JP2011502847A - 航空機用の自律ローターシステム - Google Patents

Abstract

回転軸線８の周りに回転可能に取り付けられ且つ少なくとも一つのローターブレード３の基端部９を支持する駆動部２を有するローター１を含む、航空機用のローターシステム。該ローターシステムは、加圧排気ガスを回転構造体７へ供給するジェットタービン４を備え、該回転構造体は、少なくとも一つの噴射ノズル出口６と、加圧排気ガスをタービン４から噴射ノズル出口６へと送る少なくとも一つの噴流ダクト５とを有しており、加圧排気ガスをノズル出口６から噴出させることにより回転構造体７を回転させる。また、ローターブレード３ではなく回転構造体７のみが噴流ダクト５とノズル出口６とを備える。

Description

本発明は、回転軸線周りに回転可能に取り付けられ且つローターブレードの基端部を支持する回転構造体を有するローターを含む、航空機用のローターシステムに関する。該ローターシステムは、加圧排気ガスを回転構造体に供給するジェットタービンを備え、該回転構造体は、少なくとも一つの噴射ノズル出口と、加圧排気ガスをタービンから噴射ノズル出口へと送る少なくとも一つの噴流ダクトとを有しており、加圧排気ガスをノズル出口から噴出することにより回転構造体を回転させる。

回転翼によって垂直に離着陸できるヘリコプターのような航空機は、典型的に、水平回転するメインローターと垂直回転するテールローターとを具備して構成され、これらのローターは、ギアボックスに連結されジェットタービンエンジンによって駆動される。垂直なテールローターは、航空機本体のメインローターによって生じるモーメントを打ち消すために必要とされる。テールローター、ギアボックス及びこれらの連結器は大きな重量を占め、もしそれらがなければ有効積載量を増やすことができ、結果的にエネルギーの節約になり得る。

テールローター、ギアボックス及び連結シャフトを要しない航空機も公知であるが、これらの航空機において、ローターブレードは、先端部に搭載され回転翼の先端速度を利用するラムジェットエンジンによって駆動される。しかしながら、ラムジェット構造は、非常に音が大きくエネルギーを消費することに加え、ラムジェットエンジンが排気から非常に明るい光の輪を発生させるという欠点を有すると考えられている。

また他には、航空機本体に設けられたジェットタービンが、回転翼先端部のノズルに送られる圧縮空気を生成するという構造もある。しかしながら、この構造は、複雑な製造技術を要し、多大な損失をもたらす。

あるいは、Ｊｏｎｅｓらによる特許文献１に開示されるような、ローターアセンブリに同心に取り付けられ同アセンブリと共に回転するガスタービンを備える構造のヘリコプターが知られている。エンジンを出た燃焼ガスは、ブレード先端部に送り出され接線方向に噴射されることにより、ローターを回転させる。Ｋｅｌｌｅｒらによる特許文献２に開示されるさらに別の構造においては、ヘリコプターは、上部中央に設けられた中空の円形プレナムを有し、該プレナムは複数の中空のローターブレードに気体連通する。ヘリコプター機体に隣接する二つのジェットエンジンから排出される加圧ガスは、ブレードに供給され、ブレード先端部において接線方向に噴射される。

またさらに別の構造が、Ｅｙｒｅらによる特許文献３に開示されており、該構造において、ヘリコプターは、実質的にその全長に渡ってガス出口を有する円筒形ブレードを備える。ガスは、ヘリコプターのキャビン上部のローターハブに設けられる二つのガスタービンから供給される。このシステムの利点は、ギアシャフト、トランスミッションシャフトを無くしたことで軽量化されたことである。しかしながら、このシステムには、現在の空気力学的なブレード形状からは程遠い、これらの円筒形ブレードの使用上の安全性が実証されていないという欠点がある。

これらの先行技術システムは全て特殊なものであり、汎用性や適応性に欠ける。

米国特許第３，０５２，３０５号 米国特許第５，９８４，６３５号 英国特許第１，２２９，５７７号

本発明の目的は、ギアボックスやトランスミッションシャフトを必要としない普遍的なヘリコプターのローターシステムを提供することであり、本システムでは、周知で汎用性を有する最新式の空気力学的ローターブレードを利用する。

上記の目的は、最内部の駆動部と最外部の従来のローターブレード部とに区分されるローターシステムを用いることにより達成される。最内部の駆動部は、ジェットタービンを含み、該ジェットタービンからローターブレード部始端の手前に配置される噴射ノズルにダクトを通じて噴流が送られる。

構造的に詳しく言えば、本発明は、回転軸線周りに回転可能に取り付けられ且つ少なくとも一つのローターブレードの基端部を支持する回転構造体を含む、航空機用のローターシステムである。該ローターシステムはまた、回転構造体に加圧排気ガスを供給するジェットタービンを備え、該回転構造体は、少なくとも一つの噴射ノズル出口と、加圧排気ガスをタービンから噴射ノズル出口に送る少なくとも一つの噴流ダクトとを有する。ノズル出口を通じて回転構造体から加圧排気ガスを噴出することで、回転構造体を回転させる。好適には、先行技術システムと同様に、ガスは回転に対して接線方向に噴出される。Ｅｙｒｅによる特許文献３に開示される前述の先行技術システムとは異なり、噴流ダクト及びノズル出口を有するのは、ローターブレードではなく回転構造体のみである。

このようにして完成されるローターシステムは、回転構造体及びタービンを含む駆動部と、一つ以上のローターブレードとを明確に区分したことにより、簡素化されたシステムとなる。技術を明確に区分することで、駆動部とローターブレードとを別個に開発及び製造することができる。同一の駆動部に関して、様々なサイズや種類のローターブレードを回転構造体に装着することができる。このように、該駆動部は、汎用性を有するローター構造を普遍的に実現するものであり、該ローター構造は、駆動部に修正を加えずに適切な寸法のローターブレードを取り付けるだけでよいので、他の構成における調整、適応及び再利用が容易である。実際に、従来のヘリコプターのローターブレードを、本発明による駆動部に取り付けることができる。

駆動部は、少なくとも一つのローターブレード（好ましくは複数のローターブレード）の基端部を保持する回転構造体を有し、該回転構造体は、ローターブレードに回転駆動力を与え、ブレードによって航空機の揚力を発生させる。好適には、回転構造体は、旋回時及び前進飛行時の双方において生じる抗力を最小限にし、システムの揚力を増加させないように、又は少なくともシステムにいかなる実質的な揚力も与えないように構成される。回転軸線からローターブレード基端部までの距離は、回転軸線からローターブレード先端部までの距離よりかなり短い。例えば、回転構造体の回転半径は、ローター全体の半径の２分の１未満又は３分の１未満である。その結果、概して、回転中のローターブレードが及ぶ範囲は、回転中の回転構造体が及ぶ範囲よりもかなり大きいものとなる。さらに、ローターブレードの先端速度は、回転軸線からの距離が長いため、回転構造体の速度よりもずっと速い。そのため、ローターブレードの揚力が、全体揚力又は少なくとも揚力の主要因となる。

ローターシステムは、自律性を有しており、その支持構造体を航空機本体に取り付けることができる。その際、燃料や電気配線のための、好適には可撓性を有する、管の接続を必要とするだけで、重いギアボックス及び付随するトランスミッションシャフト等を必要としないため、実質的に軽量化を達成することができる。また、噴流を例えば機械的ねじれ等の他の形式のエネルギーに変換せずに直接利用することにより、変換損失を無くす。

上記の意味における航空機本体の例は、人が乗るキャビン、無人の貨物コンテナ又は飛行中に写真撮影や測量をするための機材を搭載するコンテナ等であるが、これらに限定されない。

本来、本発明によるローターシステムは、ヘリコプター航空機のための回転翼として意図される。しかしながら、本発明は汎用性を有し、飛行機のプロペラにも同様に使用することができる。

駆動部とローターブレード部を例えばローター長さの４０％で分割すれば、揚力ディスク領域は１７％だけ失われるが、その損失も最外部のローターブレードを９％だけ長くすることで補うことができる。排気ノズルがブレード先端部に位置する先行技術システムに比べて、噴射ノズルが回転軸線により近づいた分、噴射ノズル速度は低下する。これにより、本発明によるシステムの効率が向上する。

好適には、駆動部は、ラジアル・フロー（ｒａｄｉａｌ−ｆｌｏｗ）ジェットタービンを備え、該ジェットタービンは、回転構造体の回転軸線と同軸になるようにローターシステムに組み込まれる。ジェットディスクは、回転構造体のダクトの平面に設けられるタービンブレードを随意に有する。

例えば、ジェットタービンは、支持構造体を有し、該支持構造体は、その第１の側で航空機本体に回転不能に接続され、反対側の第２の側で圧縮機ブレードを備えるラジアル・フロージェットディスクに回転可能に連結される。そして、吸気のための吸入口が支持構造体の第２の側に設けられる。

ジェットタービンを有する駆動部は、回転ジェットディスク、回転構造体及び支持構造体を備える。ジェットタービンは、燃焼室を支持構造体に堅固に接続することにより、複雑な回転継手を用いずに燃焼室が燃料手段及び制御手段に直接接続されるように設計される。これは、以下のような構成により可能となる。ジェットタービンは、基部を有する回転ジェットディスクを備え、該基部上には圧縮機ブレードが設けられる。圧縮機ブレードは、基部に固定される近接部と、基部から遠い遠方部を有する。圧縮機ブレードの遠方部には、圧縮機ブレードの遠方部とタービンブレードとを接続するディスク部材が設けられる。基部とディスク部材との間の空間内において、空気は、圧縮機ブレードから燃焼室へと流動し、そして燃焼ガスは、燃焼室からタービンブレードへと流動する。

ジェットタービンは、一体化された永久磁石電磁モーターをスターター及びジェネレーター手段として有するのが有利である。回転ジェットディスクが磁石を有し、ローターシステムの支持構造体が電磁石を有することで、制御手段に直接電気接続することが可能となる。これにより、スターター及びジェネレーター手段は、支持構造体とジェットタービンの回転部との間に磁気継手を有するだけでよく、複雑な回転継手を使用せずに済む。

本ローターシステムをヘリコプター型の航空機に使用する場合、航空機の偏揺れを、一体化された永久磁石電磁モーターによってローターの角運動量に関連して制御することができる。回転構造体は磁石を包含し、支持構造体は電磁石を包含する。本発明によれば、電磁石は、回転構造体と支持構造体との間の相対運動を制御する制御手段に直接電気接続される。これにより、航空機の偏揺れは、支持構造体とローターとの間に磁気継手を有するだけでよい。

他の例示的な実施形態によれば、スターター及びジェネレーター手段と偏揺れを制御するための電気モーターとの双方に使用される電気モーターは、永久磁石ではなく、かご型ローターを備えた非同期（誘導）モーターとして実現することができる。しかしながら、かご型ローターは、その特徴的な構造において、電磁石とはかけ離れたものである。例えば、かご型ローターが本来有するステーターの極数に対する適応能力を活用することが有益であろう。また、かご型ローターのすべり特性によって、機構の摩耗損傷が低減し、ピークトルクが低くなる。

本発明によるローターの駆動部は、回転ブレードシステムの支持構造体に固定される吸入口保護手段、例えばフード等、を有することができる。該保護手段を支持構造体に固定することにより、フードの空気取入口は、支持構造体によって定められた方向、例えば航空機の飛行方向と同じ方向、に必然的に向けられることになる。とりわけ高速飛行時には、このフードによって、ジェットタービンの吸入口に流れ込む気流が安定する。

本ローターシステムは、二つ以上のローターブレード及び二つ以上のジェットタービンに適応可能である。五つのローターブレードに二つのジェットタービンを有する構成がその一例である。二つのジェットタービンを、背中合わせに配置してもよく、二つのタービンにより構成することで冗長性を確保する。

ほとんどの場合、左右に傾斜させる等のヘリコプターの姿勢制御は、回転面内でのブレードの運動中に継続的に回転ブレードのピッチ角を変化させる、サイクリックピッチ制御によって行われる。本発明によるローターシステムは自律性を有し、必要とされるのは航空機本体への可撓性接続部のみであるが、支持構造体と航空機とを連結する六脚懸架装置により姿勢制御を行ってもよい。六脚懸架装置は、へキサポッド（ｈｅｘａｐｏｄ）とも呼ばれ、１９５５年にＶ．Ｇｏｕｇｈによって発明された。六つの脚部は、長手方向に伸縮可能なアクチュエータ−であり、航空機本体に対してローターシステムに六軸自由度を持たせる。さらに、これによりローターブレード部の簡略化された固定ピッチ角を実現し、その結果回転翼より生じる揚力を回転速度によって制御することができる。従って、複雑なコレクティブピッチ制御機構及びサイクリックピッチ制御機構が不要となり、回転翼の実質的な簡素化をもたらす。

ローターシステムの六脚懸架装置は、アクチュエーターの故障に備えて予備部品を搭載する。制御手段は、機能するアクチュエーターのために別の設定値を計算することにより、故障したアクチュエータ−を補うことができる。このような状況下で、回転翼は航空機本体に対して別の水平面を想定するので、耐空性に影響を及ぼさない。二つのアクチュエータ−が同時に故障した場合、平衡状態にはないが、なお航空機を操縦することが可能であろう。

本発明によるヘキサポッドに支持される自律ローターシステムは、航空機の全ての制御手段を構成するため、航空機本体は、自由に設計することができる。航空機本体は、例えば飛行方向とは関係なく任意の方向を向く円形ドームとして設計してもよい。航空機は、軍事偵察に利用される無人航空機であってもよい。このドームは、飛行方向とは関係なく任意の方向を向くことができる光学センサーを備えたセンサードームであってもよい。また、ドームは、独立した回転速度で回転するレーダーアンテナであってもよい。

要約すると、本発明は、駆動部とローターブレード部に区分される、航空機用の自律的回転翼に関する。駆動部は、一体化されたジェットタービンを含む。一体化されたジェットタービンは、支持構造体に対して回転する一部材、ジェットディスクを含むのみである。スターター及びジェネレーター手段は、電磁石を支持構造体に設け、永久磁石をジェットディスクに設けることにより、簡単な方法で組み込んでもよい。ローターシステムは、回転ブレードのピッチ設定を固定し、結果として生じる全揚力を簡単な回転速度制御手段によって制御することにより、さらに簡素化してもよい。該システムはまた、ローターの角運動量を利用して航空機をヨーイングさせる手段を含み、ローターがヘキサポッドに支持されることで航空機の全ての姿勢制御手段を構成する。そのため航空機本体は、テールを必要とせずに任意の形状をとることができる。回転ブレードは、自律性を有する装置として構成されるので、航空機本体は、独自に自由に設計することができる。

自律ローターシステムは、適応性を有し、垂直離着陸が要求されるあらゆるタイプの航空機に利用することができる。それらは、人や物資を運ぶためのヘリコプター等の航空機であっても、軍事偵察に利用される無人航空機であってもよい。本発明によるローターシステムは、航空機の全ての制御手段を構成し、例えばテール部を必要としないため、航空機本体を自由に設計することができる。また、航空機は、飛行方向とは関係なく任意の方向を向くことができるセンサーポッドであってもよい。航空機は、例えば、独立した回転速度で回転する、空気力学的外皮に覆われたレーダーアンテナであってもよい。

上述の発明から独立した四つの実施形態を以下に説明する。これら四つの実施形態のうちの二つ以上を互いに組み合わせることができる。

実施形態１−先端部にノズルを有するブレード用の駆動部
上記に説明されるように、駆動部は、ジェットタービン、回転構造体及び支持構造体を有する。回転構造体を多少変更することで、該駆動部は、例えば米国特許第５，９８４，６３５号に開示されるような、ブレード先端部に気流出口ノズルを有する従来のローターブレードにも利用することができる。変更が必要となるのは、回転構造体のダクトとブレードのダクトとの間の連結部である。この場合、ダクトは、回転構造体の出口ノズルで終端するのではなくブレードとの連結部内で終端する。

この場合、この独立した実施形態は、回転軸線周りに回転可能に取り付けられ且つ少なくとも一つのローターブレードの基端部を支持する回転構造体を有するローターを含む、航空機用のローターシステムとして説明することができる。ローターシステムは、ジェットタービンを備え、該ジェットタービンによって加圧排気ガスを回転構造体に供給し、さらに少なくとも一つのローターブレードに同ガスを送り込む。ローターブレードは、噴射ノズル出口と、加圧排気ガスをタービン及び回転構造体から噴射ノズル出口へと送る噴流ダクトとを備え、例えばブレード先端部のブレード表面に設けられるノズル出口から加圧排気ガスを噴出させることで、少なくとも一つのローターブレードを有する回転構造体を回転させる。

ジェットタービンは、回転構造体の回転軸線と同軸に配置されるラジアル・フロー型ジェットタービンであることが好ましい。ジェットタービンは、支持構造体を随意に有し、該支持構造体は、その第１の側で航空機本体に回転不能に接続され、反対側の第２の側で圧縮機ブレードを備えるラジアル・フロージェットディスクに回転可能に連結される。吸気のための吸入口を支持構造体の第２の側に設けてもよい。

ジェットディスクは、圧縮機ブレードが設けられる基部を随意に有し、該圧縮機ブレードは、基部に固定される近接部と基部から遠い遠方部とを有する。圧縮機ブレードの遠方部には、圧縮機ブレードの遠方部とタービンブレードとを接続するディスク部材が設けられ、ジェットタービンの燃焼室が支持構造体に設けられる。

回転構造体は、好ましくは電磁モーターを介して、支持構造体に回転可能に連結される。該電磁モーターとは例えばスターター若しくはジェネレーター又はその双方である。このような電磁モーターは、少なくとも一つの永久磁石を回転構造体に備え、且つ少なくとも一つの電磁石を支持構造体に備える。電磁石は、回転構造体に対して支持構造体の偏揺れを制御する制御手段に電気接続されるのが有利である。別の例示的実施形態において、偏揺れ制御のための電気モーターは、永久磁石ではなく、かご型ローターを備えた非同期（誘導）モーターとして実現することができる。

吸入口を部分的に覆い且つ固定接続部によって支持構造体に固定される、吸入口保護手段が任意に設けられる。

上記に説明されるように、少なくとも一つのローターブレードを、ピッチ角を固定した状態で回転構造体に接続することが可能である。

このように変更されたローターシステムは、上述の六脚懸架装置と組み合わせて使用することができる。

また、このように変更されたローターシステムは、上述の円形ドーム状の航空機本体と組み合わせて使用することもできる。

実施形態２−ジェットタービン
ジェットタービンの構造は、ガスノズル出口を有する回転構造体との接続において有効である。しかし、このような接続はジェットタービンそれ自体の機能にとって必須ではない。

従って、この独立した実施形態は、支持構造体を有するジェットタービンとして説明することができ、該支持構造体は、その第１の側で本体、例えば航空機本体、に回転不能に接続され、反対側の第２の側で圧縮機ブレードを備えるラジアル・フロージェットディスクに回転可能に連結される。吸気のための吸入口は、支持構造体の第２の側に設けられる。

ジェットディスクは、圧縮機ブレードが設けられる基部を任意に有し、該圧縮機ブレードは、基部に固定される近接部と基部から遠い遠方部とを有する。圧縮機ブレードの遠方部には、圧縮機ブレードの遠方部とタービンブレードとを接続するディスク部材が設けられ、ジェットタービンの燃焼室が支持構造体に設けられる。

ジェットタービンは、スターター及びジェネレーター手段を備えてもよく、該手段において、磁石がラジアル・フロージェットディスクに設けられ、磁石と協働する電磁石が支持構造体に設けられる。電磁石が制御手段に電気接続されることで、スターター及びジェネレーター手段は、支持構造体とジェットディスクとの間に磁気継手を有するだけでよい。スターター及びジェネレーター手段の双方に使用される電気モーターの他の例示的実施形態は、永久磁石ではなく、かご型ローターを備える非同期（誘導）モーターとして実現することができる。

支持構造体は、固定支持体であってもよい。

航空機から離れている回転構造体は、好ましくは電磁モーターを介して、支持構造体に回転可能に連結してもよい。このような電磁モーターは、少なくとも一つの永久磁石を回転構造体に有し、且つ少なくとも一つの電磁石を支持構造体に有してもよい。電磁石は、回転構造体に対して支持構造体の偏揺れを制御する制御手段に電気接続されるのが有利である。

吸入口を部分的に覆い且つ固定接続部によって支持構造体に固定される、吸入口保護手段が任意に設けられる。

このようなジェットタービンは、先行技術のヘリコプターのローターと組み合わせてもよく、例えば、米国特許第５，９８４，６３５号に開示された、ローターを航空機のキャビンに接続するシステムのプレナムハウジングに一体化してしてもよい。また、このジェットタービンを、米国特許第３，０５２，３０５号に開示されるタービンの代わりに使用してもよく、あるいは英国特許明細書第１，２２９，５５７号のローターハブに一体化してもよい。

さらに、このジェットタービンは、航空機に組み込まずに一般的なジェットタービンとして使用してもよく、その際、燃焼室が支持構造体に設けられ且つ圧縮機ブレードが接続ディスク部材を介してタービンブレードに接続される場合は特に、支持構造体が、例えば静止部として、回転ジェットディスクの一方の面に設けられ、空気取入口が回転ジェットディスクの他方の面に設けられることが有用である。

このジェットタービンは、有利的に、上記の実施形態１と組み合わせることも、上記され且つ下記の実施形態４にも記載される六脚懸架装置と組み合わせて使用することもできる。また、同ジェットタービンは、上述した円形ドーム状の航空機本体と組み合わせて使用することもできる。

実施形態３−ジェットタービン用のスターター及びジェネレーター手段
例えば実施形態２において説明されたジェットタービンのスターター及びジェネレーター手段を、有利的に、従来のジェットタービンに使用してもよく、その場合には、磁石を従来のジェットタービンのジェットローター内、例えば回転圧縮機ブレード内、に挿入し、且つ電磁石を磁石の回転面内においてジェットタービンの外側に円形に取り付ける。電磁石が制御手段に電気接続されていれば、スターター及びジェネレーター手段は、ジェットタービンの静止部と回転部との間に磁気継手を有するだけでよいため、複雑な継手を使用せずに済む。

実施形態４−ヘキサポッド
上述のように、ヘキサポッド機構を用いた姿勢制御手段は、該機構をローターシステムとヘリコプターのキャビンとの間に介装することで、先行技術のヘリコプターシステムを向上させることもできる。

この独立した実施形態は、例えばキャビン等の航空機本体と、航空機のローターシステムとの間に介装される、姿勢制御機構として説明することができる。該姿勢制御機構は、ローターシステムに接続される第１の接続部と航空機本体に接続される第２の接続部とを有する六脚懸架装置を備え、該六脚懸架装置は、各々が長手方向に伸縮可能なアクチュエータ−を構成する六つの脚部を有するヘキサポッドとして設計される。

ヘキサポッドは、上記三つの実施形態のうちの一つ以上と組み合わせてもよい。

本発明による回転翼を、例示的実施形態を示す図を参照しながら以下に説明する。
特徴的な区分及び主な構成要素を示す、回転翼の上面図である。 回転翼の回転軸線と同心に配置されるラジアル・フロージェットタービンの断面図である。 ラジアル・フロージェットディスクを示す。 空気吸入口保護手段を示す。 回転翼の五枚翼型実施形態を例示的に示す。 二つのジェットタービンを背中合わせに配置する例示的実施形態を示す。 回転翼と航空機本体とを接続し航空機の姿勢制御を行う六脚懸架装置（ヘキサポッド）を示す。 六脚懸架装置（ヘキサポッド）の上面図である。 航空機が円形センサードームとして設計される例示的実施形態を示す。 市販のジェットタービンを使用するローターシステムの断面図である。 本発明によるプロペラ型のローターシステムを示す。

図１は、駆動部２とローターブレード部３とに区分されるローターシステムの上面図である。駆動部２は、ジェットタービン４を含み、該ジェットタービンから噴流が回転構造体７内に供給され、内部噴流ダクト５を通過して噴射ノズル出口６へと送られる。ノズル出口６は、ノズル出口６から排出される噴流が回転構造体７の長手方向軸線に対して垂直方向に且つ回転面内で作用するように設計されることで、大きな効果をもたらす。該システムのローター１は、回転構造体７とローターブレード３とを有し、該ローターブレードはその先端部の反対側の基端部９において回転構造体７に固定され、回転構造体７と共に回転軸線８の周りに回転する。

図２は、ラジアル・フロー型ジェットタービン４の断面図である。ローターシステムの駆動部２は、主に下記の三つの機械構造体より構成される。その三つとは、
−航空機に接続される、支持構造体２０、
−ブレード３と共に回転軸線８の周りに回転し、磁石１８と電磁石１９とを有する電気ヨーモーター５１を介して支持構造体２０に連結される、回転構造体７、及び
−磁石２１と電磁石２２とを有する電気スターター／ジェネレーターモーター５０を介して支持構造体２０に回転可能に連結される、ラジアル・フロージェットディスク１４、である。支持構造体２０は、ジェットタービン４の基部２０’を有する。

吸入口１２からジェットディスク１４内に流入した空気は、圧縮機ブレード１１に送られ、さらに燃焼室１６を通過してタービンブレード１７に進み、該タービンブレードからダクト５を通じて噴射ノズル出口６へと噴流が送られる。燃焼室１６は、ディフューザーシステムと排気案内羽根システムとを含む。

ジェットディスク１４の特徴的な設計を図２に示す。ジェットディスク１４は、圧縮機ブレード１１を備えるディスク基部１４’を有する。圧縮機ブレード１１は、ディスク基部１４’に固定される近接部１１’とディスク基部１４’から遠い遠方部１１”とを有する。圧縮機ブレード１１の遠方部１１”には、圧縮機ブレード１１の遠方部１１”とタービンブレード１７とを接続するディスク部材１５が設けられる。ディスク基部１４’とディスク部材１５との間の空間内において、空気は、圧縮機ブレード１１から燃焼室１６へと流動し、そして燃焼ガスは、燃焼室１６からタービンブレード１７へと流動する。

この設計の有利な点は、燃焼室１６が支持構造体２０に強固に取り付けられるため、燃料供給部２５、電気接続部２４及び制御手段２３を、回転継手を介して航空機まで延在させる必要がないことである。

本発明によるジェットタービン４は、一体化されるスターター手段及びジェネレーター手段を有し、これらの手段は、磁石２１と電磁石２２とを含む永久磁石電気モーター／ジェネレーター５０を構成する。回転ディスク１４は、磁石２１を包含し、支持構造体２０は、制御手段２３に電気接続される電磁石２２を包含する。

本発明によるローターシステムは、一体化される永久磁石電気モーター５１によって航空機の偏揺れを制御することができる。回転構造体７は磁石１８を包含し、固定支持構造体２０は、制御手段２３に電気接続される電磁石１９を包含する。

ジェットタービン４から半径方向に排出される加圧排気ガスが出口６より噴出されることにより、回転構造体７はブレード２と共に回転するため、支持構造体２０に実質的な回転反作用力を及ぼさない。そのため、従来のヘリコプターとは異なり、テールローターは必要とされない。ヘリコプターのキャビンの地球に対する相対的な回転（偏揺れ）の調整は、支持構造体２０の電磁石１９と回転構造体７の磁石１８との間の回転を早めたり遅らせたりすることにより行うことができる。

図３は、吸入口側から見たラジアル・フロー型ジェットディスク１４の例示的実施形態を示す。圧縮機ブレード１１及び接続ディスク１５は、圧縮機ブレード１１の遠方部１１”をタービンブレード１７に接続する。

図４は、キャップ形状の空気吸入口保護手段２６を備える例示的実施形態を示し、該手段２６は、支持構造体２０に固定される。そのため、回転構造体７及びジェットディスク１４は、キャップ２６に対して相対的に回転する。矢印２８は、飛行方向を示す。

図５は、回転構造体７’を五枚翼に構成した回転翼及び回転構造体７’の回転軸線と同軸に配置されるジェットタービン４を有する例示的実施形態を示す。

図６は、ジェットタービンが背中合わせに配置される構成の例示的実施形態を示し、第２のタービン４’は、回転構造体７の回転軸線８と同軸に配置される。本実施形態は、二つのダクト５、５’を有する。第１のタービンは、第１の吸入口１２を有するのに対し、第２のタービン４’は、反対方向を向く第２の吸入口１２’を有する。第２のタービン４’は、ノズル出口に通ずる第２の内部ダクト５’内へ排気ガスを誘導する。

図７は、本発明によるローターシステムを備える航空機３１の例示的実施形態を示す。回転ブレード３は、ピッチ角を固定した状態で駆動部２の回転構造体７に固定される。ブレード３と組み合わせた駆動部２から生じる揚力２９は、回転構造体７の回転速度によって制御される。これは、生じる力をコレクティブピッチ角及びサイクリックピッチ角により制御する、伝統的なヘリコプターとは異なる。

航空機３１の姿勢は、六脚懸架装置３４によって制御され、該六脚懸架装置３４は、ローターシステムの支持構造体２０と航空機本体３１とを相互に接続するヘキサポッドとして形成される。すなわち、二つの隣接する脚部が、夫々その一端において一つの接続点を共有し且つ他端において二つの異なる接続点を有するように、六つの脚部は、駆動部２の三箇所及び本体３１の三箇所に接続される。六つの脚部３４は、長手方向に伸縮可能なアクチュエーターであり、基準三角形３０は、航空機本体３１に固定され、図８にさらに詳細に示される、六軸自由度を有して移動可能な三角形３５は、駆動部２の支持構造体２０に固定される。

図７は、航空機本体の重心３２が、航空機本体３１の垂直中心線３３に対して変位された状態を示す。同図において、航空機の懸架装置３４は、ローターシステム１を重心３２の真上にくるように横方向にオフセットしているため、航空機は平衡状態にある。

図８は、図７の状態の上面図であり、六軸自由度を有して移動可能な三角形３５が、長手方向に伸縮可能な六つのアクチュエーター３６によって基準三角形３０に対して変位される様子を示す。

図９は、円形センサードーム３７として設計される航空機に取り付けられた回転翼を示し、該ドーム３７は、飛行方向とは関係なく任意の方向を向くことができる。また、ドーム３７は、独立した回転速度でドーム３７の重心を中心として水平方向に回転することができる。

図１０は、市販のジェットタービン４４を使用するローターシステムの例示的実施形態の断面図である。本実施形態では、支持構造体４２は、ジェットタービン４４を包囲し、回転翼のメインベアリングシステム４３によって、適合する回転構造体７”に回転可能に連結される。回転構造体７”は、回転軸線８の周りに回転する。本実施形態において、ジェットタービンは、航空機に対向する空気吸入口３８と、噴射ノズル出口６に加圧排気ガスを供給する噴流ダクト５”とを有する。ジェットタービン４４から排出される加圧排気ガスは、ラビリンスガスケット４１（拡大図参照）によって回転構造体７”に連通されることにより、回転構造体７”を、支持構造体４２上で自由に回転させることができる。支持構造体４２に包囲されるジェットタービン４４の有利な点は、燃料供給部２５及び電気接続部２４を回転継手を介して航空機まで延在させる必要がないことである。さらに、市販の電磁モーター４７から製造されるヨーシステムが、ベルト駆動部４８によって回転構造体７”に接続される。

図１１は、ターボプロップ機のためのプロペラ型ローターシステム５３を示す。原理は、図５に示すローターの原理と一致するが、回転軸線は、垂直ではなく水平である。

Claims (16)

1. 回転軸線（８）の周りに回転可能に取り付けられ且つ少なくとも一つのローターブレード（３）の基端部（９）を支持する回転構造体（７、７’）を有するローター（１）を含み、加圧排気ガスを前記回転構造体（７、７’）に供給する少なくとも一つのジェットタービン（４、４’）を備え、前記回転構造体（７、７’）は、少なくとも一つの噴射ノズル出口（６）と、前記加圧排気ガスを前記ジェットタービン（４、４’）から前記噴射ノズル出口（６）へと送る少なくとも一つの噴流ダクト（５、５’）とを有し、前記加圧排気ガスを前記ノズル出口（６）から噴出することにより前記回転構造体（７、７’）を回転させる、航空機用のローターシステムにおいて、前記ローターブレード（３、３’）ではなく前記回転構造体（７、７’）のみが、噴流ダクト（５、５’）とノズル出口（６）とを備えることを特徴とする、航空機用のローターシステム。
2. 前記ジェットタービン（４）は、前記ローターシステム（１）の前記回転軸線（８）に同軸に配置されるラジアル・フロー型ジェットタービンである、請求項１に記載のローターシステム。
3. 前記ジェットタービン（４）は、その第１の側で航空機本体（３１、３７）に回転不能に接続され且つ反対側の第２の側で圧縮機ブレード（１１）を備えるラジアル・フロージェットディスク（１４）に回転可能に連結される支持構造体（２０）を有し、吸気のための吸入口（１２）が、前記支持構造体（２０）の前記第２の側に設けられる、請求項２に記載のローターシステム。
4. 前記ジェットディスク（１４）は、前記回転構造体（７）の前記ダクト（５）の平面に設けられるタービンブレード（１７）を有する、請求項３に記載のローターシステム。
5. 前記ジェットディスク（１４）は、圧縮機ブレード（１１）が設けられるディスク基部（１４’）を有し、前記圧縮機ブレード（１１）は、前記ディスク基部（１４’）に固定される近接部（１１’）と、前記ディスク基部（１４’）から遠い遠方部（１１”）とを有し、前記圧縮機ブレード（１１）の前記遠方部（１１”）には前記圧縮機ブレード（１１）の前記遠方部（１１”）とタービンブレード（１７）とを接続するディスク部材（１５）が設けられ、燃焼室（１６）が前記支持構造体（２０）に設けられる、請求項３又は４に記載のローターシステム。
6. 前記ジェットタービンは、前記ジェットディスク（１４）を前記支持構造体（２０）に連結する一体化された電磁石スターターモーター（５０）を備える、請求項３、４又は５に記載のローターシステム。
7. 前記電磁石スターターモーターは、前記ジェットディスク（１４）の一部として永久磁石（２１）を有し、前記支持構造体（２０）の一部として電磁石（２２）を有する、請求項６に記載のローターシステム。
8. 前記電磁石スターターモーターは、非同期誘導型のモーターである、請求項６に記載のローターシステム。
9. 吸入口（１２）を部分的に覆い且つ固定接続部（２７）によって前記支持構造体（２０）に固定される吸入口保護手段（２６）が設けられる、請求項２乃至８のいずれか一つに記載のローターシステム。
10. 前記少なくとも一つのローターブレード（３）は、ピッチ角を固定した状態で前記回転構造体（７、７’）に接続される、前記請求項のいずれかに記載のローターシステム。
11. 前記回転構造体（７、７’）の半径は、前記ローター（１）の半径の２分の１未満である、前記請求項のいずれかに記載のローターシステム。
12. 前記回転構造体（７）は、前記回転構造体（７）に対して前記航空機本体（３１）の偏揺れを制御するように構成される電磁モーター（５１）により、前記支持構造体（２０）に回転可能に接続される、前記請求項のいずれかに記載のローターシステム。
13. 前記電磁モーターは、少なくとも一つの永久磁石（１８）を前記回転構造体（７）に備え、少なくとも一つの電磁石（１９）を前記支持構造体（２０）に備える、請求項１１に記載のローターシステム。
14. 前記電磁モーターは、非同期誘導型のモーターである、請求項１１に記載のローターシステム。
15. 姿勢制御機構と組み合わせた前記請求項のいずれかに記載のローターシステム（１）であって、前記機構は、前記支持構造体（２０）に接続される第１の接続部（３５）と航空機本体（３１、３７）に接続される第２の接続部（３０）とを有する六脚懸架装置を備え、前記六脚懸架装置は、各々が長手方向に伸縮可能なアクチュエーター（３６）を備える六つの脚部（３４）を有するヘキサポッドとして設計される、前記請求項のいずれかに記載のローターシステム（１）。
16. 垂直な回転軸線周りの地面に対する回転を制御するように構成される円形センサードーム（３７）形状の航空機本体（３１、３７）と組み合わせた、請求項１２乃至１４のいずれか一つに記載のローターシステム。

Images