JP5979798B2 - 補助回転翼から出る騒音と回転翼航空機の性能の双方の最適化に貢献する方法及び回転翼航空機 - Google Patents

Description

本発明は、回転翼航空機の補助回転翼から出る騒音と回転翼航空機の性能の双方を最適化することに貢献する方法、及びその方法を適用する回転翼航空機に関する。

したがって、本発明は、航空機、より詳細には、回転翼航空機のための尾部フィンの狭い技術分野に関する。

例えば、ヘリコプター型の回転翼航空機は、少なくとも１つのエンジンによって機械的に駆動される単一の主回転翼を有してもよい。この主回転翼は、ヘリコプターに揚力及び推進力を提供する。

また、ヘリコプターは、主回転翼を回転させることにより生成されるヨースラストを補償するために、横方向スラストを発生することでアンチトルク機能を実行する補助尾部回転翼を備える。便宜上、このトルクを、以下「回転翼トルク」と称する。

さらに、補助回転翼は、正又は負の横方向スラストを発生させることで操縦者がヘリコプターのヨー運動を制御することを可能にする。

次に、補助回転翼は、例えば、航空機の尾部支材により運搬される尾部フィン上に配置してもよい。用語「フィン」は、高さ方向に延びる流線型のボディを指し、それは実質的に垂直プレーンに含まれる。しかしながら、フィンは、対称な垂直前後方向プレーンに対して傾けられ得る。用語「垂直フィン」が用いられることもある。

アンダクト型補助回転翼は公知であり、便宜上、以下「従来の」補助回転翼と称する。従来、アンダクト型補助回転翼は、尾部フィンの頂端部に横方向に搭載される。

このようなアンダクト型補助回転翼は広範に用いられている。しかしながら、例えば、Fenestron（登録商標）の商標で知られるダクト型の補助回転翼を実施することも可能である。

ダクト型補助回転翼は、ヘリコプターの尾部フィンを介して提供されるダクト内に配置される回転翼を備える。ダクトの対称な軸は、ヘリコプターの対称な垂直前後方向プレーンに対して実質的に垂直である。

補助回転翼のダクト型又はアンダクト型にかかわらず、尾部フィンは、ヨー運動の制御に関与する。ヘリコプターが前進飛行する間、フィンは横方向揚力を生成する。ヘリコプターの前進速度が速くなると、この横方向揚力は大きくなる。

このように、ダクト型又はアンダクト型補助回転翼は、回転翼航空機のヨー運動の制御を可能にする。しかしながら、補助回転翼は回転翼航空機の飛行段階に依存して、より大きい、又はより小さい騒音を生成し得る。

文献ＦＲ ２ ３３８ ８４５は、エンジンによって駆動される回転翼を有するヘリコプターに言及している。

文献ＦＲ ２ ３３８ ８４５は、エンジンにより駆動される固定ピッチのダクト型プロペラの手段により、へリコプタのヨー方向の制御を提供する。その際、そのプロペラのスラストは、プロペラのダクト内に配置された可変ピッチ翼とそこからの上昇気流によって調節される。このように、補助回転翼は、プロペラとベーンを備えるダクト型回転翼であり、そのベーンはダクト型回転翼のダクト内に配置される。

文献ＥＰ ０ ８６７ ３６４は、主回転翼の回転速度を低減すること、それ故、補助回転翼及び可動フィン要素を制御することによって、回転翼航空機から出る騒音を低減することを示唆している。補助回転翼のブレードのピッチ、及び、可動フィン要素の迎え角は、対気速度、及び主回転翼により生成されるトルクに基づいて決定される。

文献ＵＳ ６ ２９０ １７１は、ヘリコプターに揚力及び推進力を与えるための主回転翼によって生成されるトルクに対抗するための、複合アンチトルクシステムを制御するための装置を提供する。該装置は、
制御可能で、アンチトルク横方向スラストを生成するアンチトルク補助回転翼と、
制御可能で、アンチトルク横方向スラストを生成する少なくとも１つの操舵翼型と、
を備える。

上記装置は制御手段を含み、その制御手段は、第１の制御命令の少なくとも一部であって、上記翼型によって実行されるのに適している一部を表す揚力を上記翼型が生成するように、上記翼型を優先として制御し、及び
上記翼型と上記補助回転翼の協働がヘリコプターのためのヨー制御命令を表すように上記補助回転翼を制御する。

文献ＥＰ １ ５４７ ９１９は、ヘリコプターの構造により生成される振動を低減するための方法及び装置を記載している。この振動は、航空機に揚力及び推進力を提供する主回転翼からくる気流、及び胴体に沿って流れる気流に起因するものである。この方法及び装置は、測定された振動に対抗する力を生成するように尾部フィンの入射角を決定するために、振動の測定を利用する。

文献ＥＰ ０ ５６６ ４５２は、アンチトルクシステムと共に、単一の主要な揚力及び推進力の回転翼を有するヘリコプターを記載している。アンチトルクシステムは、
上記主回転翼のためのエンジン手段から順番に駆動され、制御可能なアンチトルク横方向スラストを発生させるアンチトルク補助回転翼と、
少なくとも１つの、アンチトルク横方向揚力を生成するための制御可能な偏向の操舵翼型と、を備える。

このような状況では、ヘリコプターは、上記主回転翼のコレクティブピッチ角の関数として、及び上記ヘリコプターの前進速度の関数として上記操舵翼型の偏向角度を自動的に制御するための手段を含む。

最後に、文献ＤＥ １ １４４ １１６は、補助回転翼を運搬するフィン、及びピボット可能な制御面を記載している。

また、文献ＵＳ ２０１２／１０４１５６も公知である。

このように、本発明の目的は、回転翼航空機の補助回転翼から出る騒音を最適化することに貢献する方法を提案することである。

したがって、本発明は、回転翼航空機の補助回転翼から出る騒音を最小化することに貢献する方法を提供する。回転翼航空機は、回転翼航空機の第１の側と第２の側との間を分離している第１の前後プレーンに沿って長手方向に延びる。回転翼航空機は、したがって、第１の側から第２の側へ横方向に延びる。

さらに、回転翼航空機は少なくとも１つの主回転翼を備える。また、回転翼航空機は、制御可能な横方向スラストを発生してヨー方向の回転翼航空機の動きを制御するための補助回転翼も有する。このスラストは、回転翼航空機の胴体上の主回転翼により生成されるトルクに対抗するために、第２の側の方に向けられる。用語「第２の側の方に向けられるスラスト」は、補助回転翼から第１の側の方へ行く方向に作用するスラストを意味するために用いられる。

また、回転翼航空機は、主回転翼、及び補助回転翼を順番に駆動するためのパワープラントを有する。

また、回転翼航空機は、高さ方向に延び、横方向スラストを生成する操舵可能な翼型を少なくとも部分的に備える尾部フィンを有する。翼型が「第２」のプレーンと称される基準プレーンに存在するときは、この翼型はゼロの偏向角度を示す。翼型は後縁を有する。翼型はボディを備え、ボディは前縁と後縁との間で翼弦方向に定義される。

このように、翼型は、低い部分から高い部分に向けて垂直に、及び前縁から後縁に向けて長手方向に延びる。用語「翼型が「第２」のプレーンと称される基準プレーンに存在するとき」は、翼型の基準翼弦が第２のプレーンに存在するときに、翼型が見出される位置を示すために用いられる。

この方法において、第２のプレーンに対して負である偏向角度を翼型が示すようにその後縁を第２の側の方に向け、あるいは、第２のプレーンに対して正である偏向角度を翼型が示すように、後縁を第１の側の方に向けるように、翼型の偏向角度が制御される。翼型は、回転翼航空機の性能を最適化し、補助回転翼により生成される騒音を最小化することを追求する少なくとも１つの所定の動作ポイントの方に補助回転翼を傾かせる機能を有する。翼型の偏向は、少なくとも、回転翼航空機の速度パラメータの現在値の関数、及びパワープラントのパワーパラメータの現在値の関数として制御される。

便宜上、偏向角度は
翼型が第２のプレーンにあるときは、ゼロであり、
第１の側の方に旋回されることによって、翼型が第２のプレーンに対してオフセット角度であるときに正であり、
第２の側の方に旋回されることによって、翼型が第２のプレーンに対してオフセット角度であるときに負である、
と考えられる。

さらに、便宜上、正の偏向角度は負の偏向角度より大きいと考えられる。

その結果、翼型は、最小負偏向角度と最大正偏向角度との間の偏向角度を示すように、ピボット運動を実行し得る。

この方法において、この偏向角度は、補助回転翼により生成される騒音を最小化する少なくとも１つの動作ポイントの方に補助回転翼を傾かせるように、制御される。このように、翼型は、音妨害を低減し、航空機の性能を向上させることを追及する状況に、補助回転翼をおくことができる。

偏向角度は、音響的快適性の観点から、補助回転翼により生成されるスラストを最適化する一方、それにもかかわらず回転翼航空機のための性能を許容可能に保つように制御される。

その結果、補助回転翼からのスラストは、翼型の角位置の関数として適合される。この適合は、補助回転翼を最適な動作ポイントの方へ傾かせることを追及する。このように、翼型は、回転翼航空機のための性能ターゲットと音響的ターゲットとの双方を満足するように、補助回転翼により生成されるスラストを増加又は減少させることができる。

翼型の偏向角度を制御するために、この方法は、回転翼航空機の速度パラメータの現在値、及びパワープラントのパワーパラメータの現在値を利用する。

この方法は、ダクト型補助回転翼、及びアンダクト型補助回転翼に等しく良好に適用する。

この方法は、下記特徴の１つ又は複数を含んでもよい。

したがって、一例として、速度パラメータは少なくとも対気速度及び対地速度を備えるリストから選択される。

これらの対気速度及び対地速度は、従来の第１の測定システムを用いて測定される。例えば、対気速度は、ピトー管を利用して決定してもよい。さらに、対地速度は、頭文字がＧＰＳとして知られる位置決めシステムを用いて得ることもでき、あるいは、実際にドップラーレーダを用いて得ることもできる。

一例として、パワープラントは、少なくとも１つのエンジンと、各エンジンと主回転翼との間に挟まれた主ギヤボックスと、を含む。パワーパラメータは、少なくとも１つのエンジンにより生成される総トルク、主ギヤボックスに伝達されるパワー、主ギヤボックスに伝達されるトルク、及び、主回転翼を駆動するマスト上に生成されるトルクを、少なくとも含むリストから選択してもよい。

パワープラントのこれらのパワーパラメータは、従来の第２の測定システムを用いて測定してもよい。この第２の測定システムは、パラメータの種類の関数として、パワー、そうでない場合はトルクを決定する機能を有する従来のシステムであり得る。

第２の測定システムは、回転軸によって伝達されたトルクを測定するための第１の装置を備えてもよい。例えば、第１の装置は、フォニックホイールを有するトルクメータであり得る。

パワーパラメータがパワーであるとき、第２の測定システムは、軸の回転速度を測定する第２の装置、例えば、フォニックホイールのような装置を含んでもよい。

また、第２の測定システムは、計算ユニットを含んでもよい。計算ユニットは、トルクに回転速度を掛けることによってパワーを決定する。

さらに、回転翼航空機は、尾部フィンをその上に配置することもできる。この尾部フィンは、翼型によって、又は、翼型を表す少なくとも１つの可動制御面を備える静止尾部フィンによって、又は実際に、併せて翼型を表す少なくとも１つの可動制御面を備える可動尾部フィンによって、全体が構成される。すなわち、翼型は、操舵可能な制御面を有し得る操舵可能な尾部フィンであり得、又は実際には、静止尾部フィン上に配置された操舵可能な制御面であり得る。

また、本発明において、
回転翼航空機が低速飛行で下降段階の間、翼型を小さい負の偏向角度、例えば、−１５度から０度の範囲の角度に位置決めすることと、
回転翼航空機が高速飛行で下降段階の間、又は回転翼航空機がオートローテーション状態のとき、翼型を大きな負の偏向角度、例えば、−１５度の角度に位置決めすることと、
飛行の上昇段階の間、翼型を正の偏向角度、例えば、３５度の角度に位置決めすることと、
が可能である。

翼型が負の偏向角度を示すとき、主回転翼により胴体上に生成されるトルクに加わるトルクを減少させるために、尾部フィンからの横方向揚力は低減される。トルクのこの減少を補償するために、航空機のヨー角度を一定に維持するように、補助回転翼により生成されるスラストを増加させることが適切である。

これとは逆に、翼型が正の偏向角度を示すとき、尾部フィンからの横方向揚力が増加される。トルクにおけるこの増加を補償するために、補助回転翼により生成されるスラストを減少させることが適切である。

このような状況では、この方法は、回転翼航空機の性能と、飛行の多く段階の間に回転翼航空機から出る騒音と、を最適化することに貢献する。

飛行の巡航段階の間、回転翼航空機の尾部フィンは、胴体の主回転翼によって生成されるトルクを補償するために適切なトルクを生成可能な横方向スラストを生成し得る。

次に、補助回転翼は任意選択で停止してもよい。しかしながら、次に、ダクト型補助回転翼はダクト型補助回転翼のダクト内に再循環する流体による騒音現象を増大させ得る。

本発明は、補助回転翼の動作を要求する間、尾部フィンからの横方向スラストを低減させるために翼型を負の偏向角度に配置することを提案する。流体再循環現象は、次に、少なくとも低減される。

上記方法は、不利益をもたらすように見えるにもかかわらず、補助回転翼を動作させるように導くという点において、驚くべきものであるように思われる。しかしながら、小さい負の角度は、補助回転翼の動作から必要とされるパワーを最小化し、それによって、許容可能な性能を保つように機能する。

さらに、この方法は、飛行の巡航段階の間に出る騒音に対するフィンの影響を最小化することによって、大きな寸法の尾部フィンの利用を可能にする。そのような尾部フィンは有利である。尾部フィンは、補助回転翼のアンチトルク作用に貢献し、したがって、幾つかの先行技術実施形態における場合より小さいパワーを必要とする補助回転翼の取り付けを、任意選択で可能にし得る。それによるパワーの節減は、回転翼航空機のペイロードの増加をもたらし得る。

また、燃料消費も最適化することができる。

飛行の下降段階の間、大きな寸法の尾部フィンが、巡航飛行中に生成される横方向スラストに実質的に等しい大量の横方向スラストを生成することができる。しかしながら、回転翼からのトルクは減衰しやすい。このような状況では、この横方向スラストは、主回転翼によって胴体上に生成される回転翼トルクより大きいトルクを胴体上に生成してもよい。この結果、回転翼航空機のヨー運動となる。このヨー運動は、補助回転翼を用いて負のスラストを生成することによって対抗する必要があり、それによって航空機のために一定のヨー角を維持できる。

このような負のスラストは、騒音を生成し、特に、操縦者による制御がより困難になることによって、回転翼航空機の性能を低下させ得る。

したがって、本発明は、回転翼トルクより大きいトルクの発生を防ぐように、大きな負の偏向角度に翼型を位置決めすることを提案する。

また、オートローテーションにおける飛行の段階の間、翼型がこの目的のために用いられ得る。

また、主回転翼によって胴体上に生成される回転翼トルクは低い。そのような状況では、小さい又はゼロの横方向スラストを尾部フィンから誘導するために、大きな負の偏向角度に翼型が位置決めしてもよい。

オートローテーションの場合、及び急激な降下中、補助回転翼は、主に航空機のヨー運動を制御するために用いられ、尾部フィンによって生成される任意の横方向スラストに対抗するためではない。したがって、本発明は、補助回転翼を用いてヨー制御を行なうための最適化されたマージンを提供する。さらに、補助回転翼から出る騒音は、特に、負のスラストを伴う動作を防止することによって低減することができる。

飛行の上昇段階の間、主回転翼は、大きく応力が加えられているため、大量の回転翼トルクを胴体上に誘導する。この回転翼トルクに、従来は、補助回転翼から大量のスラストを生成することによって対抗している。この高レベルのスラストは、騒音を発生する。

また、補助回転翼を動作させることは大量のパワーを必要とする。したがって、主回転翼のために使用可能なパワーが低減され、それによって回転翼航空機の性能が低下し、特に上昇の速度が低下する。

それとは逆に、本発明は、飛行の上昇段階の間、翼型を正の偏向角度に位置決めすることを提案する。それによって補助回転翼は、幾つかの先行技術実施形態と比べ、より小量のスラストを生成することを必要とすることで上述の欠点の軽減を可能にする。

また、補助回転翼の故障の際に、翼型は正の偏向角度に位置決めしてもよい。翼型によって胴体上に生成されるトルクは、より大量の回転翼トルクを補償することを可能にする。したがって、本発明は、航空機の降下速度を減速することを可能にする。特に、本発明は、補助回転翼の故障の際に、下降後に実行しなければならない滑走着陸中の航空機の前進速度を減速させることを可能にする。

さらに、第２のプレーンが第１の前後プレーンに対して正の角度を示すように、第１の前後プレーンに対して第２のプレーンを傾斜させることを可能にする。翼型が第２のプレーンにあるときは、翼型の後縁は、第１の側の方に向けられる。

この特徴は、翼型がゼロ偏向角度を有するときに、前進飛行中に入射空気に対して正の角度を翼型に付与することを可能にする。

同様に、翼型に正のキャンバーを付与することを可能にする。翼型は、第２の側の方に向けてキャンバーされた面を呈する。

さらに、回転翼航空機の速度パラメータ及びパワープラントのパワーパラメータの関数として、翼型のためのターゲット角度を提供する関係式を利用することにより、翼型の配向を制御することが可能である。

この関係式は、下式を任意選択で含んでもよい。

但し、
「δ」はターゲット角度を表し、
「δ１」及び「δ２」は算出パラメータを表し、
「δｍａｘ」及び「δｍｉｎ」は、それぞれ、所定の正の閾値角度及び負の閾値角度を表し、
「Ｖ１」、「Ｖ２」、「Ｖ３」、及び「Ｖ４」は、所定の速度パラメータを表し、
「Ｖ」は、速度パラメータの現在値を表し、
「Ｗ１」及び「Ｗ２」は所定のパワーパラメータを表し、
「Ｗ」はパワーパラメータの現在値を表し、
「ｓｗ」は所定の調整パラメータを表し、及び
「Ａ」及び「Ｂ」は調整パラメータの関数である変数を表す。

ここで、一例として、「δｍａｘ」、「δｍｉｎ」、「Ｖ１」、「Ｖ２」、「Ｖ３」、「Ｖ４」、及び「Ｗ１」、「Ｗ２」は、製造業者実施テスト及び／又はシミュレーションによって、それらが特定の回転翼航空機及び／又は特定のミッションに適合するように決定される。

変数「Ａ」及び「Ｂ」は、製造業者によって、テスト又はシミュレーションによって、所定の閾値角度を誘導するように決定される。例えば、これらの変数「Ａ」及び「Ｂ」は、次式を用いて決定してもよい。
Ａ＝０．１×［ｓｗ］、及び Ｂ＝−２１×［ｓｗ］

第１の実施態様において、調整パラメータは所定の値に等しい。次に、翼型に適用される偏向角度はターゲット角度に等しい。

例えば、所定の角度はゼロであり得る。

この関係式は、偏向角度を、現在の速度パラメータ及び現在のパワーパラメータの関数として決定するための、単一のシートを定義することを可能にする。

このシートは、特に、遷移ゾーンによって相互接続された４つの異なる動作ゾーン、すなわち、第１のゾーンＺ１、第２のゾーンＺ２、第３のゾーンＺ３、及び第４のゾーンＺ４を有してもよい。
・第１のゾーンＺ１では、偏向角度は、最大であり、正の閾値角度に到達する。第１のゾーンは低速の前進速度で到達する。
・第２のゾーンＺ２では、偏向角度は、最大であり、正の閾値角度に到達する。第２のゾーンは中間の前進速度、及びパワープラントによって生成される高パワーで到達する。
・第３のゾーンＺ３では、偏向角度は、中偏向（例えば、ゼロに近いか、ゼロに等しい）に配置され、第３のゾーンは、高速の前進速度、及びパワープラントによって生成される高パワーで到達する。
・第４のゾーンＺ４では、偏向角度は、小さく、負の閾値角度に到達し、第４のゾーンは、高速の前進速度、及びパワープラントによって生成される低パワーで到達される。

第２の実施態様において、以下のステップ：
・関係式の適用において、最大角度をターゲット角度に等しいと決定し、第１の値（例えば．第１の値は−１に等しい）を調整パラメータに付与すること、
・関係式の適用において、最小角度をターゲット角度に等しいと決定し、第２の値（例えば、第２の値は＋１に等しい）を調整パラメータに付与すること、
・補助回転翼のブレードの現在のコレクティブピッチを測定すること、
・ピッチが所定のセットポイントピッチより大きい場合に限り、翼型の偏向角度を最大角度の方に傾かせることによって、翼型の偏向角度を増大させることであって、偏向角度は最大角度に等しい又はそれ以下であるように制限されること、
・翼型の偏向角度を最小角度の方に傾かせることによって、翼型の偏向角度を減少させることであって、偏向角度は最小角度に等しい、又はそれ以上であるように制限されること、及び、
・偏向角度を変更することと平行して、ピッチを自動的に変更すること、
が実行される。

この関係式は、それぞれ最大角度及び最小角度の決定に貢献する上方のシート及び下方のシートを定義することを可能にする。各シートは上述の４つのゾーンを含んでもよい。

翼型の偏向角度は、これらの上方及び下方のシートによって限定される。

このような状況では、偏向角度は補助回転翼のブレードの現在のコレクティブピッチの関数として決定され、同時に上方及び下方のシートによって限定される。

この第２の実施態様は、補助回転翼を所定の動作ポイントで動作させることを追及する。この動作ポイントに補助回転翼を導くためのブレードのピッチを製造業者が決定する。

この動作ポイントは、補助回転翼に、正の横方向スラストを生成させ得る。

ブレードのコレクティブピッチがセットポイントピッチより大きいときは、偏向角度を増大させることによって、例えば、偏向角度を最大角度の方へ傾かせることによって尾部フィンからの横方向揚力を増大させる。これと平行して、オートパイロットシステムが、補助回転翼に作用して、補助回転翼のブレードのコレクティブピッチを低減する。

ブレードのコレクティブピッチがセットポイントピッチより小さいときは、偏向角度を低減することによって、すなわち、偏向角度を最小角度の方に傾かせることによって、尾部フィンからの横方向スラストを低減させる。これと平行して、オートパイロットシステムが、補助回転翼に作用して、補助回転翼のブレードのコレクティブピッチを増加する。

また、補助回転翼のブレードのピッチを制御するための手動制御手段を含む航空機では、操縦者が制御手段を操作しているときはいつでも、偏向角度への如何なる変更も禁止することができる。次に、第２の実施態様が禁止される。

なお、単一の回転翼航空機が上記実施態様の両方を用い得ること、その際、操縦者が所望の動作モードを選択可能であること、が尊守されるべきである。

方法に加え、本発明は、回転翼航空機の第２の側から第１の側を分離する第１の前後プレーンに沿って、長手方向に延びる回転翼航空機を提供する。この回転翼航空機は、少なくとも１つの主回転翼を備える。回転翼航空機は、回転翼航空機のヨー運動を制御するために、制御可能な横方向スラストを発生する補助回転翼を備える。スラストは、回転翼航空機の胴体上の主回転翼によって生成されるトルクに対抗するように、第２の側方向に向けられる。回転翼航空機は、主回転翼及び補助回転翼を順番に駆動するためのパワープラントを含む。回転翼航空機は、高さ方向に延び、制御可能な偏向を有する偏向可能な翼型を少なくとも部分的に備え、横方向揚力を生成する尾部フィンを含み、翼型は、翼型が第２のプレーンに存在するときは、ゼロ偏向角度を示し、翼型は後縁を有する。

次に、回転翼航空機は、翼型をピボットさせるためのムーバ手段に接続されるプロセッサユニットを含む。プロセッサユニットは、回転翼航空機の速度パラメータの現在値を測定するための第１の測定システム、及びパワープラントのパワーパラメータの現在値を測定するための第２の測定システムに接続される。次に、プロセッサユニットは上述の方法を適用する。

その結果、プロセッサユニットは、この方法を実行するために不揮発メモリに格納される命令を実行するプロセッサ等の計算手段を含んでもよい。

したがって、プロセッサユニットは、翼型が第２のプレーンに対して正の偏向角度を示すようにその前縁を第１の側の方に向けることによって、又は、翼型が第２のプレーンに対して負の偏向角度を示すようにその後縁を第２の側の方に向けることによって、翼型の偏向を制御するムーバ手段と通信する。この目的のため、プロセッサユニットは翼型の偏向角度を、少なくとも回転翼航空機の速度パラメータの現在値、及びパワープラントのパワーパラメータの現在値の関数として制御する。

次に、回転翼航空機は、翼型を表す偏向可能な尾部フィン、又は翼型を表す少なくとも１つの可動制御面を備える静止尾部フィン、又は併せて翼型を表す少なくとも１つの可動制御面を有する可動尾部フィンを含んでもよい。

また、第２のプレーンは、第１の前後プレーンに対して正の角度を示し得る。翼型が第２のプレーンに存在するときは、後縁は第１の側の方に向けられる。

さらに、翼型は正のキャンバーを有してもよい。翼型は、第２の側の方に向けられたキャンバーされた面を呈する。

また、プロセッサユニットは、上記第１及び／又は第２の実施態様を実行するために、回転翼航空機の速度パラメータ及びパワープラントのパワーパラメータの関数として、翼型のためのターゲット角度を提供する関係式を格納する不揮発メモリを含んでもよい。

また、回転翼航空機は、補助回転翼のブレードのピッチを制御するための手動制御手段と、直接的に又は測定装置を介して間接的にプロセッサユニットと通信する制御手段と、を含んでもよい。

本発明及びその利点は、以下に例示する実施形態を、添付図面を参照して説明することで、さらに詳細に明らかになるであろう。

本発明の航空機の図である。 可動翼型を運搬する静止尾部フィンを示す図である。 可動尾部フィンを示す図である。 キャンバーされた翼型を示す図である。 正の偏向角度、又は負の偏向角度を有する可動翼型の位置決めを説明する図である。 第１の実施態様を示す図である。 第２の実施態様を示す図である。

複数の図の中に存在する要素は、各図において同じ参照番号が付されている。

図１は、胴体２を有する回転翼航空機１を示す。胴体２は、機首３から尾翼４へ、対称な前後方向プレーンＰ１に沿って長手方向に延びる。また、胴体２は、第１の側６から第２の側７へ、横方向にも延びる。

また、胴体２は、少なくとも揚力の一部、及び場合によっては回転翼航空機１の推進力を提供する少なくとも１つの主回転翼５を有する。

主回転翼５は、第１の方向Ｓ１に回転運動を行なう複数のブレードを有する。この運動中に、通常「後退」ブレードと称される１つのブレードが第１の側６から第２の側７の方へ移動する。これとは逆に、通常「前進」ブレードと称されるブレードが第２の側７から第１の側６に移動する。

主回転翼の、この回転運動は、第１の方向Ｓ１とは逆の第２の方向Ｓ２の胴体２上のヨー方向の回転翼トルクを増加させる。次に、この回転翼トルクは、回転翼航空機のヨー角を変化させるのに貢献する。

そのような状況では、回転翼航空機は、回転翼航空機のヨー運動を制御するための、少なくとも１つの補助回転翼１０を有する。

補助回転翼１０は、通常、回転翼航空機の長手方向の端部の１つに配置される。したがって、補助回転翼は回転翼航空機の尾翼４の、特に、尾部フィン２０に配置される。

補助回転翼は、図１に示すようにアンダクト型回転翼であってもよく、ダクト型回転翼であってもよい。

補助回転翼１０は、横方向スラスト１００を生成する。この横方向スラスト１００は、ペダル等の従来の制御手段５０を用いて制御してもよい。

回転翼トルクに対抗するために、横方向スラストは、「正」スラスト１０１と称され、この正スラストは第２の側７の方に向けられる。また、補助回転翼は、第１の側６の方に向けられる負スラスト１０２も生成し得る。

主回転翼５、及び補助回転翼１０を駆動するために、回転翼航空機はパワープラント９０を含む。パワープラント９０は、少なくとも１つのエンジン９１と、主回転翼５と少なくとも１つのエンジン９１との間に配置される主ギヤボックス９２と、を有する。

また、回転翼航空機１は、調整可能な横方向スラスト１１１、１１２を生成するようにピボット可能な可動翼型２５を少なくとも部分的に備える尾部フィンを有する。

この翼型２５は、第１のプレーンＰ１に対して或る角度を示す実質的に垂直なプレーンの高さ方向に延びる。

図１及び図２の変形において、回転翼航空機１は静止尾部フィン２０を有する。次に、翼型２５は、翼型を表すように、静止尾部フィンに蝶番で止められた制御面２６を備える。

図３の変形において、回転翼航空機は可動尾部フィンを備える翼型を有する。尾部フィンは、全体として可動であり、翼型を表す。

図示されていない変形において、回転翼航空機は、それ自体が可動制御面を運搬する可動尾部フィンを含む翼型を有する。

また、図４を参照すると、翼型２５は、正のキャンバーを任意選択で含んでもよい。翼型２５は、第２の側７に対向するキャンバーされた面を呈する。

変形とは関係なく、図１を参照すると、翼型２５の基準翼弦が第２のプレーンＰ２内にあるときは、翼型２５は、ゼロの偏向角度２００を示す。次に、翼型は中間位置にあり、それは、この中間位置のいずれかの側に偏向してもよい。

翼型が中間位置にあるときに第２のプレーンＰ２内に配置されるよう提供されるべき適切な量の揚力を、製造業者がテスト又はシミュレーションを行ない決定することが理解されよう。

偏向角度は、第２のプレーンＰ２に対して測定される。この第２のプレーンＰ２は、第１のプレーンＰ１と同一である。しかしながら、第２のプレーンＰ２は、変形に示されるように、第１のプレーンＰ１に対して、正の角度３００を示し得る。

翼型は、第２のプレーンＰ２に対して偏向角度を示すように移動してもよい。

慣例により、回転翼航空機の第１の側６に、すなわち、図１の第２のプレーンの右側に位置するように、その後縁２７が第２のプレーンＰ２から離れるとき、翼型２５は正の偏向角度を示す。それとは逆に、回転翼航空機の第２の側７に、すなわち、図１の第２のプレーンの左側に位置するように、その後縁２７が第２のプレーンＰ２から離れるとき、翼型２５は負の偏向角度を示す。

偏向角度を制御するために、回転翼航空機１はプロセッサユニット３０を有する。このプロセッサユニット３０は、翼型２５をピボットさせるためのムーバ手段３５に接続される。

ムーバ手段３５は、プロセッサユニットと通信する油圧弁３６と、油圧弁３６と翼型２５とに接続された油圧アクチュエータ３７と、を含んでもよい。あるいは、例えば、ムーバ手段は、電気機械アクチュエータを制御する電子コントローラを備えてもよい。

プロセッサユニット３０は、ムーバ手段を制御するために不揮発メモリ３２に格納された情報を実行するプロセッサ３１を含んでもよい。

その結果、プロセッサユニット３０は、回転翼航空機１の速度パラメータＶの現在値を測定するために第１の測定システム４１に接続され、パワープラント９０のパワーパラメータＷの現在値を測定するために第２の測定システム４２に接続される。

速度パラメータＶは、少なくとも対気速度及び対地速度を含むリストから選択される。

さらに、パワーパラメータは、パワープラントのエンジン９１によって生成される総パワー、パワープラントのエンジン９１によって生成される総トルク、主ギヤボックス９２に伝達されるパワー、主ギヤボックス９２に伝達されるトルク、主回転翼を駆動するためにマスト９３に加えられるトルク、を少なくとも含むリストから選択される。

適用される方法に応じて、第１の測定システムを用いて測定される速度パラメータＶの現在値、及び第２の測定システムを用いて測定されるパワーパラメータＷの現在値の関数として、プロセッサユニット３０、及びムーバ手段３５を利用して、翼型の偏向角度が制御される。

図５は、回転翼航空機の動作及び適用される方法を説明する。

本発明によれば、例えば、回転翼航空機が高速で飛行中又はオートローテーション中の下降飛行段階の間は、翼型２５は大きい負の偏向角度に配置される。負の偏向角度は、破線で描かれた翼型によって表される。

負の偏向角度では、翼型は、ベクトル１１２によって表される、尾部フィンによって生成された横方向揚力を減少させるのに貢献する。この横方向スラスト１１１のベクトル１１２は、第２の側７の方に向けられ、長さが短い。また、ベクトル１１２は、スラストが負になった場合には、潜在的に第１の側の方へ向けられ得る。これとは逆に、翼型２５は、飛行の上昇段階の間は、正の偏向角度２００に配置される。正の偏向角度は、実線で描かれた翼型によって表される。

正の偏向角度では、翼型は、回転翼トルクに対抗するために、尾部フィンを第２の側７の方に向けることによって、尾部フィンにより生成される横方向揚力１１１を増加させるのに貢献する。より正確には、この横方向スラストのベクトル１１１´は第２の側７の方に向けられ、かなりの長さを呈する。また、低速度での回転翼航空機の下降飛行段階の間は、翼型２５を小さい負の偏向角度２００に配置することも可能である。

さらに、第１の調整ゾーンは、偏向角度が最大で、正の閾値角度δｍａｘに到達するときに定義される。この第１のゾーンＺ１は、「第３」の速度Ｖ３と称される速度より遅い前進速度で到達する。

また、第２のゾーンＺ２は、偏向角度２００が最大で、正の閾値角度δｍａｘに到達するときに定義される。第２のゾーンＺ２は、次の２つの条件を満足するときに到達する。
・回転翼航空機の前進速度が、第３の速度Ｖ３と、第３の速度Ｖ３より速い「第１」の速度Ｖ１との間にある中間の前進速度であり、
・パワープラントにより生成されるパワーが大きく、「第２」のパワーＷ２より大きい。

次に、プロセッサユニットは、回転翼航空機が第１のゾーンＺ１、又は第２のゾーンＺ２で飛行しているときに、翼型をこの正の閾値角度δｍａｘに位置決めする。

また、第３のゾーンＺ３は、偏向角度２００が中偏向に等しい場合に定義され、この第３のゾーンＺ３は、高速の前進速度及び高パワーで到達する。この中偏向は、ゼロに近く、例えば、−５度から＋５度の範囲にあり、場合によってはゼロに等しい。

中偏向は、正の閾値角度δｍａｘと負の閾値角度δｍｉｎとの間である。

次に、プロセッサユニットは、次の２つの条件を満足するときに、ゼロに近い中間配向に翼型を位置決めする。
・回転翼航空機の前進速度が、第１の速度Ｖ１より高速である第２の速度Ｖ２より速い、及び
・パワープラントにより生成されるパワーが第２のパワーＷ２より大きい。

また、第４のゾーンＺ４は、偏向角度２００が小さく、負の閾値角度δｍｉｎに到達するときに定義される。この第４のゾーンＺ４は、高速の前進速度で、パワープラントにより生成されるパワーが低いときに到達する。

次に、プロセッサユニットは、次の２つの条件を満足するときに、負の閾値角度δｍｉｎに翼型を位置決めする。
・回転翼航空機の前進速度が第１の速度Ｖ１と第３の速度Ｖ３との間の第４の速度Ｖ４より速く、
・パワープラントによって生成されるパワーが第１のパワーＷ１より小さい。

例えば、プロセッサユニットは、回転翼航空機１の速度パラメータＶ、及びパワーパラメータＷの関数として、翼型２５のためのターゲット角度を提供する関係式Ｌを用いて、翼型２５の偏向を制御する。この関係式Ｌは、下式に対応する可能性がある。

但し、
・「δ」はターゲット角度を表し、
・「δ１」及び「δ２」は算出パラメータを表し、
・「δｍａｘ」及び「δｍｉｎ」は、それぞれ、所定の正の閾値角度及び負の閾値角度を表し、
・「Ｖ１」、「Ｖ２」、「Ｖ３」、及び「Ｖ４」は、それぞれ製造業者によって予め定義された、第１、第２、第３、第４の速度を表し、
・「Ｖ」は、速度パラメータの現在値を表し、
・「Ｗ１」及び「Ｗ２」はそれぞれ、第１及び第２の所定のパワーを表し、
・「Ｗ」はパワーパラメータの現在値を表し、
・「ｓｗ」は所定の調整パラメータを表し、及び
・「Ａ」及び「Ｂ」は調整パラメータの関数である変数を表す。

図６の実施態様において、調整パラメータｓｗは所定の値、例えば、０に等しい。偏向角度２００はターゲット角度δに等しい。

次に、関係式Ｌは、垂直の第１の軸ＡＸ１に沿って描かれた偏向角度、水平の第２の軸ＡＸ２に沿って描かれたパワーパラメータＷ、及び第３の軸ＡＸ３に沿って描かれた速度パラメータを提示するシートを定義するように機能する。

このシートは、第１のゾーンＺ１、第２のゾーンＺ２、第３のゾーンＺ３、及び第４のゾーンＺ４、並びにゾーン間の遷移領域に到達することを可能にする。

次に、プロセッサユニットは、偏向角度を決定するために、関係式Ｌを直接適用する。

図７は、第２の実施態様を示す。

第２の実施態様において、プロセッサユニットは、関係式Ｌの適用において、最大角度４００がターゲット角度に等しいと決定し、第１の値を調整パラメータｓｗに与える。最大角度４００は図７の上方のシートの形式である。

さらに、プロセッサユニットは、関係式Ｌの適用において、最小角度５００がターゲット角度に等しいと決定し、第２の値を調整パラメータｓｗに付与する。次に、最小角度５００は、図７の下方の形を有するシートを提供する。

これらの下方及び上方のシートは、偏向角度に限界を提供する。

このような状況では、補助回転翼１０のブレード１１の現在のコレクティブピッチを、プロセッサユニットに接続される従来のピッチ測定装置を用いて測定する。

その後、プロセッサユニットは、オートパイロットシステム等の、ブレード１１のピッチを変更するための手段を制御する。次に、プロセッサユニットは、ピッチが所定のセットポイントピッチより大きい場合は、最大角度４００の方に傾かせるように、翼型２５の偏向角度２００の増加を要求する。

それとは逆に、プロセッサユニットは、ピッチが所定のセットポイントピッチより小さい場合は、最小角度５００の方に傾かせることによる、翼型２５の偏向角度２００の減少を要求する。

これと平行して、オートパイロットシステムは、偏向角度の変更を補償するために、偏向角度２００に対する変更と平行して、ピッチを自動的に変更する。

プロセッサユニットは、操縦者が制御手段５０を操作しているときはいつでも、偏向角度２００に対するいかなる変更も任意選択で禁止することができる。

この実施態様は、翼型が、操縦者にとって透明な方式で制御されることを可能にする。次いで、制御手段５０上で操縦者がアクションを取ることで、この実施態様の実行が停止され、全権限が操縦者に委ねられる。

本発明の実施態様に関して数多くの変形が存在し得ることは当然のことである。幾つかの実施態様は説明されているが、すべての可能性のある実施態様を余すことなく識別することは考えられることではないことが容易に理解されるであろう。説明された手段のいかなるものも、本発明の範囲を超えることなく同等の手段に置き換えられることが想像されることは当然可能である。

Claims (17)

1. 回転翼航空機（１）の補助回転翼（１０）から出る騒音の最適化に貢献する方法であって、
   前記回転翼航空機（１）は、前記回転翼航空機（１）の第２の側（７）から第１の側（６）を分離する第１の前後プレーン（Ｐ１）に沿って長手方向に延び、前記回転翼航空機（１）は、少なくとも１つの主回転翼（５）を備え、前記回転翼航空機（１）は、前記回転翼航空機（１）のヨー運動を制御するために、制御可能な横方向スラスト（１００）を発生する補助回転翼（１０）を備え、前記横方向スラスト（１００）は、前記回転翼航空機（１）の胴体（２）上の前記主回転翼（５）によって生成されるトルクに対抗するように、前記第２の側（７）方向に向けられ、前記回転翼航空機（１）は、前記主回転翼（５）及び前記補助回転翼（１０）を順番に駆動するためのパワープラント（９０）を備え、前記回転翼航空機（１）は、高さ方向に延び、制御可能な偏向を有する偏向可能な翼型（２５）を少なくとも部分的に含み、横方向揚力（１１１，１１２）を生成する尾部フィンを備え、前記翼型（２５）は、前記翼型（２５）が第２のプレーン（Ｐ２）に存在するときは、ゼロに等しい偏向角度（２００）を示し、前記翼型（２５）は、後縁（２７）を有し、
   前記方法は、前記翼型（２５）の前記偏向角度（２００）が、その後縁（２７）を前記第２の側（７）方向に向け、前記翼型（２５）が第２のプレーン（Ｐ２）に対して負である偏向角度（２００）を示すようにさせるか、又は、その後縁（２７）を前記第１の側（６）方向に向け、前記翼型（２５）が前記第２のプレーン（Ｐ２）に対して正である偏向角度（２００）を示すようにさせる、ように制御されることを特徴とし、
   前記翼型（２５）は、前記補助回転翼（１０）を、前記回転翼航空機の性能を最適化し前記補助回転翼（１０）により生成される前記騒音を最小化することを追求する少なくとも１つの所定の動作ポイントの方に傾かせる機能を有し、前記翼型の前記偏向は、少なくとも、前記回転翼航空機（１）の速度パラメータ（Ｖ）の現在値及び前記パワープラント（９０）のパワーパラメータ（Ｗ）の現在値の関数として制御され、前記偏向角度は、以下、すなわち、
   第１のゾーン（Ｚ１）では、前記偏向角度（２００）が最大で、正の閾値角度（δｍａｘ）に到達し、前記第１のゾーン（Ｚ１）は低速の前進速度で到達し、
   第２のゾーン（Ｚ２）では、前記偏向角度（２００）が最大で、正の閾値角度（δｍａｘ）に到達し、前記第２のゾーン（Ｚ２）は中間の前進速度、及び前記パワープラントによって生成される高パワー（Ｗ２）で到達し、
   第３のゾーン（Ｚ３）では、前記偏向角度（２００）が中偏向に位置決めされ、前記第３のゾーン（Ｚ３）は、高速の前進速度、及び前記パワープラント（９０）によって生成される高パワー（Ｗ２）で到達し、及び、
   第４のゾーン（Ｚ４）では、前記偏向角度（２００）が小さく、負の閾値角度（δｍｉｎ）に到達し、前記第４のゾーン（Ｚ４）は、高速の前進速度、及び前記パワープラントによって生成される低パワー（Ｗ１）で到達すること、
   を定義することによって制御されることを特徴とする、方法。
   
2. 前記速度パラメータ（Ｖ）が少なくとも、対気速度及び対地速度を含むリストから選択されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記パワープラント（９０）は、少なくとも１つのエンジン（９１）と、前記エンジン（９１）と前記主回転翼（５）との間に配置される主ギヤボックス（９２）と、を有し、前記パワーパラメータは、前記少なくとも１つのエンジンによって生成される総パワー、前記少なくとも１つのエンジンによって生成される総トルク、前記主ギヤボックスに伝達されるパワー、前記主ギヤボックスに伝達されるトルク、及び前記主回転翼を駆動するマスト上に生成されるトルク、を少なくとも含むリストから選択されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
4. 前記回転翼航空機（１）は、前記翼型（２５）によって全体が構成される尾部フィン（２０）、又は、前記翼型（２５）を表す少なくとも１つの可動制御面（２６）を有する静止尾部フィン（２０）、又は、併せて前記翼型（２５）を表す少なくとも１つの可動制御面（２６）を有する可動尾部フィン（２０）、をその上に配置していることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
5. 前記第２のプレーン（Ｐ２）は、前記第１の前後プレーン（Ｐ１）に対して傾斜して、それによって前記第２のプレーン（Ｐ２）が前記第１の前後プレーン（Ｐ１）に対して正の角度を示し、前記翼型（２５）が前記第２のプレーン（Ｐ２）に存在するときは、前記後縁（２７）が前記第１の側（６）の方へ向けられることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
6. 正のキャンバーが前記翼型（２５）に付与され、
   前記翼型（２５）は、前記第２の側（７）の方に対向するキャンバーされた面（２９）を呈することを特徴とする、請求項１に記載の方法。
7. 前記翼型（２５）の前記偏向は、前記回転翼航空機（１）の前記速度パラメータ（Ｖ）及び前記パワープラント（９０）の前記パワーパラメータ（Ｗ）の関数として、前記翼型（２５）のためのターゲット角度（δ）を提供する関係式（Ｌ）を用いて制御されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
8. 前記関係式（Ｌ）は、下式を含み、
   

   

   
   但し、
   「δ」は前記ターゲット角度を表し、
   「δ１」及び「δ２」は算出パラメータを表し、
   「δｍａｘ」及び「δｍｉｎ」は、それぞれ、前記所定の正の閾値角度及び負の閾値角度を表し、
   「Ｖ１」、「Ｖ２」、「Ｖ３」、及び「Ｖ４」は、所定の速度パラメータを表し、
   「Ｖ」は、前記速度パラメータの前記現在値を表し、
   「Ｗ１」及び「Ｗ２」は所定のパワーパラメータを表し、
   「Ｗ」は前記パワーパラメータの前記現在値を表し、
   「ｓｗ」は所定の調整パラメータを表し、及び
   「Ａ」及び「Ｂ」は前記調整パラメータの関数である変数を表す、
   ことを特徴とする、請求項７に記載の方法。
9. 前記調整パラメータ（ｓｗ）は、所定の値に等しく、
   前記偏向角度（２００）は、前記ターゲット角度（δ）に等しいことを特徴とする、請求項８に記載の方法。
10. 以下のステップ：
    前記関係式（Ｌ）の適用において、最大角度（４００）が前記ターゲット角度に等しいと決定し、第１の値を前記調整パラメータ（ｓｗ）に付与すること、
    前記関係式（Ｌ）の適用において、最小角度（５００）が前記ターゲット角度に等しいと決定し、第２の値を前記調整パラメータ（ｓｗ）に付与すること、
    前記補助回転翼（１０）の前記ブレード（１１）の現在のコレクティブピッチを測定すること、
    前記ピッチが所定のセットポイントピッチより大きい場合に限り、前記翼型（２５）の前記偏向角度（２００）を前記最大角度（４００）の方に傾かせることによって、前記翼型（２５）の前記偏向角度（２００）を増大させることであって、前記偏向角度（２００）は前記最大角度（４００）に等しいか又はそれ以下であるように制限されること、
    前記翼型（２５）の前記偏向角度（２００）を前記最小角度（５００）の方に傾かせることによって、前記翼型（２５）の前記偏向角度（２００）を減少させることであって、前記偏向角度は前記最小角度（５００）に等しいか、又はそれ以上であるように制限されること、及び、
    前記偏向角度（２００）を変更することと並行して、前記ピッチを自動的に変更すること、
    が実行されることを特徴とする、請求項８に記載の方法。
11. 前記回転翼航空機（１）は、前記ピッチを手動で制御するための手段（５０）を備え、操縦者が前記制御手段（５０）を操作するときはいつでも、前記偏向角度（２００）への変更は禁止されていることを特徴とする、請求項１０に記載の方法。
12. 回転翼航空機（１）であって、
    前記回転翼航空機（１）の第２の側（７）から第１の側（６）を分離する第１の前後プレーン（Ｐ１）に沿って長手方向に延び、
    前記回転翼航空機（１）は、少なくとも１つの主回転翼（５）を備え、
    前記回転翼航空機（１）は、前記回転翼航空機（１）のヨー運動を制御するために、制御可能な横方向スラスト（１００）を発生する補助回転翼（１０）を備え、前記横方向スラスト（１００）は、前記回転翼航空機（１）の胴体（２）上の前記主回転翼（５）によって生成されるトルクに対抗するように、前記第２の側（７）方向に向けられ、
    前記回転翼航空機（１）は、前記主回転翼（５）及び前記補助回転翼（１０）を順番に駆動するためのパワープラント（９０）を備え、
    前記回転翼航空機（１）は、高さ方向に延び、制御可能な偏向を有する偏向可能な翼型（２５）を少なくとも部分的に含み、横方向揚力（１１１、１１２）を生成する尾部フィンを備え、前記翼型（２５）は、前記翼型（２５）が第２のプレーン（Ｐ２）に存在するときは、ゼロ偏向角度（２００）を示し、前記翼型（２５）は、後縁（２７）を有し、
    前記回転翼航空機は、前記翼型（２５）をピボットさせるためのムーバ手段（３５）に接続されるプロセッサユニット（３０）を備え、前記プロセッサユニット（３０）は、前記回転翼航空機（１）の速度パラメータ（Ｖ）の現在値を測定するための第１の測定システム（４１）及び前記パワープラント（９０）のパワーパラメータ（Ｗ）の現在値を測定するための第２の測定システム（４２）に接続され、前記プロセッサユニット（３０）は、請求項１〜１１のいずれか１項に記載の前記方法を適用することを特徴とする、回転翼航空機。
13. 前記回転翼航空機（１）は、前記翼型（２５）を表す偏向可能な尾部フィン（２０）、又は、前記翼型（２５）を表す少なくとも１つの可動制御面（２６）を有する静止尾部フィン（２０）、又は、併せて前記翼型（２５）を表す少なくとも１つの可動制御面（２６）を有する可動尾部フィン（２０）、を備えることを特徴とする、請求項１２に記載の回転翼航空機。
14. 前記第２のプレーン（Ｐ２）は、前記第１の前後プレーン（Ｐ１）に対して正の角度（３００）を示し、前記翼型（２５）が前記第２のプレーン（Ｐ２）に存在するときは、前記後縁（２７）が前記第１の側（６）の方に向けられることを特徴とする、請求項１２に記載の回転翼航空機。
15. 前記翼型（２５）は、正のキャンバーを有し、前記翼型（２５）は、前記第２の側（７）の方に対向するキャンバーされた面（２９）を呈することを特徴とする、請求項１２に記載の回転翼航空機。
16. 前記プロセッサユニット（３０）は、前記回転翼航空機（１）の前記速度パラメータ（Ｖ）及び前記パワープラント（９０）の前記パワーパラメータ（Ｗ）の関数として、前記翼型（２５）のためのターゲット角度（δ）を提供する関係式（Ｌ）を記憶する不揮発メモリ（３２）を有することを特徴とする、請求項１２に記載の回転翼航空機。
17. 前記回転翼航空機（１）は、前記補助回転翼（１０）の前記ブレードのピッチを制御するための手動制御手段（５０）を備え、前記制御手段（５０）が前記プロセッサユニット（３０）と通信することを特徴とする、請求項１２に記載の回転翼航空機。

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