JPH0247400B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、一般にヘリコプタ、ことにヘリコプ
タ回転翼のスラストを高める翼形に関する。

逆トルク尾部回転翼は、現用の大部分のヘリコ
プタの構造の一体部分である。しかしこのような
尾部回転翼の構造及び作用に関しては多くの問題
がある。尾部回転翼は、垂直安定板に隣接して取
付けられることが多い。垂直安定板は、航空機の
安定のために設けられている。この形状では、ヘ
リコプタ回転翼は、垂直安定板に当たる横方向の
気流を生ずることにより回転翼のスラストが低下
し付加的な動力を消耗する。垂直安定板及び尾部
回転翼の組合わせによりさらに、航空機の方向安
定を低下させる分裂気流が生ずる。

尾部回転翼の寸法は比較的制限を受ける。所要
の空力応答を生じさせるには、尾部回転翼を高い
角速度で駆動しなければならない。操作時には尾
部回転翼は高い騒音レベルを生ずる。

主回転翼及び尾部回転翼により生ずるうずは、
相互に干渉して回転翼により生ずるスラストの効
率を低めると共にこのうず干渉によつて騒音レベ
ルを高める。

従つて主回転翼又は尾部回転翼のいずれかであ
るヘリコプタ回転翼に協働して使うヘリコプタ構
造には、回転スラストを高め、騒音レベルを減ら
し、方向安定を増し、これと同時に回転翼を囲み
航空機の損傷及び地上の人の負傷を防ぐようにす
る必要がある。

本発明は、ヘリコプタの尾部回転翼の性能を高
める構造において、 (イ) 前記尾部回転翼の直径にほぼ等しい直径の中
央穴と、前記尾部回転翼の半径より小さい翼弦
長とを持つ、実質的に平らな薄い翼形環と、 (ロ) 前記中央穴が、前記尾部回転翼と同軸にかつ
これから下流側に位置すると共に、前記翼形環
の平面が、前記尾部回転翼の平面に平行である
か又は平行位置から10゜以内の平面であるよう
に、前記翼形環を支持する支持構造と、 を備えた、ヘリコプタの尾部回転翼の性能を高め
る構造にある。

本発明によれば次のとおりの利点が得られる。

(i) 小さな尾部回転翼を使用することができ、そ
れにもかかわらず大きい尾部回転翼と同じスラ
ストを得ることができる。

(ii) 一層効率的な尾部回転翼により、一層遅い先
端速度を使用して同じスラストを得ることがで
き、したがつて騒音を減少させることができ
る。

(iii) 一層小さい尾部回転翼を使用して大きい尾部
回転翼と同じスラストが得られるから、動力を
節約して、揚力を提供する主回転翼に動力を再
び差し向けることができ、燃料消費を減少させ
ることができる。

(iv) 一層小さい尾部回転翼を使用することによ
り、ヘリコプタのグラウンド・クリアランス
（ground clearance）を増加させることができ
る。

(v) 翼形環は、尾部回転翼、不慮の地面との接触
による損傷から保護するのに役立つと共に、地
面上の人々に対して尾部回転翼から保護するの
に役立つ。

(vi) 翼形環は、方向舵としても使用することがで
きる。

以下本発明による構造の実施例を添付図面につ
いて詳細に説明する。

第１図に示すようにヘリコプタ１０は、尾部回
転翼１４を後端部で支える尾部支材１２を備えて
いる。尾部回転翼１４は、ヘリコプタ１０の側方
安定のために逆トルク力を生ずる。翼形環の１例
であるスラスト環１６は回転翼１４に平行にその
わずかに下流側に取付けてある。スラスト環１６
は、固定のブレース１８，２０，２２，２４によ
り尾部支材１２に支えられている。

スラスト環１６は、尾部回転翼１４に隣接して
位置させた垂直安定板を備えた普通の尾部回転翼
構造よりすぐれた若干の利点がある。普通の垂直
安定板は尾部回転翼により生ずる伴流を部分的に
阻止するが、スラスト環１６は伴流を妨げないで
中心穴を経て通すことができる。スラスト環１６
は、標準の垂直安定板により生ずる横方向安定の
作用を生ずるのに十分な側部面積を持つ。回転翼
１４の各羽根の先端に生ずるうずは、スラスト環
１６の下流面に隣接する領域で捕促される。捕促
されたうずは循環空気パターンを形成する。この
循環空気パターンは、ポンプとして作用し、スラ
スト環１６の上流面に隣接する領域からスラスト
環１６の中心を経て付加的な空気を引き出す。こ
の循環空気パターン及び引く出し作用により、伴
流の直径と回転翼１４により移送される空気の容
積とが増す。尾部回転翼１４の伴流は、一層多い
割合で移送されるが、スラスト環１６の作用によ
り一層多い質量の空気を含み尾部回転翼１４の作
動の効率が高まる。

スラスト環１６は、さらに尾部回転翼の騒音レ
ベルを低下させる。スラスト環１６によつて尾部
回転翼１４により生ずる増大する伴流は、ヘリコ
プタ１０の主回転翼により生ずる全揚力を増す作
用をする。これと同時に尾部回転翼うずの制御に
より、主回転翼吹降しと尾部回転翼により生ずる
うずとの相互作用により通常生ずるヘリコプタ１
０の振動を低減する。

ヘリコプタ１０の操縦士による方向安定は、ス
ラスト環１６の操作により向上し、操縦士はヘリ
コプタ１０の側方制御に対し一層高度の感じを持
つようになる。

スラスト環１６は、さらに尾部回転翼１４のま
わりの保護体として作用し、地上の人を傷付ける
例が減り、露出した尾部回転翼と樹木や電線のよ
うな障害物との接触に基づくヘリコプタの損害を
防ぐ。

第１図に示した尾部回転翼１４を通る気流は、
この空気流がスラスト環のない場合に生ずるもの
として第２図に例示してある。第２図では尾部回
転翼１４の直径は文字Ｄにより示してある。尾部
回転翼１４により生ずる伴流は、尾部回転翼１４
から遠ざかる下流側で直径が減小する。尾部回転
翼１４からその直径の1.8倍の距離では、伴流は
尾部回転翼１４の直径の約0.7倍の幅を持つ。尾
部回転翼１４は、その外端でうず３０を生じさせ
る。これ等のうずは、尾部回転翼１４の下流側か
ら外向きに循環し、循環流れとして流路にもどる
傾向がある。各うず３０の循環は伴流の下流部分
で継続する。各うず３０を生ずる際に消費する動
力はむだになる。

本発明によるスラスト環１６と協働して使うと
きに、尾部回転翼１４を通る気流を、第３図に例
示してある。スラスト環１６は、尾部回転翼１４
の平面から伴流内でわずかに下流側に片寄せてあ
る。スラスト環１６は、その中心に前縁が向き合
う気流形横断面を持つ。しかしスラスト環１６
は、薄い長方形の横断面を持つ扁平板構造でもよ
い。

スラスト環１６と協働して使うときに、尾部回
転翼１４により生ずる伴流は第２図に示した伴流
とはかなり異る。尾部回転翼１４により生ずるう
ずは、これ等のうずが連続した空気循環３２を生
ずるスラスト環１６の下流側に隣接する領域で捕
捉される。回転翼うずの空気循環３２により、環
１６の上流側の近くの領域から中心穴を経て尾部
回転翼１４により生ずる伴流内に付加的な空気を
引き出す。循環空気は、運動空気及び静止空気の
間の潤滑剤又はころ軸受境界面として作用する。
空気循環３２内のうずは、さらに伴流を広げ第２
図に示した直径より実質的に大きい直径を持つよ
うになる。たとえば尾部回転翼１４から直径の
0.5倍の距離で伴流は、スラスト環のないときに
生ずる伴流の直径より実質的に大きくなり直径の
1.25倍の幅を持つ。

尾部回転翼１４及びスラスト環１６の組合わせ
により生ずる伴流は、尾部回転翼１４だけにより
生ずる伴流の約３倍の面積を持つ。この組合わせ
による伴流では、一層大きい容積の空気が一層低
い速度で移動する。スラスト環１６によつて与え
られた量の駆動力に対し尾部回転翼１４により一
層多量のエネルギーが空気に伝わる。すなわちう
ずを生ずるのに通常消費する動力部分はその代り
に有効に使われる。さらに尾部回転翼の１枚の羽
根により生ずるうずの捕捉によつて次の羽根の出
会う乱流を減らす。

第１図及び第３図に示すようにスラスト環１６
は、尾部回転翼１４からわずかに片寄せてあり、
スラスト環１６の穴は尾部回転翼の直径より大き
い。本発明のスラスト環の別の機能は、尾部回転
翼を保護することである。スラスト環は、地上の
人を保護し、尾部回転翼が飛行中に樹木や電線の
ようなものに当たることによつて損傷しないよう
にする。保護してない尾部回転翼では、この尾部
回転翼が比較的わずかな接触を受けても切実な損
傷を受け、ヘリコプタは操縦ができなくなり、ヘ
リコプタに損害を受ける。スラスト環は、尾部回
転翼を実質的に保護し、又スラスト環が尾部回転
翼の平面から短い距離だけ片寄せてあるから、衝
撃を受けてゆがんでも尾部回転翼に干渉すること
がない。

第１図及び第３図に示したようなスラスト環１
６を作り、ベル206B型ヘリコプタで飛行試験を
行つた。スラスト環の飛行試験及び静止試験の若
干の成績を第４図、第５図、第６図及び第７図に
示してある。

第４図には、垂直安定板付き尾部回転翼と、尾
部回転翼だけと、本発明のスラスト環を利用する
尾部回転翼との間の効率比較を示してある。第４
図の線図の水平軸は、スラストＴをポンドで示す
が、竪軸はスラストＴ対動力Ｐの比である。垂直
安定板を持つ普通の尾部回転翼の性能は、曲線３
８で示されているが、垂直安定板又はスラスト環
を持たな尾部回転翼の性能は、曲線４０で示して
ある。第１図に示したスラスト環１６のようなス
ラスト環を備えた尾部回転翼の性能は、曲線４２
により例示してある。５ポンド以上の全部のスラ
スト値に対してスラスト環を持つ尾部回転翼は、
他の２つの構造のどちらより実質的に高い効率を
持つ。改良された相対100分率は、一層高いスラ
ストレベルでも一層高くなる。本発明のスラスト
環と協働して使う尾部回転翼の一層高い効率の意
義は、尾部回転翼を駆動する動力が一層少くてす
み、ヘリコプタの燃料消費が少くなることであ
る。さらに尾部回転翼は、約20％だけ寸法を減ら
しても既存の尾部回転翼構造に相当する性能を持
つ。

側進飛行すなわち側方飛行に関しての本発明の
スラスト環の利点は、第５図に例示してある。第
５図の水平軸はヘリコプタの横方向速度を表わす
ようにしてある。竪目盛は、対応する側方速度を
生ずるのに必要なペダル偏差の100分率を示す。
普通の尾部回転翼構造を持つヘリコプタの性能は
曲線４８により例示してある。

操縦士は、第５図に示した曲線に操作ペダルの
位置のわずかな変化により対応する速度変化が生
ずるようなこう配のあるときに、ヘリコプタの良
好な操縦ができる。曲線４８では左方向における
０ないし15MPHの領域と、右方向における15な
いし25MPHの領域とで曲線４８がほぼ平らにな
る。これ等の特定の領域ではペダル操作は操縦士
の指令に応答しない。しかし本発明のスラスト環
１６によれば側方飛行におけるヘリコプタの性能
は著しく変る。

第５図にはスラスト環をヘリコプタの縦方向軸
線に対し5゜の角度で取付けた場合の曲線５０を示
す。この曲線は、ヘリコプタ操縦が操縦士に応答
しない扁平部分を持たない。曲線５０のこう配は
曲線４８の場合より実質的に急であり、操縦士が
ヘリコプタの操縦の際に一層高度の感じを受け
る。

種類の尾部回転翼構造により生ずる騒音レベル
は、第６図及び第７図に例示してある。これ等の
図の水平軸は尾部回転翼のスラストを表わすが、
竪軸ははDBAで測つた騒音の振幅を表わす
（DBAは、米国環境保護庁により利用されること
の多い騒音測定の標準であり、騒音測定の分野で
認められている標準である）。第６図では、騒音
の振幅を測るマイクロホンを、尾部回転翼円板の
平面に対し45゜の角度を挾み尾部回転翼のボスか
ら回転翼直径の1.5倍の距離に設けてある。標準
の尾部回転翼構造により、種種のスラストレベル
で生ずる騒音レベルは、曲線５２により示してあ
る。尾部回転翼だけにより生ずる騒音レベルは、
曲線５４により示してある。前記したようなスラ
スト環と協働して使う尾部回転翼により生ずる騒
音は、曲線５６により例示してある。尾部回転翼
に対する作動スラスト値は直線５８により示して
ある。このスラストレベルでは、スラスト環を持
つ尾部回転翼は、普通の尾部回転翼構造より約
7dbだけ低い騒音振幅を持つ。DBAは対数計測値
であるから、7dbの低減はスラスト環が標準の尾
部回転翼構造により生ずる値の約1/4に音響エネ
ルギーを減らしたことを意味する。

第７図は、騒音の振幅の計測に使うマイクロホ
ンを回転翼の平面にボスから回転翼直径の1.5倍
の距離に位置させたことを除いて第６図の場合と
同様である。曲線６０は、標準の尾部回転翼構造
の場合を表わし、曲線６２は尾部回転翼だけの場
合を表わすが、曲線６４は第１図について述べた
ようなスラスト環を利用する尾部回転翼の場合を
表わす。この角度ではスラスト環により得られる
騒音低下は約5dbである。

ヘリコプタにより生ずる騒音のかなりの部分
は、尾部回転翼により、その高い角速度によつて
発生する。ヘリコプタの操縦には、地方及び連邦
の規制官庁により定められた許容騒音レベルに基
づいて制限が増大している。騒音は航空機の操縦
にこのような重要な要因になるから、航空機の発
生する騒音の著しい低減は技術の実質的な進歩を
表わすものである。

スラスト環に対する試験プログラムではヘリコ
プタは自転から動力飛行になめらかに遷移するの
が認められた。普通の尾部回転翼及び垂直安定板
ではこの遷移は一般に乱れる。

本発明のスラスト環の別の実施例を第８図、第
９図及び第１０図に例示してある。第８図ないし
第１０図においてＦはフラツプを表わし、Ｃはカ
ントを表わす。第８図ないし第１０図に示すよう
に尾部回転翼６４は尾部部材６６に支えてある。
尾部回転翼６４は、ピツチ同時制御を行う無軸受
型のものがよい。スラスト環と垂直安定板との組
み合わせすなわち環付き垂直安定板６８は、その
前縁を腕部材７０により尾部支材６６に取付けて
ある。環付き垂直安定板６８は、その後縁の付近
を竪方向に間隔を隔てた腕部材７２，７４により
支えられている。

腕部材７０は、環付き垂直安定板６８に玉継手
７０ａにより連結されているが、各腕部材７２，
７４は、環付き垂直安定板６８を各玉継手７２
ａ，７４ａを介して支える。

腕部材７０は、尾部支材６６に固定されている
が、各腕部材７２，７４はトルク交さ部材７６，
７７に連結されている。トルク交さ部材７６は線
形電気式アクチユエータ７８に連結されている。
腕部材７４は、交さ部材７７を介して、アクチユ
エータ７８のすぐ下側に取付けた対応する線形電
気式アクチユエータ（図示してない）に連結され
ている。

アクチユエータ７８のような各電気式アクチユ
エータは、環付き垂直安定板６８を各別に位置決
めすることができる。２台の電気式作動器を一緒
に駆動するときは、環付き垂直安定板６８がヘリ
コプタの縦方向軸線に対し種種の傾斜角で枢動す
る。しかし２台の作動機を差動的に駆動するとき
は、環付き垂直安定板６８はヘリコプタの竪軸線
から遠ざかる向きに傾斜する。

好適となる実施例では環付き垂直安定板６８
は、中間位置から外側に8.5゜又内側に10゜だけ動か
すことができる。各アクチユエータの差動的作動
に応答して環付き垂直安定板６８は垂直方向から
どちらかの向きに中間位置から10゜だけ傾けるこ
とができる。環付き垂直安定板６８は縦方向軸線
及び竪方向軸線に対して同時に傾けることができ
る。

環付き垂直安定板６８は、トリム・セツテイン
グにより又はヘリコプタピツチ同時制御と協働し
て操縦士によつて位置決めされる。又第９図では
環付き垂直安定板６８の後縁は前縁より長い翼弦
長を持つ。環付き垂直安定板６８は、前記した改
良されたスラストと本発明のスラスト環のその他
の望ましい特長とを生ずるだけでなく、又この種
のヘリコプタに従来使われている普通の垂直安定
板に全く代りになる。

環付き垂直安定板６８は、海綿状心材を持つ複
合の黒鉛−エポキシ材料から作るのがよい。

本発明の他の実施例を第１１図に示してある。
この実施例ではスラスト環８８は、尾部支材９２
により支えられた尾部回転翼９０のまわりに取付
けてある。スラスト環８８は第３図に示したスラ
スト環１６とほぼ同様に作用する。しかしスラス
ト環８８には、みぞ穴９６を経て開口する内部ダ
クト９４を設けてある。第１の作動方式では、加
圧空気をダクト９４内に送りみぞ穴９６を経て放
出することができる。この場合スラスト環８８に
協働する境界層を付勢し増加した空気を環の中心
穴を経て流す。この場合一層多量の空気の運動に
よつて環に協働するスラストを増す。

さらに第１１図に示すように第２の作動方式で
は、空気をダクト９４から吸出しみぞ穴９６を経
てスラスト環８８の下流側の種種の部分に吸引作
用を及ぼす。この場合境界層の生成を妨げ又尾部
回転翼９０により生ずる空気の流量を高める。

本発明のなお別の実施例を第１２図及び第１３
図に例示してある。尾部回転翼１０２は、尾部支
材１０４により支えられている。スラスト環１０
６は、尾部支材１０４により第１図及び第３図に
ついて述べたように支えられている。Ｙ字形の水
平安定板１０８は、部材１０８ａ，１０８ｂを介
してスラスト環１０６に連結されている。水平安
定板１０８はさらに尾部支材１０４により支えら
れている。

第１２図及び第１３図に示したスラスト環１０
６及び水平安定板１０８の組合わせにより、ヘリ
コプタ尾部回転翼と協働して使うスラスト環につ
いて前記したすべての利点が得られる。スラスト
環１０６は又垂直安定板として作用する。すなわ
ちスラスト環１０６及び水平安定板１０８から成
る組合わせ翼形は、ヘリコプタに対し水平安定及
び垂直安定の両作用を生ずる。

前記した各応用例では本発明スラスト環をヘリ
コプタの尾部回転翼と協働して使つてある。本ス
ラスト環は又ヘリコプタの主回転翼と協働して使
うと極めて有利である。このような実施例による
ヘリコプタを第１４図及び第１５図に例示してあ
る。ヘリコプタ１１４は下部取付けの主回転翼１
１６を取付けてある。スラスト環１１８は低く主
回転翼１１６から外方に取付けてある。ヘリコプ
タ１１４は、塔乗区画を囲み動力装置を支える中
央胴体１２０を備える。前進スラスト及び揚力は
タービンエンジン１２２により生ずる。逆トルク
回転翼１２４はヘリコプタ１１４の後端部に取付
けられ前記した尾部回転翼スラスト環に類似のス
ラスト環１２６を設けてある。ヘリコプタ１１４
は着陸装置１２８，１３０により地上に支えてあ
る。

スラスト環１１８は、ヘリコプタ１１４の前端
部のNACA23015のような翼形断面１１８ａと、
ヘリコプタ１１４の後端部の同様であるが長さを
長くした翼形断面１１８ｂとを持つ形状にしてあ
る。翼形断面１１８ｂの迎え角は翼形断面１１８
ａの迎え角より大きい。迎え角のこの違いは又本
願で述べたスラスト環の他の実施例にも適用する
ことができる。

第３図で前記したように回転翼はスラスト環と
協働して使うとスラスト効率が一層高くなる。す
なわち主回転翼１１６と協働してスラスト環１１
８を使うときは、与えられた量の動力入力に対し
揚力が一層高くなる。さらに回転翼１１６の羽根
は、普通の主回転翼羽根で使う場合より剛率比が
一層大きくなるように作ることができる。剛率比
が比較的大きいと、与えられた揚力に対しはるか
に短い主回転翼羽根を使うことができる。スラス
ト環と協働して使う回転翼羽根の剛率比を増すの
が有利であることが分つた。羽根先端の面積を増
すと、うずの発生が増し、スラスト環を通る空気
流量が増す。このヘリコプタには又、騒音が減
り、振動が減少し安定性が高くなるスラスト環の
別の利点がある。

逆トルク回転翼１２４及びスラスト環１２６は
第３図について述べた構造と同様である。

本発明によるスラスト環はさらに第１６図に示
すような普通の構造のヘリコプタに使うことがで
きる。ヘリコプタ１３６は主回転翼１３８及び尾
部回転翼１４０を備えている。主回転翼スラスト
環１４２はヘリコプタ１３６の前端部に控え１４
４により支えられている。ヘリコプタ１３６の後
端部では、主回転翼スラスト環１４２に尾部回転
翼スラスト環１４６により支えられている。

スラスト環１４２の前縁断面１４２ａは後縁断
面１４２ｂより浅いそりを持つ。又断面１４２ａ
の翼弦長さは、断面１４２ｂの翼弦長さより短
い。

各スラスト環１４２，１４６は、第１図及び第
３図にスラスト環について述べたのと同じように
して作用し、効率及び揚力の向上と騒音の低下と
振動の減少と安定性の向上とを含む同様な利点が
ある。スラスト環１４２を加えると、主回転翼１
３８の直径は、スラスト環のない回転翼の約80％
に短縮することができる。

本発明スラスト環の構造例は第３図に示してあ
る。スラスト環の平面の最適の位置が回転翼の平
面から下流側にこの尾部回転翼の半径の0.05倍に
等しい距離にあることが設計及び実験により分つ
た。スラスト環の翼弦長は回転翼の半径の0.2な
いし0.25の範囲にするのがよい。スラスト環の中
心穴は回転翼の直径よりわずかに大きいが、尾部
回転翼及びスラスト環の間のすきまは臨界的では
ない。スラスト環の横断面はNACA23015のよう
な気流形にするのがよい。しかし扁平板形又は円
形の横断面のような他の形状も又機能的である。
尾部回転翼により生ずるうずを捕捉する作用をす
る任意の横断面形状でも、空気を引き出す作用を
し本発明の多くの利点が得られる。

要するに本発明は、ヘリコプタ回転翼の直径よ
りわずかに大きい内部穴を持つ環状翼形に形成し
たヘリコプタ回転翼スラスト環にある。この翼形
は、この翼形が気流内で回転翼からわずかに下流
側にあり回転翼により生ずるうずを下流側の翼形
により捕捉するような位置に支えてある。捕捉し
たうずは実質的にポンプとして作用しスラスト環
の中央を経て付加的な空気を吸引することにより
回転翼により生ずる伴流の直径を増す。増大した
伴流直径と一層多量の空気流量とにより回転翼の
効率が増し一層低い動力でスラストが増し又は同
等のスラストを生ずる。本スラスト環はさらに騒
音及び振動を低減すると共に回転翼を物理的に保
護し地上の人に対する傷害とヘリコプタの損傷と
を防ぐ。

以上本発明をその実施例について詳細に説明し
たが本発明はなおその精神を逸脱しないで種種の
変化変型を行うことができるのはもちろんであ
る。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明構造の１実施例による尾部回転
翼スラスト環を備えたヘリコプタの側面図、第２
図は普通の尾部回転翼を通る空気流の平面図、第
３図は第１図のスラスト環を備えた尾部回転翼を
通る空気流の拡大平面図である。第４図はスラス
ト環を備えた回転翼、回転翼だけ及び垂直安定板
付きの普通の回転翼によりそれぞれ生ずるスラス
トの比較を表わす図表、第５図は普通の尾部回転
翼に比べてスラスト環付き尾部回転翼により得ら
れる方向制御のペダル偏差を表わす図表、第６図
はスラスト環付き尾部回転翼、回転翼だけ及び標
準尾部回転翼により生ずる騒音を、尾部回転翼ボ
スから45゜の角度だけ隔てた位置のマイクロホン
により比較したのを示す図表、第７図はスラスト
環付き尾部回転翼、回転翼だけ及び普通の尾部回
転翼により生ずる騒音を、尾部回転翼の平面に位
置させたマイクロホンで比較したのを示す図表、
第８図は本発明構造の他の実施例による組合わせ
の尾部回転翼スラスト環及び垂直安定板の正面
図、第９図は第８図の平面図、第１０図は第８図
の後面図、第１１図は本構造の別の実施例による
尾部回転翼及びスラスト環の平面図、第１２図は
本構造のなお別の実施例により組合わせの尾部回
転翼スラスト環及び水平安定板の正面図、第１３
図は第１２図の平面図、第１４図は主回転翼を囲
むスラスト環を備えた実施例による本発明ヘリコ
プタ構造の側面図、第１５図は第１４図の平面
図、第１６図は主回転翼用のスラスト環を備えた
普通のヘリコプタの側面図である。 １０……ヘリコプタ、１２……尾部支材、１４
……尾部回転翼、１６……スラスト環（環状翼
形）、３２……空気循環。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ ヘリコプタの尾部回転翼の性能を高める構造
   において、 (イ) 前記尾部回転翼の直径にほぼ等しい直径の中
   央穴と、前記尾部回転翼の半径より小さい翼弦
   長とを持つ、実質的に平らな薄い翼形環と、 (ロ) 前記中央穴が、前記尾部回転翼と同軸にかつ
   これから下流側に位置すると共に、前記翼形環
   の平面が、前記尾部回転翼の平面に平行である
   か又は平行位置から10゜以内の平面であるよう
   に、前記翼形環を支持する支持構造と、 を備えた、ヘリコプタの尾部回転翼の性能を高め
   る構造。 ２ 前記翼形環の横断面が、キヤンバーを持つ形
   状を備えた特許請求の範囲第１項記載のヘリコプ
   タの尾部回転翼の性能を高める構造。 ３ 前記翼形環の前部部分の横断面が、前記翼形
   環の後部部分の横断面より一層少ないキヤンバー
   を備えた特許請求の範囲第２項記載のヘリコプタ
   の尾部回転翼の性能を高める構造。 ４ 前記翼形環の前部部分が、前記翼形環の後部
   部分より一層短い翼弦長を備えた特許請求の範囲
   第１項記載のヘリコプタの尾部回転翼の性能を高
   める構造。 ５ 前記翼形環が、前記尾部回転翼の半径の25％
   に近似の翼弦長と、この翼弦長の約15％の厚さを
   持つ特許請求の範囲第１項記載のヘリコプタの尾
   部回転翼の性能を高める構造。