JPH05254492A - Helicopter - Google Patents
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- JPH05254492A JPH05254492A JP5165492A JP5165492A JPH05254492A JP H05254492 A JPH05254492 A JP H05254492A JP 5165492 A JP5165492 A JP 5165492A JP 5165492 A JP5165492 A JP 5165492A JP H05254492 A JPH05254492 A JP H05254492A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明はシングルロータ型ヘリコ
プタの形状に関する。FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to the shape of a single rotor helicopter.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来のシングルロータ型ヘリコプタで
は、図１６に示すように、主ロータ２の回転により発生
するトルク１１は、テールロータ８を駆動して重心９ま
わりにテールロータ推力による偏揺れモーメント１２を
つくることにより、打ち消している。2. Description of the Related Art In a conventional single-rotor helicopter, as shown in FIG. 16, a torque 11 generated by the rotation of a main rotor 2 drives a tail rotor 8 and a yaw moment due to a tail rotor thrust around a center of gravity 9. It is canceled by making 12.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】従来のシングルロータ
型ヘリコプタ１を横から見た図を図１６（Ａ）に、上方
から見た図を図１６（Ｂ）に、前方から見た断面図を図
１６（Ｃ）に示す。主ロータが図１６（Ｂ）に示すよう
に上から見て反時計まわりの回転しているとすると、機
体にはヘリコプタの頭を右へ振るような主ロータトルク
１１が発生する。そのため機体の重心９のまわりに、テ
ールロータ推力による偏揺れモーメント１２をつくるこ
とにより、前記主ロータトルク１１と釣合わせている。
しかし、このテールロータ８の消費する馬力（テールロ
ータ損失）により、前進速は減少するという問題があ
る。FIG. 16 (A) shows a side view of a conventional single rotor type helicopter 1, FIG. 16 (B) shows a view from above, and a sectional view seen from the front. It is shown in FIG. If the main rotor is rotating counterclockwise when viewed from above as shown in FIG. 16 (B), a main rotor torque 11 that shakes the helicopter head to the right is generated in the airframe. Therefore, the yaw moment 12 is generated around the center of gravity 9 of the airframe by the thrust force of the tail rotor to balance with the main rotor torque 11.
However, the horsepower consumed by the tail rotor 8 (tail rotor loss) reduces the forward speed.
【０００４】本発明は、前述の問題点を解消して、主ロ
ータの回転によって発生するトルクを打ち消す方向に作
用するモーメントを発生させ、前進速度を向上すること
ができるヘリコプタを提供することを目的とする。An object of the present invention is to solve the above problems and to provide a helicopter capable of improving the forward speed by generating a moment acting in a direction of canceling the torque generated by the rotation of the main rotor. And
【０００５】[0005]
（第１の手段）本発明に係るヘリコプタは、胴体の中心
線１３に対して左右が非対称となる形状の胴体を有する
ことを特徴とする。(First Means) The helicopter according to the present invention is characterized in that it has a body having a shape that is asymmetrical with respect to the centerline 13 of the body.
【０００６】（第２の手段）本発明に係るヘリコプタ
は、第１の手段において水平尾翼の取付け位置を、胴体
の中心線からみて主ロータの回転方向と逆の側にのみ位
置するように配置したことを特徴とする。(Second Means) The helicopter according to the present invention is arranged so that, in the first means, the mounting position of the horizontal stabilizer is located only on the side opposite to the rotation direction of the main rotor when viewed from the center line of the body. It is characterized by having done.
【０００７】（第３の手段）本発明に係るヘリコプタ
は、第１の手段において垂直尾翼の取付角５２が、胴体
の中心線１３に対し主ロータの回転方向と同方向になる
ように傾けて取り付けたことを特徴とする。(Third Means) In the helicopter according to the present invention, in the first means, the vertical tail mounting angle 52 is tilted with respect to the centerline 13 of the fuselage in the same direction as the rotation direction of the main rotor. It is characterized by being attached.
【０００８】[0008]
【作用】主ロータの回転方向は、図１に示すように、上
方から見て反時計まわりであるとして以下説明する。The rotation direction of the main rotor will be described below assuming that it is counterclockwise as viewed from above, as shown in FIG.
【０００９】ヘリコプタの胴体の中心線１３に対して、
ヘリコプタの胴体及び尾翼（水平尾翼、垂直尾翼、テー
ルロータ等）を左舷側に位置するように配置しているの
で、前進飛行時における左舷側の空力抵抗は大きくな
り、機体の重心９のまわりに、ヘリコプタの機首を左へ
振るような非対称形状による偏揺れモーメント３４が形
成され、主ロータトルク１１と反対方向に作用する。そ
のため、この主ロータトルク１１の１部を打ち消すこと
が可能となる。従って従来のヘリコプタよりもテールロ
ータ損失を小さくできる。With respect to the centerline 13 of the body of the helicopter,
Since the helicopter's fuselage and tails (horizontal tail, vertical tail, tail rotor, etc.) are located on the port side, the aerodynamic drag on the port side during forward flight is large, and around the center of gravity 9 of the aircraft. , A yaw moment 34 is formed by an asymmetrical shape such as swinging the helicopter nose to the left, and acts in the direction opposite to the main rotor torque 11. Therefore, it is possible to cancel a part of the main rotor torque 11. Therefore, the tail rotor loss can be made smaller than that of the conventional helicopter.
【００１０】さらに、水平尾翼を垂直尾翼の片側のみに
位置するように配置した水平尾翼３６とすることによ
り、胴体中心線１３から左舷側に作用する空力抵抗が大
きくなり、重心９のまわりに作用する偏揺れモーメント
をより大きくでき、テールロータ損失を小さくすること
ができる。Further, by using the horizontal stabilizer 36 arranged so that the horizontal stabilizer is located only on one side of the vertical stabilizer, the aerodynamic resistance acting from the fuselage center line 13 to the port side becomes large, and acts around the center of gravity 9. The yawing moment of the tail rotor can be increased, and the tail rotor loss can be reduced.
【００１１】また、垂直尾翼の取付角５２を、図３に示
すように胴体の中心線に対して主ロータの回転方向と同
方向になるように傾けて取り付けることにより、重心９
のまわりに垂直尾翼の取付角による偏揺れモーメント５
３を形成し、テールロータ損失をさらに小さくすること
ができる。テールロータ損失を小さくすることにより、
前進飛行に利用できる馬力が増大するので、ヘリコプタ
の上昇性能、高速性能等を向上することができる。Further, as shown in FIG. 3, the mounting angle 52 of the vertical stabilizer is mounted so as to be inclined with respect to the center line of the body so as to be in the same direction as the rotation direction of the main rotor.
Yaw moment due to vertical tail mounting angle around
3 can be formed, and the tail rotor loss can be further reduced. By reducing the tail rotor loss,
Since the horsepower available for forward flight is increased, the ascending performance and high speed performance of the helicopter can be improved.
【００１２】[0012]
【実施例】本発明の実施例を図面を参照しながら説明す
る。以下の実施例では主ロータの回転方向は上方から見
て反時計まわりとした場合について述べる。 第１実施例Embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In the following embodiments, the case where the main rotor is rotated counterclockwise as viewed from above will be described. First embodiment
【００１３】本発明の第１実施例を図１を参照しながら
説明する。図１（Ａ）は、第１実施例を横から見た図、
図１（Ｂ）は第１実施例を上方から見た図、図１（Ｃ）
は第１実施例を前方から見た断面図を示す。A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 1A is a side view of the first embodiment,
FIG. 1 (B) is a view of the first embodiment seen from above, and FIG. 1 (C).
Shows a sectional view of the first embodiment as viewed from the front.
【００１４】ヘリコプタの中心線１３に対して、左右を
非対称形状として、胴体３１の左舷側の外形線を直線的
に胴体３１の後端部までのばし、後端部に水平尾翼６、
垂直尾翼７、テールロータ３２等を取付ける。With respect to the center line 13 of the helicopter, the left and right sides are asymmetrical, and the outline of the port on the port side of the body 31 is linearly extended to the rear end of the body 31, and the horizontal stabilizer 6 is provided at the rear end.
The vertical tail 7, the tail rotor 32, etc. are attached.
【００１５】このように配置すると、前進飛行時には中
心線１３から左舷側の空力抵抗が大きくなって、重心９
まわりに非対称形状による偏揺れモーメント３４が形成
され主ロータの回転により発生するトルクを打ち消す方
向に働く。そのため、テールロータ損失は従来のテール
ロータ損失よりも小さくでき、その馬力を上昇性能、高
速性能等の向上に利用できる。 第２実施例With this arrangement, the aerodynamic resistance from the center line 13 to the port side increases during forward flight, and the center of gravity 9
A yaw moment 34 having an asymmetrical shape is formed around it and acts in a direction to cancel the torque generated by the rotation of the main rotor. Therefore, the tail rotor loss can be made smaller than the conventional tail rotor loss, and its horsepower can be used for improving the ascending performance and the high speed performance. Second embodiment
【００１６】本発明の第２実施例を図２を参照しながら
説明する。図２（Ａ）は、第２実施例を横から見た図、
図２（Ｂ）は第２実施例を上方から見た図、図２（Ｃ）
は第２実施例を前方から見た断面図を示す。A second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 2A is a side view of the second embodiment,
FIG. 2B is a view of the second embodiment seen from above, and FIG.
Shows a sectional view of the second embodiment as seen from the front.
【００１７】ヘリコプタの胴体の中心線１３に対して、
第１実施例のように左右非対称形状とし、さらに水平尾
翼の取付け位置を胴体の中心線から見て、主ロータの回
転方向と逆の側にのみ位置するように配置する。すなわ
ち、上方から見て主ロータの回転方向が反時計まわりの
ときは、水平尾翼を胴体の左舷側にのみ位置する水平尾
翼３６となるように配置し、主ロータの回転方向が逆の
場合には胴体の左舷側にのみ位置するように配置する。With respect to the centerline 13 of the body of the helicopter,
As in the first embodiment, the shape is left-right asymmetrical, and the horizontal stabilizer is arranged so as to be located only on the side opposite to the rotation direction of the main rotor when viewed from the centerline of the body. That is, when the rotation direction of the main rotor is counterclockwise when viewed from above, the horizontal stabilizer is arranged so as to be the horizontal stabilizer 36 located only on the port side of the fuselage, and when the rotation direction of the main rotor is opposite. Should be placed only on the port side of the fuselage.
【００１８】このようにすると、第１実施例よりも大き
な非対称形状による偏揺れモーメント３４を得ることが
できるので、テールロータ損失は第１実施例の場合より
も小さくでき、その馬力を上昇性能、高速性能等の向上
に利用できる。なお、第２実施例は以下の実施例にも適
用することができる。 第３実施例In this way, since the yaw moment 34 having an asymmetrical shape larger than that of the first embodiment can be obtained, the tail rotor loss can be made smaller than that of the first embodiment, and its horsepower can be increased. It can be used to improve high-speed performance. The second embodiment can also be applied to the following embodiments. Third embodiment
【００１９】本発明の第３実施例を図３を参照しながら
説明する。図３（Ａ）は、第３実施例を横から見た図、
図３（Ｂ）は第３実施例を上方から見た図、図３（Ｃ）
は第３実施例を前方から見た断面図を示す。A third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 3A is a side view of the third embodiment,
FIG. 3B is a view of the third embodiment seen from above, and FIG.
Shows a sectional view of the third embodiment seen from the front.
【００２０】ヘリコプタの胴体の中心線１３に対して、
第１実施例のように左右非対称形状とし、さらに垂直尾
翼の胴体に対する取付角５２が胴体の中心線１３に対
し、主ロータの回転方向と同方向になるように取付け
る。すなわち、上方から見て主ロータの回転方向が反時
計まわりのときは、垂直尾翼３７の前縁を胴体中心線か
ら右側へ向けるようにし、主ロータの回転方向が逆のと
きは胴体中心線から左側へ向けるようにする。With respect to the centerline 13 of the body of the helicopter,
As in the first embodiment, the shape is left-right asymmetrical, and the vertical tails are mounted so that the mounting angle 52 with respect to the body is the same as the rotation direction of the main rotor with respect to the centerline 13 of the body. That is, when the rotation direction of the main rotor is counterclockwise when viewed from above, the leading edge of the vertical stabilizer 37 is directed to the right side from the center line of the fuselage, and when the rotation direction of the main rotor is opposite, from the center line of the fuselage. Turn to the left.
【００２１】このようにすると、垂直尾翼３７に空気力
が作用して重心９のまわりに垂直尾翼の空気力による偏
揺れモーメント５３が形成され、これと非対称形状によ
る偏揺れモーメント３４との両方が主ロータトルク１１
を打ち消す方向に働くので、第１実施例よりテールロー
タ損失を小さくすることができる。第３実施例は第２実
施例と併用することもでき、以下の実施例にも適用でき
る。 第４実施例By doing so, the aerodynamic force acts on the vertical tail 37 to form the yaw moment 53 due to the aerodynamic force of the vertical tail around the center of gravity 9, and both the yaw moment 34 and the yaw moment 34 due to the asymmetrical shape. Main rotor torque 11
The tail rotor loss can be made smaller than that of the first embodiment because it works in the direction of canceling out. The third embodiment can be used in combination with the second embodiment, and can be applied to the following embodiments. Fourth embodiment
【００２２】本発明の第４実施例を図４を参照しながら
説明する。図４（Ａ）は、第４実施例を横から見た図、
図４（Ｂ）は第４実施例を上方から見た図、図４（Ｃ）
は第４実施例を前方から見た断面図を示す。A fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 4A is a side view of the fourth embodiment,
FIG. 4 (B) is a view of the fourth embodiment seen from above, and FIG. 4 (C).
Shows a sectional view of the fourth embodiment seen from the front.
【００２３】ヘリコプタの胴体の中心線１３に対して、
第１実施例のように左右非対称形状とし、さらに主ロー
タ回転軸５４を胴体の中心線１３上ではなく右舷側にオ
フセット３９させた位置に配置する。なお、主ロータの
回転方向１０が上方から見て時計まわりの場合には、左
舷側とする。With respect to the centerline 13 of the body of the helicopter,
As in the first embodiment, the shape is left-right asymmetrical, and the main rotor rotary shaft 54 is arranged at the position offset by 39 on the starboard side instead of on the centerline 13 of the body. When the rotation direction 10 of the main rotor is clockwise when viewed from above, the port is on the port side.
【００２４】このように主ロータ回転軸５４を胴体中心
線からオフセットすると、主ロータの推力３８が中心線
１３からオフセットして作用するので、重心９のまわり
に主ロータ推力による偏揺れモーメント４０が形成さ
れ、非対称形状による偏揺れモーメント３４とともに主
ロータの回転により発生するトルク１１を打ち消す方向
に作用するので、第１実施例よりもテールロータの損失
を小さくすることができる。第４実施例は第２，第３実
施例と併用することもでき、以下の実施例にも適用でき
る。 第５実施例When the main rotor rotating shaft 54 is thus offset from the center line of the body, the thrust 38 of the main rotor acts offset from the center line 13, so that the yaw moment 40 due to the main rotor thrust is generated around the center of gravity 9. Since it is formed and acts in the direction of canceling the torque 11 generated by the rotation of the main rotor together with the yaw moment 34 due to the asymmetrical shape, the loss of the tail rotor can be made smaller than that of the first embodiment. The fourth embodiment can be used in combination with the second and third embodiments, and can be applied to the following embodiments. Fifth embodiment
【００２５】本発明の第５実施例を図５を参照しながら
説明する。図５（Ａ）は、第５実施例を横から見た図、
図５（Ｂ）は第５実施例を上方から見た図、図５（Ｃ）
は第５実施例を前方から見た断面図を示す。A fifth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 5A is a side view of the fifth embodiment,
FIG. 5B is a view of the fifth embodiment seen from above, and FIG.
Shows a sectional view of the fifth embodiment as viewed from the front.
【００２６】ヘリコプタの胴体４１の中心線１３に対し
て、上方から見て左右非対称形状として、左舷側は第１
実施例と同じ形状とし、右舷側は、胴体部より小さくす
る。その場合右舷側の空力抵抗は小となり、左舷側の空
力抵抗は大となるので、重心９のまわりに非対称形状に
よる偏揺れモーメント３４を形成して、主ロータ２の回
転により発生するトルク１１を打ち消す方向に作用す
る。従って、第１実施例よりテールロータ損失が小さく
することができので、ヘリコプタの上昇性能、高速性能
等の向上をはかることができる。 第６実施例With respect to the center line 13 of the body 41 of the helicopter, the port side has a first side asymmetrical shape as viewed from above.
The shape is the same as that of the embodiment, and the starboard side is smaller than the body portion. In that case, the aerodynamic resistance on the starboard side becomes small and the aerodynamic resistance on the port side becomes large, so that the yaw moment 34 due to the asymmetrical shape is formed around the center of gravity 9 to reduce the torque 11 generated by the rotation of the main rotor 2. It acts in the direction to cancel it. Therefore, the tail rotor loss can be made smaller than that in the first embodiment, and the ascending performance of the helicopter and the high speed performance can be improved. Sixth embodiment
【００２７】本発明の第６実施例を図６を参照しながら
説明する。図６（Ａ）は、第６実施例を横から見た図、
図６（Ｂ）は第６実施例を上方から見た図、図６（Ｃ）
は第６実施例を前方から見た断面図を示す。A sixth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 6A is a side view of the sixth embodiment,
FIG. 6 (B) is a view of the sixth embodiment seen from above, and FIG. 6 (C).
Shows a sectional view of the sixth embodiment as seen from the front.
【００２８】ヘリコプタの胴体４２の中心線１３に対し
て、上方から見て左右非対称形状として、左舷側は第１
実施例と同じ形状とし、右舷側は、胴体の幅の広い部分
から後方を上方から見て直線的に整形する。その場合右
舷側の空力抵抗は小となり、左舷側の空力抵抗は大とな
るので、重心９のまわりに非対称形状による偏揺れモー
メント３４を形成して、主ロータ２の回転により発生す
るトルク１１を打ち消す方向に作用するので、第１実施
例よりもテールロータ損失が小さくすることができる。
そのためヘリコプタの上昇性能、高速性能等の向上をは
かることができる。 第７実施例With respect to the center line 13 of the body 42 of the helicopter, the port side has a first asymmetrical shape as viewed from above.
The shape is the same as that of the embodiment, and the starboard side is linearly shaped from the wide portion of the body when the rear is viewed from above. In that case, the aerodynamic resistance on the starboard side becomes small and the aerodynamic resistance on the port side becomes large, so that the yaw moment 34 due to the asymmetrical shape is formed around the center of gravity 9 to reduce the torque 11 generated by the rotation of the main rotor 2. Since it acts in the canceling direction, the tail rotor loss can be made smaller than in the first embodiment.
Therefore, it is possible to improve the ascending performance and the high speed performance of the helicopter. Seventh embodiment
【００２９】本発明の第７実施例を図７を参照しながら
説明する。図７（Ａ）は、第７実施例を横から見た図、
図７（Ｂ）は第７実施例を上方から見た図、図７（Ｃ）
は第７実施例を前方から見た断面図を示す。A seventh embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 7A is a side view of the seventh embodiment,
FIG. 7 (B) is a view of the seventh embodiment seen from above, and FIG. 7 (C).
Shows a sectional view of the seventh embodiment as viewed from the front.
【００３０】ヘリコプタの胴体４３の中心線１３に対し
て、上方から見て左右非対称形状として、左舷側は第１
実施例と同じ形状とし、右舷側は、胴体の幅の広い部分
から後方部分を上方から見て後部が連続曲線で凸形状に
なるように整形する。その場合右舷側の空力抵抗は小と
なり、左舷側の空力抵抗は大となるので、重心９のまわ
りに非対称形状による偏揺れモーメント３４を形成し、
主ロータ２の回転により発生するトルク１１を打ち消す
方向に作用するので、第１実施例よりテールロータ損失
が小さくすることができる。第７実施例は、前述の第６
実施例よりもテールロータ損失を小さくできるのでヘリ
コプタの上昇性能、高速性能等の向上に利用することが
できる。 第８実施例With respect to the center line 13 of the body 43 of the helicopter, the port side has a first asymmetrical shape as viewed from above.
The shape is the same as that of the embodiment, and the starboard side is shaped so that the rear part has a continuous curved convex shape when the rear part from the wide part of the body is viewed from above. In that case, since the aerodynamic resistance on the starboard side is small and the aerodynamic resistance on the port side is large, the yaw moment 34 due to the asymmetrical shape is formed around the center of gravity 9.
Since the torque 11 generated by the rotation of the main rotor 2 acts in the direction of canceling it, the tail rotor loss can be made smaller than in the first embodiment. The seventh embodiment is the same as the above-mentioned sixth embodiment.
Since the tail rotor loss can be made smaller than that of the embodiment, it can be used for improving the ascending performance and high speed performance of the helicopter. Eighth embodiment
【００３１】本発明の第８実施例を図７を参照しながら
説明する。図８（Ａ）は、第８実施例を横から見た図、
図８（Ｂ）は第８実施例を上方から見た図、図８（Ｃ）
は第８実施例を前方から見た断面図を示す。An eighth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 8A is a side view of the eighth embodiment,
FIG. 8 (B) is a view of the eighth embodiment seen from above, and FIG. 8 (C).
Shows a sectional view of the eighth embodiment seen from the front.
【００３２】第８実施例は、ヘリコプタの胴体４４の中
心線１３に対して、上方から見て左右非対称形状とし
て、左舷側の胴体４４の幅の広い所から後方部分を第１
〜７実施例よりも左側に直線的に移動し、右舷側は第１
実施例を延長する形状とする。従って、水平尾翼６、垂
直尾翼７、テールロータ３２等が胴体中心線１３に対し
て第１〜７実施例よりも左側へよりオフセットされた形
状となり、重心９のまわりに非対称形状による偏揺れモ
ーメント３４を形成して、主ロータ２の回転により発生
するトルクを打ち消す方向に作用し、第１〜７実施例の
場合よりもテールロータ損失を小さくすることができ
る。 第９実施例In the eighth embodiment, with respect to the centerline 13 of the body 44 of the helicopter, the shape is left-right asymmetrical when viewed from above, and the rear portion from the wide portion of the body 44 on the port side is the first portion.
~ Linearly moved to the left of the 7th embodiment, the starboard side is the first
The shape of the embodiment is extended. Therefore, the horizontal stabilizer 6, the vertical stabilizer 7, the tail rotor 32, and the like have a shape offset more to the left than the first to seventh embodiments with respect to the body centerline 13, and the yaw moment due to the asymmetrical shape around the center of gravity 9. 34 is formed to act in the direction of canceling the torque generated by the rotation of the main rotor 2, and the tail rotor loss can be made smaller than in the first to seventh embodiments. Ninth embodiment
【００３３】本発明の第９実施例を図９を参照しながら
説明する。図９（Ａ）は、第９実施例を横から見た図、
図９（Ｂ）は第９実施例を上方から見た図、図９（Ｃ）
は第９実施例を前方から見た断面図を示す。The ninth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 9A is a side view of the ninth embodiment,
FIG. 9 (B) is a view of the ninth embodiment viewed from above, and FIG. 9 (C).
Shows a sectional view of the ninth embodiment as viewed from the front.
【００３４】第９実施例は、ヘリコプタの胴体４５の中
心線１３に対して、上方から見て左右非対称形状とし
て、左舷側の胴体４５の幅の広い所の中央部から後方を
第１〜７実施例よりも左側に移動し、右舷側も胴体４５
のように修正する。従って、水平尾翼６、垂直尾翼７、
テールロータ３２等が中心線１３に対して第１〜７実施
例よりも左側へよりオフセットされた形状となり、重心
９のまわりに非対称形状による偏揺れモーメント３４を
形成して、主ロータ２の回転により発生するトルクを打
ち消す方向に作用し、第１〜７実施例の場合よりもテー
ルロータ損失を小さくすることができる。 第１０実施例The ninth embodiment has a laterally asymmetrical shape with respect to the center line 13 of the body 45 of the helicopter as seen from above, and the first to seventh portions are rearward from the central portion of the wide side of the body 45 on the port side. Moved to the left side of the embodiment, and the fuselage 45 also on the starboard side.
To fix. Therefore, the horizontal stabilizer 6, the vertical stabilizer 7,
The tail rotor 32 and the like have a shape which is offset further to the left side than the first to seventh embodiments with respect to the center line 13 to form an asymmetrical yaw moment 34 around the center of gravity 9 to rotate the main rotor 2. It acts in the direction of canceling the torque generated by the above, and the tail rotor loss can be made smaller than in the first to seventh embodiments. Tenth Example
【００３５】本発明の第１０実施例を図１０を参照しな
がら説明する。図１０（Ａ）は、第１０実施例を横から
見た図、図１０（Ｂ）は第１０実施例を上方から見た
図、図１０（Ｃ）は第１０実施例を前方から見た図を示
す。A tenth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 10A is a side view of the tenth embodiment, FIG. 10B is a top view of the tenth embodiment, and FIG. 10C is a front view of the tenth embodiment. The figure is shown.
【００３６】第１０実施例は、ヘリコプタの胴体４６の
中心線１３に対して、上方から見て左右非対称形状とし
て、左舷側の胴体４６の幅の広い所の中央部から後方を
曲線的に第１〜７実施例よりも左側に移動し、右舷側は
第１実施例を延長する形状とする。従って、水平尾翼
６、垂直尾翼７、テールロータ３２等が中心線１３に対
して左側へよりオフセットされた形状となり、重心９の
まわりに非対称形状による偏揺れモーメント３４を形成
して、主ロータ２の回転により発生するトルクを打ち消
す方向に作用し、第１〜７実施例の場合よりもテールロ
ータ損失を小さくすることができる。 第１１実施例The tenth embodiment has a left-right asymmetrical shape with respect to the center line 13 of the body 46 of the helicopter when viewed from above, and a curved portion from the center of the wide portion of the body 46 on the port side to the rear side. It is moved to the left of the first to seventh embodiments, and the starboard side is shaped to extend the first embodiment. Therefore, the horizontal stabilizer 6, the vertical stabilizer 7, the tail rotor 32, and the like are offset from the center line 13 to the left side, and the yaw moment 34 having an asymmetrical shape is formed around the center of gravity 9. It acts in the direction of canceling the torque generated by the rotation of, and the tail rotor loss can be made smaller than in the first to seventh embodiments. Eleventh embodiment
【００３７】本発明の第１１実施例を図１１を参照しな
がら説明する。図１１（Ａ）は、第１１実施例を横から
見た図、図１１（Ｂ）は第１１実施例を上方から見た
図、図１１（Ｃ）は第１１実施例を前方から見た断面図
を示す。An eleventh embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 11A is a side view of the eleventh embodiment, FIG. 11B is a top view of the eleventh embodiment, and FIG. 11C is a front view of the eleventh embodiment. A sectional view is shown.
【００３８】第１１実施例は、ヘリコプタの胴体４７の
中心線１３に対して、上方から見て左右非対称形状とし
て、左舷側の胴体４７の幅の広い所の中央部から後方を
曲線的（連続的になめらか）に第１〜７実施例よりも左
側に移動し、右舷側は胴体４７の幅の広い部分から後方
を上から見て後部に凸形状に整形する。その場合右舷側
の空力抵抗は小さく、左舷側の空力抵抗は大きくなるた
め、重心９のまわりに非対称形状による偏揺れモーメン
ト３４を形成して、主ロータ２の回転により発生するト
ルクを打ち消す方向に作用し、第１〜７実施例の場合よ
りもテールロータ損失を小さくすることができる。その
ためヘリコプタの上昇性能、高速性の能等の向上をはか
ることができる。 第１２実施例The eleventh embodiment has a left-right asymmetrical shape with respect to the center line 13 of the body 47 of the helicopter when viewed from above, and a curved portion (continuous) from the center of the wide portion of the body 47 on the port side to the rear side. Smoothly to the left of the first to seventh embodiments, and the starboard side is shaped into a convex shape in the rear part when the rear is viewed from above from the wide portion of the body 47. In that case, since the aerodynamic resistance on the starboard side is small and the aerodynamic resistance on the port side is large, a yaw moment 34 having an asymmetrical shape is formed around the center of gravity 9 to cancel the torque generated by the rotation of the main rotor 2. Therefore, the tail rotor loss can be made smaller than in the first to seventh embodiments. Therefore, it is possible to improve the ascending performance of the helicopter and the high speed performance. 12th Example
【００３９】本発明の第１２実施例を図１２を参照しな
がら説明する。図１２（Ａ）は、第１２実施例を横から
見た図、図１２（Ｂ）は第１２実施例を上方から見た
図、図１２（Ｃ）は第１２実施例を前方から見た断面図
を示す。A twelfth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 12A is a side view of the twelfth embodiment, FIG. 12B is a top view of the twelfth embodiment, and FIG. 12C is a front view of the twelfth embodiment. A sectional view is shown.
【００４０】第１２実施例は、ヘリコプタの胴体４８の
中心線１３に対して、上方から見て左右非対称形状とし
て、左舷側の胴体４８の前部から後方を直線的に第１〜
７実施例よりも左側に移動し、右舷側は第１実施例を延
長する形状とする。従って水平尾翼６、垂直尾翼７、テ
ールロータ３２等が中心線１３に対して左側へオフセッ
トされた形状となり、重心９のまわりに非対称形状によ
る偏揺れモーメント３４を形成して、主ロータ２の回転
により発生するトルクを打ち消す方向に作用し、第１〜
７実施例に比しテールロータ損失を小さくすることがで
きる。 第１３実施例In the twelfth embodiment, the helicopter body 48 has a laterally asymmetrical shape with respect to the center line 13 of the body 48, and the first to third portions are straight from the front of the port-side body 48 to the rear.
It is moved to the left of the seventh embodiment, and the starboard side is shaped to extend the first embodiment. Therefore, the horizontal stabilizer 6, the vertical stabilizer 7, the tail rotor 32, and the like have a shape offset to the left with respect to the center line 13, and a yaw moment 34 having an asymmetrical shape is formed around the center of gravity 9 to rotate the main rotor 2. Acts to cancel the torque generated by
The tail rotor loss can be reduced as compared with the seventh embodiment. 13th Example
【００４１】本発明の第１３実施例を図１３を参照しな
がら説明する。図１３（Ａ）は、第１３実施例を横から
見た図、図１３（Ｂ）は第１３実施例を上方から見た
図、図１３（Ｃ）は第１３実施例を前方から見た断面図
を示す。A thirteenth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 13A is a side view of the thirteenth embodiment, FIG. 13B is a top view of the thirteenth embodiment, and FIG. 13C is a front view of the thirteenth embodiment. A sectional view is shown.
【００４２】第１３実施例は、ヘリコプタの胴体４９の
中心線１３に対して、上方から見て左右非対称形状とし
て、左舷側の胴体４９の前部から後方を直線的に第１〜
７実施例よりも左側に移動させるとともに、右舷側の胴
体４９の幅の広い所から後方も直線的に整形する方法で
ある。In the thirteenth embodiment, with respect to the center line 13 of the body 49 of the helicopter, the shape is left-right asymmetrical when viewed from above, and the first to the rear of the front portion of the body 49 on the port side are linearly arranged.
This is a method in which the body is moved to the left of the seventh embodiment, and the rear side of the body 49 on the starboard side is also linearly shaped.
【００４３】このようにすると、水平尾翼６、垂直尾翼
７、テールロータ３２等が中心線１３に対して左側へオ
フセットされた形状となり、重心９のまわりに非対称形
状による空気力による偏揺れモーメント３４を形成し
て、主ロータ２の回転により発生するトルクを打ち消す
方向に作用するため、第１〜７実施例の場合よりもテー
ルロータ損失を小さくすることができる。そのためヘリ
コプタの上昇性能、高速性能等の向上をはかることがで
きる。 第１４実施例In this way, the horizontal tail 6, the vertical tail 7, the tail rotor 32, etc. are offset to the left with respect to the center line 13, and the yaw moment 34 due to aerodynamic force due to the asymmetric shape around the center of gravity 9. And acts to cancel the torque generated by the rotation of the main rotor 2, the tail rotor loss can be made smaller than in the first to seventh embodiments. Therefore, the ascending performance and the high speed performance of the helicopter can be improved. Fourteenth embodiment
【００４４】本発明の第１４実施例を図１４を参照しな
がら説明する。図１４（Ａ）は、第１４実施例を横から
見た図、図１４（Ｂ）は第１４実施例を上方から見た
図、図１４（Ｃ）は第１４実施例を前方から見た断面図
を示す。A fourteenth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 14A is a side view of the 14th embodiment, FIG. 14B is a top view of the 14th embodiment, and FIG. 14C is a front view of the 14th embodiment. A sectional view is shown.
【００４５】第１４実施例は、ヘリコプタの胴体５０の
中心線１３に対して、上方から見て左右非対称形状とし
て、胴体５０の左舷側は前部から後方を曲線的（連続的
になめらか）に第１〜７実施例よりも左側に移動し、右
舷側は第１実施例を延長した形状とする。従って水平尾
翼６、垂直尾翼７、テールロータ３２等が中心線１３に
対して左側へオフセットされた形状となり、重心９のま
わりに非対称形状によ空気力に基づくる偏揺れモーメン
ト３４を形成して、主ロータ２の回転により発生するト
ルク１１を打ち消す方向に作用するため、第１〜７実施
例の場合よりもに比しテールロータ損失を小さくするこ
とができる。 第１５実施例The fourteenth embodiment has a left-right asymmetrical shape with respect to the centerline 13 of the body 50 of the helicopter when viewed from above, and the port side of the body 50 is curved (continuously smooth) from the front to the rear. It is moved to the left of the first to seventh embodiments, and the starboard side has a shape obtained by extending the first embodiment. Therefore, the horizontal stabilizer 6, the vertical stabilizer 7, the tail rotor 32, and the like are offset to the left with respect to the center line 13, and the yaw moment 34 based on the aerodynamic force is formed around the center of gravity 9 due to the asymmetrical shape. Since the torque 11 generated by the rotation of the main rotor 2 acts in a canceling direction, the tail rotor loss can be made smaller than that in the first to seventh embodiments. 15th Example
【００４６】本発明の第１５実施例を図１５を参照しな
がら説明する。図１５（Ａ）は、第１５実施例を横から
見た図、図１５（Ｂ）は第１５実施例を上方から見た
図、図１５（Ｃ）は第１５実施例を前方から見た断面図
を示す。A fifteenth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. 15A is a side view of the fifteenth embodiment, FIG. 15B is a top view of the fifteenth embodiment, and FIG. 15C is a front view of the fifteenth embodiment. A sectional view is shown.
【００４７】第１５実施例は、ヘリコプタの胴体５１の
中心線１３に対して、上方から見て左右非対称形状とし
て、左舷側の胴体５１の前部から後方を曲線的（連続的
になめらか）にし、かつ第１〜７実施例よりも左側に移
動し、右舷側の胴体５１の幅の広い所から後方部分を後
方に凸になるように曲線的に整形する。The fifteenth embodiment has a left-right asymmetrical shape with respect to the center line 13 of the body 51 of the helicopter when viewed from above, and makes the front side and the rear side of the body 51 on the port side curved (continuously smooth). Further, it moves to the left of the first to seventh embodiments, and the rear portion is curved so as to be convex rearward from the wide portion of the starboard-side body 51.
【００４８】このようにすると、水平尾翼６、垂直尾翼
７、テールロータ３２等が中心線１３に対して左側へオ
フセットされた形状となり、空力抵抗が大きくなり、右
舷側は曲線的な整形により空力抵抗は小さくなり、重心
９のまわりに非対称形状による偏揺れモーメント３４を
形成して、主ロータ２の回転により発生するトルクを打
ち消す方向に作用し、第１〜７実施例の場合よりもテー
ルロータ損失を小さくすることができる。そのためヘリ
コプタの上昇性能、高速性能等の向上をはかることがで
きる。In this way, the horizontal tail 6, the vertical tail 7, the tail rotor 32, etc. are offset to the left with respect to the center line 13, the aerodynamic resistance is increased, and the starboard side is curved due to the aerodynamics. The resistance is reduced, and a yaw moment 34 having an asymmetrical shape is formed around the center of gravity 9 to act in a direction of canceling the torque generated by the rotation of the main rotor 2, and the tail rotor is larger than that in the first to seventh embodiments. The loss can be reduced. Therefore, the ascending performance and the high speed performance of the helicopter can be improved.
【００４９】[0049]
【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。Since the present invention is constructed as described above, it has the following effects.
【００５０】（１）ヘリコプタの胴体の中心線に対し
て、左右が非対称形状となる形状の胴体にすることによ
り、機体の重心まわりに非対称形状による偏揺れモーメ
ントを形成して、主ロータの回転により発生するトルク
の１部を打ち消すことができる。(1) By making the body of the helicopter asymmetric with respect to the centerline of the body of the helicopter, a yawing moment due to the asymmetric shape is formed around the center of gravity of the body to rotate the main rotor. It is possible to cancel a part of the torque generated by.
【００５１】（２）ヘリコプタの水平尾翼の取付け位置
を、胴体の中心線からみて、主ロータの回転方と逆の側
にのみ位置するように配置したことにより、主ロータの
回転により発生するトルクの１部を打ち消すことができ
る。(2) Torque generated by the rotation of the main rotor by arranging the mounting position of the horizontal stabilizer of the helicopter so as to be located only on the side opposite to the direction of rotation of the main rotor as viewed from the centerline of the body. Part of can be canceled.
【００５２】（３）ヘリコプタの垂直尾翼の胴体に対す
る取付け角が、胴体の中心線に対し主ロータの回転方向
と同方向になるように取付けたことにより、主ロータの
回転により発生するトルクの１部を打ち消すことができ
る。(3) Since the mounting angle of the vertical tail of the helicopter with respect to the body is the same as the direction of rotation of the main rotor with respect to the centerline of the body, the torque generated by the rotation of the main rotor is 1 The parts can be canceled.
【００５３】（４）そのため従来のヘリコプタに比し、
テールロータ損失を小さくすることができ、その馬力を
利用してヘリコプタの上昇性能、高速性能等を向上させ
ることができる。(4) Therefore, compared with the conventional helicopter,
The tail rotor loss can be reduced, and the horsepower can be used to improve the ascending performance and high-speed performance of the helicopter.
【図１】本発明の第１実施例を示す図。FIG. 1 is a diagram showing a first embodiment of the present invention.
【図２】本発明の第２実施例を示す図。FIG. 2 is a diagram showing a second embodiment of the present invention.
【図３】本発明の第３実施例を示す図。FIG. 3 is a diagram showing a third embodiment of the present invention.
【図４】本発明の第４実施例を示す図。FIG. 4 is a diagram showing a fourth embodiment of the present invention.
【図５】本発明の第５実施例を示す図。FIG. 5 is a diagram showing a fifth embodiment of the present invention.
【図６】本発明の第６実施例を示す図。FIG. 6 is a diagram showing a sixth embodiment of the present invention.
【図７】本発明の第７実施例を示す図。FIG. 7 is a diagram showing a seventh embodiment of the present invention.
【図８】本発明の第８実施例を示す図。FIG. 8 is a diagram showing an eighth embodiment of the present invention.
【図９】本発明の第９実施例を示す図。FIG. 9 is a diagram showing a ninth embodiment of the present invention.
【図１０】本発明の第１０実施例を示す図。FIG. 10 is a diagram showing a tenth embodiment of the present invention.
【図１１】本発明の第１１実施例を示す図。FIG. 11 is a diagram showing an eleventh embodiment of the present invention.
【図１２】本発明の第１２実施例を示す図。FIG. 12 is a diagram showing a twelfth embodiment of the present invention.
【図１３】本発明の第１３実施例を示す図。FIG. 13 is a diagram showing a thirteenth embodiment of the present invention.
【図１４】本発明の第１４実施例を示す図。FIG. 14 is a diagram showing a fourteenth embodiment of the present invention.
【図１５】本発明の第１５実施例を示す図。FIG. 15 is a diagram showing a fifteenth embodiment of the present invention.
【図１６】従来の技術を示す図。FIG. 16 is a diagram showing a conventional technique.
１…ヘリコプタ、２…主ロータ、３…主ロータ回転軸、
４…エンジン、５…胴体、６…水平尾翼、７…垂直尾
翼、８…テールロータ、９…機体の重心、１０…主ロー
タの回転方向、１１…主ロータのトルク、１２…テール
ロータの推力による偏揺れモーメント、１３…胴体の中
心線、１４…気流、１５…横滑り角、１６…偏揺れモー
メント、３１…胴体、３２…テールロータ、３３…空力
抵抗大、３４…非対称形状による偏揺れモーメント、３
５…進行方向、３６…水平尾翼、３７…垂直尾翼、３８
…主ロータ推力、３９…オフセット、４０…主ロータ推
力による偏揺れモーメント、４１〜４５…胴体、５２…
垂直尾翼の取付角、５３…垂直尾翼取付角５２による偏
揺れモーメント、５４…主ロータ回転軸、５５…空力抵
抗小。1 ... Helicopter, 2 ... Main rotor, 3 ... Main rotor rotating shaft,
4 ... Engine, 5 ... Fuselage, 6 ... Horizontal tail, 7 ... Vertical tail, 8 ... Tail rotor, 9 ... Aircraft center of gravity, 10 ... Main rotor rotation direction, 11 ... Main rotor torque, 12 ... Tail rotor thrust Yaw moment due to, 13 ... fuselage center line, 14 ... airflow, 15 ... sideslip angle, 16 ... yaw moment, 31 ... fuselage, 32 ... tail rotor, 33 ... large aerodynamic resistance, 34 ... yaw moment due to asymmetric shape Three
5 ... advancing direction, 36 ... horizontal stabilizer, 37 ... vertical stabilizer, 38
... Main rotor thrust, 39 ... Offset, 40 ... Yaw moment due to main rotor thrust, 41-45 ... Body, 52 ...
Vertical tail mounting angle, 53 ... Yaw moment due to vertical tail mounting angle 52, 54 ... Main rotor rotation axis, 55 ... Small aerodynamic resistance.
Claims (3)
して左右が非対称となる形状の胴体を有することを特徴
とするヘリコプタ。1. A helicopter having a body that is asymmetrical with respect to the centerline (13) of the body of the helicopter.
胴体の中心線からみて主ロータの回転方向と逆の側にの
み位置するように配置したことを特徴とする請求項１記
載のヘリコプタ。2. The helicopter horizontal stabilizer mounting position,
The helicopter according to claim 1, wherein the helicopter is arranged so as to be located only on the side opposite to the rotation direction of the main rotor when viewed from the centerline of the body.
が、胴体の中心線（１３）に対し主ロータの回転方向と
同方向になるように傾けて取り付けたことを特徴とする
請求項１記載のヘリコプタ。3. Helicopter vertical stabilizer mounting angle (52)
The helicopter according to claim 1, wherein the helicopter is attached so as to be inclined with respect to the center line (13) of the body so as to be in the same direction as the rotation direction of the main rotor.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP05165492A JP3241081B2 (en) | 1992-03-10 | 1992-03-10 | Helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP05165492A JP3241081B2 (en) | 1992-03-10 | 1992-03-10 | Helicopter |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05254492A true JPH05254492A (en) | 1993-10-05 |
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Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3241081B2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20130175386A1 (en) * | 2012-01-06 | 2013-07-11 | Deutsches Zentrum Fur Luft- Und Raumfahrt E.V. | Helicopter configuration |
| US20140008486A1 (en) * | 2012-06-25 | 2014-01-09 | Sikorsky Aircraft Corporation | Asymmetrical single main rotor unmanned aerial vehicle |
-
1992
- 1992-03-10 JP JP05165492A patent/JP3241081B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20130175386A1 (en) * | 2012-01-06 | 2013-07-11 | Deutsches Zentrum Fur Luft- Und Raumfahrt E.V. | Helicopter configuration |
| US8807476B2 (en) * | 2012-01-06 | 2014-08-19 | Deutsches Zentrum Fur Luft-Und Raumfahrt E.V. | Helicopter with oblique tail boom |
| US20140008486A1 (en) * | 2012-06-25 | 2014-01-09 | Sikorsky Aircraft Corporation | Asymmetrical single main rotor unmanned aerial vehicle |
| US8991742B2 (en) * | 2012-06-25 | 2015-03-31 | Sikorsky Aircraft Corporation | Asymmetrical single main rotor unmanned aerial vehicle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3241081B2 (en) | 2001-12-25 |
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