JP5419154B2 - ヘリコプター - Google Patents

Description

本発明はヘリコプターに関する。

知られているヘリコプターは、前方乗員キャビンを構成する胴体と、ヘリコプターを支持し且つ前進させるのに必要な揚力及び推力を発生させるために胴体の中央部の最上部に取付けられた主回転翼と、ヘリコプターのテールフィンから突出する反トルク回転翼（トルク平衡回転翼）を実質的に有している。

詳細には、主回転翼は、駆動シャフトと、ハブを介して駆動シャフトに枢動可能に連結された多数のブレード（翼）を有している。

ヘリコプターはまた、少なくとも１つのエンジンと、エンジンと駆動シャフトとの間に設けられたトランスミッション（伝動装置）と、駆動シャフト及びトランスミッションを支持する支持本体と、胴体を支持本体に連結する連結装置を有している。言い換えれば、胴体は、支持本体から連結装置によって「吊下げ」られている。

ヘリコプターの通常の作動中、エンジンは、駆動トルクをトランスミッションに付与する。作用反作用の法則により、反作用トルクは、支持本体に伝達され、次いで、支持本体から胴体に連結装置によって伝達され、テール部回転翼が胴体に付与する反対方向トルクによってバランスが保たれている。

連結装置は、振動及び騒音を必然的に胴体、従って、キャビンに伝達し、かくして、乗員の快適性が損なわれる。

業界内では、キャビンへのかかる振動及び騒音、特に予め決められた周波数範囲内の振動及び騒音の伝達を最小にする要望がある。

本発明の目的は、上記要望の少なくとも１つを安価且つ容易に達成するように設計されたヘリコプターを提供することにある。

本発明により、特許請求の範囲の請求項１に記載のヘリコプターを提供する。

本発明によるヘリコプターの側面図である。 図１のヘリコプターの一部分を構成する連結装置の拡大斜視図である。 図２の連結装置を部分的に分解した拡大図である。 図２及び図３の連結装置の一部分を破断した平面図である。 明瞭化のために部品を省略した、図２〜図４の連結装置の一部分の断面図である。 図２〜図５の連結装置の組立てにおける一連の工程の１つを示す図である。 図２〜図５の連結装置の組立てにおける一連の工程の１つを示す図である。 図２〜図５の連結装置の組立てにおける一連の工程の１つを示す図である。

以下、添付図面を参照して、本発明の非制限的な好ましい実施形態を説明する。

図１の参照符号１はヘリコプターを示し、ヘリコプター１は、ノーズ部５を含む胴体２と、少なくとも１つのエンジン６（図１だけに概略的に示す）と、ヘリコプター１を浮き上がらせ且つ前進させるのに必要な揚力及び推力を発生させるために胴体２の最上部に取付けられた主回転翼３を実質的に有している。

主回転翼３は、駆動シャフト１０と、駆動シャフト１０に枢動可能に連結されたハブ１１と、ハブ１１に枢動可能に連結された多数のブレードを実質的に有し、多数のブレードは、駆動シャフト１０の軸線Ａを横切るそれぞれの方向に延びている。

胴体２は、通常は乗員によって占有されるキャビン８を構成し、キャビン８の境界は、主回転翼３に面する側において、胴体２の壁１５によって定められる。

ヘリコプター１はまた、エンジン６の出力部材１３を駆動シャフト１０に機能的（作動的）に連結するトランスミッション７（図１だけに概略的に示す）と、出力部材１３、トランスミッション７及び駆動シャフト１０を回転可能に支持するステータ本体を有している。

図１は、ステータ本体のうちのボックス１４だけを示し、ボックス１４は、壁１５からキャビン８と反対側に突出し、トランスミッション７の最終段及び駆動シャフト１０を軸線Ａ周りに回転可能に支持している。

ヘリコプター１はまた、ノーズ部５と反対側の端部において胴体２のテールフィンから突出しているテール部反トルク回転翼４と、ボックス１４を胴体２の壁１５に連結する連結手段１６を有している。

連結手段１６は、多数（図示の例では４つ）のロッド１７と、連結装置２０とを実質的に有し、多数のロッド１７は、ボックス１４の側面と壁１５へのそれぞれの締結箇所との間を、壁１５及び軸線Ａに対して傾斜したそれぞれの軸線に沿って延び、連結装置２０は、ボックス１４の最下縁部と壁１５とに連結され、反作用トルクを胴体２に伝達する。

詳細には、反作用トルクは、作用反作用の法則により、エンジン６から駆動シャフト１０にトランスミッション７を介して伝達される駆動トルクと等しい大きさで且つそれと反対向きのトルクであり、ステータ本体に、従って、ボックス１４に伝達され、テール部回転翼４が発生させる反対方向トルクによってバランスが保たれ、即ち、平衡状態になる。

連結装置２０は、クロスメンバー２１と、２つの連結部材２５、２６と、２つの部材３１、３２と、２つの部材３３、３４とを実質的に有している（図４参照）。クロスメンバー２１は、ボックス１４の最下縁部にボルト止めされるフランジ２２と、２つのＶ字形の付加部分２３、２４を有し、フランジ２２は、軸線Ｂを有する円形の開口を有し、軸線Ａは、この開口の中を延びており、付加部分２３、２４は、軸線Ｂの両側に先細りになるように延び、フランジ２２のそれぞれの部分から突出している。２つの連結部材２５、２６はそれぞれ、軸線Ｂの両側に配置され、各連結部材２５、２６は、軸線Ｂに対して垂直であり且つ互いに対向する２つのプレート２９と、２つのプレート２９の間にそれと垂直に介在する２つの側壁３０を有している。２つの部材３１、３２は、胴体２の壁１５に連結されると共に、連結部材２５の側壁３０に連結されている。２つの部材３３、３４は、胴体２の壁１５に連結されると共に、連結部材２６の側壁３０に連結されている。

詳細には、フランジ２２は、軸線Ｂの回りに等間隔に配置された多数の孔３５を有し、孔３５には、ボックス１４の最下縁部に固定されるボルト（図示せず）が嵌められている。

各付加部分２３、２４は、軸線Ｂの両側に先細りになるように延び、且つそれぞれの軸線Ｃ、Ｄに対して対称に延びる２つの側部と、それぞれの軸線Ｃ、Ｄに沿って延びるねじ山付き孔３６（図５〜図８に示す）を有し、このねじ山付き孔３６は、軸線Ｂと反対側に位置する開放した第１の軸線方向端部と、その反対側に位置する閉じた第２の軸線方向端部とを有している。

図６及び図７を参照すると、各連結部材２５、２６は、それぞれの付加部分２３、２４が係合する台形の座部２７と、座部２７のそれぞれの側に配置され且つそれぞれの側壁３０によって境界が決められる四角柱状で矩形断面の２つの座部２８を有している。詳細には、各連結部材２５、２６の矩形断面の座部２８は、それに対応する台形の座部２７と連通している。

連結部材２５は、軸線Ｃを有する貫通孔３７を有し、この貫通孔３７は、付加部分２３のねじ山付き孔３６と軸線方向に整列し、また、連結部材２６は、軸線Ｄを有する貫通孔３７を有し、この貫通孔３７は、付加部分２４のねじ山付き孔３６と軸線方向に整列している。

連結装置２０を組立てるとき、付加部分２３のねじ山付き孔３６と連結部材２５の貫通孔３７に、軸線Ｃに沿って延びるねじ山付きピン４５が係合し、また、付加部分２４のねじ山付き孔３６と連結部材２６の貫通孔３７に、軸線Ｄに沿って延びるねじ山付きピン４５が係合する。

軸線Ｃ及び軸線Ｄは、互いに対して傾斜し、フランジ２２の中心Ｏで交差し、軸線Ｂに対して垂直な平面を定める。

テール部回転翼４からノーズ部５に延びるヘリコプター１の通常飛行の軸線に対して、軸線Ｃは、角度βを定め、軸線Ｄは、角度αを定める。詳細には、角度β、αは鈍角であり且つ等しい。

軸線Ｅは、胴体２の長手方向軸線と実質的に一致し、図３、図４、図６、図７及び図８に示す軸線Ｆに対して垂直である。

連結部材２５の各側壁３０は、部材３１、３２と付加部分２３の側部との間に介在する。

同様に、連結部材２６の各側壁３０は、部材３３、３４と付加部分２４の側部との間に介在する。

各部材３１、３２、３３、３４は、それぞれの連結部材２５、２６の側壁３０と協働する主壁３８と、連結部材２５、２６の両側で主壁３８の両端縁部から突出する互いに平行な２つの側壁３９とを有している。

各部材３１、３２、３３、３４は、軸線Ｂと平行な軸線Ｇを有するそれぞれのボルト１９（図示せず）によって、胴体２の壁１５に固定される。

連結装置２０は、有利なことに、部材３１、３２と付加部分２３との間及び部材３３、３４と付加部分２４との間に介在する弾性手段を有している。

詳細には、連結装置２０は、矩形断面の座部２８内に収容された４つの減衰組立体４０を有し、各減衰組立体４０は、弾性材料、特に硬化ゴムの多数の層４１と、金属の多数のプレート４２とを有し、多数の層４１と多数のプレート４２とは、接着材料層（図示せず）によって交互に連結されている（図４及び図５参照）。図示の例では、層４１及びプレート４２は矩形であり、座部２８を含む側壁３０と平行な平面内にある。

減衰組立体４０は、付加部分２３、２４の側部と部材３１、３２、３３、３４との間に介在し、このため、クロスメンバー２１から胴体２の壁１５への振動の伝達が低減される。

各減衰組立体４０は、金属で作られた２つのプレート４３、４４を有し、プレート４４は、軸線Ｃ、Ｄに最も近い層４１に接着材料によって連結され、プレート４３は、部材３１、３２、３３、３４に最も近い層４１に連結されている。

各減衰組立体４０のプレート４３は、付加部分２３、２４から遠ざかる向きに突出する２つの突出部５０を有し、突出部５０は、部材３１、３２、３３、３４の主壁３８に形成された座部５１（図５、図７、図８参照）に係合する。

各減衰組立体４０のプレート４４は、付加部分２３、２４に向かって突出する２つの突出部５２を有し、突出部５２は、付加部分２３、２４の側部に形成されたデッド(dead)座部５３（図５、図６、図７参照）に係合する。

連結部材２５の矩形断面の座部２８に係合する減衰組立体４０の突出部５０、５２は、互いに平行であり、連結部材２５の側壁３０と実質的に垂直なそれぞれの軸線に沿って延びている。

同様に、連結部材２６の矩形断面の座部２８に係合する減衰組立体４０の突出部５０、５２は、互いに平行で、連結部材２６の側壁３０と実質的に垂直なそれぞれの軸線に沿って延びている。

突出部５０、５２とそれに対応する座部５１、５３との間の連結により、軸線Ｂに沿ったトルク反作用の伝達を、付加部分２３、２４から部材３１、３２、３３、３４に行う。

ヘリコプター１はまた、減衰組立体４０（図５〜図８参照）の層４１に作用する予荷重を調節する調節手段６０を有している。

調節手段６０は、減衰組立体４０ごとに、２対のピン６１と、２対のねじ山付き孔６２と、２対の貫通孔６３とを有することが有利である（図５〜図８参照）。２対のピン６１は、連結部材２５、２６の側壁３０に対して垂直なそれぞれの軸線に沿って延びる平行ねじ山付き端部を有する。２対のねじ山付き孔６２は、連結部材２５、２６の側壁３０によって構成され、２対のねじ山付き孔６２にそれぞれのねじ山付きピン６１が係合する。２対の貫通孔６３は、部材３１、３２、３３、３４の主壁３８に形成され、２対の貫通孔６３の中をそれぞれのピン６１が通る。

詳細には、各部材３１、３２、３３、３４の座部５１は、２対の貫通孔６３の間に配置され、各減衰組立体４０を収容する矩形断面の座部２８は、２対のねじ山付き孔６２の間に配置される。

図６〜図８は、連結装置２０の１対の減衰組立体４０の組立て順序を示す。

詳細には、図６〜図８は、付加部分２３の２つの側部と部材３１、３２との間に介在する減衰組立体４０の組立て順序を示す。

これと同じことが、付加部分２４の２つの側部と部材３３、３４との間に介在する減衰組立体４０の組立てにも適用され、従って、これを詳細には示さない。

詳細には、付加部分２３を、連結部材２５の座部２７の内側に挿入し（図６参照）、ねじ山付きピン４５を、貫通孔３７に通し、ねじ山付き孔３６内に締結させる（図７参照）。

次いで、減衰組立体４０を、連結部材２５の矩形断面の座部２８の内側に挿入し、部材３１、３２を、連結部材２５の側壁３０にねじ山付きピン６１によって固定し、これにより、各減衰組立体４０の突出部５０、５２がそれぞれ、部材３１に形成された座部５１及び付加部分２３の側部に形成された座部５３に係合する。

かくして、減衰組立体４０は、部材３１、３２と付加部分２３の側部との間の予め決められた位置に把持される（図８参照）。

この時点で、ねじ山付きピン４５を緩め、それをねじ山付き孔３６から取外す。

実際の使用において、エンジン６は、主回転翼３の駆動シャフト１０を回転させる。

駆動シャフト１０は、ハブ１１を介してブレード１２を回転させ、ヘリコプター１を浮上させ且つ前進させるのに必要な揚力及び推力を生じさせる。

揚力及び推力は、ボックス１４に伝達され、ボックス１４から胴体２の壁１５に、主としてロッド１７を介して伝達される。

駆動シャフト１０から伝達されるトルクは、作用反作用の法則によって、トルク反作用を生じさせ、このトルク反作用は、駆動シャフト１０に作用するトルクと等しい大きさで且つそれと反対方向にボックス１４に作用する。

トルク反作用は、連結装置２０を介して伝わり、胴体２の壁１５に伝達される。

詳細には、トルク反作用は、付加部分２３、２４から、その座部５３に係合するピン（突出部）５２によって減衰組立体４０のプレート４４に伝達され、減衰組立体４０のプレート４３から部材３１、３２、３３、３４に、その座部５１に係合するピン（突出部）５０によって伝達され、次いで、部材３１、３２、３３、３４によって胴体２の壁１５に伝達される。

主回転翼３の作動により、ボックス１４に振動を引き起こす。

ボックス１４に生じる振動及びそれと関連した騒音は、ボックス１４からフランジ２２及びその付加部分２３、２４に伝達される。

減衰組立体４０は、弾性材料の層４１が設けられているため、予め決められた周波数範囲内の上記振動及び騒音を吸収し且つこれらの振動及び騒音が部材３１、３２、３３、３４及び胴体２の壁１５に伝達されることを防止するように振動する。

言い換えれば、減衰組立体４０は、壁１５に連結された部材３１、３２、３３、３４を、ボックス１４に連結された付加部分２３、２４から隔絶させる。

層４１に作用する予荷重は、駆動シャフト１０に作用する予め決められたトルク、従って、ボックス１４に作用するトルク反作用の関数として調節可能である。

詳細には、ねじ山付きピン６１をねじ山付き孔６２の内部に締めたりそれから緩めたりして、減衰組立体４０に作用する把持力をそれぞれの軸線Ｇと実質的に平行な方向に調節することによって、弾性材料の層４１に作用する予荷重を調節する。

本発明によるヘリコプター１の利点は、上記説明から明らかであろう。

特に、減衰組立体４０は、トルク反作用をボックス１４から壁１５に伝達しながら、予め決められた周波数範囲内の振動及び騒音が壁１５及びキャビン８に伝達されることを低減する。

即ち、弾性材料の層４１は、ボックス１４に固定されたクロスメンバー２１と胴体２の壁１５に固定された部材３１、３２、３３、３４との間に介在し、ボックス１４から伝達される荷重によって振動させられる。

言い換えれば、弾性材料の層４１は、ボックス１４から伝達される予め決められた周波数範囲内の振動及び騒音から壁１５を隔絶する機械的フィルタとして機能する。

連結装置２０の弾性材料の層４１の振動周波数は、単に、弾性材料の層４１の材料又は形状を変更すること、即ち、剛性を調節することによって調節できる。

かくして、胴体２への振動及び騒音の伝達を防止する周波数範囲は、設計段階で選択することができる。

言い換えれば、減衰組立体４０を、設計段階において、胴体２への伝達を低減させる振動及び騒音の種々の周波数範囲に合わせることができる。

調節手段６０はまた、減衰組立体の弾性材料の層４１に作用する予荷重の調節を可能にする。

従って、このことは、クロスメンバー２１がボックス１４によって予め決められたトルク反作用を受け且つ弾性材料の層４１の弾性作用を受けるとき、クロスメンバー２１のバランスが保たれることを確保する。ボックス１４が及ぼす予め決められたトルク反作用は、ヘリコプター１の通常の飛行状態において駆動シャフト１０に作用するトルクと等しい大きさである。

しかしながら、特許請求の範囲によって定められる範囲を逸脱することなしに、本明細書に説明し且つ図示したヘリコプター１に変更を加えてもよいことは明白である。

１ ヘリコプター
２ 胴体
３ 主回転翼
７ トランスミッション
８ キャビン
１４ 支持本体
１５ 壁
２１ クロスメンバー（第１の連結手段、第１の連結部材）
２２ フランジ
２３、２４ 付加部分
２５，２６ 連結部材（本体）
２７ 台形の座部（中央の座部）
２８ 矩形断面の座部（側方の座部）
３１、３２ 部材（第２の連結手段、１対の第２の連結部材）
３３、３４ 部材（第２の連結手段、他の１対の第２の連結部材）
３６ ねじ山付き孔
３７ 貫通孔（第２の孔）
４０ 減衰組立体
４１ 弾性材料の層（弾性手段、第１の弾性部材、第２の弾性部材）
４２ 金属のプレート（第１の金属部材、第２の金属部材）
４５ ねじ山付きピン
６０ 調節手段
６１ ピン（第２のねじ山付きピン）
６２ ねじ山付き孔（第４のねじ山付き孔）
６３ 貫通孔（第３の孔）
Ｂ 軸線
Ｃ 軸線
Ｄ 軸線
Ｅ 軸線（長手方向軸線）

Claims (8)

1. ヘリコプター（１）であって、
   主回転翼（３）と、胴体（２）と、主回転翼（３）に作動的に連結されたトランスミッション（７）と、少なくともトランスミッション（７）を支持する支持本体（１４）と、支持本体（１４）に連結された第１の連結手段（２１）と、胴体（２）に連結された第２の連結手段（３１、３２、３３、３４）と、第１の連結手段（２１）と第２の連結手段（３１、３２、３３、３４）との間に介在された弾性手段（４１）とを有し、
   前記第１の連結手段は、第１の連結部材（２１）を含み、第１の連結部材（２１）は、前記支持本体（１４）に連結されたフランジ（２２）を有し、前記フランジは、前記胴体（２）の長手方向軸線（Ｅ）を横切る第１の軸線（Ｂ）を有する開口を有し、前記第１の連結部材（２１）は、更に、第１の付加部分（２３）及び第２の付加部分（２４）を有し、前記第１の付加部分（２３）及び前記第２の付加部分（２４）は、前記第１の軸線（Ｂ）の両側において、前記フランジ（２２）のそれぞれの部分から突出し、
   前記第１及び第２の付加部分（２３、２４）は、Ｖ字形であり、前記第１の軸線（Ｂ）の両側に先細りになるように延びる２つの側部を備え、
   前記第２の連結手段は、前記第１の付加部分（２３）の両側に配置された１対の第２の連結部材（３１、３２）と、前記第２の付加部分（２４）の両側に配置された他の１対の第２の連結部材（３３、３４）とを有し、
   前記弾性手段（４１）は、前記第１の付加部分（２３）の２つの側部と前記１対の第２の連結部材（３１、３２）との間に介在する少なくとも１対の第１の弾性部材（４１）と、前記第２の付加部分（２４）の２つの側部と前記他の１対の第２の連結部材（３３、３４）との間に介在する少なくとも１対の第２の弾性部材（４１）とを有する、ヘリコプター。
2. 前記第１の付加部分（２３）及び前記第２の付加部分（２４）はそれぞれ、第２の対称軸線（Ｃ）及び第３の対称軸線（Ｄ）を有し、前記第２の対称軸線（Ｃ）及び前記第３の対称軸線（Ｄ）は、前記フランジ（２２）の開口の中心（Ｏ）で交差し、互いに対して及び胴体（２）の長手方向軸線（Ｅ）に対して傾斜する、請求項１に記載のヘリコプター。
3. 更に、１対の第１の減衰組立体（４０）及び１対の第２の減衰組立体（４０）を有し、 各第１の減衰組立体（４０）は、交互に配置され且つ一体化された多数の第１の金属部材（４２）及び多数の前記第１の弾性部材（４１）を有し、
   各第２の減衰組立体（４０）は、交互に配置され且つ一体化された多数の第２の金属部材（４２）及び多数の前記第２の弾性部材（４１）を有する、請求項１又は２に記載のヘリコプター。
4. 更に、前記弾性手段（４１）の予荷重を調節する調節手段（６０）を有する、請求項１〜３の何れか１項に記載のヘリコプター。
5. 更に、前記第１の付加部分（２３）及び前記第２の付加部分（２４）の各々は、１つの本体（２５、２６）を有し、前記本体の各々は、それに対応する前記付加部分（２３、２４）が係合する中央の座部（２７）と、前記中央の座部（２７）の両側に配置され且つ前記弾性手段（４１）の少なくとも一部を収容する１対の側方の座部（２８）と、を有し、
   前記本体（２５、２６）は、その両側において、前記本体に対応する前記第２の連結部材（３１、３２、３３、３４）に連結される、請求項１〜４の何れか１項に記載のヘリコプター。
6. 前記第１の付加部分（２３）及び前記第２の付加部分（２４）はそれぞれ、前記第２の対称軸線（Ｃ）及び前記第３の対称軸線（Ｄ）に沿って延びる第１のねじ山付き孔（３６）を有し、
   前記本体（２５、２６）は、それに対応する前記第２の対称軸線（Ｃ）及び前記第３の対称軸線（Ｄ）に沿って延び且つそれに対応する前記第１のねじ山付き孔（３６）と整列する第２の孔（３７）を有し、
   前記第１連結手段（２１）及び前記第２の連結手段（３１、３２、３３、３４）を組立てるとき、互いに対応する前記第１のねじ山付き孔（３６）及び第２の孔（３７）に、それぞれの第１のねじ山付きピン（４５）が係合する、請求項５に記載のヘリコプター。
7. 前記調節手段（６０）は、前記第２の連結部材（３１、３２、３３、３４）ごとに、少なくとも１つの第２のねじ山付きピン（６１）と、前記第２の連結部材（３１、３２、３３、３４）に形成され且つ前記第２のねじ山付きピン（６１）が通る少なくとも１つの第３の孔（６３）と、前記本体（２５、２６）に形成され且つ前記第２のねじ山付きピン（６１）が係合する少なくとも１つの第４のねじ山付き孔（６２）とを有する、請求項５又は６に記載のヘリコプター。
8. 前記胴体（２）は、キャビン（８）と、前記キャビン（８）の最上部を形成する壁（１５）とを有し、前記第１の連結部材（２１）は、前記壁（１５）と協働し、前記第２の連結部材（３１、３２、３３、３４）は、前記壁（１５）に固定される、請求項１〜７の何れか１項に記載のヘリコプター。