ｎ＝１の場合、この結果を図１２に示す。図で、前記基準で不可能なＤ、ｂ、Ｕの組み合わせは、ｂの各々の値に対して斜線で示している。言い換えれば、ｂの各々の値に対して、ＤとＵの可能な組み合わせは、値ｂに関連する直線と横軸（Ｕの値を示す）との間のゾーン内にある。

本発明はまた、回転翼航空機のヨーを制御し操縦するダクト付きテールロータ反トルク装置を提供する。

図１に示すように、前進速度Ｖで騒音証明され胴体と単一のメインロータ（図示せず）を有するヘリコプタのテールブーム１は、前記のように、後端でヨー制御を支援する尾部垂直安定板３を支え、尾部垂直安定板３の前方のヘリコプタのピッチ制御を支援するブーム１の両側に延びる２つの部分からなる水平尾翼４を支える。

尾部垂直安定板３の基部には、フェアリング５が配置されている。フェアリング５は、所与の数ｂの可変ピッチブレード１０を有する直径Ｄのダクト６内でほぼ同軸に角回転速度Ωで回転するために搭載されたマルチブレードロータ７を備えており、ダクト６内に、ダクト６を通過する空気の流れの方向に関してロータ７の前に固定され、さらに、ダクト６の軸ｘ−ｘを中心とするほぼスター状に配置された固定ベーン９を含むデフレクタステータ８を備えるものである。フェアリング５は、ダクト付き反トルク装置２の一部を形成する空気流ダクト６によって横断方向に貫かれている。

図１を参照すると、この反トルク装置２はロータの直径Ｄ、ブレードの所与の数ｂ、及び、ブレードの端部でのπ×Ｄ×Ωに等しいメートル／秒（ｍ／ｓ）で表される接線速度Ｕに関連するパラメータが、以下の関係になるという点で優れている。

ここで、ｎ及びｍは正の整数を、ＦＣは所定の３分の１オクターブの中心周波数を、記号ａは音速を、各々表す。θｅは、速度Ｖと、騒音源すなわち反トルク装置と観察者の軸と、がなす角度を表す。

有利なことに、また好ましくは、以下があてはまる。
・整数ｎは１に等しい。
・中心周波数ＦＣは５００Ｈｚである。
・ＶＨが回転翼航空機の最大速度を示す回転翼航空機の速度Ｖは、［（０．４５×ＶＨ）＋６５ （ノット）］で与えられる。
・角度θｅは３０°〜４５°の範囲内にある。
・気温は１５℃〜２５℃の範囲内にあり、好ましくは２５℃で、この場合の音速は３４０．２６ｍ／ｓである。

有利には、ダクト付きテールロータを含む反トルク装置２は、ダクト６内に、ダクト６を通過する空気の流れの方向に関してロータ７の下流に固定され、ダクト６の軸ｘ−ｘを中心とするほぼスター状に配置された固定ベーン９を有するデフレクタステータ８をさらに含むことができる。

本発明を実施するにあたっては種々変更することができることは当然である。いくつかの実施形態について説明してきたが、全ての可能な実施形態を網羅的に識別することは考えられないことが理解されよう。本発明の範囲を逸脱することなしに、任意の前記手段を等価手段によって置き換えることが可能なことは当然である。

Claims (13)

1. 直径Ｄのマルチブレードダクト付きテールロータ（７）を備え、前進速度Ｖで騒音証明された回転翼航空機用の反トルク装置（２）を最適化する方法であって、ロータ（７）は、回転翼航空機をほぼ横断する方向に延在する軸であって回転翼航空機の後部に収容されたフェアリング（５）を通過する軸の空気流ダクト（６）内で、ほぼ同軸に回転速度Ωで回転するために搭載された所与の数ｂの可変ピッチブレード（１０）を有するものであり、
   中心周波数ＦＣに中心がある所定の３分の１オクターブについて下限周波数ＦＬが選択されるステップと、
   前記ダクト付きテールロータ反トルク装置によって生成される音の知覚周波数ＦＰが、その音の放射周波数ＦＥにドップラー効果を考慮した乗法係数Ｃを乗ずることで以下のように決定されるステップと、
   ＦＰ＝Ｃ×ＦＥ
   ロータの直径Ｄ、ブレードの所与の番号ｂ及びブレードの端部での接線速度Ｕに関連するパラメータが選択され、そのため
   Ｃ×［Ｕ×（ｎ×ｂ）±ｍ］／（π×Ｄ）
   で与えられる音の知覚周波数ＦＰが、周波数ＦＣに中心がある所定の３分の１オクターブの下限周波数ＦＬより小さく、ｎ及びｍが正の整数であるステップと、
   が実行されることを特徴とする、
   方法。
2. 前記係数Ｃが、以下の式で表され、
   

   

   
   記号Ｍが、前進速度Ｖで移動している騒音発生源すなわち反トルク装置のマッハ数を示し、マッハ数がＶ／ａに等しく、「ａ」が音速を表し、θｅが、前進速度Ｖと、音源と観察者とを結ぶ軸と、がなす角度を示すことを特徴とする、
   請求項１に記載の方法。
3. 音速を決定するために、１５℃〜２５℃の温度範囲が使用されることを特徴とする、
   請求項２に記載の方法。
4. 前記角度θｅが、３０°〜４５°の範囲内にあるように選択されることを特徴とする、
   請求項２又は３に記載の方法。
5. ノットで表される前進速度Ｖが、
   Ｖ＝（０．４５×ＶＨ）＋６５
   に等しく、ＶＨが回転翼航空機の最大速度であることを特徴とする、
   請求項２から４の何れか１項に記載の方法。
6. 前記中心周波数ＦＣが、５００Ｈｚに等しいことを特徴とする、
   請求項１から５の何れか１項に記載の方法。
7. 前記整数ｎ及びｍが、各々１及び０に等しいことを特徴とする、
   請求項１から６の何れか１項に記載の方法。
8. 前進速度Ｖで騒音証明された回転翼航空機用の音響的に最適化された反トルク装置（２）であって、前記装置は、直径Ｄのマルチブレードダクト付きテールロータ（７）を備え、ロータ（７）は、回転翼航空機をほぼ横断する方向に延在する軸であって回転翼航空機の後部に収容されたフェアリング（５）を通過する軸の空気流ダクト（６）内で、ほぼ同軸に回転速度Ωで回転するために搭載された所与の数ｂの可変ピッチブレード（１０）を有し、ロータの直径Ｄ、ブレードの所与の番号ｂ、及び、Ω×（Ｄ×２）に等しいブレードの端部での接線速度Ｕに関連するパラメータが以下のようになり、
   

   

   
   ここで、ｎ及びｍは正の整数を表し、ＦＣは所定の３分の１オクターブの中心周波数を表し、ａは音速を表し、θｅは、前進速度Ｖと、騒音源すなわち反トルク装置と観察者の軸と、がなす角度を表すことを特徴とする、
   反トルク装置。
9. 音速ａが、１５℃〜２５℃の範囲内の外気温にふさわしい範囲内にあることを特徴とする、
   請求項８に記載の装置。
10. 前記角度θｅが、３０°〜４５°の範囲内にあることを特徴とする、
    請求項８又は９に記載の装置。
11. ノットで表される前進速度Ｖが、［（０．４５×ＶＨ）＋６５］に等しく、ＶＨが、回転翼航空機の最大速度であることを特徴とする、
    請求項８から１０の何れか１項に記載の装置。
12. 前記中心周波数ＦＣが、５００Ｈｚに等しいことを特徴とする、
    請求項８から１１の何れか１項に記載の装置。
13. 前記ダクト付きテールロータ反トルク装置（２）が、デフレクタステータ（８）を備え、ステータ（８）は、ダクト（６）内に、ダクト（６）を通過する空気の流れの方向に関してロータ（７）の下流に固定され、ダクト（６）の軸ｘ−ｘを中心とするほぼスター状に配置された固定ベーン（９）を有することを特徴とする、
    請求項８から１２の何れか１項に記載の装置。

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