JPH10181694A - 可変翼付ヘリコプタ - Google Patents
可変翼付ヘリコプタInfo
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- JPH10181694A JPH10181694A JP8350251A JP35025196A JPH10181694A JP H10181694 A JPH10181694 A JP H10181694A JP 8350251 A JP8350251 A JP 8350251A JP 35025196 A JP35025196 A JP 35025196A JP H10181694 A JPH10181694 A JP H10181694A
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-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/06—Helicopters with single rotor
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/029—Asymmetrical aircraft
Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【課題】 ロール運動の発生を可動翼のピッチ角、およ
び後退角を制御により防止できるようにした可変翼付ヘ
リコプタを提供する。 【解決手段】 本発明は、一組のメインロータ装置によ
り飛行を行う、いわゆるシングル・ロータ・ヘリコプタ
において、胴体の下部側方から外方に向けて突出され、
ピッチ角および後退角を変動させて、機体の姿勢制御を
行うことができるようにした可変翼１０を設けた。これ
により、飛行時に、左右非対称に発生するブレードによ
る機体の不安定性が、可動翼１０のピッチ制御１１、後
退角制御１２により、解消できるようになり、これまで
使用されていた、構造が複雑なスウォッシュ・プレート
を簡単な構造にできるとともに、ヘリコプタの運動性能
を向上させることができる。
び後退角を制御により防止できるようにした可変翼付ヘ
リコプタを提供する。 【解決手段】 本発明は、一組のメインロータ装置によ
り飛行を行う、いわゆるシングル・ロータ・ヘリコプタ
において、胴体の下部側方から外方に向けて突出され、
ピッチ角および後退角を変動させて、機体の姿勢制御を
行うことができるようにした可変翼１０を設けた。これ
により、飛行時に、左右非対称に発生するブレードによ
る機体の不安定性が、可動翼１０のピッチ制御１１、後
退角制御１２により、解消できるようになり、これまで
使用されていた、構造が複雑なスウォッシュ・プレート
を簡単な構造にできるとともに、ヘリコプタの運動性能
を向上させることができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、１組のメインロー
タ装置により発生させた揚力で、飛行を行うようにした
ヘリコプタに係り、特に構造単純化及び運動性能向上を
図ることのできる、空力装置を設けた可変翼付ヘリコプ
タに関する。
タ装置により発生させた揚力で、飛行を行うようにした
ヘリコプタに係り、特に構造単純化及び運動性能向上を
図ることのできる、空力装置を設けた可変翼付ヘリコプ
タに関する。
【０００２】
【従来の技術】ヘリコプタは一方向に回転するブレード
に発生する揚力を利用して、空中に浮揚するとともに、
この揚力を推進力として利用して飛行するようにしてい
る。このため、固定翼機と異なり、その左右非対称性に
帰因する運動の不安定性が発生する。特に、ブレードを
２〜４枚具えるメインロータ装置を１組だけ設けたヘリ
コプタ（以下シングル・ロータ・ヘリコプタという。）
では、機体のバランスを取り、目的に適った飛行を達成
するためには、機体の安定性を維持するための複雑な装
置を必要とする。
に発生する揚力を利用して、空中に浮揚するとともに、
この揚力を推進力として利用して飛行するようにしてい
る。このため、固定翼機と異なり、その左右非対称性に
帰因する運動の不安定性が発生する。特に、ブレードを
２〜４枚具えるメインロータ装置を１組だけ設けたヘリ
コプタ（以下シングル・ロータ・ヘリコプタという。）
では、機体のバランスを取り、目的に適った飛行を達成
するためには、機体の安定性を維持するための複雑な装
置を必要とする。
【０００３】すなわち、シングル・ロータ・ヘリコプタ
では、一方向に回転するブレードの反力により発生す
る、ロータ回転面と平行な面内で起る機体の回転を止め
るために、機体の後端部に、回転方向と逆方向の推力を
発生させる推進装置を設ける必要があるほか、飛行時に
発生する、飛行方向に移動するブレードと飛行方向と逆
方向に移動するブレードとの、それぞれに発生する揚力
の差に伴うロール方向の機体回転が生じないようにする
必要がある。
では、一方向に回転するブレードの反力により発生す
る、ロータ回転面と平行な面内で起る機体の回転を止め
るために、機体の後端部に、回転方向と逆方向の推力を
発生させる推進装置を設ける必要があるほか、飛行時に
発生する、飛行方向に移動するブレードと飛行方向と逆
方向に移動するブレードとの、それぞれに発生する揚力
の差に伴うロール方向の機体回転が生じないようにする
必要がある。
【０００４】図２は、このロール方向の機体回転が生じ
ないようにするため、従来採用されているメインロータ
装置を示す図である。図に示すように、前進飛行中のヘ
リコプタの周辺に発生する気流Ｆは、矢印Ｒで示すよう
に回転し、異なる方位角にあるブレード０６１，０６２
には、それぞれ異なる対気相対速度をもたらす。このた
め、同一の迎角（ピッチ角）がブレード０６１，０６２
に設定されている場合、回転に伴い発生する速度に気流
Ｆの速度が加わる、飛行方向に移動し、対気相対速度が
大きくなるブレード０６２には、大きな揚力が発生し、
回転に伴い発生する速度から気流Ｆの速度だけ減速され
る、飛行方向と逆方向に移動し、対気相対速度が小さく
なるブレード０６１には、小さな揚力が発生することと
なり、機体０１には機体軸まわりに左下りの回転させる
回転モーメントが発生する。
ないようにするため、従来採用されているメインロータ
装置を示す図である。図に示すように、前進飛行中のヘ
リコプタの周辺に発生する気流Ｆは、矢印Ｒで示すよう
に回転し、異なる方位角にあるブレード０６１，０６２
には、それぞれ異なる対気相対速度をもたらす。このた
め、同一の迎角（ピッチ角）がブレード０６１，０６２
に設定されている場合、回転に伴い発生する速度に気流
Ｆの速度が加わる、飛行方向に移動し、対気相対速度が
大きくなるブレード０６２には、大きな揚力が発生し、
回転に伴い発生する速度から気流Ｆの速度だけ減速され
る、飛行方向と逆方向に移動し、対気相対速度が小さく
なるブレード０６１には、小さな揚力が発生することと
なり、機体０１には機体軸まわりに左下りの回転させる
回転モーメントが発生する。
【０００５】この回転モーメントが発生しないようにす
るためには、ロータ回転面の全方位にわたり、ブレード
０６１，０６２に発生する揚力の不均衡の発生を克服
し、全方位にわたって、等しい揚力を発生させるように
する必要がある。このため、操縦桿に連携したコントロ
ール・ロッド０２により、スウォッシュプレート０３の
非回転部分０３１を傾け、非回転部分０３１と平行な面
をなして、ブレード０６と同一角速度で回転するスウォ
ッシュプレート０３の回転部分０３２を傾ける操作を行
い、各方位角に位置するブレード０６１，０６２のピッ
チ角を変えて、ブレード０６１，０６２の全方位にわた
る揚力の発生を均等にして、機体軸まわりの回転モーメ
ントの発生を防止するようにしている。
るためには、ロータ回転面の全方位にわたり、ブレード
０６１，０６２に発生する揚力の不均衡の発生を克服
し、全方位にわたって、等しい揚力を発生させるように
する必要がある。このため、操縦桿に連携したコントロ
ール・ロッド０２により、スウォッシュプレート０３の
非回転部分０３１を傾け、非回転部分０３１と平行な面
をなして、ブレード０６と同一角速度で回転するスウォ
ッシュプレート０３の回転部分０３２を傾ける操作を行
い、各方位角に位置するブレード０６１，０６２のピッ
チ角を変えて、ブレード０６１，０６２の全方位にわた
る揚力の発生を均等にして、機体軸まわりの回転モーメ
ントの発生を防止するようにしている。
【０００６】すなわち、スウォシュプレート０３の回転
部分０３２の上端面には、ピッチリンク０４が基端を固
着して、ロータ回転面に略直交するようにして立設され
ている。また、機体０１内の図示省略したエンジンに伝
動装置を介して連結されたシャフト軸０５に、ヒンジ０
７で基端が回動自在に連結されたブレード０６１，０６
２の前縁部には、ピッチリンク０４の上端部に、その一
端部がヒンジ結合されたリンクアーム０７の他端部が固
着、若しくはヒンジ結合されている。
部分０３２の上端面には、ピッチリンク０４が基端を固
着して、ロータ回転面に略直交するようにして立設され
ている。また、機体０１内の図示省略したエンジンに伝
動装置を介して連結されたシャフト軸０５に、ヒンジ０
７で基端が回動自在に連結されたブレード０６１，０６
２の前縁部には、ピッチリンク０４の上端部に、その一
端部がヒンジ結合されたリンクアーム０７の他端部が固
着、若しくはヒンジ結合されている。
【０００７】従って、前述したように、スウォッシュ・
プレート０３をコントロールロッド０２で傾けると、回
動部分０３２の上端面に立設したピッチリンク０４が、
この傾動に対応して上昇、若しくは下降し、リンクアー
ム０７を介して、ブレート０６１，０６２の前縁部が上
昇若しくは下降して、ヒンジ０７を支点として、矢視Ｐ
で示すように、ブレード０６１，０６２の気流下に対す
る迎角、いわゆるピッチ角を変えることができる。
プレート０３をコントロールロッド０２で傾けると、回
動部分０３２の上端面に立設したピッチリンク０４が、
この傾動に対応して上昇、若しくは下降し、リンクアー
ム０７を介して、ブレート０６１，０６２の前縁部が上
昇若しくは下降して、ヒンジ０７を支点として、矢視Ｐ
で示すように、ブレード０６１，０６２の気流下に対す
る迎角、いわゆるピッチ角を変えることができる。
【０００８】また、ヘリコプタの上昇飛行時は、スウォ
ッシュプレート０３を水平状態にして、一斉に上昇させ
ることにより、ブレード０６１，０６２にそれぞれ連結
されている各ピッチリンク０４は一斉に上昇し、ブレー
ド０６１，０６２には、同量のピッチ増が全方位にわた
って、もたらされることにより、上昇飛行を実現するこ
とができる。
ッシュプレート０３を水平状態にして、一斉に上昇させ
ることにより、ブレード０６１，０６２にそれぞれ連結
されている各ピッチリンク０４は一斉に上昇し、ブレー
ド０６１，０６２には、同量のピッチ増が全方位にわた
って、もたらされることにより、上昇飛行を実現するこ
とができる。
【０００９】このように、従来のシングル・ロータ・ヘ
リコプタでは、飛行に伴う非対称性を解消する機構の一
つとして、メインロータ装置に傾斜可能なスウォッシュ
・プレート０３を採用し、スウォッシュ・プレート０３
の傾動により、各方位角にあるブレード０６１，０６２
に発生する揚力を制御して、非対称性を解消するように
しているが、上述したように、これを実現する機構は複
雑であり、製作に際し高度な技術と、高価な装置を必要
とする不具合がある。
リコプタでは、飛行に伴う非対称性を解消する機構の一
つとして、メインロータ装置に傾斜可能なスウォッシュ
・プレート０３を採用し、スウォッシュ・プレート０３
の傾動により、各方位角にあるブレード０６１，０６２
に発生する揚力を制御して、非対称性を解消するように
しているが、上述したように、これを実現する機構は複
雑であり、製作に際し高度な技術と、高価な装置を必要
とする不具合がある。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、従来のシン
グル・ロータ・ヘリコプタの上述した不具合を解消する
ため、従来のヘリコプタにおいて、飛行の非対称性を解
消するために使用されているメインロータ装置のスウォ
ッシュ・プレート機構を著しく簡単化できるとともに、
従来のシングル・ローダ・ヘリコプタを上回わる運動性
能を達成することのできる可変翼付ヘリコプタを提供す
ることを課題とする。
グル・ロータ・ヘリコプタの上述した不具合を解消する
ため、従来のヘリコプタにおいて、飛行の非対称性を解
消するために使用されているメインロータ装置のスウォ
ッシュ・プレート機構を著しく簡単化できるとともに、
従来のシングル・ローダ・ヘリコプタを上回わる運動性
能を達成することのできる可変翼付ヘリコプタを提供す
ることを課題とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】このため、本発明の可変
翼付ヘリコプタは、次の手段とした。胴体の下部側方か
ら外方に向けて突出され、その翼面に発生する揚力の大
きさを増加、若しくは減少させるピッチ角、および翼面
に発生する揚力の空力中心を前後動させる後退角を、そ
れぞれ変動させて、シングル・ロータ・ヘリコプタの飛
行に伴う、非対称性に起因する運動の不安定性を防止し
て、機体の安定した姿勢制御をできるようにした可変翼
を設けた。
翼付ヘリコプタは、次の手段とした。胴体の下部側方か
ら外方に向けて突出され、その翼面に発生する揚力の大
きさを増加、若しくは減少させるピッチ角、および翼面
に発生する揚力の空力中心を前後動させる後退角を、そ
れぞれ変動させて、シングル・ロータ・ヘリコプタの飛
行に伴う、非対称性に起因する運動の不安定性を防止し
て、機体の安定した姿勢制御をできるようにした可変翼
を設けた。
【００１２】なお、飛行に伴い発生する非対称な力をキ
ャンセルするための可変翼は、胴体の下部両側方に設
け、差動させるようにしても良く、また胴体下部の一方
側に設けるようにしても良い。また、後退角には、翼端
部が前方へ張出した状態になった、いわゆる前進角も含
むものである。
ャンセルするための可変翼は、胴体の下部両側方に設
け、差動させるようにしても良く、また胴体下部の一方
側に設けるようにしても良い。また、後退角には、翼端
部が前方へ張出した状態になった、いわゆる前進角も含
むものである。
【００１３】本発明の可変翼付ヘリコプタは、上述の手
段により、ヘリコプタの機体胴体下部に設置された可変
翼を、飛行条件に応じて設定されたピッチ角及び後退角
に制御されて外方向に張り出される。これにより、特
に、前進飛行時に顕著となる、前進側ブレードと後退側
ブレードとに発生する揚力の差は、ピッチ角の制御によ
り胴体下部の側方に設置された可変翼に発生する揚力の
大きさを変えることにより解消し、ロール方向に回転す
る機体運動を防止でき、複雑な機構のスウォッシュ・プ
レートによらなくても、機体の安定性が保持できるよう
になる。
段により、ヘリコプタの機体胴体下部に設置された可変
翼を、飛行条件に応じて設定されたピッチ角及び後退角
に制御されて外方向に張り出される。これにより、特
に、前進飛行時に顕著となる、前進側ブレードと後退側
ブレードとに発生する揚力の差は、ピッチ角の制御によ
り胴体下部の側方に設置された可変翼に発生する揚力の
大きさを変えることにより解消し、ロール方向に回転す
る機体運動を防止でき、複雑な機構のスウォッシュ・プ
レートによらなくても、機体の安定性が保持できるよう
になる。
【００１４】この可動翼に発生する揚力の大きさは、前
進飛行速度の２乗に比例して増減するために、機体の非
対称性がより大きくなる前進飛行速度の大きい飛行域
で、より効果的に機体の姿勢を制御でき、安定性に秀れ
たシングル・ロータ・ヘリコプタにすることができる。
進飛行速度の２乗に比例して増減するために、機体の非
対称性がより大きくなる前進飛行速度の大きい飛行域
で、より効果的に機体の姿勢を制御でき、安定性に秀れ
たシングル・ロータ・ヘリコプタにすることができる。
【００１５】また、可動翼の後退角（前進角）を変える
ことにより、可変翼に発生する揚力の機体軸方向の空力
中心位置を変えることができ、スウォッシュ・プレート
によらなくても、ピッチ方向の姿勢角の設定が可能にな
るとともに、可動翼の後退角を変えることにより、可動
翼に発生する揚力の機体軸と直交する方向の空力中心位
置も変えることができ、可動翼に発生する揚力のロール
方向に回転する機体運動への寄与度、すなわち可動翼に
発生する揚力が小さい場合でも、後退角を小さくするこ
とにより、可動翼により、大きなロールモーメントを発
生させることが可能になる。これにより、従来のシング
ル・ロータ・ヘリコプタを上回る運動性能を達成でき
る。
ことにより、可変翼に発生する揚力の機体軸方向の空力
中心位置を変えることができ、スウォッシュ・プレート
によらなくても、ピッチ方向の姿勢角の設定が可能にな
るとともに、可動翼の後退角を変えることにより、可動
翼に発生する揚力の機体軸と直交する方向の空力中心位
置も変えることができ、可動翼に発生する揚力のロール
方向に回転する機体運動への寄与度、すなわち可動翼に
発生する揚力が小さい場合でも、後退角を小さくするこ
とにより、可動翼により、大きなロールモーメントを発
生させることが可能になる。これにより、従来のシング
ル・ロータ・ヘリコプタを上回る運動性能を達成でき
る。
【００１６】また、従来のヘリコプタの運動のほとんど
に関与していたメインロータ装置のスウォッシュ・プレ
ートの機能のうち、少くとも上述した２つの機能は、ス
ウォッシュ・プレートによらなくとも良くなるために、
スウォッシュ・プレートの機構を簡単化でき、製作に際
し必要とした高度な技術、および高価な装置の要求度を
緩和できる。
に関与していたメインロータ装置のスウォッシュ・プレ
ートの機能のうち、少くとも上述した２つの機能は、ス
ウォッシュ・プレートによらなくとも良くなるために、
スウォッシュ・プレートの機構を簡単化でき、製作に際
し必要とした高度な技術、および高価な装置の要求度を
緩和できる。
【００１７】
【発明の実施の形態】以下、本発明の可変翼付ヘリコプ
タの実施の一形態を図面にもとづき説明する。図１は、
本発明の可変翼付ヘリコプタの実施の第１形態を示す斜
視図である。
タの実施の一形態を図面にもとづき説明する。図１は、
本発明の可変翼付ヘリコプタの実施の第１形態を示す斜
視図である。
【００１８】図に示すように、矢視ｘ方向に前進飛行中
のヘリコプタの周辺に発生する気流Ｆは、矢印Ｒで示す
ように回転し、異なる方位角にあるブレード６１，６２
には、それぞれ異なる対気相対速度をもたらす。すなわ
ち、機軸ｘ方向に前進中の前進側ブレード６２では、ブ
レード６の回転に伴って生じる主流速度よりも大きい対
気相対速度になり、機軸ｘ方向と反対側に向う後退中の
後退側ブレード６１では、主流速度より小さい対気相対
速度になる。この結果、前進側ブレード６２、後進側ブ
レード６１の迎角（ピッチ角）を同一にした場合、前進
側ブレード６２には、翼幅方向に発生する揚力分布ＣPR
による大きい揚力ＬR が発生し、後進側ブレード６１に
は、揚力分布ＣPLによる小さい揚力ＬL が発生し、（Ｌ
R ＹR −ＬL ＹL ）の大きさの、一点鎖線で示す機軸負
向に軸を持つ、ロール・モーメント−Ｍｘが機体に発生
する。但し、ＹR ＹL は機軸ｘからの揚力分布ＣPR，Ｃ
PLの中心（空力中心）までの長さで、図においてはＹR
＝ＹL となる。
のヘリコプタの周辺に発生する気流Ｆは、矢印Ｒで示す
ように回転し、異なる方位角にあるブレード６１，６２
には、それぞれ異なる対気相対速度をもたらす。すなわ
ち、機軸ｘ方向に前進中の前進側ブレード６２では、ブ
レード６の回転に伴って生じる主流速度よりも大きい対
気相対速度になり、機軸ｘ方向と反対側に向う後退中の
後退側ブレード６１では、主流速度より小さい対気相対
速度になる。この結果、前進側ブレード６２、後進側ブ
レード６１の迎角（ピッチ角）を同一にした場合、前進
側ブレード６２には、翼幅方向に発生する揚力分布ＣPR
による大きい揚力ＬR が発生し、後進側ブレード６１に
は、揚力分布ＣPLによる小さい揚力ＬL が発生し、（Ｌ
R ＹR −ＬL ＹL ）の大きさの、一点鎖線で示す機軸負
向に軸を持つ、ロール・モーメント−Ｍｘが機体に発生
する。但し、ＹR ＹL は機軸ｘからの揚力分布ＣPR，Ｃ
PLの中心（空力中心）までの長さで、図においてはＹR
＝ＹL となる。
【００１９】このロール・モーメント−Ｍｘを相殺する
ために、本実施の形態においては、胴体１下部より左弦
方向に一枚の可変翼１０を張り出して設けた。また、こ
の可変翼１０の制御対象は、ピッチ制御１１及び後退角
制御１２とし、この可変翼１０には、ピッチ制御１１を
行うことにより、翼幅方向に発生する揚力分布ＣPFを積
分して得られる大きさの揚力ＬF が発生する。この揚力
ＬF によるロールモーメントＬF ＹF を、（ＬR ＹR −
ＬL ＹL ）の大きさになるように、ピッチ制御１１によ
る揚力ＬF の大きさ、後退角制御１２によるＹF の大き
さを制御することにより、機軸負荷に軸を持つロールモ
ーメント−Ｍｘを相殺することができる。但し、ＹF は
機軸ｘから揚力分布ＣPEの中心までの長さ、いわゆるモ
ーメントアームである。
ために、本実施の形態においては、胴体１下部より左弦
方向に一枚の可変翼１０を張り出して設けた。また、こ
の可変翼１０の制御対象は、ピッチ制御１１及び後退角
制御１２とし、この可変翼１０には、ピッチ制御１１を
行うことにより、翼幅方向に発生する揚力分布ＣPFを積
分して得られる大きさの揚力ＬF が発生する。この揚力
ＬF によるロールモーメントＬF ＹF を、（ＬR ＹR −
ＬL ＹL ）の大きさになるように、ピッチ制御１１によ
る揚力ＬF の大きさ、後退角制御１２によるＹF の大き
さを制御することにより、機軸負荷に軸を持つロールモ
ーメント−Ｍｘを相殺することができる。但し、ＹF は
機軸ｘから揚力分布ＣPEの中心までの長さ、いわゆるモ
ーメントアームである。
【００２０】このように、ピッチ制御１１により揚力Ｌ
F の大きさが変化し、また後退角制御１２によりモーメ
ントアームＹF の大きさが変るので、前述した機体に発
生するロール・モーメント−Ｍｘを相殺する両者の組合
せは無数に存在することは容易に理解できよう。また、
機体のピッチング・モーメントＭｙの制御は、前述した
ロール・モーメントＭｘの均合を保ちつつ、可変翼１０
の後退角Λを制御することにより、実現することができ
る。
F の大きさが変化し、また後退角制御１２によりモーメ
ントアームＹF の大きさが変るので、前述した機体に発
生するロール・モーメント−Ｍｘを相殺する両者の組合
せは無数に存在することは容易に理解できよう。また、
機体のピッチング・モーメントＭｙの制御は、前述した
ロール・モーメントＭｘの均合を保ちつつ、可変翼１０
の後退角Λを制御することにより、実現することができ
る。
【００２１】本実施の形態の説明から明らかなように、
従来のシングル・ロータ・ヘリコプタでは、これらのロ
ール・モーメントＭｘ制御、およびピッチング・モーメ
ントＭｙ制御を行っていたスウォッシュ・プレート０３
は、本実施の形態の形態においては、ヘリコプタの昇降
時に要求される、ブレード６１，６２にそれぞれ連結さ
れている各ピッチリンクを一斉に昇降させ、全ブレード
６１，６２に同じ大きさのピッチ角増減をもたらす、ス
ウォッシュ・プレート３の水平上下運動の機能のみで良
くなり、従来のスウォッシュ・プレートに比較して、機
構が非常に簡単化できる。
従来のシングル・ロータ・ヘリコプタでは、これらのロ
ール・モーメントＭｘ制御、およびピッチング・モーメ
ントＭｙ制御を行っていたスウォッシュ・プレート０３
は、本実施の形態の形態においては、ヘリコプタの昇降
時に要求される、ブレード６１，６２にそれぞれ連結さ
れている各ピッチリンクを一斉に昇降させ、全ブレード
６１，６２に同じ大きさのピッチ角増減をもたらす、ス
ウォッシュ・プレート３の水平上下運動の機能のみで良
くなり、従来のスウォッシュ・プレートに比較して、機
構が非常に簡単化できる。
【００２２】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の可変翼付
ヘリコプタによれば、特許請求の範囲に示す構成によ
り、シングル・ロータ・ヘリコプタの飛行時に発生す
る、非対称性の力により生じる機体の不安定性を解消す
るために使用されている、メインロータ装置のスウォッ
シュ・プレートの機構を、著しく簡単化できるととも
に、従来のシングル・ロータ・ヘリコプタを上回わる運
動性能を有するものにすることができる。
ヘリコプタによれば、特許請求の範囲に示す構成によ
り、シングル・ロータ・ヘリコプタの飛行時に発生す
る、非対称性の力により生じる機体の不安定性を解消す
るために使用されている、メインロータ装置のスウォッ
シュ・プレートの機構を、著しく簡単化できるととも
に、従来のシングル・ロータ・ヘリコプタを上回わる運
動性能を有するものにすることができる。
【００２３】また、従来ヘリコプタとは異なる装置で、
機体に発生する力の均合を達成するため、従来ヘリコプ
タとは異なる革新的な運動／操縦性能を実現させること
ができる。
機体に発生する力の均合を達成するため、従来ヘリコプ
タとは異なる革新的な運動／操縦性能を実現させること
ができる。
【図１】本発明の可変翼付ヘリコプタの実施の第１形態
を示す斜視図，
を示す斜視図，
【図２】従来のシングル・ロータ・ヘリコプタのメイン
ロータ装置を示す斜視図である。
ロータ装置を示す斜視図である。
１，０１ 胴体 ０２ コントロールロッド ３，０３ スウォッシュ・プレート ０３１ 非回転部分 ０３２ 回転部分 ４，０４ ピッチリンク ０５ シャフト軸 ６，０６ ブレード ６１，０６１ （対気相対速度の小さい）ブレード ６２，０６２ （対気相対速度の大きい）ブレード ７，０７ ヒンジ ０８ リンクアーム １０ 可変翼 １１ ピッチ制御 １２ 後退角制御
Claims (1)
- 【請求項１】 一組のメインロータ装置により飛行を行
うヘリコプタにおいて、胴体の下部側方から外方に向け
て突出され、ピッチ角および後退角を変動させて、機体
の姿勢制御を行う可変翼を設けたことを特徴とする可変
翼付ヘリコプタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8350251A JPH10181694A (ja) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | 可変翼付ヘリコプタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8350251A JPH10181694A (ja) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | 可変翼付ヘリコプタ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10181694A true JPH10181694A (ja) | 1998-07-07 |
Family
ID=18409244
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8350251A Withdrawn JPH10181694A (ja) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | 可変翼付ヘリコプタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10181694A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8336808B2 (en) | 2005-10-27 | 2012-12-25 | Douglas Challis | Aircraft having helicopter rotor and front mounted propeller |
| US8424798B2 (en) | 2005-10-27 | 2013-04-23 | Douglas Challis | Aircraft with helicopter rotor, thrust generator and assymetric wing configuration |
| DE102012100102A1 (de) * | 2012-01-06 | 2013-07-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration |
| DE102015107913A1 (de) | 2015-05-20 | 2016-11-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
| US10112697B2 (en) | 2015-05-11 | 2018-10-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aircraft with thrust vectoring tail |
| EP3919379A1 (en) * | 2020-06-01 | 2021-12-08 | Subaru Corporation | Flight efficiency improving system for compound helicopter |
| EP4011766A1 (en) * | 2020-12-14 | 2022-06-15 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | A rotary wing aircraft with an asymmetrical front section |
-
1996
- 1996-12-27 JP JP8350251A patent/JPH10181694A/ja not_active Withdrawn
Cited By (10)
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| US8807476B2 (en) | 2012-01-06 | 2014-08-19 | Deutsches Zentrum Fur Luft-Und Raumfahrt E.V. | Helicopter with oblique tail boom |
| DE102012100102B4 (de) * | 2012-01-06 | 2015-09-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration |
| US10112697B2 (en) | 2015-05-11 | 2018-10-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Aircraft with thrust vectoring tail |
| DE102015107913A1 (de) | 2015-05-20 | 2016-11-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
| DE102015107913B4 (de) * | 2015-05-20 | 2018-01-25 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Hubschrauberkonfiguration für Hubschrauber mit starrem Horizontalrotor |
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