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技術 ヘリコプタ、および単一の主回転翼により作用されるトルクに対向する方法

出願人 エアバスヘリコプターズ
発明者 フィリップ・アラン・ロレポール・ジェラール・エグラン
出願日 1993年4月13日 (27年8ヶ月経過) 出願番号 1993-086300
公開日 1994年1月25日 (26年11ヶ月経過) 公開番号 1994-016192
状態 特許登録済
技術分野 飛行船・気球・飛行機
主要キーワード 入力測定値 傾斜フィン 直線的関数 自動回動 垂直フィン 固定フィン 角度制御装置 トルク装置
関連する未来課題
重要な関連分野

この項目の情報は公開日時点(1994年1月25日)のものです。
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図面 (10)

目的

この発明は、補助アンチトルク回転翼と、制御可能な舵取とを有するアンチトルク装置を備え、ヘリコプタ前進運動とび支持のための主回転翼により作用されるトルクに対向することを特徴としている。

構成

この発明のヘリコプタは、前進運動と支持のための単一の主回転翼およびアンチトルク装置を有し、アンチトルク装置は主回転翼のエンジンから回転されて制御可能なアンチトルク横推力を作用する補助アンチトルク回転翼と、舵取中に制御可能でアンチトルク横揚力を生じる少なくとも1つの舵取翼とを有している。この発明に従えば、ヘリコプタは、主回転翼の同時ピッチ角とヘリコプタの前進速度との関数として舵取翼の回動角を自動的に制御する自動回動制御装置を備えている。

概要

背景

前進運動および支持の目的の単一の主回転翼が設けられたヘリコプタにおいては、主回転翼により作用されるトルクに対する反作用で主回転翼の回転方向と反対方向に胴体が回転するよう成ることが知られている。また、胴体が受ける反作用トルクに対向するよう横推力を生じるべく適し主回転翼の様な同一駆動源から回転される補助アンチトルク回転翼を設けるのが一般的であることが知られている。従って、補助アンチトルク回転翼は駆動源からの有効な出力の一部を吸収する。

従って、ヘリコプタの性能を改善するために、胴体のための横アンチトルク安定を設ける作用において補助アンチトルク回転翼を助けるのが有利である。

概要

この発明は、補助アンチトルク回転翼と、制御可能な舵取とを有するアンチトルク装置を備え、ヘリコプタの前進運動とび支持のための主回転翼により作用されるトルクに対向することを特徴としている。

この発明のヘリコプタは、前進運動と支持のための単一の主回転翼およびアンチトルク装置を有し、アンチトルク装置は主回転翼のエンジンから回転されて制御可能なアンチトルク横推力を作用する補助アンチトルク回転翼と、舵取中に制御可能でアンチトルク横揚力を生じる少なくとも1つの舵取翼とを有している。この発明に従えば、ヘリコプタは、主回転翼の同時ピッチ角とヘリコプタの前進速度との関数として舵取翼の回動角を自動的に制御する自動回動制御装置を備えている。

目的

この発明の目的は上述の問題を解決することにある。

効果

実績

技術文献被引用数
1件
牽制数
2件

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請求項1

前進運動と支持のための単一の主回転翼、主回転翼のエンジンから回転されて制御可能なアンチトルク推力を作用する補助アンチトルク回転翼と、舵取中に制御可能でアンチトルク横揚力を生じる少なくとも1つの舵取とを有するアンチトルク装置、を備えたヘリコプタにおいて、主回転翼の同時ピッチ角とヘリコプタの前進速度との関数として舵取翼の回動角を自動的に制御する自動回動制御装置を備えたことを特徴とするヘリコプタ。

請求項2

舵取翼を制御する自動回動角制御装置は、補助アンチトルク回転翼により作用されるアンチトルク横推力を制御する制御装置とは別個である請求項1記載のヘリコプタ。

請求項3

舵取翼を制御する自動回動角制御装置は、補助アンチトルク回転翼によって作用されるアンチトルク横推力を自動制御する制御装置と連結された請求項1記載のヘリコプタ。

請求項4

連結された制御装置は補助アンチトルク回転翼の実ピッチ角を受ける請求項3記載のヘリコプタ。

請求項5

舵取翼の回動と、補助アンチトルク回転翼によって作用されるアンチトルク横推力とを自動的に制御する連結された制御装置は主回転翼の同時ピッチ角の値と前進速度と補助アンチトルク回転翼の実ピッチ角とに加えて舵取制御と角偏揺れ速度と横荷重係数空気密度ヘッディング縦方向トリム横転角度等の様な他の飛行パラメータを受ける請求項4記載のヘリコプタ。

請求項6

舵取翼は方向舵である請求項1記載のヘリコプタ。

請求項7

舵取翼は、全体として回動できるフィンである請求項1記載のヘリコプタ。

請求項8

自動回動角度制御装置によって制御される複数個の舵取翼を有する請求項1記載のヘリコプタ。

請求項9

補助アンチトルク回転翼を無荷重にすべく適した横フィンを有する請求項1記載のヘリコプタ。

請求項10

横フィンは自動回動角度制御装置によって制御される方向舵が設けられた請求項9記載のヘリコプタ。

請求項11

各横フィンは全体として回動されるよう出来るべく取付けられた請求項9記載のヘリコプタ。

請求項12

自動回動角度制御装置によって制御される方向舵が夫々設けられた2つの尾部フィンを有する請求項1記載のヘリコプタ。

請求項13

全体として回動すべく夫々適し且つ自動回動角度制御装置によって制御される2つの後部フィンを有する請求項1記載のヘリコプタ。

請求項14

主回転翼のためのエンジンにより回転されて制御可能なアンチトルク横推力を作用する補助アンチトルク回転翼と、アンチトルク横揚力を生じるべく適した制御可能な舵取用の少なくとも1つの舵取翼とを有するアンチトルク装置を備えたヘリコプタの前進運動および支持のために単一の主回転翼によって作用されるトルクに対向する方法において、予備段階において複数組の3つの値が決定蓄積されて各組の3つの値はヘリコプタの前進速度のための値と、同時ピッチ角の値と、舵取翼の回動角の値とから成り、各組において補助アンチトルク回転翼により設けられる横推力が少なくとも実質的にであり、飛行中のヘリコプタの前進速度と同時ピッチ角が測定され、前進速度と同時ピッチ角の蓄積された値が対応する測定された値に少なくともほゞ等しい3つの値の組の1つの対応する値に少なくともほゞ等しい値を有した回動角が舵取翼に作用されることを特徴とする方法。

請求項15

予備段階の際に、前進速度の関数として補助アンチトルク回転翼の横推力に舵取翼の一定回動角の変化の基本と、前進速度の関数として同時ピッチ角の変化の基本とで3つの値の組が決められる請求項14記載の方法。

請求項16

3つの値の複数の組によって、2つの入口と1つの出口とを有する表が形成され、2つの入口は夫々前進速度の値と同時ピッチ角の値であり、1つの出口は舵取翼の回動角の値である請求項14記載の方法。

請求項17

3つの値の複数の組の基本において、ヘリコプタの前進速度と主回転翼の同時ピッチ角の関数として舵取翼の回動角を与える数学的モデルが達成される請求項14記載の方法。

請求項18

数学的モデルを示す数式は多項式で、各項は同時ピッチ角度の出力を掛けた前進速度の出力の積を有する請求項17記載の方法。

請求項19

数学的モデルが、軸が前進速度と舵取翼の回動角を夫々表わす線図に曲線の組によって表され、各曲線は同時ピッチ角の値に対応し、且つ各曲線が直線部分により前進速度値の範囲に亙って近似している請求項18記載の方法。

請求項20

前進速度値範囲の各々に亙って、舵取翼の回動角が同時ピッチ角と前進速度の直線的関数である請求項19記載の方法。

技術分野

0001

この発明は、前進運動と支持の目的のための単一の主回転翼と、方向舵や或は全体として舵取できるフィンの様な少なくとも1つの舵取と関連したアンチトルク回転翼を有する複合アンチトルク装置とを有したヘリコプタに関するものである。また、この発明は、主回転翼によってヘリコプタに作用されるトルクに最適に対向する方法に関するものである。この発明は特に専らではないが、アンチトルク回転翼が流線形に整形されたヘリコプタに係わるものである。

背景技術

0002

前進運動および支持の目的の単一の主回転翼が設けられたヘリコプタにおいては、主回転翼により作用されるトルクに対する反作用で主回転翼の回転方向と反対方向に胴体が回転するよう成ることが知られている。また、胴体が受ける反作用トルクに対向するよう横推力を生じるべく適し主回転翼の様な同一駆動源から回転される補助アンチトルク回転翼を設けるのが一般的であることが知られている。従って、補助アンチトルク回転翼は駆動源からの有効な出力の一部を吸収する。

0003

従って、ヘリコプタの性能を改善するために、胴体のための横アンチトルク安定を設ける作用において補助アンチトルク回転翼を助けるのが有利である。

発明が解決しようとする課題

0004

例えば、米国特許第2,818,224号明細書に記載される様に、前進飛行の際に、ヘリコプタの尾部に設けられたフィンに作用する空力学的推力を使用することによってアンチトルク回転翼を無荷重にするよう出来る。この様な推力は、フィンに湾曲形状を与えて胴体の対称面に対して或る角度でフィンを設置することによって一般的に得られる。併し、固定フィンを形成する時に、横滑りなく飛行するヘリコプタにおいてこの様な具合に得られる推力は、フィンにおける空気の動圧にだけ起因し、従って調節するよう出来ない。作用されるアンチトルク力が速度の関数および他の飛行パラメータの関数として異なって変化するので、アンチトルク回転翼の適切な無荷重が単一の組の飛行情況にだけ実際に可能であることに成る。例えば、経済巡航速度での水平巡航飛行を最適にするのが一般的である。従って、フィンの設定が選ばれるので、フィンによって作用される推力が選ばれた巡航速度で完全に或は十分にアンチトルク回転翼を無荷重にする。飛行状態水平速度垂直速度)または航空機の形状(質量、外部荷重)が変化するや直ちに、フィンの初期調節が最早や適切でなく、性能の低下が表れる。更に、降下オートローティション飛行において、フィンからの推力は不必要であり(主回転翼から計算されるトルクは実質的にである)、アンチトルク回転翼によって設けられる負の推力によって釣り合わせられるよう必要である。この負の推力は性能の低下を表わし、ヘリコプタの偏揺れを制御すべく適した残りの制御範囲を大きく減少する。

0005

固定の無荷重フィンの使用に見られる問題や制限を解決するために、例えば米国特許第2,369,652号明細書に記載されるよう舵取可能な方向舵翼を用いることが出来る。この様な方向舵翼は手動で制御され、トルクの釣り合いを維持するようエンジンから伝えられる出力を制御するよう主回転翼エンジンのガスを制御すると共に、アンチトルク装置の必要な再調整により追い掛けるべく早く成る効果を持ったエンジン出力の変化を防止するためにジャイロスコープ装置が設けられる。

0006

上記米国特許明細書記載のアンチトルク装置は、アンチトルク制御に対して主回転翼の制御を従わせる特に激しい問題を伴うことが伺い知れる。更に、ジャイロスコープ装置を用いるので、複雑である。

0007

この発明の目的は上述の問題を解決することにある。

課題を解決するための手段

0008

このために、この発明は、前進運動と支持のための単一の主回転翼、主回転翼のエンジンから回転されて制御可能なアンチトルク横推力を作用する補助アンチトルク回転翼と、舵取中に制御可能でアンチトルク横揚力を生じる少なくとも1つの舵取翼とを有するアンチトルク装置、を備えたヘリコプタにおいて、主回転翼の同時ピッチ角とヘリコプタの前進速度との関数として舵取翼の回動角を自動的に制御する自動回動制御装置を備えたことを特徴としている。

0009

この発明は、与えられた前進速度において、主回転翼の同時ピッチ角が主回転翼により作用されるトルク、従って、アンチトルク装置により対向されるべく必要である胴体の反作用トルクで表され、前進速度が舵取翼により設けられる横揚力で表されることに基づいている。同時ピッチ角と前進速度は、ヘリコプタの偏揺れを釣り合わせるために大きく表されるパラメータで従って表される。

0010

この発明の好適な特徴に従えば、予備段階において、複数組の3つの値が決定蓄積されて、各組の3つの値はヘリコプタの前進速度のための値と、同時ピッチ角の値と、舵取翼の回動角の値とから成り、各組において補助アンチトルク回転翼により設けられる横推力が少なくとも実質的に零であり、飛行中に、ヘリコプタの前進速度と同時ピッチ角が測定され、前進速度と同時ピッチ角の蓄積された値が対応する測定された値に少なくともほゞ等しい3つの値の組の1つの対応する値に少なくともほゞ等しい値を有した回動角が舵取翼に作用される。

0011

好適には、予備段階の際に、3つの値の組は、前進速度の関数として補助アンチトルク回転翼の横推力に舵取翼の一定回動角の変化の基本と、前進速度の関数として同時ピッチ角の変化の基本とによって決められる。

0012

この様な具合にして得られる情報を使用するために、3つの値の複数の組によって、2つの入口と1つの出口とを有していて、2つの入口は夫々前進速度の値と同時ピッチ角の値であり、1つの出口は舵取翼の回動角の値である表を形成することが出来る。

0013

また、好適には、3つの値のこの複数の組の基本において、ヘリコプタの前進速度と主回転翼の同時ピッチ角の関数として舵取翼の回動角を与える数学的モデルが達成される。

0014

数学的モデルを示す数式は多項式で、各項は同時ピッチ角度の出力を掛けた前進速度の出力の積を有している。

0015

計算を簡単にするために、数学的モデルが、軸が前進速度と舵取翼の回動角を夫々表わすグラフ曲線の組によって表され、各曲線は同時ピッチ角の値に対応し、且つ各曲線が直線部分により前進速度値の範囲に亙って近似している。回動角は、従って同時ピッチ角と前進速度との直線的関数とすることが出来る。

0016

舵取翼を制御する自動回動角制御装置は、補助アンチトルク回転翼により作用されるアンチトルク横推力を制御する制御装置とは別個に出来る。併し、これに反し、舵取翼を制御する自動回動角制御装置は、全体のアンチトルク作用の分布を適切に出来るように補助アンチトルク回転翼によって作用されるアンチトルク横推力を自動制御する制御装置と連結されるのが好適である。

0017

推奨実施例において、舵取翼の回動と、補助アンチトルク回転翼によって作用されるアンチトルク横推力とを自動制御する連結された制御装置は、主回転翼の同時ピッチ角の値と前進速度と補助アンチトルク回転翼の実ピッチ角とに加え、舵取制御と角偏揺れ速度と横荷重係数空気密度ヘッディング縦方向トリム横転角度等の様な他の飛行パラメータを受ける。

0018

従って、補助アンチトルク回転翼から零または実質的に零の推力を得るよう舵取翼を作動して、ヘリコプタの偏揺れ平衡を確実にすることが出来る。

0019

この様な舵取翼は、例えばヘリコプタの尾部に設けられた固定フィンに取付けられた方向舵とすることが出来る。また、舵取翼は、全体として舵取できるよう取付けられたフィンとして構成することが出来る。すなわち、フィン全体が回動出来る。

0020

当然に、この発明の方法は、複数個の舵取翼の回動角を制御することによって実施できる。例えば、この発明に従って全体として回動する複数個の方向舵、すなわちフィンを制御するよう出来る。

0021

例えば、固定尾部フィンに取付けられた方向舵に加えて、ヘリコプタは補助アンチトルク回転翼を無荷重にするよう適した横フィンを有することが出来、この横フィンは方向舵に取付けたり、或は全体として舵取できるよう取付けることも出来るし、方向舵と横フィンを上述したと類似な具合に制御される。

0022

変形例において、ヘリコプタは、上述した具合に制御される方向舵が夫々設けるよう出来るし、或はまた全体として舵取できるよう取付けられてこの発明に従って制御できる2つの後部フィンを有することが出来る。

0023

添付図面はこの発明が如何に実施できるかを明確に示している。図面において同一符号は同一部材を示している。

0024

図1および図2に概略的に図示されるヘリコプタ1は前部に操縦室3を有する胴体2を備えている。胴体2の中間部4には、羽根7から造られた単一の主前進運動および支持用の回転翼6を回転するに適したエンジン5を有している。胴体2からは尾部8が後方に延びており、この尾部8の自由端には垂直フィン9が有る。尾部8の後端、すなわち垂直フィン9の基部には、羽根12を有し回転軸11によりエンジン5によって回転される可変ピッチアンチトルク回転翼10が設けられている。この可変ピッチアンチトルク回転翼10は流線形に好適に整形されており、流線形の被いが垂直フィン9の基部によって構成されている。

0025

一般的に、主の回転翼6が矢印F1(図2)の方向に回転すれば、ヘリコプタ1は反力によって反対のF2方向に回転するように成る。アンチトルク回転翼10の目的は、F2方向の胴体2の回転に対向する横推力YRAを生じるよう成すことで、この横推力YRAの大きさは羽根12のピッチによって制御できる。

0026

F2方向の胴体2の回転に対向するアンチトルク回転翼10を助けるために、垂直フィン9は図3に示される様に横方向揚力Pを生じるよう形成されている。

0027

更に、垂直フィン9の後縁に隣接して回転軸心X−X周りに舵取り可能な方向舵14が有る。もし、方向舵14が中立位置14Nから始まって位置14.Iに来る様にF2方向に回動されると、横方向揚力Pが増大される。逆に、方向舵14がF1方向に回動されて位置14.IIに来ると、横方向揚力Pは減少される。

0028

この発明に依れば、方向舵14の回動角δは、回転翼6の羽根7のピッチ同時角DTORPとヘリコプタ1の前進速度の関数である。

0029

2つの曲線が図4の対応する位置に上下に示されている。第1の曲線グラフは、横座標に沿って描いたヘリコプタ1の前進速度Vの関数として縦座標に描かれたアンチトルク回転翼10の横推力YRAを含んでいる。第2の曲線グラフは、横座標に沿って描いたヘリコプタ1の前進速度Vの関数として同様に縦座標に描かれた主の回転翼6のピッチ同時角DTORPを含んでいる。

0030

以下は模型実験または計算によって経験的に描かれる。第1の曲線において、方向舵の複数個の回動角δの各々にて、曲線は前進速度Vの関数として横推力YRAの変化を示している。従って、回動角δの値δiにおいて、特別な曲線Liが類似の曲線から得られるが、回動角δの値δjにおいて、類似の曲線の別の特別な曲線Ljが得られる。第2の曲線において、曲線Mは前進速度Vの関数としてピッチ同時角DTORPの変化を示している。

0031

一般に、方向舵14の適切な使用は、アンチトルク回転翼10によって設けられる横推力YRAが零の時に得られる。特別な曲線Ljにおいて、方向舵14の適切な使用は、横推力YRA=0に相当する曲線Ljと直線0の間の交点ajに対応する。点ajは速度Vの値Vjに相当する。

0032

更に、速度Vの各値Vjにおいて、曲線Mはピッチ同時角DTORPの対応する値DTORPjを齎す。

0033

従って、曲線Lj、Mから、方向舵14の回動角度が最適な3つの値DTORPj、Vj、δjを決めることが出来る。

0034

一般に、複数の曲線Liが使用されて1つだけの曲線Liでないので、3つの値の組の複数組が実際に決められる。

0035

従って、この3つの値の組の複数組と、同時角DTORPおよび速度Vの測定によって、同時角DTORPと速度Vの測定した値に対応する回動角δの適切な値を決めるよう出来ることが理解できる。上述したと逆の手段によって、同時角DTORPと速度Vの測定値は、曲線Ljの点ajが対応して回動角δにおける値δjを与える曲線M上の点Ljを決める。

0036

図5に概略的に示される装置は軸心X−X周りの方向舵14の適切な回動を制御する様に作用する。この装置は、ヘリコプタの操縦者が同時ピッチを制御するよう使用する制御レバー16に対応した位置センサー15と、ヘリコプタ1の前進速度Vを感知するセンサー17とを有する。位置センサー15により与えられる同時ピッチ角DTORPとセンサー17により与えられる前進速度Vはこれら2つの入力測定値を使用する計算機18に与えられて、方向舵14に作用されるべき回動値δを与えるよう成す。値δは、軸心X−X周りの方向舵14の回動を制御するアクチュエータ19に作用される。アンチトルク回転翼10の羽根12のピッチが従って調節できるので、推力YRAは零に成る。

0037

計算機18は、上述した様に適切な値δiに対応するよう同時角DTORPiと速度Viの各測定した組を齎す表を有することが出来る。この様な状況において、計算機18の主な作用は、一対の同時角DTORPiと速度Viとを受けて表の中の対応する値δiを調べてアクチュエータ19に作用するよう為す。

0038

併し、変形例において、3つの値DTORPi、Vi、δiの複数組から、2つの変数DTORP、Vの理論的関数を決めるよう出来る。すなわち、回動角δは次の様に表される。
δ=H(DTORP、V)

0039

この場合に、値DTORP、Vの各測定した組のために、計算機18は次式によって対応する値δiを計算する。
δi=H(DTORPi、Vi)

0040

実験と計算から、理論的関数が次の多項式の型が好適であることが示される。
δ=H(DTORP、V)=k1.DTORPn1.Vm1+k2.DTORPn2.Vm2+・・・+kp.DTORPnp.Vmp
但し、k1、k2、・・kpは係数で、各々関数Hのp項の各1つと関連しており、n1、n2、・・npはp項の各々の変数DTORPに関連した積分値、すなわち指数で、また、m1、m2、・・mpはp項の各々の変数Vに関連した積分値、すなわち指数である。

0041

関数H(DTORP、V)は図6の曲線Hiの組によって図形的に示すことが出来る。

0042

この図6において、各曲線Hiは、同時ピッチ角DTORPの与えられた値DTORPiにおける前進速度Vの関数としての回動角δの変化を示す。

0043

従って、曲線Hiの組は、アンチトルク回転翼10によって設けられる横推力YRAが零に成るよう出来る関係H(DTORP、V)を示す。

0044

この関係は比較的複雑であるが、簡単にすることが出来る。特に、流線形に整形された尾部回転翼において、アンチトルク回転翼10によって費やされる全出力WTTが特に一定である零値を有する領域YRAが存在することを実験は示している。この全出力WTTは、アンチトルク回転翼10の抗力打ち勝つべく必要とされ且つエンジン5によって作用される力が付加された横推力YRAを生じるようエンジン5からのアンチトルク回転翼10によって実際に費やされる出力を含んでいる。上記の領域は高速度Vで大きく成り易い。従って、アンチトルク回転翼10から横推力YRAを完全に破棄する必要が無く、該領域に出来るだけ接近するよう成るだけで十分であることに基づいている。もし、方向舵14が、該領域に到達出来る回動角を越えて回動すれば、アンチトルク回転翼10から何等の出力も助けないだけでなく、方向舵14に起因する付加的な抗力のために出力を損失してしまう。

0045

従って、曲線Hiは、速度範囲において直線部分(線形関数)に近似できる。図6は、各曲線Hiが最適な上昇速VOMと速度Vの値V1との間の直線部分Di1と、値V1と第2の値V2との間の直線部分Di2と、値V2と最大水平速度Vmaxとの間の直線部分Di3とに近似していることを示している。

0046

この簡略化された場合に、各範囲VOM−V1、V1−V2、V2−Mmaxの回転角δを示す関数は従ってDTORP、Vの直線的関数で、次の様に表される。
δ=A.DTORP+B.V
但し、A、Bは一定な係数である。

0047

正方向(位置14.I)の回転角δの大きさは約30°〜45°で、負の方向(位置14.II)では約−10°〜−15°に成る。外の回転角の大きさは受台(図示しない)によって制限される。普通に、アクチュエータ19は電気的または空圧的にすることが出来る。

0048

従って、最小出力速度(VOM)と最大水平速度(Mmax)の範囲内における速度Vでのヘリコプタ1の水平飛行において、方向舵14は必要とされる全てのアンチトルク力を大体設けることが出来、尾部回転翼10は実質的に零の推力YRAで作動でき、この速度範囲における飛行に所要される全出力を従って最小にし、方向舵14に基づく抗力によって費やされる出力は、尾部回転翼からの推力YRAの調節によってのみ同一平衡を得るために所要される出力よりも更に小さいことを示すことが出来る。

0049

上昇飛行において、高い水平速度Vでの方向舵14(位置14.Iでの)の効果は、搭載したエンジンにより可能な全垂直速度のための尾部回転翼10の実質的な全無負荷を設けるよう続けるべく十分有効にできる。

0050

最適な上昇速度VOMに近い水平速度で、方向舵14は垂直速度が正に成ると正の方向の受台に迅速に達し、従って、部分的な無負荷だけを設け、無負荷の相対値は垂直速度が増大すると一層小さく成るが、上昇が好適である際に所要される全出力における方向舵14の効果は、限界状態がエンジンの上昇速度である時に持ち上げ出来る質量の増大に変換できる与えられた大きさの出力での垂直速度の十分な増大を設ける。

0051

降下飛行とオートローティションにおいて、方向舵(位置14.II)に基づくフィンからの揚力の自動的低下はアンチトルク回転翼10を用いる負の推力YRAを生じる必要を排除し、これによって方向舵制御バーに有効な制御余裕を増大し、一定の大きさに対してアンチトルク回転翼の負のピッチ範囲を制限するよう出来、飛行段階の際のヘリコプタの滑空度合をオートローティションが増大する際の尾部回転翼から負の推力を生じる必要がないことが事実である。

0052

従って、この発明に依って、特に、適切な上昇速度VOMでの垂直上方速度と、水平飛行Vmaxの最大速度と、持ち上げ出来る質量とに関して性能の増大が得られることが従って理解できる。

0053

測定した前進速度Vに関して、表示した空気速度がボードヘリコプタにて一般に測定されるので、表示した空気速度を用いるのが有利である。真の空気速度VTAS、すなわち空気に対するヘリコプタの実速度は普通測定されない。併し、真の空気速度VTASと表示速度は空気密度を介して互いに関連していることが知られている。

0054

方向舵14は周知の型のものにすることが出来る。この方向舵は単純フラップ隙間フラップとすることが出来る。隙間フラップは、適切な速度VOMで上昇飛行中に高いアンチトルク回転翼無負荷を得るために好適である。

0055

図1図2に示される様に、ヘリコプタ1は、アンチトルク回転翼10の無負荷を助ける別の空力学的付与を設ける横垂直安定板20、21を有する。各横垂直安定板20、21は、方向舵14と同様な方向舵と一緒に後縁近くに設けるよう出来る。変形例において、各横垂直安定板20、21は全体的に回動できて、この回動の制御は上述した様に出来る。

0056

横垂直安定板20、21が設けられる時に、上述した中央垂直フィン9を設けるのを省略するよう任意に出来る。

0057

図7および図8に示される変形例において、図1および図2に示される尾部の垂直フィン9は2つの傾斜フィン9A、9Bと置き換えられる。理解される様に、各傾斜フィン9A、9Bは、上述した方向舵14と同様な具合に回動される方向舵14A、14Bが後縁に沿って設けられる。変形例において、各傾斜フィン9A、9Bは全体的に回動するよう取付けることが出来、この回動はこの発明に従って制御される。

0058

図5の装置が特に簡単であるが、ヘリコプタ1の質量や空気の密度、或はヘリコプタの横滑り等を測定出来なかったり或は測定が困難であるパラメータの計算が出来ないことが理解できよう。不都合に、これらパラメータは同時ピッチ角DTORPに影響を及ぼす。従って、図5の装置は、常に適切でない効果を齎す恐れを以て作動する。

0059

図5の装置を改善するために、図9の装置は、方向舵14を回動する計算機18の代わりにヘリコプタ1の偏揺れを制御する計算機22を有している。

0060

同時ピッチ角DTORPと前進速度Vに加えて、また、計算機22は、操縦者に有用に造られた方向舵制御バーから方向舵バー位置センサー(図示しない)を介して舵取制御DDNと、角度横転率と角度縦転率と適宜に角度偏揺れ率rと、荷重倍数nyと、空気密度ρ方位ψと縦トリムΘおよび横転角φ等を受ける。

0061

これら種々の入力データ項目は、ボードヘリコプタにおいて通常の周知な具合に測定されて計算される。

0062

方向舵14のアクチュエータ19の制御に加えて、偏揺れ計算機22は、アンチトルク回転翼10の羽根のピッチθ(従って、推力YRA)を制御するアクチュエータ23をまた制御する。フィードバック接続線24は、他の情報項目DTORP、V、DDN、r、ny、ρ、ψ、Θ、φと同様に羽根12のピッチθを計算機22に入力する。

0063

従って、図9の装置は閉鎖ループ内で作動して、上述した測定不能なパラメータの影響を排除出来るよう為す。図9の装置は、羽根12のピッチθを基準値に持って行くと共にヘリコプタ1の横平衡を維持することによって方向舵14とアンチトルク回転翼10の間のアンチトルク作用の配分を最適に出来るよう為す。アンチトルク回転翼10に作用される様に実ピッチθの測定の基本において、零または実質的に零の推力を生じるアンチトルク回転翼のピッチによって偏揺れ平衡が得られる迄、自動トリム型法則を用いる方向舵14をこの装置は作動する。流線形に整形されたアンチトルク回転翼によって、このピッチは速度と実質的に別個であることが観察できる。

0064

飛行制御機械的または電気的な構造と自動操縦装置の有無の関数として、図5および図9に示される装置の実際の構造は多数の異なった形を採ることが出来る。

0065

更に、アクチュエータ19、23の適宜な選択によって、迅速または緩慢応答する制御装置を得るよう出来る。迅速応答装置はヘリコプタ1の偏揺れと操縦性能を改善できる。

0066

以上から、図5および図6の方向舵14が、別の方向舵を持たずに全体的に回動できる垂直フィン9、垂直安定板20または21によって取換えできる。同様に、図5図9が1つの方向舵14だけを示しているが、複数個の方向舵14や、各々全体的に回動出来る複数個のフィンを同時に制御するよう制御装置、すなわち計算機18、22が一般に可能である。

図面の簡単な説明

0067

図1この発明に従ったヘリコプタの概略側面図である。
図2図1のヘリコプタの平面図である。
図3図1のIIIーIII線に沿ったヘリコプタの後フィンにおける拡大断面図である。
図4この発明が基づく理論を説明する線図である。
図5この発明に従ったアンチトルク制御装置の第1の実施例を示すブロック図である。
図6前進速度の関数および同時ピッチ角の関数として方向舵が如何に回動されるかを示す線図である。
図72つの尾部フィンを有するこの発明に従ったヘリコプタの尾部端の側面図である。
図82つの尾部フィンを有するこの発明に従ったヘリコプタの尾部端の平面図である。
図9この発明に従ったアンチトルク制御装置の第2の実施例のブロック図である。

--

0068

1ヘリコプタ
2胴体
3操縦室
4 中間部
5エンジン
6回転翼
7羽根
8尾部
9垂直フィン
9A傾斜フィン
9B 傾斜フィン
10アンチトルク回転翼
11回転軸
12 羽根
14方向舵
18計算機
19アクチュエータ
20垂直安定板
21 垂直安定板
22 計算機
23 アクチュエータ

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