JP2020185988A - 反トルクシステムを備えたヘリコプタ - Google Patents

Abstract

【課題】ヘリコプタのための反トルクシステムを提供する。【解決手段】電力供給ユニット（１５）と、電力供給ユニット（１５）に動作的に接続され、第１の可変角速度で回転するように電力供給ユニット（１５）によって動作可能に接続された少なくとも１の第１のロータ（１７）と、電力供給ユニット（１５）に動作的に接続され、第２の可変角速度で回転するように電力供給ユニット（１５）によって動作可能に接続された少なくとも１つの第２のロータ（２５）とを備えたヘリコプタ（１）のための反トルクシステム（１０）について述べる。【選択図】図５

Description

関連出願の相互参照
本特許出願は、２０１７年１２月２２日に出願された欧州特許出願第１７２１００９４．３号からの優先権を請求し、その開示全体が引用により本明細書に組み込まれる。

本発明は、ヘリコプタの反トルクシステムに関する。

ヘリコプタは、基本的に、既知の方式で、胴体と、胴体の上部に位置決めされ第１の軸のまわりに回転するメインロータと、ヘリコプタの最後尾に位置決めされ、第１の軸を横切る第２の軸のまわりに回転する反トルクロータとを備える。

メインロータは、ヘリコプタを支え、ヘリコプタの高度の変更を可能にし、ヘリコプタの前方／後方及び横方向運動を可能にするのに必要な揚力を生成する機能を有する。

メインロータは、ヘリコプタの胴体に第１の方向の第１のトルクをかけることが知られている。この第１のトルクは、胴体を第１の方向に回転させることになる。

反トルクロータは、ヘリコプタのヨー角を制御するために、胴体に第１のトルクと同じか異なる方向の第２のトルクを生成するために提供される。

そのようにして、反トルクロータは、ヘリコプタのホバリング飛行条件に関して、ヘリコプタの望ましくない回転を防ぎ、ヨー角、即ちへリコプタの重心を通る垂直軸に対して定義された回転角の制御を可能にする。

反トルクロータは、知られているように、それぞれの軸のまわりに回転可能なハブと、ハブから片持式に突出する複数のブレードとを備える。

従来の解決策において、ヘリコプタは、
１つ以上の内燃機関（例えば、タービンエンジン）と、
タービンとメインロータの間に挟まれた主トランスミッションユニットと、
主トランスミッションユニットによって駆動され、駆動力を反トルクロータのハブとブレードに伝達する第２のトランスミッションユニットとを備える。

従来の解決策において、ヘリコプタは、更に、テールブームの後部から突出するフィンと、フィンの両側から片持ち式に突出する水平尾翼とを備える。

テールブームは、反トルクロータによって生成された負荷と、更に水平尾翼とフィンによって生成される剪断応力と曲げモーメントを受ける構造要素である。

反トルクロータは、通常、フィンの側面から突出する。したがって、第２のトランスミッションユニットは、テールブームとフィン内を通る。

フィンは、特に前方飛行でヘリコプタのヨーを更に制御することを可能にする。この付加的なヨー制御は、メインロータが故障した場合に有効であり、緊急着陸の際にパイロットが胴体の逆回転を低減することを可能にする。

水平尾翼は、フィンの上端に位置決めされた場合、メインロータの伴流をわずかしか受けない。したがって、特にホバリングから前方飛行への移行に関連した騒音と振動の生成が減少する。

しかしながら、フィンの設計は、フィンが第２のトランスミッションユニットの一部を収容することによって制限される。

したがって、前述の解決策において、テールロータのハブとブレードの回転速度は、必然的にメインロータの回転速度と関連付けられ、その結果、反トルクシステムの使用が最適以下になる。

ブレードは、関連ピッチ角を変更できるように反トルクロータのハブにヒンジ接続される。

このようにして、メインロータによって生成される揚力とは無関係に、反トルクロータによって生成される牽引力と、したがってヘリコプタのヨー角とを制御することが可能である。同じメカニズムによって、飛行条件に応じてテールロータの牽引力を調整し、例えば、ホバリングでは牽引力を最大にし高速並進飛行（反トルク機能がほとんど空気力によって行われる条件）では牽引力を最小にすることが可能になる。

最近、反トルクロータを回転で駆動するための電動機の使用が提案された。

例えば、特許文献１は、ハブの角速度とブレードのピッチ角を、互いに無関係にかつメインロータの回転速度と無関係に変更できるようにするために、反トルクロータを駆動するための電動機の使用について述べている。

特許文献２は、胴体と、テールブームと、胴体に対してテールブームの反対側に配置された反トルクマトリクスを備えたヘリコプタを開示している。

反トルクマトリクスは、複数の独立して動作可能な第２のロータを備える。

更に、特許文献２で開示されたヘリコプタは、テールブームから横方向に突出する１対の横方向スタビライザを備える。

これらの水平スタビライザは、ヘリコプタの横断面積と重量を増加させる。更に、それらの位置により、スタビライザは、メインロータによって生成された伴流がぶつかる。これは、振動と騒音の原因になりうることになり、又はスタビライザが広げられた場合にヘリコプタの断面積と重量を更に増大させることになる。

この構成において、反トルクマトリクスは、スタビライザによって引き起こされる曲げモーメントと剪断応力を受けない。

換言すると、反トルクマトリクスは、それ自体によって生成された負荷だけを受け、本質的にロータの保護だけを定義する。

特許文献２は、また、
メインギヤボックストランスミッションに接続された２つ以上の発電機と、
２つ以上の発電機に接続された第１及び第２の複数の可変速モータと、
第１及び第２の複数の可変速モータにそれぞれ独立に接続された少なくとも１つの第１及び１つの第２のヨー制御コンピュータとを備え、第１及び第２のヨー制御コンピュータはそれぞれ、第１及び第２の複数の可変速モータの両方の冗長制御を提供する主ヨー制御コンピュータとバックアップヨー制御コンピュータとして働く、反トルクシステムのための配電システムを開示する。

当業界において、各運転条件でヘリコプタに必要なヨー角を制御する能力を損なうことなく反トルクシステムにおける特定レベルの冗長性を保証し、同時にテールの全体的な空気力学設計を改善し、したがってヘリコプタの全体的な空気力学効率を改善する必要性が知られている。

当業界において、各運転条件でヘリコプタに必要なヨー角を制御する能力を損なうことなく反トルクシステムにおける特定レベルの冗長性を保証し、同時にヘリコプタの断面積と、従ってヘリコプタの全体的な空気抵抗と重量を可能な限り低減する必要性が知られている。

また、当業界において、ヨー角、円板荷重及び最大翼端速度に関する同じ制御能力で反トルクシステムの全重量を減少させ、同時に、ヘリコプタの断面積と重量を同時に可能な限り減少させる必要性が知られている。

更に、当業界において、ヨー角を調整し制御するための既知のタイプの反トルクロータの構造的解決策を単純化し、同時に、ヘリコプタの断面積と重量を同時に可能な限り減少させる必要性が知られている。

最後に、当業界において、テールブームの構造機能を保持しながら反トルクシステムにおける特定レベルの冗長性を保証する必要がある。

特許文献３は、マルチロータヘリコプタについて述べている。

特許文献４と特許文献５は、電動反トルクロータについて述べている。

欧州特許第２６３１１７４号明細書 欧州特許出願公開第３２５４９６２号明細書 米国特許第９，２９６，４７７号明細書 カナダ国特許出願公開第２７９４０７７号明細書 欧州特許出願公開第２８２１３４４号明細書

本発明の目的は、既知のタイプの反トルクロータと関連した前述の必要性の少なくとも１つを満たすことを可能にするヘリコプタを作成することである。

前述の目的は、請求項１によるヘリコプタの範囲で本発明によって達成される。

本発明はまた、請求項２０によるヘリコプタに関する。

本発明をよりよく理解するために、以下に、単に非限定的な例として、添付図面に関して、２つの好ましい実施形態を述べる。

本発明による反トルクシステムの第１の実施形態を備えたヘリコプタの斜視図である。 着陸操縦中の図１のヘリコプタの側面図である。 図１と図２の反トルクシステムを備えたヘリコプタのテール部の拡大図である。 明瞭にするために除去された部分を有する図３の反トルクシステムの拡大図である。 明瞭にするために除去された部分を有する図１と図２のヘリコプタを示す図である。 図１〜図５のヘリコプタの様々な運転条件での本発明による反トルクシステムの機能を示し、本発明による反トルクシステムを、同じ出力を提供する既知のタイプの反トルクシステムの機能と比較する図である。 本発明による反トルクシステムによって占有される空間を、同じ牽引力を提供できる既知のタイプの反トルクシステムのものと比較する図である。 本発明による反トルクシステムの第２の実施形態を備えたヘリコプタの斜視図である。 図１〜図８の反トルクシステムのための推進ユニットの第１の実施形態の概略図である。 図９の推進ユニットの第１の実施形態における電力の流れの概略図である。 図１〜図８の反トルクシステムの推進ユニットの第２の実施形態の概略図である。 図１１の推進ユニットの第２の実施形態における電力の流れの概略図である。 図１〜図８の反トルクシステムの推進ユニットの第３の実施形態の概略図である。 図１３の推進ユニットの第３の実施形態における電力の流れの概略図である。 図１〜図８の反トルクシステムの推進ユニットの第５の実施形態の概略図である。 図１５の推進ユニットの第６の実施形態における電力の流れの概略図である。

添付図面を参照すると、参照数字１は、ヘリコプタを示す。

この記述において、用語「より高い」、「より低い」、「垂直」などは、以下で、ヘリコプタ１が地上にある状態を指す。

ヘリコプタ１は、基本的に、
前方にある機首３を備えた胴体２と、
駆動ユニット１２と、
胴体２の最上部に位置決めされ、駆動ユニット１２によって駆動され、軸Ａのまわりに回転可能な複数のブレード１１を備えたメインロータ４と、
機首３に対して胴体２の反対端にあり、フィン６と、フィン６の両側に片持ち式に突出する水平尾翼７とを備えるテール部５と、
テール部５によって支持された反トルクシステム１０とを備える。

更により正確には、テール部５は、テールブーム５０を備える。フィン６は、テールブーム５０の後部に配置され、水平尾翼７は、フィン６の両側から横方向に延在する。

示された実施形態では、水平尾翼７は、フィン６の最上部の両側から延在する。

表現「テールブーム」が、この記述において、ロータ、フィン６及び水平尾翼７によって生成される剪断応力と曲げモーメントを支持できる構造ビームを示すことに注意されたい。

この記述の文脈において、テールブームは、ロータを保護するためのシュラウドとしても働く。

ロータ４の動作が、ヘリコプタ１に働く揚力を制御し、その結果、ヘリコプタ１の高度を変更することを可能にすることが知られている。

ブレード１１は、ロータ円板、即ち軸Ａの反対側のブレード１１の自由先端によって定義された理想的円盤の傾きを変更できるように、既知の方法でヒンジ接続される。

このようにして、ロータ４は、ヘリコプタ１の前方／後方及び横方向運動を制御する。

軸Ａのまわりのブレード１１の回転は、胴体２に第１のトルクＣ１をかける。この第１のトルクＣ１は、軸Ａのまわりにヘリコプタ１を回転させることなる。

反トルクシステム１０は、ヘリコプタ１のヨー角を制御できるように、係数が調整可能で第１のトルクＣ１と逆方向の主成分を有する第２のトルクＣ２を生成するように提供される。

この第２のトルクＣ２の主成分が、第１のトルクＣ１と同じ係数を有するとき、反トルクシステム１０は、軸Ａのまわりのヘリコプタ１の回転を防ぐ。

この第２のトルクＣ２の主成分が、第１のトルクＣ１より低いか高い係数を有するとき、反トルクシステム１０は、ヘリコプタ１のヨー角を変化させ、即ち、ヘリコプタ１の重心を通る垂直ヨー軸に対してヘリコプタ１を回転させる。

この記述で後で明らかなように、特に早く行われなければならない特定の操縦において、反トルクシステム１０は、ヘリコプタ１を第１のトルクＣ１と同じ方向に素早く回転させるために、第１のトルクＣ１と同じ方向の第２のトルクＣ２を生成する。

有利には、反トルクシステム１０は、テールブーム５０によって定義され、
電力供給ユニット１５と、
電力供給ユニット１５によって電力供給される電動機１６（図５に概略的にのみ示された）と、
モータ１６に動作的に接続され、モータ１６によって駆動されるロータ１７（図５に概略的にのみ示された）とを備える。

電力供給ユニット１５は、駆動ユニット１２に動作的に接続された発電機を備えてもよく、複数のバッテリを備えてもよく、如何なる電気エネルギー源でもよい。

詳細には、電力供給ユニット１５とロータ１７は、電気エネルギー／電力の双方向の流れを可能にするように接続されうる。

ロータ１７は、基本的に、軸Ｃのまわりに回転可能なハブ１８と、軸Ｂを横切るそれぞれの方向に沿ってハブ１８から突出する複数のブレード１９とを備える。

電動機１６は、ロータ１７の角速度を制御する。

示された事例では、ブレード１８のピッチ角は固定される。

その結果、示された事例では、対応する軸Ｂに沿って胴体２上にロータ１７によって生成される力と、その結果生じる第３のトルクが、単にロータ１７の角速度を制御することによって調整される。

反トルクシステム１０は、また、電力供給ユニット１５に動作的に接続され、対応する軸Ｂに対してそれぞれの可変速度で回転する複数のロータ２５（示された例では３つ）を備える。

反トルクシステム１０は、また、電力供給ユニット１５によって駆動されかつそれぞれのロータ２５に動作的に接続されて、ロータ２５を対応する軸Ｃのまわりにそれぞれの角速度で回転で駆動する複数の電動機２４（図５では概略的にのみ示された）を備える。

その結果、各ロータ２５は、
対応する軸Ｃのまわりに回転可能なハブ２６と、
軸Ｃを横切るそれぞれの方向に沿ってハブ２６から突出する複数のブレード２７とを備える。

示された事例では、ブレード２７のピッチ角が固定される。

したがって、示された事例では、対応する軸Ｃに沿って胴体２上にロータ２５によって生成される力と、その結果として第４のトルクも、単にロータ２５の角速度を制御することによって調整される。

より詳細には、ロータ２５は、ダクト形成される。

図１から図３を参照すると、ヘリコプタ１は、それぞれのロータ２５のための複数のダクト９０を備える。換言すると、各ロータ２５は、相対ダクト９０を有する。

図８に関して、ヘリコプタ１は、全てのロータ２５のために単一の共通ダクト９１を有する。

更に、反トルクシステム１０は、テールブーム５０と一体化され固定される。

より正確には、ロータ２５のロータ円盤は、テールブーム５０の内側に含まれる。

ヘリコプタ１は、また、電力供給ユニット１５に機能的に接続され、ロータ１７及び２５の回転速度を制御するようにプログラムされた制御ユニット３０を備える。

詳細には、電力供給ユニット１５は、電動機１６及び２４のトルクと速度を制御する。

より詳細には、ヘリコプタ１の以下の運転条件、即ち、
通常運転条件（図６に領域Ａ１によって示された）、即ち、第１のトルクＣ１が、しきい値より低く、所望のヨー角を達成するために、やはりしきい値より低い第２のトルクＣ２で反トルクシステム１０によって対抗されなければならない条件と、
運転境界条件（図６に領域Ａ３によって示された）、即ち、第１のトルクＣ１が、しきい値より高く、所望のヨー角を達成するために、やはりしきい値より高い第２のトルクＣ２で反トルクシステム１０によって対抗されなければならない条件と、
更なる条件（図６に領域Ａ２によって示された）、即ち、所望のヨー角を達成するために、ヘリコプタ１を胴体２上の第１のトルクＣ１の印加方向にきわめて素早く回転させる必要がある条件とを識別できる。

制御ユニット３０は、
ヘリコプタ１の前述の通常運転条件で、ロータ１７及び２５をそれぞれ互いに逆の第１及び第２の方向に回転させ、
ヘリコプタ１の前述の運転境界条件で、ロータ１７をやはり第２の方向に回転させ、
ヘリコプタ１を胴体２上の第１のトルクＣ１の印加方向に極めて素早く回転させる必要がある前述の更なる条件で、ロータ１７を第１の方向に加速させ、ロータ２６を第２の方向に減速させるか更には停止させるようにプログラムされる。

より具体的には、ロータ２５の第２の方向の回転によって生成される第４のトルクは、ロータ４によって胴体２上に生成される第１のトルクＣ１と逆方向に対抗する。

図６を参照すると、前述の運転条件における反トルクシステム１０の機能は、可変ピッチ角を有するブレードを備えた単一ロータを有しかつ胴体２に同じ出力値を適用する従来のタイプの反トルクシステムの機能と比較される。

図６は、横座標で従来タイプの反トルクシステムの単一ロータのブレードのピッチ角を指定し、縦座標に提供する出力を指定する。

したがって、図６は、Ａ１、Ａ２及びＡ３によって示されたヘリコプタ１の運転条件の場合にシステムによって生成される第２のトルクＣ２の係数の経路を示す。

更に、図６は、同じ運転条件が、以前に指定された形式により反トルクシステム１０によって達成可能であることを示す。

図６は、また、通常運転条件（領域Ａ１）と運転境界条件（領域Ａ３）に関して前に示されたようにロータ１７及び２５を制御することによって、いわゆるホバリングターン操縦が反トルクシステム１０によってどのように達成されるかを示す。

用語「ホバリングターン」は、機首３が、例えば時計回り又は反時計回り方向に３６０度回転されるホバリング飛行状態のヘリコプタ１の操縦を意味する。

ロータ２５の回転によって生成される第４のトルクが、一般に、ロータ４によって胴体２上に生成される第１のトルクＣ１と係数が異なることに注意されたい。

示された例では、モータ１６及び２４は、それぞれのロータ１７及び２５に直接接続される。

換言すると、モータ１６及び２４とそれぞれのロータ１７及び２５との間には、モータ１６及び２４とそれぞれのロータ１７及び２５との間の速度伝達比を変更するためのギヤボックスが提供されない。

図４を参照すると、テール部５は、
ロータ１７及び２５を支持する複数の壁３５と、
壁３５によって区切られ、テール部５を横切り、ロータ１７及び２５のそれぞれの吸気領域３８に配置された複数の開口３７とを備える。

詳細には、壁３５は、ロータ１７及び２５の軸Ｂ及びＣを横切るそれぞれの平面上にある。

開口３７は、軸Ｂ及びＣと平行に通る。

開口３７の存在により、テール部５は、新しい空気がロータ１７及び２５によって吸い込まれることを妨げない。

添付図面に関して、ロータ１７は、テール部５の、胴体２と反対端に配置される。

ロータ２５は、胴体２とロータ１７の間に挟まれる。

好ましくは、ロータ２５は、ブレード２７がテール部５の外側に突出しないようにテール部５の内側にダクト形成される。

一実施形態では、ロータ２５の支持体は、テール部５に作用する負荷の構造的部分伝達も行う。

更に他の実施形態では、ロータ１７及び２５は、また、胴体２上にそれぞれの垂直成分を有するそれぞれの力を生成するように構成される。

図９から図１６に関して、ヘリコプタ１は、
１対の動力装置１００（概略的にのみ示された）と、
メインロータ４を回転駆動するメインギヤボックス１０１（概略的にのみ示された）と、
それぞれの動力装置１００とメインギヤボックス１０１の間に挟まれた１対のフリーホイール１５２とを備える。

更に、ヘリコプタ１は、
低電力電気負荷１５０（例えば、アビオニクス負荷）に電気供給するために提供された基本配電網１０２（概略的にのみ示された）と、
高電力電気負荷１５１（例えば、ロータ２５のブレードの幾つかのアクチュエータ）に電気供給するために提供された補助配電網１０３（概略的にのみ示された）とを備える。

図９と図１０の示された実施形態において、各動力装置１００は、ガスタービンであり、このガスタービンは、実質的に、
外部環境から吸い込まれた空気流の圧力を高める上流圧縮機９５と、
空気と燃焼ガスの混合物の温度を高めるために、燃料タンク９７に貯蔵された燃料が空気流に噴霧され点火される燃焼室９６と、
混合物が膨張し、フリーホイール１５２の介入によってギヤボックス１０１に動作的に接続されたシャフト９９を回転駆動する下流タービン９８とを備える（図１０）。

補助配電網１０３は、更に、モータ１６及び２４に電力を提供する。

電力供給ユニット１５は、更に、モータ１６及び２４に電力を電気供給するための推進システム１１０を含む。

図９と図１０に関して、推進力システム１１０は、ギヤボックス１０１によって駆動されかつ電力を出力する単一発電機１１１を備える。

詳細には、発電機１１１によって生成された電力は、補助配電網１０３に供給される。

図示された実施形態では、発電機１１１は、高冗長発電機である。

更に、発電機１１１は、一方向電気機械であり、即ち、発電機１１１は、ギヤボックス１０１によって提供された機械動力の一部だけを、補助配電網１０３に供給される電力に変換する。

更に、各動力装置１００は、基本配電網１０２と、相対圧縮機９５に接続された動力装置１００のギヤボックス１５３（図１０に概略的にのみ示された）との間に挟まれた相対始動発電機１１５を備える。

各始動発電機１１５は、双方向電気機械であり、即ち、始動発電機１１５は、基本配電網１０２によって提供された電力を、相対動力装置１００の始動段階で相対圧縮機９５に使用可能にされる機械動力に変換するか、相対圧縮機９５によって提供された機械動力の一部を、基本配電網１０２に利用可能にされる電力に変換する。

図１１と図１２に関して、１１０’は、推進システムの第２の実施形態を示す。

推進力システム１１０’は、推進システム１１０と類似しており、推進システム１１０と異なる範囲のみ後で開示され、推進システム１１０，１１０’の対応する部分又は等価物は、可能であれば同じ参照数字によって示される。

推進力システム１１０’は、発電機１１１”含まず、それぞれの動力装置１００によって駆動される２つの発電機１２０’を含む点が推進システム１１０と異なる。

発電機１２０’は、一方向電気機械である。詳細には、発電機１２０’は、相対シャフト９９によって提供された機械動力の一部を、補助配電網１０３に供給される電力に変換する。

図示された実施形態において、推進システム１１０’は、１対の追加のギヤボックス１６０’（図１２に概略的にのみ示された）を含む。各追加のギヤボックス１６０’は、相対シャフト９９と相対発電機１２０’との間に機能的に挟まれる。

図示された実施形態において、発電機１２０’は、補助配電網１０３に２レベルの電圧を供給できる２電圧発電機１１０’である。

推進システム１１０’は、また、補助配電網１０３に電気的に接続されたエネルギー蓄積装置１１２’（例えば、バッテリ）を含む点が推進システム１１０と異なる。

エネルギー蓄積装置１１２’は、発電機１２０’の通常動作中に補助配電網１０３によって常に充電される。

エネルギー蓄積装置１１２’は、補助配電網１０２に給電し、したがって、発電機１２０’が故障した場合にロータ１６，２４に電力を供給する。

最後に、推進力システム１１０’は、始動発電機１１５の代わりに始動装置１１５’を含む点が推進システム１１０と異なる。

始動装置１１５’は、基本配電網１０２が受け取った電気エネルギーを、それぞれの動力装置１００’の圧縮機９９に利用可能にされる機械動力に変換できる一方向電気機械である。

図１３と図１４に関して，１１０”は、推進システムの第３の実施形態を示す。

推進力システム１１０”は、推進システム１１０に類似しており、推進システム１１０と異なる範囲のみ以下に開示され、推進システム１１０，１１０”の対応する部分又は等価物は、可能ならば同じ参照数字によって示される。

詳細には、推進力システム１１０”は、電動発電機１１１”が双方向電気機械である点が推進システム１１０と異なる。詳細には、電動発電機１１１”は、メインギヤボックス１０１によって提供された機械動力の一部を、動力装置１００の通常動作中に補助配電網１０３に利用可能にされる電力に変換できる。あるいは、電動発電機１１１”は、一方もしくは両方動力装置１００が故障した場合、又は動作温度及び動作高度の点で特に厳しい条件によりブースト電力が必要な場合に、補助配電網１０３によって提供された電力をメインギヤボックス１０２に利用可能にされる機械動力に変換できる。

推進システム１１０”は、また、補助配電網１０３と、したがってロータ１６，２４に電気的に接続されたエネルギー蓄積装置１１２”（例えば、バッテリ）を備える点が推進システム１１０と異なる。

詳細には、エネルギー蓄積装置１１２”は、電動発電機１１１”の通常動作中に補助配電網１０３によって充電される。

エネルギー蓄積装置１１２”は、電動発電機１１１”が故障した場合に、補助配電網１０２と、したがってロータ１６，２４に電力を供給する。

図１５と図１６に関して、１１０”’は、推進システムの第４の実施形態を示す。

推進システム１１０”’は、推進システム１１０’に類似しており、推進システム１１０’と異なる範囲のみ以下に開示され、推進システム１１０’，１１０”’の対応する部分又は等価物は、可能ならば同じ参照数字によって示される。

詳細には、推進システム１１０”’は、それぞれの発電機１２０’の代わりに電動発電機１２０”’を含む点が推進力システム１１０’と異なる。

図示された実施形態において、電動発電機１２０”’は、双方向電気機械である。

詳細には、各電動発電機１２０”’は、相対シャフト９９によって提供された機械動力の一部を、補助配電網１０３と、したがって動力装置１００の通常動作中にモータ１６，２４とに利用可能にされる電力に変換できる。あるいは、電動発電機１２０”’は、一方又は両方の動力装置１００が故障した場合、又は動作温度と動作高度の点で特に厳しい条件によりブースト電力が必要とされる場合に、補助配電網１０３によって提供された電力を、シャフト９９と、したがってメインギヤボックス１０２とに利用可能にされる機械動力に変換できる。

使用の際、ロータ４の動作によって、ヘリコプタ１の上方／下方、前方／後方及び横方向の動きが可能になる。

ロータ４の動作により、ヘリコプタ１をヨー軸のまわりに回転させる第１のトルクＣ１が胴体２上に生成される。

反トルクシステム１０の動作によって、胴体２上に第１のトルクＣ１と反対方向の第２のトルクＣ２が生成される。

この第２のトルクＣ２は、ヘリコプタ１のヨー角を決定する。

より詳細には、図６にＡ１によって示された通常運転条件を参照すると、制御ユニット３０は、電動機１６及び２４を制御して、
ロータ１７を第１の回転方向に第１の回転速度で回転させ、
ロータ２５を第２の回転方向にそれぞれの第２の回転速度で回転させる。

詳細には、ロータ２５の速度は、互いに異なってもよい。

このようにして、ロータ１７とロータ２５は、胴体２上にそれぞれの力、したがって、反対方向を有するそれぞれの第３及び第４のトルクを生成する。これらの第３及び第４のトルクの結果、第２のトルクＣ２が生成される。

第２のトルクＣ２と第１のトルクＣ１の差が、ヘリコプタ１のヨー角を制御する。

図６のＡ３によって示された運転境界条件を参照すると、制御ユニット３０は、第３及び第４のトルクが同じ方向であり、しきい値より高い第１のトルクＣ１に対向できるように電動機１６及び２４を制御する。

好ましくは、制御ユニット３０は、ロータ１７とロータ２５が両方とも第２の方向に回転するように電動機１６及び２４を制御する。

制御ユニット３０は、ロータ１７の回転方向の反転が次第に行われ、また好ましくはこの運動反転ステップ中にロータ２５が加速されるようにプログラムされる。

図６にＡ２によって示された更なる状態を参照すると、ヘリコプタ１を胴体２上の第１のトルクＣ１の印加方向に極めて素早く回転させる必要があり、制御ユニット３０は、ロータ２５の回転を遅くするか更には停止させ、第１の方向のロータ１７の回転速度を高めるようにプログラムされる。

このようにして、ロータ１７によって生成された第３のトルクが、第１のトルクＣ１に追加され、ヘリコプタ１が所望のヨー角に迅速に回転することを可能にする。

ロータ１７及び２５によって吸い込まれた空気流は、開口３７を通り、ヘリコプタ１のテール部５によって実質的に妨げられないかごく僅かに妨げられる。

ロータ１７及び２５が、それぞれの垂直成分を有するそれぞれの力を胴体２上に生成するように構成された場合、制御ユニット３０は、ヘリコプタ１のピッチング運動の制御を可能にする所望の垂直推力を達成するように、モータ１６及び２４を制御する。

更に、動力装置１００は、回転メインギヤボックス１０１を駆動し、回転メインギヤボックス１０１は、回転メインロータ４を回転駆動する。

図９と図１０の実施形態において、発電機１１１は、メインギヤボックス１０１の機械動力の一部を、補助配電網１０３と、したがってモータ１６及び２４に利用可能にされる電力に変換する。

始動発電機１１５は、基本配電網１０２によって提供された電力を、相対動力装置１００の始動ステップ中に相対圧縮機９５に利用可能にされる機械動力に変換する。更に、始動発電機１１５は、相対圧縮機９５によって提供された機械動力の一部を、相対動力装置１００の通常動作中に基本配電網１０２に利用可能にされる電力に変換する。

図１１と図１２を参照すると、推進システム１１０’の動作は、推進システム１１０のものと類似しており、推進システム１１０と異なる範囲のみ以下に開示される。

推進システム１１０’の動作は、
発電機１２０’が、相対シャフト９９によって提供された機械動力の一部を、補助配電網１０３と、したがってモータ１６，２４に供給される電力に変換する点と、
エネルギー蓄積装置１１２’が、発電機１１１’の通常動作中に補助配電網１０３によって常に充電され、発電機１２０’が故障した場合は、補助配電網１０２と、したがってロータ１６，２４に電力を供給する点と、
始動装置１１５’が、一方向電気機械であり、補助配電網１０２が受け取った電気エネルギーをそれぞれの動力装置１００’の圧縮機９９に利用可能にされる機械動力に変換できる点において推進システム１１０の動作と異なる。

図１３と図１４を参照すると、推進システム１１０”の動作は、推進システム１１０のものと類似しており、推進システム１１０の動作と異なる範囲のみ以下で開示される。

推進システム１１０”の動作は、
電動発電機１１１”が、動力装置１００の通常動作中に、メインギヤボックス１０１によって提供された機械動力の一部を、補助配電網１０３と、したがってロータ１６，２４とに利用可能にされる電力に変換する点と、
一方又は両方の動力装置１００が故障した場合、又は動作温度及び動作高度の点で特に厳しい条件によりブースト電力が必要とされる場合に、電動発電機１１１”が、補助配電網１０３によって提供される電力を、メインギヤボックス１０２に利用可能にされる機械動力に変換する点と、
電動発電機１１１”の通常動作中に、エネルギー蓄積装置１１２”が補助配電網１０３によって充電される点と、
電動発電機１１１”が故障した場合に、エネルギー蓄積装置１１２”が、補助配電網１０２と、したがってロータ１６，２４に電力供給する点において推進システム１１０の動作と異なる。

図１５と図１６を参照すると、推進システム１１０”’の動作は、推進システム１１０’の動作と類似しており、推進システム１１０’の動作と異なる範囲のみ以下に開示される。

推進システム１１０”’の動作は、
動力装置１００の通常動作中に、各電動発電機１２０”’が、相対シャフト９９によって提供された機械動力の一部を、補助配電網１０３と、したがってモータ１６，２４とに利用可能にされる電力に変換し、
一方又は両方の動力装置１００が故障した場合、又は動作温度及び動作高度の点で特に厳しい条件によりブースト電力が必要とされる場合に、各電動発電機１２０”’が、補助配電網１０３によって提供された電力を、シャフト９９と、したがってメインギヤボックス１０２とに利用可能にされる機械動力に変換する点において推進システム１１０’の動作と異なる。

ヘリコプタ１の特徴の検討から、達成可能な利点が明らかである。

詳細には、反トルクシステム１０は、第１の角速度で回転可能でありかつ電動機１６によって駆動されるロータ１７と、それぞれの第２の角速度で回転可能でありかつそれぞれの電動機２４によって駆動される複数のロータ２５とを備える。

したがって、反トルクシステム１０は、ロータ１７及び２５の一方が故障した場合に、特定レベルの動作機能の保証を可能にする特定レベルの冗長性を有する。

更に、欧州特許出願公開第３２５４９６２号とは異なり、反トルクシステム１０は、テールブーム５０と一体化され、したがって、質量及び／又は衝突空気力によりフィン６と水平尾翼７によって生成された曲げモーメントと剪断応力を支持するように構造的に寄与する。

その結果、反トルクシステム１０の構造要素と格納要素が両方とも同じテールブーム５０であり、一方、欧州特許出願公開第３２５４９６２号の反トルクシステムは、テールブーム５０の後部で接続され、テールブーム５０自体によって生成される負荷だけを受ける。

次に、欧州特許出願公開第３２５４９６２号と異なり、テールブーム５０の後部にあるフィン６とフィン６の最上部の水平尾翼７との構成によって提供される利点を、ヘリコプタ１の全空気抵抗、重量、並びに騒音及び振動のレベルを高めることなく保持できる。

詳細には、フィン６は、特に前方飛行でのヘリコプタ１のヨーを更に制御することを可能にする。この付加的なヨー制御は、反トルクシステム１０が故障した場合、又はエネルギーを節約しかつ外部騒音を減らすために反トルクシステム１０が前方飛行で意図的に停止（又は減速）される場合に有効である。代わりに、水平尾翼７の効果は、ヘリコプタ１の垂直安定性を高めることである。水平尾翼７は、フィン６の上端に位置決めされ、ロータ４の伴流が少ししか衝突しない。したがって、ホバリングから前方飛行への移行の特に関連した騒音と振動の発生が減少する。

これに反して、欧州特許出願公開第３２５４９６２号は、テールブームから横方向に突出する１対の水平スタビライザを備える。これらの水平スタビライザは、ヘリコプタの横面積と重量を増大させる。更に、その位置により、水平方向スタビライザには、メインロータによって生成された伴流がほぼ間違いなく衝突する。この問題を回避するために、スタビライザが引き延ばされ、これによりヘリコプタの全体的な空気抵抗と重量が更に損なわれることになる。

推進システム１１０，１１０”は、モータ１６，２４に電気供給するために単一発電機１１１，１１１”を必要とするので特にコスト効率が高い。更に、エネルギー蓄積装置１１２”は、発電機１１１，１１１”が故障した場合に、補助配電網１０２と、したがってロータ１６，２４に電力供給するために効率的に使用されうる。

推進システム１１０”は、単一発電機１１１”が電動発電機であるので更に有利である。このようにして、一方又は両方の動力装置１００が故障した場合、又は動作温度と動作高度の点で特に厳しい条件によりブースト電力が必要とされる場合に、電動発電機１２０”’は、補助配電網１０３によって提供された電力を、シャフト９９と、したがってメインギヤボックス１０２とに利用可能にされる機械動力に変換する。

推進システム１１０’，１１０”’は、２つの発電機１２０’，１２０”を備え、したがって、１つの発電機１２０，１２０”が故障した場合の信頼性が高い。

エネルギー蓄積装置１１２’，１１２”’によって推進システム１１０’，１１０”’の信頼性が高められ、これにより、発電機１２０’が故障した場合に、補助配電網１０２と、したがってロータ１６，２４に電力が供給される。

一方又は両方の動力装置１００が故障した場合、又は動作温度と動作高度の点で特に厳しい条件によりブースト電力が必要とされる場合に、推進システム１１０”’に関して、電動発電機１２０”’は、補助配電網１０３によって提供された電力を、シャフト９９と、したがってメインギヤボックス１０２とに利用可能にされる機械動力に変換する。

更に、電動機１６及び２４が、広範囲の回転速度にわたって、生成できる最大トルクに比例した質量を有することにより、複数のロータ１７及び２５への第２のトルクＣ２の分割によって、ロータ１７及び２５が個々に生成しなければならないトルクの低減が可能になる。したがって、ロータ１７及び２５の質量を、胴体２上の同じ合力、ロータ１７及び２５の面積の和と等しい同じ面積、及び対応するブレード１９及び２７の同じ最大先端速度を有する単一電気ロータ（図７）を有する等価な反トルクシステム５０より低減できる。

より具体的には、他の全ての条件が等しい場合、電気機械の全重量は、ロータ１７及び２５の総数が増えるほど減少し、ヘリコプタ産業で明らかな利点を有する。

ロータ１７及び２５が、前述の等価な単一ロータ反トルクシステム５０の全面積より小さいそれぞれの面積を有するので、対応するブレード１９及び２７の最大先端速度を超えることなく、従って前述の対応するブレード１９及び２７をストールさせることなく、前述のロータ１７及び２５の回転速度を高めることが可能である。

ロータ１７及び２５のこの高い回転速度は、電動機１６及び２４とそれぞれのロータ１７及び２５との間にギヤボックスを使用せずに達成される。

関連したギヤボックスの重量をなくすことに加えて、電動機１６及び２４とそれぞれのロータ１７及び２５との間の直接駆動接続によって、そのようなギヤボックスの面倒な保守と潤滑問題がなくなる。これに関して、電動機１６とロータ１７の間に挿入されたギヤボックスは、必然的に運動をロータ１７に対して第１の方向と第２の方向の両方で伝達しなければならず、ギヤボックスの部品に著しい疲労応力が生じることに注意されたい。

ロータ１７及び２５は、前述の等価な単一ロータ反トルクシステム５０より小さい面積と、したがって小さい直径で作成されうる（図７に概略的に示された）。これにより、ロータ１７及び２５は、ロータ４と実質的に少なく空気力学的に干渉する位置に容易に構成されうる。この結果、ヘリコプタ１の性能を改善でき、ヘリコプタ１によって生成される外部騒音を減少できる。

ロータ１７及び２５は、テール部５に沿って配置され、それぞれの円盤は、垂直方向に対して横切るそれぞれの平面上にある。このようにして、制御ユニット３０は、垂直揚力を生成するためにこれらのロータ１７及び２５の回転速度を制御でき、これは、ヘリコプタ１のピッチングの制御に有効である。

更に、この説明の導入部分で述べた既知の解決策と異なり、反トルクシステム１０は、ロータ１７及び２５の角速度だけに作用することによって、ヘリコプタ１のヨー角を制御し、第１のトルクＣ１に対抗することを可能にする。

したがって、反トルクシステム１０は、また、それぞれの固定ピッチ角を有するそれぞれのブレード１９及び２７を備えたロータ１７及び２５を使用することを可能にし、構造上の単純さが明らかである。

そのような状況下で、反トルクシステム１０は、固定ピッチ角を有するブレードを備えた単一反トルクロータを使用する解決策より特に有利であることが分かる。実際に、このような最終の解決策は、必然的に、ヨー角の制御のために胴体に加えられるトルクの方向を反転しなければならないときに、単一反トルクロータの回転方向を反転することを必要とする。この反転は、単一反トルクロータの回転を停止して反対方向に加速することを必要とする。この状況で、ヘリコプタは、必然的に、移行期間中の制御が難しいままである。

これと反対に、本発明による解決策は、ヘリコプタ１（図６の領域Ａ１）の通常運転条件下で、ロータ１７及び２５の角速度を単純に増減することにより、またロータ１７及び２５を停止することなく、ヘリコプタの胴体２に加えられる第２のトルクＣ２の方向の反転を可能にする。

これにより、ヘリコプタ１は特にパワー値に対応する広範囲のヨー角と、したがってヘリコプタ１の飛行フェーズでより現在の第１のトルクＣ１を制御できる。

ヘリコプタ１の運転境界条件（図６の領域Ａ３）内のロータ１７の回転方向を反転することが必要なときでも、第１の方向のロータ１７の回転をすぐに停止しなくてもよい。これに対して、この境界条件では、制御ユニット３０が、第２の方向のロータ２５の回転速度を高め、ロータ１７は、第１の方向のその回転を遅くし、停止し、第２の方向に加速する。

図６で見えるように、反トルクシステム１０は、ヘリコプタ１の通常運転条件で該当することに部分的に従い、かつヘリコプタ１の境界条件で該当することに部分的に従ってロータ１７及び２５を単純に制御することによって、図６に示されたホバリングターン操縦の実行を可能にする。

反トルクシステム１０は、また、ヘリコプタ１を第１のトルクＣ１の印加方向に極めて素早く回転させることを可能にする（図６の領域Ａ２）。この状況で、制御ユニット３０は、第１の方向のロータ１７の回転速度を高め、第２の方向のロータ２５の回転速度を遅くするか更には停止させる。

開口３７は、テール部５を通り、それぞれの吸込領域３８に配置される。

このようにして、ロータ１７及び２５によって吸い込まれた空気流は、ヘリコプタ１のテール部５によって実質的に妨げられないかごく僅かに妨げられる。これにより、必然的にロータ１７及び２５の効率的な動作が保証される。

ロータ１７及び２５の配置は、緊急着陸の場合に、ヘリコプタ１の着陸領域内でロータ１７及び２５を破損させるか事故を引き起こすリスクを制限する（図２）。そのような場合、ヘリコプタ１は、着陸装置４０が地面に乗る状態で着陸せずに、地面に対してピッチが傾いた状態で着陸する可能性がある。この条件で、ロータ１７及び２５は、地面から離される。

最後に、電動機１６及び２４の支持体は、構造的機能を実現するためにテール部５に一体化されうる。

ダクト９１は、２つ以上のロータ２５（示された実施形態では３つ）のロータ２５をダクト形成する。

このようにして、全てのロータ２５が個々にダクト形成された解決策の同じ空気力学的利点を達成でき、同時に、これらの個々のダクトがテールブーム５の配置をもたらす幾何学的制約が回避される。

最後に、特許請求の範囲によって定義された保護範囲から逸脱することなくヘリコプタ１に関する修正及び変更を行えることは明らかである。

詳細には、推進システム１００，１００’，１００”，１００”’は、単一反トルクロータ１７，２５を備えたヘリコプタに適用されうる。

１ ヘリコプタ
２ 胴体
３ 機首
４ メインロータ
５ テール部
６ フィン
７ 水平尾翼
１０ 反トルクシステム
１１ ブレード
１２ 駆動ユニット
１５ 電力供給ユニット
１６，２４ 電動機
１７，２５ ロータ
１８ ハブ
３０ 制御ユニット
３８ 吸込領域
５０ テールブーム
９０ ダクト
９１ ダクト
１００ 動力装置
１０１ ギヤボックス
１０３ 配電網
１１０ 電気推進システム
１１１ 第１の発電機
１２０ 第２の発電機

Claims (27)

1. 胴体（２）と、
   使用中に、前記ヘリコプタ（１）の飛行に必要な揚力を生成し、前記ヘリコプタ（１）の前方／後方、上方／下方及び横方向運動を可能にし、使用中に、前記胴体（２）上に第１のトルク（Ｃ１）を生成するように適応された第１のメインロータ（４）と、
   使用中に、前記ヘリコプタ（１）のヨー角を制御するために、前記第１のトルク（Ｃ１）に対して同じ又は反対方向の主成分を有する第２のトルク（Ｃ２）を生成するように適応された反トルクシステム（１０）と、
   前記胴体（２）に接続されたテール部（５）とを備え、
   前記テール部（５）が、
   前記胴体（２）に接続されたテールブーム（５０）と、
   前記胴体（２）の反対側の前記テールブーム（５０）の後部から前記テールブーム（５０）に対して横方向に突出するフィン（６）と、
   前記フィン（６）の両側で片持ち式に突出する水平尾翼（７）とを備え、
   前記テールブーム（５０）が、使用中に前記フィン（６）と前記水平尾翼（７）の重量によって生成された曲げモーメントと剪断応力を保持するように適応されたヘリコプタ（１）であって、
   前記反トルクシステム（１０）が、前記テールブーム（５０）により定義され、
   電力供給ユニット（１５）と、
   前記電力供給ユニット（１５）に動作的に接続され、第１の可変角速度で回転するように前記電力供給ユニット（１５）によって動作可能な少なくとも１つの第２のロータ（１７）と、
   前記電力供給ユニット（１５）に動作的に接続され、第２の可変角速度で回転するように前記電力供給ユニット（１５）によって動作可能な少なくとも１つの第３のロータ（２５）とを備えた、ヘリコプタ（１）。
2. 互い違いになったそれぞれの軸（Ｃ）のまわりに回転する複数の前記第２のロータ（２５）を備えた、請求項１に記載のヘリコプタ。
3. 前記第２のロータ（２５）の少なくとも１つが、相対ダクト（９０）によってダクト形成された、請求項２に記載のヘリコプタ。
4. 少なくとも２つの第２のロータ（２５）をダクト形成する単一ダクト（９１）を備えた、請求項２に記載のヘリコプタ。
5. 前記反トルクシステム（１０）が、前記テール部（５）に固定式に一体的に接続された、請求項１〜４のいずれか一項に記載のヘリコプタ。
6. 前記水平尾翼（７）が、前記テールブーム（５０）の前記後部と反対の前記フィン（６）の自由端に配置された、請求項１〜５のいずれか一項に記載のヘリコプタ。
7. 少なくとも１の動力装置（１００）と、
   前記動力装置（１００）によって駆動可能で、前記第１のロータ（４）を駆動する働きをするギヤボックス（１０１）とを備え、
   前記電源ユニット（１５）が、前記動力装置（１００）並びに前記第２及び第３のロータ（１７，２５）と動作的に接続されて前記第２及び第３のロータ（１７，２５）に電力を供給する電気推進システム（１１０，１１０’、１１０”、１１０”’）を備えた、請求項１〜６のいずれか一項に記載のヘリコプタ。
8. 前記第２及び第３のロータ（１７，２５）と電気的に接続されて前記第２及び第３のロータ（１７，２５）に電力を供給する配電網（１０３）と、
   前記電気推進システム（１１０，１１０’，１１０”，１１０”’）が、前記配電網（１０３）に前記電力を供給する、請求項７に記載のヘリコプタ。
9. 前記電気推進システム（１１０，１１０”）が、前記ギヤボックス（１０１）と前記第２及び第３のロータ（１７，２５）との間に機能的に挟まれた第１の発電機（１１１，１１１”）を備えた、請求項７又は８に記載のヘリコプタ。
10. 前記第１の発電機（１１１）が、使用中に、前記ギヤボックス（１０１）によって提供された機械動力を、使用中に前記第２及び第３のロータ（１７，２５）に供給される電力に変換できる一方向電気機械である、請求項９に記載のヘリコプタ。
11. 前記第１の発電機（１１１”）が、
    使用中に、前記ギヤボックス（１０１）によって提供された前記機械動力を、使用中に前記第２及び第３のロータ（１７，２５）に供給される電力に変換するか、又は
    使用中に、前記電力配電網（１０３）の前記電力を、前記ギヤボックス（１０１）と、したがって前記第１のロータ（４）とに変換できる双方向電気機械である、請求項９に記載のヘリコプタ。
12. 前記電気推進システム（１１０，１１０”）が、前記電力配電網（１０３）に電気的に接続されたエネルギー蓄積装置（１１２”）を備え、
    前記エネルギー蓄積装置（１１２”）が、使用中に、前記第１の発電機（１１１”）の通常動作中に前記電力配電網（１０３）によって充電され、
    前記第１の発電機（１１１”）が故障した場合に、前記エネルギー蓄積装置（１１２”）が、使用中に、前記電力配電網（１０３）を供給する、請求項１１に記載のヘリコプタ。
13. 前記電気推進システム（１１０’，１１０”’）が、前記動力装置（１００）と前記電力配電網（１０３）の間に機能的に挟まれた少なくとも１つの第２の発電機（１２０’，１２０”’）を備える、請求項７又は８に記載のヘリコプタ。
14. 前記動力装置（１００）と前記ギヤボックス（１０２）の間に挟まれたフリーホイール（１５２）を備え、
    前記電気推進システム（１１０’，１１０”’）が、前記フリーホイール（１５２）も前記ギヤボックス（１０２）と前記電気推進システム（１１０’，１１０”’）の間に挟まれるように前記動力装置（１００）に接続された、請求項１３に記載のヘリコプタ。
15. 前記第２の発電機（１２０’）が、使用中に、前記動力装置（１００）によって提供された前記機械動力を、使用中に前記第２及び第３のロータ（１７，２５）に供給される電力に変換できる一方向電気機械である、請求項１４に記載のヘリコプタ。
16. 前記第２の発電機（１２０”）が、
    使用中に、前記動力装置（１００）によって提供される前記機械動力を、使用中に前記第２及び第３のロータ（１７，２５）に供給される電力に変換するか、又は
    使用中に、前記電力配電網（１０３）の前記電力を、前記動力装置（１００）と、したがって前記第１のロータ（４）とに変換できる双方向電気機械である、請求項１４に記載のヘリコプタ。
17. 前記第２の発電機（１２０”’）が、前記動力装置（１００）に一体化された、請求項１６に記載のヘリコプタ。
18. 前記第２の発電機（１２０’，１２０”’）が、２電圧発生機である、請求項１３〜１７のいずれか一項に記載のヘリコプタ。
19. 前記電気推進システム（１１０’，１１０”’）が、前記配電網（１０３）に電気的に接続されたエネルギー蓄積装置（１１２”’）を備え、
    前記エネルギー蓄積装置（１１２”’）が、使用中に、前記第２の発電機（１２０’，１２０”’）の通常動作中に前記配電網（１０３）によって充電され、
    前記エネルギー蓄積装置（１１２”）が、使用中に、前記第２の発電機（１２０’、１２０”’）が故障した場合に前記配電網（１０３）に給電する、請求項１３〜１８のいずれか一項に記載のヘリコプタ。
20. 胴体（２）と、
    使用中に、前記ヘリコプタ（１）の飛行に必要な揚力を生成し、前記ヘリコプタ（１）の前方／後方、上方／下方及び横方向運動を可能にし、使用中に前記胴体（２）上に第１のトルク（Ｃ１）を生成するように適応された第１のメインロータ（４）と、
    前記ヘリコプタ（１）のヨー角を制御するために、使用中に、前記第１のトルク（Ｃ１）に対して同じか又は反対方向の主成分を有する第２のトルク（Ｃ２）を生成するように適応された反トルクシステム（１０）とを備え、
    前記反トルクシステム（１０）が、
    電力供給ユニット（１５）と、
    前記電力供給ユニット（１５）に動作的に接続され、第１の可変角速度で回転するように前記電力供給ユニット（１５）によって動作可能な少なくとも１つの第２のロータ（１７）と、
    前記電力供給ユニット（１５）に動作的に接続され、第２の可変角速度で回転するように前記電力供給ユニット（１５）によって動作可能な少なくとも１つの第３のロータ（２５）とを備えたヘリコプタ（１）であって、
    前記胴体（２）に接続され、前記第２及び第３のロータ（１７，２５）を支持するテール部（５）を備え、
    前記テール部（５）が、
    それぞれの前記第２及び第３のロータ（１７，２５）を支持する複数の壁（３５）と、
    前記壁（３５）によって区切られ、前記テール部（５）を横切り、使用中に、前記第２及び第３のロータ（１７，２５）への空気の適正供給を可能にする十分な幅を有する複数の開口（３７）とを備えた、ヘリコプタ（１）。
21. 複数の前記第３のロータ（２５）を備えた、請求項２０に記載のヘリコプタ。
22. 前記第３のロータ（２５）の少なくとも１つがダクト形成された、請求項２１に記載のヘリコプタ。
23. 前記電力供給ユニット（１５）が、
    前記第２のロータ（１７）に動作的に接続され、使用中に、前記第２のロータ（１７）を駆動するように適応された少なくとも１の第１の電動機（１６）と、
    それぞれの前記第３のロータ（２５）に動作的に接続され、使用中に、それぞれの前記第３のロータ（２５）を駆動するように適応された複数の第２の電動機（２４）とを備えた、請求項１〜２２のいずれか一項に記載のヘリコプタ。
24. 前記第１の電動機（１６）が、前記第２のロータ（１７）に直接接続され、及び／又は、
    前記第２の電動機（２４）の少なくとも１つが、それぞれの前記第３のロータ（２５）に直接接続された、請求項２３に記載のヘリコプタ。
25. 前記第２及び第３のロータ（１７，２５）がそれぞれ、
    それぞれの回転軸（Ｂ，Ｃ）のまわりに回転可能なハブ（１８，２６）と、
    前記ハブ（１８，２６）によって支持され、前記それぞれの回転軸（Ｂ，Ｃ）に対して固定ピッチ角をそれぞれ有する複数のブレード（１９，２７）とを備えた、請求項１〜２４のいずれか一項に記載のヘリコプタ。
26. 前記電力供給ユニット（１５）に機能的に接続された制御ユニット（３０）を含み、前記制御ユニット（３０）が、
    前記第１のトルク（Ｃ１）がしきい値より低い前記ヘリコプタ（１）の飛行条件で、前記第１のロータ（１６）を第１の回転方向に回転させ、前記第３のロータ（２５）を前記第１の方向と反対の第２の回転方向に回転させ、かつ／又は、
    前記第１のトルク（Ｃ１）が前記しきい値より高いときに、前記第２のロータ（１７）も前記第２の方向に回転させ、かつ／又は、
    前記ヘリコプタ（１）を前記第１のトルク（Ｃ１）の同じ方向に回転させなければならない場合に、前記第２のロータ（１７）の前記第１の方向の前記回転速度を増大させ、前記少なくとも１つの第２のロータ（２５）の前記第２の方向の前記回転速度を低減するようにプログラムされた、請求項２５に記載のヘリコプタ。
27. 前記第２又は第３のロータ（１７，２５）の前記第２の回転方向が、使用中に、前記第１のトルク（Ｃ１）に対して反対方向の主成分を有する第３のトルクを前記胴体（２）上に生成する、請求項２６に記載のヘリコプタ。