JP2023518770A - ヘリコプタ、ヘリコプタキット及び関連する再構成方法 - Google Patents

Abstract

ヘリコプタ（１）は、第１軸（Ｘ）に沿って細長くかつ鼻部（６）と尾部ブーム（７）との間で延在する機体（２）と、第２軸（Ｙ）に沿って細長い一対の第１空気力学的表面（１１）を有する水平尾翼（９）と、を備え、第１及び第２軸は、第１平面（Ｑ）を画成し、ヘリコプタは、第１空気力学的表面に対する横断方向にある一対の素子（２０）と、各別の第２空気力を発生させ、第１素子に接続され、各別の第１空気力学的表面を向きかつ第１空気力学的表面から間隔をあけた一対の第２空気力学的表面（２１）と、を備え、第２空気力学的表面それぞれは、各別の素子に接続された一の第１基端部（８０）と、尾部ブームから間隔をあけた第２自由端部（８１）と、第１前縁部（５５）と、第１前縁部とは反対側にある第１後縁部（５６）と、第１基端部における第１翼弦（Ｃ１）と、第１軸に平行な第２自由端部における第２翼弦（Ｃ２）と、を備え、第１及び第２翼弦は、第１平面に関して傾いた第２平面（Ｒ）を画成する。

Description

関連出願の相互参照
本願は、２０２０年３月１９日に出願した欧州特許出願第２０１６４１６４．４号の優先権を主張し、この出願の開示のすべてを参照として本願に組み込む。

技術分野
本発明は、ヘリコプタ、ヘリコプタキット及びヘリコプタ再構成方法に関する。

ヘリコプタは、公知の態様で、機体と、機体から突出しかつ第１軸回りに回転可能な主ロータと、機体から突出しかつ第１軸に対する横断方向にある第２軸回りに回転可能な尾部ロータと、を備えている。

特に、主ロータは、ヘリコプタを空中で維持しかつヘリコプタの前進、後退及び側方移動を可能とするために必要な上昇を提供するように構成されている。尾部ロータは、対して、主ロータの動作によって機体に伝達された反作用トルクによって引き起こされるヘリコプタの回転に対抗しかつヘリコプタのヨー、すなわち第１軸回りの回転を制御するように構成されている。

ヘリコプタは、同様に、公知の態様で、
－機体の両端部に各別に配設された鼻部及び尾部ブームと、
－機体の尾部ブームから片持ち支持態様で上方に突出しかつ第２軸回りに回転可能な態様で尾部ロータを支持するフィンと、
－尾部ブームから片持ち支持態様で機体に対する横方向に突出する、ピッチスタビライザとして公知の水平尾翼と、
を備える。

水平尾翼は、翼外形として構成されており、この翼外形は、ヘリコプタが前進飛行中にあると、第１軸と平行に方向付けられた主成分を有する
第１空気力、すなわち揚力／負の揚力を発生させる。

このような揚力／負の揚力は、主ロータによって発生された揚力に加えられ、高速前進飛行中にヘリコプタの高度を安定状態で維持するのに、すなわち、ヘリコプタが垂直方向に及びヘリコプタの第３長手方向軸回りにおける回転に関して安定平衡位置にあることを確実にすることに、有効である。特に、第３軸は、鼻部から尾部ブームまで方向付けられた機体の延在方向に平行であり、第１及び第２軸に対する横断方向にある。

しかしながら、特定の低速状態において、主ロータによって下方に向けられた気流が機体の尾部に向けて逸れることが発生し得、この気流は、水平尾翼にぶつかり、ひいては、第３空気力、すなわち水平尾翼への下方推力を発生させる。

ヘリコプタの加速及び／または減速に続き、この垂直は、ヘリコプタに鼻が上を向く（ノーズアップ）姿勢、すなわち、機体の鼻部が機体の尾部よりも高い姿勢を引き起こす。このノーズアップ姿勢は、主ロータの周期的なピッチへのパイロットの作用によって、すなわち主ロータのディスクを前方に傾けて気流が水平尾翼から離間するように移動させることによって継続的に修正されなければならない。

これにより、特定の低速状態においてパイロットにとって飛行制御を困難とする。

さらに、着陸段階におけるノーズアップ姿勢は、パイロットに対して視覚的な問題を引き起こし、突風の場合、悪天候の場合または着陸エリアに障害物が存在する場合において、より問題になり得る。

上記起因により、水平尾翼の設計は、２つの相反する制約を満たさなければならない。

より詳細において、一方で、大型の水平尾翼表面は、第１空気力に関する適切な値を発生させる、したがってヘリコプタの長手方向安定性を増加させる必要がある。

他方で、小型の水平尾翼表面は、主ロータによって発生する下方気流にさらされる表面及びヘリコプタの結果として生じるノーズアップ量を低減するのに低速において最適であり、したがって、着陸のような特有の危機的な状況におけるヘリコプタの視認性及び操縦性を改善する。

これら制約に起因して、１９５０年代から開始して様々な水平尾翼の構成をヘリコプタに使用しているが、最適な解決を実現していない。例えば、機体の一側のみにおいてかつ尾部ブームに関して様々な高さで配設された公知の非対称の水平尾翼や、機体に関して様々な高さでかつ様々な長手方向位置で配設された２つのスタビライザを有する対称の解決法がある。

特許文献１は、水平尾翼を備えるヘリコプタを説明しており、この水平尾翼は、
－尾部ブームの各側から片持ち支持態様で突出する一対のスタビライザと、
－各別のスタビライザに介在して機体の各側から片持ち支持態様で突出する一対の空気力学的付属物と、
－各側に対して反対側にありかつスタビライザそれぞれと各別の付属物との間に延在する一対のエンドプレートと、
を備える。

ヘリコプタが高速前進飛行していると、機体及び主ロータによって発生する空気力学的ウォッシュは、機体に続く付属物の一部に衝突する気流を著しく阻害する。

その結果、これら部分は、空気力学的な「影の中」にあり、ヘリコプタを長手方向で安定化させるために必要な第２空気力の形成に効果的に寄与しない。

したがって、産業では、水平尾翼の空気力学的挙動を最適化して、それにより、前進飛行時のヘリコプタの長手方向の安定性を増加させつつ、同時に、低速状態におけるノーズアップを制限する必要があることに気付いている。

また、産業では、前進飛行時、側方飛行時及び着陸時／離陸時の低速段階の迎角特性に関する水平尾翼及びフィンの空気力学的挙動を最適化し、寸法の増加及び／もしくは失速時に特有である迎角で発生する最大空気力を制限するまたはさらに回避する必要があることに気付いている。

より詳細には、産業では、低速時に主ロータで発生する下方気流の影響を可能な限り低減できる水平尾翼を入手可能とすることが必要であることに十分に気付いている。

産業では、水平尾翼の空気力学的効率を可能な限り向上させることができる水平尾翼を入手可能とすることが必要であることに十分気付いている。

特許文献２は、請求項１のプリアンブルにかかるヘリコプタ、請求項１２のプリアンブルにかかるヘリコプタのためのキット及び請求項１５のプリアンブルにかかるヘリコプタのための再構成方法を開示している。

米国特許第８９８５５００号明細書 欧州特許出願公開第２８７８５３６号明細書

本発明の目的は、簡素かつ高価でない態様で上述した必要性のうちの少なくとも１つを満足できるヘリコプタを創出すること、である。

本発明によれば、この目的は、請求項１にかかるヘリコプタによって達成される。

本発明は、同様に、請求項１２にかかるヘリコプタのためのキットに関する。

本発明は、同様に、請求項１５にかかるヘリコプタを再構成する方法に関する。

本発明をより理解するために、単なる例としてかつ添付の図面を参照しながら、本発明の好ましい非限定的な実施形態を以下で説明する。

本発明に従って形成されたヘリコプタを示す斜視図である。 図１のヘリコプタの尾部部分を上方から示す高倍率拡大図であって、明確性のために部品を除去した、拡大図である。 図１及び図２のヘリコプタの尾部部分を示す高倍率拡大斜視図であって、明確性のために部品を除去した、斜視図である。 図１から図３のヘリコプタの一部詳細を示す上方から見た高倍率拡大図である。 図４のヘリコプタの詳細を示す前面図である。 図４及び図５の詳細を示す斜視図である。 図４から図６の詳細を示す側面図である。 図４から図７の一部詳細を示すさらなる拡大図である。

添付の図面を参照すると、参照符号１は、本発明の記載従って形成されたヘリコプタを示す。

ヘリコプタ１は、基本的に、機体２、機体２の頂部に配設された主ロータ３及び尾部ロータ５を備える。

機体２は、機体の両端部において、鼻部６及び尾部ブーム７を備える。

規定できることは、
－ヘリコプタ１及び機体２の長手方向に対応するロール軸Ｘ、
－軸Ｘに直交するピッチ軸Ｙ、及び、
－軸Ｘ、Ｙに直交するヨー軸Ｚ、
である。

軸Ｘ、Ｙ、Ｚは、ヘリコプタ１と一体的であり、ヘリコプタ１の（図示を簡素化するために添付の図面において正確な位置で示されていない）重心Ｇを示す。

同様に規定できることは、
－軸Ｙに直交しかつ軸Ｘ、Ｚに平行な平面Ｐ、及び、
－軸Ｚに直交しかつ軸Ｘ、Ｙに平行な平面Ｑ、
である。

特に、平面Ｐは、ヘリコプタ１の長手方向平面であり、平面Ｑは、ヘリコプタ１の横断方向平面である。

留意すべきことは、以下この説明において、「上方」、「下方」、「横方向」、「前方」、「後方」などは、一定高度で前進飛行している、すなわち軸Ｚが垂直であり軸Ｘ、Ｙが水平である状態での、ヘリコプタの通常前方方向に関して使用される。

主ロータ３は、軸Ｚに平行な主成分を有する推進力を提供するように構成されており、それにより、ヘリコプタ１を空中で維持でき、軸Ｘに平行な前進または後退移動及び軸Ｙに平行な側方移動の双方向ができるようになる。

尾部ロータ５は、軸Ｙに平行な主成分を有する推進力を提供するように構成されている。この推進力は、主ロータ３の動作に続いて機体２に作用する反作用トルクとは反対方向で軸Ｚ回りのトルクを発生させ、それにより、ヘリコプタ１のヨー角度を制御する。

鼻部６及び尾部ブーム７は、ヘリコプタ１の延在方向の長手方向軸Ｘに沿って互いに反対側にある。

ヘリコプタ１は、同様に、
－鼻部６とは反対側の端部において尾部ブーム７の頂部から片持ち支持態様で突出するフィン８と、
－フィン８の下方において尾部ブーム７から片持ち支持態様で突出しかつ長手方向に、すなわち軸Ｘに沿ってヘリコプタ１を安定させるように構成された水平尾翼９と、
を備える。

フィン８は、尾部ロータ５を支持する。

水平尾翼９は、軸Ｚに平行な主成分を有する空気力を発生させるように構成されており、それにより、前進飛行中にヘリコプタ１を長手方向で安定させる、すなわち、軸Ｙ回りの回転に対してヘリコプタ１の高度を安定させる。

より詳細において、水平尾翼９は、尾部ブーム７の相互に反対側に各別に配置された一対のスタビライザ１４を備える。

以下の説明において、スタビライザ１４が互いに同一であるので、一方のスタビライザ１４のみを参照する。

スタビライザ１４は、軸Ｙに平行な長さ、軸Ｙに平行な幅及び軸Ｚに平行な厚さを有する。

スタビライザ１４は、負荷支持面１１を備え、この負荷支持面は、軸Ｚに平行な主成分を有する揚力／負の揚力を発生させるように構成されている。

スタビライザ１４の表面１１は、順に、
－鼻部６を向きかつスタビライザ１４の第１最前端縁部を画成する前縁部１５と、
－軸Ｘに沿って前縁部１５とは反対側にありかつスタビライザ１４の第２最後端縁部を画成する後縁部１６と、
－前縁部１５と後縁部１６との間に区画されかつスタビライザ１４の上面を画成する頂面１７と、
－頂面１７とは反対側において前縁部１５と後縁部１６との間に区画されかつスタビライザ１４の下面を画成する底面１８と、
によって区画されている。

表面１１は、同様に、互いに反対側にありかつ軸Ｙに平行である一対の端縁部１２ａ、１２ｂを備える。表面１１それぞれの端縁部１２ａは、尾部ブーム７に固定されている。

表面１１は、軸Ｘに平行に前縁部１５と後縁部１６とを直線経路で繋ぐ翼弦Ｂ（図３及び図４）を有する。

翼弦Ｂの長さは、一定である。

有利には、スタビライザ１４は、
－表面１１に対する横断方向で片持ち支持態様で突出するプレート２０と、
－一の第２空気力を発生させ、プレート２０に各別に接続されかつ所定距離離間して表面１１を向く付属物２１と、
を備え、付属物２１は、順に、
－プレート２０に接続された基端部８０と、
－尾部ブーム７から及びフィン８から間隔をあけて基端部８０とは反対側にある自由端部８１と、
－前縁部５５と、
－前縁部５５とは反対側にある後縁部５６と、
－軸Ｘに平行でありかつ自由端部８１において前縁部５５と後縁部５６とを直線経路で繋ぐ翼弦Ｃ１（図２、図６及び図７）と、
－軸Ｘに平行でありかつ基端部８０において前縁部５５と後縁部５６とを直線経路で繋ぐ翼弦Ｃ２と、
を備え、
翼弦Ｃ１、Ｃ２は、平面Ｑに対して傾けられた平面Ｒ（図５）を画成する。

より詳細において、平面Ｒは、０°と３０°との間、より詳細には０°と１５°との間（図５）の範囲にある非ゼロ角度αで平面Ｑに対して傾けられている。

したがって、これにより、表面１１と付属物２１との間の距離を望ましく制御することができ、表面間の相互干渉に起因した悪影響を最小化する。

付属物２１は、ヘリコプタ１の機体に向けてプレート２０からさらに延在する。

付属物２１は、表面１１からの距離を漸次増加させてプレート２０からさらに延在する。

すなわち、付属物２１は、これら付属物の各別のプレート２０から各別の表面１１とは反対側の側部まで相互に収束している（図２）。

図示の場合において、翼弦Ｃ１は、翼弦Ｃ２よりも短い。

より詳細には、付属物２１の翼弦Ｃの長さは、翼弦Ｃ２から翼弦Ｃ１に向けて減少する（図２）。

付属物２１は、後退翼(swept wing)をさらに有する。

より詳細には、翼弦Ｃ１は、ヘリコプタ１の上方からの平面視で表面１１から突出するセクションＣ３を有する。

同様に、翼弦Ｃ２は、ヘリコプタ１の上方から見た平面において表面１１から突出するセクションＣ４を有する（図４）。

軸Ｘに平行なセクションＣ３、Ｃ４それぞれの長さは、表面１１の翼弦Ｂの－５０％と＋５０％との間の範囲にある。

セクションＣ３、Ｃ４それぞれの長さは、ヘリコプタ１の上方から見た平面においてセクションＣ３が表面１１の前縁部１５から鼻部６に向けて突出する場合に、正の値を有する。

反対に、セクションＣ３、Ｃ４それぞれの長さは、ヘリコプタ１の上方から見た平面においてセクションＣ３、Ｃ４が表面１１の後縁部１６から尾部ブーム７に向けて突出する場合に、負の値を有する。

図示の場合において、セクションＣ３、Ｃ４は、表面１１の前縁部１５からヘリコプタ１の鼻部６に向けて突出する。

セクションＣ４は、同様に、セクションＣ３よりも短い。

その結果、付属物２１は、負の後退翼を有し、表面１１に関して鼻部６に向けて交互配置されている。

より詳細には、空気力学的表面は、各別の基端部分の翼弦の１／４（すなわち後方のまたはフィン８の反対側に方向付けられた）に対応する同じ位置に関して自由端部の翼弦の１／４に対応する位置において空気力学的表面が前方位置を有する（すなわち、鼻部６に向けて方向付けられている）場合に負の後退翼を有する。

特に、前縁部５５は、鼻部６に向けられており、ヘリコプタ１の通常前方方向に関して付属物２１よりも前方にある第１端縁部を画成する。

後縁部５６は、軸Ｘに沿って前縁部５５とは反対側にあり、後縁部は、鼻部６とは反対側に向けられており、ヘリコプタ１の通常前方方向に関して付属物２１よりも後方にある第２端縁部を画成する。

付属物２１は、同様に、
－前縁部５５と後縁部５６との間に区画されかつ付属物２１の上面を画成する頂面５７と、
－頂面５７の反対側において前縁部５５と後縁部５６との間に区画されかつ付属物２１の下面を画成する底面５８と、
を備える。

プレート２０は、軸Ｙに沿ってフィン８とは反対側にあり、プレートは、表面１１に接続され、表面１１の縁部１２ｂから上方に片持ち支持態様で突出する。

より詳細には、プレート２０は、表面１１の縁部１２ｂに接続された縁部３０によって及び縁部３０とは反対側にある縁部３１によって軸Ｚと平行に区画されている。

図２及び図３に示す場合において、付属物２１及びプレート２０は、鋭い縁部によって接続されている。特に、縁部３１及び基端部８０は、相互に一致する。

縁部３０、３１は、軸Ｘに対して平行に延在する。

縁部３１は、縁部３０を覆って配設されており、付属物２１は、縁部に接続されている。

特に、縁部３１は、縁部３０よりも遠位にある。したがって、縁部３０は、軸Ｙに沿って縁部３１間に介在している。

プレート２０は、同様に、
－鼻部６を向きかつプレート２０の第１最前端縁部を画成する前縁部４８と、
－軸Ｘに沿って前縁部４８とは反対側にあり、プレート２０の第２最後端縁部を画成する後縁部４９と、
－前縁部４８と後縁部４９との間に区画されかつプレート２０のフィン８に向けられた表面を画成する壁部５１と、
－壁部５９の反対側において前縁部４８と後縁部４９との間に区画されかつプレート５１のフィン８とは反対側の表面を画成する壁部５２と、
によって区画されている。

プレート２０は、同様に、複数の翼弦Ｄを備えており、これら翼弦は、それぞれが直線的な方法で、前縁部５５と後縁部５６との間に延在する（図６）。

縁部３０、３１におけるプレート２０の翼弦Ｄ１、Ｄ２は、平面Ｓを画成する。

図示の場合において、平面Ｓは、添付の図５における例を用いて示されるように、平面Ｒに直交している。

より詳細には、平面Ｓは、－３０°と３０°との間の範囲にある、より好ましくは－２０°と２０°との間の範囲にある角度βを軸Ｚと共に画成する（図５）。したがって、プレート２０と付属物２１との間の連結を所望のように制御することができ、表面間の相互干渉による悪影響を最小化する。

角度βは、平面Ｓが軸Ｚに関して互いに分岐するときに正の結果となるように、かつ、平面が軸Ｚに関して互いに集合するときに負の結果となるように、方向付けられている。

図示の場合において、平面Ｓは、表面１１から対応する付属物２１に向けて前進するにしたがって、軸Ｚに関して互いに分岐する（図５）。

平面Ｓは、同様に、－１５°と１５°の間の範囲にある、より好ましくは－１０°と１０°との間の範囲にある角度γを軸Ｘと共に画成する（図４）。

このため、素子１１、２０、２１に発生する圧力場、特に局所的な落ち込みを改変することが可能であり、したがって、水平尾翼９全体よりも大きい効率値を得ることが可能である。

角度γは、フィン８から鼻部６に向けて前進するにしたがって、平面Ｓが軸Ｘに関して互いに集合する／分岐するときに正の／負の結果となるように方向付けられている。

図示の場合において、平面Ｓは、同様に、フィン８から鼻部６に向けて前進するにしたがって、軸Ｘに関して互いに集合する（図４）。

プレート２０は、同様に、縁部３０から縁部３１に向けて前進するにしたがって（図７）、
－縁部３１から間隔をあけた部分９０であって、この部分に沿って翼弦Ｄの長さが一定でありかつ値Ｄ１に等しい、部分と、
－縁部３０から間隔をあけた部分９１であって、この部分に沿って翼弦Ｄの長さが値Ｄ１から値Ｄ２まで減少する、部分と、
を備える。

水平尾翼９それぞれは、各別のプレート２０の反対側において各別の表面１１の片持ち支持態様１２ｂで突出する追加の素子１００を備える。プレート２０は、表面１１の下方に配設されている（図５）。

素子１００それぞれは、特に、
－各別の表面１１の縁部１２ｂに及び各別のプレート２０の縁部３０に接続された基端部１０１と、
－基端部１０１とは反対側にある自由端部１０２と、
を備える。

さらなる素子１００それぞれは、同様に、
－鼻部６に向けて方向付けられかつプレート２０よりも前方にある第１端縁部を画成する前縁部１１１と、
－軸Ｘに沿って前縁部１１１とは反対側にありかつプレート２０よりも後方にある第２端縁部を画成する後縁部１１２と、
を備える。

素子１００それぞれは、同様に、複数の翼弦Ｅを備えており、これら翼弦は、それぞれが直線的な方法で、前縁部１１１と後縁部１１２との間に延在する。

基端部１０１における翼弦Ｅの長さをＥ１と称する。

翼弦Ｅは、基端部１０１から自由端部１０２まで値が漸減するとされている（図６）。

翼弦Ｅは、平面Ｔを画成する（図５）。

平面Ｔは、図示の場合において、平面Ｐと平行でありかつ平面Ｑに直交する。

平面Ｔに沿った翼弦Ｅ１と自由端部１０２との間の距離は、図示の場合において、平面Ｓに沿った翼弦Ｄ１、Ｄ２間の長さ未満である。

図３を参照して、表面１１それぞれは、同様に、ガーニーフラップとしても知られている一対のフラップ５０を備えており、これらフラップは、各別の後縁部５６の両側に各別に付けられており、同じ平面に位置しかつ双方が後縁部５６に直交してそれによりＴ字状を形成する。

表面１１それぞれは、特に、領域５３を備え、この領域は、軸Ｙに平行にプレート２０に隣接し、前縁部１５のセクション１０６と軸Ｘに平行な後縁部１６の対応するセクション１０７との間に介在している（図２及び図４）。

より詳細には、領域５３それぞれは、各別の表面１１の延長部を画成する。

特に、領域５３それぞれの前縁部、後縁部、頂面及び底面は、各別の表面１１の前縁部１５、後縁部１６、頂面１７及び底面１８の延長部である。

図示の場合において、翼長６０、すなわち、領域５３のＹ軸に平行な延在は、付属物２１の翼長６１の約５％と約３５％との間の範囲にある。

図５を参照すると、平面Ｓで測定して翼弦Ｄ１、Ｄ２間の距離－すなわちプレート２０の「高さ」は、表面１１の翼弦Ｂの１０％と１００％との間の範囲にある。

図６及び図７を参照すると、基端部１０１により近接して、自由端部１０２に向けて配設されて翼弦Ｅ１未満の長さを有する翼弦Ｅ２を特定することができる。翼弦Ｅ２は、翼弦Ｅ１に平行に配設されている。

翼弦Ｅの長さは、翼弦Ｅ１の長さから翼弦Ｅ２の長さまで漸減する。

平面Ｔで測定した翼弦Ｅ１、Ｅ２間の距離－すなわち素子１００の高さは、表面１１の翼弦Ｂの長さの１０％と１００％との間の範囲にある。

翼弦Ｃ２の長さは、表面１１の翼弦Ｂの長さの２０％と１００％との間の範囲にある。

翼弦Ｃ１の長さは、翼弦Ｃ２の長さの２０％と１００％との間の範囲にある。

あるいは、図１及び図４から図８に示すように、スタビライザ１４は、付属物２１の基端部８０とプレート２０の縁部３１との間に介在する連結部分１２０を備える。

部分１２０は、表面１１から漸増しかつフィン８から漸減する距離において、縁部３１から端部８０に向けて延在する。

部分１２０の翼弦の長さは、値Ｄ２から値Ｃ２に向けて漸減する。

プレート２０、付属物２１、スタビライザ１４の領域５３及びガーニーフラップ５０は、表面１１のみを備えるヘリコプタのスタビライザのための再構成キット８５（図２）を形成する。

ヘリコプタ１の動作は、主として例えば離陸／着陸段階の低速前進飛行または空中静止状態から開始して説明される。

この状態において、主ロータ３の動作によって機体２に発生するＺ軸回りの反トルクは、尾部ロータ５によってほぼ平衡が取れている。実際には、ヘリコプタ１の低速またはゼロ速度に起因して、フィン８によって発生する空気力は、無視可能である。

さらに、この状態において、主ロータ３から尾部ブーム７に向かう下方ウォッシュは、水平尾翼９のスタビライザ１４に衝突する。

表面１１の上方に配設された付属物２１は、表面１１に向かうこのウォッシュの通過を阻害し、したがって、これら表面は、主ロータ３のウォッシュに起因した特に小さいまたはゼロの下方推力を受ける。

さらに、付属物２１の全延在が小さいことにより、このウォッシュが水平尾翼９にかける下方推力をさらに低減することができる。

結果として、この推力によって軸Ｙ回りに発生するノーズアップモーメントを低減し、その結果、ヘリコプタ１の高度変動、及び、離陸／着陸段階中にパイロットが必要とする修正を低減する。

その上、これら状態において、水平尾翼９は、軸Ｚに平行な成分を有する空気力学推力を発生し、この空気力学推力は、軸Ｚに沿う平行移動及び軸Ｙ回りの回転に関してヘリコプタ１を安定平衡で維持できる。

機体２の存在は、水平尾翼９に衝突する空気力学流動を妨げる。

キット８５は、スタビライザを備えるヘリコプタを再構成するために使用され、これらスタビライザは、各別の領域５３を有さない表面１１のみを備える。

より詳細には、キット８５の領域５３は、軸Ｙに沿って各別の表面１１に隣り合って配置されており、かつ各別の表面に接続されており、それにより、各別の表面の各別の延長部を画成し、それにより、各別の付属物２１は、各別の表面１１から所定距離を向き、軸Ｙに沿って尾部ブーム７／フィン８から間隔をあけた各別の自由端部８１を有する。

本発明にかかるヘリコプタ１、キット８５及び方法の特徴を試験することから、これらで実現され得る利点は、明らかである。

特に、スタビライザ１４の付属物２１は、空気力を発生させ、また、尾部ブーム７／フィン８から間隔をあけた各別の自由端部８１と、平面Ｑに関して角度αで傾けられた各別の平面Ｒと、を有する。

このようにして、高速状態において、軸Ｚに沿って付属物２１によって発生する揚力／負の揚力は、表面１１によって発生した揚力／負の揚力に加えられ、一方ではヘリコプタ１の長手方向安定性を増加させる優勢な効果として貢献する。

他方、付属物２１がフィン８から間隔をあけているので、スタビライザ１４は、本説明の導入部分で説明した公知の解決法におけるスタビライザよりも重くなく、嵩張らず、ヘリコプタ１に関する明確な利点を有する。

この重量低減は、付属物２１とフィン８との間に介在している領域に達する気流を機体２及び主ロータ３が十分に阻害するので、スタビライザ１４によって発生する空気力に関する制裁なく得られ、この領域において空気力を発生させることをむしろ非効率とする。

すなわち、水平尾翼９は、重量を低減してヘリコプタ１の高度な長手方向安定性をできるようにする。

低速状態において、表面１１は、付属物２１の乱流ウォッシュにある。このため、主ロータ３のウォッシュによって発生する水平尾翼９への下方推力は、従来の解決法に対して低減されており、ノーズアップ姿勢を取るヘリコプタ１の傾向を低減し、着陸動作中のパイロットの快適性及び視認性を改善する。

出願人が観測したことは、付属物２１が自由端部８１を各別に有しているという事実に起因して、ロータの流動によって水平尾翼９へ発生する下方の推力をさらに低減することができる。自由端部８１が存在することによって、同様に、水平尾翼９における全体的に低減された抵抗を十分に低減することが可能となり、結果として、水平尾翼の空気力学的効率を改善する。

まとめると、出願人が観測したことは、付属物２１を導入することが迎角に関する揚力係数の揚力傾斜を増加させることができ、それにより、失速状態における最大揚力の増加を低減すること、である。

ヘリコプタ１の通常飛行状態－前進飛行、側方飛行、空中静止、離陸／着陸中の低速飛行－に対応する水平尾翼９の迎角が失速迎角未満であるので、付属物２１は、ヘリコプタ１の動作で典型的な迎角において水平尾翼９によって発生する空気力の値を増加させることができる。

平面Ｓは、－３０°と＋３０°との間の範囲にある、好ましくは－２０°と＋２０°との間の範囲にある角度βを軸Ｚと共に画成する。

したがって、プレート２０と付属物２１との間の結合を望ましいように制御することが可能であり、表面間の相互干渉に起因した悪影響を最小化する。

平面Ｓは、同様に、－１５°と１５°との間の範囲にある、好ましくは－１０°と１０°との間の範囲にある角度γを軸Ｘと画成する。

したがって、素子１１、２０、２１に発生する圧力場、特に局所的な落ち込みを改変し、水平尾翼９よりも大きい所望の効率値を得ることが可能である。付属物２１それぞれのセクションＣ３、Ｃ４は、各別の表面１１の翼弦Ｃの－５０％と５０％との間の範囲にある軸Ｘに平行な長さを有する。

それに起因して、付属物２１は、後退翼を有し、軸Ｘに沿って各別の表面１１に関して交互配置されている。したがって、低速飛行状態中にロータ３及び水平尾翼９によって、特に尾部において表面１１に付属物２１を配置することによって発生する下向きの気流間の相互作用を制御することができる。

表面１１の後縁部５６に垂直に付けられたフラップ５０は、空気力学的抵抗における小さな増加に対して水平尾翼９によって発生する空気力を増加させることができる。特に、Ｔ字状のフラップ５０及びＴ字状の各別の後縁部５６に起因して、迎角が変化するにしたがって表面１１によって発生する揚力／負の揚力及び揚力係数の相対最大値を増加させることが可能である。

キット８５は、領域５３を表面１１に簡素に固定することによって伝統的な水平尾翼を有するヘリコプタを再構成することができ、それにより、その延在を規定し、表面１１を向きかつ尾部ブーム７／フィン８から間隔をあけた付属物２１を配設する。

付属物２１が尾部ブーム７／フィン８から間隔をあけているので、キット８５の用途は、尾部ブーム７への作用を必要とせず、ヘリコプタ１の再構成を非常に簡素化する。

Ｔ字状フラップ５０は、キット８５に組み込まれる場合に、特に有利である。実際に、Ｔ字形状は、キット８５が存在していない状態に関してヘリコプタ１の高度を変更することなくスタビライザ１４によって発生した揚力を増加させることを可能とする。

明確であることは、特許請求の範囲で定義されている範囲から逸脱することなく本明細書で説明したヘリコプタ１、キット８５及び方法に改変または変形をなし得ること、である。

特に、スタビライザ１４それぞれは、軸Ｚに沿って表面１１の頂面１７の側部に配設されかつ軸Ｙに沿ってフィン８から間隔をあけた少なくとも１つの追加の第１付属物２１と、軸Ｚに沿って表面１１の底面１８の側部に配設されかつ軸Ｙに沿って尾部ブーム７から間隔をあけた少なくとも１つの追加の第２付属物２１と、を備え得る。

特に、追加の第１付属物２１は、１を超え得る、かつ／または、追加の第２付属物２１は、１を超え得る。

あるいは、スタビライザ１４それぞれは、少なくとも２つの追加の第１付属物２１を備え得、これら追加の第１付属物は、表面１１の頂面１７の側部に配設され、フィン８から間隔をあけておりかつ軸Ｘから交互配置されている。あるいは、スタビライザ１４それぞれは、少なくとも２つの追加の第２付属物２１を備え得、これら追加の第２付属物は、表面１１の底面１８の側部に配設されており、フィン８から間隔をあけておりかつ軸Ｘに沿って交互配置されている。

追加の第１及び第２付属物２１は、水平尾翼９によって発生する空気力、ひいては高速における安定化効果を増加させることを可能とし、さらに、ロータ３によって発生する下方流動に対する表面１１の遮蔽効果を増加させる。

あるいは、付属物２１それぞれのセクションＣ３、Ｃ４の長さは、同じであり得る。この場合において、付属物２１それぞれは、鼻部６または尾部ブーム７に向けて各別の表面１１に関して単に交互配置されている。

表面１１、付属物２１、プレート２０及び素子１００の翼弦Ｂ、Ｃ、Ｄ、Ｅは、曲げられ得る、すなわち、各別の平面Ｒ、Ｓ、Ｔの一定角の回転によって得られ得る。この場合において、平面Ｒ；Ｓ、Ｔは、曲げのない翼弦Ｃ１、Ｃ２；Ｄ１、Ｄ２；Ｅ１、Ｅ２によって画成される平面を特定する。

１ ヘリコプタ、２ 機体、３ 主ロータ、５ 尾部ロータ、６ 鼻部、７ 尾部ブーム、８ フィン、９ 水平尾翼、１１ 第１空気力学的表面，負荷支持面，素子、１２ａ，１２ｂ 端縁部、１４ スタビライザ、１５ 前縁部、１６ 後縁部、１７ 頂面、１８ 底面、２０ プレート，２１ 素子、２１ 第２空気力学的表面，第１付属物，第２付属物、３０ 第１縁部，第３端部、３１ 第２縁部，第４端部、４８ 前縁部、４９ 後縁部、５０ Ｔ字状フラップ，ガーニーフラップ、５１ 壁部，プレート、５２ 壁部、５３ 領域、５５ 第１前縁部，第２前縁部、５６ 第１後縁部，第２後縁部、５７ 頂面、５８ 底面、５９ 壁部、６０，６１ 翼長、８０ 第１基端部、８１ 第２自由端部、８５ 性能改善キット，再構成キット、８９ 第１基端部、９０ 部分、９１ 部分、１００ 第２素子、１０１ 第３基端部、１０２ 第４自由端部、１０６ 第１前縁部，セクション、１０７ 第２後縁部，セクション、１１１ 第１空気力学的表面，第３前縁部、１１２ 第３後縁部、１２０ 連結部分、Ｂ 翼弦、Ｃ 第５翼弦、Ｃ１ 第２翼弦、Ｃ１ 第１翼弦、Ｃ２ 第２翼弦、Ｃ２ 値、Ｃ３ セクション、Ｃ４ セクション、Ｄ 第６翼弦、Ｄ１ 第３翼弦、Ｄ２ 第４翼弦、Ｅ 翼弦、Ｅ１ 第７翼弦、Ｅ２ 第８翼弦、Ｇ 重心、Ｐ 平面、Ｑ 第１平面、Ｒ 第２平面、Ｓ 第１平面，第２平面，第３平面、Ｔ 第４平面，フラップ、Ｘ 第１長手方向軸，ロール軸、Ｙ 第２軸，ピッチ軸、Ｚ 第３軸，ヨー軸、α 非ゼロ角度、β 第３角度、γ 第２角度

Claims (15)

1. ヘリコプタ（１）であって、
   －当該ヘリコプタ（１）の第１長手方向軸（Ｘ）に沿って細長くかつ当該ヘリコプタ（１）の鼻部（６）と尾部ブーム（７）との間に延在し、前記尾部ブームからフィン（８）が突出する機体（２）と、
   －前記尾部ブーム（７）に配設され前記尾部ブーム（７）を横断方向にある水平尾翼（９）であって、当該水平尾翼（９）が、使用時に各別の第１空気力を発生しかつ前記第１軸（Ｘ）を横断する第２軸（Ｙ）に沿って細長い一対の第１空気力学的表面（１１）を画成し、前記第１及び第２軸（Ｘ、Ｙ）が、第１平面（Ｑ）を画成する、水平尾翼と、
   －各別の前記第１空気力学的表面（１１）に対して横断方向にある一対の第１素子（２０）と、
   －使用時に各別の第２空気力を発生する一対の第２空気力学的表面（２１）であって、各別の前記第１素子（２０）に接続され、各別の前記第１空気力学的表面（１１）を向きかつ前記第１空気力学的表面から間隔をあけた、
   る、一対の第２空気力学的表面と、
   を備え、
   前記第２空気力学的表面（２１）それぞれが、順に、
   －各別の一対の前記素子（２０）に接続された第１基端部（８０）と、
   －第１前縁部（５５）と、
   －前記第１前縁部（５５）とは反対側にある第１後縁部（５６）と、
   －前記第１軸（Ｘ）に平行に前記第１基端部（８０）において前記第１前縁部（５５）と前記第１後縁部（５６）とを繋ぐ第１翼弦（Ｃ２）と、
   －前記第１軸（Ｘ）に平行に第２自由端部（８１）において前記第１前縁部（５５）及び前記第１後縁部（５６）を繋ぐ第２翼弦（Ｃ１）と、
   を備え、
   前記第１及び第２翼弦（Ｃ２、Ｃ１）が、前記第１平面（Ｑ）に対して傾いた第２平面（Ｒ）を画成し、
   前記空気力学的表面それぞれが、前記尾部ブーム（７）から間隔をあけかつ前記第１基端部（８０）とは反対側の前記第２自由端部（８１）を備え、
   前記第２翼弦（Ｃ１）が、前記第２自由端部において画成されていることを特徴とするヘリコプタ。
2. 前記第１及び第２平面（Ｑ、Ｒ）が、０°と３０°との間、好ましくは０°と１５°との間の範囲にある非ゼロ角度（α）で互いに傾い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. 前記第１素子（２０）それぞれが、
   －各別の前記第１空気力学的表面（１１）に接続された第３端部（３０）と、
   －各別の前記第２空気力学的表面（２１）に接続されかつ前記第３端部（３０）とは反対側にある第４端部（３１）と、
   －第２前縁部（５５）と、
   －第２後縁部（５６）と、
   －前記第１軸（Ｘ）に平行に前記第３端部（３０）において前記第２前縁部（５５）及び前記第２後縁部（５６）を繋ぐ第３翼弦（Ｄ１）と、
   －前記第１軸（Ｘ）と平行に前記第４端部（３１）において前記第２前縁部（５５）と前記第２後縁部（５６）とを繋ぐ第４翼弦（Ｄ２）と、
   を備え、
   前記第３及び第４翼弦（Ｄ１、Ｄ２）が、第３平面（Ｓ）を画成し、
   前記第３平面（Ｓ）が、－１５°と１５°との間の範囲にある、好ましくは－１０°と１０°との間の範囲にある第２角度（γ）で、前記第１軸（Ｘ）に対して傾けられている、かつ／または、－３０°と３０°との間の範囲にある、好ましくは－２０°と２０°との間の範囲にある第３角度（β）で、前記第１平面（Ｑ）に直交する第３軸（Ｚ）に対して傾けられていることを特徴とする請求項１または２に記載のヘリコプタ。
4. 前記第２空気力学的表面（２１）それぞれが、各別の前記第１素子（２０）から各別の前記自由端部（８１）に向けて前進するにしたがってかつ前記第２翼弦（Ｃ２）から前記第２翼弦（Ｃ１）に向けて前進するにしたがって長さが漸減する各別の第５翼弦（Ｃ）を有することを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
5. 前記第２空気力学的表面（２１）が、各別の前記第１素子（２０）から開始して前記第１空気力学的表面（１１）とは反対側において互いに集合していることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
6. 前記第１素子（２０）それぞれが、各別の前記第１空気力学的表面（１１１）から間隔をあけて各別の前記第２空気力学的表面（２１）に接続された各別の部分（９１）を備えており、
   前記部分（９１）それぞれが、各別の前記第２空気力学的表面（２１）に向けて前進するにしたがって漸減する各別の第６翼弦（Ｄ）を有し、
   前記第６翼弦（Ｄ）が、各別の前記第２空気力学的表面（２１）に向けて前進するにしたがって前記第１翼弦（Ｃ１）以上の長さを有することを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
7. 前記第２空気力学的表面（２１）それぞれが、各別の前記第１素子（２０）から開始して当該ヘリコプタ（１）の前記鼻部（６）に向けて延在し、負の後退翼を有する、かつ／または、前記第１空気力学的表面（１１）に対して交互配置されていることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
8. 前記第２空気力学的表面（２１）それぞれが、前記第１基端部（８０）から前記第２自由端部（８１）に向けて前進するにしたがってテーパ状であることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
9. 前記第３平面（Ｓ）が、各別の前記第１空気力学的表面（１１）から開始して、前記第１軸（Ｘ）及び前記第２軸（Ｙ）に対して直交する第３軸（Ｚ）に関して互いに分岐するように延在することを特徴とする請求項３から８のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
10. 前記第３平面（Ｓ）が、当該ヘリコプタ（１）の前記尾部ブーム（７）から前記鼻部（６）に向けて前進するにしたがって、前記第１軸（Ｘ）に関して互いに集合するように延在することを特徴とする請求項３から９のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
11. 一対の第２素子（１００）を備え、
    前記第２素子（１００）それぞれが、各別の第３基端部（１０１）において、各別の前記第１空気力学的表面（１１）に及び各別の前記第１素子（２０）に接続され、各別の前記第１空気力学的表面（１１）に対して各別の前記第１素子（２０）の反対側において延在し、
    前記第２素子（１００）それぞれが、
    －各別の前記第３基端部（１０１）とは反対側にある第４自由端部（１０２）と、
    －第３前縁部（１１１）と、
    －前記第３前縁部とは反対側にある第３後縁部（１１２）と、
    －前記第３基端部（１０１）において前記第１軸（Ｘ）と平行に前記第３前縁部（１１１）と前記第３後縁部（１１２）とを繋ぐ第７翼弦（Ｅ１）と、
    －前記第４自由端部（１０２）において前記第１軸（Ｘ）と平行に前記第３前縁部（１１１）と前記第３後縁部（１１２）とを繋ぐ第８翼弦（Ｅ２）と、
    を備え、
    前記第７及び第８翼弦（Ｅ１、Ｅ２）が、前記第３平面（Ｓ）に関して傾きかつ前記第１平面（Ｑ）とは直交する第４平面（Ｔ）を画成することを特徴とする請求項３から１０のいずれか１項に記載のヘリコプタ。
12. ヘリコプタ（１）のための性能改善キット（８５）であって、
    －前記ヘリコプタ（１）の水平尾翼（９）によって画成される第１空気力学的表面（１１）に固定可能な領域（５３）であって、それにより、第１軸（Ｙ）に沿って当該領域の延長部を画成する、領域と、
    －前記領域（５３）に対する横断方向にある少なくとも１つの素子（２０）と、
    －前記第１素子（２０）に対する横断方向にある第２空気力学的表面（２１）であって、使用時に空気力を発生させるように構成されかつ前記空気力学的表面（１１）に関して前記領域（５３）それぞれの反対側に配設された、第２空気力学的表面と、
    を備え、
    前記領域（５３）それぞれが、前記第１軸（Ｙ）から横断方向において、互いに反対側にある第１前縁部（１０６）及び第２後縁部（１０７）を画成し、
    前記第１軸（Ｙ）及び第２軸（Ｘ）が、第１平面（Ｑ）を画成し、
    前記第２空気力学的表面（２１）それぞれが、
    －各別の前記素子（２０）に接続された第１基端部（８０）と、
    －第２前縁部（５５）と、
    －前記第２前縁部（５５）とは反対側にある第２後縁部（５６）と、
    －前記第２自由端部（８１）において前記第２軸（Ｘ）に平行に前記第２前縁部（５５）と前記第２後縁部（５６）とを繋ぐ第１翼弦（Ｃ１）と、
    －前記第１基端部（８０）において前記第１軸（Ｘ）に平行に前記第２前縁部（５５）と前記第２後縁部（５６）とを繋ぐ第２翼弦（Ｃ２）と、
    を備え、
    前記第１及び第２翼弦（Ｃ１、Ｃ２）が、前記第１平面（Ｑ）に関して傾けられた第２平面（Ｓ）を画成し、
    当該性能改善キットが、前記第１基端部（８０）とは反対側にある第２自由端部（８１）を備え、
    前記第２翼弦（Ｃ２）が、前記第２自由端部（８１）において画成されていることを特徴とする性能改善キット。
13. 前記第１及び第２平面（Ｓ、Ｑ）が、０°と３０°との間の、好ましくは０°と１５°との間の範囲にある角度で互いに傾いていることを特徴とする請求項１２に記載の性能改善キット。
14. 前記素子（２０）それぞれが、前記領域（５３）に接続された第１縁部（３０）と、前記第１縁部（３０）とは反対側にありかつ前記第２空気力学的表面（２１）に接続された第２縁部（３１）と、を備え、
    前記第２空気力学的表面（２１）それぞれが、各別の前記素子（２０）の前記第１縁部（３０）から前進するにしたがって、前記第１平面（Ｑ）に直交する第３軸（Ｚ）に沿って前記領域（５３）から距離が漸増して延在することを特徴とする請求項１２または１３に記載の性能改善キット。
15. ヘリコプタ（１）のための性能改善方法であって、
    前記ヘリコプタ（１）が、
    －当該ヘリコプタ（１）の第１長手方向軸（Ｘ）に沿って細長く当該ヘリコプタ（１）の鼻部（６）と尾部ブーム（７）との間で延在する機体（２）と、
    －前記尾部ブーム（７）に配設され、前記尾部ブーム（７）に対する横断方向にある水平尾翼（９）と、
    を備え、
    前記水平尾翼（９）が、使用時に各別の第１空気力を発生させかつ前記第１軸（Ｘ）に対する横断方向にある第２軸（Ｙ）に沿って細長い一対の第１空気力学的表面（１１）を画成し、
    前記第１及び第２軸（Ｘ、Ｙ）が、第１平面（Ｑ）を画成し、
    当該性能改善方法が、
    ｉ）前記第１空気力学的表面（１１）に対する横断方向で少なくとも１つの第１素子（２０）を配設するステップと、
    ｉｉ）前記第１空気力学的表面（１１）を向きかつ前記第１空気力学的表面（１１）から間隔をあけた位置において、第２空気力を発生させる少なくとも１つの第２空気力学的表面（２１）を前記第１素子（２０）に接続するステップと、
    を備え、
    前記第２空気力学的表面（２１）それぞれが、
    －各別の前記第１素子（２０）に接続された第１基端部（８０）と、
    －第１前縁部（５５）と、
    －前記第１前縁部（５５）とは反対側にある第１後縁部（５６）と、
    －第２自由端部（８１）において前記第１軸（Ｘ）と平行に前記第１前縁部（５５）と前記第１後縁部（５６）とを繋ぐ第１翼弦（Ｃ１）と、
    －第１基端部（８９）において前記第１軸（Ｘ）と平行に前記第１前縁部（５５）と前記第１後縁部（５６）とを繋ぐ第２翼弦（Ｃ２）と、
    を備え、
    前記第１及び第２翼弦（Ｃ１、Ｃ２）が、前記第１平面（Ｑ）に関して傾いた第２平面（Ｓ）を画成し、
    当該性能改善方法が、
    前記空気力学的表面（２１）それぞれが、前記尾部ブーム（７）から間隔をあけた第２自由端部（８１）と、前記尾部ブーム（７）から突出しかつ前記第１基端部（８０）とは反対側にあるフィン（８）と、を備え、
    前記第２翼弦（Ｃ２）が、前記第２自由端部（８１）において画成されていることを特徴とする性能改善方法。

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