JPH0253279B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタ用パイロン取付台、こと
にヘリコプタの振動を減らすパイロン取付台に関
する。

一般にパイロンとは、動力装置、回転翼、機外
塔載物などを支持するために、航空機の胴体、翼
などから突き出された構造物であるが、特にこの
明細書において使用する用語であるパイロンは、
変速機１２〔変速機に固定的に取付けられた機関
及びその他の部品を含む〕から成る。

ヘリコプタは、とくに正常な飛行から減速する
際に、一般に羽根の伴流うず流との反作用により
ヘリコプタ羽根が励振されるようになる高い振動
性の力を受ける。とくに減速中には羽根は乱流空
気を回り抜ける。この結果として高い振動が生ず
る。この主な力により一般に１回転当たりＮ
（Ｎ／rev）の振動数になることが認められる。こ
の場合Ｎは回転翼の羽根の枚数である。Ｎ／rev
の一層高い倍振動も又存在する。しかし主な問題
としてＮ／revの振動性の力と生ずる振動とは処
理しなければならない。

従来は支柱内の振動性竪方向せん断力（張力及
び圧縮力）が増加してもパイロンからヘリコプタ
胴体への伝達率を低減して望ましくない振動を最
低にしようとして種種の形式の装置が使われてい
る。伝達率とは、胴体に伝わる力を回転翼により
ボスに生ずる力で割つた比のことである。

従来の装置は、装置減衰とばね定数（Spring
rate）〔以下ばね率と呼ぶ〕の変化とrpm変化と
パイロン取付区域における機体フレーム構造の剛
性の不足とにより悪影響を受けている。

本発明によれば伝達率は増しても回転翼からの
振動性竪方向せん断力を減らすことにより振動の
低減ができるようにソフト・パイロン取付台
（Soft pylon mounting）〔以下軟質のパイロン取
付台と呼ぶ〕を使う。本発明は、装置減衰とばね
率変化とrpm変動とパイロン取付台内の構造こわ
さとのような要因により作用に比較的影響を受け
ない軟質のパイロン取付台を提供するものであ
る。

本発明によれば、胴体と、主回転翼を取付けた
パイロンとを備えたヘリコプタに使用され、前記
パイロンと前記胴体とを相互に連結すると共に回
転翼励振力を減衰させるための取付台において、 前記主回転翼からの振動力を減衰させることに
より前記パイロンと前記胴体との間の共振を防止
することによつて、前記胴体の振動を減少させる
ように、水平飛行の間に前記胴体を前記パイロン
から弾性的に支持するために、所定のばね定数を
持ち、前記パイロンと前記胴体とを、相対的に上
下方向に移動させるように相互に連結している縦
方向に互いに間隔を置いた２対の状態に配置され
た、横方向に互いに間隔を置いた４つの連結体２
４−２７と、 前記パイロンと前記胴体とを前記連結体を介し
て相互に連結する腕部片とを備え、 前記連結体に、所定の回転翼推力において、前
記パイロンと前記胴体との間の弾性的たわみを制
限して、前記パイロンと前記胴体との間に剛性の
連結を確立する部材を設けて成る取付台を提供す
る。

以下本発明取付台の実施例を添付図面について
詳細に説明する。

第１図に示すようにヘリコプタ１０は胴体１３
に変速機１２用の本発明取付台１１を設けてあ
る。変速機１２は支柱１５により主回転翼１４を
駆動する。変速機１２を含むヘリコプタパイロン
は、所定の性質を持ち正常飛行の全部の条件のも
とで作動する弾性支持体に取付けてある。取付台
１１は飛行条件中とくに減速時に含まれる条件中
に独得の性質を持つ支持体を形成する。減速時に
はパイロンは通常回転翼に誘起する竪方向せん断
力に応答し胴体１３に高い振動性の力を誘起す
る。とくに取付台１１は、弾性連結体２４，２５
により胴体１３に取付け或は連結した複数の腕部
片２０，２１を備えて、正常な飛行条件中に受け
る正規の胴体荷重を各弾性連結体２４，２５によ
り支えるようにしてある。それぞれ各腕部片２
０，２１に協働するようにパイロン止め部片を設
けて、極端な操縦のもとでの作動時に荷重をこれ
等の止め部片により支えるようにしてある。この
場合剛性の連結体がパイロン及び胴体の間では有
効である。

第３図に示すように変速機１２及び胴体１３の
間に１個又は複数個の反トルクリンク３２を設け
変速機１２のトルクに対抗するようにしてある。

第２図の線図は好適とする作動区域を示す。本
発明はいわゆる柔軟パイロン装置又はとくに同調
及び減衰に関係なく振動を減衰させる装置
（SAVITAD）を提供するものである。第２図に
示した関係は振動性ハブせん断力、取付けばね率
及び減衰である。胴体に対する力が最低のときに
機体の振動が最低になる。すなわち取付台を経て
回転翼から胴体に伝わる力を最低にすることが望
ましい。

パイロン拘束体により減衰が零になるように連
結した剛性構造の機体に対して、正確に寸法を定
めた同調質量体により、パイロン取付けばねの力
を正確に打消しハブせん断力の値に関係なく十分
に隔離されたせん断力を生ずることがよく知られ
ている。このような取付台の減衰作用により、ハ
ブせん断力を増すがなお重要なことには活性化し
た質量リンク仕掛内の各力に関して支持ばね内の
荷重の位相を変え装置がもはやつりあわなくてヘ
リコプタの伝達性及び振動を増す。さらに回転翼
速度又は取付台ばね率の変化により不つりあいを
生じ振動を増す。

このような問題を避けるのに本発明による軟質
パイロン取付台は、取付台ばねをパイロン質量に
組合わせてハブ抵抗を低くしてある。

第２図では回転翼からの振動性せん断力を取付
台ばねこわさ及びパイロン質量の関数として示し
てある。第２図の線図の竪軸は回転翼からの振動
性せん断力の大きさの目盛を付けてある。横軸は
胴体に対するパイロン取付台のばね率の目盛を付
けてある。

第２図の下部部分は取付台ばねこわさによる伝
達率の変化を示す。伝達率は、胴体に伝達する力
を回転翼からの力で割つた比である。胴体の振動
は、回転翼からのせん断力に伝達率を乗じた相乗
積として得られ胴体に伝わる力に比例する。これ
等のせん断力及び伝達率は共に第２図にプロツト
してある。

曲線４０は理論的ハブせん断力対取付台ばね率
のプロツトである。極めて高いこわさを持つ状態
に取付けたパイロンに対してはせん断力が高くて
縦座標４１で表わしてある。伝達率は1.0に近い
値を持つ。ばね率がパイロン−胴体に対し回転翼
の共振する点に向つて減少すると、振動性せん断
力の大きさは縦座標４２，４３のように増す。こ
れ等のせん断力は、減衰作用が存在しない共振状
態４４で振動性せん断力が無限大になるまで大き
さが進行的に増すが、伝達率はなお低い。共振状
態４４以下ではせん断力は、初めに大きいが、点
４５において実際上零になる。この点でパイロン
は胴体と共振する。このパイロン取付台こわさで
はパイロン−胴体は回転翼の運動を妨げない。す
なわち回転翼は胴体に取付けてない自由回転翼の
ように作用することができる。実質的に自由回転
翼となるようなばね率では、パイロン内に誘起す
る振動性の力は極めて低いが伝達率は高くて大き
い振動の生ずるような条件が起る。点４５以下で
は振動性の力は縦座標４６，４７で示すように継
次的に増し、伝達率は極めて低くなる。

破線４８，４９は装置内の進行的に増す減衰に
対する曲線を表わす。

米国特許第3322379号明細書に示すような装置
（DAVI）に対する作動点は縦座標５０により表
わしてある。本発明の作動例は点５１の区域にあ
る。

範囲５３にあるこわいパイロン取付品は高い回
転翼力と中程度の伝達率とを持つ。

範囲５４に近い従来の取付台は中程度の回転翼
力と極めて低い伝達率とを持つ。

範囲５２内の本発明による軟質パイロンは極め
て低い回転翼力と中程度の伝達率とを持つ。

すなわち本発明によればパイロン取付台は、故
意に柔軟に、そして水平飛行及び減速を含む正常
な飛行条件に対し第２図の縦座標５１〔区域５
２〕により表わした点の近くで作動するような性
質にしてある。第１図に示した柔軟に取付けたパ
イロン装置では、伝達率は、パイロンの運動によ
り取付台ばねに機体に伝わる荷重を生ずるから決
して零にならない。しかし取付台ばねはパイロン
質量に関して十分に柔軟でハブせん断力が極めて
低いと、ハブせん断力に伝達率を乗じた相乗積は
胴体に低い振動準位を与えるのに十分なまでに低
くなる。取付台ばねこわさの変化又は減衰の増加
はハブせん断力又は伝達率或はこれ等の両方に極
めてわずかしか影響を及ぼさない。同様に回転翼
速度又は機体構造の違いがわずかに変化しても、
回転翼からの振動性の力が低いままになつている
から胴体の振動をあまり変えない。

第２図の区域５４で作動するDAVI装置の変速
機は柔かいばねに物理的に取付けてない。しかし
第２図に示した動的特性は、パイロン自体の運動
により振動するレバー付きおもりによりDAVI装
置によつて得られる。レバー比が高いので付勢さ
れた質量はパイロンの有効質量を増す。

第３図にはパイロン取付台１１の側面図を示し
てある。取付台１１は腕部片２０，２１及び板部
片１２ａを備えている。これ等はボルト６０によ
り変速機１２に固定してある。

連結体２４，２５及び第３図に示してない２個
の付加的連結体はすべて同様である。

連結体２４はハウジング２４ａを備えている。
ハウジング２４ａはボルト２４ｃにより胴体１３
に直接固定してある。ボルト２４ｂは腕部片２０
の端部２０ａを貫通する穴内に固定してある。ボ
ルト２４ｂはハウジング２４ａ内に軸線方向に延
びている。ボルト２４ｂはハウジング２４ａで第
５図に示すように弾性的に取付けてある。

第４図には第３図の取付台の平面図を示してあ
る。又各腕部片２０，２１は相互に一体である。
又各腕部片２０，２１の反対側に各腕部片２２，
２３を設けてある。４個の腕部片２０，２１，２
２，２３は４個の弾性パツドすなわち連結体２
４，２５，２６，２７により胴体１３に連結して
ある。すなわち本発明取付台は支柱１５の軸線１
５ａのまわりに大体対称である。各連結体２４，
２５，２６，２７は胴体１３にボルト２４ｃのよ
うなボルトにより取付けてある。２個の反トルク
リンク３２，３３を設けてある。リンク３２は板
部片１２ａの舌状片３２ａと連結体２５の取付板
の枢動リンク３２ｂとに連結してある。又パイロ
ントルクは、基本竪荷重のほかに前記の荷重に対
し各連結体２４，２５，２６，２７の寸法を適正
に定めると、これ等の連結体に加わる側方力によ
り反トルクリンク３２，３３を使わないで反作用
を受ける。

第５図は腕部片２０の端部における第３図の５
−５線に沿う本取付台の断面図を示す。ボルト２
４ｂは腕部片２０の頂部の上方に延び細い直径を
持つ。ボルト２４ｂは直径を太くした下部部分２
４ｃを備えている。下部部分２４ｃの下方になお
一層太い直径の肩部２４ｄを設けてある。肩部２
４ｄの下方に円板状脚部２４ｅを設けてある。

ハウジング２４ａは、エラストマー質ブツシン
グ２４ｇを取付けた円筒形の中心穴２４ｆを形成
してある。ブツシング２４ｇは、ハウジング２４
ａに固定した外側円筒体２４ｈを備えている。ブ
ツシング２４ｇは又、弾性エラストマー質ブツシ
ング２４ｇを介して外側円筒体２４ｈに固定した
内側円筒体２４ｉを備えている。円筒体２４ｉの
下端部は、肩部２４ｄに乗りボルト２４ｂの拡大
した下部部分２４ｃに組合つている。円筒体２４
ｉの上端部は座金２４ｊに当てがつてある。座金
２４ｊは腕部片２０の拡大した端部部分２０ａの
底部に当てがい押付けてある。

ナツト２４Ｋは、ボルト２４ｂの上端部にねじ
込まれ、ボルト２４ｂ及び内側円筒体２４ｉを固
定する。

穴２４ｆは、円板状脚部２４ｅの直径より幾分
大きいおう入部分２４ｍを形成してある。連結体
２４の取付板２４ｎは、ハウジング２４ａの下端
部に固定されその閉鎖部片を形成し、取付板２４
ｎの表面は、円板状脚部２４ｅが乗る底部を形成
する。取付板２４ｎは胴体１３に固定してある。
ヘリコプタ１０が地面に停止しているときは、パ
イロン及び回転翼の重量は円板状脚部２４ｅから
取付板２４ｎに伝わる。取付板２４ｎは、下側の
止め部片として形成される。すなわち回転翼系の
静止荷重は剛性的に支える。正常な飛行中には円
板状脚部２４ｅは取付板２４ｎから持上がり、取
付板２４ｎの上面と下向きの肩部２４ｐとの間で
自由に弾性的に作動する。エラストマー質ブツシ
ング２４ｇは、ボルト２４ｂの長さを定めること
により又締付ボルト２４ｃにより予張力を加える
ことができる。このようにすると、円板状脚部２
４ｅは、回転翼推力が予荷重を越えるまで取付板
２４ｎから持上がらない。正常な操縦の際を越え
た回転翼推力が生ずる極端な操縦の要求のもとで
は、円板状脚部２４ｅの上面は肩部２４ｐに衝合
し極端な操縦に対する剛性連結体を形成する。弾
性ブツシング２４ｇは、円板状脚部２４ｅを肩部
２４ｐに接触させるような極端な荷重のもとでは
伸長する。肩部２４ｐは、上側の止め部片として
形成される。

本発明の１実施例では総重量が約4000lbの
206L−Ｍ型ベルヘリコプタに好適な装置を使つ
た。取付台連結体２４のような４個の連結体によ
り荷重を均等に分担した。エラストマー質ブツシ
ング２４ｇは内径が約1in、外径が約2.75in、長
さが約2.2inであり1800lb／inのばね率を持つてい
た。SAVITADパイロン取付台は各飛行状態を
通じて操縦室振動を極めて低くすることができ
た。

第２図に示すようにパイロン取付台こわさは振
動を最低にするように選定し回転翼からの振動性
せん断力と伝達率との相乗積が最低になるように
しなければならない。特定の質量のパイロンに対
してばね率が区域５２の左方に移動して柔らかく
なるほど、ハブせん断力は高くなるが、伝達率は
低くなりそして相乗積が低くなる。区域５２は好
適な場所であることが分る。その理由は、振動の
限界的改良は比較的柔軟な取付台によりできて
も、許容できるパイロンたわみを考慮すると取付
台の柔軟さにはきびしい実際上の制限がある。区
域５２は本発明の構造を表わす。

ばね定数の選定後に、両止め部片〔第５図に示
すように、上側の止め部片２４ｐ及び下側の止め
部片２４ｎ〕を、許容できるパイロンたわみに従
つて構成する。本発明パイロン取付台は、その性
能が最も影響を受けやすい減速中の振動を減らす
ほかに又、高速の飛行及び操縦の際に振動を減ら
す。パイロンの許容できるたわみが大きいと、上
下の止め部片の間の間隔が比例して大きくなる。
又他の考え方によりパイロンの大きいたわみを制
限すると、各止め部片間の間隔が減小する。各止
め部片は又、弾性連結体の破損の場合に回転翼推
力を胴体に伝える部片として作用する。

各止め部片間に小さな間隔だけしか許容しなけ
れば、パイロン及び胴体間の弾性連結体は予荷重
を加えて、推力がたとえば最低総重量の80％に達
しさえすればパイロンが胴体から離れるようにす
る。上部止め部片は、推力がたとえば最高の総重
量の120％に等しいときに接触する。この構造に
より、パイロンはすべての総重量で減速及び高速
の飛行に対して働く。きびしい操縦では各上部止
め部片は互に接触し、そしてパイロン及び胴体の
間に剛性の連結体が得られる。このことは206L
−Ｍ型ベルヘリコプタによる試験では問題になら
ない。

パイロン変速機ケースは、このケースに一体の
３個又はそれ以上の腕部片を持ち、各弾性連結体
に取付けた各ピンを納めてある。そして各取付け
連結体とは別個に竪方向運動止め部片を設けても
よい。

第６図はパイロン弾性支持体１２３，１２４，
１２５，１２６に単一の単位として変速機１２０
を機関１２１，１２２と共に取付けた構造を示
す。この構造では機関及び変速機は、変速機だけ
を取付台ばねに取付けたときよりもはるかに重い
質量を持つパイロンを備える。変速機の取付けは
変速機に対する機関竪方向振動をＮ／revにする
ように剛性を持たなければならない。第６図に示
すように機関１２１は空気入口１３１を備えてい
る。機関１２２は空気入口１３２を備えている。
機関出力軸ハウジング１３３，１３４は変速機１
２０の互に対向する側に沿い前方に延び、各軸
は、各ハウジング１３５，１３６内の中間軸を経
て連結してある。各ハウジング１３５，１３６は
変速機１２０内に向けて機関１２１，１２２の軸
線から約45゜又相互に90゜の角度を挾んで延びてい
る。尾部回転翼軸１３７は変速機１２０の後部か
ら延びている。支柱１３８は変速機から上向きに
延びている。変速機１２０に連結した各機関１２
１，１２２は、前記したように弾性取付具１２
３，１２４，１２５，１２６により支えるための
増加した質量の装置を形成するのは明らかであ
る。第８図に示すように機関１２２は機関支持体
又は取付台１４１により変速機構造に連結してあ
る。第６図に示すように機関取付台１４０、１４
１は変速機１２０のわずかに後方で各機関１２
１，１２２に対する支持体を形成し、各軸ハウジ
ング１３３，１３４，１３５，１３６が変速機１
２０に対し機関前端部の付加的支持体を形成す
る。

第２図の点５１ａは、変速機だけを柔軟に取付
けた作動条件を表わす。この場合点５１ｂは、機
関と変速機とを一緒に取付けたときの作動点であ
る。そして取付けばね率は変らない。ばね率を増
すと、この作動点は点５１ｃに動かすことができ
る。

伝達率はＫ／（mw²−Ｋ）にほぼ等しい。こ
の場合Ｋは弾性パイロン取付台の全竪方向ばね率
であり、ｍはパイロンの質量であり、そしてｗは
Ｎ／revの振動数である。ｍを増しＫを一定に保
持することにより、伝達率は点５１ａから点５１
ｂまで減少するのは明らかである。又Ｋを増しｍ
をその一層高い値で一定に保持することにより、
伝達率は点５１ｂから点５１ｃに増す。胴体の振
動は第２図にプロツトした２つの関数の相乗積に
比例する。点５１ｂが点５１ａより低い振動を生
じ又点５１ｃでは振動が点５１ａにおける振動に
ほぼ等しいのは明らかである。

従つて機関の質量は、同じ柔らかいばね構造と
協働して振動をさらに減らし又は等しい振動のた
めの取付台ばね率を増すのに利用することができ
る。変速機に機関を取付けると又入力軸の不整合
をなくすことによりその構造を著しく簡略化す
る。

このパイロン取付装置は機体共振の際にヘリコ
プタの安定性に影響を持つ。機体共振は、羽根の
進み−遅れ運動がパイロン及び胴体の縦揺れ及び
横揺れ運動により周期的に励起され又回転翼から
生ずるせん断力がパイロン−胴体系の運動を励起
する現象である。この現象は潜在的な破壊性を持
ち、通常、羽根進み−遅れダンパを協働させるこ
とにより避ける。

本発明による柔軟形のパイロン−取付装置では
進み−遅れ運動の安定性は理論的に増す。このよ
うな増加は飛行試験で確認された。この減衰作用
の増大は次のように説明できる。進み−遅れ運動
により生ずる平面内ハブせん断力によつてパイロ
ンの縦揺れ及び横揺れの回転が生ずる。この回転
の大きさは軟式取付けによつて増す。この場合羽
根をはばたき運動させるジヤイロスコープ力を生
ずる。この羽ばたき運動は羽ばたき減衰空気動力
学的力により防ぐ。すなわち仮定した進み−遅れ
運動により羽根を減衰させることによつて進み−
遅れ安定性を高めることができる。このようにし
て羽根の運動は進み−遅れダンパを協動させない
で安定化する。

以上本発明をその実施例について詳細に説明し
たが本発明はなおその精神を逸脱しないで種種の
変化変型を行うことができるのはもちろんであ
る。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明パイロン取付台の１実施例を備
えたヘリコプタの側面図、第２図はハブ抵抗の関
数としての振動性回転翼せん断力及び伝達率の線
図である。第３図は第１図の取付台の拡大側面
図、第４図は第３図の平面図、第５図は第３図の
５−５線に沿う拡大断面図である。第６図は本発
明弾性取付台に１単位として取付けた機関及び変
速機の平面図、第７図及び第８図は第６図のそれ
ぞれ側面図及び端面図である。 １０……ヘリコプタ、１１……取付台、１２…
…パイロン、１３……胴体、２０，２１，２２，
２３……腕部片（ビーム）、２４，２５，２６，
２７……弾性連結体（支持リンク）、２４ａ……
ハウジング、２４ｂ……ボルト（ピン）、２４ｅ
……円板状脚部、２４ｇ……エラストマー質ブツ
シング、２４ｎ……取付板、２４ｐ……肩部。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 胴体と、主回転翼を取付けたパイロンとを備
   えたヘリコプタに使用され、前記パイロンと前記
   胴体とを相互に連結すると共に回転翼励振力を減
   衰させるための取付台において、 前記主回転翼からの振動力を減衰させることに
   より前記パイロンと前記胴体との間の共振を防止
   することによつて、前記胴体の振動を減少させる
   ように、水平飛行の間に前記胴体を前記パイロン
   から弾性的に支持するために、所定のばね定数を
   持ち、前記パイロンと前記胴体とを、相対的に上
   下方向に移動させるように相互に連結している縦
   方向に互いに間隔を置いた２対の状態に配置され
   た、横方向に互いに間隔を置いた４つの連結体２
   ４−２７と、 前記パイロンと前記胴体とを前記連結体を介し
   て相互に連結する腕部片とを備え、 前記連結体に、所定の回転翼推力において、前
   記パイロンと前記胴体との間の弾性的たわみを制
   限して、前記パイロンと前記胴体との間に剛性の
   連結を確立する部材を設けて成る取付台。