JPH08133190A - ダクトロータとブレードの位相変調とを有するヘリコプターのカウンタトルク装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 ダクト型のカウンタトルク装置の空気力学的
な性能を改良しつつ、音響害を最小限に抑制する。 【構成】 横方向ダクト６内で回転可能なロータ７のブ
レード１０が、Θ_n＝ｎ×３６０゜／ｂ＋ΔΘｓｉｎ
（ｍ×ｎ×３６０゜／ｂ）により与えられる不均等な方
位角分布に従って角度分配されている。ここで、Θ
_nは、任意の基準から連続して計数されるｎ番目のブレ
ード１０の角度位置、ｂはブレード１０の数、ｍは６か
ら１２の内から選定されるブレード（１０）の数に対し
て素でない１から４の内から選定される整数、ΔΘは、
積ΔΘ_min×ｂが１．５ラジアンから１ラジアンの値の
範囲内に選定されるようなΔΘ_minと等しいかそれより
も大きくなるように選定される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、ダクト型テールロー
タとブレードの位相変調とを有するヘリコプターのカウ
ンタトルク装置に関し、特に、空気力学的翼形を有する
静翼を具備する整流ステータが、テールブーム、尾部ま
たはスタビライザのようなヘリコプターの後部組立ての
構造内に組入れられるフェアリングを横切って形成され
る空気流のためのダクト内のロータの下流に固定された
この種の装置に適用するものである。この発明により、
これらの種類のカウンタトルク装置になされる改良は、
騒音や関連する音響害を著しく低減するのみならず良好
な偏揺れ制御を達成するために、それらの音響学的な、
および／または、空気力学的な性能をそれぞれ改良する
ことを可能とする。

【０００２】

【従来の技術】メインロータの回転によって生み出され
るトルクに逆らわせることにより得られる単一のメイン
ロータを有するヘリコプターの偏揺れに関する釣り合い
は、尾部の上端に横方向に据え付けられる外部テールロ
ータによる従来の方法よりも、むしろヘリコプターの尾
部の横向きのダクト内部に配されるダクト型カウンタト
ルクロータによって供給されることが知られている。

【０００３】そのようなダクト型カウンタトルクロー
タ、それを回転駆動するための手段、そのブレードの同
時ピッチ制御のための手段の構造および配置や、そのよ
うなものの具体例の利点については、この主題について
のより多く情報のために参照される数多くの特許におい
て整えられている。これらの特許には、仏国特許ＦＲ１
５３１５３６およびＦＲ２５３４２２２（ダクト型ロー
タとダクト型整流ステータとを有するカウンタトルク装
置に関する）、米国特許ＵＳ−３５９４０９７、ＵＳ−
４８０９９３１、ＵＳ−４６２６１７２、ＵＳ−４６２
６１７３およびＵＳ−５１３１６０４がある。

【０００４】ダクト型カウンタトルクロータは、従来の
テールロータとは異なり、テールブームのダクト内に防
護されていることによって着地状態における物理的な損
傷を防止するので、安全性の見地から望ましいものであ
る。ダクト型カウンタトルクロータのこの配置は、メイ
ンロータの伴流の中に引き寄せられる有害な物体が取り
入れられることを回避することをも可能とする。飛行中
あるいは地面に近接して移動するとき若しくは着地状態
において、ダクト型カウンタトルクロータは、乗員のた
めに回避されるべき全ての結果とともに、従来のテール
ロータ、延いてはヘリコプターに致命的な損傷を与え、
ヘリコプターの損失の原因となる電線や枝や建物や地面
のような外部物体との衝突の危険性を回避するフェアリ
ングにより本来的に防護されている。その結果、ダクト
型カウンタトルクロータは、従来のテールロータと比較
してより狭いロータ円板の表面領域およびより多いブレ
ードの数を有することにより、軍事的な発射物のような
衝撃によって傷つけられる危険性をより低減させられて
いる。

【０００５】空気力学的な見地から、ダクト型カウンタ
トルクロータは、従来のテールロータを有するヘリコプ
ターが装備されたときに明らかにされるいくつかの問題
点を排除することができる。この場合、カウンタトルク
機能のために必要な横方向推力レベルを回復するための
十分な誘導速度を生み出すためには、従来のテールロー
タの直径が一般的に重要である。

【０００６】メインロータの気流との相互作用を最小化
し、十分なグランドクリアランスを確保するために、従
来のテールロータは、一般に、スタビライザの高い位置
に据え付けられるが、これは、ヘリコプターに釣り合わ
せられなければならない横揺れモーメントを生み出すと
ともに、高速前進飛行における有害抗力を生じさせる。
従来のテールロータは、露出させられているために、動
的荷重によって高い応力を生じその耐用寿命が低下させ
られる。加えて、従来のテールロータの空気力学的シー
ルドの効果は、スタビライザによって覆われているため
に、横風内においてかなり不均等な挙動を呈し、有害な
インパルス状の周期的な空気力学的負荷を生ずる。

【０００７】ダクト型テールロータには、これらの欠点
がない。ダクト型テールロータは、一般に、横揺れモー
メントを発生させないように、その軸線をヘリコプター
の横揺れ軸にほぼ交差させあるいはこの横揺れ軸に近接
させる位置に、簡易に配置することができる。加えて、
ダクト型テールロータは、そのフェアリングのために、
それを収容するダクトの入口におけるコレクタによる吸
引雰囲気のみによってその全カウンタトルク推力の約半
分を生み出す。

【０００８】これに対応して、メインロータおよびヘリ
コプターの胴体から来る気流内の外的変化に関してフェ
アリングによって付与される効果的な防護により、実用
的には動応力をなくすことを目標としているロータのブ
レードから負荷を除去することが可能となる。ヘリコプ
ターの高速での前進飛行においては、ダクト型カウンタ
トルクロータは無負荷とされるとともに、機械の全抗力
に対するその割合を減じられる。この形態において、偏
向フラップとともに装備され得る垂直スタビライザは、
カウンタトルク機能を達成する。さらに、スタビライザ
あるいは尾部操縦翼面は、ダクト型カウンタトルクロー
タの動作を妨げず、横風内および偏揺れ軸回りの迅速な
移動の間における最大効率を付与する。

【０００９】ロータの下流およびそのフェアリングダク
ト内に翼形翼を有する整流ステータの追加は、仏国特許
ＦＲ２５３４２２２に示されるように、ロータの下流に
おける空気流の回転エネルギを追加のカウンタトルク推
力の形で回復し、カウンタトルク装置の空気力学的な性
能を向上するために、ダクト型テールロータの効率を向
上させることができ、従来型テールロータの最良のもの
が達成し得る効果と比較して明確に優れた多くの利点を
達成することができる。

【００１０】また、ダクト型カウンタトルクロータを収
容する案内されたダクトのために、拡散比率は１に近接
させられ、例えば、米国特許ＵＳ−５１３１６０４に示
されるように、ダクトがロータのブレードの回転平面の
下流を含んでいるディフューザの円錐状部分の開角度を
増加させることによって増大させられ得る。上記特許に
おいては、この開角度は５゜に制限されている。これに
対して、従来のテールロータにおける伴流の収縮は、拡
散比率を１／２に固定しており、このパラメータによる
性能改善が妨げられている。

【００１１】音響学的な見地から、ダクト型テールロー
タは、そのフェアリングダクト内における位置によって
さらなる利点を引き出す。全方向に騒音を放射していた
従来のテールロータと比較して、ヘリコプターの前進移
動方向に配されるダクト型テールロータの前方および後
方における検知可能性はフェアリングによって著しく低
減されている。さらに、ダクト型カウンタトルクロータ
の従来のテールロータより高い角速度Ωとより多くのブ
レードの数ｂとの組み合わせにより、従来のテールロー
タより非常に高い音響学的エネルギ周波数であり、典型
的には４００Ｈｚから２０００Ｈｚの範囲の周波数であ
る「翼経路周波数」ｂ×Ωおよび多重周波数ｎｂΩが得
られる。ところで、これらの周波数は、従来のテールロ
ータの非常に低い音響学的エネルギ集中周波数が長距離
に亙って伝達されるのに対して、大気中においてきわめ
て迅速に減衰させられる。

【００１２】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、ダクト
型カウンタトルクロータの１つの欠点は、音響学的エネ
ルギ集中周波数レベルを上昇させると、これらが人間の
耳が最大の感度を有する周波数域内に位置させられる点
である。加えて、ダクト型カウンタトルクロータのほと
んどの音響エネルギが非常に狭い最初の２、３本の線に
集中させられることとなるきわめて衝動的な騒音スペク
トルの出現は、人間の耳にきわめて過酷でかつ「単一音
または出現線の補正」を用いた音響認定基準により重く
罰せられる特性笛音雑音（characteristic whistling n
oise）により明らかである。軍事的な観点からは、ダク
ト型カウンタトルクロータの特性音響信号も、ヘリコプ
ターの認定を容易にする不利な現象である。

【００１３】音響エネルギの全周波数範囲への分散に拘
らず、上述したように、放散された音響エネルギの総体
的なレベルは、ヘリコプターの音響レベルの特性を評価
するための第２の主要因である。上記に説明され、米国
特許ＵＳ−５１３１６０４にさらに詳述されているよう
に、多数のブレードを有し吸引によってカウンタトルク
推力の半分が供給されるダクト型カウンタトルクロータ
の空気力学的な作用は、従来のテールロータのブレード
が受けるより少ないブレード当たりの荷重をもたらし、
これにより、荷重雑音レベルがより低く抑えられること
になる。

【００１４】これに対して、例えば、ブレードのピッチ
を集合的に制御するための機構が組み合わせられかつロ
ータが回転可能に据え付けられる後部トランスミッショ
ンボックスの支持アームあるいは固定された翼形翼を有
する整流ステータのようなものでさえ、カウンタトルク
ロータの整形のためにダクト内のロータの下流に固定さ
れる物体の存在は、放射される音響エネルギのレベルを
著しく増大させる。

【００１５】この理由から、ＵＳ−５１３１６０４は、
長円形の断面形状を有する３本の支持アームを提案して
いる。これらの支持アームの内１本は、ヘリコプターの
長手方向に沿って半径方向に配置され、他の２つはフェ
アリングの垂直軸に平行で後方に向かって分岐するよう
に配されている。ロータの回転平面と支持アームとのダ
クトの軸線に沿う間隔は、アーム断面の楕円の短軸の２
から２．５倍とされている。これらの形状および配置
は、ロータと支持アームとの間の音響的な相互作用の線
を実質的に減少させることを可能とし、８枚のブレード
を有するロータについては、その周速度は約２２５ｍ／
ｓに制限されている。

【００１６】さらに、プロペラ駆動の飛行機の音の放射
を減少させるために、回転騒音の高長波レベルが干渉に
よって弱められるように、４枚あるいはそれ以上の偶数
枚のブレードを有し、ブレードは直径方向の正反対の位
置に対となって対向し、そのブレードの対は相互に約１
５゜から５０゜の範囲の角度間隔ピッチを以て配列され
たプロペラについて仏国特許ＦＲ２６２２１７０により
既に提案されている。

【００１７】ヘリコプターのダクト型テールロータの音
の放射を減少させるために、ロータのブレードの不等角
度分配についても欧州特許出願ＥＰ５６２５２７に既に
提案されている。しかしながら、この不等角度分配は、
ブレード並びに相互に干渉するそれらのピッチ制御レバ
ーなしには、ロータのハブにブレードを結合させること
が構造的に困難であるので、この文献は、ピッチ範囲の
一部においては、カウンタトルク推力が主として１つの
ブレードの集合により供給される一方、ピッチ範囲の他
の部分においては、上記集合のブレードが失速している
間に、カウンタトルク推力が主として他のブレードの集
合により供給されるように、ピッチ制御レバーが異なる
角度に設定される２つの集合へのブレードのグループ分
けと組み合わせて、単に不等角度分配を提案しているも
のである。

【００１８】この発明の目的の１つは、単一のメインロ
ータによって前進するヘリコプターに装備されるダクト
型カウンタトルク装置の空気力学的な性能をこの種の周
知の装置と比較して保持しあるいは改良さえしながら音
響害を最小限に抑制し得るダクト型ロータを有するカウ
ンタトルク装置を製造するための改良を提案することに
ある。

【００１９】この発明の他の目的は、ロータのハブにブ
レードを結合させることに関する機構的な可能性におけ
る制限を考慮しつつ、カウンタトルク装置が下流の整流
ステータと相互に作用しないダクト型ロータを有するよ
うな場合においても、全ての周波数範囲を通して、でき
る限り効率的に音響エネルギを分散するようなロータの
ブレードの角度分配の法則を提案することにある。

【００２０】カウンタトルク装置がロータと整流ステー
タとを有し、その両者がダクト状に形成されている場
合、本発明のもう１つの目的は、それらが直接相互作用
を及ぼすことを防止しかつそこからの騒音の発生を防止
するために、整流ステータの翼の角度分布を考慮してロ
ータのブレードの角度分配を提案することにある。

【００２１】また、カウンタトルク装置がロータと整流
ステータとを有し、その両者がダクト状に形成されてい
る場合、この発明の１つの目的は、放射される音響エネ
ルギを減少させ、かつ、人間の耳が最大感度を有する周
波数領域における純音の出現を回避しつつ、相互作用騒
音を最小化するために、整流ステータの形状または配置
もしくはその両方を、ロータの幾何学的寸法の関数とし
て提案することにある。

【００２２】この発明の他の目的は、カウンタトルク装
置がロータとともに整流ステータを具備するかどうか、
ロータのブレードが等角に分配されているかどうかに拘
らず、供給される動力に対する推力のレベルを増大さ
せ、ダクトを通過する空気流により発生する騒音を減少
させるために、カウンタトルク装置の空気力学的な性能
を改善するシュラウドダクト形状を提案することにあ
る。

【００２３】一般に、この発明の目的は、周知のダクト
型カウンタトルク装置と比較してよりよく種々の実用的
な要求に沿うダクト型ロータを有するカウンタトルク装
置および好ましくは、ダクト型整流ステータをも有する
カウンタトルク装置を提案することにある。

【００２４】

【課題を解決するための手段および作用】この発明によ
れば、上記目的および他の目的が、ヘリコプターに対し
てほぼ横向きで、ヘリコプターの後部に組み入れられた
フェアリングを通過させられる空気軸流のために、回転
可能にかつダクト内にほぼ同芯となるように、また、ブ
レードのピッチ変更軸が、フェアリングダクトの軸線に
ほぼ直交する回転面内で移動し、ロータのブレードがロ
ータの軸線について不均等な方位角調整による角度分配
を有するように据え付けられる可変ピッチ複数ブレード
のロータを具備し、ブレードの方位角調整がほぼ次の正
弦法則： Θ_n＝ｎ×３６０゜／ｂ＋ΔΘｓｉｎ（ｍ×ｎ×３６０
゜／ｂ） に従って与えられるヘリコプターのカウンタトルク装置
により達成される。ここで、Θ_nは任意の基準から連続
して計数されるｎ番目のロータのブレードの角度位置、
ｂはロータのブレードの数、ｍは６から１２の内から選
択されるロータのブレードの数ｂに対して素でない１か
ら４の内から選択される整数、そして、ΔΘは積ΔΘ
_min×ｂが１．５ラジアンから１ラジアンに亙る値の範
囲内に選択されるような最小値ΔΘ_min以上となるよう
に選択される。

【００２５】この法則によるブレードの不等角度間隔
は、主要騒音源を構成する回転ブレード群により放射さ
れる音響エネルギの周波数スペクトルにおける効果的な
分散を確実にする。このように提案されるブレードの不
規則な分離は、均等に分配されたブレードを有するロー
タにおいてｂ×Ωおよびその整数倍の周波数線に集中さ
れる音響エネルギレベルを減少させ、それらをその近傍
の周波数に振り分けるという効果がある。均等に分配さ
れたブレードを有するロータのインパルス状のスペクト
ルは、この発明に係るロータによって、より豊かなスペ
クトルに変換され、人間の耳はもはや中性騒音を除いて
強烈かつ痛ましい純音を知覚することがない。ロータの
ブレードの角度分配のためのこの正弦法則は、ロータの
動的バランス、すなわち、周波数スペクトルにわたるエ
ネルギの最適分散を確保すると同時に、ピッチとロータ
のハブヘの構造的な取り付けとによるブレード間の角度
エクスカーションの状態によって課されるブレード間の
最小角度間隔を保障するために、パラメータｍおよびΔ
Θがブレードの枚数ｂの関数として選択されるので、工
業的導入や音響効果を同時に平易にする。

【００２６】しかしながら、正弦法則の適用によって
も、上記理由のために最小許容間隔以上のブレード間角
度間隔を維持できないときには、上記正弦法則は、適正
な方位角調整を付与するために変形されてもよい。この
とき、正弦分割法則によりロータの各ブレードに最初に
付与される角度位置についての変更が許容され、調整に
固有の効率を保持し上記制限を補うために、ロータの少
なくとも１枚のブレードの角度位置は、正弦法則によっ
て定められた角度位置に対して最大±５゜だけ変化す
る。

【００２７】カウンタトルク装置は、ダクトの軸線につ
いてほぼ星形状に配置され、かつ、ダクトの軸線にほぼ
平行にロータの下流の空気流を整流するように、各々が
ダクトの軸線についてのキャンバおよび角度設定におい
て不均等な空気力学的形状を呈する複数の静翼を有する
とともに、ロータ下流のダクト内に付加的に固定される
ダクト型整流ステータを有していてもよい。この場合、
整流ステータの静翼はダクトの軸線についてほぼ均等に
分配されている。そして、装置はさらに、ロータのブレ
ードの不均等な方位角調整に拘らず、ロータの適当な２
枚のブレード間角度が整流ステータの適当な２枚の静翼
間角度と異なるようにされている。

【００２８】したがって、言い換えれば、ロータの必ず
しも連続しない２枚のブレード間の角度間隔と、整流ス
テータの必ずしも連続しない２枚の静翼間の任意の角度
間隔とが等しくなることはない。

【００２９】もちろん、この幾何学的条件に関しては、
ロータのブレードに上記正弦分配法則で定義された初期
角度位置を付与した後に、必要であれば、上記幾何学的
条件が満足されるまで初期角度位置についての上記変更
を許容してこの法則を変形することにより、有効に達成
される。

【００３０】要するに、ロータの下流に整流ステータを
使用するときには、整流ステータの静翼が構成する障害
物とロータの各ブレードの伴流との相互作用から生ずる
騒音を最小化することが重要である。特に、ロータに
は、任意のブレードどうしの相互作用の相関関係を断ち
切ることが提案されている。つまり、そのような相関関
係は、１つの相互作用源と他との位相ずれがゼロである
ことにより、伴流の相互作用により発生する音響エネル
ギの全体的な蓄積につながるだけでなく、周期性に起因
して、相互に重なる非常に狭い周波数帯域にこのエネル
ギの全てを集中する。このことは、人間の耳には耐える
ことができない高エネルギ純音の放射に帰結し、この現
象は音響認定規則により重く罰せられる。

【００３１】上記幾何学的条件に対応する技術的な解決
は、ロータの任意の２枚のブレードが決して整流器の対
向する任意の２枚の翼を同時に通過しないことを保証す
る。この幾何学的条件が、ロータのブレードおよび整流
器の翼の任意の周方向配置について、ブレードおよび翼
の配列が等分配され、かつ、ロータのブレードの数と整
流器の翼の数とが互いに素である場合に妥当する幾何学
的条件の一般化であることは重要である。

【００３２】そして、上記角度分配条件および法則とは
別に、ロータのブレードと整流器の静翼との間の相互作
用により発せられる音響エネルギのレベルを減少させる
工夫によって、このレベルがある周波数に集中している
か否かに拘らず、これらの相互作用による音響害も減少
する。整流器の翼の全スパンに亙って同時に生ずる任意
の翼におけるロータの任意のブレードの伴流の相互作用
を回避するために、この発明によれば、整流器の翼は非
放射状に配列される。それらはそれぞれ約１゜から２５
゜の角度で、ダクトの軸線から周方向に向けてロータの
回転方向に対して逆方向に半径方向に傾斜させられてい
るのが都合がよい。この方向づけは、同時に、ロータの
回転の反作用として、ダクトとほぼ同芯の中心胴に付与
されるトルクを吸収するために好ましい。中心胴は、ロ
ータの駆動のための機構部材およびロータのブレードの
ピッチを制御するための集合部材とを具備するととも
に、整流器の翼によりダクト内に有効に支持されること
が可能である。

【００３３】翼に中心胴のための支持としての機能およ
びダクトを通過する空気流を整流する機能とを良好な条
件下において同時に満足させるために、それらをＮＡＣ
Ａ６５型の空気力学的翼形とし、相対厚さを約８％から
約１２％、ダクトの軸線に対する設置角度を約２゜から
約２．５゜の負の迎え角、キャンバを約２０゜から約２
８゜とすることが有効である。厚さは、荷重雑音および
回転するブレードの伴流内において作動させられる整流
器の厚さに起因する騒音を両方とも減少させるための必
要最小限の相対厚さと、テールブームの端部および尾部
あるいはヘリコプターのスタビライザを含むヘリコプタ
ーの後部組立てにこのように固定され、ロータを支持し
後部トランスミッションボックスおよびブレードのコレ
クティブピッチ制御を含む一方、静的および動的荷重を
受けやすい胴を支持するために十分な厚さとの間の妥協
点から選択される。

【００３４】放射される全ての音響エネルギを減少させ
るためには、翼が半径方向に傾斜させられていると否と
に拘らず、整流器の翼にとって、ダクトの中心から周辺
方向および上流から下流に向けて斜めに傾斜されている
ことが有効である。その角度は、約１゜から約６゜であ
ることが好ましい。整流器の各翼が、ロータのブレード
の回転平面に対してゼロでない角度を形成する一方、ダ
クトの出口に向けて傾斜されているこの形状は、ブレー
ドの回転平面と、翼がこのダクトのシュラウド壁面に接
続し、伴流内のロータによって誘発される速度が最高と
なり、したがって、ブレードの基部に対するより大きな
相互作用を整流器に引き起こすダクト周辺における整流
器の翼の前縁の局部位置とを分離する距離を増大させる
ことができる。

【００３５】放射される音響エネルギレベルと整流器の
空気力学的な効率との良好な妥協を獲得し、カウンタト
ルク装置のダクト内におけるその配列を推進し、特に、
ダクトの側壁における翼の固定手段を獲得するのみなら
ず、翼によってダクト内に支持される後部トランスミッ
ションボックスによりダクト内におけるロータの良好な
位置決めを得るために、ダクトの軸線に沿うロータの回
転平面と整流器の翼の前縁とのダクトの周縁における間
隔は、距離１．３ｃから２．５ｃの範囲であることが有
効である。ここで、ｃは、翼形主ブレード部の始点で計
測されるロータのブレードの翼弦である。

【００３６】加えて、ロータと、駆動動力をロータに伝
動し後部トランスミッションボックスまでダクト内を貫
通するトランスミッションアームとの干渉を減少させる
ために、このアームは、ダクト内の整流器の翼の内の１
つとほぼ同一の位置に有効に配置され、整流器の翼形の
翼はロータのブレードの数から１を引いた数と少なくと
も等しいことが有効である。

【００３７】この発明によれば、音響害の減少およびダ
クト型ロータを有するカウンタトルク装置の空気力学的
性能の向上の両方を、ブレードの方位角調整が不均等あ
るいは均等であるか、ロータが整流器と組み合わせられ
ているかどうかに拘らず、ダクトの仕様的幾何学的形状
により達成することができる。

【００３８】このため、ダクトは、ロータの回転平面の
上流に配されるダクトの部分に相当するコレクタと、ロ
ータの回転平面の下流に配されるダクト部分に相当する
ディフューザとの２つの部分よりなる。コレクタは、上
流端に向けて凸の一定の半径Ｒ_cで湾曲する環状壁によ
り境界づけられる先細入口ノズルを有し、第１の長さＬ
₁の円筒域によりロータの回転平面に向けて延びてい
る。ディフューザは、ロータの回転平面から下流端に向
けて、コレクタの円筒域を延長した第２の長さＬ₂の円
筒域と、円錐状に広がる半頂角αのノズルと、下流端に
向けて凸の半径ｒで湾曲する環状壁により境界づけられ
る拡散出口とからなる。

【００３９】コレクタおよびディフューザの円筒域によ
り形成される円筒状ダクトの存在は、ロータがそのブレ
ードをこの円筒状部分の内側で回転させるようにダクト
内に据え付けられている場合には、この円筒状部分にお
ける空気流が軸流であることによって、ロータのブレー
ドの各断面の空気力学的作用を改善することが可能とな
る。

【００４０】都合のよいことに、この円筒状部分におけ
るロータの回転平面の位置は、ロータのブレードの翼弦
ｃ、それらの正ピッチレンジ、前縁とピッチ変更軸との
距離ａおよびフラップの剛性を特徴づけるブレードの最
大変形量ｆの関数として、円筒状ゾーンの長さＬ₁およ
びＬ₂が、 Ｌ₁＞ａ ｓｉｎ（β_max）＋ｆ、 Ｌ₂＜（ｃ−ａ）ｓ
ｉｎ（β_max） となるように定義される。ここで、β_maxは、ロータの
ブレードの最大正ピッチ角度である。

【００４１】実際には、コレクタおよびディフューザの
円筒域の長さＬ₁およびＬ₂が、その円筒状部分において
計測されるダクトの直径の約２％から約８％の間、約１
％から約３．５％の間にそれぞれ配されることが有効で
ある。

【００４２】同様に、ダクトが円筒状部分を有するか否
かに拘らず、凸状に一定半径Ｒ_cを以て湾曲する環状壁
によって区画される先細入口ノズルを有するコレクタを
具備する場合には常に、その半径は、喉部の最も窄まっ
た断面において計測されるダクトの直径の約８％であ
る。

【００４３】供給された動力に対する推力を増大させ、
あるいは、固定された全推力においてロータのブレード
における負荷を減少させることによって騒音を低減する
ために、ディフューザの開角度あるいは円錐状の発散ノ
ズルの半頂角αが約５゜から約２０゜の間で選択される
ことが好ましい。

【００４４】特に、静止飛行においてこのカウンタトル
ク装置により供給される推力を歪めることなく、前進飛
行時におけるダクト型ロータを有するカウンタトルク装
置の抗力を低減するために、出願人は１９８５年から市
場に出されているＡＳ３６５Ｎ１型ヘリコプターに、ヘ
リコプターの前方に向かって延びる円弧に対する第１の
一定半径ｒ₁と、ヘリコプターの後方に向かって延びる
円弧に対するｒ₁より大きな第２の一定半径ｒ₂と、これ
ら一定半径の領域を接続するｒ₁とｒ₂との間の遷移半径
を有しヘリコプターの長手方向軸線の両側に対象的な２
つの領域とを有するディフューザの発散出口の環状壁を
採用している。この発明によれば、ｒ₁はダクトの直径
の約１．６％より小さいことが好ましい一方、ｒ₂はダ
クトの直径の４．３％とコレクタの先細ノズルのために
選択される半径Ｒ_cとの間にあり、一定半径ｒ₁の前方領
域は、少なくとも２１０゜の角度に対応して張られる円
弧に亙って延び、一定半径ｒ₂の後方領域は、９０゜の
角度に対応して張られる円弧に亙って、ヘリコプターの
長手方向軸線の上下に対称的に延びることが好ましい。

【００４５】従来例におけるダクト型ロータを有するカ
ウンタトルク装置のように、ダクトは、テールブームの
後端および少なくとも１つのスタビライザを有する尾部
とを具備するヘリコプターの後部に設けられるフェアリ
ング内に形成されていてもよく、尾部に対して２つのス
タビライザを有しかつそれをダクトの上方に配される交
差型、Ｔ型、Ｖ型尾部の内の１つの形式とすることもで
き、尾部の少なくとも１つのスタビライザが偏向可能な
スタビライザフラップを有することとしてもよい。加え
て、ダクトロータの推力がヘリコプターの揚力成分を生
ずるように、ダクトの軸線を水平方向に対して傾斜させ
ることとしてもよい。

【００４６】

【実施例】この発明の他の利点および特徴は、添付図面
を参照して記述された実施例のなんら限定を有しない以
下の記載により生じるであろう。

【００４７】ここで、図１は、テールブームの後端およ
びヘリコプターの尾部のベースにおけるフェアリングを
貫通するダクト内に配置されたロータと整流ステータを
有するダクト型カウンタトルク装置の３／４透視による
後方斜視図を示し、明確のために、ロータを部分的に切
り取ってダクト外に示した図である。図２は、不均等に
方位角調整された図１のロータの側面図である。図３
は、図１のロータと整流ステータの作用を示す図であ
る。図４は、図１の装置の特定の実施例の部分的な側面
図である。図５は、図１のカウンタトルク装置の軸方向
のほぼ半断面を示している。図６は、図１、４および５
の装置のダクトの軸方向の半断面を示している。図７
は、ダクトのディフューザからの出口とその異なる半径
を有する各部の概要を示す正面図である。

【００４８】胴体および単一のメインロータが図示され
ていないヘリコプターのテールブーム１は、図１に示す
ように、その後端に尾部２を支持している。尾部２は、
上部が偏揺れに関する制御を補助する垂直スタビライザ
として設けられている。尾部２の前方には、ブーム１の
両側方に延びる２つの制御翼面４を有する水平スタビラ
イザが縦揺れに関するヘリコプターの制御を補助するた
めに設けられている。

【００４９】尾部２の基体は、シュラウドまたはフェア
リングとして設けられ、そこに、ダクト型カウンタトル
ク装置のための空気流のためにダクト６が貫通してい
る。カウンタトルク装置は、ダクト６にほぼ同芯となる
ように回転可能に据え付けられる複数ブレード可変ピッ
チロータ７と、ダクト６を通過する空気流の流通方向に
関してロータ７の下流となるダクト６内に固定されダク
トの軸線Ｘ−Ｘについてほぼ星形状に配列される静翼９
を有する整流ステータ８とを具備している。

【００５０】定常飛行あるいは低速飛行時における偏揺
れに関する制御の大部分を供給するこのカウンタトルク
装置は、高速移動時における偏揺れおよび縦揺れに関し
てヘリコプターの制御を助けるために、垂直スタビライ
ザ３と水平スタビライザ４とによって補助されている。
これらの同等の機能は、フェアリング上に設けるＶ型ス
タビライザ、あるいは、垂直スタビライザ３の中ほどに
スタビライザ４が設けられる交差型尾部、または、スタ
ビライザ４がスタビライザ３の上端に据え付けられたＴ
型尾部によっても満足される。

【００５１】図６を参照して以下に示されるように、ダ
クト６はヘリコプターの長手方向をほぼ横切る軸線Ｘ−
Ｘについてほぼ軸対称形状をなし、それ自体が拡散ノズ
ル２１、２２により出口まで延長される円筒状部分２０
により空気出口に向かって延長される先細入口１９を具
備している。ロータ７は、ダクト６の入口側に据え付け
られている。このため、そのブレード１０がダクト６の
円筒状部分２０において回転する。ロータの回転平面Ｐ
を定義するブレード１０のピッチ変更軸は、回転平面Ｐ
内で移動し、かつシュラウドダクト６の軸線Ｘ−Ｘにほ
ぼ垂直である。ロータ７は、ほぼ円筒状の外形を有しダ
クト６と同芯に配される中心胴１１内の後部トランスミ
ッションボックスに取り付けられ回転駆動される。中心
胴１１は、ロータ７に関してその出口側に配される整流
器８の静翼９によって、ダクト６の中央に保持されつつ
尾部２の構造部に取り付けられる。

【００５２】周知の様式では、中心胴１１内の後部トラ
ンスミッションボックスは、ロータ７を駆動軸１２によ
って回転駆動するための機構を有している。駆動軸１２
はそれ自体がアーム１３を貫通しヘリコプターの主トラ
ンスミッションボックスの補助出口に接続される伝動軸
により駆動される。アーム１３の一部は、ダクト６内の
ほぼ整流器８の翼９の内の１つの位置に配置されてい
る。

【００５３】このように、ダクト６内におけるロータ７
の回転は、案内された空気流を生み出し、ヘリコプター
を偏揺れに関してバランスさせるために必要な横方向カ
ウンタトルク推力を生じさせる。

【００５４】また、この横方向推力の振幅を変化させる
ために、中心胴１１の後部トランスミッションボックス
およびロータ７が、図示しない制御ロッドにより駆動さ
れるブレード１０のコレクティブピッチ制御装置を有す
ることは良く知られた方法である。図１のアーム１３
が、伝動軸およびコレクティブピッチ変更ロッドのため
のフェアリングとして機能すると仮定されるからであ
る。

【００５５】ブレード１０のコレクティブピッチ制御装
置のみならずロータ７の構造、後部トランスミッション
ボックスの形状および作用に関して、この明細書に参考
文献として言及されている出願人の仏国特許ＦＲ１５３
１５３６および米国特許ＵＳ−３５９４０９７およびＵ
Ｓ−４６２６１７３を参照することが有効である。各ブ
レード１０は、空気力学的形状を有する主ブレード部１
４と、ブレード１０がその長手方向のピッチ変更軸につ
いて回転可能となるようにロータハブ１７の少なくとも
１つの環状壁にこの目的のために形成される少なくとも
１つの軸受に据え付けられる袖状のブレード基部１５
と、該ブレード基部１５を貫通してブレード基部１５の
反対端により後部トランスミッションボックスを覆って
いる中心胴１１にダクト６の軸線Ｘ−Ｘに沿って突出す
る駆動軸１２によって回転駆動されるロータハブ１７に
保持される捩れ可能で好ましくは柔軟な部品１６とを具
備する。各ブレード１０の基部１５には、ブレード１０
の一側から突出し、ロータ７に対して回転自在の制御ス
パイダ（control spider）に小ロッドによって接続され
る一方、ブレードのピッチ変更を制御するためにピッチ
制御ロッドを作動させることによってロータ７の回転軸
に沿う並進移動を可能とするピッチ制御レバー２３が設
けられている。

【００５６】ダクト６内のロータ７のブレード１０の下
流に固定される翼９は、出願人による仏国特許ＦＲ−２
５３４２２２に説明されているように、ダクト６の拡散
ノズル２１、２２によらなくても、空気流をダクト６の
軸線Ｘ−Ｘに沿って整流し追加のカウンタトルク推力を
得ることによって、ブレード１０の下流の空気流の回転
エネルギを回復する。この仏国特許の記述は、参考文献
としてこの明細書に組入れられている。特に、仏国特許
の図４および図５の記述に関しては、図５が本願発明の
図３と一致している。この図３には、回転速度ｕ＝ΩＲ
をもって回転しているロータの２枚のブレード１０が２
枚の静翼９の上流に模式的に描かれている。この回転速
度ｕは、ロータにおける空気流の相対速度Ｗ₁を与える
ために空気の入口軸速度Ｖ_a1と合成される。この相対速
度Ｗ₁は、各移動ブレード１０の周囲に圧力場を形成す
る。

【００５７】この圧力場は、空気力学的な合力Ｒ₁を生
ずる。合力Ｒ₁は、一方では、揚力Ｆ_Z1および抗力Ｆ_X1
とに分解され、他方では、ロータの回転速度ｕの方向に
直交し速度Ｖ_a1とは反対方向の軸推力Ｓ₁を生ずる。

【００５８】当該各ブレード１０によって構成される最
初の障害物にぶつかった後、空気は、異なる速度条件で
ロータ７を離れる。そして、出力速度の三角形からは、
Ｗ₁より小さいロータに対する相対速度Ｗ₂およびそれに
対応する静翼９に当たる絶対速度Ｖ₂を認めることが可
能となる。

【００５９】速度Ｖ₂は、速度Ｗ₁が移動するブレード１
０に対してしたと同様の役割を静翼９において果たす。
つまり、Ｖ₂は各翼９の周囲に圧力場を形成し、この圧
力場は空気力学的な合力Ｒ₂を生ずる。合力Ｒ₂は、一方
では、揚力Ｆ_Z2と抗力Ｆ_X2とに分解され、他方では、推
力Ｓ₁に加えられる追加の推力である軸推力Ｓ₂を生ず
る。翼９を離れると空気流は整流され、その速度Ｖ₃は
翼９の対称的な空気力学的形状、特に、キャンバおよび
ダクト６の軸線Ｘ−Ｘに関しての角度設定の適正な選択
によってほとんど軸方向（Ｘ−Ｘに平行）となる。

【００６０】ダクト型カウンタトルク装置において、ダ
クト６内のロータ７の下流に翼形静翼９を有する整流ス
テータ８の配置は、コンパクトで均整がとれかつ剛性の
高いカウンタトルク装置を製造することを可能とする。
このようなカウンタトルク装置は、ロータ７の駆動のた
めに供給される動力を調整することなく、カウンタトル
ク推力を増大させる。

【００６１】このようなカウンタトルク装置の効果は、
ロータ７の特性、すなわち、主としてロータ７延いては
ダクト６の直径、ブレードの周速度、ブレードの数、ブ
レードの翼弦およびブレードの形状およびねじり法則の
選択に依存する機首方位に関してヘリコプターの飛行に
必要な性能レベルにつながり、また、整流器８が存在す
るときの特性、すなわち、特に翼９の数、翼の翼弦およ
び翼の形状（キャンバ、設置・・・・）、および、ダクト６
の特性につながる。

【００６２】これと平行して、ダクト型カウンタトルク
装置の音響的な最適化は、全ての周波数スペクトルに亙
って音響エネルギを分散させ、方位角調整あるいは位相
変調と言われるロータ７のブレード１０の不等角度分配
を採用し、カウンタトルク装置によって放射される音響
エネルギレベルを減少させ、ロータ７からの適正な間隔
を空けたダクト６内におけるこれらの要素の特別な形状
および配列によって、ロータ７と整流ステータ８および
伝動アーム１３との間の干渉を減少させることにより確
保される。

【００６３】不等位相あるいは不等方位角調整の一例と
して、１０枚のブレード１０を有するロータが図２に示
されている。この位相変調の目的は、（等分配ブレード
により）変調なしに得られる場合、特に、特定の周波数
（ｂΩ、２ｂΩ、３ｂΩ・・・・）へのエネルギの集中と比
較して、放射される音響エネルギを減少させることな
く、それを周波数スペクトルに亙ってより好適に分散す
るために、従来のロータのブレードの角度的対称あるい
は角度等分配を崩壊させることである。

【００６４】ロータ７のブレード１０のための位相変調
法則は、正弦法則あるいは以下の形式の正弦法則に近似
する。 Θ_n＝ｎ×３６０゜／ｂ＋ΔΘｓｉｎ（ｍ×ｎ×３６０
゜／ｂ） ここで、Θ_nは任意の角度基準から連続して計数される
ｎ番目のロータのブレードの角度位置、ｂはロータのブ
レードの数、ｍおよびΔΘは正弦法則のパラメータであ
って、ｍはロータのブレードの数ｂに対して素でない整
数であり、ΔΘはブレードの数ｂが増加すると減少する
ブレードの数ｂの関数として選択される最小値ΔΘ_min
以上となるように選定される。

【００６５】ｎ×３６０゜／ｂは、等分配された場合の
ｎ番目のブレードの角度位置を示す一方、ΔΘｓｉｎ
（ｍ×ｎ×３６０゜／ｂ）は、等分配形態に関する方位
角調整項に対応している。パラメータｍおよびΔΘは、
ロータの動的バランス、周波数スペクトルに亙るエネル
ギの最適分散、ピッチおよびハブ１７へのブレード１０
の構造的接続に関するブレードの角度偏位によって強い
られる最小ブレード間角度間隔を同時に保証するため
に、ブレード１０の数ｂの関数として選択される。

【００６６】整数ｍは、以下のようにして選択される。
第１に、ロータ７の動的バランスを考慮して選択され
る。このバランスのために、満足されるべき以下の２つ
の方程式が得られる。 ΣｃｏｓΘ_n＝０、ΣｓｉｎΘ_n＝０ 上述した正弦調整法則Θ_nにおいて、ｍおよびｂが互い
に素でない場合に、これら２つの方程式が満たされる。

【００６７】６から１２の間で変化するブレード１０の
数ｂの関数としてのｍの可能な選択は、以下の表１に
「ｘ」によって与えられる。

【００６８】

【表１】

【００６９】表１に提供される可能性の関数として、最
も密集した可能なスペクトルおよび３分の１オクターブ
についてエネルギのより良好な分散を得るために、整数
ｍは可能な限り小さくされ、好ましくは、２あるいは３
に固定される。パラメータｍは、ほぼ４に等しくてもよ
いが、１の値となることは避けられる。

【００７０】パラメータΔΘは、以下のように選択され
る必要がある。すなわち、以下の表２に示すように、与
えられたロータのブレード１０の数に対して、音響基準
によって与えられる最小値ΔΘ_min以上である。

【００７１】

【表２】

【００７２】これらの値は、「ジャーナルオブアコース
ティックソサイエティオブアメリカ、４９巻ナンバー５
（第１部）、１９７１年、１３８１から１３８５頁」に
ドナルドエワルド（Donald EWALD）等により発表された
「変調原理の適用による騒音低減」と題された記事に説
明されているように、基本線に関して正弦変調のスペク
トル線のレベルを特徴づけるベッセル関数のパラメータ
としての役割を果たすようになる全く同一の角度位相シ
フトΔΦ＝ｂΔΘに一致する。角度位相シフトΔΦ＝
１．５ラジアンは、ベッセル関数Ｊ₀（ΔΦ）が、０で
ないｎに対するベッセル関数Ｊ_n（ΔΦ）（上記記事の
図２を参照のこと）以上となるような上記値に一致す
る。これにより、Ｊ₀（ΔΦ）が基本線についての重み
係数を表す一方、Ｊ₁（ΔΦ）が変調があるときに存在
する近接線（ｂ−１）Ωおよび（ｂ＋１）Ωの重み係数
を表すので、近接線に関してｂΩの基本波の出現を最小
化することができる。角度位相シフトΔΦ＝ｂΔΘ＝
１．５ラジアンは、３つの近接線ｂΩ、（ｂ−１）Ω、
（ｂ＋１）Ωにおける騒音レベルが同じであり、等分配
されたブレードを有するロータに対して線ｂΩに集中さ
れるエネルギが３つの線に亙って分配されるので、理想
的なポイントである。このように、表２は、ΔΘ_{mi n}の
値を、ｂΔΘ_min＝１．５ラジアンとなるようにｂの関
数として与えている。

【００７３】この結果は、圧力外乱関数が全く一様な理
想的なケース、すなわち、多数の（２０より多い）ブレ
ードを有するロータの場合に一致する。カウンタトルク
ロータ７の場合には、相対的に小さいブレードの数は、
圧力外乱関数をよりインパルス状にする。また、ダクト
型カウンタトルクロータ７の特定の場合に正弦変調法則
を適合させるために、定義されるべき変化の限界を供給
する上記法則もわずかに適応されることとしてもよい。
加えて、ピッチに関して相互に干渉することなくブレー
ドの角度偏位を可能にする最小許容ブレード間角度間隔
のみならずブレード１０のハブ１７への適正な構造的取
り付けは、音響基準（表２）により推奨されるΔΘ_min
より小さいΔΘの選択を必要とする。例えば、１０枚の
ブレード１０を有するロータ７に対しては、最小ブレー
ド間角度間隔は２４゜である。

【００７４】したがって位相変調法則が変形された正弦
法則に基づいて採用される。このため、ｂΔΘは、１．
５ラジアンから１ラジアンに亙る値の範囲内から選択さ
れ、および／または、ロータ７の各ブレード１０に対す
る正弦分配法則により最初に与えられる角度位置につい
て±５゜の変動が、位相変調による良好な音響効果を維
持すると同時に最小ブレード間角度間隔の制約を補うた
めに採用される。ｂΔΘ＝１ラジアンに対して、重み係
数が基本波線ｂΩに対して０．８であり、近接線（ｂ±
１）Ωに対して０．４５まで落ちることは重要である。

【００７５】カウンタトルク装置が整流器８を有し、そ
の翼９がダクトの軸線Ｘ−Ｘについて等分配されている
場合、ロータ７と整流ステータ８との干渉を制限するた
めに、特に、ロータ７とステータ８の間のサージ現象
（動的励振）を回避するために、ロータ７のブレード１
０の位相変調は、ロータの必ずしも連続しない２枚のブ
レード１０間の任意の角度間隔が、ステータ８の必ずし
も連続しない２枚の翼９の間の任意の角度間隔と異なる
ようにされる。数学的に、この条件は以下のように変換
される。ここで、Θ_i,jが、任意の角度原点から連続的
にカウントして、ロータ７のｉ番目とｊ番目のブレード
間の角度間隔、すなわち、ブレードｉおよびｊのピッチ
変更軸間に定義される角度を表しているものとし、Θ
_k,lが整流器８のｋ番目とｌ番目の翼間の角度間隔を表
しているものとすると、ｉ、ｊ、ｋ、ｌの値に拘わら
ず、Θ_i,jはΘ_k,lと異なっている。実際には、この条件
は、ロータ７の種々のブレード１０および整流器８の種
々の翼の各角度間隔の違いが、伝動アーム１３を含めな
い少なくとも整流器８の翼９の半分に対して絶対値で１
゜より大きいかどうかが重要であると考えられている。

【００７６】もし、２つのブレード１０が同時に対向す
る２枚の翼９を通過しないようにするこの角度条件が、
上述した有効な型の大部分の正弦型の位相変調の選択に
より確かめられなければ、いくつかのブレードの角度位
置が少なくとも正弦法則から離れた移動および上述した
変形された正弦法則の採用によって調整されなければな
らない。すなわち、ΔΘがｂΔΘ＝１．５ラジアンのよ
うに選択できないので、ｂΔΘが、１ラジアン以下に下
がることなく、Θ_k,lと異なる上記幾何学的条件Θ_i,jを
妨げないΔΘの適正な値が得られるまで１．５から１ま
で徐々に減少させられるとともに、ロータ７の各ブレー
ド１０に対する正弦分配法則により最初に与えられる角
度位置についての累積的にあるいは選択的に±５゜の最
大変動が許容される。

【００７７】騒音害の減少が求められるならば、ロータ
７のブレード１０が等分配されているロータ７について
２枚のブレード１０と２枚の翼９との間の同時相互作用
を回避しつつ、必ずしも連続しない２枚の翼９の任意の
角度間隔に等しい必ずしも連続しない２枚のブレード１
０の間の任意の角度間隔が見出されないように、整流器
８の翼９の数に対して素のロータ７のブレード１０の数
ｂを選択するだけで十分である。

【００７８】ロータ７と整流ステータ８との間の相互作
用による音響害の減少は、音響エネルギが集中されある
いは分配される周波数とは独立して、これらの相互作用
によって放射される音響エネルギのレベルを減少させる
ことによっても得られる。図４に示されるように、ブレ
ード１０と翼との間に、当該翼９のスパン全体に亙って
同時に生じる相互作用を避けるために、翼９は非放射状
に配列される一方、ダクト６の中心からその周方向に向
かって翼９を考慮すれば、ブレード１０の回転方向に対
して反対方向に半径方向に向けて約５゜から約２５゜の
範囲に亙る角度γだけ傾斜させられている。この傾斜方
向は、ロータ７のブレード１０とステータ８の翼９との
間の相互作用の騒音を減少させるだけでなく、翼９に圧
縮力を作用させて中心胴１１内の後部トランスミッショ
ンボックスにより受けられる荷重のより効果的な吸収を
も確保することができる。要するに、整流器８の機能の
１つは、後部トランスミッションボックスおよび中心胴
１１を支持することであるので、翼９はロータ７に伝達
されるトルクに対する反動的トルクを効果的に吸収す
る。加えて、整流器８の翼９の空気力学的形状の相対厚
さは、ダクト６内の全体サイズを効果的に減少させ、し
かも、中心胴１１を支持するための機能として十分な機
械的強度および実際には約８％から約１２％の間に配さ
れる翼９の形状の相対厚さを確保するように選択され
る。

【００７９】相対厚さのこの選択は、翼９にとって、ダ
クト６の軸線Ｘ−Ｘに対する迎え角の設定が負でしかも
約２゜から約２．５゜の範囲にあり、キャンバが約２０
゜から約２８゜の範囲にあるＮＡＣＡ６５型の空気力学
的形状の使用と両立できる。これらの形状特性は、整流
器に良好な効率を付与する。

【００８０】さらに、ロータ７とステータ８との相互作
用の騒音の低減は、ブレード１０のピッチ変更軸線によ
り定義される整流器８の翼９の前縁とロータの回転平面
Ｐとの最小軸方向間隔より重要になる。翼弦ｃの約４０
％において、この最小間隔は少なくとも１．３ｃに等し
い。しかしながら、ダクト６内の後部トランスミッショ
ンボックスおよび胴１１の支持が整流器８によって供給
されるので、ダクト６内のロータの回転平面Ｐの良好な
位置公差を与えるために、ロータ７の回転平面に可能な
限り近接させて整流器８、後部トランスミッションボッ
クスおよび胴１１を固定することが必要である。

【００８１】これら二つの相反する要求の良好な妥協、
すなわち、騒音低減と良好なロータ７の平面の位置公差
との両立は、整流器８の翼９を、図５に誇張して示され
るように、約２゜から約６゜の角度Ψだけ傾けることに
よって得られる。ダクト６の中心から周辺に向かいかつ
上流から下流に向かうこの各翼９の斜めの傾斜は、各翼
９の前縁をロータの平面Ｐからできるだけ離れた位置に
保持する一方、後部トランスミッションボックスおよび
胴１１の軸線の正確な位置を保持し、したがって、ダク
ト６内のロータの平面Ｐの正確な位置をも保持する。胴
１１に連結される翼９の基部とダクト６の側壁あるいは
フェアリング１８に連結されるさらに荷重された端部と
の間の空気力学的負荷の遷移的性質を考慮しても、翼９
の前縁のブレード１０基部の背後への近接に拘らず、騒
音の影響は無視できる程度にとどまる。これらの理由に
より、ロータ７の回転平面Ｐと整流器８の翼９の前縁と
のダクト６の周縁部における軸方向間隔は、約１．３ｃ
から約２．５ｃの範囲の距離ｄ_rである。ここで、ｃ
は、この翼弦ｃが主ブレード部１４のスパンに亙って一
定でないときに、ブレード基部１５に近接する主ブレー
ド部１４において選択されるロータ７のブレード１０の
翼弦である。

【００８２】要約すれば、ダクト６の軸線Ｘ−Ｘに垂直
かつロータの平面Ｐに平行な平面内における半径方向へ
の傾斜角度γに加えて、各翼９は、ダクト６の周辺にお
いて、翼９の後縁がこのダクト６の丸みのあるリップに
よって形成される出口に貫通するのを回避しつつ、その
前縁がロータの回転平面Ｐから約１．３ｃから約２．５
ｃの範囲の距離ｄ_rだけ離れるようにされる。そして、
各翼９は、胴１１および後部トランスミッションボック
スの正確な位置決めによりロータの平面Ｐの正確な位置
を確保するために、ロータの平面Ｐに垂直な平面内にお
いて、下流端およびダクト６の周方向に向けて角度Ψだ
け斜めに傾斜させられる。距離ｄ_rが１．３ｃより小さ
い場合には、翼９が回転平面Ｐに近接させられると放射
される音響エネルギのレベルはきわめて迅速に増加する
一方、距離ｄ_rが２．５ｃより大きいと、整流器８の空
気力学的な効率が損われる。

【００８３】すでに述べたように、伝動アーム１３は、
翼９およびブレード１０の角度位置を決定するために整
流器８の翼９の一つに見立てられるが、それは翼形にさ
れていない。そして、翼形の翼９の数は、ロータ７のブ
レード１０の数から１を引いた数以上となるように選定
される。

【００８４】これらのブレード１０は、スパンに沿って
遷移する相対厚さおよびキャンバを有するＯＡＦ型の空
気力学的翼形を有することが有効であり、相対厚さは、
例えば、０．４ＲからＲの間で、１３．９％から９．５
％に減少する。ここで、Ｒは、ロータ７の半径である。
さらに、ロータの軸線から離れるに従って翼形のねじれ
は減少する。

【００８５】図６に示されかつ既述したように、ダクト
６の環状壁１８は、上流から下流にむけて、先細入口ノ
ズル１９、平面Ｐにより示されるようにロータ７の回転
する円筒状部２０、後端部に丸みのある出口リップ２２
を有する円錐状の拡散ノズル２１とを具備している。ダ
クト６は、ロータ７の回転平面Ｐの上流に配されるダク
トの部分に対応し軸方向（ダクト６の軸線Ｘ−Ｘに沿
う）寸法がｄ_cであるコレクタ、および、ロータの平面
Ｐの下流に配され軸方向寸法がｄ_dであるダクト６の部
分に対応するディフューザの２つの部分に再分割され
る。コレクタ自体は、２つの領域にさらに細分割され
る。すなわち、上流端に向かって凸で一体半径Ｒ_cをも
って湾曲する入口リップあるいは環状壁によって形成さ
れる先細ノズル１９と、それに続く長さＬ₁の円筒域で
ある。ディフューザは３つの領域に細分割される。すな
わち、コレクタの円筒域Ｌ₁から延長される長さＬ₂の円
筒域と拡散ノズル２１の半頂角αの円錐域と、下流端に
向かって凸で半径ｒで湾曲する環状壁に形成される出口
リップ２２により境界づけられる拡散出口ノズルであ
る。

【００８６】ここで、円筒状部２０におけるダクトの直
径をφとすれば、ダクト型ロータの性能を過大に歪める
円筒域Ｌ₁が大きくなり過ぎるのを避けるために、比Ｌ₁
／φは約０．０２から約０．０８の範囲になければなら
ない。さらに、コレクタ長さｄｃが小さ過ぎるとダクト
型ロータの性能が歪められるので、コレクタの最小長さ
ｄ_c＝Ｒ_c＋Ｌ₁はダクト直径φの約１０％に一致され
る。すなわち、（Ｒ_c＋Ｌ₁）／φ＞０．１０である。

【００８７】実際、入口リップ１９の半径Ｒｃはダクト
直径φに対する比が約０．０８となるように決定され
る。円筒状部分２０におけるロータの平面Ｐの位置は、
ブレード１０の翼弦ｃ、正ピッチ範囲、ピッチ変更軸か
らの前縁の離間距離（ａ＝０．４ｃ）およびフラップに
関してその剛性を特徴づけるブレード１０の最大変形量
ｆの関数として定義される。Ｌ₁は、Ｌ₁＞ａ ｓｉｎ
（β_max）＋ｆのようにされる必要がある。ここで、β
_maxは最大正ピッチ角度である。円筒状部２０の前方外
方へのブレード１０のいかなる突出をも避けるために、
φの１．３３％の追加マージンが考慮される。ディフュ
ーザの円筒域の長さＬ₂は、ダクトの直径φの１％から
３．５％の範囲とされる。実際には、公式Ｌ₂＜（ｃ−
ａ）ｓｉｎ（β_max）により与えられる。

【００８８】開角度（円錐状拡散ノズル２１の半頂角）
α、は約５゜から２０゜の範囲から選定される。ディフ
ューザの拡散部の長さｄ_fは開角度αに直接的に依存
し、ロータのディスクの表面領域に対するダクト６の出
口表面領域の比に一致する拡散レベルにより定義される
拡散に反比例する。この拡散比率は１．０６より大きく
保持される。

【００８９】ホバリング飛行における性能を歪めること
なく、ヘリコプターの前進飛行時におけるダクト型カウ
ンタトルク装置の抗力を減少させるために、ディフュー
ザの凸状の環状出口リップ２２の半径ｒは、このリップ
の全周に亙って一定ではない。半径ｒが増大する領域は
ディフューザの出口を側方から模式的に示した図７に示
されている。この図では、軸線Ｙ−Ｙは、前（左に向か
って）−後（右に向かって）あるいはダクト６の軸線Ｘ
−Ｘを通過するヘリコプターの長手方向軸線であり、軸
線Ｚ−Ｚはダクト６の軸線Ｘ−Ｘにも交差する垂直な軸
線である。リップ２は、ダクト６の直径φの約１．６％
より小さい一定の小半径ｒ₁を、２１０゜の角度に対応
し軸線Ｙ−Ｙについて対称に配される円弧ＡＡに亙って
広がる前部領域に有する。前進飛行時における抗力を低
減しながら、ダクト型カウンタトルク装置によって与え
られる推力を歪ませないために、リップ２２は、ダクト
の直径φの約４．３％と先細ノズル１９のために選定さ
れた半径Ｒ_cとの間の半径ｒ₂＞ｒ₁を、９０゜の角度に
対応し軸線Ｙ−Ｙの両側に対称に配される円弧ＢＢに亙
って広がる後部領域に有している。これらの前部および
後部領域の間には、ｒ₁からｒ₂の間で遷移する半径を有
しそれぞれ３０゜の角度に対する円弧ＡＢに対応する２
つの領域が設けられている。製造上の制約の理由により
必要なこれら半径の遷移する領域は出口リップ２２の前
部と後部との間の遷移部を供給する。変形例として、小
半径ｒ₁の前部領域は、２４０゜の角度に対応する円弧
Ａ’Ａ’に亙って設けられていてもよい。この場合に
は、円弧Ａ’Ｂに対応する遷移領域は短くなる。

【００９０】１．５トンのオーダーの重量を有するヘリ
コプターを装備するために適当な一例では、カウンタト
ルク装置は、ひれ付主ブレード部１４と集合袖部１５と
を有する８枚の金属製ブレードを有するロータをもって
直径７５０ｍｍのダクト６内に設けられる。そして、Ｕ
Ｓ−３５９４０９７に記述されているように、ロータハ
ブの直径は３０４ｍｍであり、ブレードの翼弦はブレー
ドの翼端速度が１８６ｍ／ｓか１８０ｍ／ｓかによって
５８ｍｍまたは６３ｍｍとされ、ブレードのピッチ範囲
は０．７Ｒ（Ｒはロータの半径）において−２５゜から
＋４１゜であり、ブレードの翼形は、０．４ＲからＲの
間で１７゜から６．９゜に減少する捩れ法則を有する上
述した遷移ＯＡＦ型（progressive OAF type）である。

【００９１】伝動アーム１３が加えられる翼弦８０ｍｍ
の１０枚の翼形翼９を有する整流器（３０．６６゜の１
０箇所の翼間角度間隔とアーム１３が通過する５３．４
゜の１箇所の角度間隔）に関連して、８枚のブレード１
０を有するロータは、パラメータｍ＝２、ΔΘ＝１０．
７５゜の最適正弦法則（ｂΔΘ_min＝１．５ラジアン）
によるブレードの位相変調を表すが、整流器８を考慮す
るために、最適法則は、±３．７５゜の最大角度変化に
より変形され、ロータ７の８枚のブレードの以下の調整
につながる。

【００９２】

【表３】

【００９３】これに対して、７枚の翼形翼９と伝動アー
ム１７とを有する整流器に関して、８枚のブレード１０
を有するロータは、以下の変調を与えるパラメータｍ＝
２、±５゜の最大角度変化を伴うΔΘ＝８．９６゜の変
形された正弦法則（ｂΔΘ＝１．２５ラジアン）に従う
位相変調を表す。

【００９４】

【表４】

【００９５】翼９のそれぞれのベースを貫通する半径方
向の傾きγは、１０゜のオーダーであり、周方向およち
ダクト６の出口方向に向かう傾斜角度Ψは４゜である。
翼９の前縁からロータの回転平面Ｐまでの離間距離ｄ_r
は９６．５ｍｍ、すなわち、ロータのブレードの翼弦の
約１．５３倍から１．６６倍である。整流器の翼形翼９
は、１０％の相対厚さ、２７゜の翼形の中心線のキャン
バおよびダクト６の軸線Ｘ−Ｘに設置された２．５゜に
等しい負の迎え角設定を有するＮＡＣＡ６５型の翼形を
有している。このダクトは、半径Ｒ_cが６０ｍｍの先細
ノズル１９を有し、コレクタの円筒状域の長さＬ₁が２
４ｍｍ、ディフューザの円筒状域の長さＬ₂が２３ｍ
ｍ、開角度αが７゜、出口リップ２２の前部領域におけ
る半径ｒ₁が１０ｍｍ、後部領域における半径ｒ₂が４５
ｍｍ、ディフューザの拡散部分の最小長さｄ_fが１８７
ｍｍである。

【００９６】約２．５トンの重量を有するヘリコプター
への装着に適した一例では、カウンタトルク装置は、翼
弦が５０ｍｍの１０枚のブレードを有し、直径３８０ｍ
ｍのハブを有し周速度１８７．６６ｍ／ｓ（３５８４ｒ
ｐｍ）で駆動され、直径１ｍのダクト内に収容されるロ
ータを具備している。ブレードの翼形は上記の例のもの
と類似するＯＡＦ型であり、ピッチの範囲は（０．７Ｒ
において）−２５゜から＋３５゜に広がっている。上記
例と同様の金属製形式のブレードは、パラメータがｍ＝
２および±３．４゜の最大角度変化を伴うΔΘ＝５．７
３゜に変形された（ｂΔΘ＝１ラジアン）上記正弦法則
により与えられる位相あるいは方位角調整を示す。整流
器は、伝動アーム１３が加えられる翼弦が９７ｍｍの１
０枚の翼形翼を有している。これにより以下の変調がな
される。

【００９７】

【表５】

【００９８】翼形翼の傾斜角度Ψは４゜、半径方向への
傾斜角度γは７．８゜である。ロータの回転平面Ｐと翼
形翼９との距離ｄ_rは、約９８ｍｍであり、ブレードの
翼弦ｃの約１．９６倍である。整流器の翼９は相対厚さ
１０％、翼形の中心線について２１゜のキャンバ、およ
び２．５゜に等しい負の迎え角設定のＮＡＣＡ６５型の
翼形を有している。ダクト６の先細入口ノズルの半径Ｒ
_cは８０ｍｍ、コレクタおよびディフューザのそれぞれ
の円筒状域の長さＬ₁、Ｌ₂はそれぞれ、２３ｍｍ、１７
ｍｍである。開角度αは７゜、ダクトの拡散部分の最小
長さｄ_fは２８０ｍｍである。リップ２２の前部領域の
半径ｒ₁は１０ｍｍ、後部領域の半径ｒ₂は６０ｍｍであ
る。

【００９９】重量が４から４．５トンのオーダーのヘリ
コプターへの装着のために、一例に挙げるカウンタトル
ク装置は、翼弦９４ｍｍの１０枚のブレードを有し、直
径１１００ｍｍのダクト内における翼端周速度１８０ｍ
／ｓ（３１２５ｒｐｍ）で駆動され、ハブの半径が２２
５ｍｍのロータを具備している。上記例のように、ブレ
ードのピッチ変更軸は、翼弦ｃの４０％で、翼形は相対
厚さにおいて同様の変化法則を有するが、捩り法則は、
０．４ＲとＲとの間で７．２５゜から−１．２゜に減少
する遷移ＯＡＦ型である。整流器は、翼弦が８０ｍｍの
１２枚の翼形翼に１つの伝動アームが加えられた１３の
翼、または、翼弦が６６ｍｍの１６の翼形翼に１つの伝
動アームが加えられた１７の翼のどちらかを有するもの
である。翼形翼の形状は、相対厚さ１０％、キャンバ２
３゜、２．２゜に等しい負の迎え角設定のＮＡＣＡ６５
型の翼形である。翼形翼の斜め傾斜角度Ψは３゜で、そ
の半径方向傾斜角度γは１１．２゜である。ロータの回
転平面Ｐと翼の前縁との距離ｄｒは１．６５ｃから１．
７ｃであり、任意の２枚のブレード間の角度のいずれも
が任意の２枚の翼間の角度と等しくならないような位相
変調を得るための上述した歪められた正弦法則の適用に
より、整流ステータが１３枚の翼あるいは１７枚の翼を
有するか否かによって下記表６に与えられるロータの１
０枚のブレードの角度分配がなされる。

【０１００】

【表６】 図２は１３枚の翼を有する整流ステータに対して、上記
表６に示された角度分配が施されたロータを示してい
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係るダクト型のカウンタトルク装置の
概要を示す図であって、明確のためにロータを部分的に
ダクト外に示した斜視図である。

【図２】不均等に方位角調整された図１のロータの側面
図である。

【図３】図１のロータと整流ステータの作用を示す図で
ある。

【図４】図１の装置の特定の実施例の部分的な側面図で
ある。

【図５】図１のカウンタトルク装置の軸方向のほぼ半断
面図である。

【図６】図１、４および５の装置のダクトの軸方向の半
断面図である。

【図７】ダクトのディフューザからの出口とその異なる
半径を有する各部の概要を示す正面図である。

【符号の説明】

Ｐ 回転平面 Ｘ−Ｘ 軸線 Ｙ−Ｙ 軸線 １ テールブーム（ヘリコプター後部） ２ 尾部（ヘリコプター後部） ５ フェアリング ６ ダクト ７ ロータ ８ 整流ステータ ９ 静翼 １０ ブレード １１ 胴 １３ 伝動アーム １９ 細入口ノズル ２１ 拡散ノズル ２２ 拡散出口

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 アルノー・ジル・ルイ フランス・13009・マルセイユ・リュ・ト マシ・42・レ・アイルレ（番地なし) (72)発明者 アルノー・レミ・エリヤン フランス・13127・ヴィトロレ・リュ・ル ネ・カッシン・３

Claims (20)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ヘリコプターに対してほぼ横方向の軸線
   （Ｘ−Ｘ）を有し、ヘリコプターの後部（１−２）に組
   入れられるフェアリング（５）を貫通する空気流のため
   のダクト（６）内にほぼ同芯に回転可能となるように、
   かつ、ブレードのピッチ変更ロッドが、フェアリングダ
   クト（６）の軸線（Ｘ−Ｘ）に対してほぼ直交する回転
   平面（Ｐ）内を移動するように据え付けられる可変ピッ
   チ複ブレードのロータ（７）と、 不均等な方位角調整をもって、ロータ（７）の軸線につ
   いての角度分配がなされたロータ（７）のブレード（１
   ０）とを具備し、 ブレード（１０）の方位角調整がほぼ下記の正弦法則に
   より与えられることを特徴とするカウンタトルク装置。 Θ_n＝ｎ×３６０゜／ｂ＋ΔΘｓｉｎ（ｍ×ｎ×３６０
   ゜／ｂ） ここで、 Θ_nは、任意の基準から連続して計数されたブレード
   （１０）のｎ番目の角度位置であり、 ｂは、ブレード（１０）の数であり、 ｍは、６から１２の内から選定されるブレード（１０）
   の数ｂに対して素でない１から４の内から選定される整
   数であり、 ΔΘは、積ΔΘ_min×ｂが１．５ラジアンから１ラジア
   ンの値の範囲内に選定されるようなΔΘ_min以上となる
   ように選定される。
2. 【請求項２】 方位角調整が、ロータ（７）の少なくと
   も１枚のブレード（１０）の角度位置が、正弦法則によ
   って定められた角度位置に対して最大±５゜変化するよ
   うな変形された正弦法則にほぼ一致することを特徴とす
   る請求項１記載のカウンタトルク装置。
3. 【請求項３】 ロータ（７）の下流のダクト（６）内に
   固定され、 ダクト（６）の軸線（Ｘ−Ｘ）についてほぼ星型に配置
   されるとともに、各々がロータ（７）の下流の空気流を
   ダクト（６）の軸線にほぼ平行に整流するようなダクト
   の軸線に対するキャンバおよび角度設定がなされた空気
   力学的な対称的翼形よりなる静翼（９）を有する整流ス
   テータ（８）を付加的に具備することを特徴とする請求
   項１または請求項２に記載のカウンタトルク装置。
4. 【請求項４】 整流ステータ（８）の静翼（９）がダク
   ト（６）の軸線（Ｘ−Ｘ）についてほぼ均等に分配さ
   れ、 ロータ（７）の任意の２枚のブレード（１０）間の角度
   が、整流ステータ（８）の任意の２枚の静翼（９）間の
   角度と異なることを特徴とする請求項３記載のカウンタ
   トルク装置。
5. 【請求項５】 整流ステータ（８）の静翼（９）が、ダ
   クト（６）の軸線（Ｘ−Ｘ）から周辺に向けてそれぞれ
   半径方向に、かつ、ロータ（７）の回転方向に対して反
   対方向に傾斜させられていることを特徴とする請求項３
   または請求項４に記載のカウンタトルク装置。
6. 【請求項６】 整流ステータ（８）の静翼（９）が、ダ
   クト（６）の中心から周辺方向および上流から下流に斜
   めに傾斜させられていることを特徴とする請求項３から
   請求項５のいずれかに記載のカウンタトルク装置。
7. 【請求項７】 ダクト（６）の周辺位置におけるロータ
   （７）の回転平面（Ｐ）と整流ステータ（８）の静翼
   （９）の前縁との間のダクト（６）の軸線（ＸーＸ）に
   沿う間隔が、ロータ（７）のブレード（１０）の翼弦を
   ｃとして、１．３ｃから２．５ｃの範囲の距離（ｄｒ）
   であることを特徴とする請求項３から請求項６のいずれ
   かに記載のカウンタトルク装置。
8. 【請求項８】 整流ステータ（８）の静翼（９）が、ダ
   クト（６）にほぼ同芯に配され、ロータ（７）を駆動す
   るための機構部材と、胴（１１）に回転可能となるよう
   に据え付けられるロータのブレード（１０）のピッチを
   集合的に制御するための機構部材とを有する胴（１１）
   をダクト（６）内に支持していることを特徴とする請求
   項３から請求項７のいずれかに記載のカウンタトルク装
   置。
9. 【請求項９】 整流ステータ（８）の静翼（９）が、約
   ８％から約１２％の範囲の相対厚さ（relative thickne
   ss）と、ダクト（６）の軸線（Ｘ−Ｘ）に対して約２゜
   から約２．５゜の範囲に設定される負の迎え角と、約２
   ０゜から約２８゜の範囲のキャンバとを有するＮＡＣＡ
   型の空気力学的翼形を有することを特徴とする請求項３
   から請求項８のいずれかに記載のカウンタトルク装置。
10. 【請求項１０】 ロータ（７）に駆動力を伝動する伝動
    アーム（１３）が、ダクト（６）内のほぼ整流ステータ
    （８）の静翼（９）の内の１つの位置に配置され、翼形
    静翼（９）の数が、少なくともロータ（７）のブレード
    （１０）の数から１を引いた数と等しいことを特徴とす
    る請求項３から請求項９のいずれかに記載のカウンタト
    ルク装置。
11. 【請求項１１】 ロータ（７）のブレード（１０）が、
    スパンに依存して遷移する相対厚さおよびキャンバを有
    するＯＡＦ型の空気力学的翼形よりなり、 Ｒをロータ（７）の半径として、０．４ＲからＲの間
    に、相対厚さが、約１３．９％から約９．５％に減少
    し、ねじりが約１７゜から６．９゜あるいは約７．２５
    ゜から約−１．２゜に減少することを特徴とする請求項
    １から請求項１０のいずれかに記載のカウンタトルク装
    置。
12. 【請求項１２】 ダクト（６）が、ロータの回転平面
    （Ｐ）の上流に配置される部分に相当するコレクタ（ｄ
    _c）と、ロータの回転平面（Ｐ）の下流に配される部分
    に相当するディフューザ（ｄ_d）とからなる２つの部分
    を具備し、 コレクタが、上流端に向かって凸で一定の半径（Ｒ_c）
    で湾曲する環状壁により境界づけられかつ第１の長さ
    （Ｌ₁）の円筒状域によりロータの回転平面（Ｐ）に向
    かって延びる先細入口ノズル（１９）を具備し、 ディフューザが、ロータの回転平面（Ｐ）から下流端に
    向けて、コレクタの円筒状域を延長する第２の長さ（Ｌ
    ₂）の円筒状域と、半頂角（α）の円錐状拡散ノズル
    （２１）と、下流端に向かって凸で半径（ｒ）で湾曲す
    る環状壁により境界づけられる拡散出口（２２）とを具
    備することを特徴とする請求項１から請求項１１のいず
    れかに記載のカウンタトルク装置。
13. 【請求項１３】 コレクタの円筒状域およびディフュー
    ザの円筒状域により形成されるダクト（６）の円筒状部
    分（２０）におけるロータの回転平面（Ｐ）の位置が、
    ロータのブレードの翼弦（ｃ）、それらの正のピッチ範
    囲、それらの前縁とピッチ変更ロッドとの距離（ａ）お
    よびフラップにおける剛性を特徴づけるブレードの最大
    変形量（ｆ）の関数として、円筒状域の長さＬ₁とＬ
    ₂が、 Ｌ₁＞ａ ｓｉｎ（β_max）＋ｆ、 Ｌ₂＜（ｃ−ａ）ｓｉｎ（β_max） となるように定義されることを特徴とする請求項１２記
    載のカウンタトルク装置。ここで、β_maxはロータ
    （７）のブレード（１０）の正のピッチ角度の最大値で
    ある。
14. 【請求項１４】 コレクタの円筒状域の長さ（Ｌ₁）
    が、その円筒状部分（２０）において計測されるダクト
    （６）の直径（φ）の約２％から約８％の範囲にあり、 コレクタの先細入口ノズル（１９）の一定半径（Ｒｃ）
    が、ダクト（６）の直径（φ）の約８％であり、 ディフューザの円筒状部の長さ（Ｌ₂）が、ダクト
    （６）の直径（φ）の約１％から３．５％の間で遷移す
    ることを特徴とする請求項１２または請求項１３記載の
    カウンタトルク装置。
15. 【請求項１５】 円錐状の拡散ノズル（２１）の半頂角
    （α）が、約５゜から約２０゜の間で選定されることを
    特徴とする請求項１２から請求項１４のいずれかに記載
    のカウンタトルク装置。
16. 【請求項１６】 ディフューザの拡散出口ノズル（２
    ２）の環状壁が、 ヘリコプターの前方に向かって広がる円弧（ＡＡ）に亙
    りダクト（６）の直径（φ）の約１．６％より小さい第
    １の一定半径（ｒ₁）と、 ヘリコプターの後方に向かって広がる円弧（ＢＢ）に亙
    りダクト（６）の直径（φ）の約４．３％とコレクタの
    先細ノズル（１９）のために選定される半径（Ｒｃ）と
    の間に配される第２の一定半径（ｒ₂）と、 ヘリコプターの長手方向軸線（Ｙ−Ｙ）の両側に対称的
    に、一定半径（ｒ₁、ｒ₂）の領域を連結する遷移する半
    径（ｒ₁とｒ₂との間で遷移）を有する２つの領域（Ａ
    Ｂ）とを具備することを特徴とする請求項１２から請求
    項１４のいずれかに記載のカウンタトルク装置。
17. 【請求項１７】 一定半径（ｒ₁）の前部領域が、少な
    くとも２１０゜に張られる角度に対応する円弧（ＡＡ）
    に亙って広がり、一定半径（ｒ₂）の後部領域が９０゜
    に張られる角度に対応する円弧（ＢＢ）に亙って広が
    り、これらがヘリコプターの前記長手方向軸線（Ｙ−
    Ｙ）の上方および下方に対称的に配されていることを特
    徴とする請求項１６記載のカウンタトルク装置。
18. 【請求項１８】 ダクト（６）が、テールブーム（１）
    の後端部と、少なくとも１つのスタビライザ（３）を有
    する尾部（２）とを具備するヘリコプタ後部に組入れら
    れるフェアリング（５）内に形成されていることを特徴
    とする請求項１から請求項１７のいずれかに記載のカウ
    ンタトルク装置。
19. 【請求項１９】 尾部（２）が、ダクト（６）上部に設
    けられる交差型、Ｔ型あるいはＶ型尾部の内の１つの形
    式の２つのスタビライザを有していることを特徴とする
    請求項１８記載のカウンタトルク装置。
20. 【請求項２０】 尾部の少なくとも１つのスタビライザ
    が偏向可能なスタビライザフラップを具備していること
    を特徴とする請求項１８または請求項１９記載のカウン
    タトルク装置。