JP3320828B2 - ヘリコプタ、および単一の主回転翼により作用されるトルクに対向する方法 - Google Patents
ヘリコプタ、および単一の主回転翼により作用されるトルクに対向する方法Info
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- 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
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- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、前進運動と支持の目
的のための単一の主回転翼と、方向舵や或は全体として
舵取できるフィンの様な少なくとも１つの舵取翼と関連
したアンチトルク回転翼を有する複合アンチトルク装置
とを有したヘリコプタに関するものである。また、この
発明は、主回転翼によってヘリコプタに作用されるトル
クに最適に対向する方法に関するものである。この発明
は特に専らではないが、アンチトルク回転翼が流線形に
整形されたヘリコプタに係わるものである。
的のための単一の主回転翼と、方向舵や或は全体として
舵取できるフィンの様な少なくとも１つの舵取翼と関連
したアンチトルク回転翼を有する複合アンチトルク装置
とを有したヘリコプタに関するものである。また、この
発明は、主回転翼によってヘリコプタに作用されるトル
クに最適に対向する方法に関するものである。この発明
は特に専らではないが、アンチトルク回転翼が流線形に
整形されたヘリコプタに係わるものである。
【０００２】
【従来の技術】前進運動および支持の目的の単一の主回
転翼が設けられたヘリコプタにおいては、主回転翼によ
り作用されるトルクに対する反作用で主回転翼の回転方
向と反対方向に胴体が回転するよう成ることが知られて
いる。また、胴体が受ける反作用トルクに対向するよう
横推力を生じるべく適し主回転翼の様な同一駆動源から
回転される補助アンチトルク回転翼を設けるのが一般的
であることが知られている。従って、補助アンチトルク
回転翼は駆動源からの有効な出力の一部を吸収する。
転翼が設けられたヘリコプタにおいては、主回転翼によ
り作用されるトルクに対する反作用で主回転翼の回転方
向と反対方向に胴体が回転するよう成ることが知られて
いる。また、胴体が受ける反作用トルクに対向するよう
横推力を生じるべく適し主回転翼の様な同一駆動源から
回転される補助アンチトルク回転翼を設けるのが一般的
であることが知られている。従って、補助アンチトルク
回転翼は駆動源からの有効な出力の一部を吸収する。
【０００３】従って、ヘリコプタの性能を改善するため
に、胴体のための横アンチトルク安定を設ける作用にお
いて補助アンチトルク回転翼を助けるのが有利である。
に、胴体のための横アンチトルク安定を設ける作用にお
いて補助アンチトルク回転翼を助けるのが有利である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】例えば、米国特許第
２,８１８,２２４号明細書に記載される様に、前進飛行
の際に、ヘリコプタの尾部に設けられたフィンに作用す
る空力学的推力を使用することによってアンチトルク回
転翼を無荷重にするよう出来る。この様な推力は、フィ
ンに湾曲形状を与えて胴体の対称面に対して或る角度で
フィンを設置することによって一般的に得られる。併
し、固定フィンを形成する時に、横滑りなく飛行するヘ
リコプタにおいてこの様な具合に得られる推力は、フィ
ンにおける空気の動圧にだけ起因し、従って調節するよ
う出来ない。作用されるアンチトルク力が速度の関数お
よび他の飛行パラメータの関数として異なって変化する
ので、アンチトルク回転翼の適切な無荷重が単一の組の
飛行情況にだけ実際に可能であることに成る。例えば、
経済巡航速度での水平巡航飛行を最適にするのが一般的
である。従って、フィンの設定が選ばれるので、フィン
によって作用される推力が選ばれた巡航速度で完全に或
は十分にアンチトルク回転翼を無荷重にする。飛行状態
（水平速度、垂直速度）または航空機の形状（質量、外
部荷重）が変化するや直ちに、フィンの初期調節が最早
や適切でなく、性能の低下が表れる。更に、降下オート
ローティション飛行において、フィンからの推力は不必
要であり（主回転翼から計算されるトルクは実質的に零
である）、アンチトルク回転翼によって設けられる負の
推力によって釣り合わせられるよう必要である。この負
の推力は性能の低下を表わし、ヘリコプタの偏揺れを制
御すべく適した残りの制御範囲を大きく減少する。
２,８１８,２２４号明細書に記載される様に、前進飛行
の際に、ヘリコプタの尾部に設けられたフィンに作用す
る空力学的推力を使用することによってアンチトルク回
転翼を無荷重にするよう出来る。この様な推力は、フィ
ンに湾曲形状を与えて胴体の対称面に対して或る角度で
フィンを設置することによって一般的に得られる。併
し、固定フィンを形成する時に、横滑りなく飛行するヘ
リコプタにおいてこの様な具合に得られる推力は、フィ
ンにおける空気の動圧にだけ起因し、従って調節するよ
う出来ない。作用されるアンチトルク力が速度の関数お
よび他の飛行パラメータの関数として異なって変化する
ので、アンチトルク回転翼の適切な無荷重が単一の組の
飛行情況にだけ実際に可能であることに成る。例えば、
経済巡航速度での水平巡航飛行を最適にするのが一般的
である。従って、フィンの設定が選ばれるので、フィン
によって作用される推力が選ばれた巡航速度で完全に或
は十分にアンチトルク回転翼を無荷重にする。飛行状態
（水平速度、垂直速度）または航空機の形状（質量、外
部荷重）が変化するや直ちに、フィンの初期調節が最早
や適切でなく、性能の低下が表れる。更に、降下オート
ローティション飛行において、フィンからの推力は不必
要であり（主回転翼から計算されるトルクは実質的に零
である）、アンチトルク回転翼によって設けられる負の
推力によって釣り合わせられるよう必要である。この負
の推力は性能の低下を表わし、ヘリコプタの偏揺れを制
御すべく適した残りの制御範囲を大きく減少する。
【０００５】固定の無荷重フィンの使用に見られる問題
や制限を解決するために、例えば米国特許第２,３６９,
６５２号明細書に記載されるよう舵取可能な方向舵翼を
用いることが出来る。この様な方向舵翼は手動で制御さ
れ、トルクの釣り合いを維持するようエンジンから伝え
られる出力を制御するよう主回転翼エンジンのガスを制
御すると共に、アンチトルク装置の必要な再調整により
追い掛けるべく早く成る効果を持ったエンジン出力の変
化を防止するためにジャイロスコープ装置が設けられ
る。
や制限を解決するために、例えば米国特許第２,３６９,
６５２号明細書に記載されるよう舵取可能な方向舵翼を
用いることが出来る。この様な方向舵翼は手動で制御さ
れ、トルクの釣り合いを維持するようエンジンから伝え
られる出力を制御するよう主回転翼エンジンのガスを制
御すると共に、アンチトルク装置の必要な再調整により
追い掛けるべく早く成る効果を持ったエンジン出力の変
化を防止するためにジャイロスコープ装置が設けられ
る。
【０００６】上記米国特許明細書記載のアンチトルク装
置は、アンチトルク制御に対して主回転翼の制御を従わ
せる特に激しい問題を伴うことが伺い知れる。更に、ジ
ャイロスコープ装置を用いるので、複雑である。
置は、アンチトルク制御に対して主回転翼の制御を従わ
せる特に激しい問題を伴うことが伺い知れる。更に、ジ
ャイロスコープ装置を用いるので、複雑である。
【０００７】この発明の目的は上述の問題を解決するこ
とにある。
とにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】このために、この発明
は、前進運動と支持のための単一の主回転翼、主回転翼
のエンジンから回転されて制御可能なアンチトルク横推
力を作用する補助アンチトルク回転翼と、舵取中に制御
可能でアンチトルク横揚力を生じる少なくとも１つの舵
取翼とを有するアンチトルク装置、を備えたヘリコプタ
において、主回転翼の同時ピッチ角とヘリコプタの前進
速度との関数として舵取翼の回動角を自動的に制御する
自動回動制御装置を備えたことを特徴としている。
は、前進運動と支持のための単一の主回転翼、主回転翼
のエンジンから回転されて制御可能なアンチトルク横推
力を作用する補助アンチトルク回転翼と、舵取中に制御
可能でアンチトルク横揚力を生じる少なくとも１つの舵
取翼とを有するアンチトルク装置、を備えたヘリコプタ
において、主回転翼の同時ピッチ角とヘリコプタの前進
速度との関数として舵取翼の回動角を自動的に制御する
自動回動制御装置を備えたことを特徴としている。
【０００９】この発明は、与えられた前進速度におい
て、主回転翼の同時ピッチ角が主回転翼により作用され
るトルク、従って、アンチトルク装置により対向される
べく必要である胴体の反作用トルクで表され、前進速度
が舵取翼により設けられる横揚力で表されることに基づ
いている。同時ピッチ角と前進速度は、ヘリコプタの偏
揺れを釣り合わせるために大きく表されるパラメータで
従って表される。
て、主回転翼の同時ピッチ角が主回転翼により作用され
るトルク、従って、アンチトルク装置により対向される
べく必要である胴体の反作用トルクで表され、前進速度
が舵取翼により設けられる横揚力で表されることに基づ
いている。同時ピッチ角と前進速度は、ヘリコプタの偏
揺れを釣り合わせるために大きく表されるパラメータで
従って表される。
【００１０】この発明の好適な特徴に従えば、予備段階
において、複数組の３つの値が決定蓄積されて、各組の
３つの値はヘリコプタの前進速度のための値と、同時ピ
ッチ角の値と、舵取翼の回動角の値とから成り、各組に
おいて補助アンチトルク回転翼により設けられる横推力
が少なくとも実質的に零であり、飛行中に、ヘリコプタ
の前進速度と同時ピッチ角が測定され、前進速度と同時
ピッチ角の蓄積された値が対応する測定された値に少な
くともほゞ等しい３つの値の組の１つの対応する値に少
なくともほゞ等しい値を有した回動角が舵取翼に作用さ
れる。
において、複数組の３つの値が決定蓄積されて、各組の
３つの値はヘリコプタの前進速度のための値と、同時ピ
ッチ角の値と、舵取翼の回動角の値とから成り、各組に
おいて補助アンチトルク回転翼により設けられる横推力
が少なくとも実質的に零であり、飛行中に、ヘリコプタ
の前進速度と同時ピッチ角が測定され、前進速度と同時
ピッチ角の蓄積された値が対応する測定された値に少な
くともほゞ等しい３つの値の組の１つの対応する値に少
なくともほゞ等しい値を有した回動角が舵取翼に作用さ
れる。
【００１１】好適には、予備段階の際に、３つの値の組
は、前進速度の関数として補助アンチトルク回転翼の横
推力に舵取翼の一定回動角の変化の基本と、前進速度の
関数として同時ピッチ角の変化の基本とによって決めら
れる。
は、前進速度の関数として補助アンチトルク回転翼の横
推力に舵取翼の一定回動角の変化の基本と、前進速度の
関数として同時ピッチ角の変化の基本とによって決めら
れる。
【００１２】この様な具合にして得られる情報を使用す
るために、３つの値の複数の組によって、２つの入口と
１つの出口とを有していて、２つの入口は夫々前進速度
の値と同時ピッチ角の値であり、１つの出口は舵取翼の
回動角の値である表を形成することが出来る。
るために、３つの値の複数の組によって、２つの入口と
１つの出口とを有していて、２つの入口は夫々前進速度
の値と同時ピッチ角の値であり、１つの出口は舵取翼の
回動角の値である表を形成することが出来る。
【００１３】また、好適には、３つの値のこの複数の組
の基本において、ヘリコプタの前進速度と主回転翼の同
時ピッチ角の関数として舵取翼の回動角を与える数学的
モデルが達成される。
の基本において、ヘリコプタの前進速度と主回転翼の同
時ピッチ角の関数として舵取翼の回動角を与える数学的
モデルが達成される。
【００１４】数学的モデルを示す数式は多項式で、各項
は同時ピッチ角度の出力を掛けた前進速度の出力の積を
有している。
は同時ピッチ角度の出力を掛けた前進速度の出力の積を
有している。
【００１５】計算を簡単にするために、数学的モデル
が、軸が前進速度と舵取翼の回動角を夫々表わすグラフ
に曲線の組によって表され、各曲線は同時ピッチ角の値
に対応し、且つ各曲線が直線部分により前進速度値の範
囲に亙って近似している。回動角は、従って同時ピッチ
角と前進速度との直線的関数とすることが出来る。
が、軸が前進速度と舵取翼の回動角を夫々表わすグラフ
に曲線の組によって表され、各曲線は同時ピッチ角の値
に対応し、且つ各曲線が直線部分により前進速度値の範
囲に亙って近似している。回動角は、従って同時ピッチ
角と前進速度との直線的関数とすることが出来る。
【００１６】舵取翼を制御する自動回動角制御装置は、
補助アンチトルク回転翼により作用されるアンチトルク
横推力を制御する制御装置とは別個に出来る。併し、こ
れに反し、舵取翼を制御する自動回動角制御装置は、全
体のアンチトルク作用の分布を適切に出来るように補助
アンチトルク回転翼によって作用されるアンチトルク横
推力を自動制御する制御装置と連結されるのが好適であ
る。
補助アンチトルク回転翼により作用されるアンチトルク
横推力を制御する制御装置とは別個に出来る。併し、こ
れに反し、舵取翼を制御する自動回動角制御装置は、全
体のアンチトルク作用の分布を適切に出来るように補助
アンチトルク回転翼によって作用されるアンチトルク横
推力を自動制御する制御装置と連結されるのが好適であ
る。
【００１７】推奨実施例において、舵取翼の回動と、補
助アンチトルク回転翼によって作用されるアンチトルク
横推力とを自動制御する連結された制御装置は、主回転
翼の同時ピッチ角の値と前進速度と補助アンチトルク回
転翼の実ピッチ角とに加え、舵取制御と角偏揺れ速度と
横荷重係数と空気密度とヘッディングと縦方向トリムと
横転角度等の様な飛行パラメータを受ける。
助アンチトルク回転翼によって作用されるアンチトルク
横推力とを自動制御する連結された制御装置は、主回転
翼の同時ピッチ角の値と前進速度と補助アンチトルク回
転翼の実ピッチ角とに加え、舵取制御と角偏揺れ速度と
横荷重係数と空気密度とヘッディングと縦方向トリムと
横転角度等の様な飛行パラメータを受ける。
【００１８】従って、補助アンチトルク回転翼から零ま
たは実質的に零の推力を得るよう舵取翼を作動して、ヘ
リコプタの偏揺れ平衡を確実にすることが出来る。
たは実質的に零の推力を得るよう舵取翼を作動して、ヘ
リコプタの偏揺れ平衡を確実にすることが出来る。
【００１９】この様な舵取翼は、例えばヘリコプタの尾
部に設けられた固定フィンに取付けられた方向舵とする
ことが出来る。また、舵取翼は、全体として舵取できる
よう取付けられたフィンとして構成することが出来る。
すなわち、フィン全体が回動出来る。
部に設けられた固定フィンに取付けられた方向舵とする
ことが出来る。また、舵取翼は、全体として舵取できる
よう取付けられたフィンとして構成することが出来る。
すなわち、フィン全体が回動出来る。
【００２０】当然に、この発明の方法は、複数個の舵取
翼の回動角を制御することによって実施できる。例え
ば、この発明に従って全体として回動する複数個の方向
舵、すなわちフィンを制御するよう出来る。
翼の回動角を制御することによって実施できる。例え
ば、この発明に従って全体として回動する複数個の方向
舵、すなわちフィンを制御するよう出来る。
【００２１】例えば、固定尾部フィンに取付けられた方
向舵に加えて、ヘリコプタは補助アンチトルク回転翼を
無荷重にするよう適した横フィンを有することが出来、
この横フィンは方向舵に取付けたり、或は全体として舵
取できるよう取付けることも出来るし、方向舵と横フィ
ンを上述したと類似な具合に制御される。
向舵に加えて、ヘリコプタは補助アンチトルク回転翼を
無荷重にするよう適した横フィンを有することが出来、
この横フィンは方向舵に取付けたり、或は全体として舵
取できるよう取付けることも出来るし、方向舵と横フィ
ンを上述したと類似な具合に制御される。
【００２２】変形例において、ヘリコプタは、上述した
具合に制御される方向舵が夫々設けるよう出来るし、或
はまた全体として舵取できるよう取付けられてこの発明
に従って制御できる２つの後部フィンを有することが出
来る。
具合に制御される方向舵が夫々設けるよう出来るし、或
はまた全体として舵取できるよう取付けられてこの発明
に従って制御できる２つの後部フィンを有することが出
来る。
【００２３】添付図面はこの発明が如何に実施できるか
を明確に示している。図面において同一符号は同一部材
を示している。
を明確に示している。図面において同一符号は同一部材
を示している。
【００２４】
【実施例】図１および図２に概略的に図示されるヘリコ
プタ１は前部に操縦室３を有する胴体２を備えている。
胴体２の中間部４には、羽根７から造られた単一の主前
進運動および支持用の回転翼６を回転するに適したエン
ジン５を有している。胴体２からは尾部８が後方に延び
ており、この尾部８の自由端には垂直フィン９が有る。
尾部８の後端、すなわち垂直フィン９の基部には、羽根
１２を有し回転軸１１によりエンジン５によって回転さ
れる可変ピッチアンチトルク回転翼１０が設けられてい
る。この可変ピッチアンチトルク回転翼１０は流線形に
好適に整形されており、流線形の被いが垂直フィン９の
基部によって構成されている。
プタ１は前部に操縦室３を有する胴体２を備えている。
胴体２の中間部４には、羽根７から造られた単一の主前
進運動および支持用の回転翼６を回転するに適したエン
ジン５を有している。胴体２からは尾部８が後方に延び
ており、この尾部８の自由端には垂直フィン９が有る。
尾部８の後端、すなわち垂直フィン９の基部には、羽根
１２を有し回転軸１１によりエンジン５によって回転さ
れる可変ピッチアンチトルク回転翼１０が設けられてい
る。この可変ピッチアンチトルク回転翼１０は流線形に
好適に整形されており、流線形の被いが垂直フィン９の
基部によって構成されている。
【００２５】一般的に、主の回転翼６が矢印Ｆ１（図
２）の方向に回転すれば、ヘリコプタ１は反力によって
反対のＦ２方向に回転するように成る。アンチトルク回
転翼１０の目的は、Ｆ２方向の胴体２の回転に対向する
横推力ＹＲＡを生じるよう成すことで、この横推力ＹＲ
Ａの大きさは羽根１２のピッチによって制御できる。
２）の方向に回転すれば、ヘリコプタ１は反力によって
反対のＦ２方向に回転するように成る。アンチトルク回
転翼１０の目的は、Ｆ２方向の胴体２の回転に対向する
横推力ＹＲＡを生じるよう成すことで、この横推力ＹＲ
Ａの大きさは羽根１２のピッチによって制御できる。
【００２６】Ｆ２方向の胴体２の回転に対向するアンチ
トルク回転翼１０を助けるために、垂直フィン９は図３
に示される様に横方向揚力Ｐを生じるよう形成されてい
る。
トルク回転翼１０を助けるために、垂直フィン９は図３
に示される様に横方向揚力Ｐを生じるよう形成されてい
る。
【００２７】更に、垂直フィン９の後縁に隣接して回転
軸心Ｘ−Ｘ周りに舵取り可能な方向舵１４が有る。も
し、方向舵１４が中立位置１４Ｎから始まって位置１
４.Iに来る様にＦ２方向に回動されると、横方向揚力Ｐ
が増大される。逆に、方向舵１４がＦ１方向に回動され
て位置１４.IIに来ると、横方向揚力Ｐは減少される。
軸心Ｘ−Ｘ周りに舵取り可能な方向舵１４が有る。も
し、方向舵１４が中立位置１４Ｎから始まって位置１
４.Iに来る様にＦ２方向に回動されると、横方向揚力Ｐ
が増大される。逆に、方向舵１４がＦ１方向に回動され
て位置１４.IIに来ると、横方向揚力Ｐは減少される。
【００２８】この発明に依れば、方向舵１４の回動角δ
は、回転翼６の羽根７のピッチ同時角ＤＴＯＲＰとヘリ
コプタ１の前進速度の関数である。
は、回転翼６の羽根７のピッチ同時角ＤＴＯＲＰとヘリ
コプタ１の前進速度の関数である。
【００２９】２つの曲線が図４の対応する位置に上下に
示されている。第１の曲線グラフは、横座標に沿って描
いたヘリコプタ１の前進速度Ｖの関数として縦座標に描
かれたアンチトルク回転翼１０の横推力ＹＲＡを含んで
いる。第２の曲線グラフは、横座標に沿って描いたヘリ
コプタ１の前進速度Ｖの関数として同様に縦座標に描か
れた主の回転翼６のピッチ同時角ＤＴＯＲＰを含んでい
る。
示されている。第１の曲線グラフは、横座標に沿って描
いたヘリコプタ１の前進速度Ｖの関数として縦座標に描
かれたアンチトルク回転翼１０の横推力ＹＲＡを含んで
いる。第２の曲線グラフは、横座標に沿って描いたヘリ
コプタ１の前進速度Ｖの関数として同様に縦座標に描か
れた主の回転翼６のピッチ同時角ＤＴＯＲＰを含んでい
る。
【００３０】以下は模型実験または計算によって経験的
に描かれる。第１の曲線において、方向舵の複数個の回
動角δの各々にて、曲線は前進速度Ｖの関数として横推
力ＹＲＡの変化を示している。従って、回動角δの値δ
ｉにおいて、特別な曲線Ｌｉが類似の曲線から得られる
が、回動角δの値δｊにおいて、類似の曲線の別の特別
な曲線Ｌｊが得られる。第２の曲線において、曲線Ｍは
前進速度Ｖの関数としてピッチ同時角ＤＴＯＲＰの変化
を示している。
に描かれる。第１の曲線において、方向舵の複数個の回
動角δの各々にて、曲線は前進速度Ｖの関数として横推
力ＹＲＡの変化を示している。従って、回動角δの値δ
ｉにおいて、特別な曲線Ｌｉが類似の曲線から得られる
が、回動角δの値δｊにおいて、類似の曲線の別の特別
な曲線Ｌｊが得られる。第２の曲線において、曲線Ｍは
前進速度Ｖの関数としてピッチ同時角ＤＴＯＲＰの変化
を示している。
【００３１】一般に、方向舵１４の適切な使用は、アン
チトルク回転翼１０によって設けられる横推力ＹＲＡが
零の時に得られる。特別な曲線Ｌｊにおいて、方向舵１
４の適切な使用は、横推力ＹＲＡ＝０に相当する曲線Ｌ
ｊと直線０の間の交点ａｊに対応する。点ａｊは速度Ｖ
の値Ｖｊに相当する。
チトルク回転翼１０によって設けられる横推力ＹＲＡが
零の時に得られる。特別な曲線Ｌｊにおいて、方向舵１
４の適切な使用は、横推力ＹＲＡ＝０に相当する曲線Ｌ
ｊと直線０の間の交点ａｊに対応する。点ａｊは速度Ｖ
の値Ｖｊに相当する。
【００３２】更に、速度Ｖの各値Ｖｊにおいて、曲線Ｍ
はピッチ同時角ＤＴＯＲＰの対応する値ＤＴＯＲＰｊを
齎す。
はピッチ同時角ＤＴＯＲＰの対応する値ＤＴＯＲＰｊを
齎す。
【００３３】従って、曲線Ｌｊ、Ｍから、方向舵１４の
回動角度が最適な３つの値ＤＴＯＲＰｊ、Ｖｊ、δｊを
決めることが出来る。
回動角度が最適な３つの値ＤＴＯＲＰｊ、Ｖｊ、δｊを
決めることが出来る。
【００３４】一般に、複数の曲線Ｌｉが使用されて１つ
だけの曲線Ｌｉでないので、３つの値の組の複数組が実
際に決められる。
だけの曲線Ｌｉでないので、３つの値の組の複数組が実
際に決められる。
【００３５】従って、この３つの値の組の複数組と、同
時角ＤＴＯＲＰおよび速度Ｖの測定によって、同時角Ｄ
ＴＯＲＰと速度Ｖの測定した値に対応する回動角δの適
切な値を決めるよう出来ることが理解できる。上述した
と逆の手段によって、同時角ＤＴＯＲＰと速度Ｖの測定
値は、曲線Ｌｊの点ａｊが対応して回動角δにおける値
δｊを与える曲線Ｍ上の点Ｌｊを決める。
時角ＤＴＯＲＰおよび速度Ｖの測定によって、同時角Ｄ
ＴＯＲＰと速度Ｖの測定した値に対応する回動角δの適
切な値を決めるよう出来ることが理解できる。上述した
と逆の手段によって、同時角ＤＴＯＲＰと速度Ｖの測定
値は、曲線Ｌｊの点ａｊが対応して回動角δにおける値
δｊを与える曲線Ｍ上の点Ｌｊを決める。
【００３６】図５に概略的に示される装置は軸心Ｘ−Ｘ
周りの方向舵１４の適切な回動を制御する様に作用す
る。この装置は、ヘリコプタの操縦者が同時ピッチを制
御するよう使用する制御レバー１６に対応した位置セン
サー１５と、ヘリコプタ１の前進速度Ｖを感知するセン
サー１７とを有する。位置センサー１５により与えられ
る同時ピッチ角ＤＴＯＲＰとセンサー１７により与えら
れる前進速度Ｖはこれら２つの入力測定値を使用する計
算機１８に与えられて、方向舵１４に作用されるべき回
動値δを与えるよう成す。値δは、軸心Ｘ−Ｘ周りの方
向舵１４の回動を制御するアクチュエータ１９に作用さ
れる。アンチトルク回転翼１０の羽根１２のピッチが従
って調節できるので、推力ＹＲＡは零に成る。
周りの方向舵１４の適切な回動を制御する様に作用す
る。この装置は、ヘリコプタの操縦者が同時ピッチを制
御するよう使用する制御レバー１６に対応した位置セン
サー１５と、ヘリコプタ１の前進速度Ｖを感知するセン
サー１７とを有する。位置センサー１５により与えられ
る同時ピッチ角ＤＴＯＲＰとセンサー１７により与えら
れる前進速度Ｖはこれら２つの入力測定値を使用する計
算機１８に与えられて、方向舵１４に作用されるべき回
動値δを与えるよう成す。値δは、軸心Ｘ−Ｘ周りの方
向舵１４の回動を制御するアクチュエータ１９に作用さ
れる。アンチトルク回転翼１０の羽根１２のピッチが従
って調節できるので、推力ＹＲＡは零に成る。
【００３７】計算機１８は、上述した様に適切な値δｉ
に対応するよう同時角ＤＴＯＲＰｉと速度Ｖｉの各測定
した組を齎す表を有することが出来る。この様な状況に
おいて、計算機１８の主な作用は、一対の同時角ＤＴＯ
ＲＰｉと速度Ｖｉとを受けて表の中の対応する値δｉを
調べてアクチュエータ１９に作用するよう為す。
に対応するよう同時角ＤＴＯＲＰｉと速度Ｖｉの各測定
した組を齎す表を有することが出来る。この様な状況に
おいて、計算機１８の主な作用は、一対の同時角ＤＴＯ
ＲＰｉと速度Ｖｉとを受けて表の中の対応する値δｉを
調べてアクチュエータ１９に作用するよう為す。
【００３８】併し、変形例において、３つの値ＤＴＯＲ
Ｐｉ、Ｖｉ、δｉの複数組から、２つの変数ＤＴＯＲ
Ｐ、Ｖの理論的関数を決めるよう出来る。すなわち、回
動角δは次の様に表される。 δ＝Ｈ（ＤＴＯＲＰ、Ｖ）
Ｐｉ、Ｖｉ、δｉの複数組から、２つの変数ＤＴＯＲ
Ｐ、Ｖの理論的関数を決めるよう出来る。すなわち、回
動角δは次の様に表される。 δ＝Ｈ（ＤＴＯＲＰ、Ｖ）
【００３９】この場合に、値ＤＴＯＲＰ、Ｖの各測定し
た組のために、計算機１８は次式によって対応する値δ
ｉを計算する。 δｉ＝Ｈ（ＤＴＯＲＰｉ、Ｖｉ）
た組のために、計算機１８は次式によって対応する値δ
ｉを計算する。 δｉ＝Ｈ（ＤＴＯＲＰｉ、Ｖｉ）
【００４０】実験と計算から、理論的関数が次の多項式
の型が好適であることが示される。 δ＝Ｈ（ＤＴＯＲＰ、Ｖ）＝ｋ１.ＤＴＯＲＰn1.Ｖm1＋
ｋ２.ＤＴＯＲＰn2.Ｖm2＋・・・＋ｋｐ.ＤＴＯＲＰnp.
Ｖmp 但し、ｋ１、ｋ２、・・ｋｐは係数で、各々関数Ｈのｐ
項の各１つと関連しており、ｎ１、ｎ２、・・ｎｐはｐ
項の各々の変数ＤＴＯＲＰに関連した積分値、すなわち
指数で、また、ｍ１、ｍ２、・・ｍｐはｐ項の各々の変
数Ｖに関連した積分値、すなわち指数である。
の型が好適であることが示される。 δ＝Ｈ（ＤＴＯＲＰ、Ｖ）＝ｋ１.ＤＴＯＲＰn1.Ｖm1＋
ｋ２.ＤＴＯＲＰn2.Ｖm2＋・・・＋ｋｐ.ＤＴＯＲＰnp.
Ｖmp 但し、ｋ１、ｋ２、・・ｋｐは係数で、各々関数Ｈのｐ
項の各１つと関連しており、ｎ１、ｎ２、・・ｎｐはｐ
項の各々の変数ＤＴＯＲＰに関連した積分値、すなわち
指数で、また、ｍ１、ｍ２、・・ｍｐはｐ項の各々の変
数Ｖに関連した積分値、すなわち指数である。
【００４１】関数Ｈ（ＤＴＯＲＰ、Ｖ）は図６の曲線Ｈ
ｉの組によって図形的に示すことが出来る。
ｉの組によって図形的に示すことが出来る。
【００４２】この図６において、各曲線Ｈｉは、同時ピ
ッチ角ＤＴＯＲＰの与えられた値ＤＴＯＲＰｉにおける
前進速度Ｖの関数としての回動角δの変化を示す。
ッチ角ＤＴＯＲＰの与えられた値ＤＴＯＲＰｉにおける
前進速度Ｖの関数としての回動角δの変化を示す。
【００４３】従って、曲線Ｈｉの組は、アンチトルク回
転翼１０によって設けられる横推力ＹＲＡが零に成るよ
う出来る関係Ｈ（ＤＴＯＲＰ、Ｖ）を示す。
転翼１０によって設けられる横推力ＹＲＡが零に成るよ
う出来る関係Ｈ（ＤＴＯＲＰ、Ｖ）を示す。
【００４４】この関係は比較的複雑であるが、簡単にす
ることが出来る。特に、流線形に整形された尾部回転翼
において、アンチトルク回転翼１０によって費やされる
全出力ＷＴＴが特に一定である零値を有する領域ＹＲＡ
が存在することを実験は示している。この全出力ＷＴＴ
は、アンチトルク回転翼１０の抗力に打ち勝つべく必要
とされ且つエンジン５によって作用される力が付加され
た横推力ＹＲＡを生じるようエンジン５からのアンチト
ルク回転翼１０によって実際に費やされる出力を含んで
いる。上記の領域は高速度Ｖで大きく成り易い。従っ
て、アンチトルク回転翼１０から横推力ＹＲＡを完全に
破棄する必要が無く、該領域に出来るだけ接近するよう
成るだけで十分であることに基づいている。もし、方向
舵１４が、該領域に到達出来る回動角を越えて回動すれ
ば、アンチトルク回転翼１０から何等の出力も助けない
だけでなく、方向舵１４に起因する付加的な抗力のため
に出力を損失してしまう。
ることが出来る。特に、流線形に整形された尾部回転翼
において、アンチトルク回転翼１０によって費やされる
全出力ＷＴＴが特に一定である零値を有する領域ＹＲＡ
が存在することを実験は示している。この全出力ＷＴＴ
は、アンチトルク回転翼１０の抗力に打ち勝つべく必要
とされ且つエンジン５によって作用される力が付加され
た横推力ＹＲＡを生じるようエンジン５からのアンチト
ルク回転翼１０によって実際に費やされる出力を含んで
いる。上記の領域は高速度Ｖで大きく成り易い。従っ
て、アンチトルク回転翼１０から横推力ＹＲＡを完全に
破棄する必要が無く、該領域に出来るだけ接近するよう
成るだけで十分であることに基づいている。もし、方向
舵１４が、該領域に到達出来る回動角を越えて回動すれ
ば、アンチトルク回転翼１０から何等の出力も助けない
だけでなく、方向舵１４に起因する付加的な抗力のため
に出力を損失してしまう。
【００４５】従って、曲線Ｈｉは、速度範囲において直
線部分（線形関数）に近似できる。図６は、各曲線Ｈｉ
が最適な上昇速度ＶＯＭと速度Ｖの値Ｖ１との間の直線
部分Ｄｉ１と、値Ｖ１と第２の値Ｖ２との間の直線部分
Ｄｉ２と、値Ｖ２と最大水平速度Ｖmaxとの間の直線部
分Ｄｉ３とに近似していることを示している。
線部分（線形関数）に近似できる。図６は、各曲線Ｈｉ
が最適な上昇速度ＶＯＭと速度Ｖの値Ｖ１との間の直線
部分Ｄｉ１と、値Ｖ１と第２の値Ｖ２との間の直線部分
Ｄｉ２と、値Ｖ２と最大水平速度Ｖmaxとの間の直線部
分Ｄｉ３とに近似していることを示している。
【００４６】この簡略化された場合に、各範囲ＶＯＭ−
Ｖ１、Ｖ１−Ｖ２、Ｖ２−Ｍmaxの回転角δを示す関数は
従ってＤＴＯＲＰ、Ｖの直線的関数で、次の様に表され
る。 δ＝Ａ．ＤＴＯＲＰ＋Ｂ.Ｖ 但し、Ａ、Ｂは一定な係数である。
Ｖ１、Ｖ１−Ｖ２、Ｖ２−Ｍmaxの回転角δを示す関数は
従ってＤＴＯＲＰ、Ｖの直線的関数で、次の様に表され
る。 δ＝Ａ．ＤＴＯＲＰ＋Ｂ.Ｖ 但し、Ａ、Ｂは一定な係数である。
【００４７】正方向（位置１４.I）の回転角δの大きさ
は約３０°〜４５°で、負の方向（位置１４.II）では
約−１０°〜−１５°に成る。外の回転角の大きさは受
台（図示しない）によって制限される。普通に、アクチ
ュエータ１９は電気的または空圧的にすることが出来
る。
は約３０°〜４５°で、負の方向（位置１４.II）では
約−１０°〜−１５°に成る。外の回転角の大きさは受
台（図示しない）によって制限される。普通に、アクチ
ュエータ１９は電気的または空圧的にすることが出来
る。
【００４８】従って、最小出力速度（ＶＯＭ）と最大水
平速度（Ｍmax）の範囲内における速度Ｖでのヘリコプ
タ１の水平飛行において、方向舵１４は必要とされる全
てのアンチトルク力を大体設けることが出来、尾部回転
翼１０は実質的に零の推力ＹＲＡで作動でき、この速度
範囲における飛行に所要される全出力を従って最小に
し、方向舵１４に基づく抗力によって費やされる出力
は、尾部回転翼からの推力ＹＲＡの調節によってのみ同
一平衡を得るために所要される出力よりも更に小さいこ
とを示すことが出来る。
平速度（Ｍmax）の範囲内における速度Ｖでのヘリコプ
タ１の水平飛行において、方向舵１４は必要とされる全
てのアンチトルク力を大体設けることが出来、尾部回転
翼１０は実質的に零の推力ＹＲＡで作動でき、この速度
範囲における飛行に所要される全出力を従って最小に
し、方向舵１４に基づく抗力によって費やされる出力
は、尾部回転翼からの推力ＹＲＡの調節によってのみ同
一平衡を得るために所要される出力よりも更に小さいこ
とを示すことが出来る。
【００４９】上昇飛行において、高い水平速度Ｖでの方
向舵１４（位置１４.Iでの）の効果は、搭載したエンジ
ンにより可能な全垂直速度のための尾部回転翼１０の実
質的な全無負荷を設けるよう続けるべく十分有効にでき
る。
向舵１４（位置１４.Iでの）の効果は、搭載したエンジ
ンにより可能な全垂直速度のための尾部回転翼１０の実
質的な全無負荷を設けるよう続けるべく十分有効にでき
る。
【００５０】最適な上昇速度ＶＯＭに近い水平速度で、
方向舵１４は垂直速度が正に成ると正の方向の受台に迅
速に達し、従って、部分的な無負荷だけを設け、無負荷
の相対値は垂直速度が増大すると一層小さく成るが、上
昇が好適である際に所要される全出力における方向舵１
４の効果は、限界状態がエンジンの上昇速度である時に
持ち上げ出来る質量の増大に変換できる与えられた大き
さの出力での垂直速度の十分な増大を設ける。
方向舵１４は垂直速度が正に成ると正の方向の受台に迅
速に達し、従って、部分的な無負荷だけを設け、無負荷
の相対値は垂直速度が増大すると一層小さく成るが、上
昇が好適である際に所要される全出力における方向舵１
４の効果は、限界状態がエンジンの上昇速度である時に
持ち上げ出来る質量の増大に変換できる与えられた大き
さの出力での垂直速度の十分な増大を設ける。
【００５１】降下飛行とオートローティションにおい
て、方向舵（位置１４.II）に基づくフィンからの揚力
の自動的低下はアンチトルク回転翼１０を用いる負の推
力ＹＲＡを生じる必要を排除し、これによって方向舵制
御バーに有効な制御余裕を増大し、一定の大きさに対し
てアンチトルク回転翼の負のピッチ範囲を制限するよう
出来、飛行段階の際のヘリコプタの滑空度合をオートロ
ーティションが増大する際の尾部回転翼から負の推力を
生じる必要がないことが事実である。
て、方向舵（位置１４.II）に基づくフィンからの揚力
の自動的低下はアンチトルク回転翼１０を用いる負の推
力ＹＲＡを生じる必要を排除し、これによって方向舵制
御バーに有効な制御余裕を増大し、一定の大きさに対し
てアンチトルク回転翼の負のピッチ範囲を制限するよう
出来、飛行段階の際のヘリコプタの滑空度合をオートロ
ーティションが増大する際の尾部回転翼から負の推力を
生じる必要がないことが事実である。
【００５２】従って、この発明に依って、特に、適切な
上昇速度ＶＯＭでの垂直上方速度と、水平飛行Ｖmaxの
最大速度と、持ち上げ出来る質量とに関して性能の増大
が得られることが従って理解できる。
上昇速度ＶＯＭでの垂直上方速度と、水平飛行Ｖmaxの
最大速度と、持ち上げ出来る質量とに関して性能の増大
が得られることが従って理解できる。
【００５３】測定した前進速度Ｖに関して、表示した空
気速度がボードヘリコプタにて一般に測定されるので、
表示した空気速度を用いるのが有利である。真の空気速
度ＶＴＡＳ、すなわち空気に対するヘリコプタの実速度
は普通測定されない。併し、真の空気速度ＶＴＡＳと表
示速度は空気密度を介して互いに関連していることが知
られている。
気速度がボードヘリコプタにて一般に測定されるので、
表示した空気速度を用いるのが有利である。真の空気速
度ＶＴＡＳ、すなわち空気に対するヘリコプタの実速度
は普通測定されない。併し、真の空気速度ＶＴＡＳと表
示速度は空気密度を介して互いに関連していることが知
られている。
【００５４】方向舵１４は周知の型のものにすることが
出来る。この方向舵は単純フラップや隙間フラップとす
ることが出来る。隙間フラップは、適切な速度ＶＯＭで
上昇飛行中に高いアンチトルク回転翼無負荷を得るため
に好適である。
出来る。この方向舵は単純フラップや隙間フラップとす
ることが出来る。隙間フラップは、適切な速度ＶＯＭで
上昇飛行中に高いアンチトルク回転翼無負荷を得るため
に好適である。
【００５５】図１と図２に示される様に、ヘリコプタ１
は、アンチトルク回転翼１０の無負荷を助ける別の空力
学的付与を設ける横垂直安定板２０、２１を有する。各
横垂直安定板２０、２１は、方向舵１４と同様な方向舵
と一緒に後縁近くに設けるよう出来る。変形例におい
て、各横垂直安定板２０、２１は全体的に回動できて、
この回動の制御は上述した様に出来る。
は、アンチトルク回転翼１０の無負荷を助ける別の空力
学的付与を設ける横垂直安定板２０、２１を有する。各
横垂直安定板２０、２１は、方向舵１４と同様な方向舵
と一緒に後縁近くに設けるよう出来る。変形例におい
て、各横垂直安定板２０、２１は全体的に回動できて、
この回動の制御は上述した様に出来る。
【００５６】横垂直安定板２０、２１が設けられる時
に、上述した中央垂直フィン９を設けるのを省略するよ
う任意に出来る。
に、上述した中央垂直フィン９を設けるのを省略するよ
う任意に出来る。
【００５７】図７および図８に示される変形例におい
て、図１および図２に示される尾部の垂直フィン９は２
つの傾斜フィン９Ａ、９Ｂと置き換えられる。理解され
る様に、各傾斜フィン９Ａ、９Ｂは、上述した方向舵１
４と同様な具合に回動される方向舵１４Ａ、１４Ｂが後
縁に沿って設けられる。変形例において、各傾斜フィン
９Ａ、９Ｂは全体的に回動するよう取付けることが出
来、この回動はこの発明に従って制御される。
て、図１および図２に示される尾部の垂直フィン９は２
つの傾斜フィン９Ａ、９Ｂと置き換えられる。理解され
る様に、各傾斜フィン９Ａ、９Ｂは、上述した方向舵１
４と同様な具合に回動される方向舵１４Ａ、１４Ｂが後
縁に沿って設けられる。変形例において、各傾斜フィン
９Ａ、９Ｂは全体的に回動するよう取付けることが出
来、この回動はこの発明に従って制御される。
【００５８】図５の装置が特に簡単であるが、ヘリコプ
タ１の質量や空気の密度、或はヘリコプタの横滑り等を
測定出来なかったり或は測定が困難であるパラメータの
計算が出来ないことが理解できよう。不都合に、これら
パラメータは同時ピッチ角ＤＴＯＲＰに影響を及ぼす。
従って、図５の装置は、常に適切でない効果を齎す恐れ
を以て作動する。
タ１の質量や空気の密度、或はヘリコプタの横滑り等を
測定出来なかったり或は測定が困難であるパラメータの
計算が出来ないことが理解できよう。不都合に、これら
パラメータは同時ピッチ角ＤＴＯＲＰに影響を及ぼす。
従って、図５の装置は、常に適切でない効果を齎す恐れ
を以て作動する。
【００５９】図５の装置を改善するために、図９の装置
は、方向舵１４を回動する計算機１８の代わりにヘリコ
プタ１の偏揺れを制御する計算機２２を有している。
は、方向舵１４を回動する計算機１８の代わりにヘリコ
プタ１の偏揺れを制御する計算機２２を有している。
【００６０】同時ピッチ角ＤＴＯＲＰと前進速度Ｖに加
えて、また、計算機２２は、操縦者に有用に造られた方
向舵制御バーから方向舵バー位置センサー（図示しな
い）を介して舵取制御ＤＤＮと、角度横転率と角度縦転
率と適宜に角度偏揺れ率ｒと、荷重倍数ｎｙと、空気密
度ρと方位ψと縦トリムΘおよび横転角φ等を受ける。
えて、また、計算機２２は、操縦者に有用に造られた方
向舵制御バーから方向舵バー位置センサー（図示しな
い）を介して舵取制御ＤＤＮと、角度横転率と角度縦転
率と適宜に角度偏揺れ率ｒと、荷重倍数ｎｙと、空気密
度ρと方位ψと縦トリムΘおよび横転角φ等を受ける。
【００６１】これら種々の入力データ項目は、ボードヘ
リコプタにおいて通常の周知な具合に測定されて計算さ
れる。
リコプタにおいて通常の周知な具合に測定されて計算さ
れる。
【００６２】方向舵１４のアクチュエータ１９の制御に
加えて、偏揺れ計算機２２は、アンチトルク回転翼１０
の羽根のピッチθ（従って、推力ＹＲＡ）を制御するア
クチュエータ２３をまた制御する。フィードバック接続
線２４は、他の情報項目ＤＴＯＲＰ、Ｖ、ＤＤＮ、ｒ、
ｎｙ、ρ、ψ、Θ、φと同様に羽根１２のピッチθを計
算機２２に入力する。
加えて、偏揺れ計算機２２は、アンチトルク回転翼１０
の羽根のピッチθ（従って、推力ＹＲＡ）を制御するア
クチュエータ２３をまた制御する。フィードバック接続
線２４は、他の情報項目ＤＴＯＲＰ、Ｖ、ＤＤＮ、ｒ、
ｎｙ、ρ、ψ、Θ、φと同様に羽根１２のピッチθを計
算機２２に入力する。
【００６３】従って、図９の装置は閉鎖ループ内で作動
して、上述した測定不能なパラメータの影響を排除出来
るよう為す。図９の装置は、羽根１２のピッチθを基準
値に持って行くと共にヘリコプタ１の横平衡を維持する
ことによって方向舵１４とアンチトルク回転翼１０の間
のアンチトルク作用の配分を最適に出来るよう為す。ア
ンチトルク回転翼１０に作用される様に実ピッチθの測
定の基本において、零または実質的に零の推力を生じる
アンチトルク回転翼のピッチによって偏揺れ平衡が得ら
れる迄、自動トリム型の法則を用いる方向舵１４をこの
装置は作動する。流線形に整形されたアンチトルク回転
翼によって、このピッチは速度と実質的に別個であるこ
とが観察できる。
して、上述した測定不能なパラメータの影響を排除出来
るよう為す。図９の装置は、羽根１２のピッチθを基準
値に持って行くと共にヘリコプタ１の横平衡を維持する
ことによって方向舵１４とアンチトルク回転翼１０の間
のアンチトルク作用の配分を最適に出来るよう為す。ア
ンチトルク回転翼１０に作用される様に実ピッチθの測
定の基本において、零または実質的に零の推力を生じる
アンチトルク回転翼のピッチによって偏揺れ平衡が得ら
れる迄、自動トリム型の法則を用いる方向舵１４をこの
装置は作動する。流線形に整形されたアンチトルク回転
翼によって、このピッチは速度と実質的に別個であるこ
とが観察できる。
【００６４】飛行制御の機械的または電気的な構造と自
動操縦装置の有無の関数として、図５および図９に示さ
れる装置の実際の構造は多数の異なった形を採ることが
出来る。
動操縦装置の有無の関数として、図５および図９に示さ
れる装置の実際の構造は多数の異なった形を採ることが
出来る。
【００６５】更に、アクチュエータ１９、２３の適宜な
選択によって、迅速または緩慢に応答する制御装置を得
るよう出来る。迅速応答装置はヘリコプタ１の偏揺れと
操縦性能を改善できる。
選択によって、迅速または緩慢に応答する制御装置を得
るよう出来る。迅速応答装置はヘリコプタ１の偏揺れと
操縦性能を改善できる。
【００６６】以上から、図５および図６の方向舵１４
が、別の方向舵を持たずに全体的に回動できる垂直フィ
ン９、垂直安定板２０または２１によって取換えでき
る。同様に、図５と図９が１つの方向舵１４だけを示し
ているが、複数個の方向舵１４や、各々全体的に回動出
来る複数個のフィンを同時に制御するよう制御装置、す
なわち計算機１８、２２が一般に可能である。
が、別の方向舵を持たずに全体的に回動できる垂直フィ
ン９、垂直安定板２０または２１によって取換えでき
る。同様に、図５と図９が１つの方向舵１４だけを示し
ているが、複数個の方向舵１４や、各々全体的に回動出
来る複数個のフィンを同時に制御するよう制御装置、す
なわち計算機１８、２２が一般に可能である。
【図１】この発明に従ったヘリコプタの概略側面図であ
る。
る。
【図２】図１のヘリコプタの平面図である。
【図３】図１のIIIーIII線に沿ったヘリコプタの後フィ
ンにおける拡大断面図である。
ンにおける拡大断面図である。
【図４】この発明が基づく理論を説明する線図である。
【図５】この発明に従ったアンチトルク制御装置の第１
の実施例を示すブロック図である。
の実施例を示すブロック図である。
【図６】前進速度の関数および同時ピッチ角の関数とし
て方向舵が如何に回動されるかを示す線図である。
て方向舵が如何に回動されるかを示す線図である。
【図７】２つの尾部フィンを有するこの発明に従ったヘ
リコプタの尾部端の側面図である。
リコプタの尾部端の側面図である。
【図８】２つの尾部フィンを有するこの発明に従ったヘ
リコプタの尾部端の平面図である。
リコプタの尾部端の平面図である。
【図９】この発明に従ったアンチトルク制御装置の第２
の実施例のブロック図である。
の実施例のブロック図である。
１ ヘリコプタ ２ 胴体 ３ 操縦室 ４ 中間部 ５ エンジン ６ 回転翼 ７ 羽根 ８ 尾部 ９ 垂直フィン ９Ａ 傾斜フィン ９Ｂ 傾斜フィン １０ アンチトルク回転翼 １１ 回転軸 １２ 羽根 １４ 方向舵 １８ 計算機 １９ アクチュエータ ２０ 垂直安定板 ２１ 垂直安定板 ２２ 計算機 ２３ アクチュエータ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭63−2799（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−127299（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 27/82 B64C 27/04
Claims (20)
- 【請求項１】 前進運動と支持のための単一の主回転
翼、 主回転翼のエンジンから回転されて制御可能で胴体の回
転に対向するアンチトルク横推力を発生する補助アンチ
トルク回転翼と、舵取中に制御可能で前記補助アンチト
ルク回転翼を補助するために横方向揚力であるアンチト
ルク横揚力を生じる少なくとも１つの舵取翼とを有する
アンチトルク装置、 を備えたヘリコプタにおいて、主回転翼の同時ピッチ角
とヘリコプタの前進速度との関数として舵取翼の回動角
を自動的に制御する自動回動制御装置を備えたことを特
徴とするヘリコプタ。 - 【請求項２】 舵取翼を制御する自動回動角制御装置
は、補助アンチトルク回転翼により作用されるアンチト
ルク横推力を制御する制御装置とは別個である請求項１
記載のヘリコプタ。 - 【請求項３】 舵取翼を制御する自動回動角制御装置
は、補助アンチトルク回転翼によって作用されるアンチ
トルク横推力を自動制御する制御装置と連結された請求
項１記載のヘリコプタ。 - 【請求項４】 連結された制御装置は補助アンチトルク
回転翼の実ピッチ角を受ける請求項３記載のヘリコプ
タ。 - 【請求項５】 舵取翼の回動と、補助アンチトルク回転
翼によって作用されるアンチトルク横推力とを自動的に
制御する連結された制御装置は主回転翼の同時ピッチ角
の値と前進速度と補助アンチトルク回転翼の実ピッチ角
とに加えて舵取制御と角偏揺れ速度と横荷重係数と空気
密度とヘッディングと縦方向トリムと横転角度を含む飛
行パラメータを受ける請求項４記載のヘリコプタ。 - 【請求項６】 舵取翼は方向舵である請求項１記載のヘ
リコプタ。 - 【請求項７】 舵取翼は、全体として回動できるフィン
である請求項１記載のヘリコプタ。 - 【請求項８】 自動回動角度制御装置によって制御され
る複数個の舵取翼を有する請求項１記載のヘリコプタ。 - 【請求項９】 補助アンチトルク回転翼を無荷重にすべ
く適した横フィンを有する請求項１記載のヘリコプタ。 - 【請求項１０】 横フィンは自動回動角度制御装置によ
って制御される方向舵が設けられた請求項９記載のヘリ
コプタ。 - 【請求項１１】 各横フィンは全体として回動されるよ
う出来るべく取付けられた請求項９記載のヘリコプタ。 - 【請求項１２】 自動回動角度制御装置によって制御さ
れる方向舵が夫々設けられた２つの尾部フィンを有する
請求項１記載のヘリコプタ。 - 【請求項１３】 全体として回動すべく夫々適し且つ自
動回動角度制御装置によって制御される２つの後部フィ
ンを有する請求項１記載のヘリコプタ。 - 【請求項１４】 主回転翼のためのエンジンにより回転
されて制御可能で胴体の回転に対向するアンチトルク横
推力を作用する補助アンチトルク回転翼と、前記補助ア
ンチトルク回転翼を補助するために横方向揚力であるア
ンチトルク横揚力を生じるべく適した制御可能な舵取用
の少なくとも１つの舵取翼とを有するアンチトルク装置
を備えたヘリコプタの前進運動および支持のために単一
の主回転翼によって作用されるトルクに対向する方法に
おいて、 予備段階において複数組の３つの値が決定蓄積されて各
組の３つの値はヘリコプタの前進速度のための値と、同
時ピッチ角の値と、舵取翼の回動角の値とから成り、各
組において補助アンチトルク回転翼により設けられる横
推力が少なくとも実質的に零であり、 飛行中においてヘリコプタの前進速度と同時ピッチ角が
測定され、前記予備段階で蓄積された３つの値からなる
組のうち、前記ヘリコプタの前進速度と同時ピッチ角の
測定値に少なくともほゞ等しい値を含む組に含まれる回
動角に少なくとも実質的に等しい回動角が舵取翼に作用
されることを特徴とする方法。 - 【請求項１５】 予備段階の際に、前進速度の関数とし
て補助アンチトルク回転翼の横推力に舵取翼の一定回動
角の変化と、前進速度の関数として同時ピッチ角の変化
とに基づいて３つの値の組が決められる請求項１４記載
の方法。 - 【請求項１６】 ３つの値の複数の組によって、２つの
入口と１つの出口とを有する表が形成され、２つの入口
は夫々前進速度の値と同時ピッチ角の値であり、１つの
出口は舵取翼の回動角の値である請求項１４記載の方
法。 - 【請求項１７】 ３つの値の複数の組の基本において、
ヘリコプタの前進速度と主回転翼の同時ピッチ角の関数
として舵取翼の回動角を与える数学的モデルが達成され
る請求項１４記載の方法。 - 【請求項１８】 数学的モデルを示す数式は多項式で、
各項は同時ピッチ角度の出力を掛けた前進速度の出力の
積を有する請求項１７記載の方法。 - 【請求項１９】 数学的モデルが、軸が前進速度と舵取
翼の回動角を夫々表わす線図に曲線の組によって表さ
れ、各曲線は同時ピッチ角の値に対応し、且つ各曲線が
直線部分により前進速度値の範囲に亙って近似している
請求項１８記載の方法。 - 【請求項２０】 前進速度値範囲の各々に亙って、舵取
翼の回動角が同時ピッチ角と前進速度の直線的関数であ
る請求項１９記載の方法。
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