JPH04328097A - ヘリコプタの尾部構造 - 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】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、ヘリコプタに関する
もので、特に、ダクト型ファンを有するヘリコプタの一
体型尾部構造に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】今日のヘリコプタの多くは、単一のメイ
ンロータと露出された尾部ロータを有している（フェネ
ストロン（Ｆｅｎｅｓｔｒｏｎ）尾部構造を使用したエ
アロスペーシャル（Ａｅｒｏｓｐａｔｉａｌｅ）社製ヘ
リコプタ、ＮＯＴＡＲ（登録商標）システムを使用した
マクドネルダグラス社（ＭｃＤｏｎｎｅｌｌ　Ｄｏｕｇ
ｌａｓ）製ヘリコプタを除く）。露出された尾部ロータ
は、メインロータによって胴体部に誘起されるトルクに
対向するための横対向の推力を発生するための比較的効
率が良く、信頼性の高い手段として知られており、ヘリ
コプタのホバリング時、過渡時、低速及び高速航行時等
におけるヨー方向の制御を行う。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、露出し
た尾部ロータは、空力的な見地及び非空力的な見地にお
いて欠点を有している。まず、最初の欠点は、露出され
た尾部ロータは、地上の運転、すなわち、システムの起
動、ホバリング、タキシング及び／またはパーキング動
作、において重大な安全上の問題を生起する。露出され
た尾部ロータは、地上動作の間、付近で作業を行う作業
員を非常に危険な状態にさらすことになる。作業員が不
用意に露出された尾部ロータに接触した場合には、負傷
したり、死亡したりする可能性がある。また、露出され
た尾部ロータにより、地上運転する場合のヘリコプタ領
域に配置された他の設備も危険な状態となる。さらに、
露出された尾部ロータは、メインロータのプロペラ後流
により循環した物体から損傷を受けやすい。

【０００４】さらに、露出された尾部ロータには離着陸
する場合、あるいは露出された尾部ロータが不用意に電
線、建物、フェンス、林、潅木等その地域に存在するも
のに接触しないよう注意が必要となる限られた領域で移
動する場合等のヘリコプタ航行時に問題がある。数々の
軍事目的の飛行や民間機の飛行でも、夜間あるいは視野
が悪い天候において地表面の凹凸に沿った飛行が必要と
なることがある。このような条件で飛行するには、露出
された尾部ロータが上記のようなその地域に存在するも
のと不用意に接触しないよう特別な注意が必要となる。

【０００５】さらに、露出された尾部ロータの空力効率
は、尾部ロータの本質とは無関係に生じる様々な要因に
より低下する。通常、高速航行時に抗力効果や、尾部ロ
ータに作用する誘起圧力に必要なヨーイング安定を提供
するために露出された尾部ロータを利用することはない
。そのかわり、空力形状の垂直スタビライザが、高速航
行時に必要なヨーイング安定部を提供するため、ヘリコ
プタ尾部に結合されている。しかしながら、露出された
尾部ロータが依然としてそのような航行時に空力抗力に
関与していることが観察できる。

【０００６】過渡時、低速及び高速航行時においてホバ
リング操作及びヨーイング移動に必要なトルク発生防止
推力（横揚力）を提供するため、通常の露出された尾部
ロータは直径の大きな尾部ロータブレードを有する。こ
の尾部ロータブレードは、推力を発揮するため尾部ロー
タに必要となるエンジン力を抑える。尾部ロータは、尾
部ロータに必要な地上との隙間を提供するため、垂直ス
タビライザに取り付けなければならない。しかしながら
、このような配置では垂直スタビライザと露出された尾
部ロータの間で空力干渉が生じ、スタビライザが妨害さ
れ、露出された尾部ロータの空力効率が抑えられる。 この配置では高速航行時において垂直尾部構造に対する
空力作用を妨害する。さらに、このような配置により、
ヘリコプタの縦軸の回りにロールモーメントが生じる。

【０００７】また、通常、露出された尾部ロータは機構
的に複雑でもろい装置であり、相対風、操作効率を抑え
てしまうメインロータ及び胴体のプロペラ後流及び旋風
等の危険な操作圧力及び力学的現象の影響を受けやすい
。

【０００８】このような状況にさらされることにより、
露出された尾部ロータの全体的な有効寿命が限られてし
まい、このため、保守やオーバーホールがさらに頻繁に
必要となり、そのためにかかる費用も増加する。さらに
、露出された尾部ロータは、横すべり角度が生じた航行
時にブレードローディング効果の影響を受けやすい。 これによって、露出された尾部ロータを有するヘリコプ
タを横すべりに対して効果的に操作できる機能を限定し
てしまう。

【０００９】尾部構造においてフェネストロンあるいは
ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置を有する
ヘリコプタは、従来技術のヘリコプタ構成に対していく
つかの空力的な利点及び非空力的な利点を有する。ダク
トを形成したファンのトルク発生防止装置を操作しても
、付近の作業員あるいは設備にそれほど危険がない。 さらに、尾部構造がダクトを形成したファンが外部のも
のからダメージを受けないよう効果的に保護する。

【００１０】空力的に見れば、ダクトを形成したファン
のトルク発生防止装置は高速航行時に効果的に負荷を低
減され、これによりこうした航行時における空力抗力を
完全に軽減する。垂直スタビライザはダクトを形成した
ファンのトルク発生防止装置の操作に対して空力的に干
渉しない。ダクトを形成したファンのトルク発生防止装
置の尾部ロータは外部の力学的現象にさらされないため
、ダクトを形成したファンの尾部ロータの寿命が長くな
り、したがって保守の必要性も減る。ダクトを形成した
ファンのトルク発生防止装置は、横すべりした航行時に
尾部ロータによりもたらされる圧力を事実上抑え、これ
により、ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置
を有するヘリコプタを操作する機能を拡張できる。開口
部と等価のロータのために、ほぼ等価の空力性能を損な
わずにダクトを形成したファンのトルク発生防止装置を
小型化して尾部構造に結合することができるように、ダ
クトを形成したファンのトルク発生防止装置の空力効率
は露出された尾部ロータのそれよりも大きい。

【００１１】エアロスペーシャル社は、トルク発生防止
推力を提供しヨー方向へヘリコプタを制御するダクトを
形成したファンのトルク発生防止装置及び垂直スタビラ
イザを組み合わせて有する尾部構造を持つドファン（Ｄ
ａｕｐｈｉｎ）やガゼル（Ｇａｚｅｌｌｅ）等の数種類
のヘリコプタを製造してきた。これらのヘリコプタのダ
クトを形成したファンのトルク発生防止装置は、ヘリコ
プタの左右対称垂直面に対してほぼ垂直なダクト軸を有
する。つまり、尾部ロータブレード面はこの垂直面に平
行である。このトルク発生防止装置より発生した横推力
によって、ホバリング時、過渡時、低速及び高速前方航
行時に必要なトルク発生防止力及びヨー方向制御を十分
行うことができる。 これらのヘリコプタの尾部構造には、前方高速時におけ
るトルク発生防止用の横推力及びヨーイング安定を提供
するために空力的に形成された垂直スタビライザが含ま
れる。

【００１２】米国特許第４，８０９，９３１号（エアロ
スペーシャル社所有）において、このような従来技術の
尾部構造はピッチ安定をまったく提供しておらず、特に
高速前方航行時についてはまったく考察されていない。 前記のアメリカ特許によれば、平衡トルク発生防止推力
のほかに静及び動ヨーイングならびにピッチ安定をもた
らす尾部構造を提供するために水平安定面が必要とされ
る。さらに前記のアメリカ特許によればこの型の尾部構
造は、ヘリコプタの全体的な構造重量が大幅に増えると
いう点で欠点を有する。

【００１３】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置を有する他の従来技術の尾部構造が前記のアメリカ
特許に開示されており、この従来技術の尾部構造では垂
直スタビライザ及び水平スタビライザのかわりに二枚の
空力面を使用する。前記のアメリカ特許によれば、この
二枚の空力面はダクトを形成したファンのトルク発生防
止装置のハウジングの頂部を通過する水平面の上に伸び
ており、空力面の平均面が、Ｖ字型尾部に限定するハウ
ジングを通過する垂直面のまわりで互いに左右対称に配
置されている。この空力面は、非対称的な空力揚力翼型
を提供するために形成されると開示されている。前記の
アメリカ特許によれば、このような尾部形状では満足な
結果を期待することはできない。

【００１４】前記のアメリカ特許において開示されクレ
ームされる要旨は、ダクトを形成したファンのトルク発
生防止装置を有するヘリコプタ尾部構造が、トルク発生
防止力及びヨーイング軸線並びにピッチ軸線のまわりに
生じる静並びに動安定を同時に提供することである。前
記のアメリカ特許では、ダクトを形成したファンのトル
ク発生防止ハウジングの平均面がヘリコプタの対称垂直
面に対して角度０度乃至４５度の範囲で傾く。ハウジン
グ頂部を通過する水平面の上に伸びるＶ字尾部を形成す
るハウジング頂部で、二枚の空力面は結合されている。 前記のアメリカ特許によれば、この二枚の空力面はいく
つかの異なる実施例において配置され、その中で空力面
のそれぞれの平均面はヘリコプタの対称垂直面に対して
非対称的に伸びている。この二枚の空力面の平均面は、
水平面及び垂直面のそれぞれに対して限定された角度範
囲より選択された所定角度を形成するものとして開示さ
れる。

【００１５】そこで、本発明の第一の目的は、ヘリコプ
タのホバリング時及び前進航行中のヨーイング静定性、
方向制御性及びピッチング制御性を向上させるための垂
直方向及び水平方向スタビライザを有するダクト型ファ
ンのトルク発生防止装置を有するヘリコプタの一体型尾
部構造を提供することにある。

【００１６】本発明の第二の目的は、横すべり包絡線を
拡大することが出来るヘリコプタの一体型尾部構造を提
供することにある。

【００１７】本発明の第三の目的は、前進航行状態にお
いてヨーイング点の操作性を改善したヘリコプタの一体
型尾部構造を提供することにある。

【００１８】本発明の第四の目的は、ダクト形ファンの
トルク発生防止装置を使用するシュラウドを、ヘリコプ
タの垂直対称面に対して所定の角度を持って配設したヘ
リコプタの一体型尾部構造を提供することにある。

【００１９】本発明の第五の目的は、垂直スタビライザ
を、ヘリコプタの垂直対称面に対して所定の角度を持っ
て配設したヘリコプタの一体型尾部構造を提供すること
にある。

【００２０】本発明の第六の目的は、垂直スタビライザ
のカント角とダクト型ファンのトルク発生防止装置のカ
ント角が相互に逆向きに付与されているヘリコプタの一
体型尾部構造を提供することにある。

【００２１】本発明の第七の目的は、ヨーイング及びピ
ッチング静定性及びホバリング時及び前進航行時におけ
る操縦性を向上するために、垂直及び水平スタビライザ
を空力的に最適化したヘリコプタの一体型尾部構造を提
供することにある。

【００２２】

【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、本発明によれば、ヘリコプタの揚力及び飛行動作
のための出力を発生するメインロータと、垂直対称面に
よって規定される胴体と胴体と一体に形成された尾部ブ
ームで構成されたヘリコプタのダクト型ファンのトルク
発生防止装置を構成する一体型尾部構造であって、尾部
ブームに連続し、前記ダクト型ファンのトルク発生防止
装置の軸線を横断方向に配置して前記ダクト型ファンの
トルク発生防止装置を収容するとともに、前記垂直対称
面に対して第一の所定のカント角を持って空間的に配置
されるとともに、前記ダクト型ファンのトルク発生防止
装置の軸線がヘリコプタの横方向軸線に対して前記第一
の所定カント角を有して配設され、前記軸線にそって発
生される前記ダクト型ファンのトルク発生防止装置の推
力がヨーイング静定及びヘリコプタの方向制御のための
横方向のトルク防止推力成分とメインロータの揚力性能
に寄与する正の垂直力成分に分解されるシュラウド手段
と、前記シュラウド手段に連続し、空力形状に形成され
るとともに、主空気流に応じて揚力を発生するように配
置されるとともに、垂直面に対して第二の所定カント角
が与えられ、前記揚力が、高速前進飛行状態において前
記ダクト型ファンのトルク発生防止装置の負荷を軽減す
るための横方向トルク防止成分と、ピッチング運動安定
性及びヘリコプタの操縦性のための負の垂直力成分に分
解される垂直スタビライザ手段と、空力形状に形成され
るとともに前進高速飛行におけるピッチング運動安定性
及びヘリコプタの操縦性のための負の垂直力を発生する
ように配置された水平スタビライザ手段とによって構成
され、前記第一及び第二のカント角が相互に連関され、
前記垂直スタビライザ手段が、高速前進飛行状態でヨー
イング静定に必要なトルク防止力の大部分を発生し、前
記第一及び第二の所定カント角の相互関係が前記垂直ス
タビライザへの前記水平スタビライザの左右対称の交差
取付を可能とするようにしたことを特徴とするヘリコプ
タの一体型尾部構造が提供される。

【００２３】なお、前記第一の所定カント角は前記垂直
面に対して第一の角度方向を有し、前記第二の所定カン
ト角は、前記垂直面に対して第二の角度方向を有し、前
記第一の角度方向と前記第二の角度方向が逆向きであり
、前記第一及び第二のカント角が組み合わせられて、前
記シュラウド手段と前記垂直スタビライザ間の有効角度
変位を規定することが出来る。

【００２４】なお、前記第一の所定カント角は、０゜乃
至２０゜の範囲、より好ましくは、約１３゜とすること
が出来る。さらに、前記第二の所定カント角が、少なく
とも前記第一の所定カント角と同じ大きさとし、０゜乃
至１５゜の範囲で、前記第一の所定カント角より大きい
角度とする事が出来、要すれば、２０゜とすることも可
能である。

【００２５】さらに、前記水平スタビライザの前記垂直
スタビライザに対する左右対称の取付により十文字形状
またはＴ字形状に形成する事が出来る。

【００２６】

【実施例】以下に、本発明の好適実施例を添付図面を参
照しながら説明する。

【００２７】添付図面を通して同一の符号は対応するか
あるいは類似する構成要素を示しており、図１ではダク
トを形成したファンのトルク発生防止装置を有するヘリ
コプタ１０が示される。ヘリコプタ１０には胴体１２と
、メインロータ１４と、尾部ブーム１６と、ダクトを形
成したファンのトルク発生防止装置１８を有する尾部構
造２０とが含まれる。ヘリコプタ１０に関する参照方法
も図１に示されており、Ｘ−Ｘ軸が縦軸であり、Ｙ−Ｙ
軸が横軸、Ｚ−Ｚ軸が垂直軸である。ヘリコプタ胴体１
２の対称平均平面である垂直平面Ｚｓは図４の実施例に
示される。以下の開示において、垂直平面Ｚｓを参照す
る場合には垂直平面Ｚｓに平行な平面も含むものとする
。

【００２８】メインロータ１４には、メインロータブレ
ードを回転させ、ヘリコプタ１０を上昇させ、ヘリコプ
タ１０を前方航行時に推進し、上昇下降時にヘリコプタ
１０を移動させるそれぞれの場合に翼形抗力、誘導抗力
、有害抗力、上昇力を提供する動力装置（図示せず。 ３タービンエンジンに通常用いられる装置）が含まれる
。メインロータ１４はエンジンパワーをメインロータブ
レード及びダクトを形成したファンのトルク発生防止装
置１８へ伝動する伝動装置（図示せず）も有する。

【００２９】ヘリコプタ１０のための尾部構造２０が例
として図２及び図３においてさらに詳細に示される。尾
部構造２０は尾部ブーム１６と一体となったシュラウド
２２と、シュラウドフィン一体型シェルフ２４と、後部
閉塞構造２６と、垂直フィンあるいはスタビライザ２８
と、垂直スタビライザ２８と交差する水平フィンあるい
はスタビライザ３０とを有する。ダクトを形成したファ
ンのトルク発生防止装置１８はこのシュラウド２２内に
設けられている。

【００３０】本発明のシュラウドフィン一体型シェルフ
２４及び後部閉塞構造２６の全体空力性能及び影響は、
尾部構造２０とダクトを形成したファンのトルク発生防
止装置１８を有する個々の要素の特性及びこれらの個々
の要素における相互作用関係により変化することが、本
技術分野において知識を有する者により理解される。本
発明の要旨はシュラウドフィン一体型シェルフ２４及び
後部閉塞構造２６の特性にある。シュラウド２２と、垂
直スタビライザ２８と、水平スタビライザ３０と、シュ
ラウドフィン一体型シェルフ２４とを有する尾部構造及
び尾部構造２０のシュラウド２２内に設けられたダクト
を形成したファンのトルク発生防止装置１８は、それぞ
れ出願人により同時に出願された「ヘリコプタの尾部構
造のためのシュラウドフィン一体型シェルフ」及び「ヘ
リコプタのトルク発生防止装置」のアメリカ特許出願に
開示されている。これらのアメリカ特許出願の開示内容
は、本明細書の開示の一部として援用する。本発明の要
旨の特性をさらに容易に理解できるよう以下にこれらの
要素の特性について簡単に説明する。

【００３１】ダクト型ファンのトルク発生防止装置１８
は、ヨーイング静定及びホバリング時及び前進航行時に
ヘリコプタが必要とする空力的な推力を発生する。さら
に、ダクト型ファンのトルク発生防止装置１８は、ヘリ
コプタの全揚力性能に寄与する垂直方向の揚力を発生す
る。

【００３２】ダクト型ファンのトルク発生防止装置１８
の寸法及びファンの推力、ファンの制御範囲等の動作特
性は、ヘリコプタ１０に要求される動作に基づいて決定
される。例えば、好適実施例によるヘリコプタ１０のダ
クト型ファンのトルク発生防止装置１８の設計寸法を決
定するこうした動作の拘束要素は、ホバリング時におけ
る４５キロノットの右方向の横風に対して０．８５ｒａ
ｄ／ｓｅｃ２（５０゜／ｓｅｃ）のヨーイング加速度を
発生するのに十分なトルク防止推力を発生するためのフ
ァン駆動力及び制御範囲である。こうした動作の制限要
素は、ヘリコプタに、４５キロノットの横風条件で１８
０゜のホバリング旋回を５分間で行うことを可能とする
。

【００３３】ダクト型ファンのトルク発生防止装置１８
は、シュラウド２２内に配設されたトルク発生防止装置
１８をシュラウド２２内に組み合わせ状態で配置する軸
線１９を有するダクトと、ダクト内に配置されたファン
装置で構成される。ダクトは、所定のリップ径の入口、
入口の下流側と一体に形成された発散部、及び可変半径
の出口リップを有する出口で構成される。ダクトの寸法
及び形状は、ダクト型ファンのトルク発生防止装置１８
を通る空気流の合流による比較的均一な流速分布となり
、及び空気流の伴流の収縮が少ないダクトに流通する空
気流と成るように空気流特性を向上する空力形状が選択
される。

【００３４】ファン装置は、ハブと、空力形状に形成さ
れたハブをダクトに取り付けるための支持アームと、ハ
ブに取り付けられた尾部ロータブレードを含んでいる。 ハブ内には、尾部ロータのギアボックス及び尾部ロータ
ブレードの動作を調整するためのサーボ制御装置が配置
される。ダクトとハブ間に放射状に配設された一方の支
持アームは、サーボ制御装置及び尾部ロータギアボック
スのそれぞれの駆動伝達システムからの制御ロッド及び
駆動軸を収容する。好適実施例において、二つの付加的
な支持アームがハブをダクトに取り付けるために使用さ
れ、この支持アームはダクトとハブ間に非放射状及び非
軸線方向に相互に直線上に配置される。

【００３５】多数の尾部ロータブレードは、入口の下流
側同軸平面に所定の距離で配置され、支持アームは、尾
部ロータの面から下流側に配置される。メインロータブ
レードを半時計方向に回転させるために、（ヘリコプタ
１０より下方に見た場合に）好適実施例は、テーパを付
さないプラットフォームを持つ８枚の尾部ロータブレー
ドを有しており、これらのハブに対して対称に配置され
、このハブが、ＢＢＦ（下側ブレードが前方に回転する
）回転で尾部ロータを駆動する。ダクトの形状、尾部ロ
ータブレード、支持アーム及びダクト内における尾部ロ
ータブレード及び支持アームの配置は、ダクト型ファン
のトルク発生防止装置１８の空力特性及び振動特性を最
適化するように選択される。

【００３６】ダクト型ファンのトルク発生防止装置１８
が、コレクティブピッチ増加時（対応してトルク防止推
力が増加する）における大きなローリングモーメントを
発生しないようにするために、シュラウド２２と組み合
わせて配設されるダクト型ファンのトルク発生防止装置
１８は、低いトルク線を有している。こうしたダクト型
ファンのトルク発生防止装置１８の配置によって横方向
サイクリックピッチとコレクティブピッチとの結合が不
要となる。

【００３７】上記のダクト型ファンのトルク発生防止装
置１８の概略説明は、当業者に、本発明の尾部構造の構
造要素及び機能要素としてのダクト型ファンのトルク発
生防止装置１８の基本構造及び特性の理解を可能とし、
以下の本発明の主題である一体型尾部構造２０の構造及
び機能の理解を容易とする。ダクト型ファンのトルク発
生防止装置１８のさらに詳細な説明は、出願人が米国に
おいて本発明の出願と同時に出願をした「ヘリコプタの
トルク発生防止装置」に開示されており、この開示内容
は、本明細書の開示の一部として援用する。

【００３８】シュラウドフィン一体型のシェルフ２４及
び後部閉塞構造２６は、あるヘリコプタの飛行状態にお
いて生じる特定の空力効果のカウンタバランスをして選
択される。シュラウドフィン一体型シェルフ２４は、シ
ュラウド２２と垂直スタビライザ２８の中間構造である
。シュラウドフィン一体型シェルフ２４は、高速飛行状
態におけるノーズ右方向の横滑りが発生している間、ダ
クト型ファンのトルク発生防止装置１８から流出する空
気流を分離する形状にされている。さもないと、こうし
た空気流の流出は、上記したような飛行条件においては
垂直スタビライザの空力作用と結合してしまう。

【００３９】後部閉塞装置２６は、文字通り、シュラウ
ド２２の尾部を閉塞する構造である。後部閉塞装置２６
は、シュラウド２２の後部における空気流の分離点を固
定する。空気流の固定点は、さもなければ種々の飛行条
件においてシュラウド２２の後部で種々の点に変化して
、ヘリコプタ１０の種々の飛行状態において好ましくな
い影響を与える。このシュラウドフィン一体型シェルフ
２４の構造は、出願人が米国において本発明の出願と同
時に出願をした「ヘリコプタの尾部構造のためのシュラ
ウドフィン一体型シェルフ」に開示されており、この開
示内容は、本明細書の開示の一部として援用する。

【００４０】以下に説明する本発明の尾部構造２０の構
造的及び機能的は、メインロータブレードが反時計方向
に回転するメインロータ１４を持つヘリコプタに基づい
て決定される。この動作制限要素に対応して、ダクト型
ファンのトルク発生防止装置１８は、所要のトルク防止
推力を発生するために尾部ロータブレードをＢＢＦ回転
させる。しかしながら、本発明の尾部構造２０が、時計
回り方向に回転するメインロータブレード（尾部ロータ
ブレードに対応する回転方向）を持つヘリコプタに使用
することが出来ることは、当業者に容易に理解されるも
のである。以下の開示は、従って、本発明の特許請求の
範囲に記載された範囲を限定するものではない。

【００４１】一体型尾部構造２０を構成するシュラウド
２２と、垂直スタビライザ２８と、水平スタビライザ３
０の空力形状及び／または方向性及び空間的方向性はヘ
リコプタ１０の航行操作に必要な空力的力を提供するの
に最適なものである。横方向の推力あるいはトルク発生
防止推力はこの尾部構造２０及びダクトを形成したファ
ンのトルク発生防止装置１８により提供され、ホバリン
グ及び前方航行時にヘリコプタ１０のヨーイング安定が
得られさらに方向制御できる。尾部構造２０はピッチの
静安定及び操縦性を得るための垂直力分力も提供できる
。

【００４２】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置１８を備えたシュラウド２２の空間方向性及び垂直
スタビライザ２８の空間方向性は、ホバリング及び前方
航行時にヘリコプタ１０の空力性能を増進するため、相
互作用的に関連し一体となっている。図４の実施例にお
いて、シュラウド２２は垂直平面Ｚｓに対して第一の所
定の傾斜角度をもって空間的に位置づけられている。垂
直スタビライザ２８は垂直平面Ｚｓに対して第二の所定
の傾斜角度をもって空間的に位置づけられている。第二
の所定の傾斜角度は回転方向において垂直平面Ｚｓに対
して第一の所定の傾斜角度と反対である。

【００４３】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置１８を有するシュラウド２２の空間的方向性により
、これより詳細に後述するようなプラス垂直揚分力を提
供し、ホバリング時のヘリコプタ１０の空力性能が増進
される。また、シュラウド２２の空間的方向性によりホ
バリング及び巡航速度航行時にヘリコプタ１０の重心範
囲が改善される。

【００４４】高速航行時にトルク発生防止推力を提供す
るためにはダクトを形成したファンのトルク発生防止装
置１８を利用しても、大きな抗力を招くので空力的に不
十分である。この抗力は高速前方航行時であればダクト
を形成したファンのトルク発生防止装置１８に流れ吸い
込まれるはずである大量の大気がヘリコプタのシュラウ
ド２２に沿って流れる結果生じる（図３参照）。このよ
うな大量の気流を旋回させ吸い込めば大きな推進抗力を
発生させることになる。

【００４５】高速の前方航行時に抗力を最小限にし、同
時にヘリコプタ１０のヨーイング安定に必要なトルク発
生防止推力を提供するために、尾部構造２０は最適な形
状の垂直スタビライザ２８を結合し、高速の前方航行時
に必要なトルク発生防止推力の大半を提供する。垂直ス
タビライザ２８の空力形状及び空力方向性はダクトを形
成したファンのトルク発生防止装置１８よりも高い揚抗
比を提供するのに最適となっているため、高速の航行時
にダクトを形成したファンのトルク発生防止装置１８の
負荷を低減する垂直スタビライザ２８を利用することで
抗力を３０％抑えることができる。

【００４６】垂直スタビライザ２８は空力的に所定のキ
ャンバーを有するよう形成され及び／または空力的に所
定の入射角度で位置づけられている。垂直スタビライザ
２８は（所定の傾斜角度で）空間的に位置づけられた結
果、その空力形状及び／または方向性との関係からダク
トを形成したファンのトルク発生防止装置１８の負荷を
連続的に低減することができ、したがって前方航行時の
速度が増して、ダクト型ファンのトルク発生防止装置１
８の空力応力、所要出力を最小とすることが出来る（速
度が増加した場合尾部ロータブレードのピッチ角度を抑
えることで負荷を低減することができる）。

【００４７】垂直スタビライザ２８は高速の航行時にヘ
リコプタ１０のヨーイング安定に必要なトルク発生防止
推力の大部分（図１乃至図３の実施例では７５％を上回
る）を提供できる。高速前方航行時には、ダクトを形成
したファンのトルク発生防止装置１８は完全には負荷低
減されないが、ダクトを形成したファンのトルク発生防
止装置１８が依然として目標レベルの抑制推力を提供し
ている最中の方がむしろ効果的に負荷低減されている。 図１乃至図３の実施例でいえば、約１１０ポンドである
。

【００４８】しかしながら、一体型尾部構造２０のヨー
イング運動性能は、ダクト型ファンのトルク発生防止装
置１８によって与えられるトルク防止推力を利用して高
速飛行状態におけるヘリコプタ１０の「スナップ旋回（
ｓｎａｐ　ｔｕｒｎ）」操作を可能とする（「スナップ
旋回」は、従来の傾斜しながらの旋回と異なり純粋にヨ
ーイング方向のみの操作を示す造語である）。前進速度
７０ー１１０キロノットで、９０゜のスナップ旋回が、
約２乃至３．５秒（積極的傾斜旋回の４乃至５秒に対し
て）で行われる。垂直スタビライザ２８によって発生さ
れる復帰モーメントによって、相当の割合の緩衝と正の
ペダルの傾斜が与えられるので、スナップ旋回中のヨー
イング作業負荷が軽減される。

【００４９】一体型尾部構造２０はさらに、前方航行時
にヘリコプタ１０の動ピッチ安定を得るために垂直スタ
ビライザ２８の所定の形状及び／または方向性と関連し
てマイナス垂直力を提供するのに最適となっている空力
的に形成され位置づけられた水平スタビライザ３０より
構成される。メインロータ１４の伴流入射効果を最小限
にするため水平スタビライザ３０は垂直スタビライザ２
８と交差して配置されている。

【００５０】本発明の一体型尾部構造２０によって与え
られる空力性能の向上をよりよく理解するためは、ダク
ト型ファンのトルク発生防止装置を実施する推力／力発
生装置によって発生される空力的な力を理解することが
必要である。ダクト型ファンのトルク発生防止装置を実
施する尾部構造において、ダクト型ファンのトルク発生
防止装置の入口近傍のシュラウド構造におけるダクト型
ファンのトルク発生防止装置に流入する空気流によって
推力が増大される。この尾部構造の特徴は、出願人が米
国において本発明の出願と同時に出願をした「ヘリコプ
タのトルク発生防止装置」に開示されており、この開示
内容は、本明細書の開示の一部として援用する。

【００５１】ダクト型ファンのトルク発生防止装置を実
施するシュラウドに、ヘリコプタの胴体の対称垂直面に
対するカント角を与えることによって、ホバリング動作
におけるヘリコプタの空力性能が向上し、またホバリン
グ時及び前進航行時におけるＣ．Ｇ．範囲を向上させる
。しかしながら、シュラウドのみにカント角を与えた場
合には、ヘリコプタの前進飛行時における空力性能を低
下させ、尾部構造全体の効率を低下させる。

【００５２】図４は、軸線Ｘ−Ｘにそって前方に見た尾
部構造ＥＳの背面図である。尾部構造は、ダクト型ファ
ンのトルク発生防止装置ＤＦＡＤを実施するシュラウド
Ｓと、垂直スタビライザＶＳと、垂直スタビライザＶＳ
と交差して設けられる水平スタビライザＨＳとを有して
いる。垂直スタビライザＶＳは空力形状に形成され、高
速前進飛行中のダクト型ファンのトルク発生防止装置Ｄ
ＦＡＤの負荷の軽減を容易とする方向に向けられている
。水平スタビライザＨＳは、空力形状に形成され、負の
垂直力をメインロータ及びヘリコプタによって空力的に
発生する力の均衡力として発生する。

【００５３】シュラウドＳはヘリコプタの胴体の対称垂
直面Ｚｓに対して角度θのカント角が与えられている（
カント角θは、図４においてシュラウドＳの中間板ＭＰ
と垂直面Ｚｓの間の角度として示されている）。シュラ
ウドＳにもカント角が与えられているので、ダクト型フ
ァンのトルク発生防止装置ＤＦＡＤの中心線Ａ−Ａは有
効角β（カント角θに等しい）をヘリコプタの横方向軸
線Ｙ−Ｙに対して形成する。図４の実施例の尾部構造の
垂直スタビライザＶＳには、シュラウドＳの中間板ＭＰ
に対するカント角は与えられていない。

【００５４】前の段落で説明した尾部構造ＥＳのダクト
型ファンのトルク発生防止装置ＤＦＡＤ及び／または垂
直スタビライザＶＳはトルク防止推力に加えて正の垂直
方向推力成分を発生する。従って、尾部構造ＥＳの水平
スタビライザＨＳはメインロータ及び胴体ばかりではな
く、トルク防止装置ＡＤ及び／または垂直スタビライザ
によって発生される空力的な力及びモーメントを均衡す
るために負の垂直方向推力を発生しなければならない。

【００５５】これは、水平スタビライザＨＳを、図４に
示すように、片持ち構造で垂直スタビライザＶＳに交差
して設けて、水平スタビライザＨＳの面構成面積及び／
または空力方向（入射角）を増加させることによって達
成される。水平スタビライザＨＳを大型化することは、
尾部構造ＥＳの重量を増加させる。水平スタビライザＨ
Ｓの入射角度を増加させると、水平スタビライザＨＳの
空力効果を低下させる。水平スタビライザＨＳを片持ち
構造で垂直スタビライザＶＳに取り付ける場合には、こ
の水平スタビライザＨＳによって発生される増加した負
の垂直方向推力を吸収するために非効率的で、重量の大
きな取付部材が必要となる。また、前進飛行状態中に、
図４に概略を示すように水平スタビライザＨＳは負の垂
直方向力Ｆ−Ｌを発生する。

【００５６】ホバリング及び前進飛行中に、図３に示す
ようにダクト型ファンのトルク発生防止装置ＤＦＡＤに
流入する空気流は調整されて図５の軸線Ａ−Ａに作用す
る推力ＦＴを発生する。軸線Ａ−Ａは横方向軸線Ｙ−Ｙ
に対してカント角θ分オフセットしているので、発生さ
れた推力ＦＴはトルク防止推力成分ＦＡＴ（横方向軸線
Ｙ−Ｙの方向）及び正の力成分（垂直軸線ｚ−ｚの方向
）に分解される。

【００５７】図６は、前進飛行中の前述の垂直スタビラ
イザＶＳの力を図式的に示している。垂直スタビライザ
ＶＳを通って流れる空気流は、スタビライザの空力形状
及び／または垂直スタビライザの向きによって揚力ＦＳ
Ｔを発生する。垂直スタビライザＶＳには横方向軸線Ｙ
−Ｙに対してθの有効なカント角が与えられているので
、揚力ＦＳＴもトルク防止力成分ＦＳＡＴと正の垂直方
向力ＦＳＬに分解される。

【００５８】ホバリング状態において、ダクト型ファン
のトルク発生防止装置ＤＦＡＴによってメインロータに
よって発生されるモーメントを均衡し、ヨーイング方向
の制御を行うトルク防止推力成分ＦＡＴが与えられる。 過渡状態の低速前進状態においては、メインロータによ
って発生されるモーメントを均衡するためのトルク防止
力はダクト型ファンのトルク発生防止装置ＤＦＡＤによ
って発生されるトルク防止推力ＦＡＴと垂直スタビライ
ザＶＳを通る空気流によって発生されるトルク防止推力
ＦＳＡＴによって得られる。なお、前述したように、ダ
クト型ファンのトルク発生防止装置ＤＦＡＴは、飛行速
度が高速となるに従って垂直スタビライザＶＳによって
負荷が軽減される。高速飛行状態においては、トルク防
止推力の大部分は、垂直スタビライザＶＳを通る空気流
によって発生されるトルク防止推力ＦＳＡＴによって得
られる。ダクト型ファンのトルク発生防止装置ＤＦＡＴ
は、飛行速度が高速となるに従って、ファン装置の空力
応力を最小とするために垂直スタビライザＶＳによって
負荷が軽減され、発生推力も最小となる。

【００５９】従って、ホバリング時または前進飛行時に
おいて、図４に示す尾部構造ＥＳは、ヨーイング静定及
びヨーイング制御に必要なトルク防止推力に加えて、静
の垂直方向成分を発生して、ヘリコプタのピッチング安
定性に悪影響を与える。これらの正の垂直方向成分の推
力は、ピッチング安定性を回復するために前述した水平
スタビライザＨＳによって発生される力によって均衡さ
れなければならない。こうした水平スタビライザＨＳは
、しかしながら、前述したように尾部構造ＥＳに対して
重量及び空力効率面で好ましくない影響を与える。図４
よりわかるように、水平スタビライザＨＳは垂直スタビ
ライザＶＳと鋭角αを形成して交差する。こうした方向
はキャンバー角を与えられた水平スタビライザＨＳの吸
引面をキャンバー角を与えられた垂直スタビライザＶＳ
の吸引面を近傍に位置させて、垂直スタビライザと水平
スタビライザの空力的な干渉を生じさせ、尾部構造ＥＳ
の空力性能を低下させる。

【００６０】本発明による尾部構造２０は図７に示され
ており、同図は軸線Ｘ−Ｘにそって前方に見た尾部構造
の背面図を示している。図４に示した不可避的な空力的
な不利益を解消するために、ダクト型ファンのトルク発
生防止装置１８を形成するシュラウド２２は、ヘリコプ
タの胴体１２の対称垂直面Ｚｓに対して第一の所定のカ
ント角が与えられている。垂直スタビライザ２８は、垂
直面Ｚｓに対して第二の所定カント角が与えられている
。第二の所定のカント角は、図７に示すように、垂直面
Ｚｓに対して回転方向において第一のカント角の方向と
逆になっており、シュラウド２２の中間板２３と垂直ス
タビライザ２８の間の有効角度差は第一のカント角と第
二のカント角の和となる。こうした空間配置は、水平ス
タビライザを垂直スタビライザに対して対称に取り付け
ることを可能とする。

【００６１】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置１８を有するシュラウド２２は垂直平面Ｚｓに対し
て第一の所定傾斜角度θ１で空間的に位置づけられて（
傾斜して）いる（図４に示されるように、傾斜角度θ１
はシュラウド２２の平均面２３と垂直平面Ｚｓとがなす
角度である）。第一の所定傾斜角度θ１の大きさは、特
に機首方向の限界誤差に関してダクトを形成したファン
のトルク発生防止装置１８に制御範囲を指定する最中に
生じる交差結合効果、ヘリコプタ１０のミッションの特
定のデザイン等の制限条件によって決定される。好適実
施例において、入力制御範囲は、約−３５乃至５０゜の
ピッチ角とされる。

【００６２】約ー３５乃至５０゜のピッチ角のダクト型
ファンのトルク発生防止装置１８の制御範囲入力及び上
記に説明した他の動作制限条件に基づいて、発明者らは
、第一の所定カント角θ１を０゜よりも大きく約２０゜
までの角度に選択する。好適実施例のヘリコプタ１０に
おける第一の所定のカント角θ１は（約１００００ｌｂ
ｓ［約４５８１ｋｇ］の飛行重量と、ホバリング時の４
５キロノットの右横風において１８０゜旋回を約５分で
行うために０．８５ｒａｄ／ｓｅｃ２のヨーイング加速
度を発生する最大トルク防止推力を発生するカント角は
）約１３゜である。

【００６３】垂直スタビライザ２８は垂直平面Ｚｓに対
して第二の所定傾斜角度θ２で空間的に位置づけられて
（傾斜して）いる（図７に示されるように、傾斜角度θ
２は垂直スタビライザ２８の前方縁にてその平均面２９
と垂直平面Ｚｓとがなす角度である）。第二の所定傾斜
角度θ２の大きさは第一の所定傾斜角度θ１の大きさに
より変化する。第二の所定傾斜角度θ２は、垂直スタビ
ライザ２８と水平スタビライザ３０とがなす交差角度α
が確実に９０度を上回るように少なくとも第一の所定傾
斜角度θ１よりも大きい。この特性により垂直スタビラ
イザ２８と水平スタビライザ３０との空力干渉が最小限
となる。

【００６４】垂直スタビライザ２８と水平スタビライザ
３０の間の空力干渉効果を最小限にとどめることにより
、第二の所定傾斜角度θ２の大きさの範囲を第一の所定
傾斜角度θ１より約０乃至約１５度大きい角度に、好ま
しくは約５度乃至約１０度大きい角度に限定できた。 図７の実施例のための第二の所定傾斜角度θ２の大きさ
は約９０度である。この特性は、垂直スタビライザ２８
と水平スタビライザ３０の間の空力干渉効果を最小限に
とどめる。

【００６５】図５により、シュラウド２２の空間位置が
垂直スタビライザ２８の空間位置と反対方向であること
がわかる。つまり、第二の所定傾斜角度θ２が垂直平面
Ｚｓに対して右回りであるが、第一の所定傾斜角度θ１
は垂直平面Ｚｓに対して左回りである。シュラウド２２
と垂直スタビライザ２８とでできた置換可能な角度βは
第一の所定傾斜角度θ１と第二の所定傾斜角度θ２の合
計である。尾部構造２０のシュラウド２２と垂直スタビ
ライザ２８との相対的空間関係により一体型シュラウド
２２及び垂直スタビライザ２８の組み合わせが決まる。 この組み合わせによってホバリング及び前方航行時にヨ
ーイング安定及び方向制御のためにトルク発生防止推力
が提供され、ヘリコプタ１０の揚力を増加させるためホ
バリング時にプラス垂直揚分力が提供され、高速で前方
航行時にヘリコプタの空力性能を高めるためダクトを形
成したファンのトルク発生防止装置１８で負荷が低減さ
れ、さらに前方航行時に動ピッチ安定のためにマイナス
垂直力分力が提供される。

【００６６】前記に示した空間配置の垂直スタビライザ
２８は、空力形状に形成され及び／または所定のキャン
バ角Ｃを持った方向に配置され及び／または所定の入射
角Ｉが与えられ、高速前進航行時にダクト型ファンのト
ルク発生防止装置１８の負荷を軽減する。垂直スタビラ
イザ２８の寸法及び形状に影響を与える空力的な因子は
、有効面積、「キャリースルー（ｃａｒｒｙ−ｔｈｒｏ
ｕｇｈ）」と呼ばれるアスペクトレシオ、及び水平スタ
ビライザに端部板を設けることである。垂直スタビライ
ザ２８は、高速前進飛行時のドラッグを増加させるので
、過大とすべきではない。

【００６７】好適実施例において、ＮＡＳＡ　　６３３
Ａ６１８エアフォイル形状が（所定のキャンバ角により
４゜の入射角を与える）、高速前進飛行時におけるダク
ト型ファンのトルク発生防止装置１８の負荷軽減を達成
するために必要な横方向力を得る垂直スタビライザのエ
アフォイル形状として選択された。好適実施例による垂
直スタビライザの関連する寸法は、約１５．５ｆｔ２の
スタビライザ面積Ｓ、約４．１ｆｔ２のスパンｂ、約４
３．６インチの平均翼弦Ｃｍ、及び約１．０７のアスペ
クトレシオＡＰである。

【００６８】垂直スタビライザ２８のための所定の入射
角度Ｉが図８に例示され、これは垂直スタビライザ２８
の翼弦２７と垂直平面Ｚｓとの角度Ｉである。所定の入
射角度Ｉのひとつの選択基準は、垂直スタビライザ２８
が高速前方航行時に目標値までダクトを形成したファン
のトルク発生防止装置１８において効果的に負荷低減す
る空力揚力を発生させるだけの大きさであるかどうかで
ある。実施例では、負荷低減の目標値は約１５０ポンド
であり、所定の入射角度Ｉは約４゜であった。４゜の入
射角度を有する垂直スタビライザ２８は、前進速度約１
２０ノットで必要となるトルク発生防止推力の約４０％
を提供する。また、Ｖｍａｘ（約１７０ノット）で提供
できる推力は必要となるトルク発生防止推力の７５％を
超える。

【００６９】尾部構造２０を構成するダクトを形成した
ファンのトルク発生防止装置１８のための推力図が図９
に示される。図９に示されるようにダクトを形成したフ
ァンのトルク発生防止装置１８へ流れ込む気流を調整す
ることで、ダクトを形成したファンのトルク発生防止装
置１８の軸線１９に沿って作用する推力Ｆ１８を発生さ
せる（発生した推力Ｆ１８は気流が流れ込んだのと同じ
側のダクトを形成したファンのトルク発生防止装置１８
から外部へ向かう）。ダクトを形成したファンのトルク
発生防止装置１８の軸線１９は、第一の所定傾斜角度θ
１により（シュラウド２２の空間位置から）横断軸線Ｙ
−Ｙと一致するため、発生した推力Ｆ１８は横断軸線Ｙ
−Ｙ方向のトルク発生防止推力の分力Ｆ１８ＡＴと垂直
軸線Ｚ−Ｚ方向のプラス垂直分力Ｆ１８Ｌとに分解でき
る。

【００７０】上述における尾部構造２０の垂直スタビラ
イザ２８のための力が図１０に示される。垂直スタビラ
イザ２８の気流は、垂直スタビライザ２８が空力形状及
び空力位置を有するため空力揚力Ｆ２８を発生させる。 垂直スタビライザ２８は第二の所定傾斜角度θ２により
横断軸線Ｙ−Ｙに一致するため、垂直スタビライザ２８
の気流により発生した揚力Ｆ２８は横断軸線Ｙ−Ｙ方向
のトルク発生防止力の分力Ｆ２８ＡＴと垂直軸線Ｚ−Ｚ
方向のマイナス垂直分力Ｆ２８Ｌとに分解できる。

【００７１】垂直スタビライザ２８により提供される負
の垂直分力Ｆ２８Ｌは水平スタビライザ３０により提供
される負の揚力Ｌ３０（図８参照）を補足する。したが
って、垂直スタビライザ２８の空力機能により、水平ス
タビライザ３０の空力形状及び／または空力位置を縮小
することができる。縮小することで重量を軽減し及び／
または尾部構造２０のための空力効率を増進することが
できる。

【００７２】さらに垂直スタビライザ２８の空力操作に
より発生した空力効果によって、図７に示されるように
水平スタビライザ３０を垂直スタビライザ２８と組み合
わせほぼ水平に取り付けることが容易になる。取り付け
部品を介して伝達される動力はさらに小さくなり、その
結果部品の大きさ及び重量は縮小できる。さらに、垂直
スタビライザ２８のキャンバー面と水平スタビライザ３
０のキャンバー面との空力干渉は、垂直スタビライザ２
８と水平スタビライザ３０とで形成される鈍角の交差角
度αにより最小となる。この交差角度αによって垂直ス
タビライザ２８及び水平スタビライザ３０のそれぞれの
吸込面が実際には遠く離れて位置する。

【００７３】水平スタビライザ３０は前方航行時にヘリ
コプタ１０の動ピッチ安定を最適にするために空力的に
形成され位置づけられる。水平スタビライザ３０は平面
図において後退角がなく、縦横比が比較的大きい。図１
乃至３の実施例では、水平スタビライザ３０の空力形状
において面積Ｓは２５ｆｔ２、スパンｂは約９．２５フ
ィート（１１１インチ）、平均翼弦Ｃｍは約３２．５イ
ンチ、アスペクトレシオは約３．４２である。この実施
例はＮＡＳＡ　　６３１Ａ２１２のエアフォイル形状を
有している。

【００７４】図２において、水平スタビライザ３０が垂
直スタビライザ２８と組合わされ十字架状の尾部形状を
形成するよう取り付けられている。水平スタビライザ３
０を垂直スタビライザ２８と組合わせＴ字形状を形成さ
せて取り付ける場合も本発明の範囲内である。いずれの
実施例においても、水平スタビライザ３０の気流に対す
るメインロータ伴流入射効果を最小にするため、水平ス
タビライザ３０は垂直スタビライザ２８の高い位置で取
り付けられる。水平スタビライザ３０の入射角度は比較
的小さく、メインロータ１４からの伴流により誘起され
る縦制御マージンと振動とを折衷することで決まる。好
ましい実施例として、入射角度５゜であれば満足できる
動ピッチ安定が得られる。

【００７５】

【発明の効果】上記のように本発明によれば、ヘリコプ
タのホバリング時及び前進航行中のヨーイング静定性、
方向制御性及びピッチング制御性を向上させるための垂
直方向及び水平方向スタビライザを有するダクト型ファ
ンのトルク発生防止装置を有するヘリコプタの一体型尾
部構造を提供することが出来る。

【００７６】また、本発明によれば、横すべり包絡線を
拡大することが出来るヘリコプタの一体型尾部構造を提
供することが出来る。

【００７７】さらに、本発明によれば、前進航行状態に
おいてヨーイング点の操作性を改善したヘリコプタの一
体型尾部構造を提供することが可能となり、さらに、ダ
クト型ファンのトルク発生防止装置を使用するシュラウ
ドを、ヘリコプタの垂直対称面に対して所定の角度を持
って配設したヘリコプタの一体型尾部構造を提供するこ
とが可能となる。

【００７８】また本発明によれば、垂直スタビライザを
、ヘリコプタの垂直対称面に対して所定の角度を持って
配設したヘリコプタの一体型尾部構造を提供することが
可能となる。さらに、本発明によれば、垂直スタビライ
ザのカント角とダクト型ファンのトルク発生防止装置の
カント角が相互に逆向きに付与されているヘリコプタの
一体型尾部構造を提供することが出来る。また、本発明
によれば、ヨーイング及びピッチング静定性及びホバリ
ング時及び前進航行時における操縦性を向上するために
、垂直及び水平スタビライザを空力的に最適化したヘリ
コプタの一体型尾部構造を提供することが出来る。

【００７９】本発明の尾部構造２０は、上記に説明した
外に、制限を受けないヨーイング差旋回（３６０゜スナ
ップターン）を約８０キロノットの速度で行うことが出
来、また、約１４０キロノットの速度での制限された範
囲（９０゜乃至３０゜のスナップ旋回）を行うことが出
来る。さらに、本発明の一体型尾部構造は、以上に大き
なＶｍａｘを越える横滑り包絡線を持ち、通常の尾部ロ
ータを露出したヘリコプタによって生じるような大きな
負荷を生じることなく、大きな横滑り角に耐えることが
出来る。また、一体型尾部構造は、横滑り飛行状態で露
出した尾部ロータにおいて生じるアタック効果の角度を
効果的に減少することが出来る。さらに、一体型尾部構
造は、高速前進飛行状態において許容ロール率の増大を
可能とする。

【００８０】上記の観点より本発明にはさまざまな修正
及び変更が可能である。したがって、追加クレームの範
囲において本発明が特に上述しなかった方法でも実施す
ることができるものとする。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明によりシュラウドフィン一体型シェルフ
及び後部閉塞構造を結合した一体型後部構造においてダ
クトを形成したファンのトルク発生防止装置を有するヘ
リコプタの側面平面図である。

【図２】一体型後部構造のひとつの実施例の第一のコン
ピュータ処理された斜視図である。

【図３】一体型後部構造の第二のコンピュータ処理され
た部分的斜視図である。

【図４】ヘリコプタの尾部構造の一例の空間方向を示す
概略図である。

【図５】図４の一体型尾部構造のダクトを形成したファ
ンのトルク発生防止装置のための推力図を示す。

【図６】図４の一体型尾部構造の垂直スタビライザのた
めの推力図を示す。

【図７】尾部構造の他の実施例の空間方向を示す概略図
である。

【図８】線５から線５に沿って切った図２の一体型尾部
構造の横断面平面図である。

【図９】図７の一体型尾部構造のダクトを形成したファ
ンのトルク発生防止装置のための推力図を示す。

【図１０】図７の一体型尾部構造の垂直スタビライザ推
力図を示す。

【符号の説明】

１０　　ヘリコプタ １２　　胴体 １４　　メインロータ １６　　尾部ブーム １８　　ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置
１９　　軸線 ２０　　尾部構造 ２２　　シュラウド ２４　　シュラウドフィン一体型シェルフ２６　　後部
閉塞構造 ２７　　翼弦 ２８　　垂直スタビライザ ３０　　水平スタビライザ ４０　　気流ダクト ４２　　ダクト直径 ４４　　ダクト幅 ４６　　湾曲リップ ４８　　分離ダクト部 ５０　　出口 ６０　　ファン ６２　　ハブ構造 ６４　　支柱 ６６　　尾部ロータブレード ６８　　ファン操作サブシステム ７０　　分離距離 ８０　　シェルフ部材 ８１　　シェルフ幅 ８２　　第一のシェルフ部材 ８３　　幅 ８４　　第二のシェルフ部材 ８５　　幅 ８６　　シェルフ縁

Claims (9)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　ヘリコプタの揚力及び飛行動作のため
   の出力を発生するメインロータと、垂直対称面によって
   規定される胴体と胴体と一体に形成された尾部ブームで
   構成されたヘリコプタのダクト型ファンのトルク発生防
   止装置を構成する一体型尾部構造であって、尾部ブーム
   に連続し、前記ダクト型ファンのトルク発生防止装置の
   軸線を横断方向に配置して前記ダクト型ファンのトルク
   発生防止装置を収容するとともに、前記垂直対称面に対
   して第一の所定のカント角を持って空間的に配置される
   とともに、前記ダクト型ファンのトルク発生防止装置の
   軸線がヘリコプタの横方向軸線に対して前記第一の所定
   カント角を有して配設され、前記軸線にそって発生され
   る前記ダクト型ファンのトルク発生防止装置の推力がヨ
   ーイング静定及びヘリコプタの方向制御のための横方向
   のトルク防止推力成分とメインロータの揚力性能に寄与
   する正の垂直力成分に分解されるシュラウド手段と、前
   記シュラウド手段に連続し、空力形状に形成されるとと
   もに、主空気流に応じて揚力を発生するように配置され
   るとともに、垂直面に対して第二の所定カント角が与え
   られ、前記揚力が、高速前進飛行状態において前記ダク
   ト型ファンのトルク発生防止装置の負荷を軽減するため
   の横方向トルク防止成分と、ピッチング運動安定性及び
   ヘリコプタの操縦性のための負の垂直力成分に分解され
   る垂直スタビライザ手段と、空力形状に形成されるとと
   もに前進高速飛行におけるピッチング運動安定性及びヘ
   リコプタの操縦性のための負の垂直力を発生するように
   配置された水平スタビライザ手段とによって構成され、
   前記第一及び第二のカント角が相互に連関され、前記垂
   直スタビライザ手段が、高速前進飛行状態でヨーイング
   静定に必要なトルク防止力の大部分を発生し、前記第一
   及び第二の所定カント角の相互関係が前記垂直スタビラ
   イザへの前記水平スタビライザの左右対称の交差取付を
   可能とするようにしたことを特徴とするヘリコプタの一
   体型尾部構造。
2. 【請求項２】　　前記第一の所定カント角は前記垂直面
   に対して第一の角度方向を有し、前記第二の所定カント
   角は、前記垂直面に対して第二の角度方向を有し、前記
   第一の角度方向と前記第二の角度方向が逆向きであり、
   前記第一及び第二のカント角が組み合わせられて、前記
   シュラウド手段と前記垂直スタビライザ間の有効角度変
   位を規定する請求項１の一体型尾部構造。
3. 【請求項３】　　前記第一の所定カント角は、０゜乃至
   ２０゜の範囲である請求項１の一体型尾部構造。
4. 【請求項４】　　前記第一の所定カント角が、約１３゜
   である請求項３の一体型尾部構造。
5. 【請求項５】　　前記第二の所定カント角が、少なくと
   も前記第一の所定カント角と同じ大きさである請求項１
   の一体型尾部構造。
6. 【請求項６】　　前記第二の所定カント角は、０゜乃至
   １５゜の範囲であり、前記第一の所定カント角より大き
   い請求項１の一体型尾部構造。
7. 【請求項７】　　前記第二の所定カント角が、２０゜で
   ある請求項６の一体型尾部構造。
8. 【請求項８】　　前記水平スタビライザの前記垂直スタ
   ビライザに対する左右対称の取付により十文字形状に形
   成される請求項１の一体型尾部構造。
9. 【請求項９】　　前記水平スタビライザの前記垂直スタ
   ビライザに対する左右対称の取付によりＴ字形状に形成
   される請求項１の一体型尾部構造。