JP3043594B2 - ダクト型のロータおよび整流ステータと傾斜した整流翼とを有するカウンタトルク装置 - Google Patents

ダクト型のロータおよび整流ステータと傾斜した整流翼とを有するカウンタトルク装置

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JP3043594B2 JP7104303A JP10430395A JP3043594B2 JP 3043594 B2 JP3043594 B2 JP 3043594B2 JP 7104303 A JP7104303 A JP 7104303A JP 10430395 A JP10430395 A JP 10430395A JP 3043594 B2 JP3043594 B2 JP 3043594B2
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ルティオ・ヴァンサン・ジャン・リュック
アルノー・ジル・ルイ
アルノー・レミ・エリヤン
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ユーロコプター・フランス
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8254—Shrouded tail rotors, e.g. "Fenestron" fans

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、双方ともダクト型の
テールロータおよび整流ステータを有するヘリコプター
のカウンタトルク装置になされる改良に関する。ここ
で、整流ステータは、空気力学的翼形を有する静翼を有
し、テールブーム、尾部またはスタビライザのようなヘ
リコプターの後部組立ての構造内に組入れられるフェア
リングに横向きに形成される空気流のためのダクト内の
ロータの下流に固定されている。この発明によりこの種
のカウンタトルク装置に対してなされる改良は、騒音や
関連する音響害を著しく低減するのみならず良好な偏揺
れ制御を達成するために、それらの音響学的な、および
／または、空気力学的な性能をそれぞれ改良することを
可能とする。
【０００２】
【従来の技術】メインロータの回転によって生み出され
るトルクに逆らわせることにより得られる単一のメイン
ロータを有するヘリコプターの偏揺れに関する釣り合い
は、尾部の上端に横方向に据え付けられる外部テールロ
ータによる従来の方法よりも、むしろヘリコプターの尾
部の横向きのダクト内部に配されるダクト型カウンタト
ルクロータによって供給されることが知られている。
【０００３】そのようなダクト型カウンタトルクロー
タ、それを回転駆動するための手段、そのブレードの同
時ピッチ制御のための手段の構造および配置や、そのよ
うなものの具体例の利点については、この主題について
のより多く情報のために参照される数多くの特許におい
て整えられている。これらの特許には、仏国特許ＦＲ１
５３１５３６およびＦＲ２５３４２２２（ダクト型ロー
タとダクト型整流ステータとを有するカウンタトルク装
置に関する）、米国特許ＵＳ−３５９４０９７、ＵＳ−
４８０９９３１、ＵＳ−４６２６１７２、ＵＳ−４６２
６１７３およびＵＳ−５１３１６０４がある。
【０００４】ダクト型カウンタトルクロータは、従来の
テールロータとは異なり、テールブームのダクト内に防
護されていることによって着地状態における物理的な損
傷を防止するので、安全性の見地から望ましいものであ
る。ダクト型カウンタトルクロータのこの配置は、メイ
ンロータの伴流の中に引き寄せられる有害な物体が取り
入れられることを回避することをも可能とする。飛行中
あるいは地面に近接して移動するとき若しくは着地状態
において、ダクト型カウンタトルクロータは、乗員のた
めに回避されるべき全ての結果とともに、従来のテール
ロータ、延いてはヘリコプターに致命的な損傷を与え、
ヘリコプターの損失の原因となる電線や枝や建物や地面
のような外部物体との衝突の危険性を回避するフェアリ
ングにより本来的に防護されている。その結果、ダクト
型カウンタトルクロータは、従来のテールロータと比較
してより狭いロータ円板の表面領域およびより多いブレ
ードの数を有することにより、軍事的な発射物のような
衝撃によって傷つけられる危険性をより低減させられて
いる。
【０００５】空気力学的な見地から、ダクト型カウンタ
トルクロータは、従来のテールロータを有するヘリコプ
ターが装備されたときに明らかにされるいくつかの問題
点を排除することができる。この場合、カウンタトルク
機能のために必要な横方向推力レベルを回復するための
十分な誘導速度を生み出すためには、従来のテールロー
タの直径が一般的に重要である。
【０００６】メインロータの気流との相互作用を最小化
し、十分なグランドクリアランスを確保するために、従
来のテールロータは、一般に、スタビライザの高い位置
に据え付けられるが、これは、ヘリコプターに釣り合わ
せられなければならない横揺れモーメントを生み出すと
ともに、高速前進飛行における有害抗力を生じさせる。
従来のテールロータは、露出させられているために、動
的荷重によって高い応力を生じその耐用寿命が低下させ
られる。加えて、従来のテールロータの空気力学的シー
ルドの効果は、スタビライザによって覆われているため
に、横風内においてかなり不均等な挙動を呈し、有害な
インパルス状の周期的な空気力学的負荷を生ずる。
【０００７】ダクト型テールロータには、これらの欠点
がない。ダクト型テールロータは、一般に、横揺れモー
メントを発生させないように、その軸線をヘリコプター
の横揺れ軸にほぼ交差させあるいはこの横揺れ軸に近接
させる位置に、簡易に配置することができる。加えて、
ダクト型テールロータは、そのフェアリングのために、
それを収容するダクトの入口におけるコレクタによる吸
引雰囲気のみによってその全カウンタトルク推力の約半
分を生み出す。
【０００８】これに対応して、メインロータおよびヘリ
コプターの胴体から来る気流内の外的変化に関してフェ
アリングによって付与される効果的な防護により、実用
的には動応力をなくすことを目標としているロータのブ
レードから負荷を除去することが可能となる。ヘリコプ
ターの高速での前進飛行においては、ダクト型カウンタ
トルクロータは無負荷とされるとともに、機械の全抗力
に対するその分担を減じられる。この形態において、偏
向フラップとともに装備され得る垂直スタビライザは、
カウンタトルク機能を達成する。さらに、スタビライザ
あるいは尾部操縦翼面は、ダクト型カウンタトルクロー
タの動作を妨げず、横風内および偏揺れ軸回りの迅速な
移動の間における最大効率を付与する。
【０００９】ロータの下流およびそのフェアリングダク
ト内に翼形翼を有する整流ステータの追加は、仏国特許
ＦＲ２５３４２２２に示されるように、ロータの下流に
おける空気流の回転エネルギを追加のカウンタトルク推
力の形で回復し、カウンタトルク装置の空気力学的な性
能を向上するために、ダクト型テールロータの効率を向
上させることができ、従来型テールロータの最良のもの
が達成し得る効果と比較して明確に優れた多くの利点を
達成することができる。
【００１０】また、ダクト型カウンタトルクロータを収
容する案内されたダクトのために、拡散比率は１に近接
させられ、例えば、米国特許ＵＳ−５１３１６０４に示
されるように、ダクトがロータのブレードの回転平面の
下流を含んでいるディフューザの円錐状部分の開角度を
増加させることによって増大させられ得る。上記特許に
おいては、この開角度は５゜に制限されている。これに
対して、従来のテールロータにおける伴流の収縮は、拡
散比率を１／２に固定しており、このパラメータによる
性能改善が妨げられている。
【００１１】音響学的な見地から、ダクト型テールロー
タは、そのフェアリングダクト内における位置によって
さらなる利点を引き出す。全方向に騒音を放射していた
従来のテールロータと比較して、ヘリコプターの前進移
動方向に配されるダクト型テールロータの前方および後
方における検知可能性はフェアリングによって著しく低
減されている。さらに、ダクト型カウンタトルクロータ
の従来のテールロータより高い角速度Ωとより多くのブ
レードの数ｂとの組み合わせにより、従来のテールロー
タより非常に高い音響学的エネルギ周波数であり、典型
的には４００Ｈｚから２０００Ｈｚの範囲の周波数であ
る「翼経路周波数」ｂ×Ωおよび多重周波数ｎｂΩが得
られる。ところで、これらの周波数は、従来のテールロ
ータの非常に低い音響学的エネルギ集中周波数が長距離
に亙って伝達されるのに対して、大気中においてきわめ
て迅速に減衰させられる。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、ダクト
型カウンタトルクロータの１つの欠点は、音響学的エネ
ルギ集中周波数レベルを上昇させると、これらが人間の
耳が最大の感度を有する周波数域内に位置させられる点
である。加えて、ダクト型カウンタトルクロータのほと
んどの音響エネルギが非常に狭い最初の２、３本の線に
集中させられることとなるきわめて衝動的な騒音スペク
トルの出現は、人間の耳にきわめて過酷でかつ「単一音
または出現線の補正」を用いた音響認定基準により重く
罰せられる特性笛音雑音（characteristic whistling n
oise）により明らかである。軍事的な観点からは、ダク
ト型カウンタトルクロータの特性音響信号も、ヘリコプ
ターの認定を容易にする不利な現象である。
【００１３】音響エネルギの全周波数範囲への分散に拘
らず、上述したように、放散された音響エネルギの総体
的なレベルは、ヘリコプターの音響レベルの特性を評価
するための第２の主要因である。上記に説明され、米国
特許ＵＳ−５１３１６０４にさらに詳述されているよう
に、多数のブレードを有し吸引によってカウンタトルク
推力の半分が供給されるダクト型カウンタトルクロータ
の空気力学的な作用は、従来のテールロータのブレード
が受けるより少ないブレード当たりの荷重をもたらし、
これにより、荷重雑音レベルがより低く抑えられること
になる。
【００１４】これに対して、例えば、ブレードのピッチ
を集合的に制御するための機構が組み合わせられかつロ
ータが回転可能に据え付けられる後部トランスミッショ
ンボックスの支持アームあるいは固定された翼形翼を有
する整流ステータのようなものですら、カウンタトルク
ロータの整形のためにダクト内のロータの下流に固定さ
れる物体の存在は、放射される音響エネルギのレベルを
著しく増大させる。
【００１５】この理由から、ＵＳ−５１３１６０４は、
長円形の断面形状を有する３本の支持アームを提案して
いる。これらの支持アームの内１本は、ヘリコプターの
長手方向に沿って半径方向に配置され、他の２つはフェ
アリングの垂直軸に平行で後方に向かって分岐するよう
に配されている。ロータの回転平面と支持アームとのダ
クトの軸線に沿う間隔は、アーム断面の楕円の短軸の２
から２．５倍とされている。これらの形状および配置
は、ロータと支持アームとの間の音響的な相互作用の線
を実質的に減少させることを可能とし、８枚のブレード
を有するロータについては、その周速度は約２２５ｍ／
ｓに制限されている。
【００１６】さらに、プロペラ駆動の飛行機の音の放射
を減少させるために、回転騒音の高長波レベルが干渉に
よって弱められるように、４枚あるいはそれ以上の偶数
枚のブレードを有し、ブレードは直径方向の正反対の位
置に対となって対向し、そのブレードの対は相互に約１
５゜から５０゜の範囲の角度間隔ピッチを以て配列され
たプロペラについて仏国特許ＦＲ２６２２１７０により
既に提案されている。
【００１７】ヘリコプターのダクト型テールロータの音
の放射を減少させるために、ロータのブレードの不等角
度分配についても欧州特許出願ＥＰ５６２５２７に既に
提案されている。しかしながら、この不等角度分配は、
ブレード並びに相互に干渉するそれらのピッチ制御レバ
ーなしには、ロータのハブにブレードを結合させること
が構造的に困難であるので、この文献は、ピッチ範囲の
一部においては、カウンタトルク推力が主として１つの
ブレードの集合により供給される一方、ピッチ範囲の他
の部分においては、上記集合のブレードが失速している
間に、カウンタトルク推力が主として他のブレードの集
合により供給されるように、ピッチ制御レバーが異なる
角度に設定される２つの集合へのブレードのグループ分
けと組み合わせて、単に不等角度分配を提案しているも
のである。
【００１８】この発明の目的の１つは、単一のメインロ
ータによって前進するヘリコプターに装備されるダクト
型カウンタトルク装置の空気力学的な性能をこの種の周
知の装置と比較して保持しあるいは改良さえしながら音
響害を最小限に抑制し得る双方ともダクト型のロータお
よび整流ステータを有するカウンタトルク装置を製造す
るための改良を提案することにある。
【００１９】また、カウンタトルク装置がロータと整流
ステータとを有し、その両者がダクト状に形成されてい
る場合、この発明の１つの目的は、放射される音響エネ
ルギを減少させつつ、相互作用騒音を最小化するため
に、整流ステータの形状または配置もしくはその両方
を、ロータの幾何学的寸法の関数として提案することに
ある。
【００２０】この発明の他の目的は、ロータのブレード
が等角に分配されているかどうかに拘らず、供給される
動力に対する推力のレベルを増大させ、ダクトを通過す
る空気流により発生する騒音を減少させるために、カウ
ンタトルク装置の空気力学的な性能を改善するシュラウ
ドダクト形状を提案することにある。
【００２１】一般に、この発明の目的は、周知のダクト
型カウンタトルク装置と比較してよりよく種々の実用的
な要求に沿うダクト型ロータを有するカウンタトルク装
置および好ましくは、ダクト型整流ステータをも有する
カウンタトルク装置を提案することにある。
【００２２】
【課題を解決するための手段および作用】この発明によ
れば、ヘリコプターに対してほぼ横方向にヘリコプター
の尾部に組み入れられたフェアリングを通過させられる
空気軸流のために、回転可能かつダクト内にほぼ同芯と
なるように、また、ブレードのピッチ変更軸が、フェア
リングダクトのみならず整流ステータの軸線にほぼ直交
する回転平面内において移動するように据え付けられて
いる可変ピッチ複数ブレードのロータを有するヘリコプ
ターのカウンタトルク装置により上記目的および他の目
的が達成される。ここで、整流ステータは、ダクト内の
ロータの下流に固定され、ダクトの軸線についてほぼ星
形状に配される複数の静翼を具備している。各静翼は、
ダクトの軸線に対してほぼ平行にロータの下流の空気流
を整流するようにキャンバおよびダクトの軸線に関する
角度設定がなされる空気力学的な対称形状を有する。そ
して、かかるカウンタトルク装置では、整流ステータの
翼は、半径方向に、好ましくは、、約１゜から約２５゜
の角度だけ、ダクトの軸線から周方向に向けて、そし
て、ロータの回転方向に対して反対方向に傾斜させら
れ、これとともにもしくはこれと独立してダクトの中心
からその周辺に向けて、かつ、上流から下流に向けて、
好ましくは、約１゜から約６゜の角度で斜めに傾斜させ
られている。そして、ダクトの周辺におけるロータの回
転平面と整流器の翼の前縁との間のダクトの軸線に沿う
間隔は、ロータのブレードの翼弦をｃとして、１．３ｃ
から２．５ｃの範囲の距離である。
【００２３】翼は放射状に配置されていないので、ロー
タの任意のブレードの伴流の整流器の任意の翼との相互
作用が、翼の全スパンに亙って同時に発生することが回
避されることになる。
【００２４】この方向づけは、同時に、ロータの回転の
反作用として、ダクトとほぼ同芯の中心胴に付与される
トルクを吸収するために好ましい。中心胴は、ロータの
駆動のための機構部材および整流器を制御するための集
合部材とを具備するとともに、整流器の翼によりダクト
内に有効に支持される。
【００２５】翼の傾きは翼が半径方向に傾斜しているか
否かに拘らず、放射される全音響エネルギを減少させる
ことを可能とする。整流器の各翼が、ロータのブレード
の回転平面に対してゼロでない角度を形成する一方、ダ
クトの出口に向けて傾斜されているこの形状は、ブレー
ドの回転平面と、翼がこのダクトのシュラウド壁面に接
続し、伴流内のロータによって誘発される速度が最高と
なり、したがって、ブレードの基部に対するより大きな
相互作用を整流器に引き起こすダクト周辺における整流
器の翼の前縁の局部位置とを分離する距離を増大させる
ことができる。しかし、この距離（１．３ｃから２．５
ｃの間）の選択は、特に、翼弦ｃが翼形の主ブレード部
の始点で計測される場合に、放射される音響エネルギレ
ベルと整流器の空気力学的な効率との良好な妥協を獲得
し、カウンタトルク装置のダクト内におけるその配列を
推進し、特に、ダクトの側壁における翼の固定手段を獲
得するのみならず、翼によってダクト内に支持される後
部トランスミッションボックスによりダクト内における
ロータの良好な位置決めを得るために有効である。
【００２６】翼に中心胴のための支持としての機能およ
びダクトを通過する空気流を整流する機能とを良好な条
件下において同時に満足させるために、それらをＮＡＣ
Ａ６５型の空気力学的翼形とし、相対厚さを約８％から
約１２％、ダクトの軸線に対する設置角度を約２゜から
約２．５゜の負の迎え角、キャンバを約２０゜から約２
８゜とすることが有効である。厚さは、荷重雑音および
回転するブレードの伴流内において作動させられる整流
器の厚さに起因する騒音を両方とも減少させるための必
要最小限の相対厚さと、テールブームの端部および尾部
あるいはヘリコプターのスタビライザを含むヘリコプタ
ーの後部組立てにこのように固定され、ロータを支持し
後部トランスミッションボックスおよびブレードのコレ
クティブピッチ制御を含む一方、静的および動的荷重を
受けやすい胴を支持するために十分な厚さとの間の妥協
点から選択される。
【００２７】放射される全ての音響エネルギを減少させ
るためには、翼が半径方向に傾斜させられていると否と
に拘らず、整流器の翼にとって、ダクトの中心から周辺
方向および上流から下流に向けて斜めに傾斜されている
ことが有効である。その角度は、約１゜から約６゜であ
ることが好ましい。整流器の各翼が、ロータのブレード
の回転平面に対してゼロでない角度を形成する一方、ダ
クトの出口に向けて傾斜されているこの形状は、ブレー
ドの回転平面と、翼がこのダクトのシュラウド壁面に接
続し、伴流内のロータによって誘発される速度が最高と
なり、したがって、ブレードの基部に対するより大きな
相互作用を整流器に引き起こすダクト周辺における整流
器の翼の前縁の局部位置とを分離する距離を増大させる
ことができる。
【００２８】放射される音響エネルギレベルと整流器の
空気力学的な効率との良好な妥協を獲得し、カウンタト
ルク装置のダクト内におけるその配列を推進し、特に、
ダクトの側壁における翼の固定手段を獲得するのみなら
ず、翼によってダクト内に支持される後部トランスミッ
ションボックスによりダクト内におけるロータの良好な
位置決めを得るために、ダクトの軸線に沿うロータの回
転平面と整流器の翼の前縁とのダクトの周縁における間
隔は、距離１．３ｃから２．５ｃの範囲であることが有
効である。ここで、ｃは、翼形主ブレード部の始点で計
測されるロータのブレードの翼弦である。
【００２９】加えて、ロータと、駆動動力をロータに伝
動し後部トランスミッションボックスまでダクト内を貫
通するトランスミッションアームとの干渉を減少させる
ために、このアームは、ダクト内の整流器の翼の内の１
つとほぼ同一の位置に有効に配置され、整流器の翼形の
翼はロータのブレードの数から１を引いた数と少なくと
も等しいことが有効である。
【００３０】この発明によれば、音響害の減少およびダ
クト型ロータを有するカウンタトルク装置の空気力学的
性能の向上の両方を、ブレードの方位角調整が不均等あ
るいは均等であるか、ロータが整流器と組み合わせられ
ているかどうかに拘らず、ダクトの仕様的幾何学的形状
により達成することができる。
【００３１】このため、ダクトは、ロータの回転平面の
上流に配されるダクトの部分に相当するコレクタと、ロ
ータの回転平面の下流に配されるダクト部分に相当する
ディフューザとの２つの部分よりなる。コレクタは、上
流端に向けて凸の一定の半径Ｒcで湾曲する環状壁によ
り境界づけられる縮径する入口ノズルを有し、第１の長
さＬ1の円筒域によりロータの回転平面に向けて延びて
いる。ディフューザは、ロータの回転平面から下流端に
向けて、コレクタの円筒域を延長した第２の長さＬ2の
円筒域と、円錐状に広がる半頂角αのノズルと、下流端
に向けて凸の半径ｒで湾曲する環状壁により境界づけら
れる拡散出口とからなる。
【００３２】コレクタおよびディフューザの円筒域によ
り形成される円筒状ダクトの存在は、ロータがそのブレ
ードをこの円筒状部分の内側で回転させるようにダクト
内に据え付けられている場合には、この円筒状部分にお
ける空気流が軸流であることによって、ロータのブレー
ドの各断面の空気力学的作用を改善することが可能とな
る。
【００３３】都合のよいことに、この円筒状部分におけ
るロータの回転平面の位置は、ロータのブレードの翼弦
ｃ、それらの正ピッチレンジ、前縁とピッチ変更軸との
距離ａおよびフラップの剛性を特徴づけるブレードの最
大変形量ｆの関数として、円筒状ゾーンの長さＬ1およ
びＬ2が、 Ｌ1＞ａ ｓｉｎ（βmax）＋ｆ、 Ｌ2＜（ｃ−ａ）ｓ
ｉｎ（βmax） となるように定義される。ここで、βmaxは、ロータの
ブレードの最大正ピッチ角度である。
【００３４】実際、コレクタおよびディフューザの円筒
域の長さＬ1およびＬ2が、その円筒状部分において計測
されるダクトの直径の約２％から約８％の間、約１％か
ら約３．５％の間にそれぞれ配されることが有効であ
る。
【００３５】同様に、ダクトが円筒状部分を有するか否
かに拘らず、凸状に一定半径Ｒcを以て湾曲する環状壁
によって区画される先細入口ノズルを有するコレクタを
具備する場合には常に、その半径は、喉部の最も窄まっ
た断面において計測されるダクトの直径の約８％であ
る。
【００３６】供給された動力に対する推力を増大させ、
あるいは、固定された全推力においてロータのブレード
における負荷を減少させることによって騒音を低減する
ために、ディフューザの開角度あるいは円錐状の発散ノ
ズルの半頂角αが約５゜から約２０゜の間で選択される
ことが好ましい。
【００３７】特に、静止飛行においてこのカウンタトル
ク装置により供給される推力を歪めることなく、前進飛
行時におけるダクト型ロータを有するカウンタトルク装
置の抗力を低減するために、出願人は１９８５年から市
場に出されているＡＳ３６５Ｎ１型ヘリコプターに、ヘ
リコプターの前方に向かって延びる円弧に対する第１の
一定半径ｒ1と、ヘリコプターの後方に向かって延びる
円弧に対するｒ1より大きな第２の一定半径ｒ2と、これ
ら一定半径の領域を接続するｒ1とｒ2との間の遷移半径
を有しヘリコプターの長手方向軸線の両側に対象的な２
つの領域とを有するディフューザの発散出口の環状壁を
採用している。この発明によれば、ｒ1はダクトの直径
の約１．６％より小さいことが好ましい一方、ｒ2はダ
クトの直径の４．３％とコレクタの先細ノズルのために
選択される半径Ｒcとの間にあり、一定半径ｒ1の前方領
域は、少なくとも２１０゜の角度に対応して張られる円
弧に亙って延び、一定半径ｒ2の後方領域は、９０゜の
角度に対応して張られる円弧に亙って、ヘリコプターの
長手方向軸線の上下に対称的に延びることが好ましい。
【００３８】従来例におけるダクト型ロータを有するカ
ウンタトルク装置のように、ダクトは、テールブームの
後端および少なくとも１つのスタビライザを有する尾部
とを具備するヘリコプターの後部に設けられるフェアリ
ング内に形成されていてもよく、尾部に対して２つのス
タビライザを有しかつそれをダクトの上方に配される交
差型、Ｔ型、Ｖ型尾部の内の１つの形式とすることもで
き、尾部の少なくとも１つのスタビライザが偏向可能な
スタビライザフラップを有することとしてもよい。加え
て、ダクトロータの推力がヘリコプターの揚力成分を生
ずるように、ダクトの軸線を水平方向に対して傾斜させ
ることとしてもよい。
【００３９】
【実施例】この発明の他の利点および特徴は、添付図面
を参照して記述された実施例のなんら限定を有しない以
下の記載により生じるであろう。
【００４０】ここで、図１は、テールブームの後端およ
びヘリコプターの尾部のベースにおけるフェアリングを
貫通するダクト内に配置されたロータと整流ステータを
有するダクト型カウンタトルク装置の３／４透視による
後方斜視図を示し、明確のために、ロータを部分的に切
り取ってダクト外に示した図である。図２は、不均等に
方位角調整された図１のロータの側面図である。図３
は、図１のロータと整流ステータの作用を示す図であ
る。図４は、図１の装置の特定の実施例の部分的な側面
図である。図５は、図１のカウンタトルク装置の軸方向
のほぼ半断面を示している。図６は、図１、４および５
の装置のダクトの軸方向の半断面を示している。図７
は、ダクトのディフューザからの出口とその異なる半径
を有する各部の概要を示す正面図である。
【００４１】胴体および単一のメインロータが図示され
ていないヘリコプターのテールブーム１は、図１に示す
ように、その後端に尾部２を支持している。尾部２は、
上部が偏揺れに関する制御を補助する垂直スタビライザ
として設けられている。尾部２の前方には、ブーム１の
両側方に延びる２つの制御翼面４を有する水平スタビラ
イザが縦揺れに関するヘリコプターの制御を補助するた
めに設けられている。
【００４２】尾部２の基体は、シュラウドまたはフェア
リングとして設けられ、そこに、ダクト型カウンタトル
ク装置のための空気流のためにダクト６が貫通してい
る。カウンタトルク装置は、ダクト６にほぼ同芯となる
ように回転可能に据え付けられる複数ブレード可変ピッ
チロータ７と、ダクト６を通過する空気流の流通方向に
関してロータ７の下流となるダクト６内に固定されダク
トの軸線Ｘ−Ｘについてほぼ星型に配列される静翼９を
具備する整流ステータ８とを具備している。
【００４３】定常飛行あるいは低速飛行時における偏揺
れに関する制御の大部分を供給するこのカウンタトルク
装置は、高速移動時における偏揺れおよび縦揺れに関し
てヘリコプターの制御を助けるために、垂直スタビライ
ザ３と水平スタビライザ４とによって補助されている。
これらの同等の機能は、フェアリング上に設けるＶ型ス
タビライザ、あるいは、垂直スタビライザ３の中ほどに
スタビライザ４が設けられる交差型尾部、または、スタ
ビライザ４がスタビライザ３の上端に据え付けられたＴ
型尾部によっても満足される。
【００４４】図６を参照して以下に示されるように、ダ
クト６はヘリコプターの長手方向をほぼ横切る軸線Ｘ−
Ｘについてほぼ軸対称形状をなし、それ自体が拡散ノズ
ル２１、２２により出口まで延長される円筒状部分２０
により空気出口に向かって延長される先細入口１９を具
備している。ロータ７は、ダクト６の入口側に据え付け
られている。このため、そのブレード１０がダクト６の
円筒状部分２０において回転する。ロータの回転平面Ｐ
を定義するブレード１０のピッチ変更軸は、回転平面Ｐ
内で移動し、かつシュラウドダクト６の軸線Ｘ−Ｘにほ
ぼ垂直である。ロータ７は、ほぼ円筒状の外形を有しダ
クト６と同芯に配される中心胴１１内の後部トランスミ
ッションボックスに取り付けられ回転駆動される。中心
胴１１は、ロータ７に関してその出口側に配される整流
器８の静翼９によって、ダクト６の中央に保持されつつ
尾部２の構造部に取り付けられる。
【００４５】周知の様式では、中心胴１１内の後部トラ
ンスミッションボックスは、ロータ７を駆動軸１２によ
って回転駆動するための機構を有している。駆動軸１３
はそれ自体がアーム１３を貫通しヘリコプターの主トラ
ンスミッションボックスの補助出口に接続される伝動軸
により駆動される。アーム１３の一部は、ダクト６内の
ほぼ整流器８の翼９の内の１つの位置に配置されてい
る。
【００４６】このように、ダクト６内におけるロータ７
の回転は、案内された空気流を生み出し、ヘリコプター
を偏揺れに関してバランスさせるために必要な横方向カ
ウンタトルク推力を生じさせる。
【００４７】また、この横方向推力の振幅を変化させる
ために、中心胴１１の後部トランスミッションボックス
およびロータ７が、図示しない制御ロッドにより駆動さ
れるブレード１０のコレクティブピッチ制御装置を有す
ることは良く知られた方法である。図１のアーム１３
が、伝動軸およびコレクティブピッチ変更ロッドのため
のフェアリングとして機能すると仮定されるからであ
る。
【００４８】ブレード１０のコレクティブピッチ制御装
置のみならずロータ７の構造、後部トランスミッション
ボックスの形状および作用に関して、この明細書に参考
文献として言及されている出願人の仏国特許ＦＲ１５３
１５３６および米国特許ＵＳ−３５９４０９７およびＵ
Ｓ−４６２６１７３を参照することが有効である。各ブ
レード１０は、空気力学的形状を有する主ブレード部１
４と、ブレード１０がその長手方向のピッチ変更軸につ
いて回転可能となるようにロータハブ１７の少なくとも
１つの環状壁にこの目的のために形成される少なくとも
１つの軸受に据え付けられる袖状のブレード基部１５
と、該ブレード基部１５を貫通してブレード基部１５の
反対端により後部トランスミッションボックスを覆って
いる中心胴１１にダクト６の軸線Ｘ−Ｘに沿って突出す
る駆動軸１２によって回転駆動されるロータハブ１７に
保持される捩れ可能で好ましくは柔軟な部品１６とを具
備する。各ブレード１０の基部１５には、ブレード１０
の一側から突出し、ロータ７に対して回転自在の制御ス
パイダ（control spider）に小ロッドによって接続され
る一方、ブレードのピッチ変更を制御するためにピッチ
制御ロッドを作動させることによってロータ７の回転軸
に沿う並進移動を可能とするピッチ制御レバー２３が設
けられている。
【００４９】ダクト６内のロータ７のブレード１０の下
流に固定される翼９は、出願人による仏国特許ＦＲ−２
５３４２２２に説明されているように、ダクト６の拡散
ノズル２１、２２によらなくても、空気流をダクト６の
軸線Ｘ−Ｘに沿って整流し追加のカウンタトルク推力を
得ることによって、ブレード１０の下流の空気流の回転
エネルギを回復する。この仏国特許の記述は、参考文献
としてこの明細書に組入れられている。特に、仏国特許
の図４および図５の記述に関しては、図５が本願発明の
図３と一致している。この図３には、回転速度ｕ＝ΩＲ
をもって回転しているロータの２枚のブレード１０が２
枚の静翼９の上流に模式的に描かれている。この回転速
度ｕは、ロータにおける空気流の相対速度Ｗ1を与える
ために空気の入口軸速度Ｖa1と合成される。この相対速
度Ｗ1は、各移動ブレード１０の周囲に圧力場を形成す
る。
【００５０】この圧力場は、空気力学的な合力Ｒ1を生
ずる。合力Ｒ1は、一方では、揚力ＦZ1および抗力ＦX1
とに分解され、他方では、ロータの回転速度ｕの方向に
直交し速度Ｖa1とは反対方向の軸推力Ｓ1を生ずる。
【００５１】当該各ブレード１０によって構成される最
初の障害物にぶつかった後、空気は、異なる速度条件で
ロータ７を離れる。そして、出力速度の三角形からは、
Ｗ1より小さいロータに対する相対速度Ｗ2およびそれに
対応する静翼９に当たる絶対速度Ｖ2を認めることが可
能となる。
【００５２】速度Ｖ2は、速度Ｗ1が移動するブレード１
０に対してしたと同様の役割を静翼９において果たす。
つまり、Ｖ2は各翼９の周囲に圧力場を形成し、この圧
力場は空気力学的な合力Ｒ2を生ずる。合力Ｒ2は、一方
では、揚力ＦZ2と抗力ＦX2とに分解され、他方では、推
力Ｓ1に加えられる追加の推力である軸推力Ｓ2を生ず
る。翼９を離れると空気流は整流され、その速度Ｖ3は
翼９の対称的な空気力学的形状、特に、キャンバおよび
ダクト６の軸線Ｘ−Ｘに関しての角度設定の適正な選択
によってほとんど軸方向（Ｘ−Ｘに平行）となる。
【００５３】ダクト型カウンタトルク装置において、ダ
クト６内のロータ７の下流に翼形静翼９を有する整流ス
テータ８の配置は、コンパクトで均整がとれかつ剛性の
高いカウンタトルク装置を製造することを可能とする。
このようなカウンタトルク装置は、ロータ７の駆動のた
めに供給される動力を調整することなく、カウンタトル
ク推力を増大させる。
【００５４】このようなカウンタトルク装置の効果は、
ロータ７の特性、すなわち、主としてロータ７延いては
ダクト６の直径、ブレードの周速度、ブレードの数、ブ
レードの翼弦およびブレードの形状およびねじり法則の
選択に依存する機首方位に関してヘリコプターの飛行に
必要な性能レベルにつながり、また、整流器８が存在す
るときの特性、すなわち、特に翼９の数、翼の翼弦およ
び翼の形状（キャンバ、設置・・・・）、および、ダクト６
の特性につながる。
【００５５】これと平行して、ダクト型カウンタトルク
装置の音響的な最適化は、全ての周波数スペクトルに亙
って音響エネルギを分散させ、方位角調整あるいは位相
変調と言われるロータ７のブレード１０の不等角度分配
を採用し、カウンタトルク装置によって放射される音響
エネルギレベルを減少させ、ロータ７からの適正な間隔
を空けたダクト６内におけるこれらの要素の特別な形状
および配列によって、ロータ７と整流ステータ８および
伝動アーム１３との間の干渉を減少させることにより確
保される。
【００５６】不等位相あるいは不等方位角調整の一例と
して、１０枚のブレード１０を有するロータが図２に示
されている。この位相変調の目的は、（等分配ブレード
により）変調なしに得られる場合、特に、特定の周波数
（ｂΩ、２ｂΩ、３ｂΩ・・・・）へのエネルギの集中
と比較して、放射される音響エネルギを減少させること
なく、それを周波数スペクトルに亙ってより好適に分散
するために、従来のロータのブレードの角度的対称ある
いは角度等分配を崩壊させることである。
【００５７】ロータ７のブレード１０のための位相変調
法則は、正弦法則あるいは以下の形式の正弦法則に近似
する。 Θｎ＝ｎ×３６０゜／ｂ＋ΔΘｓｉｎ（ｍ×ｎ×３６０
゜／ｂ） ここで、Θnは任意の角度基準から連続して計数される
ロータのブレードのｎ番目の角度位置、ｂはロータのブ
レードの数、ｍおよびΔΘは正弦法則のパラメータであ
って、ｍはロータのブレードの数ｂに対して素でない整
数であり、ΔΘはブレードの数ｂが増加すると減少する
ブレードの数ｂの関数として選択される最小値ΔΘmin
以上となるように選定される。
【００５８】ｎ×３６０゜／ｂは、等分配された場合の
ｎ番目のブレードの角度位置を示す一方、ΔΘｓｉｎ
（ｍ×ｎ×３６０゜／ｂ）は、等分配形態に関する方位
角調整項に対応している。パラメータｍおよびΔΘは、
ロータの動的バランス、周波数スペクトルに亙るエネル
ギの最適分散、ピッチおよびハブ１７へのブレード１０
の構造的接続に関するブレードの角度偏位によって強い
られる最小ブレード間角度間隔を同時に保証するため
に、ブレード１０の数ｂの関数として選択される。
【００５９】整数ｍは、以下のようにして選択される。
第１に、ロータ７の動的バランスを考慮して選択され
る。このバランスのために、満足されるべき以下の２つ
の方程式が得られる。 ΣｃｏｓΘn＝０、ΣｓｉｎΘn＝０ 上述した正弦調整法則Θnにおいて、ｍおよびｂが互い
に素でない場合に、これら２つの方程式が満たされる。
【００６０】６から１２の間で変化するブレード１０の
数ｂの関数としてのｍの可能な選択は、以下の表１に
「ｘ」によって与えられる。
【００６１】
【表１】
【００６２】表１に提供される可能性の関数として、最
も密集した可能なスペクトルおよび３分の１オクターブ
についてエネルギのより良好な分散を得るために、整数
ｍは可能な限り小さくされ、好ましくは、２あるいは３
に固定される。パラメータｍは、ほぼ４に等しくてもよ
いが、１の値となることは避けられる。
【００６３】パラメータΔΘは、以下のように選択され
る必要がある。すなわち、以下の表２に示すように、与
えられたロータのブレード１０の数に対して、音響基準
によって与えられる最小値ΔΘmin以上である。
【００６４】
【表２】
【００６５】これらの値は、「ジャーナルオブアコース
ティックソサイエティオブアメリカ、４９巻ナンバー５
（第１部）、１９７１年、１３８１から１３８５頁」に
ドナルドエワルド（Donald EWALD）等により発表された
「変調原理の適用による騒音低減」と題された記事に説
明されているように、基本線に関して正弦変調のスペク
トル線のレベルを特徴づけるベッセル関数のパラメータ
としての役割を果たすようになる全く同一の角度位相シ
フトΔΦ＝ｂΔΘに一致する。角度位相シフトΔΦ＝
１．５ラジアンは、ベッセル関数Ｊ0（ΔΦ）が、０で
ないｎに対するベッセル関数Ｊn（ΔΦ）（上記記事の
図２を参照のこと）以上となるような上記値に一致す
る。これにより、Ｊ0（ΔΦ）が基本線についての重み
係数を表す一方、Ｊ1（ΔΦ）が変調があるときに存在
する近接線（ｂ−１）Ωおよび（ｂ＋１）Ωの重み係数
を表すので、近接線に関してｂΩの基本波の出現を最小
化することができる。角度位相シフトΔΦ＝ｂΔΘ＝
１．５ラジアンは、３つの近接線ｂΩ、（ｂ−１）Ω、
（ｂ＋１）Ωにおける騒音レベルが同じであり、等分配
されたブレードを有するロータに対して線ｂΩに集中さ
れるエネルギが３つの線に亙って分配されるので、理想
的なポイントである。このように、表２は、ΔΘmi nの
値を、ｂΔΘmin＝１．５ラジアンとなるようにｂの関
数として与えている。
【００６６】この結果は、圧力外乱関数が全く一様な理
想的なケース、すなわち、多数の（２０より多い）ブレ
ードを有するロータの場合に一致する。カウンタトルク
ロータ７の場合には、相対的に小さいブレードの数は、
圧力外乱関数をよりインパルス状にする。また、ダクト
型カウンタトルクロータ７の特定の場合に正弦変調法則
を適合させるために、定義されるべき変化の限界を供給
する上記法則もわずかに適応されることとしてもよい。
加えて、ピッチに関して相互に干渉することなくブレー
ドの角度偏位を可能にする最小許容ブレード間角度間隔
のみならずブレード１０のハブ１７への適正な構造的取
り付けは、音響基準（表２）により推奨されるΔΘmin
より小さいΔΘの選択を必要とする。例えば、１０枚の
ブレード１０を有するロータ７に対しては、最小ブレー
ド間角度間隔は２４゜である。
【００６７】したがって位相変調法則が変形された正弦
法則に基づいて採用される。このため、ｂΔΘは、１．
５ラジアンから１ラジアンに亙る値の範囲内から選択さ
れ、および／または、ロータ７の各ブレード１０に対す
る正弦分配法則により最初に与えられる角度位置につい
て±５゜の変動が、位相変調による良好な音響効果を維
持すると同時に最小ブレード間角度間隔の制約を補うた
めに採用される。ｂΔΘ＝１ラジアンに対して、重み係
数が基本波線ｂΩに対して０．８であり、近接線（ｂ±
１）Ωに対して０．４５まで落ちることは重要である。
【００６８】カウンタトルク装置が整流器８を有し、そ
の翼９がダクトの軸線Ｘ−Ｘについて等分配されている
場合、ロータ７と整流ステータ８との干渉を制限するた
めに、特に、ロータ７とステータ８の間のサージ現象
（動的励振）を回避するために、ロータ７のブレード１
０の位相変調は、ロータの連続する必要のない２枚のブ
レード１０間の任意の角度間隔が、ステータ８の連続す
る必要のない２枚の翼９の間の任意の角度間隔と異なる
ようにされる。数学的に、この条件は以下のように変換
される。ここで、Θi,jが、任意の角度原点から連続的
にカウントして、ロータ７のｉ番目とｊ番目のブレード
間の角度間隔、すなわち、ブレードｉおよびｊのピッチ
変更軸間に定義される角度を表しているものとし、Θ
k,lが整流器８のｋ番目とｌ番目の翼間の角度間隔を表
しているものとすると、ｉ、ｊ、ｋ、ｌの値に拘わら
ず、Θi,jはΘk,lと異なっている。実際には、この条件
は、ロータ７の種々のブレード１０および整流器８の種
々の翼の各角度間隔の違いが、伝動アーム１３を含めな
い少なくとも整流器８の翼９の半分に対して絶対値で１
゜より大きいかどうかが重要であると考えられている。
【００６９】もし、２つのブレード１０が同時に対向す
る２枚の翼９を通過しないようにするこの角度条件が、
上述した有効な型の大部分の正弦型の位相変調の選択に
より確かめられなければ、いくつかのブレードの角度位
置が少なくとも正弦法則から離れた移動および上述した
変形された正弦法則の採用によって調整されなければな
らない。すなわち、ΔΘがｂΔΘ＝１．５ラジアンのよ
うに選択できないので、ｂΔΘが、１ラジアン以下に下
がることなく、Θk,lと異なる上記幾何学的条件Θi,jを
妨げないΔΘの適正な値が得られるまで１．５から１ま
で徐々に減少させられるとともに、ロータ７の各ブレー
ド１０に対する正弦分配法則により最初に与えられる角
度位置についての累積的にあるいは選択的に±５゜の最
大変動が許容される。
【００７０】騒音害の減少が求められるならば、ロータ
７のブレード１０が等分配されているロータ７について
２枚のブレード１０と２枚の翼９との間の同時相互作用
を回避しつつ、連続する必要のない２枚の翼９の任意の
角度間隔に等しい連続する必要のない２枚のブレード１
０の間の任意の角度間隔が見出されないように、整流器
８の翼９の数に対して素のロータ７のブレード１０の数
ｂを選択するだけで十分である。
【００７１】ロータ７と整流ステータ８との間の相互作
用による音響害の減少は、音響エネルギが集中されある
いは分配される周波数とは独立して、これらの相互作用
によって放射される音響エネルギのレベルを減少させる
ことによっても得られる。図４に示されるように、ブレ
ード１０と翼との間に、当該翼９のスパン全体に亙って
同時に生じる相互作用を避けるために、翼９は非放射状
に配列される一方、ダクト６の中心からその周方向に向
かって翼９を考慮すれば、ブレード１０の回転方向に対
して反対方向に半径方向に向けて約５゜から約２５゜の
範囲に亙る角度γだけ傾斜させられている。この傾斜方
向は、ロータ７のブレード１０とステータ８の翼９との
間の相互作用の騒音を減少させるだけでなく、翼９に圧
縮力を作用させて中心胴１１内の後部トランスミッショ
ンボックスにより受けられる荷重のより効果的な吸収を
も確保することができる。要するに、整流器８の機能の
１つは、後部トランスミッションボックスおよび中心胴
１１を支持することであるので、翼９はロータ７に伝達
されるトルクに対する反動的トルクを効果的に吸収す
る。加えて、整流器８の翼９の空気力学的形状の相対厚
さは、ダクト６内の全体サイズを効果的に減少させ、し
かも、中心胴１１を支持するための機能として十分な機
械的強度および実際には約８％から約１２％の間に配さ
れる翼９の形状の相対厚さを確保するように選択され
る。
【００７２】相対厚さのこの選択は、翼９にとって、ダ
クト６の軸線Ｘ−Ｘに対する迎え角の設定が負でしかも
約２゜から約２．５゜の範囲にあり、キャンバが約２０
゜から約２８度の範囲にあるＮＡＣＡ６５型の空気力学
的形状の使用と両立できる。これらの形状特性は、整流
器に良好な効率を付与する。
【００７３】さらに、ロータ７とステータ８との相互作
用の騒音の低減は、ブレード１０のピッチ変更軸線によ
り定義される整流器８の翼９の前縁とロータの回転平面
Ｐとの最小軸方向間隔より重要になる。翼弦ｃの約４０
％において、この最小間隔は少なくとも１．３ｃに等し
い。しかしながら、ダクト６内の後部トランスミッショ
ンボックスおよび胴１１の支持が整流器８によって供給
されるので、ダクト６内のロータの回転平面Ｐの良好な
位置公差を与えるために、ロータ７の回転平面に可能な
限り近接させて整流器８、後部トランスミッションボッ
クスおよび胴１１を固定することが必要である。
【００７４】これら二つの相反する要求の良好な妥協、
すなわち、騒音低減と良好なロータ７の平面の位置公差
との両立は、整流器８の翼９を、図５に誇張して示され
るように、約２゜から約６゜の角度Ψだけ傾けることに
よって得られる。ダクト６の中心から周辺に向かいかつ
上流から下流に向かうこの各翼９の斜めの傾斜は、各翼
９の前縁をロータの平面Ｐからできるだけ離れた位置に
保持する一方、後部トランスミッションボックスおよび
胴１１の軸線の正確な位置を保持し、したがって、ダク
ト６内のロータの平面Ｐの正確な位置をも保持する。胴
１１に連結される翼９の基部とダクト６の側壁あるいは
フェアリング１８に連結されるさらに荷重された端部と
の間の空気力学的負荷の遷移的性質を考慮しても、翼９
の前縁のブレード１０基部の背後への近接に拘らず、騒
音の影響は無視できる程度にとどまる。これらの理由に
より、ロータ７の回転平面Ｐと整流器８の翼９の前縁と
のダクト６の周縁部における軸方向間隔は、約１．３ｃ
から約２．５ｃの範囲の距離ｄrである。ここで、ｃは、
この翼弦ｃが主ブレード部１４のスパンに亙って一定で
ないときに、ブレード基部１５に近接する主ブレード部
１４において選択されるロータ７のブレード１０の翼弦
である。
【００７５】要約すれば、ダクト６の軸線Ｘ−Ｘに垂直
かつロータの平面Ｐに平行な平面内における半径方向へ
の傾斜角度γに加えて、各翼９は、ダクト６の周辺にお
いて、翼９の後縁がこのダクト６の丸みのあるリップに
よって形成される出口に貫通するのを回避しつつ、その
前縁がロータの回転平面Ｐから約１．３ｃから約２．５
ｃの範囲の距離ｄrだけ離れるようにされる。そして、
各翼９は、胴１１および後部トランスミッションボック
スの正確な位置決めによりロータの平面Ｐの正確な位置
を確保するために、ロータの平面Ｐに垂直な平面内にお
いて、下流端およびダクト６の周方向に向けて角度Ψだ
け斜めに傾斜させられる。距離ｄrが１．３ｃより小さ
い場合には、翼９が回転平面Ｐに近接させられると放射
される音響エネルギのレベルはきわめて迅速に増加する
一方、距離ｄrが２．５ｃより大きいと、整流器８の空
気力学的な効率が損われる。
【００７６】すでに述べたように、伝動アーム１３は、
翼９およびブレード１０の角度位置を決定するために整
流器８の翼９の一つに見立てられるが、それは翼形にさ
れていない。そして、翼形の翼９の数は、ロータ７のブ
レード１０の数から１を引いた数以上となるように選定
される。
【００７７】これらのブレード１０は、スパンに沿って
遷移する相対厚さおよびキャンバを有するＯＡＦ型の空
気力学的翼形を有することが有効であり、相対厚さは、
例えば、０．４ＲからＲの間で、１３．９％から９．５
％に減少する。ここで、Ｒは、ロータ７の半径である。
さらに、ロータの軸線から離れるに従って翼形のねじれ
は減少する。
【００７８】図６に示されかつ既述したように、ダクト
６の環状壁１８は、上流から下流にむけて、先細入口ノ
ズル１９、平面Ｐにより示されるようにロータ７の回転
する円筒状部２０、後端部に丸みのある出口リップ２２
を有する円錐状の拡散ノズル２１とを具備している。ダ
クト６は、ロータ７の回転平面Ｐの上流に配されるダク
トの部分に対応し軸方向（ダクト６の軸線Ｘ−Ｘに沿
う）寸法がｄcであるコレクタ、および、ロータの平面
Ｐの下流に配され軸方向寸法がｄdであるダクト６の部
分に対応するディフューザの２つの部分に再分割され
る。コレクタ自体は、２つの領域にさらに細分割され
る。すなわち、上流端に向かって凸で一体半径Ｒcをも
って湾曲する入口リップあるいは環状壁によって形成さ
れる先細ノズル１９と、それに続く長さＬ1の円筒域で
ある。ディフューザは３つの領域に細分割される。すな
わち、コレクタの円筒域Ｌ1から延長される長さＬ2の円
筒域と拡散ノズル２１の半頂角αの円錐域と、下流端に
向かって凸で半径ｒで湾曲する環状壁に形成される出口
リップ２２により境界づけられる拡散出口ノズルであ
る。
【００７９】ここで、円筒状部２０におけるダクトの直
径をφとすれば、ダクト型ロータの性能を過大に歪める
円筒域Ｌ1が大きくなり過ぎるのを避けるために、比Ｌ1
／φは約０．０２から約０．０８の範囲になければなら
ない。さらに、コレクタ長さｄｃが小さ過ぎるとダクト
型ロータの性能が歪められるので、コレクタの最小長さ
ｄc＝Ｒc＋Ｌ1はダクト直径φの約１０％に一致され
る。すなわち、（Ｒc＋Ｌ1）／φ＞０．１０である。
【００８０】実際、入口リップ１９の半径Ｒｃはダクト
直径φに対する比が約０．０８となるように決定され
る。円筒状部分２０におけるロータの平面Ｐの位置は、
ブレード１０の翼弦ｃ、正ピッチ範囲、ピッチ変更軸か
らの前縁の離間距離（ａ＝０．４ｃ）およびフラップに
関してその剛性を特徴づけるブレード１０の最大変形量
ｆの関数として定義される。Ｌ1は、Ｌ1＞ａ ｓｉｎ
（βmax）＋ｆのようにされる必要がある。ここで、β
maxは最大正ピッチ角度である。円筒状部２０の前方外
方へのブレード１０のいかなる突出をも避けるために、
φの１．３３％の追加マージンが考慮される。ディフュ
ーザの円筒域の長さＬ2は、ダクトの直径φの１％から
３．５％の範囲とされる。実際には、公式Ｌ2＜（ｃ−
ａ）ｓｉｎ（βmax）により与えられる。
【００８１】開角度（円錐状拡散ノズル２１の半頂角）
α、は約５゜から２０゜の範囲から選定される。ディフ
ューザの拡散部の長さｄfは開角度αに直接的に依存
し、ロータのディスクの表面領域に対するダクト６の出
口表面領域の比に一致する拡散レベルにより定義される
拡散に反比例する。この拡散比率は１．０６より大きく
保持される。
【００８２】ホバリング飛行における性能を歪めること
なく、ヘリコプターの前進飛行時におけるダクト型カウ
ンタトルク装置の抗力を減少させるために、ディフュー
ザの凸状の環状出口リップ２２の半径ｒは、このリップ
の全周に亙って一定ではない。半径ｒが増大する領域は
ディフューザの出口を側方から模式的に示した図７に示
されている。この図では、軸線Ｙ−Ｙは、前（左に向か
って）−後（右に向かって）あるいはダクト６の軸線Ｘ
−Ｘを通過するヘリコプターの長手方向軸線であり、軸
線Ｚ−Ｚはダクト６の軸線Ｘ−Ｘにも交差する垂直な軸
線である。リップ２は、ダクト６の直径φの約１．６％
より小さい一定の小半径ｒ1を、２１０゜の角度に対応
し軸線Ｙ−Ｙについて対称に配される円弧ＡＡに亙って
広がる前部領域に有する。前進飛行時における抗力を低
減しながら、ダクト型カウンタトルク装置によって与え
られる推力を歪ませないために、リップ２２は、ダクト
の直径φの約４．３％と先細ノズル１９のために選定さ
れた半径Ｒcとの間の半径ｒ2＞ｒ1を、９０゜の角度に
対応し軸線Ｙ−Ｙの両側に対称に配される円弧ＢＢに亙
って広がる後部領域に有している。これらの前部および
後部領域の間には、ｒ1からｒ2の間で遷移する半径を有
しそれぞれ３０゜の角度に対する円弧ＡＢに対応する２
つの領域が設けられている。製造上の制約の理由により
必要なこれら半径の遷移する領域は出口リップ２２の前
部と後部との間の遷移部を供給する。変形例として、小
半径ｒ1の前部領域は、２４０゜の角度に対応する円弧
Ａ’Ａ’に亙って設けられていてもよい。この場合に
は、円弧Ａ’Ｂに対応する遷移領域は短くなる。
【００８３】１．５トンのオーダーの重量を有するヘリ
コプターを装備するために適当な一例では、カウンタト
ルク装置は、ひれ付主ブレード部１４と集合袖部１５と
を有する８枚の金属製ブレードを有するロータをもって
直径７５０ｍｍのダクト６内に設けられる。そして、Ｕ
Ｓ−３５９４０９７に記述されているように、ロータハ
ブの直径は３０４ｍｍであり、ブレードの翼弦はブレー
ドの翼端速度が１８６ｍ／ｓか１８０ｍ／ｓかによって
５８ｍｍまたは６３ｍｍとされ、ブレードのピッチ範囲
は０．７Ｒ（Ｒはロータの半径）において−２５゜から
＋４１゜であり、ブレードの翼形は、０．４ＲからＲの
間で１７゜から６．９゜に減少する捩れ法則を有する上
述した遷移ＯＡＦ型（progressive OAF type）である。
【００８４】伝動アーム１３が加えられる翼弦８０ｍｍ
の１０枚の翼形翼９を有する整流器（３０．６６゜の１
０箇所の翼間角度間隔とアーム１３が通過する５３．４
゜の１箇所の角度間隔）に関連して、８枚のブレード１
０を有するロータは、パラメータｍ＝２、ΔΘ＝１０．
７５゜の最適正弦法則（ｂΔΘmin＝１．５ラジアン）
によるブレードの位相変調を表すが、整流器８を考慮す
るために、最適法則は、±３．７５゜の最大角度変化に
より変形され、ロータ７の８枚のブレードの以下の調整
につながる。
【００８５】
【表３】
【００８６】これに対して、７枚の翼形翼９と伝動アー
ム１７とを有する整流器に関して、８枚のブレード１０
を有するロータは、以下の変調を与えるパラメータｍ＝
２、±５゜の最大角度変化を伴うΔΘ＝８．９６゜の変
形された正弦法則（ｂΔΘ＝１．２５ラジアン）に従う
位相変調を表す。
【００８７】
【表４】
【００８８】翼９のそれぞれのベースを貫通する半径方
向の傾きγは、１０゜のオーダーであり、周方向およち
ダクト６の出口方向に向かう傾斜角度Ψは４゜である。
翼９の前縁からロータの回転平面Ｐまでの離間距離ｄr
は９６．５ｍｍ、すなわち、ロータのブレードの翼弦の
約１．５３倍から１．６６倍である。整流器の翼形翼９
は、１０％の相対厚さ、２７゜の翼形の中心線のキャン
バおよびダクト６の軸線Ｘ−Ｘに設置された２．５゜に
等しい負の迎え角設定を有するＮＡＣＡ６５型の翼形を
有している。このダクトは、半径Ｒcが６０ｍｍの先細
ノズル１９を有し、コレクタの円筒状域の長さＬ1が２
４ｍｍ、ディフューザの円筒状域の長さＬ2が２３ｍ
ｍ、開角度αが７゜、出口リップ２２の前部領域におけ
る半径ｒ1が１０ｍｍ、後部領域における半径ｒ2が４５
ｍｍ、ディフューザの拡散部分の最小長さｄfが１８７
ｍｍである。
【００８９】約２．５トンの重量を有するヘリコプター
への装着に適した一例では、カウンタトルク装置は、翼
弦が５０ｍｍの１０枚のブレードを有し、直径３８０ｍ
ｍのハブを有し周速度１８７．６６ｍ／ｓ（３５８４ｒ
ｐｍ）で駆動され、直径１ｍのダクト内に収容されるロ
ータを具備している。ブレードの翼形は上記の例のもの
と類似するＯＡＦ型であり、ピッチの範囲は（０．７Ｒ
において）−２５゜から＋３５゜に広がっている。上記
例と同様の金属製形式のブレードは、パラメータがｍ＝
２および±３．４゜の最大角度変化を伴うΔΘ＝５．７
３゜に変形された（ｂΔΘ＝１ラジアン）上記正弦法則
により与えられる位相あるいは方位角調整を示す。整流
器は、伝動アーム１３が加えられる翼弦が９７ｍｍの１
０枚の翼形翼を有している。これにより以下の変調がな
される。
【００９０】
【表５】
【００９１】翼形翼の傾斜角度Ψは４゜、半径方向への
傾斜角度γは７．８゜である。ロータの回転平面Ｐと翼
形翼９との距離ｄrは、約９８ｍｍであり、ブレードの
翼弦ｃの約１．９６倍である。整流器の翼９は相対厚さ
１０％、翼形の中心線について２１゜のキャンバ、およ
び２．５゜に等しい負の迎え角設定のＮＡＣＡ６５型の
翼形を有している。ダクト６の先細入口ノズルの半径Ｒ
cは８０ｍｍ、コレクタおよびディフューザのそれぞれ
の円筒状域の長さＬ1、Ｌ2はそれぞれ、２３ｍｍ、１７
ｍｍである。開角度αは７゜、ダクトの拡散部分の最小
長さｄfは２８０ｍｍである。リップ２２の前部領域の
半径ｒ1は１０ｍｍ、後部領域の半径ｒ2は６０ｍｍであ
る。
【００９２】重量が４から４．５トンのオーダーのヘリ
コプターへの装着のために、一例に挙げるカウンタトル
ク装置は、翼弦９４ｍｍの１０枚のブレードを有し、直
径１１００ｍｍのダクト内における翼端周速度１８０ｍ
／ｓ（３１２５ｒｐｍ）で駆動され、ハブの半径が２２
５ｍｍのロータを具備している。上記例のように、ブレ
ードのピッチ変更軸は、翼弦ｃの４０％で、翼形は相対
厚さにおいて同様の変化法則を有するが、捩り法則は、
０．４ＲとＲとの間で７．２５゜から−１．２゜に減少
する遷移ＯＡＦ型である。整流器は、翼弦が８０ｍｍの
１２枚の翼形翼に１つの伝動アームが加えられた１３の
翼、または、翼弦が６６ｍｍの１６の翼形翼に１つの伝
動アームが加えられた１７の翼のどちらかを有するもの
である。翼形翼の形状は、相対厚さ１０％、キャンバ２
３゜、２．２゜に等しい負の迎え角設定のＮＡＣＡ６５
型の翼形である。翼形翼の斜め傾斜角度Ψは３゜で、そ
の半径方向傾斜角度γは１１．２゜である。ロータの回
転平面Ｐと翼の前縁との距離ｄｒは１．６５ｃから１．
７ｃであり、任意の２枚のブレード間の角度のいずれも
が任意の２枚の翼間の角度と等しくならないような位相
変調を得るための上述した歪められた正弦法則の適用に
より、整流ステータが１３枚の翼あるいは１７枚の翼を
有するか否かによって下記表６に与えられるロータの１
０枚のブレードの角度分配がなされる。
【００９３】
【表６】 図２は１３枚の翼を有する整流ステータに対して、上記
表６に示された角度分配が施されたロータを示してい
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るダクト型のカウンタトルク装置の
概要を示す図であって、明確のためにロータを部分的に
ダクト外に示した斜視図である。
【図２】不均等に方位角調整された図１のロータの側面
図である。
【図３】図１のロータと整流ステータの作用を示す図で
ある。
【図４】図１の装置の特定の実施例の部分的な側面図で
ある。
【図５】図１のカウンタトルク装置の軸方向のほぼ半断
面図である。
【図６】図１、４および５の装置のダクトの軸方向の半
断面図である。
【図７】ダクトのディフューザからの出口とその異なる
半径を有する各部の概要を示す正面図である。
【符号の説明】
Ｐ 回転平面 Ｘ−Ｘ 軸線 Ｙ−Ｙ 軸線 １ テールブーム（ヘリコプター後部） ２ 尾部（ヘリコプター後部） ５ フェアリング ６ ダクト ７ ロータ ８ 整流ステータ ９ 静翼 １０ ブレード １１ 胴 １３ 伝動アーム １９ 細入口ノズル ２１ 拡散ノズル ２２ 拡散出口
フロントページの続き (72)発明者 ルティオ・ヴァンサン・ジャン・リュッ ク フランス・13090・エク−サン−プロヴ ァンス・リュ・ドュ・ドヤン・ギュヨ ン・８ (72)発明者 アルノー・ジル・ルイ フランス・13009・マルセイユ・リュ・ トマシ・42・レ・アイルレ（番地なし) (72)発明者 アルノー・レミ・エリヤン フランス・13127・ヴィトロレ・リュ・ ルネ・カッシン・３ (56)参考文献 特開 平５−270495（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−344993（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−185992（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−328097（ＪＰ，Ａ) 米国特許4585391（ＵＳ，Ａ) 米国特許5131604（ＵＳ，Ａ) 英国特許出願公開2211558（ＧＢ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 27/82

Claims (11)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ヘリコプターに対してほぼ横方向の軸線
    （Ｘ−Ｘ）を有し、ヘリコプターの後部（１−２）に組
    入れられるフェアリング（５）を貫通する空気流のため
    のダクト（６）内にほぼ同芯に回転可能となるように、
    かつ、ブレードのピッチ変更ロッドが、ダクト型ダクト
    （６）のみならずロータ（７）の下流のダクト（６）内
    に固定される整流ステータ（８）の軸線に対してほぼ直
    交する回転平面（Ｐ）内を移動するように据え付けられ
    る可変ピッチ複ブレードのロータ（７）を具備するとと
    もに、前記整流ステータがダクト（６）の軸線について
    ほぼ星形状に配置される複数の静翼（９）を有し、各静
    翼は、該静翼（９）がロータ下流の空気流をダクトの軸
    線にほぼ平行に整流するようなキャンバおよびダクト
    （６）の軸線に関する角度設定がなされた空気力学的な
    対称形状とされたカウンタトルク装置において、 整流ステータ（８）の静翼（９）が、ダクト（６）の軸
    線から周方向に向けて半径方向に、かつ、ロータ（７）
    の回転方向に対して逆方向にそれぞれ傾斜させられ、こ
    れとともにあるいは独立してダクト（６）の中心から周
    方向に向けておよびダクト（６）の上流から下流に向け
    て斜めに傾斜させられ、 ダクト（６）の軸線（Ｘ−Ｘ）方向に沿うロータ（７）
    の回転平面（Ｐ）と整流ステータ（８）の静翼（９）の
    前縁とのダクト（６）の周縁における間隔が、ロータ
    （７）のブレード（１０）の翼弦をｃとして、１．３ｃ
    から２．５ｃの範囲の距離（ｄr）であることを特徴と
    するヘリコプターのカウンタトルク装置。
  2. 【請求項２】 整流ステータ（８）の静翼（９）が、ダ
    クト（６）にほぼ同芯に配され、ロータ（７）を駆動す
    るための機構部材と、胴（１１）に回転可能となるよう
    に据え付けられるロータのブレード（１０）のピッチを
    集合的に制御するための機構部材とを有する胴（１１）
    をダクト（６）内に支持していることを特徴とする請求
    項１記載のカウンタトルク装置。
  3. 【請求項３】 整流ステータ（８）の静翼（９）が、約
    ８％から約１２％の範囲の相対厚さ（relative thickne
    ss）と、ダクト（６）の軸線（Ｘ−Ｘ）に対して約２゜
    から約２．５゜の範囲に設定される負の迎え角と、約２
    ０゜から約２８゜の範囲のキャンバとを有するＮＡＣＡ
    型の空気力学的翼形を有することを特徴とする請求項１
    または請求項２記載のカウンタトルク装置。
  4. 【請求項４】 ロータ（７）に駆動力を伝動する伝動ア
    ーム（１３）が、ダクト（６）内のほぼ整流ステータ
    （８）の静翼（９）の内の１つの位置に配置され、翼形
    静翼（９）の数が、少なくともロータ（７）のブレード
    （１０）の数から１を引いた数と等しいことを特徴とす
    る請求項１から請求項３のいずれかに記載のカウンタト
    ルク装置。
  5. 【請求項５】 ロータ（７）のブレード（１０）が、ス
    パンに依存して遷移する相対厚さおよびキャンバを有す
    るＯＡＦ型の空気力学的翼形よりなり、 Ｒをロータ（７）の半径として、０．４ＲからＲの間
    に、相対厚さが、約１３．９％から約９．５％に減少
    し、ねじりが約１７゜から６．９゜あるいは約７．２５
    ゜から約−１．２゜に減少することを特徴とする請求項
    １から請求項４のいずれかに記載のカウンタトルク装
    置。
  6. 【請求項６】 ダクト（６）が、ロータの回転平面
    （Ｐ）の上流に配置される部分に相当するコレクタ（ｄ
    c）と、ロータの回転平面（Ｐ）の下流に配される部分
    に相当するディフューザ（ｄd）とからなる２つの部分
    を具備し、 コレクタが、上流端に向かって凸で一定の半径（Ｒc）
    で湾曲する環状壁により境界づけられかつ第１の長さ
    （Ｌ1）の円筒状域によりロータの回転平面（Ｐ）に向
    かって延びる先細入口ノズル（１９）を具備し、 ディフューザが、ロータの回転平面（Ｐ）から下流端に
    向けて、コレクタの円筒状域を延長する第２の長さ（Ｌ
    2）の円筒状域と、半頂角（α）の円錐状拡散ノズル
    （２１）と、下流端に向かって凸で半径（ｒ）で湾曲す
    る環状壁により境界づけられる拡散出口（２２）とを具
    備することを特徴とする請求項１から請求項５のいずれ
    かに記載のカウンタトルク装置。
  7. 【請求項７】 コレクタの円筒状域およびディフューザ
    の円筒状域により形成されるダクト（６）の円筒状部分
    （２０）におけるロータの回転平面（Ｐ）の位置が、ロ
    ータのブレードの翼弦（ｃ）、それらの正のピッチ範
    囲、それらの前縁とピッチ変更ロッドとの距離（ａ）お
    よびフラップにおける剛性を特徴づけるブレードの最大
    変形量（ｆ）の関数として、円筒状域の長さＬ1とＬ
    2が、 Ｌ1＞ａ ｓｉｎ（βmax）＋ｆ、 Ｌ2＜（ｃ−ａ）ｓｉｎ（βmax） となるように定義されることを特徴とする請求項６記載
    のカウンタトルク装置。ここで、βmaxはロータ（７）
    のブレード（１０）の正のピッチ角度の最大値である。
  8. 【請求項８】 コレクタの円筒状域の長さ（Ｌ1）が、
    その円筒状部分（２０）において計測されるダクト
    （６）の直径（φ）の約２％から約８％の範囲にあり、 コレクタの先細入口ノズル（１９）の一定半径（Ｒc）
    が、ダクト（６）の直径（φ）の約８％であり、 ディフューザの円筒状部の長さ（Ｌ2）が、ダクト
    （６）の直径（φ）の約１％から３．５％の間で遷移す
    ることを特徴とする請求項６または請求項７記載のカウ
    ンタトルク装置。
  9. 【請求項９】 円錐状の拡散ノズル（２１）の半頂角
    （α）が、約５゜から約２０゜の間で選定されることを
    特徴とする請求項６から請求項８のいずれかに記載のカ
    ウンタトルク装置。
  10. 【請求項１０】 ディフューザの拡散出口ノズル（２
    ２）の環状壁が、 ヘリコプターの前方に向かって広がる円弧（ＡＡ）に亙
    りダクト（６）の直径（φ）の約１．６％より小さい第
    １の一定半径（ｒ1）と、 ヘリコプターの後方に向かって広がる円弧（ＢＢ）に亙
    りダクト（６）の直径（φ）の約４．３％とコレクタの
    先細ノズル（１９）のために選定される半径（Ｒｃ）と
    の間に配される第２の一定半径（ｒ2）と、 ヘリコプターの長手方向軸線（Ｙ−Ｙ）の両側に対称的
    に、一定半径（ｒ1、ｒ2）の領域を連結する遷移する半
    径（ｒ1とｒ2との間で遷移）を有する２つの領域（Ａ
    Ｂ）とを具備することを特徴とする請求項６から請求項
    ９のいずれかに記載のカウンタトルク装置。
  11. 【請求項１１】 一定半径（ｒ1）の前部領域が、少な
    くとも２１０゜に張られる角度に対応する円弧（ＡＡ）
    に亙って広がり、一定半径（ｒ2）の後部領域が９０゜
    に張られる角度に対応する円弧（ＢＢ）に亙って広が
    り、これらがヘリコプターの前記長手方向軸線（Ｙ−
    Ｙ）の上方および下方に対称的に配されていることを特
    徴とする請求項１０記載のカウンタトルク装置。
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