JPH0362598B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0362598B2 JPH0362598B2 JP58186666A JP18666683A JPH0362598B2 JP H0362598 B2 JPH0362598 B2 JP H0362598B2 JP 58186666 A JP58186666 A JP 58186666A JP 18666683 A JP18666683 A JP 18666683A JP H0362598 B2 JPH0362598 B2 JP H0362598B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rotor
- thrust
- tunnel
- fixed
- tail
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
- B64C2027/8254—Shrouded tail rotors, e.g. "Fenestron" fans
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
- Y10S415/914—Device to control boundary layer
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Rotary Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、回転翼航空機の推力強化式尾部回転
翼装置およびその推力強化装置に関する。
翼装置およびその推力強化装置に関する。
回転翼の反動トルクを常に打消し、特に低速側
進時に、偏揺れ（ヨー）軸に関して航空機を制御
するために、航空機の尾部の近くに全ての飛行条
件に適用される補助ロータを設けて横断方向の推
力を働かせることが知られている。この補助的な
尾部回転翼はそのために航空機に主回転翼の反動
トルクと反対向き、即ち、主回転翼の駆動トルク
と同方向のバランストルクを働かせる。
進時に、偏揺れ（ヨー）軸に関して航空機を制御
するために、航空機の尾部の近くに全ての飛行条
件に適用される補助ロータを設けて横断方向の推
力を働かせることが知られている。この補助的な
尾部回転翼はそのために航空機に主回転翼の反動
トルクと反対向き、即ち、主回転翼の駆動トルク
と同方向のバランストルクを働かせる。
必要な範囲にわたりこのバランストルクを調節
して航空機の所望のバランスないし制御を確保す
るために、主回転翼の軸心から補助ロータまでの
間隔とその補助ロータの推力の大きさが問題とな
る。
して航空機の所望のバランスないし制御を確保す
るために、主回転翼の軸心から補助ロータまでの
間隔とその補助ロータの推力の大きさが問題とな
る。
普通には、ヘリコプタの尾部の外形寸法を制限
する必要があるので、尾部補助ロータは主回転翼
にできるだけ近付けて設けられる。
する必要があるので、尾部補助ロータは主回転翼
にできるだけ近付けて設けられる。
更に、大型のレバーアームが構造と質量を増大
させ、利用可能出力をうまく処理できなくなる。
させ、利用可能出力をうまく処理できなくなる。
これらの事情のもとでは、推力そのものが尾部
補助ロータによつて調節されるというよりは、供
給されるのであり、一般には、最も要求の高い飛
行条件を十分に満足させる最大推力をこの補助ロ
ータから得るものと考えられており、調節装置は
他の飛行条件に対して最大推力の一部を得るため
に設けられるものと考えられている。
補助ロータによつて調節されるというよりは、供
給されるのであり、一般には、最も要求の高い飛
行条件を十分に満足させる最大推力をこの補助ロ
ータから得るものと考えられており、調節装置は
他の飛行条件に対して最大推力の一部を得るため
に設けられるものと考えられている。
補助ロータから高い最大推力を得るためには、
先ず主回転翼トランスミツシヨンから該補助ロー
タを駆動するために高出力を引き出すことが考え
られる。そのような解決策では動力の大きい原動
機（モータ、エンジン）が必要となるうえ、十分
な耐久力を得るために高質量に作られたトランス
ミツシヨンが必然的に要求されることになる。既
存の補助ロータではこの様な方法で推力が増加さ
せられており、そのトランスミツシヨンの修正の
ために機械的抵抗が増大せざるを得ず、そのこと
によつて後部推進装置の質量が増加し、更に、そ
の補助ロータの羽根が大きな騒音を発生するおそ
れもある。
先ず主回転翼トランスミツシヨンから該補助ロー
タを駆動するために高出力を引き出すことが考え
られる。そのような解決策では動力の大きい原動
機（モータ、エンジン）が必要となるうえ、十分
な耐久力を得るために高質量に作られたトランス
ミツシヨンが必然的に要求されることになる。既
存の補助ロータではこの様な方法で推力が増加さ
せられており、そのトランスミツシヨンの修正の
ために機械的抵抗が増大せざるを得ず、そのこと
によつて後部推進装置の質量が増加し、更に、そ
の補助ロータの羽根が大きな騒音を発生するおそ
れもある。
補助ロータの最大推力を増大させるために、該
ロータの回転翼のピツチ角を大きくすることも考
えられる。しかし、この場合には上述の付随的抵
抗に対する動力増加が一方では必要であり、他方
では、回転翼が許容できる最大ピツチ角に近付け
られるので、使用する羽根の形が制限され、即
ち、飛行行動の可能性の範囲が限定される。更
に、回転翼からの気流の剥離現象の発生が非常に
急速に現われ、その結果補助ロータの作用が弱め
られ、その作用が無くなつてしまうおそれすらあ
る。
ロータの回転翼のピツチ角を大きくすることも考
えられる。しかし、この場合には上述の付随的抵
抗に対する動力増加が一方では必要であり、他方
では、回転翼が許容できる最大ピツチ角に近付け
られるので、使用する羽根の形が制限され、即
ち、飛行行動の可能性の範囲が限定される。更
に、回転翼からの気流の剥離現象の発生が非常に
急速に現われ、その結果補助ロータの作用が弱め
られ、その作用が無くなつてしまうおそれすらあ
る。
米国特許第2473329号は筒状の入口と末広がり
の出口とを有するトンネル内にこのロータを配置
することのより効果が高められたヘリコプタ用の
尾部回転翼装置を提案している。この装置では、
回転翼のピツチは固定されているが、トンネル内
への空気吸入が（そのために推力が）、上記筒状
の入口部分の回転翼よりも風上に設けられたロー
タリフラツプによつて制御される。
の出口とを有するトンネル内にこのロータを配置
することのより効果が高められたヘリコプタ用の
尾部回転翼装置を提案している。この装置では、
回転翼のピツチは固定されているが、トンネル内
への空気吸入が（そのために推力が）、上記筒状
の入口部分の回転翼よりも風上に設けられたロー
タリフラツプによつて制御される。
同様に英国特許第572417号にはトンネル内にロ
ータを配置し、該ロータの風上にフラツプを設け
たヘリコプタ用尾部回転翼装置が記述されてい
る。更に、この装置では空気出口が可変スカート
により構成されている。この装置では、上記フラ
ツプを固定し、回転翼のピツチおよび可変スカー
トによつて、あるいは回転翼のピツチは固定して
フラツプおよび可変フラツプによつて回転翼が作
り出す推力が調節される。この装置には、上記補
助ロータの方向を制御するための手段さえ設けら
れている。
ータを配置し、該ロータの風上にフラツプを設け
たヘリコプタ用尾部回転翼装置が記述されてい
る。更に、この装置では空気出口が可変スカート
により構成されている。この装置では、上記フラ
ツプを固定し、回転翼のピツチおよび可変スカー
トによつて、あるいは回転翼のピツチは固定して
フラツプおよび可変フラツプによつて回転翼が作
り出す推力が調節される。この装置には、上記補
助ロータの方向を制御するための手段さえ設けら
れている。
本発明の目的は、回転翼航空機の尾部回転翼の
最大推力を、既存のロータと同様にそれに供給さ
れる動力を増大させることなく得る様にすると同
時に、上述の諸欠点を克服することにある。本発
明は、特に、流線形の尾部回転翼装置、即ち、ロ
ータを内部に配置したトンネルを備えるものに適
用される。
最大推力を、既存のロータと同様にそれに供給さ
れる動力を増大させることなく得る様にすると同
時に、上述の諸欠点を克服することにある。本発
明は、特に、流線形の尾部回転翼装置、即ち、ロ
ータを内部に配置したトンネルを備えるものに適
用される。
つまり、本発明に係る回転翼航空機の尾部回転
翼装置は、回転翼航空機を横断する方向のトンネ
ルを備え、該トンネル４にこれと同軸心の複葉ロ
ータを設けて横断方向の気流を発生する様に構成
されるものであつて、複数の固定翼を上記トンネ
ル内の回転翼よりも上記気流の風下側に配置し、
固定翼は、ロータから出た旋回気流を受けて、ロ
ータ回転方向下手側の翼面にトンネルの空気入口
側へ傾斜した空気合力を発生する様に構成し、上
記固定翼を少なくとも実質的に放射状に配列した
ことが注目すべきことである。
翼装置は、回転翼航空機を横断する方向のトンネ
ルを備え、該トンネル４にこれと同軸心の複葉ロ
ータを設けて横断方向の気流を発生する様に構成
されるものであつて、複数の固定翼を上記トンネ
ル内の回転翼よりも上記気流の風下側に配置し、
固定翼は、ロータから出た旋回気流を受けて、ロ
ータ回転方向下手側の翼面にトンネルの空気入口
側へ傾斜した空気合力を発生する様に構成し、上
記固定翼を少なくとも実質的に放射状に配列した
ことが注目すべきことである。
この様に構成することにより、固定翼はトンネ
ル軸心方向とは傾斜した方向からの旋回気流を受
けて、その翼面に揚力と抗力に分力できる空気合
力をトンネルの空気入口側へ傾斜させて発生する
ことから、固定翼をトンネルの空気入口側へ推し
進めようとする推力が生じる。
ル軸心方向とは傾斜した方向からの旋回気流を受
けて、その翼面に揚力と抗力に分力できる空気合
力をトンネルの空気入口側へ傾斜させて発生する
ことから、固定翼をトンネルの空気入口側へ推し
進めようとする推力が生じる。
この結果、旋回気流の回転エネルギから、ロー
タ回転軸心と並行に、トンネルの空気入口側へ向
かう推力を取り戻すことができ、尾部回転翼装置
に供給される動力を増大させることなく、回転翼
装置の発生する全推力を高めることができる。
タ回転軸心と並行に、トンネルの空気入口側へ向
かう推力を取り戻すことができ、尾部回転翼装置
に供給される動力を増大させることなく、回転翼
装置の発生する全推力を高めることができる。
米国特許第2473329や英国特許第572417と本発
明とは、全て流線形の尾部回転翼に関するものと
はいえ、全く目的および手段が異なることは既に
注目されたであろう。事実、２つの先行する特許
の目的は、回転翼と、内部に回転翼の風上に可動
又は固定の閉塞フラツプや排気ノズルを構成する
可動スカートを備えるトンネルとの組合せによつ
て、一度定められた最大推力値から横断方向の推
力の値を減少させることによつて調節することに
ある。これに対して本発明の目的は、特別のトン
ネルおよび回転翼の構造を提案することにより、
供給される動力を増大させることなく、ロータか
ら出た旋回気流の回転エネルギから、トンネルの
空気入口側へ向かう推力を取り戻して、回転翼装
置の最大推力を増大させることにある。
明とは、全て流線形の尾部回転翼に関するものと
はいえ、全く目的および手段が異なることは既に
注目されたであろう。事実、２つの先行する特許
の目的は、回転翼と、内部に回転翼の風上に可動
又は固定の閉塞フラツプや排気ノズルを構成する
可動スカートを備えるトンネルとの組合せによつ
て、一度定められた最大推力値から横断方向の推
力の値を減少させることによつて調節することに
ある。これに対して本発明の目的は、特別のトン
ネルおよび回転翼の構造を提案することにより、
供給される動力を増大させることなく、ロータか
ら出た旋回気流の回転エネルギから、トンネルの
空気入口側へ向かう推力を取り戻して、回転翼装
置の最大推力を増大させることにある。
通常の様に、トンネル内部に同軸心状に配設さ
れた固定ハブの軸心まわりに回転翼を回転させ、
該トンネル内に制御および伝動部品を配置する場
合には、上記固定翼を固定ハブとトンネル内壁と
の間に配置し、これらの間で少なくとも部分的に
機械的結合で連結させられるようにすることが有
利である。この場合、固定翼はトンネル内のロー
タおよび固定ハブの固定を確実にするだけでな
く、該固定ハブおよびロータを支持するために特
に設けられた支持腕と互いに補助し合うことにな
る。いずれにしろ、該固定ハブとトンネル内壁と
の間に固定翼が存在することは、トンネルに剛性
を与え、それにより回転翼の羽根とトンネルの壁
との間隙を最小限に減少させることができ、それ
により該ロータの全体的な空力学的性能が改善さ
れる。この様にして、上記固定翼の羽根は単に大
部分が回転翼により供給されたエネルギを推力と
して取り戻すだけでなく、反トルクロータとして
の全体的な効率を改善できる。
れた固定ハブの軸心まわりに回転翼を回転させ、
該トンネル内に制御および伝動部品を配置する場
合には、上記固定翼を固定ハブとトンネル内壁と
の間に配置し、これらの間で少なくとも部分的に
機械的結合で連結させられるようにすることが有
利である。この場合、固定翼はトンネル内のロー
タおよび固定ハブの固定を確実にするだけでな
く、該固定ハブおよびロータを支持するために特
に設けられた支持腕と互いに補助し合うことにな
る。いずれにしろ、該固定ハブとトンネル内壁と
の間に固定翼が存在することは、トンネルに剛性
を与え、それにより回転翼の羽根とトンネルの壁
との間隙を最小限に減少させることができ、それ
により該ロータの全体的な空力学的性能が改善さ
れる。この様にして、上記固定翼の羽根は単に大
部分が回転翼により供給されたエネルギを推力と
して取り戻すだけでなく、反トルクロータとして
の全体的な効率を改善できる。
尾部回転翼装置が固定翼に加えて上述のハブ支
持腕を備える場合には、上記回転翼は放射状の支
持腕の間の空間に設けたり、該支持腕の風上に配
置したりすればよい。
持腕を備える場合には、上記回転翼は放射状の支
持腕の間の空間に設けたり、該支持腕の風上に配
置したりすればよい。
実施例においては、第１に、固定翼による気流
の整流作用を強めるために、放射状の支持腕が固
定翼と同様の外形に形成され、固定翼と同様に組
付けられる様にすることが有利である。
の整流作用を強めるために、放射状の支持腕が固
定翼と同様の外形に形成され、固定翼と同様に組
付けられる様にすることが有利である。
実施例においては、第２に、複数の固定翼が気
流の接線方向の速度を減少させ、放射状の支持腕
の抵抗がそれにより減少させられることが注目さ
れるべきで、これにより回転翼装置の推進能力が
改善されるとともに作戦行動中や突風時に迎え角
が過大になつて気流が該支持腕から剥離される様
なときに特に有利になる。
流の接線方向の速度を減少させ、放射状の支持腕
の抵抗がそれにより減少させられることが注目さ
れるべきで、これにより回転翼装置の推進能力が
改善されるとともに作戦行動中や突風時に迎え角
が過大になつて気流が該支持腕から剥離される様
なときに特に有利になる。
回転翼の羽根の後縁と固定翼の前縁との間隔は
少なくとも回転翼の羽根の翼弦長さの少なくとも
１倍に等しい距離とされ、気流により発生する騒
音が抑制される。
少なくとも回転翼の羽根の翼弦長さの少なくとも
１倍に等しい距離とされ、気流により発生する騒
音が抑制される。
全ての固定翼はトンネルに一体のものとして取
付けられる様に、互いに連結して一体部品に形成
するのが有利である。この一体部品はトンネルの
出口に簡単な組み合せによつて取付けられる。
付けられる様に、互いに連結して一体部品に形成
するのが有利である。この一体部品はトンネルの
出口に簡単な組み合せによつて取付けられる。
本発明は、又、回転翼航空機を横断する方向の
トンネル内にこれと同軸心に横断方向の気流を発
生する複葉ロータを設けた回転翼航空機の尾部回
転翼装置に、回転翼の出口の旋回気流から、ロー
タ回転軸心と並行に、トンネルの空気入口側へ向
かう推力を取り出す様に設けられた回転翼航空機
の尾部回転翼装置の推力強化装置に関し、本発明
は、上記トンネル内で回転翼よりも上記気流の下
流側に少なくとも実質的には放射状に配置された
複数の固定翼を有する一体部品を備える。その様
な一体化された推力強化装置は、そのために特に
設計されたトンネルに取付けることも、元来はこ
の推力強化装置が設けられていない尾部回転翼装
置のトンネルに取付けることもできる。だから既
存の尾部回転翼装置を改造することも可能であ
る。
トンネル内にこれと同軸心に横断方向の気流を発
生する複葉ロータを設けた回転翼航空機の尾部回
転翼装置に、回転翼の出口の旋回気流から、ロー
タ回転軸心と並行に、トンネルの空気入口側へ向
かう推力を取り出す様に設けられた回転翼航空機
の尾部回転翼装置の推力強化装置に関し、本発明
は、上記トンネル内で回転翼よりも上記気流の下
流側に少なくとも実質的には放射状に配置された
複数の固定翼を有する一体部品を備える。その様
な一体化された推力強化装置は、そのために特に
設計されたトンネルに取付けることも、元来はこ
の推力強化装置が設けられていない尾部回転翼装
置のトンネルに取付けることもできる。だから既
存の尾部回転翼装置を改造することも可能であ
る。
尾部回転翼装置がトンネルと同軸心の固定ハブ
を備える場合、上記一体的な推力強化装置は、１
つの外側リングとこれと互いに同心の１つの内側
リングとを備え、両リング間に上記固定翼を放射
状に配置し、外側リングの外径をトンネルの該推
力強化装置を組付ける部分の内径にほぼ等しく形
成し、内側リングの内径を固定ハブの該内側リン
グで挟持された部分の外径にほぼ等しく形成す
る。
を備える場合、上記一体的な推力強化装置は、１
つの外側リングとこれと互いに同心の１つの内側
リングとを備え、両リング間に上記固定翼を放射
状に配置し、外側リングの外径をトンネルの該推
力強化装置を組付ける部分の内径にほぼ等しく形
成し、内側リングの内径を固定ハブの該内側リン
グで挟持された部分の外径にほぼ等しく形成す
る。
固定翼の組立部品が固定ハブ支持腕と同じ所に
配置される場合、外側・内側両リングに上記放射
状の支持腕を挿通するための凹部を形成し、上記
固定翼が上記凹部で区画された空間に配置され
る。
配置される場合、外側・内側両リングに上記放射
状の支持腕を挿通するための凹部を形成し、上記
固定翼が上記凹部で区画された空間に配置され
る。
本発明は、添付された図面に基づく以下の記述
を読むことにより更にたやすく理解されよう。
を読むことにより更にたやすく理解されよう。
第１図に示すヘリコプタの尾部１は胴体部分２
と垂直尾翼３とを備える。
と垂直尾翼３とを備える。
垂直尾翼３の基部に設けたトンネル４は胴体部
分２を貫通しているので、該トンネル４は胴体部
分２の一側に空気入口５をその他側に空気出口６
を備えることになる。
分２を貫通しているので、該トンネル４は胴体部
分２の一側に空気入口５をその他側に空気出口６
を備えることになる。
トンネル４はヘリコプタの縦軸Ｌ−Ｌを横断す
るＸ−Ｘ軸のまわりの回転体形に形成されてい
る。例えば、空気入口５を丸面取りされた周縁７
に形成し、これを空気出口に向つて延長して円筒
状部分８を形成し、さらに延長して空気出口６に
至る末広部分９を形成する。
るＸ−Ｘ軸のまわりの回転体形に形成されてい
る。例えば、空気入口５を丸面取りされた周縁７
に形成し、これを空気出口に向つて延長して円筒
状部分８を形成し、さらに延長して空気出口６に
至る末広部分９を形成する。
トンネル４内には複数の回転翼１１を有するロ
ータ１０が取付けられる。このロータ１０は３本
の支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃを介してヘリコ
プタの構造部に固着された固定ハブ１２によつて
支持される。ロータ１０と固定ハブ１２は円筒状
に形成され、トンネル４のＸ−Ｘ軸と同心に配置
されている。該ロータ１０は空記入口５側に設
け、これにより、例えば、回転翼１１の端部がト
ンネル４の円筒状部分８に、固定ハブ１２が空気
出口側に位置させられる。
ータ１０が取付けられる。このロータ１０は３本
の支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃを介してヘリコ
プタの構造部に固着された固定ハブ１２によつて
支持される。ロータ１０と固定ハブ１２は円筒状
に形成され、トンネル４のＸ−Ｘ軸と同心に配置
されている。該ロータ１０は空記入口５側に設
け、これにより、例えば、回転翼１１の端部がト
ンネル４の円筒状部分８に、固定ハブ１２が空気
出口側に位置させられる。
公知の方法で、固定ハブ１２の内部にロータ１
０を回転させるための機構１４が配置され、この
ロータ１０を、図示しない主回転翼を駆動するた
めの同様に図示しない主機関（モータ）により駆
動されるシヤフト１５で駆動される。上述の様に
してロータ１０はヘリコプタの偏揺れのバランス
をとるために必要な横断方向の推力を生む気流を
作り出す。
０を回転させるための機構１４が配置され、この
ロータ１０を、図示しない主回転翼を駆動するた
めの同様に図示しない主機関（モータ）により駆
動されるシヤフト１５で駆動される。上述の様に
してロータ１０はヘリコプタの偏揺れのバランス
をとるために必要な横断方向の推力を生む気流を
作り出す。
公知の方法で、横断方向の推力を変化させるた
めに回転翼１１のピツチ角制御システム１６が固
定ハブ１２とロータ１０との内部にわたつて設け
られ、制御ロツド１７で操作される。
めに回転翼１１のピツチ角制御システム１６が固
定ハブ１２とロータ１０との内部にわたつて設け
られ、制御ロツド１７で操作される。
第２図に示す様に、固定ハブ１２を支持する支
持腕の１つ（１３ａ）はシヤフト１５およびロツ
ド１７の流線形構造部分としての働きをする。
持腕の１つ（１３ａ）はシヤフト１５およびロツ
ド１７の流線形構造部分としての働きをする。
支持腕１３ａ，１３ｂおよび１３ｃは一様にＸ
−Ｘ軸まわりに120゜置きに、回転翼１１の回転面
の後方に一定の間隔偏らせて配置される。
−Ｘ軸まわりに120゜置きに、回転翼１１の回転面
の後方に一定の間隔偏らせて配置される。
本発明によれば、トンネル４のロータ１０の回
転翼１１よりも風下に複数の固定翼１８が回転翼
１１の作用によりトンネル４を通過する旋回気流
から、ロータ回転軸心と並行に、トンネルの空気
入口側へ向かう推力を取り出すために、該トンネ
ル４に対して放射状に配設される。
転翼１１よりも風下に複数の固定翼１８が回転翼
１１の作用によりトンネル４を通過する旋回気流
から、ロータ回転軸心と並行に、トンネルの空気
入口側へ向かう推力を取り出すために、該トンネ
ル４に対して放射状に配設される。
第２、第３図に示さた実施例では、複数の固定
翼１８は、フランジ２１を有する１つの外側リン
グ２０、１つの内側リング２２を備え、各固定翼
１８がその両端を外側・内側両リング２０，２２
に固着された完全な組立部品１９を形成する。
翼１８は、フランジ２１を有する１つの外側リン
グ２０、１つの内側リング２２を備え、各固定翼
１８がその両端を外側・内側両リング２０，２２
に固着された完全な組立部品１９を形成する。
この組立部品１９をトンネル４内に位置させる
場合、内側リング２２は固定ハブ１２に、外側リ
ング２０は末広部分９の壁部に、フランジ２１が
空気出口６の外周縁２５に向う様に取付けられ、
フランジ２１に設けた挿通孔２６に挿通される図
示しない連結手段によりその空気出口６に連結さ
れる。そのときに３本の支持腕１３ａ，１３ｂ，
１３ｃは切欠き２３，２４に挿通される。末広部
分９の壁部から外側リング２０がはみ出さない様
に、その壁部に該リング２０の形を付けることに
より、組立部品１９をトンネル４内に位置させた
ときに末広部分の一部がリング２０で形成される
様にする。同様に、リング２２の形を固定ハブ１
２につける。
場合、内側リング２２は固定ハブ１２に、外側リ
ング２０は末広部分９の壁部に、フランジ２１が
空気出口６の外周縁２５に向う様に取付けられ、
フランジ２１に設けた挿通孔２６に挿通される図
示しない連結手段によりその空気出口６に連結さ
れる。そのときに３本の支持腕１３ａ，１３ｂ，
１３ｃは切欠き２３，２４に挿通される。末広部
分９の壁部から外側リング２０がはみ出さない様
に、その壁部に該リング２０の形を付けることに
より、組立部品１９をトンネル４内に位置させた
ときに末広部分の一部がリング２０で形成される
様にする。同様に、リング２２の形を固定ハブ１
２につける。
支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃがＸ軸まわりに
均等に配置されているので、組立部品１９の固定
翼１８は互いに３つのグループに分けて形成さ
れ、それぞれ上記支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃ
のうちの２本の間の空間に挿入される。
均等に配置されているので、組立部品１９の固定
翼１８は互いに３つのグループに分けて形成さ
れ、それぞれ上記支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃ
のうちの２本の間の空間に挿入される。
第２図、第３図に示す実施例は、もちろん一つ
の例であつて、固定翼１８が互いに別々であつた
り、組立部品１９と異なる１つ又は複数の組立部
品であつたりしてもよい。
の例であつて、固定翼１８が互いに別々であつた
り、組立部品１９と異なる１つ又は複数の組立部
品であつたりしてもよい。
しかし、第２図、第３図に示した実施例は、一
方では、トンネル４の組立がかなり簡単であり、
他方では、本発明の前に製造され推力を強化する
ことが要求されている尾部回転翼装置にも適用で
きるという長所がある。この場合、末広部分９に
リング２０の形を付けることが困難であるので、
それをできるだけ薄くしておく方がよい。更に、
２つの同心リング２０，２２を放射状の固定翼１
８で連結したこの組立部品１９は剛性が高く、ト
ンネル４の補強に役立ち、そして、トンネル４の
筒状壁部８と回転翼１１との間の間隙を最小限ま
で減少させられるので、ロータ１０の空力学的効
率上好ましい。
方では、トンネル４の組立がかなり簡単であり、
他方では、本発明の前に製造され推力を強化する
ことが要求されている尾部回転翼装置にも適用で
きるという長所がある。この場合、末広部分９に
リング２０の形を付けることが困難であるので、
それをできるだけ薄くしておく方がよい。更に、
２つの同心リング２０，２２を放射状の固定翼１
８で連結したこの組立部品１９は剛性が高く、ト
ンネル４の補強に役立ち、そして、トンネル４の
筒状壁部８と回転翼１１との間の間隙を最小限ま
で減少させられるので、ロータ１０の空力学的効
率上好ましい。
特に、禁上された騒音の発生のおそれをなくす
ために、固定翼１８を回転翼１１の風下に、か
つ、末広部分９を残して配置するのが有利であ
る。回転翼１１の後縁（翼角が90゜のときに第２
図に示す様に平らになる）と固定翼１８の前縁と
の間隔ｄが少なくとも回転翼１１の翼弦長さｃの
１倍に等しい場合、禁止された騒音が発生するお
それはない。
ために、固定翼１８を回転翼１１の風下に、か
つ、末広部分９を残して配置するのが有利であ
る。回転翼１１の後縁（翼角が90゜のときに第２
図に示す様に平らになる）と固定翼１８の前縁と
の間隔ｄが少なくとも回転翼１１の翼弦長さｃの
１倍に等しい場合、禁止された騒音が発生するお
それはない。
全長にわたりねじれがなく一様な形の固定翼１
８によれば良好な結果が得られるうえ、このよう
な固定翼１８は製造および組立が非常に容易にな
る。
８によれば良好な結果が得られるうえ、このよう
な固定翼１８は製造および組立が非常に容易にな
る。
固定翼１８の形状は、例えば、NACA65A10
型に形成され、その主軸のまわりに変形させても
よい。固定翼１８の翼角はＸ−Ｘ軸に関して若干
の角度を与えるのが好ましい。
型に形成され、その主軸のまわりに変形させても
よい。固定翼１８の翼角はＸ−Ｘ軸に関して若干
の角度を与えるのが好ましい。
これは第２図に示していないが、もちろん、ト
ンネル４を通過する気流の整流に寄与するために
支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃを固定翼１８と同
様の形状に形成してもよい。
ンネル４を通過する気流の整流に寄与するために
支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃを固定翼１８と同
様の形状に形成してもよい。
第４図、第５図は本発明の固定翼１８の作用を
説明する図であり、ロータ１０の出口の空力学的
条件が必然的に固定翼１８の入口での空力学的条
件になるという原理が示されている。
説明する図であり、ロータ１０の出口の空力学的
条件が必然的に固定翼１８の入口での空力学的条
件になるという原理が示されている。
第４図はピツチｇに対応する制御面Scの内側
で起ることを考慮に入れたロータ１０の回転翼１
１の動作を示している。
で起ることを考慮に入れたロータ１０の回転翼１
１の動作を示している。
この第４図に示す様に、回転速度ｕ＝ωRはロ
ータへの気流の相対速度W1を与えるために、軸
流方向の空気吸入速度Va1に組み合わされ、この
後者の速度が問題の回転翼１１のまわりに圧力の
場を作り出す。
ータへの気流の相対速度W1を与えるために、軸
流方向の空気吸入速度Va1に組み合わされ、この
後者の速度が問題の回転翼１１のまわりに圧力の
場を作り出す。
この圧力の場は、それにより空力学的結果とし
て揚力Fzと抗力Fxとに分力できる力R1を発生
し、ロータの回転方向と直角の方向の軸方向推力
S1が生じる。
て揚力Fzと抗力Fxとに分力できる力R1を発生
し、ロータの回転方向と直角の方向の軸方向推力
S1が生じる。
問題の回転翼１１にぶつかつた後、空気は異な
る速度条件でロータ１０を離れ、出力速度の３角
形からは、W1よりも小さい新たな相対速度W2、
対応する固定翼１８に当る絶対速度V2が区別さ
れる。
る速度条件でロータ１０を離れ、出力速度の３角
形からは、W1よりも小さい新たな相対速度W2、
対応する固定翼１８に当る絶対速度V2が区別さ
れる。
固定翼１８に作用する速度V2は、可動回転翼
１１に対するW1と同様にして付加的に推力S2を
作り出す（第５図参照）。
１１に対するW1と同様にして付加的に推力S2を
作り出す（第５図参照）。
即ち、固定翼１８はトンネル軸心方向とは傾斜
した方向から速度V2の旋回気流を受け、固定翼
１８のまわりに圧力場を作り出す。この圧力場に
よる空力学的結果として、固定翼１８のロータ回
転方向下手側の翼面に揚力Fzと抗力Fxとに分力
できる空気合力R2を、トンネルの空気入口５側
へ傾斜させて発生する。
した方向から速度V2の旋回気流を受け、固定翼
１８のまわりに圧力場を作り出す。この圧力場に
よる空力学的結果として、固定翼１８のロータ回
転方向下手側の翼面に揚力Fzと抗力Fxとに分力
できる空気合力R2を、トンネルの空気入口５側
へ傾斜させて発生する。
そして、この空気合力R2がトンネルの空気入
口５側へ傾斜していることから、固定翼１８を介
して尾部回転翼装置全体をトンネルの空気入口５
側へ推し進めようとする推力S2を取り出すことが
できる。
口５側へ傾斜していることから、固定翼１８を介
して尾部回転翼装置全体をトンネルの空気入口５
側へ推し進めようとする推力S2を取り出すことが
できる。
固定ハブ１２の支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃ
が部分的に固定翼１８の風下に配置する様に上述
の実施例を変形した場合には、気流は固定翼１８
の出口速度V3を有し、回転翼１１の出口におい
てそれに対応する速度よりも小さい速度で上記支
持腕と接線方向から接触するようになり、その抗
力が減少させられるので、回転翼装置の推力が高
められることになる。
が部分的に固定翼１８の風下に配置する様に上述
の実施例を変形した場合には、気流は固定翼１８
の出口速度V3を有し、回転翼１１の出口におい
てそれに対応する速度よりも小さい速度で上記支
持腕と接線方向から接触するようになり、その抗
力が減少させられるので、回転翼装置の推力が高
められることになる。
この様に、本発明は、反トルク回転翼装置のロ
ータ１０の風下に得られる空間をうまく使うこと
によつて、コンパクトでバランスが良く剛性の高
い、供給される動力を増大させずにロータの推力
を高める推力強化装置を造ることができる。
ータ１０の風下に得られる空間をうまく使うこと
によつて、コンパクトでバランスが良く剛性の高
い、供給される動力を増大させずにロータの推力
を高める推力強化装置を造ることができる。
風洞実験を行うことにより回転翼装置における
固定翼の影響を評価できよう。
固定翼の影響を評価できよう。
第２図の回転翼装置に固定翼１８の組立部品１
９を組付けたものと組付けないものとの比較実験
は縮小模型を使つて行つた。第６図は、減殺推力
Fy（ｙ軸）−減殺出力Mn（ｘ軸）線図で、曲線
（Ｋ）は組立部品１９付きの場合に、曲線（Ｌ）
はその組立部品１９がない場合にそれぞれ対応さ
せたことを示している。本発明は、失速時推力に
匹敵する27％のゲインΔ1と、失速時出力および
ピツチに匹敵する13％のゲインΔ2とを得ること
ができた。
９を組付けたものと組付けないものとの比較実験
は縮小模型を使つて行つた。第６図は、減殺推力
Fy（ｙ軸）−減殺出力Mn（ｘ軸）線図で、曲線
（Ｋ）は組立部品１９付きの場合に、曲線（Ｌ）
はその組立部品１９がない場合にそれぞれ対応さ
せたことを示している。本発明は、失速時推力に
匹敵する27％のゲインΔ1と、失速時出力および
ピツチに匹敵する13％のゲインΔ2とを得ること
ができた。
第６図の線図において、減殺推力Fyと減殺出
力Mnとはそれぞれ次式で現わされる。
力Mnとはそれぞれ次式で現わされる。
Fy＝Ｓ／１／2ρAU2，Mn＝Ｗ／１／2ρAU2
ここで、Ｓ＝軸方向推力、Ｗ＝動力、ρ＝空気
の密度、Ａ＝ロータデイスクの表面積、Ｕ＝周速
度である。
の密度、Ａ＝ロータデイスクの表面積、Ｕ＝周速
度である。
第１図は本発明に係る回転翼装置を備えるヘリ
コプターの後部の部分側面図、第２図は第１図
−線に沿う拡大断面図、第３図は第１図第２図
に示す本発明に係る整流羽根の組立部品の斜視
図、第４図、第５図はそれぞれ本発明に係る回転
翼装置の作用を説明する図、第６図は本発明に係
る整流羽根を備える回転翼装置と備えない回転翼
装置との比較実験結果を示す線図である。 ４……トンネル、１０……ロータ、１１……回
転翼、１２……固定ハブ、１３ａ，１３ｂ，１３
ｃ……支持腕、１８……固定翼、１９……一体部
品、２０……外側リング、２１……フランジ、２
２……内側リング、２３，２４……凹部。
コプターの後部の部分側面図、第２図は第１図
−線に沿う拡大断面図、第３図は第１図第２図
に示す本発明に係る整流羽根の組立部品の斜視
図、第４図、第５図はそれぞれ本発明に係る回転
翼装置の作用を説明する図、第６図は本発明に係
る整流羽根を備える回転翼装置と備えない回転翼
装置との比較実験結果を示す線図である。 ４……トンネル、１０……ロータ、１１……回
転翼、１２……固定ハブ、１３ａ，１３ｂ，１３
ｃ……支持腕、１８……固定翼、１９……一体部
品、２０……外側リング、２１……フランジ、２
２……内側リング、２３，２４……凹部。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 回転翼航空機を横断するＸ−Ｘ軸方向のトン
ネル４を備え、該トンネル４にこれと同軸心の複
葉ロータ１０を設け、 該ロータ１０をトンネル４と同軸心の固定ハブ
１２のまわりに回転させて横断方向の気流を発生
する様に構成された回転翼航空機の推力強化式尾
部回転翼装置において、 複数の固定翼１８を上記トンネル４内でロータ
１０よりも上記気流の風下に少なくとも実質的に
は放射状に配置し、 固定翼１８は、ロータ１０から出た旋回気流を
受けて、ロータ回転方向下手側の翼面にトンネル
４の空気入口５側へ傾斜した空気合力R2を発生
する様に構成し、 回転翼１１の後縁と固定翼１８の前縁との間隔
を回転翼１１の翼弦長さの少なくとも１倍にし、 固定翼１８を固定ハブ１２とトンネル４内壁と
の間に配置して固定ハブ１２とトンネル４内壁と
を機械的結合により連結して構成した回転翼航空
機の推力強化式尾部回転翼装置。 ２ 特許請求の範囲第１項に記載された回転翼航
空機の推力強化式尾部回転翼装置において、 上記固定ハブ１２を放射状の支持腕１３ａ，１
３ｂ，１３ｃにより機体の構造部に連結し、上記
固定翼１８を該支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃの
間の空間に配置した回転翼航空機の推力強化式尾
部回転翼装置。 ３ 特許請求の範囲第１項に記載された回転翼航
空機の推力強化式尾部回転翼装置において、 上記固定ハブ１２を放射状の支持腕１３ａ，１
３ｂ，１３ｃにより機体の構造部に連結し、上記
固定翼１８を該支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃの
風上に配置した回転翼航空機の推力強化式尾部回
転翼装置。 ４ 特許請求の範囲第２項に記載された回転翼航
空機の推力強化式尾部回転翼装置において、 上記支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃを固定翼１
８と同形状に形成して固定翼１８の作用を強化す
る様にした回転翼航空機の推力強化式尾部回転翼
装置。 ５ 特許請求の範囲第１項に記載された回転翼航
空機の推力強化式尾部回転翼装置において、 上記固定翼１８を互いに連結して一体部品１９
にした回転翼航空機の推力強化式尾部回転翼装
置。 ６ 特許請求の範囲第５項に記載された回転翼航
空機の推力強化式尾部回転翼装置において、 上記一体部品１９を簡単な組み合せにより上記
トンネル４の出口６に組付けた、回転翼航空機の
推力強化式尾部回転翼装置。 ７ 回転翼航空機を横断するＸ−Ｘ軸方向のトン
ネル４内にこれと同軸心に横断方向の気流を発生
する複葉ロータ１０を設けた回転翼航空機の尾部
回転翼装置に、ロータ１０の出口の施回気流か
ら、ロータ回転軸心と並行に、トンネル４の空気
入口５側へ向かう推力S2を取り出す様に設けられ
た回転翼航空機の尾部回転翼装置の推力強化装置
において、 上記トンネル４内でロータ１０よりも上記気流
の風下に少なくとも実質的には放射状に配置され
る複数の固定翼１８を有する一体部品１９よりな
る回転翼航空機の尾部回転翼装置の推力強化装
置。 ８ 特許請求の範囲第７項に記載された回転翼航
空機の尾部回転翼装置の推力強化装置において、 上記尾部回転翼装置はそのロータ１０がトンネ
ル４と同軸心の固定ハブ１２のまわりに回転する
様に構成し、 １つの外側リング２０とこれと互いに連結され
た１つの内側リング２２とを備え、両リング２
０，２２間に上記固定翼１８を放射状に配置し、 外側リング２０の外径をトンネル４の推力強化
装置組付部の内径にほぼ等しく形成し、 内側リング２２の内径を固定ハブ１２の該内側
リング２２で挟持された部分の外径にほぼ等しく
形成した回転翼航空機の尾部回転翼装置の推力強
化装置。 ９ 特許請求の範囲第８項に記載された回転翼航
空機の尾部回転翼装置の推力強化装置において、 上記固定ハブ１２を放射状の支持腕１３ａ，１
３ｂ，１３ｃにより機体の構造部に連結し、 外側・内側両リング２０，２２に上記放射状の
支持腕１３ａ，１３ｂ，１３ｃを挿通するための
凹部２３，２４を形成し、 上記固定翼１８を上記凹部２３，２４で区画さ
れた空間に配置した回転翼航空機の尾部回転翼装
置の推力強化装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8216753 | 1982-10-06 | ||
| FR8216753A FR2534222A1 (fr) | 1982-10-06 | 1982-10-06 | Agencement de rotor de queue a poussee accrue pour aeronef a voilure tournante et dispositif pour accroitre la poussee d'un tel agencement |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5984697A JPS5984697A (ja) | 1984-05-16 |
| JPH0362598B2 true JPH0362598B2 (ja) | 1991-09-26 |
Family
ID=9278024
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58186666A Granted JPS5984697A (ja) | 1982-10-06 | 1983-10-04 | 回転翼航空機の推力強化式尾部回転翼装置およびその推力強化装置 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4585391A (ja) |
| EP (1) | EP0107543B1 (ja) |
| JP (1) | JPS5984697A (ja) |
| BR (1) | BR8305580A (ja) |
| CA (1) | CA1219849A (ja) |
| DE (1) | DE3371890D1 (ja) |
| FR (1) | FR2534222A1 (ja) |
| IN (1) | IN161335B (ja) |
Families Citing this family (31)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4721435A (en) * | 1986-04-30 | 1988-01-26 | Borg-Warner Industrial Products | Fluid flow control means for pumps and the like |
| FR2628062B1 (fr) * | 1988-03-07 | 1990-08-10 | Aerospatiale | Pale pour helice carenee a hautes performances, helice carenee multipale pourvue de telles pales et agencement de rotor de queue a helice carenee pour aeronef a voilure tournante |
| DE9104493U1 (de) * | 1991-04-12 | 1991-08-08 | Gleichauf, Rolf, 7710 Donaueschingen | Halterung für ein Triebwerk in einem Modellflugzeug |
| FR2679199B1 (fr) * | 1991-07-16 | 1997-01-31 | Aerospatiale | Systeme anticouple pour helicoptere. |
| AU2551792A (en) * | 1991-08-02 | 1993-03-02 | Boeing Company, The | Ducted tail rotor for rotary wing aircraft providing torque reaction and yaw attitude control |
| EP0597038B1 (en) * | 1991-08-02 | 1999-01-20 | The Boeing Company | Ducted fan and pitch controls for tail rotor of rotary wing aircraft |
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| FR2719549B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-26 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor caréné et modulation de phase des pales, pour hélicoptère. |
| FR2719551B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-12 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés, et à aubes redresseuses inclinées. |
| FR2719550B1 (fr) | 1994-05-04 | 1996-07-26 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés, et modulation de phase des pales du rotor, pour hélicoptère. |
| FR2719552B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-26 | Eurocopter France | Aube de redresseur pour dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés d'hélicoptère. |
| FR2721000B1 (fr) * | 1994-06-10 | 1996-08-23 | Eurocopter France | Aube de redresseur en composite, redresseur la comportant, pour dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés, et leur procédé de fabrication. |
| GB2290832A (en) * | 1994-06-14 | 1996-01-10 | Clive Felix Ure | Means for linearizing an open air flow |
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