JPH05229490A - ヘリコプタ - Google Patents
ヘリコプタInfo
- Publication number
- JPH05229490A JPH05229490A JP3329392A JP3329392A JPH05229490A JP H05229490 A JPH05229490 A JP H05229490A JP 3329392 A JP3329392 A JP 3329392A JP 3329392 A JP3329392 A JP 3329392A JP H05229490 A JPH05229490 A JP H05229490A
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- JP
- Japan
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- main wing
- angle
- main
- hovering
- wing
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は空中において主翼の取付角を変更制
御でき、飛行性能、ホバリング性能共に高い、主翼付き
のヘリコプタを提供することを目的とする。 【構成】 本発明は空中においても取付角変更可能な主
翼と、同主翼の取付角を変更制御する駆動手段とを具備
してなることを特徴とするヘリコプタを構成とする。
御でき、飛行性能、ホバリング性能共に高い、主翼付き
のヘリコプタを提供することを目的とする。 【構成】 本発明は空中においても取付角変更可能な主
翼と、同主翼の取付角を変更制御する駆動手段とを具備
してなることを特徴とするヘリコプタを構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は前進飛行中は有効な揚力
を生じ、ホバリング中は有害な下向き抗力を生じること
のない主翼を有するヘリコプタに関する。
を生じ、ホバリング中は有害な下向き抗力を生じること
のない主翼を有するヘリコプタに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のヘリコプタでは、主として巡航性
能及び最大速度の向上を計る１つの手段として固定式の
主翼を持たせる。図３は従来の固定式主翼を持つヘリコ
プタの側面図で、（ａ）は前進飛行中を、（ｂ）はホバ
リング中の様子をそれぞれ示す。
能及び最大速度の向上を計る１つの手段として固定式の
主翼を持たせる。図３は従来の固定式主翼を持つヘリコ
プタの側面図で、（ａ）は前進飛行中を、（ｂ）はホバ
リング中の様子をそれぞれ示す。
【０００３】即ち、同図（ａ）に示すように前進飛行中
は、ヘリコプタ１の主ロータ２が前傾の適切な角度を取
っており、揚力である上向きの分力と前進力である前向
きの分力を生じているが、主ロータ２の前傾の角度を大
きくすれば前進力が大きくなり、従って、前進速度も大
きくなるのに反して揚力が減るのでこれを補うため主翼
４を取付け、それにより揚力５を得ている。
は、ヘリコプタ１の主ロータ２が前傾の適切な角度を取
っており、揚力である上向きの分力と前進力である前向
きの分力を生じているが、主ロータ２の前傾の角度を大
きくすれば前進力が大きくなり、従って、前進速度も大
きくなるのに反して揚力が減るのでこれを補うため主翼
４を取付け、それにより揚力５を得ている。
【０００４】その際、主ロータ２によるダウンウォッシ
ュ（吹降し）はヘリコプタの前進速度による気流との合
成により、ヘリコプタ１から見た場合、ダウンウォッシ
ュ３として示すように強い後向きの成分を持った流れと
なるので、主翼４の取付角は概ねその流れに沿った角度
に揚力発生のための迎角を考慮して定めてある。
ュ（吹降し）はヘリコプタの前進速度による気流との合
成により、ヘリコプタ１から見た場合、ダウンウォッシ
ュ３として示すように強い後向きの成分を持った流れと
なるので、主翼４の取付角は概ねその流れに沿った角度
に揚力発生のための迎角を考慮して定めてある。
【０００５】これに対し、同図（ｂ）に示すホバリング
では、前進速度は不要なので主ロータ２は前傾すること
なく、ほぼ水平面内で回転し、上向きの力のみを生じる
ためダウンウォッシュ３はほぼ真下にむかって吹降ろさ
れる。従って主翼４は全く揚力に寄与しないばかりか、
ダウンウォッシュ３を、ほぼ翼面に正対する形で沿び、
下向きの大きな抗力７ａを発生する。
では、前進速度は不要なので主ロータ２は前傾すること
なく、ほぼ水平面内で回転し、上向きの力のみを生じる
ためダウンウォッシュ３はほぼ真下にむかって吹降ろさ
れる。従って主翼４は全く揚力に寄与しないばかりか、
ダウンウォッシュ３を、ほぼ翼面に正対する形で沿び、
下向きの大きな抗力７ａを発生する。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】上記従来のヘリコプタ
には解決すべき次の課題があった。
には解決すべき次の課題があった。
【０００７】即ち、上述の通り、主翼を備えた従来のヘ
リコプタは前進飛行には好ましい性能を発揮するもの
の、ホバリング時には有害な下向きの抗力を発生すると
いう問題があった。
リコプタは前進飛行には好ましい性能を発揮するもの
の、ホバリング時には有害な下向きの抗力を発生すると
いう問題があった。
【０００８】本発明は上記問題を解決するため、空中に
おいて取付角を変更制御でき、前進飛行中は最適の前進
速度と揚力を発生するよう、また、ホバリング中は最小
の下向き抗力となるよう取付角を変えられる主翼を備え
たヘリコプタを提供することを目的とする。
おいて取付角を変更制御でき、前進飛行中は最適の前進
速度と揚力を発生するよう、また、ホバリング中は最小
の下向き抗力となるよう取付角を変えられる主翼を備え
たヘリコプタを提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、空中においても取付角変更可能な主翼と、
同主翼の取付角を変更制御する駆動手段とを具備してな
ることを特徴とするヘリコプタを提供しようとするもの
である。
手段として、空中においても取付角変更可能な主翼と、
同主翼の取付角を変更制御する駆動手段とを具備してな
ることを特徴とするヘリコプタを提供しようとするもの
である。
【００１０】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１１】即ち、ヘリコプタの主翼の取付角を駆動手
段によって変更制御できるので、前進飛行時は駆動手段
により主翼の取付角を低く設定し、気流に対して適切な
迎え角を持たせることにより有効な揚力を発生させて巡
航性能及び最大速度性能を発揮させることができる。
段によって変更制御できるので、前進飛行時は駆動手段
により主翼の取付角を低く設定し、気流に対して適切な
迎え角を持たせることにより有効な揚力を発生させて巡
航性能及び最大速度性能を発揮させることができる。
【００１２】また、ホバリング飛行時は駆動手段により
主翼の取付角を９０°付近に高く設定し、主ロータのダ
ウンウォッシュに対して主翼をほぼ並行にすることによ
り、有害な下向き抗力の発生を最小限におさえ、ホバリ
ング性能を向上させることができる。
主翼の取付角を９０°付近に高く設定し、主ロータのダ
ウンウォッシュに対して主翼をほぼ並行にすることによ
り、有害な下向き抗力の発生を最小限におさえ、ホバリ
ング性能を向上させることができる。
【００１３】
【実施例】本発明の第１、第２実施例を図１、図２によ
り説明する。なお、従来例ないしは先の実施例と同様の
構成品には同符号を付し、必要ある場合を除き、説明を
省略する。
り説明する。なお、従来例ないしは先の実施例と同様の
構成品には同符号を付し、必要ある場合を除き、説明を
省略する。
【００１４】（第１実施例）第１実施例を図１により説
明する。図１は本実施例の要部側断面図で、（ａ）は前
進飛行中を、（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す図で
ある。
明する。図１は本実施例の要部側断面図で、（ａ）は前
進飛行中を、（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す図で
ある。
【００１５】図において、１は本実施例のヘリコプタ、
２はその回転によって推力及び揚力を発生する主ロー
タ、３は主ロータ２の回転によって生じるダウンウォッ
シュ、４はヘリコプタ１の胴体に図示しないピボットに
よって取付角を変更可能に取付けられた主翼、５は主翼
４によって発生する揚力、６は主翼４のピボットの軸心
から垂直方向に所要量離れた位置にそのプッシュプルロ
ッド先端をピン結合され、プッシュプル動作によってピ
ボットにトルクを与えて主翼４をピボットまわりに回
動、その取付角を所要値に変更制御するためのアクチュ
エータ、７は後述の通り、主翼４をダウンウォッシュ３
にほぼ平行になるよう取付角を変更制御したことによっ
て、従来例の抗力７ａに比し、著しく小さくなった抗力
である。
２はその回転によって推力及び揚力を発生する主ロー
タ、３は主ロータ２の回転によって生じるダウンウォッ
シュ、４はヘリコプタ１の胴体に図示しないピボットに
よって取付角を変更可能に取付けられた主翼、５は主翼
４によって発生する揚力、６は主翼４のピボットの軸心
から垂直方向に所要量離れた位置にそのプッシュプルロ
ッド先端をピン結合され、プッシュプル動作によってピ
ボットにトルクを与えて主翼４をピボットまわりに回
動、その取付角を所要値に変更制御するためのアクチュ
エータ、７は後述の通り、主翼４をダウンウォッシュ３
にほぼ平行になるよう取付角を変更制御したことによっ
て、従来例の抗力７ａに比し、著しく小さくなった抗力
である。
【００１６】次に上記構成の作用について説明する。
【００１７】先ず、図１（ａ）により前進飛行を説明す
ると、相当の前進速度をもって飛行中のヘリコプタ１の
主ロータ２から発生する吹降ろし流、即ちダウンウォッ
シュ３は、ほぼ後向きでわずかに下方に向って流れてお
り、同ヘリコプタの主翼４には前方から気流があたって
いる。そこで、アクチュエータ６を所要量、動作させ、
主翼４が気流に対し適切な迎え角をとるように取付角を
設定すれば、主翼４に上向きの揚力５を生じて巡航性能
及び最大速度が向上する。
ると、相当の前進速度をもって飛行中のヘリコプタ１の
主ロータ２から発生する吹降ろし流、即ちダウンウォッ
シュ３は、ほぼ後向きでわずかに下方に向って流れてお
り、同ヘリコプタの主翼４には前方から気流があたって
いる。そこで、アクチュエータ６を所要量、動作させ、
主翼４が気流に対し適切な迎え角をとるように取付角を
設定すれば、主翼４に上向きの揚力５を生じて巡航性能
及び最大速度が向上する。
【００１８】次にホバリングを図１（ｂ）により説明す
ると、ホバリング中、ヘリコプタ１の主ロータ２は、ほ
ぼ垂直下向きにダウンウォッシュ３を発生しており、主
翼４はその下降流中にさらされている。そこで、アクチ
ュエータ６を大きく動作させ、主翼４の取付角を９０°
付近に設定して、主翼４がダウンウォッシュ３の下降流
に対してほとんど迎え角ゼロとなるようにすることによ
り、有害な下向きの抗力７を最小に抑制できる。その結
果ホバリング性能が向上する。
ると、ホバリング中、ヘリコプタ１の主ロータ２は、ほ
ぼ垂直下向きにダウンウォッシュ３を発生しており、主
翼４はその下降流中にさらされている。そこで、アクチ
ュエータ６を大きく動作させ、主翼４の取付角を９０°
付近に設定して、主翼４がダウンウォッシュ３の下降流
に対してほとんど迎え角ゼロとなるようにすることによ
り、有害な下向きの抗力７を最小に抑制できる。その結
果ホバリング性能が向上する。
【００１９】（第２実施例）次に第２実施例を図２によ
り説明する。図２は本実施例の要部側断面図で、（ａ）
は前進飛行中を、（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す
図である。
り説明する。図２は本実施例の要部側断面図で、（ａ）
は前進飛行中を、（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す
図である。
【００２０】図において、８はヘリコプタ１の主脚で、
主翼４は、主脚８が胴体に収納されている場合、即ち、
脚揚げ状態では、図２（ａ）に示すように前進飛行時に
所要の迎角を取った水平に近い状態に、脚下げ状態では
図２（ｂ）に示すようにほぼ鉛直に近い状態に、それぞ
れ取付角を変えるよう主脚８の動きに連動する構成とな
っており、アクチュエータ６は主脚８の揚降アクチュエ
ータとして用いられている。
主翼４は、主脚８が胴体に収納されている場合、即ち、
脚揚げ状態では、図２（ａ）に示すように前進飛行時に
所要の迎角を取った水平に近い状態に、脚下げ状態では
図２（ｂ）に示すようにほぼ鉛直に近い状態に、それぞ
れ取付角を変えるよう主脚８の動きに連動する構成とな
っており、アクチュエータ６は主脚８の揚降アクチュエ
ータとして用いられている。
【００２１】即ち、主翼４の駆動は主脚８の駆動手段に
依存している。その他の構成は第１実施例と同様であ
る。
依存している。その他の構成は第１実施例と同様であ
る。
【００２２】本実施例によれば、前進飛行中は胴体内に
引込み収納される主脚８に連動して、図２（ａ）に示す
ように主翼４が揚力５を発生する取付角となり、ホバリ
ング中は図２（ｂ）に示すように、前進速度がなくなり
飛行抵抗を生じない主脚８を脚下げ状態にすることによ
って主翼４も、ほぼ鉛直状態に約９０°の取付角となっ
て、真下向きのダウンウォッシュ３に対し、最小の抗力
７となる。勿論、アクチュエータ６のストロークを適
宜、調節しながら主脚８の揚降量を調節し、相応して主
翼４の取付角をその時々の飛行状態に最適となるよう調
節するのは自由である。
引込み収納される主脚８に連動して、図２（ａ）に示す
ように主翼４が揚力５を発生する取付角となり、ホバリ
ング中は図２（ｂ）に示すように、前進速度がなくなり
飛行抵抗を生じない主脚８を脚下げ状態にすることによ
って主翼４も、ほぼ鉛直状態に約９０°の取付角となっ
て、真下向きのダウンウォッシュ３に対し、最小の抗力
７となる。勿論、アクチュエータ６のストロークを適
宜、調節しながら主脚８の揚降量を調節し、相応して主
翼４の取付角をその時々の飛行状態に最適となるよう調
節するのは自由である。
【００２３】本第２実施例によれば、主翼４の取付角変
更専用の駆動手段を必要としないので部品コストを低く
抑えられ、かつ、軽量なヘリコプタが得られるという利
点がある。
更専用の駆動手段を必要としないので部品コストを低く
抑えられ、かつ、軽量なヘリコプタが得られるという利
点がある。
【００２４】以上の通り、第１、第２実施例によれば、
ヘリコプタ１の前進飛行中は主翼４をほぼ水平に近い状
態にして揚力を発生させ、主ロータ２の前進速度への寄
与度を高めることができ、ホバリング中は主翼４をほぼ
鉛直に近い状態にしてダウンウォッシュ３による抗力７
を最小にできるので、飛行性能、ホバリング性能共に高
い主翼付きヘリコプタ１が得られるという利点がある。
ヘリコプタ１の前進飛行中は主翼４をほぼ水平に近い状
態にして揚力を発生させ、主ロータ２の前進速度への寄
与度を高めることができ、ホバリング中は主翼４をほぼ
鉛直に近い状態にしてダウンウォッシュ３による抗力７
を最小にできるので、飛行性能、ホバリング性能共に高
い主翼付きヘリコプタ１が得られるという利点がある。
【００２５】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の（１），（２）の効果を有する。 （１）ヘリコプタの前進飛行時、主翼の揚力により巡航
性能及び最大速度が向上する。 （２）ヘリコプタのホバリング中には、主翼のコード方
向をほぼ鉛直にすることにより主翼に生じる下向き抗力
が最小となるので、ホバリング性能が向上する。
の（１），（２）の効果を有する。 （１）ヘリコプタの前進飛行時、主翼の揚力により巡航
性能及び最大速度が向上する。 （２）ヘリコプタのホバリング中には、主翼のコード方
向をほぼ鉛直にすることにより主翼に生じる下向き抗力
が最小となるので、ホバリング性能が向上する。
【図１】本発明の第１実施例の側断面図で、（ａ）は前
進飛行中を、（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す図、
進飛行中を、（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す図、
【図２】本発明の第２実施例の側断面図で、（ａ）は前
進飛行中を、（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す図、
進飛行中を、（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す図、
【図３】従来例の側面図で、（ａ）は前進飛行中を、
（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す図である。
（ｂ）はホバリング中をそれぞれ示す図である。
１ ヘリコプタ ２ 主ロータ ３ ダウンウォッシュ（吹降し） ４ 主翼 ５ 揚力 ６ アクチュエータ ７ 抗力 ８ 主脚
Claims (1)
- 【請求項１】 空中においても取付角変更可能な主翼
と、同主翼の取付角を変更制御する駆動手段とを具備し
てなることを特徴とするヘリコプタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3329392A JPH05229490A (ja) | 1992-02-20 | 1992-02-20 | ヘリコプタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3329392A JPH05229490A (ja) | 1992-02-20 | 1992-02-20 | ヘリコプタ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05229490A true JPH05229490A (ja) | 1993-09-07 |
Family
ID=12382497
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3329392A Withdrawn JPH05229490A (ja) | 1992-02-20 | 1992-02-20 | ヘリコプタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05229490A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102012100102A1 (de) * | 2012-01-06 | 2013-07-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration |
| DE102015107913A1 (de) | 2015-05-20 | 2016-11-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
| DE102022000073A1 (de) | 2022-01-12 | 2023-07-13 | Gerd BERCHTOLD | Einstellbarer Hilfsflügel als Auftriebsunterstützung für vertikal startendende Fluggeräte mit nicht schwenkbaren Auftriebsrotoren |
-
1992
- 1992-02-20 JP JP3329392A patent/JPH05229490A/ja not_active Withdrawn
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102012100102A1 (de) * | 2012-01-06 | 2013-07-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration |
| US8807476B2 (en) | 2012-01-06 | 2014-08-19 | Deutsches Zentrum Fur Luft-Und Raumfahrt E.V. | Helicopter with oblique tail boom |
| DE102012100102B4 (de) * | 2012-01-06 | 2015-09-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration |
| DE102015107913A1 (de) | 2015-05-20 | 2016-11-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
| DE102015107913B4 (de) * | 2015-05-20 | 2018-01-25 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
| DE102022000073A1 (de) | 2022-01-12 | 2023-07-13 | Gerd BERCHTOLD | Einstellbarer Hilfsflügel als Auftriebsunterstützung für vertikal startendende Fluggeräte mit nicht schwenkbaren Auftriebsrotoren |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990518 |