JPH05270495A - 回転翼航空機の尾部回転翼 - Google Patents
回転翼航空機の尾部回転翼Info
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- JPH05270495A JPH05270495A JP4096986A JP9698692A JPH05270495A JP H05270495 A JPH05270495 A JP H05270495A JP 4096986 A JP4096986 A JP 4096986A JP 9698692 A JP9698692 A JP 9698692A JP H05270495 A JPH05270495 A JP H05270495A
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
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- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
- B64C2027/8254—Shrouded tail rotors, e.g. "Fenestron" fans
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 ブレード先端速度を下げることなく、即ち性
能低下させず、且つ、ロータ・ブレード取付上の構造的
な問題を生じさせずに、騒音レベルを十分低くし、しか
も耳ざわりな高周波音を低周波音に変えた回転翼航空機
のダクテッド・ファン型尾部回転翼を提供し、もって空
港周辺住民に対する騒音公害を改善する。 【構成】 尾部回転翼の外周部が筒状のダクトで覆われ
た型式の回転翼航空機の尾部回転翼において、該尾部回
転翼は６枚以上のロータ・ブレードを有し、該ロータ・
ブレードにはピッチホーンを備え、前記ロータ・ブレー
ドとピッチホーンのなす角を、所要の推力を得るための
角度について、ロータ・ブレードの内約半数のロータ・
ブレードについては大きくし、他の半数のロータ・ブレ
ードについては小さくした回転翼航空機の尾部回転翼。
能低下させず、且つ、ロータ・ブレード取付上の構造的
な問題を生じさせずに、騒音レベルを十分低くし、しか
も耳ざわりな高周波音を低周波音に変えた回転翼航空機
のダクテッド・ファン型尾部回転翼を提供し、もって空
港周辺住民に対する騒音公害を改善する。 【構成】 尾部回転翼の外周部が筒状のダクトで覆われ
た型式の回転翼航空機の尾部回転翼において、該尾部回
転翼は６枚以上のロータ・ブレードを有し、該ロータ・
ブレードにはピッチホーンを備え、前記ロータ・ブレー
ドとピッチホーンのなす角を、所要の推力を得るための
角度について、ロータ・ブレードの内約半数のロータ・
ブレードについては大きくし、他の半数のロータ・ブレ
ードについては小さくした回転翼航空機の尾部回転翼。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、回転翼航空機の尾部回
転翼、殊に尾部回転翼を筒状のダクトで覆う形式の所謂
ダクテッド・ファン型の尾部回転翼に関するものであ
る。
転翼、殊に尾部回転翼を筒状のダクトで覆う形式の所謂
ダクテッド・ファン型の尾部回転翼に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】図１に示すように回転翼航空機１は、主
回転翼３と尾部回転翼２を備え、尾部回転翼２は、回転
翼組立４とその周囲を筒状に覆うダクト５とよりなり、
ダクテッド・ファン型の尾部回転翼と称されている。こ
のダクテッド・ファン型の尾部回転翼２は、通常のプロ
ペラ型のものと比べて、回転翼組立４の外周がダクト５
で覆われているため、地上では整備員や乗員が過って回
転翼に接触することを防止でき、又、飛行中には、地面
近くで立木や、建物に触れるような事故を防止できるの
で、きわめて安全である。また性能面では、吹き出し速
度が高く、ダクト５に囲まれていることにより、ボルテ
ックス・リング状態と呼ばれる推力低下の現象もないと
いう著しい利点がある。
回転翼３と尾部回転翼２を備え、尾部回転翼２は、回転
翼組立４とその周囲を筒状に覆うダクト５とよりなり、
ダクテッド・ファン型の尾部回転翼と称されている。こ
のダクテッド・ファン型の尾部回転翼２は、通常のプロ
ペラ型のものと比べて、回転翼組立４の外周がダクト５
で覆われているため、地上では整備員や乗員が過って回
転翼に接触することを防止でき、又、飛行中には、地面
近くで立木や、建物に触れるような事故を防止できるの
で、きわめて安全である。また性能面では、吹き出し速
度が高く、ダクト５に囲まれていることにより、ボルテ
ックス・リング状態と呼ばれる推力低下の現象もないと
いう著しい利点がある。
【０００３】ところで、ダクテッド・ファン型の尾部回
転翼２は、ダクト５の長さを短くし、前面抵抗面積を小
さくするため、ロータ・ブレード６の巾を狭くする必要
がある。一方、ファン全体の馬力吸収能力からロータ・
ブレード６の全合計面積が決定されるので、必然的にロ
ータ・ブレード６の枚数が多くなる。
転翼２は、ダクト５の長さを短くし、前面抵抗面積を小
さくするため、ロータ・ブレード６の巾を狭くする必要
がある。一方、ファン全体の馬力吸収能力からロータ・
ブレード６の全合計面積が決定されるので、必然的にロ
ータ・ブレード６の枚数が多くなる。
【０００４】従来、回転翼航空機の尾部回転翼用ダクテ
ッド・ファンとしては、ロータ・ブレード６の枚数が８
枚から１３枚程度とされていた。これは、プロペラ・タ
イプの尾部回転翼が、大型機を除けば、２枚から４枚の
ロータ・ブレードを有するのに比べると、ダクテッド・
ファンの特徴といえるものである。一方、ファンの回転
によるブレード先端の程度は、早い方が性能が良いの
で、尾部回転翼２といえども先端速度は、主回転翼３と
同程度に設定され、大略１８０メートル毎秒から２２０
メートル毎秒である。尾部回転翼２の直径は、中小型ヘ
リコプタでは１〜２メートル程度であるので、回転数
は、６０００回転毎分から１２０００回転毎分となる。
ッド・ファンとしては、ロータ・ブレード６の枚数が８
枚から１３枚程度とされていた。これは、プロペラ・タ
イプの尾部回転翼が、大型機を除けば、２枚から４枚の
ロータ・ブレードを有するのに比べると、ダクテッド・
ファンの特徴といえるものである。一方、ファンの回転
によるブレード先端の程度は、早い方が性能が良いの
で、尾部回転翼２といえども先端速度は、主回転翼３と
同程度に設定され、大略１８０メートル毎秒から２２０
メートル毎秒である。尾部回転翼２の直径は、中小型ヘ
リコプタでは１〜２メートル程度であるので、回転数
は、６０００回転毎分から１２０００回転毎分となる。
【０００５】このような高速回転するダクテッド・ファ
ンから発生する騒音は、ロータ・ブレード６の配置が等
間隔である場合には、回転数とブレード枚数の積に等し
い音が主成分となる。従って、８００ヘルツから２００
０ヘルツの高周波音が発生し、キーンと言う感じの大変
耳ざわりな騒音である。尾部回転翼２から発生する、こ
の高周波騒音の音圧レベル自体は、主回転翼３より小さ
いのであるが、主回転翼３からの騒音は、低周波であ
り、あまり気にならないので、尾部回転翼２の騒音がす
なわち回転翼航空機１の主要騒音源とみなされる。この
ようなことからダクテッド・ファン型の尾部回転翼２を
有する回転翼航空機１は空港周辺住民に受け入れられ
ず、広く用いられなかった。
ンから発生する騒音は、ロータ・ブレード６の配置が等
間隔である場合には、回転数とブレード枚数の積に等し
い音が主成分となる。従って、８００ヘルツから２００
０ヘルツの高周波音が発生し、キーンと言う感じの大変
耳ざわりな騒音である。尾部回転翼２から発生する、こ
の高周波騒音の音圧レベル自体は、主回転翼３より小さ
いのであるが、主回転翼３からの騒音は、低周波であ
り、あまり気にならないので、尾部回転翼２の騒音がす
なわち回転翼航空機１の主要騒音源とみなされる。この
ようなことからダクテッド・ファン型の尾部回転翼２を
有する回転翼航空機１は空港周辺住民に受け入れられ
ず、広く用いられなかった。
【０００６】上記の尾部回転翼２の騒音を低減するに
は、先端速度を低下する方法と、ロータ・ブレード６を
不等間隔に配置する方法がある。 先端速度を低下する方法 先端速度を低く設定すると、騒音は大巾に低減する。し
かし、性能も同時に低下するので、ローターの直径を大
きくする必要が生じ、重量やコストが増大するという悪
い影響がある。 ロータ・ブレードを不等間隔に配置する方法 図７〜図１０は、ロータ・ブレードの配置と騒音の関係
を示すものである。図７の等間隔配置では、図８の騒音
周波数分析結果に示すように、高い周波数が発生する
が、図９の不等間隔配置では、図１０に示すように音圧
レベルも低く、かつ、多数の周波数が含まれた波形に変
化する。このような音は、楽器から出される音に似て、
耳ざわりではなく、かつ低い音に聞こえる。このように
不等間隔配置は、騒音低下に顕著な効果が得られるが、
ロータ・ブレードの取付構造部は、非常に接近して配置
されるので互いに干渉し、構造上実現できない。構造的
に成立する程度のわずかな角度変更では、騒音の軽減に
役立たない。
は、先端速度を低下する方法と、ロータ・ブレード６を
不等間隔に配置する方法がある。 先端速度を低下する方法 先端速度を低く設定すると、騒音は大巾に低減する。し
かし、性能も同時に低下するので、ローターの直径を大
きくする必要が生じ、重量やコストが増大するという悪
い影響がある。 ロータ・ブレードを不等間隔に配置する方法 図７〜図１０は、ロータ・ブレードの配置と騒音の関係
を示すものである。図７の等間隔配置では、図８の騒音
周波数分析結果に示すように、高い周波数が発生する
が、図９の不等間隔配置では、図１０に示すように音圧
レベルも低く、かつ、多数の周波数が含まれた波形に変
化する。このような音は、楽器から出される音に似て、
耳ざわりではなく、かつ低い音に聞こえる。このように
不等間隔配置は、騒音低下に顕著な効果が得られるが、
ロータ・ブレードの取付構造部は、非常に接近して配置
されるので互いに干渉し、構造上実現できない。構造的
に成立する程度のわずかな角度変更では、騒音の軽減に
役立たない。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】そこで本発明は、ブレ
ード先端速度を下げることなく、即ち性能低下させず、
且つ、ロータ・ブレード取付上の構造的な問題を生じさ
せずに、騒音レベルを十分低くし、しかも耳ざわりな高
周波音を低周波音に変えた回転翼航空機の尾部回転翼を
提供し、もって空港周辺住民に対する騒音公害を改善し
ようとするものである。
ード先端速度を下げることなく、即ち性能低下させず、
且つ、ロータ・ブレード取付上の構造的な問題を生じさ
せずに、騒音レベルを十分低くし、しかも耳ざわりな高
周波音を低周波音に変えた回転翼航空機の尾部回転翼を
提供し、もって空港周辺住民に対する騒音公害を改善し
ようとするものである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
の本発明は、尾部回転翼の外周部が筒状のダクトで覆わ
れた形式の回転翼航空機の尾部回転翼において、該尾部
回転翼は６枚以上のロータ・ブレードを有し、該ロータ
・ブレードにはピッチホーンを備え、前記ロータ・ブレ
ードとピッチホーンのなす角を、所要の推力を得るため
の角度について、ロータ・ブレードの内約半数のロータ
・ブレードについては大きくし、他の半数のロータ・ブ
レードについては小さくせしめたことを特徴とするもの
である。
の本発明は、尾部回転翼の外周部が筒状のダクトで覆わ
れた形式の回転翼航空機の尾部回転翼において、該尾部
回転翼は６枚以上のロータ・ブレードを有し、該ロータ
・ブレードにはピッチホーンを備え、前記ロータ・ブレ
ードとピッチホーンのなす角を、所要の推力を得るため
の角度について、ロータ・ブレードの内約半数のロータ
・ブレードについては大きくし、他の半数のロータ・ブ
レードについては小さくせしめたことを特徴とするもの
である。
【０００９】かかる構成の回転翼航空機の尾部回転翼に
おいては、推力の大きなロータ・ブレードと小さなロー
タ・ブレードを回転円周方向に対して交互に配置したも
のもあり、また、推力の大きなロータ・ブレードと小さ
なロータ・ブレードは隣り合う２枚のロータ・ブレード
を１組として配置したものもあり、さらには、ロータ・
ブレードの回転円周方向の間隔を不等間隔になしたもの
もある。また、ロータ・ブレードとピッチホーンのなす
角を、推力の大きなロータ・ブレードがψであるとき、
推力の小さなロータ・ブレードについては−ψとなした
ものもある。
おいては、推力の大きなロータ・ブレードと小さなロー
タ・ブレードを回転円周方向に対して交互に配置したも
のもあり、また、推力の大きなロータ・ブレードと小さ
なロータ・ブレードは隣り合う２枚のロータ・ブレード
を１組として配置したものもあり、さらには、ロータ・
ブレードの回転円周方向の間隔を不等間隔になしたもの
もある。また、ロータ・ブレードとピッチホーンのなす
角を、推力の大きなロータ・ブレードがψであるとき、
推力の小さなロータ・ブレードについては−ψとなした
ものもある。
【００１０】また、上記構成の各回転翼航空機の尾部回
転翼においては、ロータ・ブレードの迎角をパイロット
及び自動操縦装置からの指示により、変更させるロータ
・コントロール系統の内、ピッチ・ホーンにスパイダー
を滑り軸受にて連結したものもある。さらに、上記構成
の各回転翼航空機の尾部回転翼においては、該尾部回転
翼の内の複数枚のロータ・ブレードのピッチホーンの先
端を、球面接手を両端に有するピッチリンクによりスパ
イダーに取付け、残りの複数枚のロータ・ブレードのピ
ッチホーンにスパイダーを滑り軸受にて連結したものも
ある。
転翼においては、ロータ・ブレードの迎角をパイロット
及び自動操縦装置からの指示により、変更させるロータ
・コントロール系統の内、ピッチ・ホーンにスパイダー
を滑り軸受にて連結したものもある。さらに、上記構成
の各回転翼航空機の尾部回転翼においては、該尾部回転
翼の内の複数枚のロータ・ブレードのピッチホーンの先
端を、球面接手を両端に有するピッチリンクによりスパ
イダーに取付け、残りの複数枚のロータ・ブレードのピ
ッチホーンにスパイダーを滑り軸受にて連結したものも
ある。
【００１１】
【作用】上記のように構成された本発明の回転翼航空機
の尾部回転翼によれば、通常の運用状態において、ブレ
ードピッチ角に差が生ずるので、半数のロータ・ブレー
ドで推力を発生し、回転騒音の音圧が低下し、騒音の周
波数が低下し、音感が著しく改善される。また性能低下
と振動問題の生じるブレード先端速度の低下を行うこと
なく、騒音低減を図ることができ、性能が向上する。さ
らに推力の大きいロータ・ブレードは、従来の２倍の荷
重を受けるが、ダクテッド・ファン型ではロータ・ブレ
ードの強度余裕が非常に大きいので、強度上安全であ
る。しかも推力の大きいロータ・ブレードは、高い揚力
を発生するので、翼性能の高いところを使うこととな
り、従ってブレード先端速度を上げなくとも尾部回転翼
としての性能を維持できる。
の尾部回転翼によれば、通常の運用状態において、ブレ
ードピッチ角に差が生ずるので、半数のロータ・ブレー
ドで推力を発生し、回転騒音の音圧が低下し、騒音の周
波数が低下し、音感が著しく改善される。また性能低下
と振動問題の生じるブレード先端速度の低下を行うこと
なく、騒音低減を図ることができ、性能が向上する。さ
らに推力の大きいロータ・ブレードは、従来の２倍の荷
重を受けるが、ダクテッド・ファン型ではロータ・ブレ
ードの強度余裕が非常に大きいので、強度上安全であ
る。しかも推力の大きいロータ・ブレードは、高い揚力
を発生するので、翼性能の高いところを使うこととな
り、従ってブレード先端速度を上げなくとも尾部回転翼
としての性能を維持できる。
【００１２】
【実施例】本発明による回転翼航空機の尾部回転翼の実
施例を図によって説明する。図１に示される回転翼航空
機１の尾部回転翼２は尾部回転翼組立４とその周囲を筒
状に覆うダクト５とよりなり、尾部回転翼組立４は、図
２及び図３に示すように複数枚のロータ・ブレード６
と、該ロータ・ブレード６を回転軸７に取付けるための
ハブ組立８と、ロータ・ブレード６のピッチ角をパイロ
ットの操作に従って変更するためのコントロール・ロッ
ド９と、スパイダー１０を含む。
施例を図によって説明する。図１に示される回転翼航空
機１の尾部回転翼２は尾部回転翼組立４とその周囲を筒
状に覆うダクト５とよりなり、尾部回転翼組立４は、図
２及び図３に示すように複数枚のロータ・ブレード６
と、該ロータ・ブレード６を回転軸７に取付けるための
ハブ組立８と、ロータ・ブレード６のピッチ角をパイロ
ットの操作に従って変更するためのコントロール・ロッ
ド９と、スパイダー１０を含む。
【００１３】スパイダー１０の動きは、ロータ・ブレー
ド６の回転内側に取付けられたピッチホーン１１に伝え
られ、ロータ・ブレード６は図４に示される２個のベア
リング１２，１３により支えられているので、ピッチ軸
１４のまわりに回転して所要のピッチ角を与えることが
できる。さて、ロータ・システムが発生する騒音は、図
５に示すように回転数の整数倍の周波数の回転騒音と呼
ばれる成分と、それよりはるかに高周波の広帯域騒音
（渦騒音）と呼ばれる成分よりなる。この内、広帯域騒
音は、ブレード先端や後縁部から発生する渦によるもの
であるが、ダクテッド・ファン型の尾部回転翼の場合に
は、翼端部とダクト部５がきわめて接近しているため、
翼端渦は発生せず、問題とならない。
ド６の回転内側に取付けられたピッチホーン１１に伝え
られ、ロータ・ブレード６は図４に示される２個のベア
リング１２，１３により支えられているので、ピッチ軸
１４のまわりに回転して所要のピッチ角を与えることが
できる。さて、ロータ・システムが発生する騒音は、図
５に示すように回転数の整数倍の周波数の回転騒音と呼
ばれる成分と、それよりはるかに高周波の広帯域騒音
（渦騒音）と呼ばれる成分よりなる。この内、広帯域騒
音は、ブレード先端や後縁部から発生する渦によるもの
であるが、ダクテッド・ファン型の尾部回転翼の場合に
は、翼端部とダクト部５がきわめて接近しているため、
翼端渦は発生せず、問題とならない。
【００１４】ロータ・ブレードの回転騒音は、図６の
（ａ）〜（ｄ）に示すようにブレード先端渦による騒
音、推力による騒音、回転トルクによる騒音およびブレ
ード厚さに起因する騒音に大別できる。この内、ブレー
ド先端渦による騒音はダクテッド・ファン型尾部回転翼
の場合、前述のように翼端渦が発生しないので問題はな
く、回転トルクによる騒音とブレード厚さによる騒音
は、回転面内方向に指向性が認められるが、この方向
は、ダクトが覆っているため無視できる。結局、ダクテ
ッド・ファン型尾部回転翼は推力による騒音が主たる騒
音である。推力による騒音など、回転騒音は、回転数の
整数倍の周波数成分より成立っている。
（ａ）〜（ｄ）に示すようにブレード先端渦による騒
音、推力による騒音、回転トルクによる騒音およびブレ
ード厚さに起因する騒音に大別できる。この内、ブレー
ド先端渦による騒音はダクテッド・ファン型尾部回転翼
の場合、前述のように翼端渦が発生しないので問題はな
く、回転トルクによる騒音とブレード厚さによる騒音
は、回転面内方向に指向性が認められるが、この方向
は、ダクトが覆っているため無視できる。結局、ダクテ
ッド・ファン型尾部回転翼は推力による騒音が主たる騒
音である。推力による騒音など、回転騒音は、回転数の
整数倍の周波数成分より成立っている。
【００１５】今、ロータ・ブレード６が等間隔配置であ
る場合、例えば図７に示すように８枚ブレードでは、相
互に４５°づつの位相差があるために、それを考慮し
て、各ロータ・ブレード６の騒音を加え合わせると、図
８に示すように回転数の８倍の成分、１６倍の成分のみ
が残り、その他の周波数成分は相互に打ち消し合って、
合成するとゼロになってしまう。又、騒音の音圧レベル
は、低周波のものほど大きく、人間の耳には、図８の場
合、回転数の８倍の音だけが非常に強く聞こえる。実際
の尾部回転翼の場合、ダクトファン型ではこの８倍音の
周波数は１０００ヘルツに近く、「キーン」と言う非常
に耳ざわりな音として聞こえる。
る場合、例えば図７に示すように８枚ブレードでは、相
互に４５°づつの位相差があるために、それを考慮し
て、各ロータ・ブレード６の騒音を加え合わせると、図
８に示すように回転数の８倍の成分、１６倍の成分のみ
が残り、その他の周波数成分は相互に打ち消し合って、
合成するとゼロになってしまう。又、騒音の音圧レベル
は、低周波のものほど大きく、人間の耳には、図８の場
合、回転数の８倍の音だけが非常に強く聞こえる。実際
の尾部回転翼の場合、ダクトファン型ではこの８倍音の
周波数は１０００ヘルツに近く、「キーン」と言う非常
に耳ざわりな音として聞こえる。
【００１６】一方、ロータ・ブレード６を不等間隔に配
置した場合、例えば図９に示すように回転中心に相対す
る２枚のブレードを１組とし、各々各４組のロータ・ブ
レード６を２３°，３６°，５７°の間隔で配置する
と、図１０に示すように回転数の２倍の整数倍次数の成
分による騒音となる。この場合、人間の耳には、２倍の
音が主として聞こえ、かつ、やわらかな比較的聞きやす
い音になる。楽器から出される音は、このように多数の
周波数が重ね合わされた音であり、感覚的に受け入れら
れるようである。
置した場合、例えば図９に示すように回転中心に相対す
る２枚のブレードを１組とし、各々各４組のロータ・ブ
レード６を２３°，３６°，５７°の間隔で配置する
と、図１０に示すように回転数の２倍の整数倍次数の成
分による騒音となる。この場合、人間の耳には、２倍の
音が主として聞こえ、かつ、やわらかな比較的聞きやす
い音になる。楽器から出される音は、このように多数の
周波数が重ね合わされた音であり、感覚的に受け入れら
れるようである。
【００１７】しかしながら、ロータ・ブレード６の間隔
を狭くすると、ロータ・ブレード６の取付部付近の構造
配置は大変苦しくなる。例えば図２に示すようにロータ
・ブレード６が互いにイ部付近で干渉したり、ピッチホ
ーン１１がロ部付近で干渉して、現実には、図１０の例
のようにはゆかない。一方、ロータ・ブレード６の不等
間隔を構造上許容される程度にすれば、前記図１０のよ
うな顕著な騒音低減効果は得られなくなる。
を狭くすると、ロータ・ブレード６の取付部付近の構造
配置は大変苦しくなる。例えば図２に示すようにロータ
・ブレード６が互いにイ部付近で干渉したり、ピッチホ
ーン１１がロ部付近で干渉して、現実には、図１０の例
のようにはゆかない。一方、ロータ・ブレード６の不等
間隔を構造上許容される程度にすれば、前記図１０のよ
うな顕著な騒音低減効果は得られなくなる。
【００１８】そこで、本発明は構造上の制約の範囲内で
のブレード配置において、図１０のような周波数特性を
得ようとするもので、以下その実施態様の詳細を説明す
る。図１１は、図４のＡ−Ａ矢視図であり、図中スパイ
ダー１０は滑り軸受１５を有し、ピッチホーン１１に連
結されている。スパイダー１０が垂直方向に移動すれ
ば、それにともなってピッチホーン１１はピッチ軸１４
を中心として回転する。ピッチホーン１１とロータ・ブ
レード６は一体に固定されているので、ロータ・ブレー
ド６は実線の位置から仮想線の位置に回転できる。ピッ
チホーン１１は、ロータ・ブレード６の回転方向に対
し、ψ°の角度でもって取付けられ、ロータ・ブレード
６は、θ0 度の角度でもって取付けられている。従っ
て、スパイダー１０は、ロータ・ブレードの回転方向に
垂直の方向にＣの位置からＣ′の位置までパイロットの
操作によりδだけ移動することができる。スパイダー１
０の変位δと、ロータ・ブレード６のピッチ角θは、図
１３に示すように三角関数の正接の関係 δ∝ｔａｎθ にしたがって変化する。
のブレード配置において、図１０のような周波数特性を
得ようとするもので、以下その実施態様の詳細を説明す
る。図１１は、図４のＡ−Ａ矢視図であり、図中スパイ
ダー１０は滑り軸受１５を有し、ピッチホーン１１に連
結されている。スパイダー１０が垂直方向に移動すれ
ば、それにともなってピッチホーン１１はピッチ軸１４
を中心として回転する。ピッチホーン１１とロータ・ブ
レード６は一体に固定されているので、ロータ・ブレー
ド６は実線の位置から仮想線の位置に回転できる。ピッ
チホーン１１は、ロータ・ブレード６の回転方向に対
し、ψ°の角度でもって取付けられ、ロータ・ブレード
６は、θ0 度の角度でもって取付けられている。従っ
て、スパイダー１０は、ロータ・ブレードの回転方向に
垂直の方向にＣの位置からＣ′の位置までパイロットの
操作によりδだけ移動することができる。スパイダー１
０の変位δと、ロータ・ブレード６のピッチ角θは、図
１３に示すように三角関数の正接の関係 δ∝ｔａｎθ にしたがって変化する。
【００１９】今、ピッチホーン１１の取付け角度ψが図
１２に示すように小さくなるように取付けると、ロータ
・ブレード６のピッチ角θの作動範囲は図１３に示すよ
うにｔａｎθの曲線の異なる部分になり、δとθの関係
は図１４に示すようになる。ただし、この場合、図１１
をタイプＥ、図１２をタイプＤと名付ける。図１４にお
いてδがゼロの場合の点ｅにおけるピッチ角はともに等
しく、中程度のδでは差が生ずる。図１２において、最
大ピッチ位置Ｂ′のときのピッチホーン１１の角度をφ
とし、図１１のψと同じ角度であれば、図１３のｔａｎ
θの原点に関する対称の関係となり、図１４の最大ピッ
チ角ｆにおいて、タイプＤとタイプＥのピッチ角は一致
する。最大ピッチでは、ロータ・ブレード６は失速に近
い状態で回転しているので、ピッチ角は同一であること
が望ましい。
１２に示すように小さくなるように取付けると、ロータ
・ブレード６のピッチ角θの作動範囲は図１３に示すよ
うにｔａｎθの曲線の異なる部分になり、δとθの関係
は図１４に示すようになる。ただし、この場合、図１１
をタイプＥ、図１２をタイプＤと名付ける。図１４にお
いてδがゼロの場合の点ｅにおけるピッチ角はともに等
しく、中程度のδでは差が生ずる。図１２において、最
大ピッチ位置Ｂ′のときのピッチホーン１１の角度をφ
とし、図１１のψと同じ角度であれば、図１３のｔａｎ
θの原点に関する対称の関係となり、図１４の最大ピッ
チ角ｆにおいて、タイプＤとタイプＥのピッチ角は一致
する。最大ピッチでは、ロータ・ブレード６は失速に近
い状態で回転しているので、ピッチ角は同一であること
が望ましい。
【００２０】上記のように構成された実施態様の回転翼
航空機の尾部回転翼では、低ピッチ角と高ピッチ角、す
なわち尾部回転翼としての最大推力と最大逆推力では、
全てのロータ・ブレード６が一致して働き、最大性能を
発揮するとともに、通常の運用状態においては、ブレー
ドピッチ角に差が生ずることにより、実質的に、４枚の
ロータ・ブレード６で推力を発生するため、回転騒音が
４倍音に近くなり、騒音の周波数が低下して音感が著る
しく改善される。今、図１４において、空港付近におけ
る通常の使用範囲は、δが０．３〜０．７程度である。
この範囲ではタイプＤとタイプＥのピッチ角の差は約５
度程度である。一方、図１５に示すようにロータ・ブレ
ード６に流入する気流は、尾部回転翼が誘起する回転軸
に平行な成分と、それに直交する回転による成分とが合
成されたものであり、翼に対する迎え角はαである。こ
れは上記の通常の運用範囲では約５度程度である。
航空機の尾部回転翼では、低ピッチ角と高ピッチ角、す
なわち尾部回転翼としての最大推力と最大逆推力では、
全てのロータ・ブレード６が一致して働き、最大性能を
発揮するとともに、通常の運用状態においては、ブレー
ドピッチ角に差が生ずることにより、実質的に、４枚の
ロータ・ブレード６で推力を発生するため、回転騒音が
４倍音に近くなり、騒音の周波数が低下して音感が著る
しく改善される。今、図１４において、空港付近におけ
る通常の使用範囲は、δが０．３〜０．７程度である。
この範囲ではタイプＤとタイプＥのピッチ角の差は約５
度程度である。一方、図１５に示すようにロータ・ブレ
ード６に流入する気流は、尾部回転翼が誘起する回転軸
に平行な成分と、それに直交する回転による成分とが合
成されたものであり、翼に対する迎え角はαである。こ
れは上記の通常の運用範囲では約５度程度である。
【００２１】従って、タイプＤとタイプＥの発生する推
力の割合は、図１６に示すような状態であり、ほとんど
の場合タイプＤのみが発生する。また、最大推力におい
ては両者が同一の推力を発生するので、最大推力性能は
全てのブレードが同一の推力を発生する従来のプロペラ
型尾部回転翼と比べてそん色はない。このようなダクテ
ッド・ファン型尾部回転翼を有する回転翼航空機では、
図１７に示すように、前進飛行中は、垂直尾翼が推力を
発生し、尾部回転翼２はほとんど空転するので、必要馬
力すなわち騒音は大巾に低下する。従って、尾部回転翼
の騒音が問題になるのは、低速からホバリング状態であ
り、これは地上付近であり、コントロールの範囲として
は図１６のδが０．５付近となるので、本発明の尾部回
転翼は有効な状態で運用されることが判る。
力の割合は、図１６に示すような状態であり、ほとんど
の場合タイプＤのみが発生する。また、最大推力におい
ては両者が同一の推力を発生するので、最大推力性能は
全てのブレードが同一の推力を発生する従来のプロペラ
型尾部回転翼と比べてそん色はない。このようなダクテ
ッド・ファン型尾部回転翼を有する回転翼航空機では、
図１７に示すように、前進飛行中は、垂直尾翼が推力を
発生し、尾部回転翼２はほとんど空転するので、必要馬
力すなわち騒音は大巾に低下する。従って、尾部回転翼
の騒音が問題になるのは、低速からホバリング状態であ
り、これは地上付近であり、コントロールの範囲として
は図１６のδが０．５付近となるので、本発明の尾部回
転翼は有効な状態で運用されることが判る。
【００２２】次に本発明の他の実施態様を図１８によっ
て説明する。図１８も図４のＡ−Ａ矢視図であり、図中
スパイダー１０はピッチリンク１８により、ピッチホー
ン１１に連結されている。ピッチリンク１８の両端に
は、好ましい手段として球面接手１９が取付けられてい
るので、スパイダー１０の垂直方向の動きにともなっ
て、ピッチホーン１１は、実線の位置から仮想線の位置
までピッチ軸１４を中心として回転することができる。
この場合も、前記実施例と同様に、ピッチホーン１１は
ロータ・ブレード６の回転方向に対しψ°の角度でもっ
て取付けられ、ロータ・ブレード６はθ0 の角度でもっ
て取付けられている。この場合には、スパイダー１０の
変位δと、ロータ・ブレード６のピッチ角θは図１３に
示すように三角関数の正弦の関係 δ∝ｓｉｎθ にしたがって変化する。
て説明する。図１８も図４のＡ−Ａ矢視図であり、図中
スパイダー１０はピッチリンク１８により、ピッチホー
ン１１に連結されている。ピッチリンク１８の両端に
は、好ましい手段として球面接手１９が取付けられてい
るので、スパイダー１０の垂直方向の動きにともなっ
て、ピッチホーン１１は、実線の位置から仮想線の位置
までピッチ軸１４を中心として回転することができる。
この場合も、前記実施例と同様に、ピッチホーン１１は
ロータ・ブレード６の回転方向に対しψ°の角度でもっ
て取付けられ、ロータ・ブレード６はθ0 の角度でもっ
て取付けられている。この場合には、スパイダー１０の
変位δと、ロータ・ブレード６のピッチ角θは図１３に
示すように三角関数の正弦の関係 δ∝ｓｉｎθ にしたがって変化する。
【００２３】そして、ピッチホーン１１の取付角ψを２
種類とすることにより、前記実施例と同様に２種類のロ
ータ・ブレード６の出す推力を変化させることが可能で
ある。本方式では、ピッチリンク１８の長さをターン・
バックル式に変更することにより、ロータ・ブレード６
の推力のアンバランスを微調整できる。以上の外に、ピ
ッチホーン１１を２系統の操縦系により個別に作動させ
ることにより、推力差を生じさせることも可能である。
種類とすることにより、前記実施例と同様に２種類のロ
ータ・ブレード６の出す推力を変化させることが可能で
ある。本方式では、ピッチリンク１８の長さをターン・
バックル式に変更することにより、ロータ・ブレード６
の推力のアンバランスを微調整できる。以上の外に、ピ
ッチホーン１１を２系統の操縦系により個別に作動させ
ることにより、推力差を生じさせることも可能である。
【００２４】２種類のブレードに推力差を与える手段に
は図１９，２０，２１に示す三種類がある。図１９に
は、第１の実施例として、８枚のロータ・ブレード６ａ
〜６ｈを４５°おきに等間隔に配置し、交互にタイプＤ
とタイプＥとするもので、通常の運用時には、斜線を入
れたロータ・ブレード６ａ，６ｃ，６ｅ，６ｇが推力を
出し、斜線を入れていないブレード６ｂ，６ｄ，６ｆ，
６ｈは空転状態となる。このことによって、発生する騒
音は、全ブレードが均一に推力を出している場合に比べ
て、半分の周波数の音が主成分となる。
は図１９，２０，２１に示す三種類がある。図１９に
は、第１の実施例として、８枚のロータ・ブレード６ａ
〜６ｈを４５°おきに等間隔に配置し、交互にタイプＤ
とタイプＥとするもので、通常の運用時には、斜線を入
れたロータ・ブレード６ａ，６ｃ，６ｅ，６ｇが推力を
出し、斜線を入れていないブレード６ｂ，６ｄ，６ｆ，
６ｈは空転状態となる。このことによって、発生する騒
音は、全ブレードが均一に推力を出している場合に比べ
て、半分の周波数の音が主成分となる。
【００２５】図２０は第２の実施例として、８枚のブレ
ード６ａ〜６ｈは等間隔であるが、隣接するロータ・ブ
レード６ａ，６ｂ及びそれと対向する位置にある隣接す
るロータ・ブレード６ｅ，６ｆをタイプＤとして推力を
発生させ、ロータ・ブレード６ｃ，６ｄ，６ｇ，６ｂは
空転させるものである。この場合は第１の実施例（図１
９）に比べてさらに騒音の周波数が半減し、全ブレード
均一推力の場合の１／４の周波数となるため、うるさい
感じが殆んどなくなる。上記各実施例では、ロータ・ブ
レード６ａ〜６ｈは等間隔に配置されているので、ブレ
ード取付部の構造上の問題は発生せず、ブレードのバラ
ンスや振動の問題も少ない。
ード６ａ〜６ｈは等間隔であるが、隣接するロータ・ブ
レード６ａ，６ｂ及びそれと対向する位置にある隣接す
るロータ・ブレード６ｅ，６ｆをタイプＤとして推力を
発生させ、ロータ・ブレード６ｃ，６ｄ，６ｇ，６ｂは
空転させるものである。この場合は第１の実施例（図１
９）に比べてさらに騒音の周波数が半減し、全ブレード
均一推力の場合の１／４の周波数となるため、うるさい
感じが殆んどなくなる。上記各実施例では、ロータ・ブ
レード６ａ〜６ｈは等間隔に配置されているので、ブレ
ード取付部の構造上の問題は発生せず、ブレードのバラ
ンスや振動の問題も少ない。
【００２６】図２１は、構造上許される程度において、
ロータ・ブレード６ａ〜６ｈの間隔を不等間隔とし、か
つ、隣接するロータ・ブレード６ａ，６ｂ及びこれと対
向する位置にある隣接するロータ・ブレード６ｅ，６ｆ
をタイプＤとして推力を発生させ、ロータ・ブレード６
ｃ，６ｄ，６ｇ，６ｈは空転させるものである。この場
合騒音の高周波成分はさらに減少し、騒音は軽減され
る。
ロータ・ブレード６ａ〜６ｈの間隔を不等間隔とし、か
つ、隣接するロータ・ブレード６ａ，６ｂ及びこれと対
向する位置にある隣接するロータ・ブレード６ｅ，６ｆ
をタイプＤとして推力を発生させ、ロータ・ブレード６
ｃ，６ｄ，６ｇ，６ｈは空転させるものである。この場
合騒音の高周波成分はさらに減少し、騒音は軽減され
る。
【００２７】
【発明の効果】以上述べた通り本発明の回転翼航空機の
尾部回転翼によれば、回転翼航空機の通常の運用領域に
おいて、ブレードピッチ角に差が生じ、尾部回転翼より
生ずる騒音の音圧レベルが低下し、かつ耳ざわりな高周
波が低周波に変換される。また性能の低下と振動問題の
生じるブレード先端速度の低下を行うことなく、騒音低
減を図ることができ、性能を向上させることができる。
さらに推力の大きい方のロータ・ブレードは、従来の２
倍の曲げ荷重を受けるが、ダクテッド・ファン型では、
ロータ・ブレードの強度余裕が非常に大きいので、強度
上安全である。しかも推力の大きい方のロータ・ブレー
ドは、高い揚力を発生するので、翼型の揚抗比の大きい
ところ、即ち、翼性能の高いところを使うこととなり、
ブレード先端速度を上げなくても尾部回転翼としての性
能を維持できる。
尾部回転翼によれば、回転翼航空機の通常の運用領域に
おいて、ブレードピッチ角に差が生じ、尾部回転翼より
生ずる騒音の音圧レベルが低下し、かつ耳ざわりな高周
波が低周波に変換される。また性能の低下と振動問題の
生じるブレード先端速度の低下を行うことなく、騒音低
減を図ることができ、性能を向上させることができる。
さらに推力の大きい方のロータ・ブレードは、従来の２
倍の曲げ荷重を受けるが、ダクテッド・ファン型では、
ロータ・ブレードの強度余裕が非常に大きいので、強度
上安全である。しかも推力の大きい方のロータ・ブレー
ドは、高い揚力を発生するので、翼型の揚抗比の大きい
ところ、即ち、翼性能の高いところを使うこととなり、
ブレード先端速度を上げなくても尾部回転翼としての性
能を維持できる。
【００２８】また急激な操舵で迎角を増加させ、ロータ
・ブレードが失速することがあっても、低ピッチロータ
組が失速せずに残るので、全面失速のような危険な状態
に入りずらく、安全性が高くなる。さらに本発明の尾部
回転翼は、従来から用いられているピッチホーンの構成
と構造を変更したものであって、部品点数や、費用の増
加はない。然して本発明の尾部回転翼は、従来騒音の点
で問題とされていたダクテッド・ロータを採用すること
ができ、ダクテッド・ロータが有する安全性（ロータの
周囲がダクトに覆れており、人間や衝害物を傷つけな
い）や、高性能（垂直尾翼の影響を受けない，横風に強
い）等の利点が生かせる。
・ブレードが失速することがあっても、低ピッチロータ
組が失速せずに残るので、全面失速のような危険な状態
に入りずらく、安全性が高くなる。さらに本発明の尾部
回転翼は、従来から用いられているピッチホーンの構成
と構造を変更したものであって、部品点数や、費用の増
加はない。然して本発明の尾部回転翼は、従来騒音の点
で問題とされていたダクテッド・ロータを採用すること
ができ、ダクテッド・ロータが有する安全性（ロータの
周囲がダクトに覆れており、人間や衝害物を傷つけな
い）や、高性能（垂直尾翼の影響を受けない，横風に強
い）等の利点が生かせる。
【図１】回転翼航空機の全体図を示す斜視図である。
【図２】回転翼航空機の尾部回転翼の平面図である。
【図３】図２のＢ−Ｂ線矢視断面図である。
【図４】尾部回転翼の分解斜視図である。
【図５】尾部回転翼から発生する騒音の周波数分析結果
を示すグラフである。
を示すグラフである。
【図６】ロータ・ブレードの騒音の成分とその指向性を
示す図である。
示す図である。
【図７】等間隔にロータ・ブレードを配置した尾部回転
翼の概略図である。
翼の概略図である。
【図８】等間隔配置のロータ・ブレードの場合の騒音の
周波数分析結果を示すグラフである。
周波数分析結果を示すグラフである。
【図９】不等間隔にロータ・ブレードを配置した尾部回
転翼の概略図である。
転翼の概略図である。
【図１０】不等間隔配置のロータ・ブレードの場合の騒
音の周波数分析結果を示すグラフである。
音の周波数分析結果を示すグラフである。
【図１１】本発明の尾部回転翼の一実施態様におけるロ
ータ・ブレードの１つを示す図４のＡ−Ａ線矢視断面図
である。
ータ・ブレードの１つを示す図４のＡ−Ａ線矢視断面図
である。
【図１２】本発明の尾部回転翼の一実施態様におけるロ
ータ・ブレードの他の１つを示す図４のＡ−Ａ線矢視断
面図である。
ータ・ブレードの他の１つを示す図４のＡ−Ａ線矢視断
面図である。
【図１３】コントロール位置とピッチ角の関係ならびに
図１１，図１２のロータ・ブレードの作動範囲の例を示
す図である。
図１１，図１２のロータ・ブレードの作動範囲の例を示
す図である。
【図１４】図１３の関係を同一図上に示したグラフであ
る。
る。
【図１５】ロータ・ブレードのピッチ角と迎え角の関係
を示す概念図である。
を示す概念図である。
【図１６】ロータ・ブレードのコントロール位置と推力
の関係の例を示すグラフである。
の関係の例を示すグラフである。
【図１７】ダクテッド・ファン型尾部回転翼の速度と必
要馬力の関係を示すグラフである。
要馬力の関係を示すグラフである。
【図１８】本発明の尾部回転翼の他の実施態様における
ロータ・ブレードを示す図４のＡ−Ａ線矢視断面図であ
る。
ロータ・ブレードを示す図４のＡ−Ａ線矢視断面図であ
る。
【図１９】２種類のロータ・ブレードに推力差を与える
為の配置の第１実施例を示す図である。
為の配置の第１実施例を示す図である。
【図２０】２種類のロータ・ブレードに推力差を与える
為の配置の第２実施例を示す図である。
為の配置の第２実施例を示す図である。
【図２１】２種類のロータ・ブレードに推力差を与える
為の配置の第３実施例を示す図である。
為の配置の第３実施例を示す図である。
１ 回転翼航空機 ２ ダクテッド・ファン型の尾部回転翼 ６ ロータ・ブレード １０ スパイダー １１ ピッチホーン １５ 滑り軸受 １８ ピッチリンク １９ 球面接手
Claims (7)
- 【請求項１】 尾部回転翼の外周部が筒状のダクトで覆
われた型式の回転翼航空機の尾部回転翼において、該尾
部回転翼は６枚以上のロータ・ブレードを有し、該ロー
タ・ブレードにはピッチホーンを備え、前記ロータ・ブ
レードとピッチホーンのなす角を、所要の推力を得るた
めの角度について、ロータ・ブレードの内約半数のロー
タ・ブレードについては大きくし、他の半数のロータ・
ブレードについては小さくしたことを特徴とする回転翼
航空機の尾部回転翼。 - 【請求項２】 請求項１記載の回転翼航空機の尾部回転
翼において、推力の大きなロータ・ブレードと小さなロ
ータ・ブレードを回転円周方向に対して交互に配置した
ことを特徴とする回転翼航空機の尾部回転翼。 - 【請求項３】 請求項１記載の回転翼航空機の尾部回転
翼において、推力の大きなロータ・ブレードと小さなロ
ータ・ブレードは、隣り合う２枚のロータ・ブレードを
１組として配置したことを特徴とする回転翼航空機の尾
部回転翼。 - 【請求項４】 請求項１記載の回転翼航空機の尾部回転
翼において、ロータ・ブレードの回転円周方向の間隔を
不等間隔になしたことを特徴とする回転翼航空機の尾部
回転翼。 - 【請求項５】 請求項１記載の回転翼航空機の尾部回転
翼において、ロータ・ブレードとピッチホーンのなす角
を、推力の大きなロータ・ブレードがψであるとき、推
力の小さなロータ・ブレードについては−ψとなしたこ
とを特徴とする回転翼航空機の尾部回転翼。 - 【請求項６】 ロータ・ブレードの迎角をパイロット及
び自動操縦装置からの指示により、変更させるロータ・
コントロール系統の内、ピッチ・ホーンにスパイダーを
滑り軸受にて連結したことを特徴とする請求項１〜５の
いずれかに記載された回転翼航空機の尾部回転翼。 - 【請求項７】 尾部回転翼の内の複数枚のロータ・ブレ
ードのピッチホーンの先端を、球面接手を両端に有する
ピッチリンクによりスパイダーに取付け、残りの複数枚
のロータ・ブレードのピッチホーンにスパイダーを滑り
軸受にて連結したことを特徴とする請求項１〜５のいず
れかに記載された回転翼航空機の尾部回転翼。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4096986A JP2662838B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | 回転翼航空機の尾部回転翼 |
| DE69313693T DE69313693T2 (de) | 1992-03-24 | 1993-03-22 | Heckrotor eines Drehflügelflugzeuges |
| EP93104691A EP0562527B1 (en) | 1992-03-24 | 1993-03-22 | Tail rotor for rotor craft |
| US08/036,381 US5306119A (en) | 1992-03-24 | 1993-03-24 | Ducted tail rotor for rotor craft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4096986A JP2662838B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | 回転翼航空機の尾部回転翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05270495A true JPH05270495A (ja) | 1993-10-19 |
| JP2662838B2 JP2662838B2 (ja) | 1997-10-15 |
Family
ID=14179541
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4096986A Expired - Fee Related JP2662838B2 (ja) | 1992-03-24 | 1992-03-24 | 回転翼航空機の尾部回転翼 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5306119A (ja) |
| EP (1) | EP0562527B1 (ja) |
| JP (1) | JP2662838B2 (ja) |
| DE (1) | DE69313693T2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002130194A (ja) * | 2000-10-30 | 2002-05-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 低騒音ファン |
| JP2009179314A (ja) * | 2008-01-30 | 2009-08-13 | Eurocopter | 回転翼航空機特にヘリコプタのダクト付き反トルクロータを最適化して音響不快感を最小限にする方法、及び、それによって得られるダクト付き反トルクロータ |
| JP2021525677A (ja) * | 2018-06-01 | 2021-09-27 | ジョビー エアロ, インコーポレイテッドJoby Aero, Inc. | 航空機の騒音緩和システムおよび方法 |
Families Citing this family (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2699497B1 (fr) * | 1992-12-23 | 1995-03-10 | Eurocopter France | Dispositif de liaison pale-moyeu à attache feuilletée, pale de rotor munie d'une telle attache, et rotor équipé de telles pales. |
| FR2719550B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-26 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés, et modulation de phase des pales du rotor, pour hélicoptère. |
| FR2719554B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-26 | Eurocopter France | Rotor anti-couple caréné à pales flottantes. |
| FR2719551B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-12 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés, et à aubes redresseuses inclinées. |
| FR2719549B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-26 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor caréné et modulation de phase des pales, pour hélicoptère. |
| US5607122A (en) * | 1994-12-22 | 1997-03-04 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tail rotor authority control for a helicopter |
| US5667361A (en) * | 1995-09-14 | 1997-09-16 | United Technologies Corporation | Flutter resistant blades, vanes and arrays thereof for a turbomachine |
| JPH11236803A (ja) * | 1997-12-03 | 1999-08-31 | United Technol Corp <Utc> | ガスタービンエンジン用ロータ段 |
| CA2574108C (en) | 2004-07-16 | 2016-05-24 | Bell Helicopter Textron Inc. | Counter-torque device for a helicopter |
| EP2432687B1 (en) * | 2009-05-22 | 2014-05-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotor blade spacing for vibration attenuation |
| GB2472451B (en) * | 2009-08-07 | 2014-06-25 | Christopher Jarvis | Rotor assembly for a rotocraft |
| FR2990718B1 (fr) | 2012-05-16 | 2016-12-09 | Airbus Operations Sas | Helice pour moteur d'aeronef comprenant des moyens de reduction du bruit a moyennes et hautes frequences et amelioration de la perception acoustique. |
| EP2696078B1 (de) * | 2012-08-09 | 2019-10-02 | MTU Aero Engines AG | Beschaufelter Rotor für eine Turbomaschine und zugehöriges Montageverfahren |
| EP2706009B1 (en) | 2012-09-07 | 2016-04-27 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | An empennage of a helicopter |
| EP2799334B1 (en) | 2013-04-29 | 2016-09-07 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Blade rotary assembly with aerodynamic outer toroid spoiler for a shrouded propulsion rotary assembly |
| CN103438024A (zh) * | 2013-07-03 | 2013-12-11 | 浙江理工大学 | 一种叶片非均匀分布的小型轴流风扇 |
| WO2016028762A1 (en) * | 2014-08-20 | 2016-02-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade pitch horn assembly |
| CN104648668A (zh) * | 2015-02-05 | 2015-05-27 | 深圳清华大学研究院 | 用于直升机的尾桨组件 |
| PL3061689T3 (pl) | 2015-02-27 | 2018-01-31 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Zespół ogonowy do wiropłatu, wiropłat i sposób wytwarzania wzmocnionego zespołu ogonowego |
| EP3225543B1 (en) * | 2016-04-01 | 2018-11-14 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A propeller assembly with at least two propeller blades |
| EP3241743B1 (en) * | 2016-05-02 | 2018-12-26 | Ratier-Figeac SAS | Blade pitch control |
| EP3366584B1 (en) | 2017-02-27 | 2019-04-17 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Pitch control device for a ducted tail rotor of a rotorcraft |
| EP3424817B1 (en) | 2017-07-06 | 2020-09-02 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotor hub for a tail rotor of a rotorcraft |
| EP3424818B1 (en) | 2017-07-06 | 2020-12-30 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotor hub for a tail rotor of a rotorcraft |
| EP3434590B1 (en) | 2017-07-27 | 2019-11-27 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A control transfer member for a pitch control device of a ducted rotorcraft tail rotor |
| US10210856B1 (en) | 2018-03-23 | 2019-02-19 | Bell Helicopter Textron Inc. | Noise control system for a ducted rotor assembly |
| US10889366B2 (en) | 2018-09-21 | 2021-01-12 | Textron Innovations Inc. | Ducted thrusters |
| FR3087832B1 (fr) | 2018-10-26 | 2020-10-16 | Airbus Helicopters | Systeme carene et aeronef |
| CN109436299B (zh) * | 2018-11-06 | 2023-11-07 | 珠海隆华直升机科技有限公司 | 直升机尾桨星形变距机构及直升机 |
| CH717386A1 (de) * | 2020-05-06 | 2021-11-15 | Kopter Group Ag | Lösbare Verbindung zwischen einem Blattsteuereinheitsarm und einem Blattverstellhebel. |
| US11440651B1 (en) | 2021-03-01 | 2022-09-13 | Textron Innovations Inc. | Spherical bearing centrifugal force retention link |
| CN114030602B (zh) * | 2021-11-19 | 2023-09-05 | 中国直升机设计研究所 | 一种主动调节同轴度的旋翼系统 |
| CN114572405B (zh) * | 2022-03-08 | 2023-05-23 | 南京航空航天大学 | 一种后排桨扇可折叠式的新型桨扇开式转子 |
| WO2024123284A1 (en) * | 2022-12-07 | 2024-06-13 | Tusas- Turk Havacilik Ve Uzay Sanayii Anonim Sirketi | An air vehicle |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US872307A (en) * | 1905-09-27 | 1907-11-26 | C G Sargents Sons Corp | Propeller or fan. |
| GB766812A (en) * | 1954-03-04 | 1957-01-23 | Rolls Royce | Improvements relating to multi-stage axial flow compressors |
| FR1531536A (fr) * | 1967-05-22 | 1968-07-05 | Sud Aviation | Hélice ou rotor à pas variable |
| DK230975A (da) * | 1974-06-04 | 1975-12-01 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Aksialbleser |
| US4174137A (en) * | 1977-08-22 | 1979-11-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Control rod roll-over limiter |
| FR2430354A1 (fr) * | 1978-07-07 | 1980-02-01 | Aerospatiale | Helice multipale a pas variable d'un type simplifie |
| JPS5525555A (en) * | 1978-08-12 | 1980-02-23 | Hitachi Ltd | Impeller |
| FR2542695B1 (fr) * | 1983-03-18 | 1985-07-26 | Aerospatiale | Helice multipale a pas variable a pale s en materiaux composites demontables individuellement, procede de fabrication de telles pales et pales ainsi realisees |
| DE3801353C1 (ja) * | 1988-01-19 | 1989-03-23 | Rhein-Flugzeugbau Gmbh, 4050 Moenchengladbach, De | |
| FR2678578B1 (fr) * | 1991-07-02 | 1993-10-22 | Aerospatiale Ste Nationale Indle | Procede et dispositif pour la reduction des oscillations a caractere divergent du fuselage d'un helicoptere. |
-
1992
- 1992-03-24 JP JP4096986A patent/JP2662838B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1993
- 1993-03-22 EP EP93104691A patent/EP0562527B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-03-22 DE DE69313693T patent/DE69313693T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1993-03-24 US US08/036,381 patent/US5306119A/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002130194A (ja) * | 2000-10-30 | 2002-05-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 低騒音ファン |
| JP2009179314A (ja) * | 2008-01-30 | 2009-08-13 | Eurocopter | 回転翼航空機特にヘリコプタのダクト付き反トルクロータを最適化して音響不快感を最小限にする方法、及び、それによって得られるダクト付き反トルクロータ |
| JP2021525677A (ja) * | 2018-06-01 | 2021-09-27 | ジョビー エアロ, インコーポレイテッドJoby Aero, Inc. | 航空機の騒音緩和システムおよび方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| EP0562527B1 (en) | 1997-09-10 |
| DE69313693D1 (de) | 1997-10-16 |
| US5306119A (en) | 1994-04-26 |
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