JPS62168793A - 高前進速度を有するヘリコプタ− - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は航空機、特に通常可能とみなされる速度よりも
高速の前進速度で巡航するために使用されるヘリコプタ
−に関するものである。さらに詳しくは、本発明は垂直
スラスト、（揚力）を発生する主回転翼および前進スラ
ストを発生する別個のプロペラ駆動装置を有し、また片
ゆれモーメント制御補正装置を含むヘリコプタ−に関す
るものである。

〔従来技術と問題点〕

ヘリコプタ−は多くの場合、主回転翼が揚ノコと前進ス
ラストとを生じるように構成されている。

また回転翼はヘリコプタ−の姿勢制御を成す。モーメン
ト補正のため、特に垂直軸線回りの有効トルクを制御す
るため、通常、飛行方向と垂直軸線とに対して直角の回
転軸線を存するプロペラをヘリコプタ−の後部に配置す
る。この型のヘリコプタ−は好適なホバリング特性を有
するが、前進速度、経済性および航続距離に関しては、
通常の空力作動航空機、すなわち空力揚力を発生する異
型（翼）を有する航空機と比較して決定的に劣る。

前進速度におけるこのような限界の理由は、前進速度の
増大のためにはヘリコプタ−の回転翼の羽根の前進する
側の対向気流速度がこの羽根そのものに対して音速に近
くなり、羽根の抵抗が急激に増大する事にある。他方、
それぞれの羽根の戻り側においては、その比較的大きな
迎え角の故に気流が大面積に亙って羽根から分離する傾
向がある。

さらに非常に高い前進速度の場合、羽根の大面積が実際
上、後方から来る気流を受ける。

この型の航空機の航続距離を増大するため、また特に巡
航速度を増大するため、種々の研究開発が行われた。例
えば、比較的構想のヘリコプタ−の成すため、複数の同
軸回転翼を使用するいわゆる前進羽根構造がある。他の
開発においては、回転翼を停止可能とし、さらに他の開
発においては回転翼羽根の縦スロットを通して空気を吹
出すいわゆる循環流制御法が提案されている。この方法
はＸ羽根構造と呼ばれる。また、ヘリコプタ−回転翼の
回転による振動周波数に対して高調波羽根制御を実施す
る制御法が提案された。さらにまた、回転翼羽根の後縁
に沿って配置された空力調整面を制御する回転翼が提案
された。

ヘリコプタ−の航続距離を増大し、特に巡航速度を高め
るためには、戻る羽根がもはや所要の揚力を発生できな
い程度に気流分離を生じた場合に常に見られる前記の前
進速度の限界を克服する必要がある。

他方において、主回転翼とは別個の前進スラスト発生エ
ンジンと、ヘリコプタ−の片ゆれ運動を補正するための
片ゆれ制御装置は当業界で一般に使用されている。これ
に関連して、ヘリコプタ−の胴体上に、制御面の前方に
圧力発生プロペラ駆動装置を配置する事が公知である。

また前進スラストまたはモーメントの補正を成すために
枢転自在の尾翼プロペラを備え、また垂直軸線回りに枢
転する方向舵を備えて方向舵の特定の有効面が対応のプ
ロペラの上流に配置される方法も公知である。

また垂直軸線回りに枢転するようにヘリコプタ−の後部
に配置されて方向舵と協働する圧縮力発生プロペラを有
する前記の型のヘリコプタ−も公知である。また前進ス
ラスト発生用のシュラウド付きプロペラを含み、このプ
ロペラの伴流の中に方向舵を配置する方法も公知である
。またヘリコプタ−の胴体の尾部にシュラウドなしのプ
ロペラと協働し、羽根の枢転グリッドを有するプロペラ
伴流偏向装置も公知である。前記のグリッドの羽根は対
称輪郭を有し、カンバー制御を受ける。

〔発明の目的および効果〕

本発明の目的は、片ゆれ制御と片ゆれモーメントの補正
を垂直スラスト発生用主回転翼のモーメントに対応させ
て前進スラストを発生する事によって、空力損失を減少
させ構造の経済性を改良した比較的高速の巡航速度を有
する新規な改良型ヘリコプタ−構造を提供するにある。

また本発明の装置は、制御困難な、前進スラスト発生装
置の動作の結果として生じるジャイロ力の発生を防止す
る。さらに本発明のヘリコプタ−の重量が公知の構造と
比較して低下される。

〔発明の概要〕

本発明の好ましい実施態様によれば、尾翼プロペラは、
シュラウドなしの前進スラスト発生用ブツシャ型プロペ
ラとして構成され、長手方向幅心事直面の両側に、前記
プロペラの伴流中で作動する気流偏向ジェットスポイラ
様方向舵を具備し、この方向舵は垂直軸線回りに枢転す
るように定置キャリアフレームに枢着され、このフレー
ムは通常の方向舵−昇降舵安定化構造に属する要素によ
って少なくとも部分的に構成される。

従って本発明のヘリコプタ−の主な特色は、偏向用ジェ
ットスポイラ様翼型の方向舵が前記プロペラの伴流の中
に、すなわち高流速の気流通路に配置されるようにした
シュラウドなしの前進スラスト発生プロペラにある。気
流偏向方向舵は、前述のようにヘリコプタ−の長手方垂
直中心面の両側に対称的に配置され、もはや前述のよう
な大きな気流損失を生じる羽根グリッド構造を必要とし
ない。ジェットスポイラ様偏向方向舵は、尾翼プロペラ
の回転面の遥か後方に配置されているので、前進スラス
トと干渉することなく、他方において比較的大きな制御
応力が得られる。シュラウドなしの枢転プロペラにおい
ても生じる制御困難なジャイロ力がこの場合には防止さ
れる。気流偏向方向舵は一般に急速応答の片ゆれ制御運
動と片ゆれ補正とを生じる。

また前記のキャリアフレームの構造は、尾翼プロペラを
昇降舵から一定の軸方向距離に配置するので、この点で
もプロペラの動作が干渉されない。

さらに本発明のフレームの構造は、いずれにせよ使用さ
れる方向舵、昇降舵および安定板要素を利用する事によ
りヘリコプタ−の重量を低減させる。

フレームを構成するこれらの要素はこの目的のために考
案されたものではないが、その複合使用はキャリアフレ
ームの空気抵抗をきわめて低くする。

本発明によるキャリアフレームは、昇降舵が尾翼プロペ
ラとも気流偏向装置とも干渉しないようにこの昇降舵を
配置する事ができる。さらに昇降舵とその安定部材は基
本的に主回転翼の下向き気流の外部にある。これは、主
回転翼の伴流をピッチ制御に累加する欠点を避ける。

気流偏向ジェットスポイラ用方向舵を特定断面輪郭の高
揚カフラップとして構成した事により、主回転翼の発生
するモーメントに対して逆モーメントとして作用するモ
ーメントか発生され、この逆モーメントは前記方向舵の
中立位置においても荷動であり、またこれは方向舵によ
って方向制御に使用される応力を強化する。

気流偏向ジェットスポイラ様方向舵の気流ギャップは、
大偏向角度の場合に気流分離を避けるように閉鎖可能で
なければならない。昇降舵は平衡異型として構成され、
ピッチ制御との干渉を避けるように主回転翼の伴流（下
向き気流）の外部にキャリアフレームによって配置され
ている。また、高前進速度の場合、エンジンのほとんど
全出力が前進スラストの発生のために使用され、実際上
ジェット気流の偏向が生じない事は重要な事である。

気流偏向ジェットスポイラ様方向舵を適当に調整する事
により、残留モーメントが発生される。ホバリングの際
に最強の気流偏向が必要であるが、この時点におけるス
ラスト発生エンジンの所要出力はきわめて低い。ホバリ
ング中に９０°以下のスラスト偏向による残留スラスト
が存在しても、これは主回転翼の後方傾斜によって補正
される。

主回転翼に関しては、これは揚力発生プロペラとして作
動する。主回転翼は常に、最初に通常のヘリコプタ−の
場合よりも確実に調整される。回転翼プロペラを気流偏
向ジェットスポイラ様方向舵と共に配置する事により、
プロペラ全体が枢転されて望ましくないジャイロ力を生
じる公知の構造と比較して、スラストベクトルの急速な
偏向を効果的に生じる事ができる。

〔実施例〕

以下、本発明を図面に示す実施例について詳細に説明す
る。

付図において、第１図と第３図は下記の基本要素から成
るヘリコプタ−を略示する。これらの基本要素は、胴体
１と主回転翼２を含み、この主回転翼２はロータヘッド
３を有し、このロータヘッド３から回転翼４が延長され
ている。これらの要素は基本的に垂直スラストと揚力を
生じる。さらに、尾部は前方推進スラスト発生装置６を
含み、これはブツシャ型のプロペラ５と、垂直軸に対す
るヘリコプタ−の制御装置７（片ゆれ制御）と、ピッチ
制御構造８とを含む。主回転翼２とプロペラ５は共通の
原動機エンジン１１によって駆動され、このエンジン１
１を主回転翼２とプロペラ５に連結するための適当な伝
動歯車が具備される。

下記のヘリコプタ−の尾翼構造の細部は第２図乃至第２
ｃ図に図示されている。この図に示された尾部は、気流
偏向スポイラ状両側方向舵２７゜２７′　と、片ゆれ制
御装置７と、ピッチ制御装置８と、前進スラスト発生圧
縮モードで作動するプロペラ５とを含む。プロペラ５の
羽根９を調整するために、公知の構造のプロペラ調整伝
動機構が備えられている。気流偏向様ジェットスポイラ
状方向舵２７と２７′の枢転のためのキャリアフレーム
２０が胴体後部に取り付けられている。このキャリアフ
レーム２０は実際上、通常の航空機の制御および安定化
のために具備される要素から成る。

尾翼装置は、胴体の後端から上下に垂直に突出した垂直
安定板２４．２４’　を具備する。これらの垂直安定板
２４．２４′はその自由端にダブルＴ型構造を成し、そ
れぞれ上方水平安定板２２と下方水平安定板２２′とを
含む。キャリアロッド２５，２５’が水平安定板２２の
定置部から突出し、また同様のロッドまたはキャリア２
６゜２６′が同様に水平安定板２２′から突出している
ので、ロッド２５．２６が垂直方向に整列し、またロン
ド２５’　、２６’　　も垂直方向に整列している。第
２ａ図から明らかなように、これらのキャリアまたはロ
ッド２５，２６．２５’　、２６’はプロペラ５のプロ
ペラ円りから離間している。

上下のキャリ゛ア２５と２６は、同様に、上下のキャリ
ア２５’　、２６’　は、右側方向舵２７′を枢転させ
るためのピボット２９′を保持している。

これらの気流偏向要素２７．２７’　はプロペラ５の下
流に配置されている。

このように、キャリアフレーム２０は、垂直安定板２４
．２４’　と、水平安定板２２．２２’　と、ピボット
２９．２９’　　と、キャリア２５．２５’　。

２６．２６’　とによって構成されている。最後の６要
素は追加要素とみなされるが、他のすべてのフレーム要
素はそれ自体通常のものである（特定の相互関係にはな
いが）。

キャリアロッド２５．２５′、２６．２６’　はすべて
、気流に関しては、水平安定板２２゜２２′によって限
定された断面の中に配置されているので、この構造の故
に空気抵抗の増大が避けられる。このように構成された
キャリアフレームは、捻じり作用に対して強固でプロペ
ラ５の生じるジェット流に干渉しない構造である。気流
方向付けおよび再方向付は用方向舵２７．　２７’　と
そのスポイラ状翼型はこのキャリアフレームによって擾
乱されない。これらの２ｍ型２７．２７’　はヘリコプ
タ−の縦垂直中心面１′に対してその両側に対称的に配
置されている。このようにして、羽根グリッドの場合に
経験される断面縮小と流量損失が避けられる。

プロペラ５の伴流は、方向舵とその翼環２７゜２７′が
中立位置にある限り本質的に乱されない。

−右側または他方側に方向舵が変更されたときにも、プ
ロペラに対するフィードバックはプロペラからの比較的
大距離の故に最小限に成る。図示の実施態様においては
、方向舵２７．　２７’が完全に変更されても、その少
なくとも大部分がプロペラ５の伴流の中にある。

第２Ｃ図に図示のように、フラップ３６がギャツブ３５
を内側から閉鎖している。このギャップは、特に翼環２
７または２７′がその断面の末端にはないピボット２９
．２９’の作用によって垂直軸線回りに枢転する際に生
じる。このような片寄り位置は特に第２図と第２ｂ図に
見られる。

昇降舵３０は平衡舵として構成され、水平軸線３１回り
に枢転自在に構成されている。そのため、この昇降舵３
０は垂直安定板２４の上部に取り付けられている。昇降
舵３０は、上方水平安定板２２の少し前方に取り付けら
れている。昇降舵３０は、少なくとも水平安定板２２の
輪郭深さの一部を包囲する後縁切欠き３２を有する。

昇降舵３０は、その全体配置に関する限り、少なくとも
その大部分がプロペラ円りを越えて配置されている。特
に、水平方向においてこの円りを越えている。昇降舵の
平衡配置と全体的にＴ形のその制御構造の故に、昇降舵
３０は上下に片寄った場合でもプロペラ５と干渉しない
位置にある。

第２ｃ図に図示のように、気流偏向舵の翼環２７．２７
’　は、高い揚力フラップとして構成され設計されてい
る。そのために、前述したようにフラップ３６によって
閉鎖される前記のギャップ３５が形成され、このフラッ
プ３６はそれぞれの翼環２７または２７′その輪郭の下
側面を成す。

この場合、翼型要素に対してフラップ３６の加える弾性
作用によってギャップ３５が閉鎖されている。それぞれ
の翼環または方向舵２７．　２７’の大きな偏向角度の
場合には、気流がフラップ３６を弾性的に片寄らせ、ギ
ャップ３５の中に押し込んで自動的にこのギャップ３５
を開く。

前記のヘリコプタ−は下記のように作動する。

前進運動および巡航のため、また主回転翼２によって生
じたモーメントの補正のため、プロペラ５は両側の方向
舵−気流偏向要素２７．２７’　と協働する。翼環２７
．２７’が一方向または他方向に枢転されたとき常にス
ラストベクトルが非常に急速に変更されまた再方向付け
られるように、これらの要素が協働する。

ホバリング中のモーメント補正はもっばら方向舵２７．
２７’の偏向によって実施される。他方、通常の巡航中
はエンジン１１の発生した出力のほとんど全部がプロペ
ラ５に加えられて、これを駆動する。主回転翼２の発生
したモーメントを相殺するために残留モーメントが必要
ならば、この場合にも方向舵２７．２７’の偏向によっ
てこの残留モーメントを発生する。他方、ホバリング中
に気流偏向が９０°より僅かに少ない事による残留えす
は特に第３図に示すように主回転翼２の軸線を僅かに傾
斜させる事によって補正する事ができる。

一般的に言って、主回転翼２がヘリコプタ−の揚力の主
要部分を生じ、この故に通常のヘリコプタ−に比較して
主回転翼２を最初に一層確実に調整する必要がある。最
後に、方向舵２７．２７’と協働してプロペラ５によっ
て発生される巡航中の前進スラストは、実際上ピッチを
使用しないでヘリコプタ−を協力に加速しまた減速する
事ができる事を注意しなければならない。

本発明は前記の説明のみに限定されるものでなく、その
主旨の範囲内において任意に偏向実施できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の好ましい実施態様による改良型ヘリコ
プタ−の斜視図、第２図、第２ａ図および第２ｂ図は第
１図のヘリコプタ−の尾翼部のそれぞれ側面図、後端面
図、および下面図であって、前進スラスト発生プロペラ
に組合わされた気流偏向方向舵による片ゆれ制御を示す
図、第２Ｃ図は第２図、第２ａ図、第２ｂ図の制御面の
構造細部を示す図、また第３図は第１図に示すヘリコプ
タ−の側面図であって、ホバリングおよび始動時の作動
状態を示す図である。 １・・・ヘリコプタ−１２・・・主回転翼、５・・・プ
ロペラ、２０・・・キャリアフレーム、２２．２２’　
・・・水平安定板、２４．２４’　・・・垂直安定板、
２５．２５’　、２６．２６’　・・・キャリアロッド
、２７．２７’　・・・方向舵、２９．２９’　・・・
ピボット、３０・・・昇降舵、３５・・・ギヤング、３
６・・・フラップ。 出願人代理人　　佐　　藤　　−雄 ＦＩＧ、２ ＦＩＧ、２ａ ＦＩＧ、３ 手続補正書動式） 昭和６２年２り／２日 特許庁長官　黒　１）明　雄　殿 １、事件の表示 昭和６１年　特許願　第２６４４０１号２、発明の名称 高前進速度を有するヘリコプタ− ３、補正をする者 事件との関係　　特許出願人 ドルニエ、ゲゼルシャフト、ミツト、 ベシュレンクテル、ハフラング ４、代　理　人　（郵便番号１００） 昭和６２年１月７日 （発送日　昭和６２年１　月２７日） ６、補正の対象 明細書 ７、補正の内容

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、傾斜可能の、垂直スラストおよび揚力発生回転翼と
   、別個の前進スラスト発生プロペラと、片ゆれ制御補正
   手段とを有するヘリコプター型航空機において、 前記のプロペラはシュラウドを有しない推進装置として
   構成され、 航空機の縦軸線を通る垂直面の両側に対称的に配置され
   た一対の気流偏向方向舵と、 航空機の尾翼部に備えられ、前記方向舵を枢着する垂直
   軸を有し、通常の水平安定板の支持構造と昇降舵とを含
   むフレームとを有する高前進速度を有するヘリコプター
   。 ２、前記の支持構造は、後方に延在する垂直安定板と、
   前記の水平安定板から後方に延在するキャリアアームと
   を含む特許請求の範囲第１項による高前進速度を有する
   ヘリコプター。 ３、垂直安定板が縦材を成し、水平に延在する水平安定
   板が横材を成すＴ形支持構造が構成され、前記のキャリ
   アアームが前記の水平安定板から突出する特許請求の範
   囲第２項による高前進速度を有するヘリコプター。 ４、前記の垂直安定板と、前記の水平安定板が、ヘリコ
   プターの発生する下向き気流の外部にあるように、ヘリ
   コプターの後端近くに配置されている特許請求の範囲第
   ３項による高前進速度を有するヘリコプター。 ５、昇降舵は前記の水平安定板の一方に対して平衡昇降
   舵として連結されている特許請求の範囲第３項による高
   前進速度を有するヘリコプター。 ６、ヘリコプターの縦軸線に沿って見て、前記の平衡昇
   降舵は前記の尾翼プロペラの成す円を横方向に越えてい
   る特許請求の範囲第５項による高前進速度を有するヘリ
   コプター。 ７、前記の気流偏向方向舵は閉鎖フラップを具備し、こ
   のフラップは、それぞれの方向舵の大きな迎え角と偏向
   に際して自動的に開く特許請求の範囲第１項による高前
   進速度を有するヘリコプター。 ８、前記の水平安定板と昇降舵は前記のプロペラの上流
   に配置され、前記の方向舵は前記のプロペラの下流に配
   置されている特許請求の範囲第１項による高前進速度を
   有するヘリコプター。