JPH0725389A - ヘリコプタ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】本発明はヘリコプタの離着陸性能も、高速性能
も、向上することができる補助ジェットエンジン又は補
助プロペラを有するヘリコプタを提供することを目的と
する。 【構成】本発明に係るヘリコプタは、胴体の横に取付角
可変の補助ジェットエンジン１４又は補助プロペラ２０
を取付け、離着陸時には上向に推力を発生させ、巡航時
には進行方向に推力（前進力）を発生させることを特徴
とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は補助推進装置を有するヘ
リコプタに関する。

【０００２】

【従来の技術】従来のシングルロータ・ヘリコプタ１は
図１４に示すように主ロータ２の回転によりヘリコプタ
の重量を支える揚力を得ていた。ヘリコプタの重量を支
えるための揚力を発生する装置はこの主ロータ２のみ
で、この主ロータ２又は主ロータ２を駆動する装置が故
障するとヘリコプタの重量を支えるものがなくなり、ヘ
リコプタは墜落するほかはなく、事故の発生につながっ
ていた。

【０００３】他方、ヘリコプタ１の主ロータ２の回転面
を前方へ傾けることにより進行方向の推力（前進力）を
得ていたが、主ロータ２の回転面を傾ける角度には限界
があるため（約１０〜２０°程度）得られる前進力には
限界がある。したがってヘリコプタの高速性能（最高速
度、巡航速度等）がおさえられていた。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】従来のシングルロータ
・ヘリコプタを横から見た図を図１４（Ａ）に、上方か
ら見た図を図１４（Ｂ）に、前方から見た図を図１４
（Ｃ）に示す。従来のシングルロータ・ヘリコプタは、
主ロータ２の回転によってヘリコプタの重量を支える揚
力を発生するが、ヘリコプタの重量を支えるための揚力
を得る装置はこの主ロータ２のみで、この主ロータ２又
は主ロータ２を駆動する装置が故障するとヘリコプタの
重量を支えるものがなくなって、ヘリコプタは墜落する
ほかはなく、事故が発生する。

【０００５】また前進方向の推力（前進力）を得るため
には、ヘリコプタの主ロータ２の回転面を傾けることに
よって得ていたが、主ロータ２の回転面を傾ける角度に
は限界（約１０〜２０°程度）があるため、得られる前
進力にも限界がある。したがってヘリコプタの高速性能
（最高速度、巡航速度等）がおさえられていた。

【０００６】主ロータ２が上方から見て反時計まわり
に、すなわち主ロータ回転方向１０に回転するとヘリコ
プタの機首を振るように主ロータトルク１１が発生す
る。この主ロータトルク１１は垂直尾翼７の先端部にと
りけられたテールロータ８の推力による重心９まわりの
偏揺れモーメント１２により打ち消されていた。

【０００７】他方、垂直尾翼７の先端部には比較的大き
なテールロータ８が取付けられているので、垂直尾翼７
の構造を補強したり、テールロータ８を駆動するための
機構が複雑になって故障やトラブルが発生したり、重量
が増加して性能劣化をもたらしたりしていた。本発明
は、従来の装置が有する以上のような問題点を解消して
性能の良い、安全性の高いヘリコプタを提供することを
目的とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】

（第１の手段）本発明に係るヘリコプタは、胴体の横に
取付角可変のジェットエンジン又はファンジェットエン
ジン１４を取付け、離着陸時には上向に推力を発生さ
せ、巡航時には進行方向に推力（前進力）を発生させる
ことを特徴とする。 （第２の手段）本発明に係るヘリコプタは、胴体の横に
取付角可変のプロペラ又はダクティッドプロペラを取付
け、離着陸時には上向に推力を発生させ、巡航時には進
行方向に推力（前進力）を発生させることを特徴とす
る。 （第３の手段）本発明に係るヘリコプタは、第１の手段
又は第２の手段において、ヘリコプタの飛行状態を検出
するセンサ３２と、コンピュータ３４と、アクチュエー
タ２７と、補助ジェットエンジン１４又は補助プロペラ
２０の変角装置１５を有し、前記センサ３２によりヘリ
コプタの飛行状態を検出して、検出信号を前記コンピュ
ータ３４に入力し、前記コンピュータ３４からの制御信
号により前記変角装置１５のアクチュエータ２７を制御
することにより離着陸時には、上向の推力（揚力）を自
動的に発生し、巡航時には進行方向の推力（前進力）を
自動的に発生する自動操作システムを有することを特徴
とする。

【０００９】

【作用】ヘリコプタの胴体の横に取付角可変の、ジェッ
トエンジン又はファンジェットエンジン（補助ジェット
エンジンともいう）を取付けて、ヘリコプタが離着陸す
る場合には上方から空気を吸込み下方に排気を噴出する
ことにより、上向きの推力を発生させヘリコプタの重量
を支える揚力を増加させることができる。

【００１０】そのためジェットエンジン又はファンジェ
ットエンジンのない場合に比して、大きな揚力が得ら
れ、ヘリコプタの離着陸性能の向上に寄与することがで
きる。ヘリコプタが巡航飛行する場合には、ジェットエ
ンジン又はファンジェットエンジンの取付方向を変え
て、前方から空気を吸込み、後方へ排気を噴出すること
により進行方向の推力（前進力）を発生させ、ヘリコプ
タの高速性能（最高速度、巡航速度等）の向上に寄与す
ることができる。

【００１１】ヘリコプタの胴体の横に取付角可変の、プ
ロペラ又はダクティッドプロペラ（補助プロペラともい
う）を取付けて、ヘリコプタが離着陸する場合には、上
方から空気を吸込み下方に吹き下すことにして、上向き
の推力を発生させヘリコプタの重量を支える揚力を増加
させることができる。そのためプロペラ又はダクティッ
プロペラのない場合に比して大きな揚力が得られ、ヘリ
コプタの離着陸性能の向上に寄与することができる。

【００１２】ヘリコプタが巡航する場合には、プロペラ
又はダクティッドプロペラの取付の方向を変えて前方か
ら空気を吸込み後方へ吹き出すことにして進行方向の推
力（前進力）を発生させヘリコプタの（最高速度、巡航
速度等）の向上に寄与することができる。

【００１３】上記のジェットエンジン又はファンジェッ
トエンジン、プロペラ又はダクティップロペラの取付方
向を変えるのに、パイロット２３のスイッチ２４操作に
よる手動方法に代えて、センサでヘリコプタの飛行状態
を検出して、検出信号をコンピュータ３４に入力し、制
御信号を発生させて制御する自動操作による方法を採用
することにより、パイロットのスイッチ操作なしに前記
取付角の変更が自動的になされるので、パイロットの作
業負担を軽減することができる。

【００１４】ヘリコプタの胴体の横にジェットエンジン
又はファンジェットエンジン、プロペラ又はダクティッ
プロペラ２０を取付けると、胴体後部の幅の狭い部分で
発生していた図１５に示すような剥離大の流れ４０が改
善され、整流されて、図１６に示すような剥離小の流れ
４１となり、空力抵抗が減少でき、ジェットエンジン又
はファンジェットエンジン、プロペラ又はダクティップ
ロペラの進行方向の推力（前進力）とあいまってヘリコ
プタの高速性能（最高速度、巡航速度等）の向上に寄与
することができる。

【００１５】左右舷のジェットエンジン又はファンジェ
ットエンジンの推力を変えたり、左右舷のプロペラ又は
ダクティップロペラの推力を変化させることにより重心
９まわりに偏揺れモーメントを発生させることができ、
テールロータの大きさを従来のテールロータよりも小さ
なールロータとすることができる。

【００１６】

【実施例】本発明の実施例を図面を参照しながら説明す
る。 （第１実施例）本発明の第１実施例について図１〜図２
を参照しながら説明する。

【００１７】図１（Ａ）は第１実施例の離着陸形態を横
から見た図、図１（Ｂ）は第１実施例の離着陸形態を上
方から見た図、図１（Ｃ）は第１実施例の離着陸形態を
前方から見た断面図、図２（Ａ）は第１実施例の巡航形
態を横から見た図、図２（Ｂ）は第１実施例の巡航形態
を上方から見た図、図５（Ｃ）は第１実施例の巡航形態
を前方から見た断面図を示す。

【００１８】第１実施例ではジェットエンジン又はファ
ンジェットエンジン（補助ジェットエンジンともいう）
１４をヘリコプタの胴体５の幅の広い部分の横に取付角
可変に取付ける。胴体５の幅の広い部分ならば、前後方
向位置、上下方向位置はいずれの位置でもよい。

【００１９】図１はヘリコプタの離着陸形態における場
合を示し、上向きの推力１６を得ることを目的として、
ヘリコプタの重量より大きな揚力３６を発生させること
によりヘリコプタの離着陸性能を向上することができ
る。

【００２０】ヘリコプタが巡航飛行する場合には、図２
に示すようにジェットエンジン又はファンジェットエン
ジン１４の取付の方向を変えて、進行方向の推力（前進
力）１９を発生させてヘリコプタの高速性能（最高速
度、巡航速度等）の向上に寄与することができる。

【００２１】図２に示すようにジェットエンジン又はフ
ァンジェットエンジン１４が設置されて作動すると、従
来のヘリコプタでは図１５に示すような剥離大の流れ４
０が改善され、整流されて図１６に示すように剥離小の
流れ４１となって、空力抵抗の減少が可能となり、前述
の進行方向の推力（前進力）１９の増加とあいまってヘ
リコプタの高速性能（最高速度、巡航速度等）の向上に
寄与することができる。

【００２２】この場合ファンジェットエンジンの方がジ
ェットエンジンよりも音が小さく推力が大きいので、フ
ァンジェットエンジンを装着した方が好都合である。 （第２実施例）本発明の第２実施例について図３〜図４
を参照しながら説明する。

【００２３】図３（Ａ）は第２実施例の離着陸形態を横
から見た図、図３（Ｂ）は第２実施例の離着陸形態を上
方から見た図、図３（Ｃ）は第２実施例の離着陸形態を
前方から見た断面図、図４（Ａ）は第２実施例の巡航形
態を横から見た図、図４（Ｂ）は第２実施例の巡航形態
を上方から見た図、図４（Ｃ）は第２実施例の巡航形態
を前方から見た断面図を示す。

【００２４】第２実施例は、ジェットエンジン又はファ
ンジェットエンジン１４をヘリコプタの胴体５の幅の狭
い部分の横に取付ける方法で、胴体５の幅の狭い部分な
らば、前後方向位置、上下方向位置はいずれの位置でも
よい。

【００２５】図１５に示すような剥離大の流れ４０を改
善し、整流して、図４１に示すような剥離小の流れ４１
とする効果は、前述の第１実施例よりもより顕著で、空
力抵抗の減少も、より顕著でヘリコプタの高速性能（最
高速度、巡航速度等）の向上もより顕著となる。

【００２６】その他の機能、作用、効果等は前述の第１
実施例と同様である。 （第３実施例）本発明の第３実施例について図５〜図６
を参照しながら説明する。

【００２７】図５（Ａ）は第３実施例の離着陸形態を横
から見た図、図５（Ｂ）は第３実施例の離着陸形態を上
方から見た図、図５（Ｃ）は第３実施例の離着陸形態を
前方から見た断面図、図６（Ａ）は第３実施例の巡航形
態を横から見た図、図６（Ｂ）は第３実施例の巡航形態
を上方から見た図、図６（Ｃ）は第３実施例の巡航形態
を前方から見た断面図を示す。

【００２８】第３実施例ではプロペラ又はダクティッド
プロペラ２０をヘリコプタの胴体５の幅の広い部分の横
に取付ける。胴体５の幅の広い部分ならば、前後方向位
置、上下方向位置はいずれの位置でもよい。

【００２９】図５はヘリコプタの離着陸形態における場
合を示し、上向きの推力１６を得ることを目的としてヘ
リコプタの重量より大きな揚力３６を発生させてヘリコ
プタの離着陸性能を向上させることができる。

【００３０】ヘリコプタが巡航飛行する場合には、図６
に示すように、プロペラ又はダクティッドプロペラ２０
の取付の方向を変えて、進行方向の推力（前進力）１９
を発生させてヘリコプタの高速性能（最高速度、巡航速
度等）の向上に寄与することができる。

【００３１】図６に示すようにプロペラ又はダクティッ
ドプロペラ２０が設置されて作動すると、従来のヘリコ
プタでは図１５に示すような剥離大の流れ４０が改善さ
れ、整流されて図１６に示すように剥離小の流れ４１と
なって、空力抵抗の減少が可能となり、前述の進行方向
の推力（前進力）１９の増加とあいまってヘリコプタの
高速性能（最高速度、巡航速度等）の向上に寄与でき
る。

【００３２】この場合ダクティッドプロペラすなわちダ
クト４２つきプロペラ３８は図１３に示すように単なる
プロペラ３８に比して、同一直径ならば約１．５倍以上
の推力が得られるので、推力が同じとすれば、約０．７
以下の大きさでよく、ダクト４２の効果は大きく、好都
合である。 （第４実施例）本発明の第４実施例について図７〜図８
を参照しながら説明する。

【００３３】図７（Ａ）は第４実施例の離着陸形態を横
から見た図、図７（Ｂ）は第４実施例の離着陸形態を上
方から見た図、図７（Ｃ）は第４実施例の離着陸形態を
前方から見た断面図、図８（Ａ）は第４実施例の巡航形
態を横から見た図、図８（Ｂ）は第４実施例の巡航形態
を上方から見た図、図８（Ｃ）は第４実施例の巡航形態
を前方から見た断面図を示す。

【００３４】第４実施例はプロペラ又はダクティッドプ
ロペラ２０をヘリコプタの胴体５の幅の狭い部分の横に
取付けた装置で胴体５の幅の狭い部分ならば、前後方向
位置、上下方向位置はいずれの位置でもよい。

【００３５】図１５に示すような剥離大の流れ４０を改
善し、整流して図１６に示すように剥離小の流れ４１と
する効果は、前述の第３実施例よりもより顕著で、空力
抵抗の減少も第３実施例より顕著でヘリコプタの高速性
能（最高速度、巡航速度等）の向上も第３実施例より顕
著となる。

【００３６】その他の機能、作用、効果等は前述の第３
実施例と同様である。 （第５実施例）本発明の第５実施例について図９〜図１
０を参照しながら説明する。

【００３７】図９（Ａ）は第５実施例の離着陸形態を横
から見た図、図９（Ｂ）は第５実施例の離着陸形態を上
方から見た図、図９（Ｃ）は第５実施例の離着陸形態を
前方から見た断面図、図１０（Ａ）は第５実施例の巡航
形態を横から見た図、図１０（Ｂ）は第５実施例の巡航
形態を上方から見た図、図１０（Ｃ）は第５実施例の巡
航形態を前方から見た断面図を示す。

【００３８】第５実施例ではプロペラ又はダクティッド
プロペラ２０をヘリコプタの胴体５の幅の広い部分から
幅の狭い部分に移り変わる部分に取付ける。図１５に示
すような剥離大の流れ４０を改善し、整流して、図１６
に示すような剥離小の流れ４１とする効果は、前述の第
３実施例よりもより顕著で、空力抵抗の減少も第３実施
例より顕著で、ヘリコプタの高速性能（最高速度、巡航
速度等）の向上も第３実施例より顕著となる。

【００３９】その他の機能、作用、効果等は前述の第３
実施例と同様である。次にジェットエンジン又はファン
ジェットエンジン１４、プロペラ又はダクティッドプロ
ペラ２０の変角方法について述べる。

【００４０】ジェットエンジン又はファンジェットエン
ジン１４、プロペラ又はダクティッドプロペラ２０を離
着陸形態と巡航形態でそれらの取付角を変更する方法と
しては、パイロットのスイッチ操作による方法と、セン
サ３２でヘリコプタの飛行状態を検出して、検出信号を
コンピュータ３４に入力し、コンピュータで制御信号を
発生させて制御する自動操作システムによる方法の二つ
の方法がある。 （１）先ずパイロット２３のスイッチ操作による手動方
式について、図１１を参照しながら説明する。

【００４１】パイロット２３がスイッチ２４を操作する
と、配線２５を通って電気信号が電動機又は油圧装置２
６に伝達され、電動機又は油圧装置が作動してアクチュ
エータ２７を移動３０させ、ロッド２８を介して変角装
置１５をピン２９まわりに回転３１させることにより、
ジェットエンジン又はファンジェットエンジン１４、プ
ロペラ又はダクティッドプロペラ２０の取付角を変化さ
せることができる。 （２）次にセンサ３２でヘリコプタの飛行状態を検出し
て、その検出信号をコンピュータ３４に入力し、ここで
処理制御された信号により制御する自動操作システムに
よる方法を図１２を参照しながら説明する。

【００４２】センサ３２をヘリコプタに搭載してヘリコ
プタの飛行状態（ヘリコプタの速度等）を検出してその
検出信号をコンピュータ３４に入力し、ヘリコプタの速
度がある値以上になると（例えば５０ノット以上）コン
ピュータ３４が制御信号を発信し、その制御信号が配線
２５を通って電動機又は油圧装置２６に伝達され、電動
機又は油圧装置２６を作動して、アクチュエータ２７を
移動３０させ、ロッド２８を介して変角装置１５をピン
２９まわりに回転させることにより、パイロット２３の
スイッチ操作なしに、自動的にジェットエンジン又はフ
ァンジェットエンジン１４、プロペラ又はダクティッド
プロペラ２０の取付角を、進行方向の推力（前進力）１
９を得るように変化させることができる。

【００４３】逆に、ヘリコプタの速度がある値以下にな
ると（例えば５０ノット以下）コンピュータ３４が制御
信号を発信して配線２５を通って電動機又は油圧装置２
６に伝達され、電動機又は油圧装置２６が作動してアク
チュエータ２７を移動させ、ロッド２８を介して変角装
置１５をピン２９まわりに回転３１させることにより、
パイロット２３のスイッチ操作なしに自動的にジェット
エンジン又はファンジェットエンジン１４、プロペラ又
はダクティッドプロペラ２０の取付角を、上向きの推力
１６を得るように変化させることができる。

【００４４】

【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。 （１）ヘリコプタの胴体の横に取付角可変のジェットエ
ンジン又はファンジェットエンジンを取付け、ヘリコプ
タの離着陸時には、上向に推力を発生させることによ
り、ヘリコプタの離着陸性能の向上に寄与することがで
き、巡航時には進行方向１８に推力（前進力）を発生さ
せることにより、ヘリコプタの高速性能（最高速度、巡
航速度等）の向上に寄与することができる。 （２）ヘリコプタの胴体の横に取付角可変のプロペラ又
はダクティッドプロペラを取付け、ヘリコプタが離着陸
時には、上向に推力を発生させることによりヘリコプタ
の離着陸性能の向上に寄与することができ、巡航時に
は、進行方向に推力（前進力）を発生させることによ
り、ヘリコプタの（最高速度、巡航速度等）の向上に寄
与することができる。 （３）前記（１）および（２）において、センサにより
飛行状態を検出して離着陸時には自動的に上向に推力を
発生させ、巡航時には進行方向に推力（前進力）を発生
させることができる自動操作システムを設けることによ
り、パイロットのスイッチ操作なしに自動的にジェット
エンジン又はファンジェットエンジン、プロペラ又はダ
クティッドプロペラの取付角を変化させることができる
ので、パイロットの作業負担を軽減することができる。 （４）前記（１）および（２）において、ジェットエン
ジン又はファンジェットエンジン、プロペラ又はダクテ
ィップロペラの左右の推力の大きさを変えることによ
り、重心９まわりの偏揺れモーメントを発生することが
できるので、主ロータトルク１１を打ち消すことができ
る。そのため、テールロータの大きさを従来のテールロ
ータよりも小さなテールロータにすることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の第１実施例（離着陸形態）を示す図。

【図２】本発明の第１実施例（巡航形態）を示す図。

【図３】本発明の第２実施例（離着陸形態）を示す図。

【図４】本発明の第２実施例（巡航形態）を示す図。

【図５】本発明の第３実施例（離着陸形態）を示す図。

【図６】本発明の第３実施例（巡航形態）を示す図。

【図７】本発明の第４実施例（離着陸形態）を示す図。

【図８】本発明の第４実施例（巡航形態）を示す図。

【図９】本発明の第５実施例（離着陸形態）を示す図。

【図１０】本発明の第５実施例（巡航形態）を示す図。

【図１１】補助プロペラ等の変角方法（手動方式）の説
明図。

【図１２】補助プロペラ等の変角方法（自動方式）の説
明図。

【図１３】ダクティッドプロペラの説明図。

【図１４】従来のヘリコプタの説明図。

【図１５】剥離の大きい流れの説明図。

【図１６】剥離の小さい流れの説明図。

【符号の説明】

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…
重心、 １０…主ロータ回転方
向、１１…主ロータトルク、１２…テールロータ推力に
よる偏揺れモーメント、１３…中心線、１４…ジェッ
トエンジン又はファンジェットエンジン、１５…変角装
置、 １６…推力、１７…取付装置、
１８…進行方向、１９…推力、
２０…プロペラ又はダクティッドプ
ロペラ、２１…回転軸、 ２２…駆
動装置、２３…パイロット、 ２４…ス
イッチ、２５…配線、 ２６…電
動機又は油圧装置、２７…アクチュエータ、
２８…ロッド、２９…ピン、
３０…移動、３１…回転、 ３２
…センサ、３３…センサ、 ３４…
コンピュータ、３５…配線、 ３
６…揚力、３７…重量、 ３８…
プロペラ、３９…テールロータ、 ４０…
剥離大の流れ、４１…剥離小の流れ、 ４
２…ダクト、４３…出口面積、 ４４
…プロペラのある位置の断面積、４５…ダクトなしの推
力、 ４６…ダクトつきの推力。

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 胴体の横に取付角可変のジェットエンジ
   ン又はファンジェットエンジン（１４）を取付け、離着
   陸時には上向に推力を発生させ、巡航時には進行方向に
   推力（前進力）を発生させることを特徴とするヘリコプ
   タ。
2. 【請求項２】 胴体の横に取付角可変のプロペラ又はダ
   クティッドプロペラを取付け、離着陸時には上向に推力
   を発生させ、巡航時には進行方向に推力（前進力）を発
   生させることを特徴とするヘリコプタ。
3. 【請求項３】 ヘリコプタの飛行状態を検出するセンサ
   （３２）と、コンピュータ（３４）と、アクチュエータ
   （２７）と、補助ジェットエンジン（１４）又は補助プ
   ロペラ（２０）の変角装置（１５）を有し、前記センサ
   （３２）によりヘリコプタの飛行状態を検出して、検出
   信号を前記コンピュータ（３４）に入力し、前記コンピ
   ュータ（３４）からの制御信号により前記変角装置（１
   ５）のアクチュエータ（２７）を制御することにより離
   陸着時には、上向の推力（揚力）を自動的に発生し、巡
   航時には進行方向の推力（前進力）を自動的に発生する
   自動操作システムを有することを特徴とする請求項１又
   は請求項２に記載したヘリコプタ。