JPS632799A - 回転翼航空機の方位及び安定を制御する装置 - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は回転翼航空機の方位及び安定を制御する装置に
関する。この航空機は、揚力を発生させる１つ以上のロ
ータを有し、このロータが１基以上のエンジンによって
機械的に回転駆動され、上記回転駆動力が少なくとも部
分的に吸収され、上記航空機の胴体に上記揚力発生用ロ
ータの駆動トルクの反作用が加わり、この反作用が本発
明に基く装置によって相殺される。

本発明の目的は、より詳細には、回転翼航空機、特に１
つの昇降用ロータ、すなわち、主ロータを白゛するヘリ
コプタに装着する方向制御及び安定制御装置を提供する
ことにある。より細部的には、上記ロータが１つ以上の
エンジンによって回転駆動され、このエンジンが上記ヘ
リコプタの胴体に支持され、この胴体に上記昇降用ロー
タの駆動トルクの反作用であるトルクが加えられるから
、この反作用であるトルクを、相対立する同じ値のトル
クで相殺しなければならない。

このような相対立するトルクを作るために、本願出願人
は、長年に回り、本願出願人の「ガゼル」型ヘリコプタ
、及び、「ドーフィン」型ヘリコプタに、「フェネスト
ロン」の名称で公知の装置を装着してきｔ：。このフエ
ネストロン型装置は整流トルク平衡回転翼からなるもの
である。この整流トルク平衡回転翼は可変ピッチ多ブレ
ード型プロペラを含み、このプロペラは断面が円形の整
流形の穴の中に、この穴と同軸に、かつ、半径方向の間
隙が小さい状態で取り付けられる。上記整流形の穴は、
上記ヘリコプタの胴体から延びるテールブームの後端部
に、これと−体に取り付けられた垂直安定板の下部に、
これを横断するように設けられ、上記プロペラは上記穴
の中心軸を中心として回転駆動され、この穴の中心軸は
上記ヘリコプタの垂直な対称面にほぼ直角である。上記
多ブレード型プロペラは補助ギアボックスで支持され、
この補助ギアボックス自体は上記穴の中に強固なアーム
で保持され、この補助ギアボックスは１組のベベルギア
を含み、このベベルギアは上記プロペラを駆動し、この
ベベルギア自体はトランスミッションシャフトから駆動
力を受け、このトランスミッションシャフトは上記穴を
その半径方向に通り、上記主ギアボックスの出力側に接
続される。

上記プロペラのブレードのピッチは、パイロットが操作
する必要がなく、サーボ制御機構によって変えることが
でき、このサーボ制御機構も上記補助ギアボックスによ
って支持され、上記プロペラのブレードのピッチはピッ
チ制御リンク機構によって始動され、このピッチ制御リ
ンク機構は上記穴をその半径ｈ″向に通り、リンク機構
又はケーブルでラダーバーに接続され、このラダーパー
を上記ヘリコプタのパイロットが操作する。このパイロ
ットが上記プロペラのブレードに正のピッチを与えれば
、そのブレードは上記垂直尾翼の一方の側に設けられた
上記穴の空気取入部の中で拡がり、上記穴は上記安定板
の他方の側にある空気吐出部まで僅かに拡がり、上記プ
ロペラのブレードは空気力学的に横向の推力を発生させ
、この推力は上記穴を通る空気流に対向する作用を行う
。この推力は、上記胴体の主ロータの中心軸線に対して
、上記主ロータの駆動トルクに対向するモーメントを発
生させ、従って、上記整流形ロータが発生させる横向の
推力は上記ヘリコプタのホバリング時にトルク平衡機能
を充分に発揮し、これに対して、上記ヘリコプタが前進
飛行をする時には、パイロットが上記トルク平衡回転翼
を、徐々にピッチがゼロになるようにセットする。この
ようにすれば、空気力学的な横向の推力の作用で、上記
トルク平衡機能が、広い範囲で充分に発揮されろ。この
横向の空気力学的な推力は上記ヘリコプタの移動速度の
二乗に比例して上記垂直尾翼の上部に発生し、この 垂直尾翼は空気力学的な形状を有し、この空気力学的な
形状はキャンバを有し、必要に応じて、ねじりを有し、
この形状によって、揚力を発生する翼としての作用をす
る。

ホバリング時には、前進飛行をする時と同様に、上記ヘ
リコプタのヨーイングは、上記整流形トルク平衡回転翼
の推力の増減を制御する事により制御される。このトル
ク平衡回転翼の推力の増減は、上記駆動トルクの平衡に
対応する位置を中心として行われる。

ヘリコプタの従来のトルク平衡回転翼は整流形ロータよ
りも直径の大きいフリーロータを含む構造である。上記
流線形ロータは、ブレードが可変ピッチ型であり、テー
ルブームの後端部に一体構造に取り付けられたパイロン
によって横の支持された横方向の軸線を中心として回転
駆動され、はぼ垂直な面で、ホバリング時も、巡航時も
、昇降用ロータの駆動トルクの反作用を相殺し、ヨーイ
ング時に、上記ヘリコプタを操縦できるように、横方向
の可変の力を発生するように取り付けられる。上記整流
トルク平衡回転翼の長所は極めて多く、顕著であり、周
知である。従来の足部ロータは、特に軽量のヘリコプタ
の場合、頭上げの姿勢で離着陸する場合には、極めて大
きい危険を伴なう。それは、そのヘリコプタの主ロータ
から吹き下ろす横風が、地面又は地面の近くにある石や
小石、さらには、低木や高い木の枝、場合によっては地
面の土砂自体を吹き飛ばすからであり、これは、地上勤
務員にとっては、如何なる場合でも危険だからである。

従来の後部ロータは、飛行中、特に高速で前進飛行を行
う場合には、困難な環境下で、空気力学的に厳しい条件
の下で作動し、苛酷な歪みを受け、不安定な空気力学的
現象にさらされる。それは、そのロータが、相対的な横
風を受けるだけでなく、そのヘリコプタの主ロータ及び
胴体から生じる横滑りの気流や渦流をも受けるからであ
り、そのヘリコプタのトルク平衡回転翼と尾翼とが干渉
して、上 記ロータ組立体の効率を低下させるからである。

さらに、従来の後部ロータの構造は、複雑であり、フラ
ップのヒンジ部が上記ブレードからの強い遠心力を受け
るので壊れ易く、これらの種々の理由から、整備の負担
が大きく、極めて多くの隔成部分の耐用命数が短く、そ
の定期交換が必要になり、或いは、オーバーホールの効
果を上げることが困難である。

それに対して、上記整流トルク平衡回転翼は、極端な頭
上げの姿勢で対地進入、又は、着陸を行う時に、上記地
上勤務員に対するあらゆる偶発的な危険を排除し、その
ロータ自体が外部障害物や地面に衝突するのを防止する
。上記整流トルク平衡回転翼は空気力学的効率が向上し
、高速前進飛行時の航空機全体としての空気力学的なド
ラグが実質的にほとんど完全になくなり、そのロータの
構成部材に過大の歪みを与えることなく高速飛行を行う
ことができる。シ１１実、高速水平飛行時には、ブレー
ドのピッチが実用的にゼロになるから、ブレードとその
制御装置は非富に小さい応力を受けるだけであり、−上
記トルク゛μ衡回転翼とこれを駆動するトランスミッシ
ョンは小さい負荷を負担するだけで済み、１−記トルク
平衡回転翼に故障が発生しても、そのヘリコプタが従来
のトルク平衡回転翼を装着している場゛合ならば避けら
れないであろう緊急オートローテーション着陸を行うこ
となく、正常な姿勢で飛行を継続して、基地に螺還する
ことかできる。さらに、上記トルク平衡回転翼のブレー
ドが小さく、屈曲及びねじりに対する剛性が優れている
から、作動中にブレードに加えられる歪みが小さく、ロ
ータが不安定になる危険がないので、そのブレードの耐
用命数が理論−Ｌ無限大である。

さらに、本願出願人がその軽ヘリコプタに取り付けたよ
うな整流トルク平衡回転翼は、各ブレードの脚部に、フ
ラップのヒンジも、ドラグヒンジも、取り付ける必要が
なく、半径方向の小さい負荷を考慮してピッチヒンジを
取り付けるだけで良い。

また、上記ブレードの軸に対する遠心力の負荷がねじり
部材によってそのハブに伝達されるので、これを板状の
自己潤滑ベアリングとすることができる。従って、上記
整流トルク平衡回転翼の整備が著しく簡素化される。

整流ロータが同一直径を有する従来のロータのよりも空
気力学的効率が良いことは周知であり、この特徴は、適
当な寸法の垂直なフェアリングに組込むことができ、同
等の効率を確保し、ホバリング時に消費する動力をフェ
アリングのないフリーロータより多くしないようにする
場合に、整流トルク平衡回転翼の直径を従来のフリーロ
ータの直径より小さくするために利用される。

さらに、上記トルク毛衡機能とヘリコプタのピッチング
を安定させる機能とを充分に活用するために、本願出願
人のフランス特許第１．　５９３゜００８号、同第７，
８２０．２５８号、同第８゜３０４．４４８号に基づい
て、同一のヘリコプタに、横方向の推力を発生させる垂
直な安定装置と、整流トルク平衡回転翼とを組合せるこ
とも出来るが、この構造では、ヘリコプタの、特に高速
時のピッチングを安定させる作用を発揮させることが全
く出来ない。

そのために、そのヘリコプタの後部に、補助的な水平安
定装置、例えば、テールブームの各側部の、後部ロータ
の直前の位置に、それぞれ、２個の水平安定装置を取り
付ける必要がある。そのために、そのヘリコプタの構造
上の重量が増加することになる。

〔従来技術及びその問題点〕

−Ｆ記欠点を除去するために、本願出願人が、既にフラ
ンス特許第２，１６７．２４９号で、提案している。こ
の提案は、整流トルク平衡回転翼を収容した強固な環状
のフェアリングにＶ型尾翼を取り付けた構造であり、こ
のＶ型尾翼は、いわゆるバタフライ型であり、その２枚
の尾翼は水平な面の一方の側部と垂直な面の側部で延び
、上記水平な面は上記整流ロータを収容したフェアリン
グの頂部を過ぎり、上記垂直な面は上記フェアリングの
頂部を過ぎる。また、上記■型尾翼の２枚の尾翼は平均
面を有し、この平均面は上記垂直な面の各側部で相互に
対称になるように延び、揚力を空気力学的に発生させる
翼型を有し、この翼型は上記ヘリコプタの機体全体の機
軸に対して非対称になるように配置される。上記フラン
ス特許はさらに、次のことを提案している。すなわち、
上記Ｖ方尾翼はその平面形状がほぼ台形であり、上記尾
翼の想定される面に対して直角な推力を空気力学的に発
生させ得る翼型を有する。この翼型は、ねじりを加えた
形状、又は、非対称の形状であり、上記ねじりを加えた
形状の場合は、上記尾翼の付は根が厚く、その尾翼の先
端の方向に薄くなる対称形の翼型に、上記尾翼の付は根
から先端の方に、上記尾翼の縦軸を中心として、徐々に
リニアなねじりを加えた形状であり、上記非対称の形状
の場合は、徐々に非対称になる形状であり、この場合、
上記尾翼の縦軸を中心とするねじりを加えても、或いは
、加えなくても良い。上記各尾翼は、さらに、高速ヘリ
コプタの場合、後縁に可動フラップが取り付けられ、こ
のフラップは上記翼型の全体としてのねじりの方向に偏
椅し、このフラップの制御は、例えば公知の方法で、そ
のヘリコプタの主ロータの周期的な縦ピツチ制御と対に
なり、上記主ロータの周期的な縦ピツチが成る値になっ
た時にだけ、機能するように調整される。しかしながら
、上記フランス特許箱２，１６７．２４９号に基づく方
向制御及び安定制御装置について試験を行った結果、 期待されたような良い結果が得られなかった。

さらに、某ヘリコプタメーカーは、その航空機に、従来
構造のトルク平衡回転翼を取り付け、このロータは既に
回転面を垂直面に対して傾斜させている。この垂直面は
垂直方向の分力を発生させるものである。この構成部分
には、除去できない欠点がある（整流トルク平衡回転翼
と異なり、巡航中に、ブレードのピッチがゼロになりの
で、そのブレードが横向きの推力を発生させることが出
来ない）。また、成るヘリコプタメーカーは、そのヘリ
コプタの尾翼に可動の制御面を取付け、この可動の制御
面を、自動制御型アクチュエータを用いて、そのヘリコ
プタの空気の動きの関数として制御している。この制御
はコンピュータによって行い、このコンピュータは上記
制御面の偏椅角度を決めるための情報を検知器から制御
情報を受けるが、この情報は、飛行に関するパラメータ
よりも遥かに多い。この構造の主な欠点は、信頼性が乏
しいことであり、その信頼性の不足を補うために、電気
的及び電子的装置を使用せざるを得ないことである。

〔発明の８！Ｅ要〕 そこで、本発明は、上記航空機のトルク平衡機能と、ヨ
ー輔及びピッチ軸を中心とする静的及び動的安定性とを
、同時に行う装置を提供する事を目的とする。

そのために、本発明の方位制御及び安定制御装置は、 多ブレード型可変ピッチプロペラを含み、上記プロペラ
が断面形状が流線に沿う形状の円形の穴に取り付けられ
、上記プロペラが上記穴と同軸であり、上記穴が上記胴
体の後部に設けられたフェアリングに設けられ、上記穴
の方向が上記フェアリングを横断する方向であり、上記
プロペラが上記穴の中心軸線を中心として回転駆動され
る構造の整流トルク平衡回転翼と、 上記整流トルク平衡回転翼を収容するフェアリングによ
って支持され、２つの空気力学的表皮面を有し、この空
気力学的表皮面がＶ形に配置され、上記２個の空気力学
的表皮面が、上記頂部を過ぎる水平面より下に来ること
のないように、上記整流トルク平衡回転翼のフェアリン
グの頂部で結合された構造のＶ型尾翼とを、組合せた形
で備え、さらに、 上記整流トルク平衡回転翼を収容するフェアリングの平
均面、及び、上記整流トルク平衡回転翼の回転面は、上
記航空機の垂直な対称面に対して０ないし４５度傾斜し
、従って、上記整流トルク平衡回転翼の回転方向、及び
、上記整流トルク平衡回転翼のピッチの制御方向に対し
て０ないし４５度傾斜し、上記ブレードが正のピッチに
制御され、このブレードが発生する上記ロータの軸線に
沿う推力の、上記航空機全体の横軸に平行な分力が、上
記航空機の胴体の主ロータの駆動トルクに対向するモー
メントを、この主ロータの軸に与え、上記推力の上記航
空機全体の縦軸にほぼ平行な分力が上に向かい、 上記２つの空気力学的表皮面はそれぞれ平均面を有し、
この２つの平均面はそれぞれ上記航空機全体の縦軸を含
む垂直面の両側で非対称の形で延び、上記第１の空気力
学的表皮面の平均面は、上記航空機の移動を伴なわない
飛行の時に、上記垂直面に対して、その側部で、上記ト
ルク平衡回転翼の推力に対向するように設定され、上記
第２の空気力学的表皮面の平均面は、上記垂直面に対し
て、上記航空機の移動を伴なわない飛行の時に、上記ト
ルク平衡回転翼の推力が、上記垂直面の側部に向かうよ
うに設定され、従って、上記水平面に対して０ないし４
５度の角度をなし、又は、移動を伴なわない飛行の時に
、上記トルク平衡回転翼の推力が向かう面は上記水平面
に対して０ないし２０度の角度をなし、−上記第２の空
気力学的表皮面の平均面は上記航空機の垂直な対象な面
に常に存在し、移動を伴なわない飛行の時に、この面に
、上記トルク平衡回転翼の推力が向かい、従って、上記
垂直面に対してＯないし４５度の角度をなす。

上記第１の空気力学的表皮面は空気力学的な翼環を有し
、この翼環は、移動を伴なう飛行の時に、垂直な負の揚
力成分、すなわち、下向きの分力を、発生させる。

上記第２の空気力学的表皮面は空気力学的な翼環を有し
、この翼環は移動を伴なう飛行の時に空気力学的な力を
発生させ、この空気力学的な力は分力を形成し、その１
つの分力は上記航空機全体の横軸に平行であり、上記ト
ルク平衡回転翼の推力の分力が上記航空機全体の横軸に
沿い、上記航空機全体の垂直軸に並行な分力は、直接下
に向かう。

上記空気力学的表皮面と上記トルク平衡回転翼の滑りの
気流との干渉の恐れをなくすために、上記空気力学的表
皮面の上記整流穴からの離間距離を、上記穴の直径の少
なくとも１．５倍に等しくする。

この全体の構造は次のような長所を有する。すなわち、 上記整流トルク平衡回転翼は全揚力の増加に貢献する。

その理由は、上記整流トルク平衡回転翼から発生する斜
めの推力の垂直な分力がそのまま上記全揚力に取り込ま
れて、移動を伴なわない飛行の時の揚力を増加させるか
らである。例えば、上記整流トルク平衡回転翼を収容す
るフェアリングの傾斜角度が４５度の場合には、移動を
伴なわない飛行の時の全揚力の増加は約５％である。

上記整流トルク平衡回転翼を取り付ける穴のフェアリン
グを傾斜させることに関連して、上記■型尾翼の空気力
学的表皮面を傾斜させれば、レーダーの影像をほとんど
消すことができる。事実、上記空気力学的表皮面が傾斜
した場合には、レーダーの電波の反射強度が弱くなる。

この構造は、現代の軍用ヘリコプタの彼害軽減上で有利
である。

従来の方向制御及び安定性制御装置よりも重量を少しで
も増加させないことを、厳しく要求される場合には、上
記性能を充分に発揮しにくい。

上記整流トルク平衡回転翼の穴を傾斜させるために、巡
航時に、自然にヨーモードとピッチモードが組み合わさ
れて発生するという欠点が生じるが、この欠点は、上記
Ｖ形尾翼の空気力学的表皮面、特に上記第２の空気力学
的表皮面の構造を、慎重に選定することにより、克服す
ることができる。

好ましい第１の実施形態においては、上記第１の空気力
学的表皮面の平均面は水平であり、上記第２の空気力学
的表皮面の平均面に対して９０度より大きい角度である
。この場合、上記第１の空気力学的表皮面は、上記トル
ク平衡回転翼の側部にあり、移動を伴なわない飛行の時
に、上記トルク平衡回転翼の推力が突き当たる上記トル
ク平衡回転翼の側部にあり、水平尾翼として作用する。

この空気力学的表皮面は、主ロータの軸から最も遠い位
置にあるので、てこの原理によって作用が向上する。

第２の実施形態においては、上記トルク１シ衡回転翼を
収容するフェアリングは上記垂直面に対して傾斜し、上
記第１の空気力学的表皮面は上記トルク平衡回転翼を収
容するフェアリングの延長部にあり、上記２つの空気力
学的表皮面は相互に直角な平均面を宵する。この実施形
態は、構造的に好ましい。その理由は、上記整流トルク
平衡回転翼と、本願出願人のガゼル型、及び、ドーフィ
ン型ヘリコプタにみられるような構造の垂直尾翼との組
立体が４５度まで傾斜し、これに、他の空気力学的表皮
面が上記Ｖ形尾翼を完成させるように上記緒立体にほぼ
直角に取り付けられるからである。

上記航空機の巡航時の縦平衡を確保するのに必要な負の
揚力を生じさせ、特に胴体の過度の前傾を防止するため
に、上記第１の空気力学的表皮面はカンバを有し、この
カンバは上に湾曲し、及び（又は）、ねじり下げ、及び
（又は）、負の入射を有し、上記第１の空気力学的表皮
面は完全に固定される。

また、上記航空機の巡航のためのトルク平衡回転翼の機
能を、少なくとも部分的に発揮するために、上記第２の
空気力学的表皮面はカンバ、及び（又は）、ねじり下げ
、及び（又は）、負の入射角を有し、これらにより、横
向の空気力学的な力を発生させ、上記第２の空気力学的
表皮面は完全に固定される。

しかしながら、上記航空機の整流トルク平衡回転翼の全
ての作動時に、上記ヨーイングとピッチングとを緩和す
る必要がある場合には、揚力可変のＶ型尾翼を採用する
のが好ましい。その第１の例として、上記１つの空気力
学的表皮面は、そのスパンの全範囲に回る移動が可能で
あり、この空気力学的表皮面は上記スパンに沿う方向の
回転軸を中心として回転できるように取り付けられ、こ
の空気力学的表皮面は偏椅制御装置によって制御され、
この偏椅制御装置は」−２航空機のトルク平衡回転翼の
ピッチルＩＩＩ装置に接続される構造とする。

他の実施形態においては、上記１つの空気力学的表皮面
は１つ以上の動き得る後端縁フラップを有し、この後端
縁フラップは上記スパンの少なくとも一部分で延び、上
記空気力学的表皮面の偏椅は制御装置によって制御され
、この制御装置は上記航空機のトルク平衡回転翼のピッ
チ制御装置に接続される。

最後に、上記血２の空気力学的表皮面の効率の向」−１
及び（又は）、ヨーの復元力の増大のためには、」二記
第１の空気力学的表皮面が水平である場合に、−１−２
第１の空気力学的表皮面に、小さい翼型を自゛する小さ
い面、すなわち、いわゆる「耳」を取り付けるのが好ま
しい。

また、本発明は、以上説明した装置を装着したヘリコプ
タに関する。上記ヘリコプタは整流トルク平衡回転翼の
ブレードのピッチの制御装置を含み、 上記トルク平衡回転翼のブレードのピッチを増大させた
時に、上記主ロータの縦周期ピッチの増加を自動的に相
殺し、上記ヘリコプタの胴体の縦の飛行姿勢の変化を限
定するために、上記整流トルク平衡回転翼のブレードの
ピッチの制御装置が主ロータの縦周期制御装置と調和す
る。

〔実施例〕

以下、本発明の幾つかの実施例を図によって詳細に説明
する。この説明は例示であって、本発明の限定を目的と
するものではない。

第１図に、１つの揚力発生用ロータを有するヘリコプタ
を示す。このヘリコプタはロータヘッド１を有し、この
ロータヘッド１は主トランスミッションギアボックス２
を貫く軸を中心として回転する。上記ヘリコプタはター
ボエンジンを有し、このエンジンは上記ヘリコプタの胴
体４の上部に装着される。この胴体４はテールブーム５
によって後方に延び、その後端部に、本発明に基く機体
の方位１制御及び機体安定のための装置６が装着される
。

上記方位及び安定制御装置６は、第２図ないし第４図に
も示すように、流線形のトルク平衡回転Ｗ７を含む。こ
のトルク平衡回転翼７は、本願の出願人のフランス特許
第１，５９３．００８号、同第７８．２０２５８号、及
び、同第８３．０４４４８号に詳細上記載した構造と同
じであるから、ここでは細部説明を省略する。上記フラ
ンス特許については後に説明する。以下の説明の都合上
、上記トルク平衡回転翼について説明する。この整流ト
ルク平衡回転翼は、基本的に可変ピッチ型の多数のプロ
ペラ８，８．・・・を含む。このプロペラ８は、第１図
、第２図、及び、第４図には図面簡素化のため上記載せ
ず、概略を第５図と第６図に示す。上記プロペラ８は孔
９に同軸に取り付けられ、回転半径が小さく、上記孔９
はフェアリングを有し、断面が円形であり、比較的太い
フェアリング１０の中に横方向に形成される。上記フェ
アリング１０は環状の剛構造であり、上記テールブーム
５の後端部に一体である。六９はフェアリングが取り付
けられ、この孔９０両側端部が外側に開口し、この孔の
空気取入部から空気吐出部まで、僅かに広がる形である
のが好ましい。上記空気取入部は上記ヘリコプタの機体
の縦軸ＸＸをよぎり上記機体に垂直な対称面よりも、上
記ヘリコプタの前進方向側（第１図及び第２図では、上
記垂直な対称面の裏側）にあり、上記空気吐出部は上記
フェアリング１０の左側の水平面（この面は第１図及び
第２図に見ることができる）にある。上記多ブレード型
プロペラ８は補助ギアボックス１１によって回転駆動さ
れると共に支持され、この補助ギア７１（ツクス１１自
体は、上記孔９の中央部に支持アーム（図示せず）によ
って支持される。上記補助ボックス１１は１対のベベル
ギアからなる斜交歯車を含み、この斜交歯車の一方の歯
車は、上記プロペラ８を上記穴９の内部で回転させるた
めに、上記プロペラ８の駆動シャフトに係合し、上記斜
交歯車の他方の歯車には、上記駆動シャフト１２の回転
が伝達される。上記駆動シャフト１２は上記穴つとフェ
アリング１０の構造部を半径方向に過ぎり、上記主ギア
ボックス２の補助出口まで延び、この補助出口の部分の
上部を覆う整形された表皮１３の下側を通り、この部分
で上記テールブーム５が上記フェアリング１０に結合さ
れる（第１図を参照されたい）。上記補助ギアボックス
１１の下側には、上記プロペラのブレードを制御するた
めの機構、すなわち、サーボ機構も収容される。このサ
ーボ機構は、上記穴９を及びフェアリング１０を半径方
向に過ぎるリンク（図示せず）によって駆動され、リン
ク及びケーブルによって、公知の方法、例えば、フラン
ス特許第２．１６７．２４９号記載された方法等により
、上記ヘリコプタの前部の操縦室のラダーバーに接続さ
れる。

本明細書において詳細に説明する技術的に新規な構造の
装置は、次の通りである。フェアリング１０の平均面、
すなわち、上記機体全体の縦軸ＸＸに直角であり、かつ
、上記穴９の軸線ＹＬＯを過ぎる面に於ける上記フェア
リング１０の軌跡２１０（これは軸線ｘＸの近くを通る
）として表わされる面は垂直方向に角度ψ、傾斜しく第
４図を参照されたい）、この角度ψＣは０度ないし４５
度であり、第１図ないし第４図に示す例では約３０度で
ある。従って、フェアリングを有するトルク平衡回転Ｗ
７は、フェアリング１０に取り付けられた、いわゆる「
フェネストロン」型であり、これは、上記テールブーム
５の後部にある上記機体の胴体４の延長部に配置され、
上記垂直面に対して０度ないし４５度傾斜する。上記穴
９に収容装着されたプロペラ８の回転方向、及び、この
プロペラ８のブレードのピッチの制御装置は、その軸線
ＹＩＯ−７１０に沿い、下から上に、第４図に示すよう
に、フェアリング１０の平均面に直角に、かつ、穴９を
通る空気流の方向とは反対の方向に向けられる。これは
、上記プロペラのブレードを正のピッチにして、上記プ
ロペラを推力Ｆ発生状態にするためである、 上記本発明に基く装置は、上記傾斜するフェアリングを
有するトルク平衡回転翼７のほかに、さらに、いわゆる
「バタフライ」型足部１４を宵する。この「バタフライ
」型足部は、Ｖ形に配置された２つの空気力学的な面１
５．１６を含み、この足部１４はフェアリング１０の頂
部に固定され、従って、その軌跡Ｚ１５．　　Ｚｌｌｌ
ｉとして表わされる平均面（第４図）は、フェアリング
１０の平均面と交差し、その頂部は上記２つの空気力学
的表皮面１５．１６の接合部分、すなわち、結合面を形
成し、上記空気力学的表皮面は平面図で表わせば台形で
ある（第１図及び第２図を参照されたい）。

構造的には、上記平均面ＺＬ５．　２１Ｇは、フェアリ
ング１０の頂部で狭まる点を過ぎる水平面の下までは延
びず、上記平均面Ｚ１５．　　ＺＩＢは、それぞれ、垂
直面な軌跡面ＺＺ（第４図）の−方の側から、上記狭ま
る点を過ぎり、さらに、上記第１の空気力学的表皮面１
５の平均面２１５は水平方向に対して角度ψ　をなし、
０度ないし４５度傾斜し、これに対して、上記第２の空
気力学的表皮面１６の平均面Ｚ１６は水平方向に対して
角度ψ、をなし、０度ないし４５度傾斜する（第５図を
参照されたい）。

実際には、より正確に、上記空気力学的表皮面１５．１
６の平均面２１５．　　ＺＩＧのの内の一方の平均面が
、フェアリング１０の平均面２１０とこのフェアリング
１０の頂部を過ぎる垂直な軌跡の面ＺＺとによって形成
される二面角を２等分する面の一方の側で延び、上記平
均面Ｚ１５．　　ｚｔｅの内の他方の平均面が、上記二
面角を２等分する面の他方の側で延びる。第１図ないし
第４図に示した例では、上記平均面ＺｌＢの上記垂直面
に対する傾斜角度は約２０度であり、上記平均面Ｚ１５
の上記水平面に対する傾斜角度は０度である。従って、
上記第１の空気力学的な而１５は横に水平に延び、この
面１５の延びる範囲は、上記機軸ＸＸに対して垂直な面
ＺＺの外側方向に、上記ヘリコプタの垂直な対称面まで
であり、上記他方の面１６は上記フェアリングを有する
トルク平衡回転！１ｇ７の側で延びる。これは、上記ロ
ータのブレードに正のピッチを与えた時の、上記ロータ
の推力Ｆの方向とは反対の方向である。従って、上記第
１の空気力学的表皮面１５は、上記従来の「フエネスト
ロン」型のトルク平衡回転翼を有する水平尾翼としての
機能を充分に発揮する。

さらに、上記空気力学的表皮面１５は、第３ａ図及び第
３ｂ図に示すように、カンバを有する。

この第３ａ図及び第３ｂ図に、上記空気力学的表皮面１
５の空気力学的な翼環と、この翼環の上記フェアリング
１０の付根付近の部分、及び、その支持されない側の端
部付近の断面形状を示す。この第３ａ図及び第３ｂ図は
、上記空気力学的表皮面１５の空気力学的表皮面１５が
、そのスパンの全範囲に回り、非対称のカンバを有し、
このカンバが上記ブレードの付は根の部分から先端部ま
で徐々に上に回転し、このキャンバが基本的に凹の外弧
１７と、凸の内弧１８によって形成される形状であり、
この凸の内弧１８の曲率が上記凹の外弧１７の曲率より
小さいことを示す。このように凸の内弧１８の曲率を上
記凹の外弧１７の曲率より小さくするのは、上記ヘリコ
プタが巡航速度での飛行中に上記プロペラのブレードの
ピッチが変えられた時に、上記ヘリコプタの平衡保持に
必要な負の揚力Ｆｚｅを生じさせるためである。周知の
ことであるが、ヘリコプタでは、後部ロータのレベルで
負の揚力を生じさせる必要がある。それは、そのヘリコ
プタの胴体の機軸が飛行中にダイブ角が過大になるのを
防Ｉ卜するためである。このダイブ角過大は、パイロッ
トが前進速度を上げるために主ロータのブレードのピッ
チを周期的に変え、その主ロータが前に傾斜し、機体も
平衡を失って前に傾斜する時である。

上記負の揚力Ｆ’ｚｅの発生は、上記第１の空気力学的
表皮面１５は、そのカンバ、又は、負の入射角を与えた
姿勢の位置、又は（及び）、スパンの全範囲又はその−
部分にねじり下げを施すことにより、可能である。

上記空気力学的表皮面１５は、第１図ないし第４図に示
した例では完全に固定されているが、これを移動できる
ようにし、そのスパンの全範囲を、そのスパンに沿って
延びる軸線を中心として、−体として回転出来るように
することもできる。これは、必要に応じ、撓み制御装置
を用いて、負の推力を自動的に増減させるためであり、
そのために、元部を可撓性を有する構造にし、上記撓み
制御装置をコンピュータに接続して、自動制御できるよ
うにするためである。

上記第２の空気力学的表皮面１６は上に傾斜し、上記整
流トルク平衡回転″Ａ７と同じ側にあり、これに、ブレ
ードが正のピッチの上記トルク平衡回転翼推力Ｆｒが作
用する。

上記第２の空気力学的表皮面１６の垂直面に対する傾斜
角度は（この例の場合には約２０度である力り、自然に
発生するヨーとピッチとを除去し、又は、好ましい程度
に減少させるよう調整することができる。上記自然に発
生するヨーとピッチは、巡航時に於ける、上記フェアリ
ング１０の垂直面に対する傾斜、及び、上記整流トルク
平衡回転翼７の傾斜によって生じるものである。さらに
、上記第２の空気力学的表皮面１６はカンバを有する。

このカンバは、第３ｃ図及び第３ｄ図に示すように、横
断方向の空気力学的な力Ｆｄ　　（第４図）を生じさせ
るためのものであり、この空気力学的な力Ｆｄは上記ヘ
リコプタの前進力の二乗に比例し、その横方向の分力Ｆ
ｙｄは上記ヘリコプタが最大速度で飛行する時に、上記
全部のトルク平衡を与え、従って、上記整流トルク平衡
回転翼は推力Ｆｆ’を発生せず、従って、このトルク平
衡回転翼の駆動力の消費量を大幅に軽減させることがで
きる。

第３Ｃ図及び第３ｄ図に、上記空気力学的表皮面１６の
上記フェアリング１０の付根付近の部分、及び、その固
定されない方の端部の付近の部分の断面形状を示す。こ
の第３Ｃ図及び第３ｄ図は、この第２の空気力学的表皮
面１６が２つの非対称であり、これが、上記ブレードの
付は根の部分から先端部まで徐々に変化するテーパの形
であり、この２つの非対称の形状が凸の４弧１９によっ
て形成され、この凸の４弧１９の半径が上記凹の内弧２
０の半径より大きいことを示す。この第２の空気力学的
表皮面１６は、そのスパンの全範囲に亘り、捩じり下げ
の形にすることができる。この第２の空気力学的表皮面
１６に発生する横断方向の空気力学的な力Ｆｄは負の揚
力に対応し、その作用は、上記第１の空気力学的表皮面
１５の上記ヘリコプタが巡航速度での飛行する時の、上
記ヘリコプタの機軸方向の平衡を保つための負の揚力Ｆ
ｚｅに加えられる。

上記横方向の分力Ｆｙｄを生じさせるためには、少なく
とも部分的に、上記アンチトルク機能と負の揚力Ｆｚｄ
を発生させ、上記第２の空気力学的なヨーの面１５は、
そのカンバの位置に、適当なインシデンスで設定するか
又はそれに付加することができる。第１図ないし第４図
に示した例では、上記空気力学的表皮面１６も、完全に
固定されている。しかしながら、二の而１６に対して、
そのスパンの全部の範囲を、そのスパンに沿って延びる
軸線を中心とし、−体として回転出来るようにする時に
移動できるように取り付け、上記トルク平衡回転翼のピ
ッチ制御装置に接続された制御装置を用いて撓みを制御
することができ、これによって、前進飛行時に上記トル
ク平衡回転翼のブレードを制御する時に、その操作を自
動的に制御することができる。

最後に、構造的に、上記空気力学的表皮面１５゜１６の
分岐点から上記トルク平衡回転翼７の中心軸線１０まで
の距離ｈ（第５図に示す）を、上記穴９の直径Φ（第５
図に示す）の値の１．５倍にすることができる。この構
造は、そのまま、第５図及び血６図の例に応用すること
ができる。この構造によって、そのヘリコプタの低速前
進時に於ける離間であった上記フェアリングを有するト
ルク平衡回転翼７から吹き出される空気流と、空気力学
的表皮面１５．１６の上記ロータフに極めて接近した部
分を流れる空気流との干渉を排除することができる。

以」二、第１図ないし第４図を用いて説明した安定装置
は、次のように作用する。すなわち、上記ヘリコプタが
移動を伴なわない飛行、すなわち、ホバリングをしてい
る時には、上記整流トルク平衡回転翼７は、上記軸線Ｙ
に沿う推力Ｆ［’を発生する。上記トルク平衡回転翼が
傾斜しているので、上記推力は、分力Ｆｙｌ’と揚力Ｆ
ｚｒとに分割される。この分力Ｆｙ［’は上記アンチト
ルク機構によって発生する横方向の分力であり、上記揚
力Ｆｚｌ’の値は次式 ％式％（１） で求めることができる。これは、上記ヘリコプタ全体の
揚力に寄与し、上記ヘリコプタ全体の平衡力を向上させ
る。この平衡力の向上は、上記フェアリング１０のカン
トが４５度の場合に、４ないし５度に達する。上記整流
トルク平衡回転翼の推力を傾斜させて作り出するピッチ
ングとヨーイングとの組合せは、上記整流トルク平衡回
転翼のブレードのピッチ制御装置を主ロータの機軸方向
の周期制御と調和させることにより、相殺することがで
き、 また、上記ヘリコプタの巡航時には、上記トルク平衡機
能は、はとんど、第２の空気力学的表皮面１６によって
行われる。事実、この面を流れる空気流の空気力学的な
作用によって横の力Ｆｄが発生し、この力Ｆｄは、上記
垂直面に対して傾いているので、横方向の分力Ｆｙｄと
垂直方向の分力Ｆｚｄとに分割され、上記横方向の分力
Ｆｙｄは上記ヘリコプタに対するトルク１Ｖ６衡機能に
よって発生し、上記垂直方向の分力ＦｚｄＯ値はＦｄｓ
ｉｎψｄ で表わされ、負の揚力を発生させ、この負の揚力は、上
記第１の空気力学的表皮面１５が発生させる負の揚力に
加えられる。

上記ヨーの空気力学的表皮面１６の上記垂直面に対する
傾きを調節することにより、上記自然に発生するヨーモ
ードとピッチモードとの組合せを相殺することができ、
さらに、上記流入する空気に対するヨーを緩和すること
もできる。

上記整流トルク平衡回転翼７の上記フェアリング１０及
び固定のピッチ（ラダーバーを所定の位置に固定した場
合）を Ｃｙβｆで表わし、上記第２の空気力学的表皮面１６の
揚力成分をｃｙβｄで表わすとすれば、上記空気力学的
表皮面１５．１６が傾斜していない場合、すなわち角度
ψＦ及びψｄがゼロの場合には、滑りの変数を△βで表
わせば、復元力はそれぞれ上記フェアリング１０及び上
記第２の空気力学的表皮面１６に加えられる。この復元
力は、それぞれ、次式で表わされる。

Δｆ　−ｑｓＩ’　ＣｙβｒΔβ　　　　　（２）△Ｆ
ｄ譚ｑｓｄｃｙβｄ△β　　　　　（３）ここに、ｑは
移動する空気の動圧、Ｓｆはフェアリング１０の横方向
の面積、Ｓｄは空気力学的表皮面１６の溝方向の面積で
ある。

第１図ないし第４図の場合のように、空気力学的表皮面
１５．１６が傾斜している場合には、上記空気力学的な
面に対する有効な滑りの変数は次式で与えられ、 △βｒ−△βｃｏｓψｒ　　　　　（４）△βｄ−△β
ｃｏｓψｄ　　　　　　（５）−Ｌ紀復元力は次式で表
わされる。

△Ｆｙｌ’−八Ｆ　Ｉ’へｃ　ｏ　ｓ　ψｒ＝ｑＳｒ　
Ｃｙ　１３ｒ　（ｃｏｓ”　ψｒ　）　△！３△βｄ！
△βｃｏｓψｄ −ｑＳｄＣｙβｄ　（ｃｏｓ２ψｄ）△βこれによって
誘導される垂直な力Ｆｚｌ’、及び、Ｆｚｄは、方向が
反対であり、次式によって求められる。

△Ｆｚｆ＝ΔＦｆＳ１ｎψｆ −ｑＳｆＣｙβｆ　・ （ｃｏｓψｆ’ｓｉｎψｆ）△β △Ｆｚｄ−△Ｆｄｓｉｎψｄ −ｑＳｄＣｙβｄ　・ （ｃｏｓψｄｓｉｎψｄ）Δβ 滑りに対するピッチングを完全に吸収するための条件は
、次式 ％式％（１０） （２２］ によって得られる。すなわち、角度ψが次式５ｉｎ（２
ψｄ）　　　５ｒＣｙβｒ ｓｉｎ（２ψｒ＞　　　５ｄＣｙβｄ を満足する時である。

上記入射角の変数に対応するヨーの吸収も、上記と同じ
角度ψｄによって得られる。

例えば、 ５ｄＣｙβｄ であり、 ψｒ−３０°又は４５″ である場合について、ψｄを計算すれば、その値は、そ
れぞれ、約１３°又は１５’である。

上記ヘリコプタの飛行中における上記吸収は、−上記第
１の空気力学的表皮面１５、又は、第２の空気力学的表
皮面１６に発生する揚力を変化させる装置によって行う
ことができる。この揚力を変化させる装置は、既に説明
した可変設定装置、又は、後縁フラップ移動装置を用い
て構成することができる。上記後縁フラップ移動装置は
想定される安定面に回転するように取り付けられ、その
インシデンス設定は可変である。上記揚力を変化させる
装置は、全ての場合、ラダーバーの位置に連動する。こ
の連動は、次式 ％式％（１２） を満足するように、すなわち、上記第１の空気力学的表
皮面１５による相殺に対応するように、又は、次式 ％式％（１３） を満足するように、すなわち、上記第２の空気力学的表
皮面１６による相殺に対応するように行われる。

さらに、上記揚力を変化させる装置が上記第２の空気力
学的表皮面１６に取り付けられるか、又は、上記第２の
空気力学的表皮面１６によって構成される場合には、上
記揚力を変化させる装置は、上記横方向の成分△Ｆｙｄ
の装置によるヨー制御に参加する。

第１図ないし第４図に例として示したような構造の場合
に注意すべきことは、上記フェアリング１０の頂部に取
り付ける一ヒ記第１の空気力学的表皮面１５を補強しな
ければならないという点である。その理由は、この構造
の場合、これに加えられる モーメントがフランス特許第２，１６７．２４９号上記
載されたような構造の場合のモーメントよりも大きいか
らである。このモーメントが大きくなる理由は、上記第
１の空気力学的表皮面１５が上記同じ側で片持支持され
るからである。さらに、上記第１の空気力学的表皮面１
５は、ねじれに対する剛性が大きくなければならない。

その理由は、フラッタとして公知の空気力学的な現象が
現れるのを防止するためであり、このフラッタは空気力
学的な振動現象と関連するからである。

このような構造の長所は次の通りである。すなわち、 異なる空気力学的表皮面の相互作用が小さいことである
。これは、上記異なる空気力学的表皮面のなす角度が大
きく、従って、相互作用を生じさせるドラグが極めて小
さいためである。

第４図に示したような構造は、従来のＶ次が流部よりも
、空気力学的な効率が大きい。その理由は、上記空気力
学的表皮面１５．１６が、上記ヨー軸及びピッチ軸に対
してほとんど傾斜していないので、空気力学的な効率を
確実に良くすることができるからである。特に、上記空
気力学的表皮面１５．１６の面積を従来の真っ直ぐな形
の元部より大きくする必要がなく、逆に、対称形のＶ字
形の尾翼の場合、上記従来の真っ直ぐな尾翼と同じ効率
を得るためには、面積を約５０パーセント増加させなけ
ればならない。それに対して、上記角度ψｄを１５″と
した場合、上記に対応する空気力学的表皮面１６の面積
の増加は、次式によって、僅かに７％にすぎない。

水平尾翼の機能は上記空気力学的表皮面１５によって行
われ、この空気力学的表皮面１５は、従来の技術に基づ
く構造よりも、」二記主ロータの回転軸に対して後退し
た形状である。従って、上記空気力学的表皮面１５は効
率が良い。

また、上記第２の空気力学的表皮面１６は上記メーンロ
ータの滑りの空気流から離れている。この主ロータの滑
りの空気流の概要を、第４図に、ハツチングを施した部
分で示す。従って、上記第２の空気力学的表皮面１６は
、従来の垂直尾翼の安定板よりも効率が良い。

過渡的な飛行をする時には、上記第１の空気力学的表皮
面１５の非支持側端部に空気力学的表皮面２２（ｍ４図
）を取り付ければ、上記第２の空気力学的表皮面１６の
ヨーの効率、及び（又は）復元を良くすることは容易で
ある。これは、上記第１の空気力学的表皮面１５がほぼ
水平であり、空気力学的な面２２（第４図）がその平均
面１５に対してほぼ直角であり、上記第２の空気力学的
表皮面１６に横方向の空気力学的な力が発生するように
迎え角を設定する場合である。

ホバリングに時には、横風は、ヘリコプタの平衡を保つ
ための揚力を発生させないとされているが、これは、従
来のＶ字形の尾翼にはあてはまらない。

第５図に示す第２の実施形態は、第１図ないし第４図に
示した構造よりも、特殊性の少ない形状に対応する。こ
の特殊性が少ないと言うのは、上記第１の空気力学的表
皮面１５の水平面に対する傾斜角度が極めて少なく、僅
かに上に傾斜しているという点においてである。すなわ
ち、第１図ないし第４図に示した構造では上記水平面に
対する傾斜角度ψｅが０度ないし４５度であったのに対
して、この第２の実施形態の場合には上記水平面に対す
る傾斜角度ψ０が１２度まで狭められているという点に
おいてである。第２の空気力学的表皮面２６の上記垂直
面に対する角度ψｄが１６度に近い時には、既に説明し
たように、上記Ｖ字形の尾翼の２つの空気力学的表皮面
の開く角度が９０度より大きい。これに対して、この第
２の実施形態では、フェアリング１０″の上記垂直面に
対する傾斜角度ψｒは、実用上、許容範囲の上限４５度
に等しい。第５図に、上記離間距離りを示す。この離間
圧ｆＶｈ は、上記穴９の中心軸線及びプロペラ８の回転中心軸線
から、上記Ｖ字型尾翼の２個の空気力学的表皮面２５．
２６の分岐点の分岐点までの距離である。また、上記第
５図に、穴９の直径θ、及び、上記穴９を通る空気流の
方向を表わす矢印Ｖを示す。この空気流は、上記プロペ
ラ８が正の入射角であるときに、このプロペラ８の回転
によって生じ、上記穴９を通る空気流である。第５図に
は、さらに、ねじり２７を示す。このねじり２７は、上
記第２の空気力学的表皮面２６のスパンの全範囲に亘っ
ている。最後に、この第２の実施形態が上記第１の実施
形態と相違する点は、上記フェアリング１０゛の上部の
厚さが徐々に減少する構造であり、しかも、その頂部の
厚さが、上記１字形尾部の２個の空気力学的表皮面２５
．２６を上記フェアリング１０′の頂部に強固に結合さ
せるのに充分な厚さをををする点である。

第６図に第３の実施形態を示す。この第３の実施形態は
、整流トルク平衡回転翼とフェアリング１０′とを含み
、このロータとフェアリングは第５図のロータとフェア
リングと同様であり、かつ、その傾斜角度は４５ｒ！ｉ
である。しかしながら、上記１字形尾部の第１の空気力
学的表皮面３５は上記フェアリング１０′の延長部にあ
り、捩じり３７を有する第２の空気力学的表皮面３６は
フェアリング１０−の面、及び、上記空気力学的表皮面
３５の面に対して直角である。この形状は、上述の３つ
の角度が４５度である場合に対応し、この角度は許容範
囲の」１限である。

この形状は、構造的に、本願出願人の「アゼル」型、及
び、「アラフィン」型のヘリコプタのトルク平衡回転翼
とそのフェアリングとの組立体を４５度傾斜させ、第６
図に示すように、上記組立体に上記空気力学的表皮面３
６を直角に取り付ける場合に、好ましいものである。

第７図に第４の実施形態を示す。この第４の実施形態は
、穴９の内部のロータと、フェアリング１０と、第２の
空気力学的表皮面４６とを含み、この各構成部はそれぞ
れ第４図の対応する構成部と同じである。

他方、第１の空気力学的表皮面４５は、上記ヘリコプタ
の垂直な対称面に対して、上記トルク平衡回転翼の推力
がこのヘリコプタをホバリングさせる方向であり、水平
方向に対して成す角度がゼロをなす方向に取り付けられ
る。ただし、この取付は角度は０度ないし２０度の範囲
内で変化させることができる。

この第１の空気力学的表皮面４５は、第４図に示した実
施形態と同様に、過渡的なフライトをする時に上記第２
の空気力学的表皮面４６のヨーの効率と復元力を増加さ
せるために、その非支持側端部に、その平均面Ｚ４５に
ほぼ直角な空気力学的表皮面４６を取り付け、これと同
じ側で、上記第２の空気力学的表皮面４６に、横方向の
空気力学的な力を発生させるために、迎え角を設定する
ことができる。

この第４の実施形態の全体の形状は、上記ヘリコプタの
前進フライト時に、上記ヘリコプタに所要の横方向の姿
勢を取らせるための補償のために、上記負の揚力Ｆｚｃ
が第１の空気力学的表皮面４５に発生させる、上記ヘリ
コプタの機軸に対するロールモーメントを使用する必要
がある場合に、好ましいものである。

上記各種形状において、上記角度ψｒ、ψ０゜ψｄの値
を既に説明した所要の特性から選択する。

この選択は、−方で、上記ヘリコプタの全体の機軸に対
する上記整流トルク平衡回転翼の全推力の発生の重要度
を考慮し、他方で、上記ヘリコプタに自然発生するピッ
チングモードとヨーイングモードとを多少強めに、或い
は、所要の程度で、吸収することをを考慮して行う。し
かしながら、全ての場合に、 ホバリング時に、上記トルク平衡回転翼を収容している
フェアリングが傾斜しているために発生するピッチング
とヨーイングとが組合せで存在するので、この組合せを
相殺しなければならない。その理由は、上記トルク平衡
回転翼のプロペラ９のブレードのピッチ制御装置を、主
ロータのブレードの機軸方向の周期的な制御に調和させ
るためである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に基く方向制御及び安定制御装置を尾部
ブームの端部に装着したヘリコプタの略図的な斜視図、
第２図は第１図のヘリコプタの方向制御及び安定制御装
置の部分拡大斜視図、第３ａ図ないし第３ｄ図は第２図
の方向制御及び安定制御装置のＶ字型足部の空気力学的
表皮面の空気力学的な形状を回転させた形状の図、第４
図は上記方向制御及び安定制御装置の第２図の矢印Ｆ−
Ｆの方向に正面から見た断面略図、第５図は本発明に基
く方向制御及び安定制御装置の第２の実施形態の第４図
と同様の断面略図、第６図は本発明に基く方向制御及び
安定制御装置の第３の実施形態の第４図と同様の断面略
図、第７図は本発明に基く方向制御及び安定制御装置の
第４の実施形態の第４図と同様の断面略図である。 ２・・・主ギアボックス、４・・・胴体、５・・・尾部
ブーム、７・・・整流トルク平衡回転翼、８・・・プロ
ペラ、９・・・穴、１０．１１・・・フェアリング、１
１・・・補助ギアボックス、１２・・・駆動シャフト、
１５゜１６・・・空気力学的表皮面、１７・・・４弧、
１８・・・内弧、２２，２５．２６・・・空気力学的表
皮面、２７・・・捩じり、４５．４６・・・空気力学的
表皮面、Ｆｄ・・・横向きの力、Ｆ　ｙｄ、　　Ｆ　ｙ
［’・・・横向きの分力、Ｆｒ・・・揚力、Ｆｚｅ・・
・負の揚力、ｈ・・・離間距離、ｘｘ・・・胴体の縦軸
、ＹＩＯ・・・穴の軸、Ｚｌｏ・・・フェアリングの軌
跡、ＺＺ・・・垂直な軌跡面、θ１１．穴の直径。 出願人代理人　　佐　　藤　　−雄 ＦＩＧ、４

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、航空機が揚力を発生させる形状の１個以上のロータ
   を有し、このロータが１個以上のエンジンによって機械
   的に回転駆動され、その回転駆動力が少なくとも部分的
   に吸収され、胴体が上記揚力を発生させるロータの駆動
   トルクの反作用を受け、この反作用を相殺しなければな
   らない回転翼航空機であり、この回転翼航空機の方向及
   び安定を制御する装置が、 多ブレード型可変ピッチプロペラを含み、上記プロペラ
   が断面形状が流線に沿う形状の円形の穴に取り付けられ
   、上記プロペラが上記穴と同軸であり、上記穴が上記胴
   体の後部に設けられたフェアリングに設けられ、上記穴
   の方向が上記フェアリングを横断する方向であり、上記
   プロペラが上記穴の中心軸線を中心として回転駆動され
   る構造の整流トルク平衡回転翼と、 上記整流トルク平衡回転翼を収容するフェアリングによ
   って支持され、２個の空気力学的表皮面を有し、この空
   気力学的表皮面がＶ形に配置され、上記２個の空気力学
   的表皮面が、上記整流トルク平衡回転翼を収容するフェ
   アリングの頂部で、上記頂部を過ぎる水平面より下に来
   ることのないように、結合された構造のＶ型尾翼とを、
   組合せて備えているタイプである、回転翼航空機の方位
   及び安定を制御する装置において、 上記整流トルク平衡回転翼を収容するフェアリングの平
   均面、及び、上記整流トルク平衡回転翼の回転面は上記
   航空機の対称面に対して０ないし４５度傾斜し、 上記整流トルク平衡回転翼の回転方向、及び、上記整流
   トルク平衡回転翼のピッチの制御方向の設定は、上記ブ
   レードを制御して正のピッチにした時に、このブレード
   が発生させる上記ロータの軸線に沿う推力の、上記航空
   機全体の横軸に平行な分力が、上記航空機の胴体の主ロ
   ータの駆動トルクに対向するモーメントを、この主ロー
   タの軸に与え、 上記推力の上記航空機全体の縦軸にほぼ平行な分力が上
   に向かうように、行われ、 上記２つの空気力学的表皮面はそれぞれ平均面を有し、
   この２つの平均面はそれぞれ上記航空機全体の縦軸を含
   む垂直面の両側で延び、上記第１の空気力学的表皮面の
   平均面は、上記航空機の移動を伴なわない飛行の時に、
   上記垂直面に対して、その側部で、上記トルク平衡回転
   翼の推力に対向するように設定され、上記第２の空気力
   学的表皮面の平均面は、上記垂直面に対して、上記航空
   機の移動を伴なわない飛行の時に、上記トルク平衡回転
   翼の推力が、上記垂直面の側部に向かうように設定され
   、 上記第１の空気力学的表皮面は上記水平面に対して０な
   いし４５度の角度をなし、上記第２の空気力学的表皮面
   は上記垂直面に対して０ないし４５度の角度をなし、 上記第１の空気力学的表皮面は空気力学的な翼型を有し
   、この翼型は、移動を伴なう飛行の時に、垂直な負の揚
   力成分、すなわち、下向きの分力を、発生させ、 上記第２の空気力学的表皮面は空気力学的な翼型を有し
   、この翼型は移動を伴なう飛行の時に空気力学的な力を
   発生させ、この空気力学的な力は分力を形成し、第２の
   分力は上記航空機全体の横軸に平行であり、上記トルク
   平衡回転翼の推力の分力が上記航空機全体の横軸に沿い
   、上記航空機全体の垂直軸に並行な分力は直接下に向か
   うことを特徴とする回転翼航空機の方位及び安定を制御
   する装置。 ２、航空機が揚力を発生させる形状の１個以上のロータ
   を有し、このロータが１個以上のエンジンによって機械
   的に回転駆動され、その回転駆動力が少なくとも部分的
   に吸収され、胴体が上記揚力を発生させるロータの駆動
   トルクの反作用を受け、この反作用を相殺しなければな
   らない回転翼航空機であり、この回転翼航空機の方向及
   び安定を制御する装置が、 多ブレード型可変ピッチプロペラを含み、上記プロペラ
   が断面形状が流線に沿う形状の円形の穴に取り付けられ
   、上記プロペラが上記穴と同軸であり、上記穴が上記胴
   体の後部に設けられたフェアリングに設けられ、上記穴
   の方向が上記フェアリングを横断する方向であり、上記
   プロペラが上記穴の中心軸線を中心として回転駆動され
   る構造の整流トルク平衡回転翼と、 上記整流トルク平衡回転翼を収容するフェアリングによ
   って支持され、２個の空気力学的表皮面を有し、この空
   気力学的表皮面がＶ形に配置され、上記２個の空気力学
   的表皮面が、上記整流トルク平衡回転翼を収容するフェ
   アリングの頂部で、上記頂部を過ぎる水平面より下に来
   ることのないように、結合された構造のＶ型尾翼とを、
   組合せて備えているタイプである、回転翼航空機の方位
   及び安定を制御する装置において、 上記整流トルク平衡回転翼を収容するフェアリングの平
   均面、及び、上記整流トルク平衡回転翼の回転面は上記
   航空機の対称面に対して０ないし４５度傾斜し、 上記整流トルク平衡回転翼の回転方向、及び、上記整流
   トルク平衡回転翼のピッチの制御方向の設定は、上記ブ
   レードを制御して正のピッチにした時に、このブレード
   が発生させる上記ロータの軸線に沿う推力の、上記航空
   機全体の横軸に平行な分力が、上記航空機の胴体の主ロ
   ータの駆動トルクに対向するモーメントを、この主ロー
   タの軸に与え、 上記推力の上記航空機全体の縦軸にほぼ平行な分力が上
   に向かうように、行われ、 上記２つの空気力学的表皮面はそれぞれ平均面を有し、
   この２つの平均面はそれぞれ上記航空機全体の縦軸を含
   む垂直面の両側で延び、上記第１の空気力学的表皮面の
   平均面は、上記航空機の移動を伴なわない飛行の時に、
   上記垂直面に対して、その側部で、上記トルク平衡回転
   翼の推力に対向するように設定され、上記第２の空気力
   学的表皮面の平均面は、上記垂直面に対して、上記航空
   機の移動を伴なわない飛行の時に、上記トルク平衡回転
   翼の推力が、上記垂直面の側部に向かうように設定され
   、 上記第１の空気力学的表皮面は上記水平面に対して０な
   いし２０度の角度をなし、上記第２の空気力学的表皮面
   は上記垂直面に対して０ないし２０度の角度をなし、 上記第１の空気力学的表皮面は空気力学的な翼型を有し
   、この翼型は、移動を伴なう飛行の時に、垂直な負の揚
   力成分、すなわち、下向きの分力を、発生させ、 上記第２の空気力学的表皮面は空気力学的な翼型を有し
   、この翼型は移動を伴なう飛行の時に空気力学的な力を
   発生させ、この空気力学的な力は分力を形成し、第１の
   分力は上記航空機全体の横軸に平行であり、上記トルク
   平衡回転翼の推力の分力が上記航空機全体の横軸に沿い
   、上記航空機全体の垂直軸に並行な分力は直接下に向か
   うことを特徴とする回転翼航空機の方位及び安定を制御
   する装置。 ３、上記２つの空気力学的表皮面の上記 整流穴からの離間距離は、少なくとも、上記穴の直径の
   １．５倍に等しいことを特徴とする特許請求の範囲第１
   項又は第２項に記載された回転翼航空機の方位及び安定
   を制御する装置。 ４、上記第１の空気力学的表皮面の平均面は水平であり
   、上記第２の空気力学的表皮面の平均面に対して９０度
   より大きい角度をなすことを特徴とする特許請求の範囲
   第１項に記載された回転翼航空機の方位及び安定を制御
   する装置。 ５、上記トルク平衡回転翼を収容するフェアリングは上
   記垂直面に対して傾斜し、上記第１の空気力学的表皮面
   は上記トルク平衡回転翼を収容するフェアリングの延長
   部にあり、上記２つの空気力学的表皮面は相互に直角な
   平均面を有することを特徴とする特許請求の範囲第１項
   に記載された回転翼航空機の方位及び安定を制御する装
   置。 ６、上記第１の空気力学的表皮面はカンバを有し、この
   カンバは上に湾曲し、及び（又は）、ねじり下げ、及び
   （又は）、負の入射を有し、これは、上記航空機の巡航
   時の縦平衡を確保するのに必要な負の揚力を生じさせる
   ためであることを特徴とする特許請求の範囲第１項ない
   し第５項のいずれかの項に記載された回転翼航空機の方
   位及び安定を制御する装置。 ７、上記第１の空気力学的表皮面は完全に固定されるこ
   とを特徴とする特許請求の範囲第１項ないし第６項のい
   ずれかの項に記載された回転翼航空機の方位及び安定を
   制御する装置。 ８、上記第２の空気力学的表皮面はカンバ、及び（又は
   ）、ねじり下げ、及び（又は）、負の入射を有し、これ
   は横方向の空気力学的な力を生じさせるためであり、こ
   の横方向の空気力学的な力は、上記航空機の巡航のため
   のトルク平衡回転翼の機能を、少なくとも部分的に発揮
   させるためであることを特徴とする特許請求の範囲第１
   項ないし第７項のいずれかの項に記載された回転翼航空
   機の方向及び安定を制御する装置。 ９、上記第２の空気力学的表皮面は完全に固定されるこ
   とを特徴とする特許請求の範囲第８項に記載された回転
   翼航空機の方位及び安定を制御する装置。 １０、上記１つの空気力学的表皮面は、そのスパンの全
   範囲に亘る移動が可能であり、この空気力学的表皮面は
   上記スパンに沿う方向の回転軸を中心として回転できる
   ように取り付けられ、この空気力学的表皮面は偏椅制御
   装置によって制御され、この偏椅制御装置は上記航空機
   のトルク平衡回転翼のピッチ制御装置に接続されること
   を特徴とする特許請求の範囲第１項ないし第６項、及び
   、第８項のいずれかの項に記載された回転翼航空機の方
   位及び安定を制御する装置。 １１、上記１つの空気力学的表皮面は１つ以上の動き得
   る後端縁フラップを有し、この後端縁フラップは上記ス
   パンの少なくとも一部分で延び、上記空気力学的表皮面
   の偏椅は制御装置によって制御され、この制御装置は上
   記航空機のトルク平衡回転翼のピッチ制御装置に接続さ
   れることを特徴とする特許請求の範囲第１項ないし第６
   項、及び、第８項のいずれかの項に記載された回転翼航
   空機の方位及び安定を制御する装置。 １２、上記第１の空気力学的表皮面が水平である場合に
   、上記第１の空気力学的表皮面が、その支持されない方
   の端部に空気力学的な面を有し、この空気力学的な面は
   上記第１の空気力学的表皮面の平均面にほぼ直角であり
   、迎え角を有し、この迎え角は、移動を伴なう飛行の時
   に、上記第２の空気力学的表皮面の横方向の力と同一方
   向に、横方向の力を発生することを特徴とする特許請求
   の範囲第１項ないし第１１項のいずれかの項に記載され
   た回転翼航空機の方位及び安定を制御する装置。 １３、特許請求の範囲第１項ないし第１２項のいずれか
   の項に記載された回転翼航空機の方向及び安定を制御す
   る装置を含むヘリコプタにおいて、上記ヘリコプタは整
   流トルク平衡回転翼のブレードのピッチの制御装置を含
   み、上記整流トルク平衡回転翼のブレードのピッチの制
   御装置は主ロータの縦周期制御装置と調和され、この調
   和は、上記トルク平衡回転翼のブレードのピッチを増大
   させた時に、上記主ロータの縦周期ピッチの増加を相殺
   し、上記ヘリコプタの胴体の縦の飛行姿勢の変化を限定
   するために行うことを特徴とするヘリコプタ。