JP4810563B2 - 静粛なシュラウド装備ロータを備えた航空機 - Google Patents

Description

本発明は、静粛なシュラウド装備ロータを備えた航空機に関し、特に、シュラウド装備テールロータを備えたヘリコプタに関する。

一般に、ヘリコプタは、少なくとも１つのタービンエンジンによって駆動される１つのメインロータを有し、このメインロータは、ヘリコプタに揚力と推力とを提供する働きをする。

この種のヘリコプタは、メインロータの回転によって生成されるトルクを打ち消すために横方向の推進力を働かせることで反トルク作用を実行するテールロータを備える。

さらに、テールロータによって、パイロットは、正又は負の横方向の推進力を作用させることでヘリコプタのヨー運動と操舵機動とを制御することができる。

この機能を実行する本明細書で便宜上「従来の」テールロータと呼ぶシュラウド非装備テールロータが知られている。従来、シュラウド非装備テールロータは、ヘリコプタの尾部垂直安定板の片側と上端又はテールブームの端部に搭載されている。

そのようなシュラウド非装備テールロータは普及している。しかしながら、fenestron（登録商標）という商標で知られるシュラウド装備テールロータを実施することも可能である。

シュラウド装備テールロータは、ヘリコプタテールの垂直翼の底部を貫通して形成されたダクト内に配設され、ダクトの長手方向の軸はヘリコプタの対称垂直平面に対してほぼ垂直である。

従って、ヘリコプタの尾部垂直安定板の流線型構造は、前記ダクト、それ故、テールロータを囲繞し、これがシュラウド装備テールロータと呼ばれる所以である。この流線型構造が、当業者によって「シュラウド」と一般に呼ばれることに留意されたい。

この流線型構造は、シュラウド装備テールロータを衝撃から保護する。同様に、この構造は、地上の要員がシュラウド装備テールロータによって負傷しないようにすることでこれらの要員の安全を強化する。

さらに、音響的な観点からは、シュラウド装備テールロータは、シュラウド非装備テールロータと比べて有意の進歩を示す。

シュラウド装備テールロータを含むダクトを囲繞する流線型構造は、回転翼航空機の前部及び後部へ向けてノイズが逃げることを防止する。一方、シュラウド非装備テールロータは、全方向にノイズを撒き散らす。

従って、シュラウド装備テールロータを用いることでヘリコプタの騒音が低減される。

仏国特許発明２７１９５５０号明細書は、音響的な観点から最適化されたシュラウド装備テールロータについて記載している。

シュラウド装備テールロータは、ヘリコプタを横断する方向に延びる軸を有する通風ダクト内に配設され、空気流を直線化するステータが通風ダクトのシュラウド装備テールロータの上流側に固定されている。

このシュラウド装備テールロータは、シュラウド装備テールロータの任意の２つのブレードのなす角度がステータの任意の２つのベーンのなす角度と異なるように不規則に配置された複数のブレードを有する。

しかしながら、実際、シュラウド装備テールロータは、特にヘリコプタが中速、例えば、８０ノットを超えて航行している場合に、かなりの量のノイズを発生し続けることが分かっている。

本発明の目的は、例えば、ヘリコプタのシュラウド装備テールロータ等の航空機のシュラウド装備ロータが生成するノイズを最小限にできる手段を提案することである。

本発明によれば、航空機は、航空機の長手方向の軸に垂直な対称面に含まれる通風ダクトに貫通された流線型構造を備えるとともに、通風ダクト内に配設された複数のブレードを有するシュラウド装備ロータを備える。

通風ダクトの周辺部、すなわち、ダクトの円形の周囲壁には、その対称軸に沿って連続的に、第１のリップ、中間部及び第２のリップが設けられ、第１のリップは、航空機の前部に近いダクトの側に位置する第１の前部と、航空機の後部に近いダクトの側の第１の後部と、を有し、第２のリップは、航空機の前部に近いダクトの側に位置する第２の前部と、航空機の後部に近いダクトの側の第２の後部と、を有する。航空機は、さらに、シュラウド装備ロータが生成するノイズを低減するブロワ手段を備え、このブロワ手段は、第１のリップの第１の前部に開かれた第１の噴射ゾーン及び第２のリップの第２の前部に開かれた第２の噴射ゾーンに向けて圧縮空気を推進するのに適している。

航空機がヘリコプタの場合、シュラウド装備ロータは、例えば、ヘリコプタの尾部垂直安定板の流線型構造を貫通する通風ダクト内に配置されたシュラウド装備テールロータによって構成される。

驚くべきことに、シュラウド装備テールロータ、例えば、ヘリコプタのfenestron（登録商標）を構成するシュラウド装備テールロータが生成するノイズは、特にヘリコプタが、シュラウド装備ロータが生成するノイズが普通は大きくなる速度、例えば、８０ノットを超える中速で航行している時に、本発明を実施すると大幅に低減する。

本出願人は、従来のヘリコプタによってこの速度範囲で発生するノイズは通風ダクトに侵入する空気流の分離によって生じることを発見した。

ヘリコプタが前進している時には、通風ダクトに侵入する空気はほぼ９０度に曲がる。

低速では、空気流は容易に曲がることができる。次に、空気流は通風ダクトの周辺に張り付いた状態になる。

これに対し、本出願人は、驚くべきことに、８０ノット程度の中速から先は、空気流は第１及び第２のリップの第１及び第２の前部付近で分離し始め、この分離は非同時に発生することを発見した。各ブレード端は、安定化した空気流から停滞流体が充満した分離ゾーンへと急速に通過し、これは音響的には極めて激しい。

ヘリコプタが中速で移動している場合に、こうして発生したノイズは優勢である。しかしながら、高速では、メインロータのノイズがシュラウド装備テールロータの生成するノイズを隠してしまう。

認定試験は中速でのみ実行されるため、ノイズを発生させる問題は、特に本発明の作用を実施することによってのみ識別できる。

第１及び／又は第２の噴射ゾーンに向けてダクトを通過する空気流の方向に圧縮空気を噴射することで、ブロワ手段は空気流の分離によって生成される気泡を満たし、前記空気流がダクトの周辺に再度密着することを可能にする。

従って、ロータのブレードは、安定化した空気流から停滞流体が充満した分離ゾーンへ移行せず、シュラウド装備テールロータは大きいノイズを生成しない。テールロータによって生成されたノイズが約５デシベルも低減されるという大幅な改善が見られる。

さらに、シュラウド装備ロータが第１のリップから第２のリップへ流れる空気流を生成している場合に、ブロワ手段が第１の噴射ゾーンを介して少なくとも第１のリップへ向けて圧縮空気を推進できることは有利である。これに対し、シュラウド装備ロータが第２のリップから第１のリップへ流れる空気流を生成している場合に、ブロワ手段は、第２の噴射ゾーンを介して少なくとも第２のリップへ向けて圧縮空気を推進する。

より詳細には、ブレードのピッチが所定の最大負ピッチと所定の最小負ピッチの間にある場合には、シュラウド装備ロータは、第１のリップから第２のリップへ向かう空気流を生成する。従って、ブロワ手段は、第１の噴射ゾーンを介して第１のリップのみへ向けて圧縮空気を推進する。

同様に、ブレード及びピッチが所定の最小正ピッチと所定の最大正ピッチの間にある時には、シュラウド装備ロータは、前記第２のリップから前記第１のリップへ向かう空気流を生成する。ブロワ手段は、第２の噴射ゾーンを介して第２のリップのみへ向けて圧縮空気を推進する。

ブレードのピッチが最小負ピッチと最小正ピッチの間にある場合、ブロワ手段は、第１及び第２のリップへ向けて圧縮空気を推進することに留意されたい。

しかし、ブレードのピッチが所定の最大負ピッチより小さい場合、前記ブロワ手段は、前記第１及び第２のリップへ向けて圧縮空気を推進しない。同様に、ブレードのピッチが所定の最大ピッチより大きい場合、前記ブロワ手段は前記第１及び第２のリップへ向けて圧縮空気を推進しない。

これらの特に有利な技術特性によってブロワ手段を最適にする効果が可能になる。

これらの特性によって得られる利点の説明は、シュラウド装備ロータの動作方法、特に、ヘリコプタのシュラウド装備テールロータの場合の動作方法と密接な関係がある。

シュラウド装備テールロータは、メインロータによって生成されるトルクに打ち勝つために、又は例えば、ヘリコプタを回転させるために、シュラウド装備テールロータは横方向の推進力を作用させる。

シュラウド装備テールロータは、ヘリコプタが「牽引」モード、すなわち、そのブレードのピッチが正である場合に、正方向の推進力を作用させる。これと対照的に、シュラウド装備テールロータは、ヘリコプタが「逆」モード、すなわち、そのブレードのピッチが負である場合に、正方向と反対の逆方向の推進力を作用させる。

従って、ブレードのピッチが最大負ピッチの−９０°の範囲内、例えば−１０°にある場合には、テールロータは大きい逆推進力を作用させる。空気流はかなりの速度で通風ダクト内に吸い込まれ、空気流が前記ダクトの周囲、特に、航空機の前部に近づくにつれ、前部周辺に密着することを可能にする。任意選択でブロワ手段を使用しないことも可能である。

ピッチが所定の最大負ピッチと所定の最小負ピッチの間、例えば、最大負ピッチ１０°と最小負ピッチ１°の間にあるようにパイロットがブレードのピッチを増やすと、シュラウド装備テールロータは十分な吸着力を生成せず、空気流の分離を回避し、ノイズを生成する停滞流体の気泡を生成する。

ヘリコプタが「逆」モードの場合には、空気は、第１のリップから第２のリップへ向けて通気ダクト内を流れる。従って、ブロワ手段は、停滞流体の気泡を回避するために第１の噴射ゾーンへ向けて圧縮空気を供給する。

その後、ヘリコプタの高速移動時には、尾部垂直安定板は、メインロータからのトルクに十分対抗できる。

従って、水平飛行中、パイロットは、テールロータからの大きい推進力を必要としない。

次に、ブレードのピッチは、所定の最小負ピッチと所定の最小正ピッチの間、すなわち、例えば、最小負ピッチ１°と最小正ピッチ＋１０°の間にあるものとする。

従って、ブロワ手段は、有利には、停滞流体の気泡を解消するために、ブロワ手段は第１及び第２の噴射ゾーンの両方に空気を供給する。

前述したように、「牽引」モードでは、最小正ピッチと最大正ピッチの間、すなわち、例えば、最小正ピッチ＋１°と最大正ピッチ＋１１°の間で、停滞流体の気泡を解消するために、ブロワ手段は第１の噴射ゾーンに圧縮空気を供給する。

最後に、最大正ピッチを超えると、ブロワ手段は起動されず、第１の噴射ゾーンにも第２の噴射ゾーンにも空気を供給しない。

さらに、圧縮空気の分配を最適化するため、各噴射ゾーンは、航空機の飛行速度とその横滑り角度に応じて、任意選択で０°から１８０°（境界は含まない）の範囲の角度範囲をカバーする。

本発明の第１の構成では、少なくとも１つの噴射ゾーンが、噴射ゾーン全体に沿ったスロットを備える。

第２の構成では、少なくとも１つの噴射ゾーンが一連のオリフィスを含む。

その機能を実行するために、ブロワ手段は、バルブに送風用の空気を供給する吸気口を含むことができる。このバルブは、送風用の空気が第１及び第２の供給チャネルを介してそれぞれ第１及び第２の噴射ゾーンに到達するのに適したものである。

例えば、３ポートバルブ等のバルブは、要件に応じて、個々に又は協働して第１及び第２の噴射ゾーンに送風する空気を供給する。同様に、バルブは、第１及び第２の噴射ゾーンの両方へのアクセスを停止することができる。

第１の実施形態では、吸気口は、航空機が移動することにより送風用の空気を取り込む動的吸気口である。バルブは、配管を介して動的吸気口に接続されている。

この設置は、低コストで簡単に実行でき、大きい利点が得られる。

取り込まれた送風用の空気は、配管の直径に作用することで、又は配管内にコンプレッサを配設することで加圧することができる。

第２の実施形態では、吸気口は静的吸気口であり、バルブは、静的吸気口が送風用の空気を取り込むためのコンプレッサを含む配管によって静的吸気口に接続されている。

この実施形態では、命令に応じて空気取り入れを停止できるという利点が得られる。コンプレッサを停止させることで、吸気口は送風用の空気の取入れを確実に停止する。

実施形態にかかわらず、コンプレッサは、例えば、通常のポンプを含む電気的駆動方式又は機械的駆動方式である。

機械的駆動方式の場合、コンプレッサは、例えば、ベルト等を介してシュラウド装備ロータのハブを回転させる伝動軸によって駆動できる。同様に、コンプレッサは、吸気口から流れてくる送風用の空気をバルブに向けるために前記伝動軸上に配置したフィンを備えることができる。

シュラウド装備テールロータのブレードのピッチは、ブレードのピッチを変えるのに適したピッチ変更スパイダに作用するサーボ制御装置に伝動手段によって接続されたペダルをパイロットが操作することにより、従来調整されていた。有利には、ブロワ手段は、ペダルをサーボ制御装置に接続する伝動手段によって制御される。

ブロワ手段が、通気ダクトの第１及び第２のリップの第１及び第２の前部へ向けて、前記圧縮空気を、シュラウド装備ロータのブレードのピッチの関数として送風するか否かを決定することができる。ペダルによって動かされたブレードのピッチを調整するための伝動手段は、こうしてブロワ手段のバルブの位置を制御する優れた手段を構成する。

第２の変形例では、航空機は、流線型構造の側面に配置された基準圧力センサと、第１及び第２の空気噴射ゾーンの間のダクトの周辺部に配設された検出圧力センサと、の両方を備え、航空機は、ブロワ手段を起動する必要があるか否かを決定できるように、基準圧力センサ及び検出圧力センサから第１及び第２の信号をそれぞれ受信する制御手段を含む。

本発明及びその利点は、添付の図面を参照しながら例示的実施形態についての以下の説明を読むことでより詳細に理解することができる。

複数の図に示す要素には、それぞれ同じ参照符号を付与する。

Ｘ、Ｙ及びＺで参照される３つの相互に直行する方向が図に示されている。

Ｘ方向は、航空機の長さ方向に延びる限り長手方向と呼ばれる。

Ｙ方向は、横方向と呼ばれる。

最後に、Ｚ方向は垂直方向で、記載の構造の高さ寸法に対応する。

長手方向Ｘ及び横方向Ｙによって画定される（Ｘ，Ｙ）平面は重力にほぼ垂直であるため、水平面と呼ばれる。

これに対し、横方向Ｙ及び垂直方向Ｚによって画定される（Ｙ，Ｚ）平面は、便宜上横断面と呼ばれる。横断面（Ｙ，Ｚ）は、長手方向Ｘに対して垂直である。

図１は、シュラウド装備ロータ１によって生成されるノイズを発生させる現象を示す水平断面図である。より詳細には、シュラウド装備ロータ１は、fenestron（登録商標）タイプのヘリコプタのシュラウド装備テールロータである。

従って、この航空機は、流線型構造１０、すなわち、ヘリコプタの長手方向の軸ＡＬに垂直な対称面Ｐに含まれる対称軸ＡＸを有する通風ダクト２０によって底部が貫通された垂直安定板を有する。対称面Ｐは、横断面（Ｙ，Ｚ）に平行であるが、長手方向の軸ＡＬは、長手方向Ｘと一致する。

複数のブレード２を有するシュラウド装備ロータ１は、通風ダクト２０内に配設される。

この通風ダクト２０は、その対称軸ＡＸに沿って周辺部２１に、末広円錐形を形成する第１のリップ２２と、中間部２３と、角が取れた第２のリップ２４と、を連続的に備える。

より詳細には、通風ダクト２０の周辺部２１は、ヘリコプタの前部に最も近い前方周辺部２１’と、ヘリコプタの後部５０に最も近い後方周辺部２１”と、を有する。第１のリップ２２は、ヘリコプタの前部により近いダクトの前方周辺部２１’付近にある第１の前部２２’と、ヘリコプタの後部により近いダクトの後方周辺部２１”付近にある第１の後部２２”と、を有する。同様に、第２のリップ２４は、ヘリコプタの前部により近いダクトの前方周辺部２１’付近にある第２の前部２４’と、ヘリコプタの後部により近いダクトの後方周辺部２１”付近にある第２の後部２４”と、を有する。

ヘリコプタが前方に飛行している場合には、長手方向Ｘに沿って移動し、通風ダクト２０は、空気流３０がそこを通過する。

しかしながら、前進速度及びブレード２のピッチによっては、これらの空気流３０が通風ダクト２０の前方周辺部２１’に密着しない。

空気流のそのような分離によって停滞流体が充満した気泡３１が形成され、その結果、シュラウド装備ロータ１によって過剰なノイズが生成される。

図２を参照すると、実施形態にかかわらず、本発明はブロワ手段４０を含む。

ブロワ手段４０は、吸気口６０から取り込まれる送風用の圧縮空気を、第１のチャネル４２を介して、第1のリップ２２の第1の前部２２’内に開いている第１の噴射ゾーン４４に搬送する。同様に、ブロワ手段４０は、吸気口６０を介して取り込まれる送風用の圧縮空気を、第２のチャネル４３によって、第２のリップ２４の第２の前部２４’内に開いている第２の噴射ゾーン４５に搬送する。

ブロワ手段４０は、第１の噴射ゾーン４４又は第２の噴射ゾーン４５又は同時に第１及び第２の噴射ゾーン４４、４５の両方に空気を供給するバルブ４１を有することに留意されたい。

さらに、バルブは、第１の噴射ゾーン４４にも第２の噴射ゾーン４５にも空気を供給しないことが考えられる。潜在的な過剰な圧力を回避するため、バルブは、吸気口によって取り込まれた送風用の空気を外部へ放出するゾーンへ排出することもできる。

従って、ブレード２のピッチが最大負ピッチと最小負ピッチの間にある場合、シュラウド装備ロータ１は、矢印Ｐ１の方向に「負」の推進力を作用させる。シュラウド装備ロータ１は、第２のリップへ向けて第１のリップから空気流を生成し、ブロワ手段４０のバルブ４１は、送風用の空気を第１の噴射ゾーン４４へ送る。

送風用の噴射された空気は、停滞流体の気泡を満たし、それにより空気流は通風ダクト２０の前方周辺部２１’に密着することができる。この停滞流体の気泡を解消することで、シュラウド装備ロータ１が生成したノイズが低減される。

ブレード２のピッチが最小負ピッチと最小正ピッチの間にある場合、ブロワ手段４０のバルブ４１は送風用の空気を第１の噴射ゾーン４４と第２の噴射ゾーン４５の両方へ送出する。

これに対し、ブレード２のピッチが最小正ピッチと最大正ピッチの間にある場合、シュラウド装備ロータ１は、矢印Ｐ２の方向に「正」の推進力を作用させる。シュラウド装備ロータ１は、第１のリップへ向けて第２のリップから空気流を生成し、ブロワ手段４０のバルブ４１は、送風用の空気を第２の噴射ゾーン４５へ送る。

最後に、ブレードのピッチが最大負ピッチより小さいか最大正ピッチより大きい場合、バルブ４１は送風用の空気を第１の噴射ゾーン又は第２の噴射ゾーンへ送出するが、シュラウド装備ロータの動作を阻害しないように配設された排出ゾーンへ空気を送出することもできる。

図２に示す第１の実施形態では、吸気口６０は、配管４６を介してバルブ４１に接続された動的吸気口６１を含む。

ヘリコプタの移動中、送風用の空気は動的吸気口内に自然に侵入し、バルブ４１、次に、第１及び第２の噴射ゾーン４４及び４５に供給される。

さらに、配管の直径は動的吸気口の直径より小さいため、送風用の空気は配管に侵入する際に圧縮される。

任意選択として、配管内にコンプレッサを配設することができることに留意されたい。

変形実施形態によっては、コンプレッサは、電気的駆動コンプレッサ又は機械的駆動コンプレッサである。

図３は、本発明の航空機、すなわち、ヘリコプタの尾部垂直安定板５の垂直断面図である。

シュラウド装備ロータ１が、尾部垂直安定板５の流線型構造１０の底部に形成された通風ダクト２０内に配設され、通風ダクト２０の対称軸ＡＸは、ヘリコプタの長手方向の軸ＡＬに垂直な対称面Ｐ内に含まれる。

第１の実施形態では、ブロワ手段は、ヘリコプタの移動中にバルブ４１に送風用の空気を供給する動的吸気口を備える。

この送風用の空気は、次に、必要に応じて、バルブ４１によって、それぞれ第１及び第２のチャネル４２及び４３を介して第１及び第２の噴射ゾーン４４及び４５へ向けられる。

送風用の空気によって、通風ダクト２０を通過する空気流は通風ダクト２０の周辺部２１、特に、第１及び第２の噴射ゾーン４４及び４５の間に延びる前方周辺部２１’の付近に密着できる。

実施形態にかかわらず、構成を最適化するために、各噴射ゾーン４４、４５は、０°から１８０°（境界は含まない）の間で延びる角度範囲を占めるものとし、それにもかかわらず、これらの噴射ゾーン４４及び４５は図３の太線で示す下流側周辺部２１’に接触しない。

さらに、各噴射ゾーンは通風ダクト２０のリップを介して開く少なくとも１つのオリフィス、例えば、連続的なスロット又は一連のオリフィスを含む。

最後に、バルブが第１の噴射ゾーン４２にも第２の噴射ゾーン４３にも空気を供給しないことも可能であることに留意されたい。第１及び第２のチャネル４２及び４３のいずれにも空気が供給されない場合の潜在的な過剰圧力を回避するため、バルブ４１は吸気口から取り込まれた送風用の空気を外部に開かれた排出ゾーン９１へ排出する。

より詳細には、バルブ４１は、取り込まれた送風用の空気を、排出チャネル９０を介して排出オリフィス９２へ向ける。通風ダクトは、流線型構造１０の底部に配置され、排出オリフィスは、この流線型構造１０の頂部の側面１０’の１つに配設されている。送風用の空気は矢印Ｆ１の方向に逃げ、シュラウド装備ロータの動作を阻害しない。

流線型構造１０の側面１０’及び１０”の各々に形成され、それぞれ第１及び第２の排出チャネルを介してバルブ４１に接続された第１及び第２の排出オリフィスを提供することも任意選択で可能である。

その後、バルブ４１は、排出オリフィスを介して送風用の空気を排出し、それにより、送風用の空気の排出の向きを、通風ダクトを通過する空気流の方向と同じ方向に横方向にすることができる。その結果、シュラウド装備ロータが作用させる推進力は、排出された送風用の空気が生成する推進力の助けによって、補強される。

図４は、第２の実施形態を示す垂直断面図である。

第１の実施形態とは異なり、吸気口は、ヘリコプタのテールブーム内に開く静的吸気口６２を備える。この吸気口は静的なため、ブロワ手段は、静的吸気口６２に接続されたコンプレッサ４７を必ず含まなければならず、コンプレッサ４７によって、ブロワ手段は静的吸気口６２を介して送風用の空気を吸入することができる。

コンプレッサは、次に、ブロワ手段のバルブ４１の静的吸気口を接続する配管内に配設される。

コンプレッサ４７は、電気的駆動方式か、又は図４に示すように、機械的駆動方式である。図示の変形例は、エンジン（図示せず）がシュラウド装備ロータ１のブレード２を回転させる電力伝動軸６によって駆動されるベルト４８によって駆動されるコンプレッサを備える。

さらに、機械的コンプレッサは、コンプレッサ４７の回転要素をベルト４８から切り離すクラッチ手段を備える。こうして、コンプレッサ、及びそれ故、ブロワ手段を自由に停止させることができる。

さらに、状況によっては、ブロワ手段のバルブ４１は、第１及び第２のチャネルを配管と連通させる。

図５に示す第１の変形例では、バルブ４１の位置を決定するために、ブロワ手段は、伝動手段７０によって制御される。

より詳細には、パイロットは、足でブレードのピッチを制御しペダルを操作する。ペダルによって、伝動手段７０は運動し、ピッチ変更スパイダを介して、ブレードピッチを変更するのに適したサーボ制御装置を動作させる。

その後、伝動手段７０の運動、例えば、長手方向Ｘに沿った平行移動によって、バルブ４１の運動、例えば、対称軸を中心にした回転が起こる。それ故、伝動手段７０、例えば、伝動軸は、ブロワ手段、すなわち、バルブ４１を制御する。

有利には、ブロワ手段のバルブ４１にその運動を伝達できるように、伝動手段は、接続７１を介してバルブ４１に接続されている。

ロータのブレード２のピッチは、どのチャネルに送風用の空気を供給するかについての指示を与えることができる。

それ故、パイロットがシュラウド装備テールロータのブレード２のピッチを変更するための伝動手段７０は、ブロワ手段、特にブロワ手段のバルブ４１を制御するのに有用である。

本発明の実施形態におけるこの第１の変形例の利点は特にその簡単さにあり、この変形例は純粋に機械的である。ブロワ手段のバルブは、機械的制御手段、すなわち、シュラウド装備ロータのブレードのピッチを制御する伝動手段７０によって制御される。

さらに、既存の機械的要素を使用することでブロワ手段によって発生する余分な重量を大幅に低減することができ、これは無視できない。

図６は、シュラウド装備ロータのブレードが横軸に沿ってプロットされ、バルブ４１に適用されるコマンドが縦軸にプロットされ、この第１の変形例の動作を示す図である。

伝動手段７０によってブレードが最大負ピッチＰＩＴＣＨ１より小さいピッチを有する場合には、伝動手段７０は、バルブ４１が第１の噴射ゾーンにも第２の噴射ゾーンにも空気を供給しない閉位置ＰＯＳ０にバルブ４１を入れる。閉位置では、バルブ４１は、任意選択で、流線型構造の外側のシュラウド装備ロータを阻害しにくいゾーン内へチャネル９０を介して送風用の空気を排出する。

同様に、パイロットがペダルを踏んで伝動手段が動き、例えば、ブレードが最大負ピッチＰＩＴＣＨ１と最小負ピッチＰＩＴＣＨ２の間のピッチをとると、伝動手段７０はバルブ４１を第１の開位置ＰＯＳ１に入れ、バルブは、次に閉位置ＰＯＳ０から第１の開位置ＰＯＳ１に移行した後で第１の噴射ゾーンに空気を供給する。

伝動手段によってブレードのピッチが最小負ピッチＰＩＴＣＨ２と最小正ピッチＰＩＴＣＨ３の間の値になると、伝動手段７０は、バルブ４１を第２の開位置ＰＯＳ２に入れ、バルブは第１及び第２の噴射ゾーンに空気を供給する。

さらに、伝動手段によってブレードのピッチが最小正ピッチＰＩＴＣＨ３と最大正ピッチＰＩＴＣＨ４の間の値になると、伝動手段７０は、バルブ４１を第３の開位置ＰＯＳ３に入れ、バルブは第２の噴射ゾーンにのみ空気を供給する。

最後に、伝動手段によってブレードのピッチが最大正ピッチＰＩＴＣＨ４を超える値になると、伝動手段７０はバルブ４１を再び第１の開位置ＰＯＳ０に入れる。

図７に示す第２の変形例では、航空機は、第１に、通風ダクト２０の周囲の流線型構造１０の側面に配置された基準圧力センサ８０と、第２に、通風ダクト２０の前方周辺部２１’の中間部２３に配置された検出圧力センサ８１と、を含む。

より詳細には、検出圧力センサは、送風用の空気を噴射する第１及び第２のゾーンの間に配設される。

上記の基準及び検出圧力センサ８０及び８１は、制御手段８２に第１及び第２の信号をそれぞれ送る。第１の信号は、基準圧力センサ８０によって測定された基準圧力を表し、第２の信号は、検出圧力センサ８１によって測定された検出圧力を表す。

なお、基準圧力センサ８０が取り込まれる空気３０’に関して配設される方法が与えられると、優れた指標であり、この取り込まれる空気３０’のシュラウド装備ロータへの動きが矢印Ｆ２で表される。

基準圧力と検出圧力との圧力差の変動によって、検出圧力の変動が結果的に示される。

従って、基準圧力と検出圧力との前記圧力差に応じて、制御手段８２は、バルブ４１に指定の位置、すなわち、閉位置、第１の開位置、第２の開位置、又は実際、第３の開位置を取らせる。

本発明がその実施態様に関してさまざまな変形形態をとることができることは言うまでもない。いくつかの実施形態について上記説明したが、すべての可能な実施形態を網羅的に識別することは考えられないことは容易に理解できよう。本発明の範囲を逸脱することなく、上記手段のいずれも等価の手段に置き換えることができることは当然である。

シュラウド装備ロータによって生成されるノイズを発生させる現象を示す水平断面図である。 本発明の第１の実施形態の動作を説明する水平断面図である。 本発明の第１の実施形態を示す垂直断面図である。 本発明の第２の実施形態を示す垂直断面図である。 ピッチ制御棒によって制御されるブロワ手段を示す水平断面図である。 ブロワ手段の変形例の動作を示す説明図である。 専用の制御手段によって制御されるブロワ手段を示す垂直断面図である。

Claims (17)

1. 長手方向の軸（ＡＬ）に垂直な対称面（Ｐ）内に含まれる対称軸（ＡＸ）を有する通風ダクト（２０）が貫通する流線型構造（１０）を備えるとともに、前記通風ダクト（２０）内に配設された複数のブレード（２）を有するシュラウド装備ロータ（１）を備える航空機であって、
   前記通風ダクト（２０）の周辺部（２１）には、前記対称軸（ＡＸ）に沿って連続的に、第１のリップ（２２）と、中間部（２３）と、第２のリップ（２４）と、が設けられ、
   前記第１のリップ（２２）は、前記航空機の前部に近いダクトの側に位置する第１の前部（２２’）と、前記航空機の後端（５０）に近いダクトの側に位置する第１の後部（２２”）と、を有し、
   前記第２のリップ（２４）は、前記航空機の前部に近いダクトの側に位置する第２の前部（２４’）と、前記航空機の後端（５０）に近いダクトの側に位置する第２の後部（２４”）と、を有し、
   前記航空機は、シュラウド装備ロータが生成するノイズを低減するブロワ手段（４０）を備え、ブロワ手段（４０）は、前記第１の前部（２２’）に開かれた第１の噴射ゾーン（４４）及び前記第２の前部（２４’）に開かれた第２の噴射ゾーン（４５）に向けて圧縮空気を推進するのに適したものである、
   航空機。
2. 前記航空機は、ヘリコプタであり、
   前記シュラウド装備ロータは、前記ヘリコプタの垂直安定板（５）の流線型構造（１０）を貫通する通風ダクト（２０）内に配置されたシュラウド装備テールロータである、
   請求項１に記載の航空機。
3. 前記シュラウド装備ロータが前記第１のリップ（２２）から前記第２のリップ（２４）へ流れる空気流を生成している時に、前記ブロワ手段（４０）が前記第１の噴射ゾーン（４４）を介して少なくとも前記第１のリップ（２２）へ向けて圧縮空気を推進し、
   前記シュラウド装備ロータが前記第２のリップ（２４）から前記第１のリップ（２２）へ流れる空気流を生成している時に、前記ブロワ手段（４０）が、前記第２の噴射ゾーン（４５）を介して少なくとも前記第２のリップ（２４）へ向けて前記圧縮空気を推進する、
   請求項１又は２に記載の航空機。
4. 前記ブレード（２）のピッチが所定の最大負ピッチ（ＰＩＴＣＨ１）と所定の最小負ピッチ（ＰＩＴＣＨ２）の間にある時に、前記ブロワ手段が前記第１の噴射ゾーン（４４）を介して前記第１のリップ（２２）のみへ向けて圧縮空気を推進し、
   前記ブレードのピッチが所定の最小正ピッチ（ＰＩＴＣＨ３）と所定の最大正ピッチ（ＰＩＴＣＨ４）の間にある時に、前記ブロワ手段が前記第２の噴射ゾーン（４５）を介して前記第２のリップ（２４）のみへ向けて圧縮空気を推進する、
   請求項１から３の何れか１項に記載の航空機。
5. 前記ブレード（２）のピッチが所定の最大負ピッチ（ＰＩＴＣＨ１）よりも小さい場合に、前記ブロワ手段が、前記第１及び第２のリップ（２２，２４）の何れへも圧縮空気を推進しない、
   請求項１から４の何れか１項に記載の航空機。
6. 前記ブレードのピッチが所定の最大正ピッチ（ＰＩＴＣＨ４）よりも大きい場合に、前記ブロワ手段（４０）が、前記第１又は第２のリップ（２２，２４）の何れへも圧縮空気を推進しない、
   請求項１から５の何れか１項に記載の航空機。
7. 各噴射ゾーン（４４，４５）は、０°から１８０°（境界は含まない）の範囲の角度範囲を占める、
   請求項１から６の何れか１項に記載の航空機。
8. 少なくとも１つの噴射ゾーン（４４，４５）は、スロットを有する、
   請求項１から７の何れか１項に記載の航空機。
9. 少なくとも１つの噴射ゾーン（４４，４５）は、一連のオリフィスを有する、
   請求項１から８の何れか１項に記載の航空機。
10. 前記ブロワ手段は、送風用の空気が第１及び第２の供給チャネル（４２，４３）を介してそれぞれ第１及び第２の噴射ゾーン（４４，４５）に達するのに適したバルブ（４１）に送風用の空気を供給する吸気口（６０）を有する、
    請求項１から９の何れか１項に記載の航空機。
11. 前記吸気口（６０）は、前記航空機が移動することにより送風用の空気を取り込む動的吸気口（６１）であり、
    前記バルブ（４１）は、配管（４６）を介して前記動的吸気口（６１）に接続されている、
    請求項１０に記載の航空機。
12. 送風用の空気を加圧するために、コンプレッサが前記配管（４６）内に配設される、
    請求項１１に記載の航空機。
13. 前記吸気口（６０）は、静的吸気口（６２）であり、
    前記バルブ（４１）は、前記静的吸気口（６２）が送風用の空気を取り込むためのコンプレッサ（４７）を有する配管（４６）を介して前記静的吸気口（６２）に接続されている、
    請求項１０に記載の航空機。
14. 前記コンプレッサ（４７）は、電気的駆動方式である、
    請求項１２又は１３に記載の航空機。
15. 前記コンプレッサ（４６）は、機械的駆動方式である、
    請求項１２又は１３に記載の航空機。
16. シュラウド装備ロータ（１）のブレード（２）のピッチは、前記ブレードの前記ピッチを変えるのに適したピッチ変更スパイダに作用するサーボ制御装置に伝動手段（７０）を介して接続されたペダルをパイロットが操作することにより調整され、
    前記ブロワ手段は、前記伝動手段（７０）によって制御される、
    請求項１から１５の何れか一項に記載の航空機。
17. 前記航空機は、第１に、前記流線型構造（１０）の側面に配置された基準圧力センサ（８０）と、第２に、前記第１及び第２の空気噴射ゾーン（４４，４５）の間の前記ダクト（２０）の周辺部（２１）に配設された検出圧力センサ（８１）と、を備え、
    前記ヘリコプタは、ブロワ手段（４０）を起動する必要があるか否かを決定するために、前記基準圧力センサ及び検出圧力センサ（８０及び８１）から第１及び第２の信号をそれぞれ受信する制御手段（８２）を含む、
    請求項１から１６の何れか１項に記載の航空機。

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