JPH0471997A

JPH0471997A - ヘリコプタ

Info

Publication number: JPH0471997A
Application number: JP18416290A
Authority: JP
Inventors: Katsumasa Sugiyama; 杉山　勝昌
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 1990-07-13
Filing date: 1990-07-13
Publication date: 1992-03-06
Anticipated expiration: 2013-11-05
Also published as: JP2820510B2

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〕本発明はヘリコプタ、詳しくは翼を有するヘリコプタに
関する。

〔従来の技術〕

ヘリコプタの巡航性能を向上するために、ヘリコプタに
翼を装着することが行なわれる。即ちロータブレードに
よる揚力（ヘリコプタに作用する上向きの力を揚力とい
いこれはヘリコプタの重量を保持するために必要である
。）の一部分をこの翼で負担して、ロータブレードの負
担を軽減し、その余力を推進に向けて、巡航性能を向上
すること（速度増加）を目的とするものである。

第１８〜２０図はこの従来例を示す図で胴体５に翼（固
定）５６が装着されていて、常に翼（固定）５６がヘリ
コプタｌの胴体５にとりつけられた状態で飛行していた
。このような構成では、巡航状態時は性能向上が期待で
きるものの、離陸、上昇時の離陸性能、上昇性能が低下
することを避けられない。

また、ヘリコプタ１が前進飛行をしている時、ロータブ
レード２が上から見て反時計まわりに回転している場合
には、後方から見る図として第１７図に示すように、ロ
ータブレード２の形状、状態をそのままにしておくと右
側のロータブレード２による揚力は、左側のロータブレ
ード２による揚力よりも大きく　（ヘリコプタ１の前進
速度とロータブレード２の回転による速度が重ね合せで
、右側の対気速度は大きく、したがって揚力が大きく、
逆に左側の対気速度は小さく、したがって揚力が小さい
ため）、ロータブレード２の揚力の左右差が生じこれに
より、ヘリコプタ１が左側へ傾くような横揺れモーメン
トが発生する。従来のヘリコプタ１は、この横揺れモー
メントをロータブレード２の回転軸取付部にヒンジ（フ
ラッピングヒンジという）をもうけ、右側で揚力が増す
とロータブレード２は上方に動き、迎角が減少して揚力
増加がおさえられるよう構成されている。

そのため、ロータブレード２が回動するためのヒンジ等
が設けられ回転軸取付部は複雑な形状をなしている。

〔発明が解決しようをする課題〕

上記従来のヘリコプタには解決すべき次の課題があった
。

即ち、上述の通りヘリコプタｌの巡航性能を向上するた
めに、ヘリコプタｌに翼を装着した機体では巡航時の性
能向上は期待できるものの、離陸、上昇時の離陸性能、
上昇性能が低下するという問題があった。

また、ロータブレード２の揚力の左右差が生じこれによ
り、ヘリコプタ１が左側へ傾くような横揺れモーメント
が発生するが、これに対する従来の対策では回転軸取付
部が複雑な形状となることを避けられないという問題が
あった。

本発明は従来例が有する以上のような問題点を解消させ
、すべての飛行範囲で性能の良いヘリコプタを提供する
ことを目的とする。

〔課題を解決するための手段〕

本発明は上記課題の解決手段として、次の（１）、（２
）に記載のヘリコプタを提供しようとするものである。

（］）胴体から上方に突出する回転軸に設けられ比較的
に水平面内で回転するロータにより上昇及び飛行するヘ
リコプタにおいて、胴体の左右に突出及び引込み可能に
設けられた翼を具備してなることを特徴とするへりコブ
多。

（２）上記（１）に記載のヘリコプタにおいて、翼の左
右への突出及び引込み量が相互に変更可能であることを
特徴とするヘリコプタ。

（作用〕本発明は上記のように構成されるので次の（１）、〔２
）の作用を有する。

（１）上記（１）の記載のヘリコプタにあっては胴体の
左右に突出及び引込み可能な翼を有するので、離陸、上
昇時に翼を引込めれば翼による空気抵抗がなくなってヘ
リコプタの上昇性能が高まる。

また、飛行時、翼を突出すれば揚力が増し、ロータの揚
力負担が減るのでその分、推力分担を大きくでき、巡航
速度が大きくなる。

（２）上記（２）に記載のヘリコプタにあっては翼の左
右の突出及び引込み量を相互に変更できるので、その突
出量ないしは引込み量を左右側々に調整することによっ
て、揚力差を生じさせ、ロータの左右の対気速度の差に
よる揚力差を相殺できる。この結果、横揺れが解消する
。

〔実施例〕

本発明の第１〜第５実施例を第１図〜第１６図により説
明する。

なお、従来例ないしは先の実施例と同様の構成部材には
同符号を付し、説明を省略する。また、作動ブロック図
である第１６図は各実施例間で共用する場合がある。

先ず、第１実施例を第１〜３図を参照しながら説明する
。第１図は第１実施例の側断面図、第２図は第１図の胴
体５を飛行方向に見た横断面図、第３図は第１図の前部
近傍を上から見た図である。

これらの図において先ず、構成と作用の概要を説明する
と、胴体５の左右には第２図、第３図に移動２０として
示す矢印の方向に出し入れ可能でかつ、翼面積の等しい
翼１３．１９が設けられている。

出し入れの動力はアクチュエータ１４及び油圧装置１５
によって行なわれ、その指令は第１６図の作動ブロック
図に示すプロセスに沿って行なわれる。１６はその作動
信号を油圧装置１５に伝えるため、コンピュータ１７か
ら油圧装置１５に連結された配線、１７はセンサ５４か
らの飛行条件等の信号により機体が横揺れその他の有害
な状態を生じない最適状態を算出するためのコンピュー
タである。スイッチ、配線等、補助的な部材は次の作用
の説明と併わせ説明する。

次に上記構成の作用を詳細な構成と共に説明する。

パイロット１１がスイッチ１２を操作するとコンピュー
タ１７が作動して、飛行条件（巡航形態、飛行速度に対
する最適量を指令する）に合せて、コンピュータ１７か
らの制御指令信号により、油圧装置１５、アクチュエー
タ１４が作動し、これらの動力により、左、右同量の翼
１３．１９が移動２０シ、翼１３．１９が設定される。

その作動ブロック図を第１６図に示す、翼１３．１９が
不要の場合（上昇等で翼１３．１９による抵抗が大きく
なって性能を劣化する場合等）には、コンピュータ１７
の制御指令信号により翼１３．１９はヘリコプタ１の胴
体５内へ収納される。

次に本発明の第２実施例を第４〜６図を参照しながら説
明する。

第４図は第１実施例の側断面図、第５図は第４図の胴体
５を飛行方向に見た横断面図、第６図は第４図の前部近
傍を上から見た図である。第２実施例が第１実施例と異
なる点は左右の翼２１．２２の突出し量、即ち面積が横
揺れ等に応じて左右相違することである。その他の基本
構成は第１実施例と同様である。

即ち第４〜第６図において、パイロッＨ１がスイッチ１
２を操作するとコンピュータ１７が作動して飛行条件（
巡航形態、飛行速度に対する最適量を指令する）に合せ
て、コンピュータ１７からの制御指令信号により、油圧
装置２４．２７、アクチュエータ２３．２６が作動し、
これらの動力により、左、右翼２１．２２が矢印の方向
へ最適の移動２９．３０をなしそれぞれ翼２１．２２が
設定される。そのプロセスは第１６図と同じである。翼
２１．２２が不要の場合（上昇等で翼２１．２２による
抵抗が大きくなって性能を劣化する場合等）には、コン
ピュータ１７の制御指令信号により翼２１．２２はヘリ
コプタ１の胴体５内へ収納される。ヘリコプタ１の横揺
れモーメント制御は、センサ５４の出力が配′ｋｆＡ５
５を通ってコンピュータ１７に入力されコンピュータ１
７からの制御指令信号により行なわれる。

次に本発明の第３実施例を第７〜９図を参照しながら説
明する。

第７図は第３実施例の側断面図、第８図は第７回の胴体
５を飛行方向に見た横断面図、第９図は第７図の前部近
傍を上から見た図である。第３実施例が第１、第２実施
例と異なる点は第１、第２実施例が翼を左右へ出し入れ
したのに対し、第３実施例では回転（回動）して翼面積
を変える点にある。

即ち第７〜９図において、左右の翼３１．３２は回転中
心３９まわりに回転されて破線で示す収納状態から胴体
５の外側へ出されるよう構成されている。

なお、これらの図では左、右翼３１．３２０面積が異な
る場合を示しているが、左右翼３１．３２の面積が同じ
の場合でも勿論よい、また、翼３１．３２は回転の途中
で止めることもできる。その作用を説明すると、パイロ
ット１１がスイッチ１２を操作するとコンピュータ１７
が作動して飛行条件（巡航形態、飛行速度に対する最適
量を指令する）に合せて、コンピュータ１７からの制御
指令信号により、油圧装置３４．３７、アクチュエータ
３３．３６が作動し、これらの動力により、左、右翼３
１．３２が回転、移動４０．４１を行なって翼３１．３
２が設定される。これらの作動ブロック図は第１６図と
同しである。翼３１．３２が不要の場合（上昇等で翼３
１．３２による抵抗が大きくなって性能を劣化する場合
等）には、コンピュータ１７の制御指令信号により翼３
１．３２はヘリコプタ１の胴体５内へ破線で示すように
収納される。

ヘリコプタ１の横揺れモーメント制御は、センサ５４の
出力が配線５５を通ってコンピュータ１７に入力されコ
ンピュータ１７からの制御指令信号により行なわれる。

次に本発明の第４実施例を第１０〜１２図を参照しなが
ら説明する。

第１０図は第４実施例の側断面図、第１１図は第１０図
の胴体５を飛行方向に見た横断面図、第１２図は第１０
図の前部近傍を上から見た図である。第４実施例は第３
実施例に近似するが、翼の回転方向、即ち、胴体５に収
納される位置等が相違する。その他の基本構成は第３実
施例と同様である。

第１０〜１２図において、パイロッ目１がスイッチ１２
をｆｆ１作するとコンピュータ１７が作動して飛行条件
（巡航形態、飛行速度に対する最適量を指令する）に合
せて、コンピュータ１７からの制御指令信号により、油
圧装置４６．４９、アクチュエータ４５．４８が作動し
、これらの動力により、左右翼４３．４４が回転、移動
５２．５７をなし、翼４３．４４が設定される。これら
の作動ブロック図は第１６図と同じである。翼４３．４
４が不要の場合（上昇等で翼４３．４４による抵抗が大
きくなって性能を劣化する場合等）には、コンピュータ
１７の制御指令信号により翼４３．４４はヘリコプタ１
の胴体５内へ図に破線で示すように収納される。

次に本発明の第５実施例を第１３〜１５図を参照しなが
ら説明する。

第１３図は第５実施例の側断面図、第１４図は第１３図
の胴体５を飛行方向に見た横断面図、第１５図は第１３
図の前部近傍を上から見た図である。第５実施例の特徴
は左、右翼のうち片側の翼に第３実施例と同様の構成を
他方の側の翼に第４実施例と同様の構成を用いた点にあ
る。

第１３〜１５図において、右の翼４３は回転中心５Ｉま
わりに前方側で胴体５に出入し、左の翼３２は回転中心
３９まわりに後方側で胴体５に出入するよう構成されて
いる。パイロット１１がスイッチ１２を操作するとコン
ピューター７が作動して飛行条件（巡航形態、飛行速度
に対する最適量を指令する）に合せて、コンピューター
７からの制御指令信号により、油圧装置４６．３７、ア
クチュエータ４５．３６が作動し、これらの動力により
、左右翼３２．４３が回転、移動５２．４１をなし、翼
４３．３２が設定される。なお、翼３２．４３の設定位
置はコンピューター７が決定するが、ち中途で止めることもでき＃。これらの作動ブロック図は
第１６図と同しである。翼４３．３２が不要の場合（上
昇等で翼４３．３２による抵抗が大きくなって性能を劣
化する場合等）には、コンピューター７の制御指令信号
により翼４３．３２はヘリコプタｌの胴体５内収納され
る（翼収納状態）。

ヘリコプタ１の横揺れモーメント制御は、センサ５４の
出力が配線５５を通ってコンピュータ１７に入力され、
コンピュータ１７からの制御指令信号により行なわれる
。

なお、以上の各実施例において動力源として油圧装置を
使用しているがこれはセンサ５４の出力に対応して翼を
移動させるのに迅速性を要しているためであり、翼を回
転、移動するのみ（横揺れモーメントの制御に使用しな
いということ）の場合には、動力源として電動モータ等
を使用してもよい。

以上の通り、第１〜第５実施例によれば、ヘリコプタの
胴体の左右の出入り可能に翼を設けるので、離陸、上昇
時はこれを胴体内に引込めて、上昇に対する空気抵抗を
減らし、飛行時は突き出して揚力を補い、それによって
余裕の生した動ツノを飛行に振り向けて巡航速度を高め
ることができるという利点がある。また、第２〜第５実
施例では翼の左右の突出量を相互に加減できるので、ロ
ータの左右の対気速度の差によって生じる横揺れを解消
でき、従来、横揺れ防止のため回転軸取付部を設けてい
たヒンジ及び、それを制御する複雑な装置が不要になる
という利点がある。

〔発明の効果〕

本発明は上記のように構成されるので次の効果を有する
。

（１）離陸、上昇性能の高いヘリコプタが得られる。

（２）横揺れのないヘリコプタが得られる。

（３）巡航速度の大きなヘリコプタが得られる。

（４）ヘリコプタのエンジン等が故障し、ロータブレー
ドが駆動できなくなった場合においても、翼を突出して
滑空性能を高め、安全に着陸できるヘリコプタが得られ
る。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１実施例に係るヘリコプタの側断面
図、第２図は第１図の胴体５等を飛行方向に見た横断面
図、第３回は第１図の前部近傍を上から見た図、第４図
は本発明の第２実施例に係るヘリコプタの側断面図、第
５図は第４図の胴体５等を飛行方向に見た横断面図、第
６図は第４図の前部近傍を上から見た図、第７図は本発
明の第３実施例に係るヘリコプタの側断面図、第８図は
第７図の胴体５等を飛行方向に見た横断面図、第９図は
第７図の前部近傍を上から見た図、第１Ｏ図は本発明の
第４実施例に係るヘリコプタの側断面図、第１１図は第
１０図の胴体５等を飛行方向に見た横断面図、第１２図
は第１０図の前部近傍を上から見た図、第１３図は本発
明の第５実施例に係るヘリコプタの側断面図、第１４図
は第１３図の胴体５等を飛行方向に見た横断面図、第１
５図は第１３図の前部近傍を上から見た図、第１６図は
本発明の第１〜第５実施例に係る作動ブロック回、第１
７図は一般的なヘリコプタの横揺れモーメント制御を説
明する横断面図（後方より見る）、第１８図は従来例の
側面図、第１９図は第１８図の胴体５等を飛行方向に見
た横断面図、第２０図は第１８図の前部近傍を上から見
た図である。１・・・ヘリコプタ、　　　　２・・・ロータブレード
、」・・・回転軸、５・・・胴体、７・・・垂直尾翼、１１・・・パイロット、１３・・・翼、１５・・・油圧装置、１９・・・翼、２３・・・アクチュエータ、２６・・・アクチュエータ、３１．３２・・・翼、３４・・・油圧装置、３７・・・油圧装置、４５・・・アクチュエータ、４８・・・アクチュエータ、５４・・・センサ。

Claims

【特許請求の範囲】

（１）胴体から上方に突出する回転軸に設けられ比較的
に水平面内で回転するロータにより上昇及び飛行するヘ
リコプタにおいて、胴体の左右に突出及び引込み可能に
設けられた翼を具備してなることを特徴とするヘリコプ
タ。
（２）請求項（１）に記載のヘリコプタにおいて、翼の
左右への突出及び引込み量が相互に変更可能であること
を特徴とするヘリコプタ。