JP2009298399A - ヘリコプタ - Google Patents

Abstract

【課題】エンジンの熱量効率を最適化し、広い姿勢範囲の中でトランスミッションを効果的に冷却するべく、低コストの簡単な方法で達成すべく設計されたヘリコプタを提供する。
【解決手段】吸気管を備えている駆動装置と、駆動装置に機能的に連結されたメインロータと、メインロータと駆動装置の間に機能的に挿入され、かつハウジングの中に格納されたトランスミッション、少なくとも１つの吸気口と備え、少なくとも１つの吸気口は、吸気管に連通する第１の入口と、ハウジングに連通する少なくとも１つの第２の入口と、使用時、空気流を第１の空気流と第２の空気流に分割すべく空気流と相互に作用するデフレクタと、デフレクタから第１の入口へと延びている第１の通路に沿って第１の空気流を案内し、第１の通路から分離してデフレクタから第２の入口へと延びている第２の通路に沿って第２の空気流を案内するガイドとを備えているヘリコプタ。
【選択図】図２

Description

本発明はヘリコプタに関する。

ヘリコプタは、実質上、胴体と、この胴体の頂部に装着された、第１の軸線を中心として回転するメインロータと、ヘリコプタの尾端に位置し、第１の軸線に対して横向きの第２の軸線を中心として回転するアンチトルクロータとを備えていることが知られている。

従来公知のヘリコプタは、また、少なくとも１つのエンジンと、このエンジンからの運動をメインロータに伝達するトランスミッションとを備えている。

詳細には、エンジンは、外側から新鮮空気の第１の空気流を取り入れるための吸気管、及び、高温の既燃ガスを外部に排出する排気管を有する。

ヘリコプタは、また、トランスミッションハウジングと、トランスミッションを直接的に又はラジエータを介して冷却する新鮮空気の第２の空気流を生成させるべくハウジングを外側に接続する吸気口とを備えている。

エンジンの熱量効率とトランスミッション冷却効率は、ヘリコプタの姿勢と特にヨー角により影響される。

すなわち、第１の空気流と第２の空気流の流れは、ヘリコプタのヨー角の変化につれて変化する。

ヨー角の変化はまた、第１の空気流における乱流の度合いに影響し、従って、エンジンの熱量効率に影響する。

業界では、エンジンの熱量効率を最適化し、広い姿勢範囲の中でトランスミッションを効果的に冷却するために、第１の空気流と第２の空気流の流れを可能な限り一定にすること、及び、前記範囲にわたって第１の空気流における乱流を最小限に抑えることが必要とされている。

本発明の課題は、上記の必要性を低コストの簡単な方法で達成すべく設計されたヘリコプタを提供することである。

本発明の制限しない一実施例を添付図面に則して詳細に説明する。

本発明に係るヘリコプタの概観図である。 図１のヘリコプタの吸気口の平面図である。 図２の吸気口の側面を示す拡大斜視図である。 図２及び３の吸気口の側面図である。 明瞭を期して一部外した、図２及び３の吸気口の側面図である。 明瞭を期して一部外した、図１のヘリコプタのエンジンと図２〜５の吸気口の１セクションの動作図である。

図１の参照番号１は、実質上、鼻部５を付けた胴体２と、胴体２に装着された、軸線Ａを中心として回転するメインロータ３と、鼻部５の反対側で胴体２から突き出る尾翼に装着された、軸線Ａに対して横向きの第２の軸線を中心として回転するテールロータ４とを示す。

ヘリコプタ１は、支持体７により形成され、胴体２のそれぞれの側面８に沿って配置されたそれぞれのハウジングの中に格納された２つのエンジン６（１基だけ図６に示してある）を備えている。

ヘリコプタ１は、軸線Ａを中心としてメインロータ３を回転させるためにエンジン６のそれぞれの出力シャフトをシャフト１０（部分的にだけ図３、４、５に示してある）に接続する２つのトランスミッション９（１基だけ図６に示してある）を備えている。詳細には、エンジン６の出力シャフトは、それぞれの軸線Ｂ（１つだけ図６に示してある）に沿って延びている。

各エンジン６は、開放型熱力学サイクルのガスタービンと同じ仕方で働き、実質上、下記のものを備えている（図６）。
・外気吸気管１２を有し、取り入れた外気を圧縮するコンプレッサ１１、
・内部で、コンプレッサ１１により圧縮された空気が、高温既燃ガスを生成させるべく燃料と反応する燃焼室１３、及び、
・内部で、燃焼室１３からの高温既燃ガスがエンジン６の出力シャフトを回転させるべく膨張するタービン１４。

各エンジン６はまた、下記のものを備えている。
・既燃ガスを加速すべくタービン１４から下向きに延びている先細ノズル１５、及び、
・既燃ガスを排出すべく支持体７のそれぞれの開口部１７で終わる排気管１６。

各エンジン６のために、ヘリコプタ１は有利には吸気口２０を備え、これがまた下記のものを備えている。
・吸気管１２に連通する第１の入口２１、
・トランスミッション９を格納するハウジング２３（図６）に連通する２つの入口２２、
・使用時、ヘリコプタ１（図２〜５）の外側の空気流Ｆを第１の空気流と第２の空気流に分割すべく前記空気流と相互に作用するデフレクタ、及び、
・デフレクタから入口２１へと延びている第１の通路Ｐ（図２〜５）に沿って第１の空気流を案内し、第１の通路Ｐから分離してデフレクタから入口２２へと延びている２つの第２の通路Ｑ（図２及び５）に沿って第２の空気流を案内するガイド。

ここで、“分離して”は、第１の空気流の通路Ｐと第２の空気流の通路Ｑがデフレクタより下流で１点でも交差しないことを意味することに注目されたい。

詳細には、吸気口２０は、それぞれの側面に沿って位置し、鼻部５に面する支持体７の前端２５から鼻部５に向かって突き出ている。

詳細には、支持体７の端２５は、胴体２に沿って２つのエッジ２６を有し、エッジ２６の相互に向き合う端の間を胴体２に対して横向きに延びている２つのエッジ２７を有する。

吸気口２０は、好ましくは相互に一体である。

吸気口２０は明らかに同一であり、以下、簡潔を期して１つだけを説明する。

図面に示した例では、吸気口２０が下記のものを備えている（図２〜５）。
・端２５の反対側の端に自由端エッジ３０を有し、胴体２に面する表面３１とこの表面３１の反対側の表面３２とを形成する平坦な壁２９、
・端２５と協働する端部分３６、及び、表面３２と協働し、入口２１を形成する主部分３７を備えている壁３５、及び、
・端２５と協働する端部分５１、及び、表面３２と相対する側面８との間に挿入された、入口２２を形成する主部分５２を備えている壁５０（図２）。

詳細には、デフレクタは、第１の空気流と第２の空気流をそれぞれ壁２９の表面３１と表面３２の上にそらせるべく翼の先頭エッジとほぼ同じ仕方で働くエッジ３０により形成される。

エッジ３０に加えて、壁２９の輪郭はまた、エッジ３０において端２５からエッジ３０に向かって細くなっていく２つのエッジ３３により形成される。

壁３５の主部分３７は、端部分３６から胴体２の鼻部５に向かって延びている。

端部分３６は、エッジ２７に平行な方向において主部分３７より大きく、胴体２の縦方向において主部分３７より小さい。

各壁３５の端部分３６は、他方の壁３５の端部分３６と一体である（図２）。

主部分３７は、表面３２と協働する湾曲形の第１の端エッジ３８、及び、表面３２から間隔をあけてエッジ３８と向き合った湾曲形の第２のエッジ３９を有する。

詳細には（図３、４）、エッジ３８は、エッジ３０に平行な、エッジ３０と端部分３６の間に挿入された端部分４０、及び、端部分３６からエッジ３０への方向でエッジ３０に向かって細くなっていく２つの部分４１を備えている。

部分４１は、部分４０の反対側に位置する。

エッジ３９は湾曲形で、実質上、端２５に面する側の円弧形部分４２、及び、エッジ３０に向かって延伸し、部分４２に接続され、部分４０に面する側に位置する部分４３を備えている。

詳細には（図３、４）、部分４２は約１８０°の円弧に沿って延び、部分４３は、部分４２により境界を形成されたセクタの外側に位置する。

図２に示した通り、エッジ３９は軸線Ａに関して斜めに延びている。

入口２１の輪郭は、円弧形の第１の部分４５、及び、部分４５により形成された周囲の外側に置かれた尖端を形成する第２の部分４６を備えている。

部分４５は端２５に面する側に位置し、部分４６は部分４０に面する側に位置する。

詳細には、部分４６は、部分４５から部分４０に向かって細くなり、部分４５のそれぞれの端に接続された第１の端と、この第１の端と向き合って相互に接続された第２の端を有する２つのセグメントを備えている。

部分４６は、部分４５により形成されたセクタの外側に位置する。

入口２１は、エッジ３９より表面３２に近い。

詳細には、壁３５の主部分３７は、エッジ３８からエッジ３９への方向において表面３２から間隔を広げながら延び、かつ、エッジ３９から入口２１への方向において表面３２から間隔を広げながら延びている（図３）。

換言すれば、主部分３７の厚みはエッジ３８からエッジ３９に向かって増大し、エッジ３９から入口２１に向かって減少する。

入口２１の輪郭の、表面３２の上に突き出る突起は、エッジ３９の輪郭の、表面３２の上に突き出る突起の範囲内にある。

エッジ３９の輪郭の、表面３２の上に突き出る突起は、エッジ３８の範囲内にある。

入口２１の部分４５、４６の、表面３２の上に突き出る突起は、部分４２、４３の、表面３２の上に突き出る突起により包囲されている。

壁５０の主部分５２は、それぞれの入口２２を形成し、端部分５１から壁２９のエッジ３０への方向において丸みを帯びたエッジ５４の中に細くなっていく２つの表面５３を備えている。

図示した例における入口２２は矩形で、トランスミッション９（図６）のハウジングの内側で終わるそれぞれの導管（図５）の中に開いている。

詳細には、エッジ５４は端２５とエッジ３０の間に挿入されている。

各吸気口２０のガイドは、下記のものを備えている。
・表面３２、及び、壁３５のうち、エッジ３０と入口２１の間に挿入された、第１の空気流を通路Ｐに沿ってエッジ３０から入口２１に案内するための部分、及び、
・表面３１、及び、表面５３のうち、エッジ３０と入口２２の間に挿入された、第２の空気流を通路Ｑに沿ってエッジ３０から入口２２に案内するための部分。

詳細には、各通路Ｑは相対側面８と相対表面３１によって境界を形成され、各通路Ｐは相対壁２９に沿って相対通路Ｑと反対の側で延びている。

エンジン６はまた、コンプレッサ１１を包囲し、第１の空気流の割り当て分（図６にＩで表されている）を上流でコンプレッサ１１から抜き取り、割り当て分Ｉをノズル１５に送るためのタッピング装置１８を備えている。

新鮮空気の割り当て分Ｉは、これで、ノズル１５を通って流れる高温既燃ガスと混ざり合い、開口部１７からの排出ガスを冷却し、それで、赤外線周波数でヘリコプタ１により発出されたあらゆる放射物を減じる働きをする。

換言すれば、導管１６はまたエジェクタとして機能し、ノズル１５で加速されたガスを使って、ハウジング２３で発生する空気流を活性化し、これでトランスミッション９をある程度冷却し、場合によっては導管１６内部の既燃ガスと混合する働きをする。

現実の使用において、ヘリコプタ１が前進するにつれて、空気流Ｆが壁２９のエッジ３０に衝突し、エッジ３０によりそらされ、そこで、それぞれの通路Ｐ、Ｑに沿って第１の空気流と第２の空気流を形成する。

詳細には、第１の空気流は相対壁２９の表面３２に沿って流れ、表面３２とそれぞれの入口２１の間に挿入された壁３５の部分に沿って流れ、最終的に、入口２１を通り、エンジン６の吸気管１２に沿って流れる。

吸気管１２の内部で、装置１８は、第１の空気流の割り当て分Ｉを上流でそれぞれのコンプレッサ１１から抜き取り、それを直接ノズル１５に送る。詳細には、抜き取られた割り当て分Ｉは、第１の空気流のそれぞれの残り分（図６にＬで表されている）より少ない。

第１の空気流の残り分Ｌは、それぞれのコンプレッサ１１により圧縮され、それぞれの燃焼室１３の中で燃料と反応し、そこで加圧された既燃ガスを生成させる。この既燃ガスはそれぞれのタービン１４の中で膨張し、ノズル１５に沿って流れ、そこでエンジン６の出力シャフトを軸線Ａを中心として回転させる。トランスミッション９が、トランスミッション９の出力シャフトからの運動をロータ３の駆動シャフト１０に伝達する。

ノズル１５の内部で、高温既燃ガスは、装置１８により抜き取られた新鮮空気割り当て分Ｌと混ざり合い、これで、導管１６により排出された排出ガス（図６にＭで表されている）を冷却する。

第２の空気流は相対壁２９の表面３１に沿って流れ、入口２２と相対エッジ５４の間に挿入された表面５３の部分に沿って流れ、最終的に、入口２２を通り、導管５５に沿ってトランスミッション９のハウジング２３に流れ、そこで、トランスミッション９を直接的に又はラジエータを介して冷却する。

本発明に係るヘリコプタ１の利点は上の記述から明らかであろう。

特に、各吸気口２０のエッジ３０が、自らの上で空気流Ｆを第１の空気流と第２の空気流に分割し、これら空気流が別々の通路Ｐ、Ｑに沿ってそれぞれの入口２１、２２に達する。

結果として、入口２１を通して導管１２により取り入れられる空気は、入口２２を通る空気流による影響を受けず、これにより、ヘリコプタ１のヨー角の広い範囲にわたって、すなわち、軸線Ａに関する胴体２の角位置の広い範囲にわたってトランスミッション９のハウジング２３を冷却する働きをする。

従って、入口２２を通る第２の空気流の増加が、対応する第１の空気流を減少させることはなく、コンプレッサ１１の効率、従ってまた、エンジン６の効率を損なうことはない。

その上、入口２２が胴体２の側面に位置し、入口２１が胴体２の反対側の側面に位置するので、ヘリコプタ１と空気流Ｆの間の空気力学的相互作用により生じさせられる乱流は、第１の空気流におけるより第２の空気流における方が優勢である。

通路Ｐと通路Ｑが分離していることで、この乱流が第１の空気流に伝達されることは防止される。

吸気管１２に沿って流れ、コンプレッサ１１により圧倒的に引き寄せられる第１の空気流は、それゆえ実質的に層流をなし、それで、ヘリコプタ１のヨー角の広い範囲にわたってエンジン６の効率を改善する。

加えて、エンジン６による吸気は、ヘリコプタ１のヨー角の広い範囲にわたって量及び流れ条件が一定であるので、エンジン６はほぼ一様の運転温度を有し、それゆえ、ヘリコプタ１の全体性能を改善すべく温度面で互いに結合させることができる。

通路Ｐと通路Ｑが分離していることの別の利点は、第２の空気流が第１の空気流によって乱されず、それで、ヘリコプタ１のヨー角の広い範囲にわたってほぼ一定であり、それゆえ、トランスミッション９の使用中の過熱の危険を大いに減じることにある。

壁３５、５０がそれぞれの入口２１、２２に鋭角の湾曲部を持たないことで、第１の空気流と第２の空気流における圧力損失は大いに減じられる。

最後に、吸気口２０は、第１の空気流と第２の空気流の両方を、エンジン６のコンプレッサ１１への供給のために、また、トランスミッション９と排出ガスのそれぞれの冷却のために引き入れる単一の装置を備えている。

ここに述べた通りのヘリコプタ１に、本発明の範囲から逸脱せずに変更を加えてよいことは、明白である。

特に、ヘリコプタ１は１つのエンジン６と１つの吸気口２０を有してよい。

壁５０は１つの入口２２を有してよい。

また、入口２１、２２及び導管１２、１６の形状は図示した以外のものであってよい。

１ ヘリコプタ
２ 胴体
３ メインロータ
４ テールロータ
５ 鼻部
６ エンジン
７ 支持体
８ 胴体側面
９ トランスミッション
１０ シャフト
１１ コンプレッサ
１２ 吸気管
１３ 燃焼室
１４ タービン
１５ 先細ノズル
１６ 排気管
１７ 支持体の開口部
１８ タッピング装置
２０ 吸気口
２１ 吸気口の第１の入口
２２ ハウジング入口
２３ ハウジング
２９ 壁
３５ 壁
５０ 壁

Claims (12)

1. 吸気管（１２）を備えている駆動装置（６）と、
   前記駆動装置（６）に機能的に連結されたメインロータ（３）と、
   前記メインロータ（３）と駆動装置（６）の間に機能的に挿入され、かつハウジング（２３）の中に格納されたトランスミッション（９）とを備えている、ヘリコプタ（１）において、
   前記ヘリコプタ（１）は、また、少なくとも１つの吸気口（２０）を備え、
   前記少なくとも１つの吸気口（２０）は、
   前記吸気管（１２）に連通する第１の入口（２１）と、
   前記ハウジング（２３）に連通する少なくとも１つの第２の入口（２２）と、
   使用時、空気流（Ｆ）を第１の空気流と第２の空気流に分割すべく前記空気流（Ｆ）と相互に作用するデフレクタ（３０）と、
   前記デフレクタ（３０）から前記第１の入口（２１）へと延びている第１の通路（Ｐ）に沿って前記第１の空気流を案内し、前記第１の通路（Ｐ）から分離して前記デフレクタ（３０）から前記第２の入口（２２）へと延びている第２の通路（Ｑ）に沿って前記第２の空気流を案内するガイド（３１、３２、３７、５３）とを備えていることを特徴とするヘリコプタ。
2. 前記吸気口（２０）が、前記デフレクタ（３０）を形成する第１の壁（２９）を備えていることを特徴とする、請求項１に記載のヘリコプタ。
3. 前記デフレクタ（３０）が前記第１の壁（２９）の第１の自由端エッジ３０により形成されることを特徴とする、請求項２に記載のヘリコプタ。
4. 胴体（２）を備えているタイプで、前記第２の通路（Ｑ）が前記第１の壁（２９）と前記胴体（２）の間を延び、前記第１の通路（Ｐ）が前記第１の壁（２９）の反対側で前記胴体（２）へと延びていることを特徴とする、請求項２又は３に記載のヘリコプタ。
5. 前記吸気口（２０）が、前記第１の入口（２１）と第２の入口（２２）をそれぞれ形成する第２の壁（３５）と第３の壁（５０）を備え、前記第３の壁（５０）が前記第１の壁（２９）の第１の表面（３１）と前記胴体（２）の間を延び、前記第２の壁（３５）が、前記第１の壁（２９）の、前記第１の表面（３１）と向き合った第２の表面（３２）から突き出ており、前記ガイド（３１、３２、３７、５３）が、前記第１の壁（２９）の前記第１の表面（３１）と第２の表面（３２）により、前記第２の壁（３５）のうち、前記第２の表面（３２）と前記第１の入口（２１）の間を延びている部分により、及び、前記第３の壁（５０）のうち、前記第１の表面（３１）と第２の入口（２２）の間を延びている部分により形成されることを特徴とする、請求項４に記載のヘリコプタ。
6. 前記第２の壁（３５）が、前記第１の壁（２９）の第２の表面（３２）と少なくとも部分的に協働する第２の端エッジ（３８）、及び、前記第２の端エッジ（３８）と向き合った第３の自由端エッジ（３９）を備え、前記第１の入口（２１）が、前記第２の表面（３２）から、前記第３の端エッジ（３９）と前記第２の表面（３２）との間隔より小さい間隔をあけて延びていることを特徴とする、請求項５に記載のヘリコプタ。
7. 前記第２の表面（３２）に垂直の方向で測定された前記第２の壁（３５）の厚みが、前記第２の端エッジ（３８）から前記第３の端エッジ（３９）に向かって増大し、前記第３の端エッジ（３９）から前記第１の入口（２１）に向かって減少することを特徴とする、請求項６に記載のヘリコプタ。
8. 前記入口（２１）の輪郭が、第１の尖端部分（４６）、及び、前記第１の尖端部分（４６）の、前記第１の壁（２９）の第１の自由端エッジ（３０）と反対の側に置かれた第２の円弧形部分（４５）を備え、前記第１の尖端部分（４６）が、前記第１の壁（２９）の第１の自由端エッジ（３０）から前記第２の円弧形部分（４５）に向かって分岐することを特徴とする、請求項３〜７のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
9. 前記第３の壁（５０）が、第４の自由端エッジ（５４）、及び、前記第４の端エッジ（５４）において細くなる第３及び第４の表面（５３）を備え、前記第３及び第４の表面（５３）がそれぞれ前記第２の入口（２２）を形成することを特徴とする、請求項５〜８のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
10. 前記第３の壁（５０）の第４の端エッジ（５４）が、前記第１の壁（２９）の第１の自由端エッジ（３０）と前記第２の入口（２２）の間に挿入されていることを特徴とする、請求項９に記載のヘリコプタ。
11. 前記第１、第２及び第３の壁（２９、３５、５０）が相互に一体であることを特徴とする、請求項５〜１０のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
12. 前記駆動装置（６）が、
    使用時、前記第１の入口（２１）と前記吸気管（１２）を通る空気流の一部分（Ｌ）を引き取るコンプレッサ（１１）と、
    使用時、前記コンプレッサ（１１）により圧縮された空気を供給され、高温既燃ガスを生成させるべく前記圧縮空気を燃料と反応させる燃焼室（１３）と、
    使用時、前記既燃ガスを膨張させるタービン（１４）と、
    前記タービン（１４）で膨張させられた既燃ガスの速度を変えるためのノズル（１５）と、
    前記既燃ガスを前記ヘリコプタ（１）から吐き出すべく前記ノズル（１５）より下流に置かれた排気管（１６）とを備え、
    前記ヘリコプタ（１）が、前記第１の空気流の割り当て分（Ｉ）を前記コンプレッサ（１１）から上流で抜き取り、前記割り当て分（Ｉ）を前記タービン（１４）からの既燃ガスと混合すべく前記割り当て分（Ｉ）を前記タービン（１４）より下流で供給するためのタップラインも備えていることを特徴とする、請求項１〜１１のいずれか１項に記載のヘリコプタ。

Images