JPS5984697A - 回転翼航空機の推力強化式尾部回転翼装置およびその推力強化装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、回転翼航空機の推力強化式尾部回転翼装置お
よびその推力強化装置に関する。

回転翼の反動トルクを常に打消し、特に低速側進時に、
偏揺れ（ヨー）軸に関して航空機を制御するために、航
空（代の尾部の近くに全ての飛行条件に適用される補助
ロータを設けて＋ｉＧ　ＩＤｉ方向の推力を働かせるこ
とか知られて・９・る。この補助で１！）な尾部回転翼
はそのために航空（）引こ主回転翼の反動トルクと反則
向き、即ち、主回転翼の駆動トルりと同方向のバランス
トルクを働かせる。

必要な範囲にわたり二のノ１ランストルクを調節して航
空（技の所望の／Ｘラン又なυ・し制御を確保するため
に、主回転翼の軸心から補助ロータとの間隔とその補助
ロータの１１ｉ力の）、、、きさか問題となる。

普通（こは、ヘリコプタの尾部の外形寸法を制限する必
要かあるので、尾部補助ロータは主回転翼にできるだけ
近付けて設けられる。

更に、大型めレバーアーｌ、か構造と質量を増大させ、
可得出力をうまく処理できなくなる。

これらの事情のもとで゛は、推力そのものが尾部補助ロ
ータによって調節されるというよ１）は、供給されるの
であり、一般には、最も要求の高し・飛行条件を十分に
満足させる最大推力をこの補助ロータから得るものと考
えられており、調節装置は池の飛行条件に対して最大推
力の一部を得るために設けられるものと考えられている
。

補助ロータがら高い最大イＬ力を得るためには、先ず主
回転翼トランスミッションから該補助ロータを駆動する
ために高出力を引き出すことが考えられる。そのような
解決策では動力の大きい原動機（モータ、エンノン）が
必要となるうえ、十分な耐久力を得るために高質量に作
らノまたトランスミッションが必然的に要求されること
になる。既存の補助ロータではこの様な方法で推力が増
加させられており、そのトランスミッションの修止のた
めに機械的抵抗が増大せざるを得す、そのことによって
後部推進装置の質量が増加し、更に、その補助ロータの
羽根が大きな騒音を発生するおそれ、もある。

補助ロータの最大推力を増大させるために、該ロータの
回転翼のピ／千角を大きくすることも考えられる。しか
し、この場合には上述の伺随的抵抗に対する動力増加が
一力では必要であり、他方では、伺転翼か許容できる最
大ピンチ角ｉこ近刊けられるので、使用する羽根の形か
制限され、即ち、飛行行動の可能性の範囲か限定される
。更に、回転翼からの気流の剥離現象の発生か゛非常に
か、速に現われ、その結果補助ロータの作用か弱められ
、その作用か無くなってしまうｔ号それすらある。

米国１．１訂第２．４７　、’Ｅ　）　ｒｓ　２　’：
Ｊ号は筒状の人口と末広がりの出口とを有するトンネル
内にこのロータを配置側ることにより効果か高められた
ヘリコプタ用の尾部回転翼装置を提案している。この装
置では、回転翼のビノナは固′１ｔされているか、トン
ネル内への空気吸入か（そのため（こ和力か）、−１−
：記筒状の人口Ｈ％分の回転翼よ１）も風−１−に設け
られたロータリフランプによって制ｉ＋＋　すれる。

同様に英国特許第５７２．・・ロア号にはトンネル内に
ロータを配置し、該ロータの風上ｉ二フランプを設けた
ヘリコプタ用尾部回転翼装置か記述されている。更に、
この装置では空気量［］か可変スカートにより構成され
ている。この装置では、上記フラップを固定し、回転翼
のピッチおよび可変スカートによって、あるいは回転翼
のピンチは固定して７ラノプおよび可変フラップによっ
て回転翼が作り出す推力が調節される。この装置には、
上記補助ロータの方向を制御するための手段さえ設けら
れている。

本発明の目的は、回転翼航空賊の尾部回転翼の最大推力
を、既存のロータと同様にそれに供給される動力を増大
させることなく得る様にすると同時に、上述の諸欠点を
克服することにある。本発明は、特に、流線形の尾部回
転翼装置、即ち、ロータを内部に配置したトンネルを備
えるものに適用される。

つまり、本発明に係る回転翼航空機の尾部回転翼装置は
、回転翼航空機を横断する方向のトンネルを備え、該ト
ンネル４にこれと同軸心の複葉ロータを設けて横断方向
の気流を発生する様に構成されるものであって、複数の
固定翼を上記トンネル内の回転翼よりも上記気流の風下
側に配置し、軸流推力の形でロータの出口の気流の回転
エネルギを取り戻せる様に、」１記固定翼を少なくとも
大質的に放射状に配列したことが注目すべとことである
。

この様にして、該回転翼に供給された出力と等しい出力
で該回転翼か供給する全推力か増大させられることにな
る。

米国特許第２，４７３．３２’ノや莢１υ特許第５７２
．４１７と本発明とは、全て流線形の尾部回転翼に関す
るものとはいえ、全く目的おより′手段か異なることは
既に注「１されたであろう。事実、２つの先行する特許
の目的は、回転翼と、内部に回転翼の風上に町動又ｊま
固定の閉塞７ランプや排気ノズルを構成するｎ］動スス
カート備えるトンネルとの組合ぜによって、一度冗ぬら
れた最大イ１力値から横断方向の推力の値を減少させる
ことによって調節することにある。これに月して本発明
の目的は、特別のトンネルおよび回転翼の＋＋’ｉ造を
提案することにより、供給される出力を増大させること
なく、回転翼の風下に配設された固定翼で気流を整流し
てトンネル出口における気流の回転エネルギを回復して
回転翼装置の最大推力を増大させることにある。

通常の様に、トンネル内部に同軸心状に配設された固定
ハブの軸心まわりに回転翼を回転させ、該トンネル内に
制御および伝動部品を配置する場合には、」−記固定翼
を固定ハフとトンネルとの開に配置し、こａらの間で少
なくとも部分的（二眠械的結合で連結させられるように
することかイｊ利である。この場合、固定翼はトンネル
内のロータおよび固定ハブの固定を確爽にするだけて゛
なく、該固定ハブおよびロータを支持するために特に設
けられた支持腕と互いに補助し合うことになる。いずれ
にしろ、該固定ハブとトンネルとの間に固定翼が存在す
ることは、トンネルに剛性を与え、それによυ回転翼の
羽根とトンネルの壁との間隙を最小限に減小させること
かでき、それにより該ロータの全本釣な空力学的性能が
改善される。この様にして、上記固定翼の羽根は単に大
部分か回転翼により供給されたエネルギを推力として取
り戻すだけでなく、反トルクロータとしての全体的な効
率を改善できる。

尾部回転翼装置か固定翼に加えて上述のハフ支持腕を備
える場合には、上記固定翼は放射状の支持腕の開の空間
に設けたり、該支持腕の風上に配置したりすれはよい。

実施例にお・９・では、第１に、固定翼による気流の整
流作用を強めるために、放射状の支持腕か固定翼と同様
の外形に形成され、固定翼と同様に組［・１けられる様
：こすること力彌利て゛ある。

実施例においては、第２に、複数の固定翼か気流の接線
力向の速度を減少させ、放射状の支持腕の抵抗かそれに
より減少させられることか注目されるべきて、これによ
り回転翼装置の推進能力か改善されるとともに作戦行動
中や突風時に迎え角が過大になって気流が該支持腕から
剥離される様なと鰺に特に有利になる。

回転翼の羽根の後縁と固定翼の前縁との間隔は少なくと
も回転翼の羽根の翼弦長さの少なくとも１倍に等しい。

全ての固定翼はトンネルに一体のものとして取付けられ
る様に、互いに連結して一体部品に形成するのが有利で
ある。この−木部品はトンネルの出口に簡単な組み合せ
によって取１τ［′けられる。

本発明は、又、回転翼航空歳を横断する方向のトンネル
内にこれと同軸心に横断方向の気流を発生する複葉ロー
タを設けたＭ転翼航空賊の尾部回転翼装置に、回転翼の
出口の気流の回転エネルギを軸流方向の推力として取り
戻すために設けられた回転翼航空賊の尾部回転翼装置の
推力強化装置に関し、本発明は、」−記トンネル内で回
転翼よりも上記気流の下流側に少なくともχ質的ｉこは
放射状に配置された複数の固定翼を有する一体部品を備
える。その様な一体化された推力強化装置は、そのため
に特に設計されたトンネルに取］」ける二とも、元来は
この推力強化装置が設けられてｂ・ない尾部回転翼装置
のトンネルに取付けることもできる。だから既存の尾部
回転翼装置を改造することも可能である。

尾部回転翼装置がトンネルと同軸心の固定ノ１ブを備え
る場合、−り記一本釣な推力強化装置は、１つの外側リ
ングとこれと互いに同心の１つの内側リングとを備え、
両リンク間に上記固定翼を放射状に配置し、外側リング
の外径をトンネルの該推力強化装置を組１−１ける部分
の内径にほぼ等しく形成し、内側リングの内径を固５Ｌ
ハフの該内側リングで挟持された部分の外径に：ｌぼ等
しく形成する。

固定翼の組立部品が固定ハブ支持腕と同し所に配置され
る場合、外側・内側面リンクに」１記放射状の支持腕を
挿通するための四部を形成し、上記固定翼か上記四部で
区画された空間に配置される。

本発明は、：呑１′：ｌされたし１面に基つく以下の記
述を読むこと：こより更にたやすく理解されよう。

＄１図に示すヘリコプタの尾部１は胴体部分２と垂直尾
翼３とを備える。

垂直尾Ｒ３の基部に設けたトンネル４は胴体部分２を貫
通しているので、該トンネル、・１は胴体部分２の一側
に空気人口５をその観測に空気出口６を備えることにな
る。

トンネル４はヘリコプタの縦軸１．、−　Ｌを横断する
Ｘ−Ｘ軸のまわりの回転体形に形成されている。

例えば、空気人口５を丸面取りされた周縁７に形成し、
これを空気出口に向って延長して円筒状部分８を形成し
、さらに延長して空気出１」６に至る末広部分Ｓ〕を形
成する。

トンネル４内１内には複数の回転翼１１を有するロータ
１（）か取ｆりけられる。このロータ１０は３木の支持
腕１３ａ・１３１）・１３ｃを介してヘリコプタの構造
部に固着された固定ハフ１２によって支持される。ロー
タ１０と固定ハフ１２は円筒状に形成され、トンネル・
′１のＸ−Ｘ軸と同心に配置されている。該ロータ１０
は空記取人口５側に設け、これにより、例えば、回転翼
１１の端部かトンネル４の円筒状部分８に、固定ハフ１
２か空気出口側に位置させられる。

公知の方法で、固定ハフ］２の内部に回転翼ハブ１０を
回転させるための機構１４か配置され、このハブ１０を
、図示しない主回転翼を駆動するための同様に図示しな
い主賊関（モータ）により駆動されるシャフト１５で駆
動される。上述の様にしてロータ１０はヘリコプタの偏
揺れのバランスをとるために必要な横断方向の推力を生
ｔＪ−気流を作？ン出す。

公知の方法で、横断力向の相方を変化させるために同転
Ｒ１１のピッチ角制御ノステム１６か固定ハフ１２とロ
ータ１０との内部ｉこわたって設けられ、制御ロット１
７で操作される。

第２図に示す様に、固定ハフＨｅ支持する支持腕の１つ
（］　３ａ）はシャフト１５およＵロッド１７の流線形
構造部分としての働きをする。

支持１１１ｉｉ　１３　ａ　・１３１）おＬし川３（、
は一様にＸ−Ｘ軸まわり：こ１２（１’　置きに、回転
翼１１の回１耘面の後カニこ一定の間隔偏らせて配置さ
れる。

本発明に“よれば、トンネル、ｌｌのロータ１０の回転
翼１１よりも風下に複数の固ボ翼１８かＦ転属１１の作
用によりトンネル４−を通過する気流の回転エネルギを
取り戻すためｉこ、該トンネル４に対して放射状−に配
設される。

第２図、第３図に示されｒこ実施例では、複数の固定Ｒ
１８は、７ランノ２１を有する１つの外側リング２０．
１つの内側リング２２を備え、各固定翼１８がその両端
を外側・内側面リング２０・２２に固着された完全な組
立部品１９を形成する。

この組立部品１１〕をトンネル４内に位置させる場合、
内側リング２２は固定ハブ１２に、外側リング２０は末
広部分９の壁部に、７ランジ２］が空気出口６の外周縁
２５に向う様に取１月けられ、７ランノ２コに設けた挿
通孔２６に挿通さｊｃる図示しない連結手段によりその
空気出口６に連結される。そのと外に３本の支持腕１３
ａ・１３１〕・ｉ３ｃは切欠き２３・２・１に挿通され
る。末広部分９の壁部から外側リング２０がはみ出さな
い様に、その壁部に該リング２（）の形を付けることに
より、組立部品１１３をトンネル４内に位置させたとき
に末広部分の一部がリンク２（）で形成される様にする
。同様に、リング２２の形を固定ハブ１２につける。

支持腕１３ａ・１３１〕・１３ｃがχ軸まわりに均等に
配置されているので、組立部品１９の固定翼１８は互い
に３つのグループに分けて形成され、それぞれ上記支持
腕１３ａ・１３１）・１３ｃのうちの２本の開の空間に
挿入される。

第２図、第３図に示す実施例は、もちろん一つの例であ
って、固定１１８が互いに別々であったり、組立部品１
９と異なる１つ又は複数の組立部品であったりしてもよ
い。

しかし、第２図、第３図に示した実施例は、一方て゛は
、トンネル４の令１１立がかなり簡単であり、他方では
、本発明の前に製造され推力を強化することが要求され
ている尾部回転翼装置にも適用できるという長所かある
。この場合、末広部分９にリング２（）の形をＩ＝ｊけ
ることか困難であるので、それをでとるたけ薄くしてお
く方かよい。更に、２つの同心リング２（）・２２を放
射状の固定翼１８で連結したこの組立部品１９は剛性か
高く、トンネル４の補強に役立ち、そして、トンネル４
の節状壁部８と回転翼］１との間の間隙を最小限まで減
少させられるので、ロータ１０の空力学的効率上好まし
い。

特に、禁止された騒音の発生のおそれをなくすために、
固定翼１８を回転翼１１の風下１こ、がっ、末広部分９
を残して配置するのが有利である。回（１広翼１１の後
縁（翼角か９０°のととに第２図に示す様に平らになる
）と固定翼１８の前縁との間隔世か少なくとも回転翼１
］の翼弦長さ人の１倍に等しい場合、禁ＩＩユされた騒
音か発生するおそれはない。

全長にわたりねじれかなく一様な形の固定Ｒ１８１こよ
れば良好な結果が得られるうえ、このような固定翼１８
は製造および組立が非常に容易（こなる。

固定翼１８の形状は、例えば、ＮへＣＡ　６５　Ａ１０
型に形Ｔｐｊ、され、その主軸のまわりに変形させても
よい。固定翼１８の翼角はｘ−ｘ輔に関して若干の角度
を与えるのが好ましい。

これは第２図に示していないが、もちろん、トンネル７
１を通過する気流の整流に寄与するために支持腕１３ａ
・１３１〕ｉ３ｃを固定翼１８と同、様の形状に形成し
てもよい。

第４図、第５図は本発明の固定翼１ｄの作用を説明する
図であ１）、ロータ１（〉の出［１の空力学的条件が必
然的に固定翼１８の入口での空力学的条件になるという
原理か示されている。

第・・１図はピンチ名に対応する制御部Ｓ（の内側で起
ることを４片、に入れたロータ１（）の回転欠目の動作
を示している。

二の第・′［図に示す様に、回転速度（１−ω１はロー
タへの気流の相対速度Ｗ１を与えるために、軸流方向の
空気吸入速度〜・’ａｌに組み合わされ、この後者の速
度か問題の回転翼１１のまわ１）に圧力の場を作り出す
。

この圧力の場は、そ２１により空力学的結果として揚力
Ｆ７と抗力［＼とに分力で゛きる力１ｈ　を発生し、ロ
ータの回転速度と直角の方向の袖力向推力Ｓ＋か生しる
。

問題の回転翼１１にぶ゛つかった後、空気は異なる速度
条件でロータ１０をｇＩｉｌれ、出力速度の３角形から
は、Ｗｌよりも小さい新たな相対速度Ｗ）、対応する固
定翼１８に当る絶対速度＼゛２か区別される。

固定翼１８に作用する速度＼“２は、可動回転翼１１に
対するＷｌ　と同様にして付加的に推力Ｓノを作り出す
（第５図参照）。

固定ハブ１２の支持腕１３ａ・１３１）・１３ｃか部分
的に固定翼１８の風下に配置する様に上述の実施例を変
形した場合には、気流は固定翼１８の出口速度＼°３を
有し、回転翼１１の出口１こおいてそれに対応する速度
よりも小さい速度で上記支持腕と接線方向から接触する
ようになり、その抗力が減少させられるので、回転翼装
置の推力が高められることになる。

この様に、本発明は、反トルク回転Ｒ装置のロータ１０
の風下に得られる空間をうまく使うことによって、コン
パクトでバランスが良く剛性の高い、供給される動力を
増大させずにロータの推力を高める推力強化装置を遣る
ことがでとる。

風洞実験を行うことにより回転翼装置における固定翼の
影響を評価でとよう。

第２図の回転翼装置に固定翼１８の組立部品１９を組付
けたものと組イ１けないものとの比較実験は縮小模型を
使って行った。第６図は、減殺推力Ｆｙ（ｙ軸）−減殺
出力Ｍ　ｎ　（Ｘ軸）線図で、曲線（Ｉ＜）は組立部品
１９１寸きの場合に、曲線（１，）はその組立部品１９
がない場合にそれぞｈｊ４応させたことを示し′こいる
。本発明は、失速時推力に匹敵する２７％のディン△ｌ
　と、失速時出力およびピッチ（こ匹敵する１３％のゲ
インΔ）とを得る二と力ｉで外た。

第６図の線図において、：成膜推力ｒ−ｙと減殺出力Ｎ
４１］とはそれぞれ次式で現わされる。

ユニで、Ｓ＝軸ノｊ向判１力、込“：動力、ρ＝空気の
重度、ｔ＼＝ロータディスクの表面積、ｔ＋　＝　ｇｌ
　ｉ重度である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明【こ係る回転翼装置を備えるへＩ）フプ
ターの後部の部分側面図、第２図は第１図■−■線に沿
う拡大断面図、第３図は第１図＄２図に示す本発明に係
る整流羽根の組立部品の斜視図、第４図、第５図はそれ
ぞれ本発明に係る回転翼装置の作用を説明する図、第６
図は本発明１こ係る差流羽根を・肺える回転翼装置と４
ｉｉｉえない回転翼装置との比較芙験結果を示す線図で
・ある。 ４１・・・トンネル、１０・・ロータ、１１・・回転翼
、１２００．回走７、ブ、１３８・］　３　＋）・１３
（、支持腕、■８・・固定翼、１９・・−木部品、２０
・・外側リング、２１７ランン、２２・・内側リンク、
ン３・２４・・・凹部。 特許出願人　　ソシエテ・ナショナール・インダストリ
エル・ アエロスパシエール

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、　回転翼航空機を横断するＸ−ｘ紬方向のトンネル
   ４を備え、該トンネル４にこれと同軸心の複葉ロータ１
   ０を設けて横断方向の気流を発生する様に構成された回
   転翼航空（殻の推力強化式尾部回転翼装置において、 複数の固゛定翼」８を」二記トンネル４内でロータ１（
   ）よりも上記気流の風下に少なくとも実質的には放射状
   に配置し、ロータ］（）の出口の気流の回転エネルギを
   軸流方向の推力として取り戻す様に構成した回転翼航空
   機の推力強化式尾部回転翼装置 ２、特許請求の範囲第１項に記載された回転翼航空機の
   推力強化式尾部回転翼装置において、上記ロータ１０を
   該トンネル４と同軸心の固定ハブ１２のまわりに回転さ
   せ、−上記固定翼１８を該固定ハブ１２と該トンネル４
   との間に配置して該固定ハブ１２と該トンネル４とを機
   械的結合により連結した、回転翼航空機の推力強化式尾
   部回転翼装置 ３、特許請求の範囲第２項（こ記載された回転翼航空機
   の推力強化式尾部回転翼装置において、上記固定ハフ１
   ２を放射状の支持腕１３２Ｉ・１３１〕・１３しにより
   成体の構造部に連結し、上記固定Ｒ旨（を該支ｊ：ＹＩ
   ｂｉｉＩ　３　ａ　・１３１〕・１３（、の間の空間（
   こ配置した回転翼航空機の推力強化式尾部回転翼装置 ４．１４許請求の範囲第２項に記載された回転翼航空１
   代の推力強化式尾部回転翼装置において、上記固定ハフ
   １２を放射状の支持腕１：（ε１・１３１）・Ｊ３ｃに
   より数体の構造部：こ連結し、」二記固定疲１８を該支
   持腕１３ａ・１３１〕・】：（Ｃの風」二に配置した回
   転翼航空機の推力強化式尾部回転翼装置 ５、特許請求の範囲第３項に記載された回転翼航空機の
   推力強化式尾部回転翼装置において、上記支持腕１３ａ
   ・１３１〕・１３しを固定翼］８と同形状に形成して固
   定Ｒ１３の作用を強化する様にした回転Ｒ航空（蔑の推
   力強化式尾部回転翼装置 ６、特許請求の範囲第１項に記載さｊｌだ回転翼航空（
   幾の推力強化式尾部回転翼装置におい一〇回転翼１１の
   後縁と固定翼１８の曲縁との間隔を該回転翼１１の翼弦
   長さの少なくとも１倍にした回転翼航空機の推力強化式
   尾部回転翼装置 ７、特許請求の範囲第１項に記載された回転翼航空機の
   推力強化式尾部回転翼装置において、」二記固定翼１８
   を互いに連結して一木部品１つにした回転翼航空（幾の
   推力強化式尾部回転翼装置 Ｓ、特許請求の範囲第７項に記載された回転翼航空機の
   推力強化式尾部回転翼装置において、上記一体部品１９
   を簡栄な組み合せにより上記トンネル４の出口６に組１
   ＝１けた、回転翼航空機の推力強化式尾部回転Ｒ装置 ９、　回転翼航空機を横断する×−Ｘ軸方向のトンネル
   、・１内ｔここれと同軸心に（（１１断方向の気流を発
   生する複葉ロータ１０を設けｔこ回転翼航空機の尾部回
   転翼装置に、ロータ１０の出Ｌ」の×流の回転エネルギ
   を軸ｌ光方向の推力として取り戻すために設けられた回
   転翼航空機の尾部回転翼装置の推力強化装置におり・て
   、−Ｉ：、記トンネル９・１内でロータ１（）よりも上
   記気流の風下に少なくとち実質的には放射状（二装置さ
   れる複数の固５ｉ翼１δを有する一木部品１！〕よりな
   る回転χ航フ戸敗の尾部回ｌｌｉ翼装置の推力強化装置 １０、　　特許請求の範囲第（Ｊ項１こ記ｄ・しれた回
   転翼航空（枝の尾部回転翼装置の１１ｉ力強化装昌゛に
   おいて、 」二記尾部回転翼装置はそのロータ］Ｏｈ・トンネル１
   １と同軸心の固ｆｆｉ／’フ１２のよりｌ）１こ回転す
   る様に構成し、１−）の９’）側リング２０とこれと互
   い（こ連結された１−）の内側リング２２とを備え、両
   リング２０−２２間に−に記固定ｉ１８を放射状に配置
   し、外側リング２０の外径をトンネル４の推力強化装置
   組１」部９の内径にほぼ等しく形成し、内側リング２２
   の内径を固定ハブ１２の該内側リング２２で挟持された
   部分の外径にほぼ等しく形成した、回転翼航空機の尾部
   回転翼装置の推力強化装置 １１、特許請求の範囲第１０項に記載された回転翼航空
   機の尾部回転翼装置の推力強化装置において、上記固定
   ハブ１２を放射状の支持腕１３ａ・１３１〕・１３ｃに
   より（幾本の構造部に連結し、外側・内側両リング２０
   ・２２に上記放射状の支持腕１３ａ・１３１〕・１３（
   、を挿通するための四部２３・２．・［を形成し、上記
   固定翼１８を上記四部２３・２４で区画された空間に配
   置した、回転翼航空機の尾部回転翼装置の推力強化装置