JPS6015884B2 - 可視表示装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタの回転翼に動力を送る際に操縦士
が必要とするコントロール用の情報の生成及び表示に関
するものである。

本発明は、単回転翼へＩＪコプタにとくに有用であり適
している。

へりコプタには一般に平形の発動機装置を設けてある。
１台または複数台の発動機により主回転翼及び尾部回転
翼を伝動装置を介して駆動する。

この作動装置は通常、定格発動機出力よりも一般に実質
的に低い全定格で主回転翼に供給されるトルクに適応す
るようにしてある。発動機から送出する動力は、飛行中
に航空機が所望の姿勢又は状態をとり又は保つようにこ
の伝動装置を介し各別の動力制御のもとに主回転翼およ
び尾部回転翼に加えられる。従来このような発動機装置
では発動機装置により伝えられるトルクは発動機出力軸
ですなわち伝動装置への入力軸の前方で、検知されてい
た。

各発動機により送出されこのようにして検知されるトル
クは、次で操縦土用コントロールパネル上に表示される
が、このコントロールパネルでは正常運転に対する限度
レベルが表示装置に示されている。すなわち計器面上の
赤線は、発動機からくる動力装置を介し安全に伝えるこ
とのできる最高動力を示す。このようにして計器は従来
任意の与えられた時刻に伝動装置に送出される実際の動
力を表わす信号により付勢される。この場合操縦士は、
発動機を主回転翼及び尾部回転翼に連結する動力装置の
能力を越えないように動力系を作動する。発動機装置か
らの動力は次で、操縦士入力操作の制御のもとに主回転
翼および尾部回転翼の間に分割される。

或る飛行条件では他の飛行条件におけるよりもはるかに
高い動力が尾部回転翼に要求される。

ホバリングの場合には動力装置内の歯車装置は発動機か
らの全動力の約５％を利用することが分っている。ホバ
リングではまた送られた動力の約１０％が尾部回転翼で
利用される。この場合８５％の動力が主回転翼で残され
て利用される。これに反して或る水平飛行条件では歯車
装置で同じ５％の動力が利用されるが、尾部回転翼には
動力を必要としない。

この場合伝動装置の限度を越えないで主回転翼に利用で
きる９５％の動力が残る。本発明は、主柱への伝動装置
の出力端でトルク計測を行う操縦土用情報装置を対象と
する。

本発明では主回転翼に送られる実際の動力が表示される
。すなわち航空機がホバリング状態にあり尾部回転翼に
動力を送出す必要のあるとき、操縦士は、伝動装置を介
し利用できる最高動力を主回転翼に直接加えることがで
きるようなレベルで発動機を操作し、与えられた停止飛
行上昇限度に対し与えられた航空機によって支えられる
ベイロード（ｐａｙｌｏａｄ）を著しく増し、或は与え
られたベイロード（ｐａｙｌｏａｄ）を支えながら達す
ることのできる停止飛行上昇限度を著しく増すことがで
きる。前記の説明では操作はトルクの見地から述べ０た
。

へＩＪコプタでは発動機速度は通常一定に保たれ従って
トルクは馬力に等価である。本発明によれば、主回転翼
支柱および尾部回転翼を伝動装置を介して駆動する駆動
装置を備え、前記伝動装置に送出す発動機出力を計器盤
で指示夕するようにしたヘリコプタに、主柱のトルクを
検知する検知装置を設け、この検知装置に接続した指示
装置により主柱のトルクを計器盤で指示することにより
操縦士が得られる動力を最高に利用することができるよ
うにしてある。

なお本発明によれば中空の主回転翼支柱をその下端部で
駆動し、この主回転翼支柱の上端部に、この上端部に取
付けられこの上端部からその下端部に隣接する点まで延
びる検知管に対する主ハブ連結部を設けてある。

また駆動される主回転翼支柱の下端部と前記検知管の下
端部との間の相対位置関係を検知し主回転翼支柱に加わ
るトルクの量をこのトルクの大きさを操縦士に表示する
表示装置で評価するようにした検知装置を設けてある。
以下本発明可視表示装置の実施例を添付図面について詳
細に説明する。第１図にはへＩＪコプタの動力装置の主
要な要素を例示してある。

各発動機１０，１１はそれぞれ軸１３，１４により伝動
装置１２に連結してある。伝動装置１２は主回転翼支柱
１５と尾部回転翼に通ずる軸１６とを駆動するように取
付けてある。各発動機１０，１１は通常一定速度で作動
し、動力要求の変動はへりコプタの主回転翼および尾部
回転翼へのコントロールの変更を介し指令される。

操縦士の案内にするために、各鰍１３，１４のトルクは
通常操縦座席室内の計器で指示される。前記したように
、発動機１０，１１は通常、動力伝動装置１２が主回転
翼支柱１５および軸１６に送出すことのできるよりも実
質的に高い動力を生ずることができる。しかし伝動装贋
１２が送出すことのできる最高動力を利用する方が望ま
しいので、主回転翼支柱１５に加わるトルクが操縦士の
有効な操縦に役立つ情報の独得の要素を提供するという
ことが分っている。本発明によれば、主回転翼支柱１５
のトルクを検知し操縦座席室内の適当な表示装置に表示
機能を行なわせることにより、操縦士に対しこのような
情報が提供される。

本発明の１実施例を第２図に示してある。第２図には主
回転翼支柱トルク検知装置を内部に取付けた主回転翼支
柱１５の部分を軸断面で示してある。

主回転翼支柱１５は２重軸受２１，２２により機体２川
こ支えてある。軸受２１，２２は主回転翼支柱１５に加
わる推力荷重および側方荷重を支える。軸受２１，２２
は、肩部２４に支えられた都材２３に当てがつてある。
軸受２１の上面は、主回転翼支柱１５の表面のねじ部分
に連関するナット２５により締付けてある。鎖錠部材２
６は、ナット２５と組合うスプラィンに連関している。
ナット２５はピン２７により鎖錠部材２６に固定してあ
る。次で機体２０及び鎖錠部材２６の間には油密封部材
２８を設けてある。遊星歯車支持体３川ま主回転翼支柱
１５のスプラィン３１に軸受２２のすぐ下方で連関して
いる。

遊星歯車支持藤受３３は遊星歯車支持体３０を支えてい
る。遊星歯車〔図示してないが支持体３０内に納めてあ
る）は、軸受３３のすぐ下方に位置し当業界にはよく知
られているように太陽歯車の一部を形成する外ば歯車３
４にかみあっている。主回転翼支柱１５は、太陽歯車３
４を貫いて下向きに延び下端部を回転翼軸受３５により
支えてある。

軸受３５は機体２川こ取付けてある。主支柱の一部の外
ばスプラィン（図示してない）は普通のスオッシュプレ
ート装置（図示していない）に連結するように設けてあ
る。さらに主回転翼支柱１６は、主回転翼支社１５に回
転ヘッド装置に連結するようにスプラィン４０を形成し
た頂部まで延びている。主回転翼支柱１５の最上端には
、回転ヘッド装置を抑え付けるように設けたナット（図
示してない）をねじ込むねじ４１を形成してある。主推
力荷重を支えるスラスト環を受入れるようにみぞ４２を
形成してある。７ーパを付けた内壁を持つ環状体５０は
主回転翼支柱１５の上端部にそう入してある。

テーパ付きの外面を持つ環状体５１は環状体５０内にそ
う入してある。次で環状体５０，５１を互に締付け環状
体５０を膨張させるようにボルト５２を設け環状体５０
を主回転翼支柱１５の上端部の内側に摩擦を伴って連関
する状態に保持するようにしてある。次で環状体、５０
の下端部に連結した基準管５４は、主回転翼支柱１５の
長手方向に沿い同軸に下向きに延びている。

主回転翼支柱１５の下端部にはリベット５６により輪歯
車支持体５５を取付けてある。支持体５５は輪歯車５７
を支えている。主回転翼支柱１５の下端部に取付けたそ
う入体５８は、主回転翼支柱１５内にねじ５９により縦
付けられ、適当な保持部材により鎖銭してある。この保
持部村は末端６０，６１を貫いて延びている。そう入体
５８は、輪歯車５７と同じ１対の内ば論歯車６２，６３
を支えている。しかし各論歯車６２，６３は主回転翼支
柱１５に固定されこれと一緒に動くが、輪歯車５７は基
準管５４の下端部に固定されこれだけと一緒に動く。支
持体５５の下端部はそう入体５８の上端部内に締まりば
めにしてある。

そう入体５８は主回転翼支柱１５に固定されこれと一緒
に回転する。主回転翼支柱１５にトルクが加わらないと
主回転翼支柱１５と基部および先端の間の区間とにはね
じれが存在ず、輪歯車５７は輪歯車６２，６３と共にこ
れ等両者間の相対位置の変化を伴わずに回転する。しか
し主回転翼支柱１５にトルクが加わると、このトルクに
より主回転翼支柱１５にわずかなねじれを生ずる。輪歯
車５７と輪歯車６２，６３との間の相対回転位置は、基
準管５４がトルクを受けてないので、ねじれ量だけ変る
。支持体５５及びそう入体５８間の接触は、各輪歯車５
７，６２，６３を同軸に整合した状態に保ちこれと同時
にこれ等の間の回転運動は許すすべり接触である。機体
２０にはボルト７１によりトルク検知装置基部７０を取
付けてある。

基部７川ま、主回転翼支柱１５の下端部内に延びる直立
の支持部材７２を備えている。支持部材７２には３個の
コイル７３，７４，７５を取付けてある。これ等のコイ
ルは、それぞれ論歯車５７，６２，６３の内面に整合す
る極片を備えている。各コイル７３，７４，７５には、
これ等の各コイルを取付けた極面を過ぎる輪歯車５７，
６２，６３の回転に依存する電圧が生ずる。

コイル７３，７４，７５からの交流電流信号は次でケー
ブル７６，７７，７８により処理ユニット７９に加わる
。コイル７３からの信号はトルクに従い、コイル７４，
７５からの信号と相対的に位相が変る。処理ユニット７
９からの出力電圧は次でケーブル８川こより加えられ計
器８２の指針８１を駆動する。指針８１は上部目盛８２
ａと協力し、任意の時刻に主回転翼支柱１５に実際に加
わる全利用トルクの１００分率を指示する。ケーブル８
４，８５はそれぞれ指針８６，８７を駆動するように接
続され第１図の軸１３，１４に加わるトルクを表わすよ
うにそれぞれ発動機１０，１１のトルク出力を指示する
。すなわち本発明により、操縦士に航空機の操縦に極め
て重要な情報の新規の重要な要素が得られる。尾部回転
翼に動力を必要とするこれ等の飛行状態では操縦士は、
与られた停止飛行上昇限度に対し有効荷重を増し、また
は与えられた有効荷重に対し停止飛行上昇限度を増して
航空機の操縦に対し重要な情報を与える。一般に処理ユ
ニット７９のようなトルク計測装置は従来からよく知ら
れている。

このような計測装置は一般によく知られ米国バーモント
州パージェンズ市のシモンズ・プレシジョン・プロダク
ツ・インコーポレイテツド（ＳｊｍｍｏｎｄｓＰｒｅｃ
ｉｓｉｏｎＰｒｏｄ肌ｔｓＩＭ．）により製造市販され
工業用馬力装置と呼ばれシモンズ・プレシジョン・プロ
ダクッ便覧ＰＤ−０３２に構造および作用について記載
してある。従って処理ユニット７９の詳細は詳述しなく
て輪歯車５７，６２，６３及びコイル７３，７４，７５
の詳細も省くことにする。本発明者は第２図に例示した
環境でこのような各トルク計測部品を利用し操縦士に航
空機の飛行の管理および制御の際に独特の情報を提供し
た。第３図は、一般に多くの航空機のうちの典型的な特
定の航空機の地面から離れた効果によるホバリング性能
を例示してある。

第３図において全軍量ｌｂを横座標に取り圧力高度ｆｔ
を縦座標に取ってある。与えられた航空機に対し最高の
内部全重量は６７００１ｂである。この航空機は、越え
られない適用限度または指示限度すなわち伝動装贋１２
への入力端で７４ｑ軸馬力を持っている。３つの曲線１
００，１０１，１０２は『標準日』『国際標準大気温プ
ラス２０午０』および『一定の３５ｑｏ』の条件に対し
プロットしてある。これ等の曲線は、７４頃軸馬力の荷
重限度線が標準日の動力利用曲線１０川こ交さする点１
００ａで急に鋭く折れている。折れ点１００ａは約１５
００世ｔの高度で生ずる。この高度の上方またはこれに
より表わした定格の下方で利用できる発動機動力は、発
動機１０，１１により軸１３，１４を経て伝動装置１２
に送出そうとする動力の限度の交さ部まで直線的に減少
する。本発明により主回転翼支柱トルクについて情報を
得て利点を得るために、６７００１ｂの同じ最大内部全
重量は約１３００びｔの高さで取扱うことができるが、
この情報入力がないと操縦士は６５０びｔの高度を越え
ることができない。

国際標準大気温プラス２０ｑｏの条件のもとで一定の３
５ｏ０の条件においても同様な違いが得られる。とくに
第４図の曲線１０３，１０４，１０５は折れ点１０３ａ
において主回転翼トルク計限度曲線に対する７０３馬力
に交さする。すなわち主回転翼支柱に実際のトルクを利
用できることにより利用可能な発動機動力を一層利用で
き航空機の能力が著しく増す。主回転翼支柱に加わる実
際のトルクについて利用できる情報がないと、操縦士は
、主回転翼支柱の能力を負わせるのに適当な入力動力を
加えるように発動機を操作することはできない。本発明
により主回転翼支柱トルク情報を利用できると、この場
合航空機は、通常の場合より大きい荷重で操縦すること
ができる。計器８２の表示により操縦士は任意の時刻に
実際の使用発動機トルクの１００分率と主回転翼（Ｍ／
Ｒ）に実際に存在するトルクの１００分率とを確認する
ことができる。

計器８２に指示された特定の条件に対し発動機１１，１
２は、定格の４０％よりわずかに大きい出力軸トルクで
作動するが、主回転翼（Ｍ／Ｒ）のトルクは８０％ない
し９０％である。このことは、尾部回転翼ではトルクは
使われているにしてもわずかであることを意味する。し
かし実質的な動力が尾部回転翼で利用されている飛行条
件では発動機１１，１２のトルク出力の１０雌ご率の和
は主回転翼軸に加わるトルクを実質的に越え操縦士に情
報の重要な新規の要素を与える。主回転翼トルク信号を
生ずる問題は基準信・号を生ずる異常な問題を含むもの
として認められる。主回転翼支柱に動力を送り主回転翼
を制御するのに必要な機構は主回転翼支柱の外側に基準
信号を加えるのがむずかしい。すなわち基準管５４は主
回転翼支柱内に延びその下端部は輪歯車６７およびそう
入体５８間の接触により安定にされる。各検知装置コイ
ル７３，７４，７５は台７２に取付けられ所要のへりコ
プタ環境でトルク信号を発生することができる。そう入
体５８は主回転翼支柱１５の下端部に一体に固定してあ
る。

そう入体５８は主回転翼支柱１５内に同軸に向いた少く
とも１個の内向きの論歯車６２，６３を備えている。基
準管５４の下端部の構造もまた主回転翼支柱１５の下端
部内に同軸に取付けた少くとも１個の内向き輪歯車を備
えている。台７２は、取付けボルト７１により胴体に連
結されコイル７３，７４，７５を備えている。くさび形
端部を持つ各コイル鉄心は輪歯車５７，６２，６３に向
き合い胴体に対する基準管５４内の主回転翼支柱１５の
回転時に各コイル７３，７４，７５に交流電圧を生ずる
。処理ュニツト７９はコイル７３，７４，７５の電圧を
利用し、計器８２に表示するための情報を生ずるように
主支柱をねじるトルクを主回転翼支柱１５に加えること
により各論歯車間に生ずる相対回転を表わす位相差信号
を生ずる。以上本発明をその実施例について詳細に説明
したがなお本発明はその精神を逸脱することなく種々の
変化変型を行ない得ることはいうまでもない。

【図面の簡単な説明】

第１図は２台の発動機から動力を受けるヘリコプ夕の要
部の線図的斜視図、第２図は第１図のへＩＪコプタに設
けた本発明可視表示装置の１実施例の主支柱の拡大軸断
面図、第３図および第４図は本発明を利用することによ
り増大した能力を示す線図である。 １０，１１・・・・・・発動機、１２・・・・・・伝動
装置。 １５…・・・主回転翼支柱、５４…・・・基準管（剛性
部材）、５５・・・・・・論歯車支持体（回転部材）、
５７・・・…輪歯車、５８……そう入体（回転部村）、
６２，６３・・・・・・輪歯車、７２・…・・支持部村
、７３，７４，７５……コイル、７９・・・・・・処理
ユニット、８２・・・・・・計器（指示装置）。 Ｆ′Ｇ．′ Ｆ′Ｇ．３ Ｆ′Ｇ．４ Ｆ′Ｇ．２

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ （イ）上端部に取り付けられた主回転翼を駆動する
   と共に下端部に固定された胴体を支える主回転翼支柱と
   、（ロ）この主回転翼支柱と、尾部回転翼に通ずる軸と
   を駆動する伝動装置に連結された発動機とを備えたヘリ
   コプタに使用される可視表示装置において、（イ） 前
   記主回転翼支柱の上端部に連結され、その下端部へ延び
   る基準構造部材と、（ロ） 前記主回転翼支柱の下端部
   に一体的に固定され、この主回転翼支柱と同軸の内方に
   向いている少くとも１個の輪歯車を持つ第１の輪歯車手
   段と、（ハ）前記主回転翼支柱内部において前記基準構
   造部材の下端部に取り付けられ、前記主回転翼支柱と同
   軸の内方に向いている少くとも１個の輪歯車を持つ第２
   の輪歯車手段と、（ニ）前記胴体に連結され、前記主回
   転翼支柱の下端部内へ上向きに延びる基部手段と、（ホ
   ）前記主回転翼支柱及び基準構造部材の前記胴体に相対
   的な回転に依存する交流電圧を発生するように、前記第
   １及び第２の輪歯車手段に向かい合い、前記基部手段に
   取り付けられた電圧発生手段と、（ヘ）前記主回転翼支
   柱をねじるトルクを加えることによつて、前記第１及び
   第２の輪歯車手段間に生ずる相対回転を表わす位相差信
   号に、前記交流電圧を変換する変換手段と、（ト）前記
   位相差信号と、前記発動機のトルク出力を表わす信号と
   を操縦士に可視表示する可視表示手段と、を備えた、可
   視表示装置。