JPH05185992A

JPH05185992A - ダクテッドファンアンチトルク装置

Info

Publication number: JPH05185992A
Application number: JP3361263A
Authority: JP
Inventors: Jr Charles A Yoerkie; アダムヨーキー，ジュニアチャールズ; Philip H Lemasurier; ハワードルマシュリアーフィリップ; Steven D Weiner; デイヴィッドウェイナースティーブン
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1991-04-11
Filing date: 1991-12-24
Publication date: 1993-07-27
Anticipated expiration: 2015-12-25
Also published as: AU9004091A; CA2058011A1; EP0508027A1; IL100493A0; EP0508027B1; IL100493A; KR920019616A; JP3121417B2; DE69110660D1; DE69110660T2; AU637032B2; KR100246262B1; US5131604A; ES2073720T3

Abstract

(57)【要約】（修正有）【目的】ダクテッドファンアンチトルク装置の動作雑
音レベルを付随的に最小にしながらペリコプタの偏揺れ
安定性および操縦性に必要なアンチトルク推力を得るに
最適な構造を有するヘリコプタダクテッドファンアンチ
トルク装置を提供する。【構成】ダクテッドファンアンチトルク装置１８は空
気流ダクトと、ファンアッセンブリとを含む。空気流ダ
クトはインレットと、発散性ダクト部分と、発散性ダク
ト部分に終端するアウトレットとを含む。ファンアッセ
ンブリは中心ハブ構造体と、このハブ構造体を空気流ダ
クト内に同軸状に支持する複数の支柱と、ハブ構造体に
回転可能に支持された尾部ロータサブ装置１８とを含
む。支持支柱は空力性能を増強すると共にダクテッドフ
ァンアンチトルク装置で発生するノイズを低減する楕円
形状を有する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はヘリコプタ、特にヘリコ
プタ尾翼構体に用いられるダクテッドファンアンチトル
ク装置の構造および特性に関するものである。

【０００２】〔関連出願〕本発明の要旨は関連出願“ヘ
リコプタ尾翼一体構造”（Ｓ−４４３２）および“ヘリ
コプタ尾翼構体のシュラウドフィン一体シェルフ”（Ｓ
−４４５５）にも関連する。

【０００３】

【従来の技術】現在のヘリコプタの大部分は単一主ロー
タアセンブリおよび露出尾部ロータアセンブリを用いて
いるが、例外はフェネストロン尾部構造を用いるアエロ
スパシャルヘリコプタおよびノータル（ＮＯＴＡ
Ｒ^ＴＲ）アンチトルク装置を用いるマクダネルダグラス
ヘリコプタである。露出尾部ロータアセンブリは横推力
を発生して主ロータアセンブリにより生じる胴体誘起ト
ルクを打ち消すとともに停止飛行、前進、低速および高
速飛行体制におけるヘリコプタの偏揺れ方向制御を行う
ための比較的効率の良い信頼性のある手段であることが
証されている。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】しかし、露出尾部ロー
タアセンブリには空気力学および非空気力学の観点から
種々の欠点がある。先ず第１に、露出尾部ロータアセン
ブリは地上操作中、即ち、システムエンジンテスト、ホ
バリング、タキシングおよび／またはパーキング操作中
充分な安全性に対する危険が存在する。この露出尾部ロ
ータアセンブリは地上操作中近接作業員に対し著しい危
険がある。即ち、この作業員は露出尾部ロータアセンブ
リの回転中の尾部ロータのブレードと不注意に接触して
死亡したり重傷を負うようになる。また、操作中の露出
尾部ロータアセンブリはヘリコプタ地上操作区域に位置
する他の機器に対しても危険がある。更に、露出尾部ロ
ータアセンブリは主ロータアセンブリの後流により旋回
される物体によって損傷しやすくなる。

【０００５】更に、露出尾部ロータアセンブリは離陸、
着陸のようなヘリコプタの飛行操作中、または送電線、
ビルディング、フェンス、樹木および潅木のような地形
特徴部に露出尾部ロータアセンブリが不注意に接衝する
のを防止する注意を必要とする限られた区域における操
作中にも種々の問題が生じる。その軍事用途および民生
用途では夜間または視界不良気象時にＮＯＥ飛行を必要
とする。かかる条件下での飛行には露出尾部ロータアセ
ンブリとかかる地形特徴部との不注意な衝突を防止する
ために余分な注意が必要となる。さらに、露出尾部ロー
タアセンブリは、不所望なファクタである民生用途およ
びヘリコプタの検知、識別、位置および／または航跡の
ファクタである軍事用途において著しい雑音源である。

【０００６】さらに、露出尾部ロータアセンブリの空力
効率はその前記特性から生じる種々のファクタによって
減少する。一般に、露出尾部ロータアセンブリは、尾部
ロータブレードに及ぼすドラグ効果および減少応力によ
る高速飛行体制における総合偏揺れ安定性を提供するた
めに用いられる。或は又、ヘリコプタ尾翼の構体に空気
力学的に構成された垂直安定板を組み込み高速飛行体制
における所望の偏揺れ安定性の一部分を構成し得るよう
にする。しかし、露出尾部ロータアセンブリによっても
かかる高速飛行体制における総合空力ドラグに充分に寄
与することができる。

【０００７】前進、低速および高速飛行体制中停止飛行
操作および偏揺れ操作に必要なアンチトルク推力（横方
向揚力）を得るために、代表的な露出尾部ロータアセン
ブリは大直径の尾部ロータブレードを有し、かかる推力
を生ぜしめるために尾部ロータアセンブリが必要とする
エンジンパワーを減少させるようにする。尾部ロータア
センブリは垂直安定板に装着して尾部ロータブレードに
対する所望の対地間隔を設ける必要がある。しかし、か
かる配列によれば垂直安定板と露出尾部ロータアセンブ
リとの間に空力干渉（垂直安定板妨害）が発生し、これ
によって露出尾部ロータアセンブリの空力効率が減少す
るようになる。また、この配列は高速飛行体制における
垂直尾部構造の空力機能とも干渉するようになる。さら
に、かかる配列によってヘリコプタの長手方向軸に関す
る誘起ロールモーメントを発生する。

【０００８】さらに、露出尾部ロータアセンブリは一般
に機械的に複雑であり、厳しい動作応力並びに相対風、
主ロータアセンブリおよび胴体後流並びにその動作効率
を減少する渦流のような動的現象にさらされる脆弱な装
置である。かかる動作条件にさらされると、露出尾部ロ
ータアセンブリの全有効寿命が制限されて一層頻繁な保
守／オーバーホールに関連するコストが増大するように
なる。さらに露出尾部ロータアセンブリは増大横すべり
角での飛行中増大したブレード荷重効果を受けて露出尾
部ロータアセンブリを有するヘリコプタに横すべりに対
し有効な操作エンベロープを制限するようになる。

【０００９】尾翼構体にフェネストロンまたはダクテッ
ドファンアンチトルク装置を用いるヘリコプタには慣例
のヘリコプタ構造全体に亘って数個の空気力学的および
非空気力学的な利点がある。操作中のダクテッドファン
アンチトルク装置は接近作業員または装置に対する著し
い危険は存在しない。さらに、尾翼構体はダクテッドフ
ァンを外部物体によって生ずる損傷から有効に遮蔽す
る。

【００１０】音響的には、ダクテッドファンアンチトル
ク装置は露出尾部ロータアセンブリに対し幾つかの利点
を有する。即ち、ダクトによって特に飛行方向において
遠方視界観察者からファンの雑音を遮蔽する。ダクトに
より生ずる推力増加によってヘリコプタの横方向景観で
ファンのブレード、即ち、１次雑音源から荷重雑音成分
を著しく減少する。さらに、ファンアセンブリ内へのマ
ス空気流吸入口においてダクトにより生ずる加速によっ
てファンブレードからの住ぶんあ雑音源であるマス空気
流吸入口の乱気流を著しく減少する。また、比較的多数
のブレードによってファンアセンブリにより生ずる高調
波周波数を、大気吸収および地上減衰が基本高調波およ
び高次高調波を著しく減衰し、雑音が最高可聴感度の範
囲にあり左程高くない程度まで増大する。代表的には露
出尾部ロータアセンブリの最初の数高調波は長距離伝搬
に対しては著しいく低いが、アエロスパシャルフェネス
トロンの比較的多数（一般に１１または１３）のブレー
ドは２次および１次高調波並びに高次高調波を最高可聴
感度の周波数範囲とする。

【００１１】空気力学的には、ダクテッドファンアンチ
トルク装置は高速飛行体制では有効にオフ荷重となり、
これによりこれら高速飛行体制における総合空力ドラグ
を減少する。垂直安定板はダクテッドファンアンチトル
ク装置の作動と空気力学的に干渉しない。ダクテッドフ
ァンアンチトルク装置の尾部ロータアセンブリは外部動
的現象を受けず、従って保守要求が付随して減少し、ダ
クテッドファン尾部ロータアセンブリの総合寿命が改善
されるようになる。ダクテッドファンアンチトルク装置
は横すべり飛行体制中尾部ロータブレードにより生ずる
応力を有効に減少し、これによりダクテッドファンアン
チトルク装置を用いるヘリコプタの作動エンベロープを
拡張し得るようにする。同等のロータ画成開口に対して
は、ダクテッドファンアンチトルク装置の空力効率は露
出尾部ロータアセンブリの空力効率よりも大きいため、
ダクテッドファンアンチトルク装置は空力性能をほぼ等
価としながら、尾翼構体のへの組込みのために小型化す
ることができる。直径を減少することにより装置を低い
水線に装着することができ、露出尾部ロータアセンブリ
を用いるヘリコプタの場合のようにヘリコプタの長手方
向軸を中心として誘起ロールモーメントを除去すること
ができる。

【００１２】アエロスパシャル社はダクテッドファンア
ンチトルク装置および垂直安定板を組合わせて用いヘリ
コプタのアンチトルク推力および偏揺れ方向制御を得る
尾翼構体を含むドーフィンおよびガゼールのようなヘリ
コプタの数種のものを開発した。これらヘリコプタのダ
クテッドファンアンチトルク装置はヘリコプタの対称垂
直面にほぼ直角な、即ち、尾部ロータのブレード面が垂
直面に平行な垂直軸を有する。これらアンチトルク装置
のにより発生する横方向推力は停止飛行、前進、低速お
よび高速飛行体制における所望のアンチトルク力および
偏揺れ方向制御を得るには充分である。これらヘリコプ
タの尾翼構体はアンチトルクに対する横方向推力および
高前進速度での偏揺れ安定性を得るために空気力学的に
構成された垂直安定板を設けるようにしている。

【００１３】アエロスパシャル社による米国特許第４，
８０９，９３１号にはかかる従来の尾翼構体が特に高前
進速度で縦揺れ安定性を得ることができないと記載され
ている。また、この米国特許第４，８０９，９３１号に
は静的および動的偏揺れおよび縦揺れ安定性並びに平衡
アンチトルク推力を生ぜしめるための尾翼構体を得るた
めには水平安定面が必要であることが記載されている。
さらに、上記米国特許第４，８０９，９３１号にはこの
型の尾翼構体がヘリコプタの総重量を著しく増大する欠
点が記載されている。

【００１４】ダクテッドファンアンチトルク装置を用い
る他の従来の尾翼構体も前記米国特許第４，８０９，９
３１号に記載されており、この従来の尾翼構体では垂直
および水平安定板の代わりに２つの空力面を用いてい
る。これら２つの空力面はダクテッドファンアンチトル
ク装置のハウジングの頂部を通る水平面上に延在し、且
つ空力面の中間面はハウジングを通る垂直面を中心とし
て互いに対称に配置して“Ｖ”型尾翼を構成している。
これら空力面は非対称空気力学的揚力プロフィールを得
るように構成されている。上記米国特許第４，８０９，
９３１号にはかかる尾翼構造によるも期待された有利な
結果は得られなかったと記載している。

【００１５】上記米国特許第４，８０９，９３１号の要
旨はアンチトルク力並びに偏揺れ軸および縦揺れ軸に対
する静的および動的安定性を同時に得るようにしたダク
テッドファンアンチトルク装置を用いるヘリコプタ尾翼
構造にある。この米国特許第４，８０９，９３１号には
ダクテッドファンアンチトルク装置のハウジングの中間
面をヘリコプタの対称垂直面に対し０°〜４５°の角度
範囲で傾斜させることが記載されている。これら２つの
空力面はハウジングの頂部で組合わせて結合しハウジン
グの頂部を通る水平面上に延在する“Ｖ”字状尾翼を形
成する。また、上記米国特許第４，８０９，９３１号に
は、空力面の各中間面がヘリコプタの対称垂直面に対し
非対称に延在する数個の例において２つの空力面が配設
されていることが記載されている。この２つの空力面の
中間面はそれぞれ水平および垂直に対し所定角度範囲か
ら選択された所定角度を形成するものとして記載されて
いる。

【００１６】本発明の目的はダクテッドファンアンチト
ルク装置の動作雑音レベルを付随的に最小にしながらヘ
リコプタの偏揺れ安定性および操縦性に必要なアンチト
ルク推力を得るに最適な構造を有するヘリコプタダクテ
ッドファンアンチトルク装置を提供せんとするにある。

【００１７】本発明の目的は常規操作中空力荷重および
尾部ロータブレードに関する誘起荷重雑音を減少すると
ともに逆推力状態中乱気流異物吸入を減少するようにフ
ァンアセンブリハブ構体をダクト内に装着するための楕
円状支柱を含むファンアセンブリを収納する空気流ダク
トを備えるダクテッドファンアンチトルク装置を提供せ
んとするにある。

【００１８】本発明の他の目的は楕円状支柱の幾つかを
ダクテッドファンアンチトルク装置の軸に対し非半径的
に配向して誘起尾部ロータブレード荷重雑音を最小にす
るダクテッドファンアンチトルク装置を提供せんとする
にある。

【００１９】本発明の他の目的は空気力学的な形状の支
柱を尾部ロータのブレード面の下流に所定距離離間して
配置して支柱により尾部ロータブレードに誘起された音
響的な相互反応音を充分に除去し得るダクテッドファン
アンチトルク装置を提供せんとするにある。

【００２０】本発明の他の目的はファンアセンブリが空
力性能を増強し、且つ雑音の発生を減少するように構成
された８枚のロータブレードを有するダクテッドファン
アンチトルク装置を提供せんとするにある。

【００２１】本発明の更に他の目的は付着する境界層お
よび乱流に関連する雑音の減少の手助けとなる比較的均
一な速度分布を有するマス空気流を発生するように構成
された空気流ダクトを有するダクテッドファンアンチト
ルク装置を提供せんとするにある。

【００２２】本発明の更に他の目的は可変半径の出力ダ
クト構造を有し、逆推力性能を改善し、ダクテッドファ
ンアンチトルク装置の寄生ドラグを減少するようにした
ダクテッドファンアンチトルク装置を提供せんとするに
ある。

【００２３】本発明の更に他の目的は空気流ダクトが尾
部ロータブレード面の下流に発散ダクト部分を有し、付
着マス空気流流出口および逆推力状態中満足し得る性能
を得るようにしたダクテッドファンアンチトルク装置を
提供せんとするにある。

【００２４】

【課題を解決するための手段】本発明ダクテッドファン
アンチトルク装置は、胴体、主ロータアセンブリおよび
尾部支材を有するヘリコプタの尾翼に用いる。この尾翼
構体はダクテッドファンアンチトルク装置を収納するよ
うに構成され、尾翼支材と一体に構成されたシュラウド
と、後部シュラウドクローザと、シュラウドフィン一体
棚と、垂直安定板と、この垂直安定板に交差組み合わせ
配置された水平安定板とを備える。

【００２５】本発明ダクテッドファンアンチトルク装置
はヘリコプタの一般的な揚力性能に寄与する垂直揚力成
分を得るとともにダクテッドファンアンチトルク装置の
操縦時雑音レベルを最小にすために、ホバー（停止飛
行）および前進飛行操縦時の偏揺れ安定性および操縦姓
にヘリコプタが必要とする空気力学的推力を得るに最適
となるように構成する。ダクテッドファンアンチトルク
装置の構造およびファン推力およびファン制御範囲のよ
うなその操縦特性はヘリコプタの飛行作戦要求によって
決まる。

【００２６】ダクテッドファンアンチトルク装置はシュ
ラウドと組合わせて配置し、低トルク水線を得、コレク
ティブピッチが増大し、これに関連してアンチトルク推
力を増大する際、ダクテッドファンアンチトルク装置が
充分なロールモーメントに寄与しなくなるようにする。
ダクテッドファンアンチトルク装置のかかる特定の位置
決めは横方向巡回のコレクティブピッチへの機械的結合
の必要性を除去する。

【００２７】本発明ダクテッドフプンアンチトルク装置
は空気流ダクトおよびこのダクト内に装着されたファン
アセンブリを備える。このダクトはシュラウド内にこれ
と組合わせて配置し、ダクテッドファンアンチトルク装
置の軸がシュラウドの中間面に対しほぼ直角となるよう
にする。本発明ダクテッドファンアンチトルク装置の好
適な例では、その軸をヘリコプタの横軸に対し所定傾斜
角度だけ傾斜させるようにする。

【００２８】空気流ダクテッドファンアンチトルク装置
にはダクト直径、ダクト幅（横方向寸法）、所定の−定
半径の入口リップ構造を有する入口部、および所定の可
変半径の出口リップ構造を有する出口部を設ける。かか
るダクトを備える種々の素子の構成および寸法は本発明
ダクテッドファンアンチトルク装置の全空力性能に影響
を与える。

【００２９】主ロータアセンブリの直径およびその操縦
時の特性によって、主ロータアセンブリの誘起トルク効
果を平衡するためにダクテッドファンアンチトルク装置
により設ける必要のあるアンチトルク推力の範囲を決め
ることができる。さらに、ダクテッドファンアンチトル
ク装置はヘリコプタの飛行操縦計画により向けられた追
加の推力を得るために作動させる必要がある。ファンア
センブリの寸法（例えば尾部ロータブレード）はダクテ
ッドファンアンチトルク装置の推力発生性能の１次決定
要素の１つである。

【００３０】しかし、ファンアセンブリの直径はダクト
直径の大きさに直接関係し、しかもその大きさに影響を
及ぼす。ダクトの直径を大きくすれば、必要とされるア
ンチトルク推力を発生させるのに利用するファンアセン
ブリの直径を大きくすることができ、これによりダクテ
ッドファンアンチトルク装置に必要される動力及び高調
波雑音の周波数が低減する。しかし、このような構成で
はダクテッドファンアンチトルク装置の重量が増えるこ
とになり、従って全体の重量が重くなる。ダクトの直径
を小さくすれば、ファンアセンブリの直径（従って重
量）が小さくなるが、高調波雑音の周波数が増大し、し
かも必要なアンチトルク推力を発生させるのに一層大き
な効力を必要とする。これらのファクタを重み付けし
て、本発明によるダクテッドファンアンチトルク装置用
のダクトの直径を最適なものとする。

【００３１】最適には、ダクト幅（横方向寸法）と直径
との比（Ｌ／Ｄ）を１．０とすることによりダクテッド
ファンアンチトルク装置が発生するアンチトルク推力を
最大にする。しかし、ダクト幅と直径を等しくすること
は尾翼構体にとっては実用的なことではない。その理由
は、このようにするとシュラウドの幅（横方向寸法）が
大きくなり、これに付随して重量が増えるからである。
ダクト幅を実用的な見方から決定する上での主要なファ
クタは、尾部のロータ羽根の平面とハブ支持支柱の前縁
との間の離間距離である。Ｌ／Ｄ比を約０．４とすれ
ば、所要レベルのアンチトルク推力を有効に与えること
のできるダクテッドファンアンチトルク装置が得られ
る。

【００３２】ダクテッドファンアンチトルク装置の空力
性能は入口の形状によって大いに影響される。入口形状
は、流入塊気流のひずみの度合（気流速度分布の不均一
性）、境界層流（付着するもの、又は離れるもの）の特
性及び流入塊気流の方向転換により尾翼構体に誘起され
る側力を決定する。入口の形状はファンアセンブリに付
随の境界層流及び比較的均一な速度、即ち乱気流を実用
可能な程度にまで最小にした多量の気流を与えることに
なる。

【００３３】湾曲した入口形状は、塊気流の分離効果の
理由からして縁部をシャープにした入口形状よりも好適
なことは明らかである。半径が小さい湾曲リップを下流
の末広ダクト部分（この後にファンアセンブリの羽根の
面が続く）と組合わせることは、流入塊気流を入口表面
に付着させたままとすることができるので空中停止及び
高速飛行体制の双方の性能を向上させる。発明等は入口
リップの半径とダクトの直径との比の大きさを０．０６
５よりも大きく約０．０７５までの大きさとすれば、空
中停止操縦中及び高速前進飛行体制にて満足のゆく流入
塊気流を発生することを確かめた。

【００３４】気流ダクトの末広ダクト部分（これはファ
ンアセンブリの尾部ロータ羽根の面から下流のダクト部
分のことを云う）は出口の形状と共働して流出塊気流の
形状に影響を及ぼし、率いてはダクテッドファンアンチ
トルク装置の性能を左右する。末広ダクト部分及び出口
は、塊気流がダクト壁から離れるのを防ぎ、且つダクテ
ッドファンアンチトルク装置の後流収縮アクトをなくす
べく構成する。末広ダクト部分と出口との間の有効相互
作用は飛行操縦中にダクテッドファンアンチトルク装置
内への塊気流の流入を増大させる。

【００３５】末広ダクト部分の形状はダクトにおける圧
力回復を促進する。しかし、末広角度を大きくし過ぎる
と、ダクト壁からの気流分離を起生し、乱気流雑音を増
大させ、且つ逆推力作用を損ねる（ダクトを通る塊気流
は、左横すべり飛行状態では入口が出口として機能し、
出口が入口として機能するように逆となる。）末広ダク
トの拡開角度を５°にすると、ダクトの末広ダクト部分
を通る付着塊気流を発生し、しかも逆推力操縦中に満足
のゆく性能を発揮する。

【００３６】慣例の設計方法論の代表的なものは、先が
とがったリップ形状（鋭角又は最小半径）をしている出
口を用いて、塊気流の流出を隣りの尾部構体から一掃す
るように分離させる。鋭角リップ形状は出口における吸
引効果を最小にし、この吸引効果はダクテッドファンア
ンチトルク装置のアンチトルク推力発生能力を低下させ
る。しかし、鋭角リップ形状は逆推力操縦中にダクテッ
ドファンアンチトルク装置の性能を低下させ、実際上出
口は塊気流を流入させるように機能する。

【００３７】半径が可変の湾曲リップ形状をしている出
口はダクテッドファンアンチトルク装置の逆推力能力を
向上させ、さらに前進飛行体制でのダクテッドファンア
ンチトルク装置の有害抗力を低下させる。本発明による
湾曲リップ形状のものは、第１の一定半径リップセグメ
ント、第２の一定半径リップセグメント及びこれらの第
１と第２のリップセグメント間の移行部を構造的に滑ら
かにする中間部の可変半径遷移セグメントを具えてい
る。第１の一定半径リップセグメントの曲率半径は第２
の一定半径リップセグメントの曲率半径よりも小さくす
る。第１の一定半径リップセグメントは湾曲リップ形状
の１８０°のセクター（扇形）を取り囲み（セクターは
前進方向の長手方向軸線に対して対称的に配置され
る）、第２の一定半径のリップセグメントは湾曲リップ
形状の９０°のセクター（このセクターは後部方向の長
手方向軸線に対して対称に配置される）を取り囲むよう
にするのが好適である。

【００３８】ファンアセンブリは空気力学的に形づくり
したハブ構体、気流ダクト内にハブ構体を取付けるため
の空気力学的に構成した複数の支持支柱及びハブ構体に
回転自在に取付けた複数個の尾部ロータ羽根を具えてい
る。尾部ロータ羽根は空気力学的に構成すると共に推力
を発生し得るようにする。ハブ構体は尾部ロータ歯車箱
及び尾部ロータ羽根の操作（ピッチ変更）を調整するた
めのサーボ制御部の如きファンアセンブリを操作するサ
ブシステム用のハウジングとして機能する。ハブ構体は
尾部ロータ羽根用の回転取付台としても機能する。

【００３９】尾部ロータ羽根の平面はダクテッドファン
アンチトルク装置の軸に対して垂直であり、この平面は
入力リップの丸みが湾曲しなくなる点の直ぐ下流に位置
させる。羽根の平面と支持支柱の前線との間の離間距離
はダクテッドファンアンチトルク装置が発生する雑音に
影響を及ぼす主要ファクタである。本来支持支柱により
ロータ羽根に誘起される音響的な相互作用音をなくすた
めに、支柱の寸法に対する上記離間距離の比は比較的大
きく、約２４０〜約２．５程度とすべきである。

【００４０】支持支柱は乱気流及び渦巻の発生を最小に
するために楕円形状とする。楕円形の支持支柱はダクテ
ッドファンアンチトルク装置の通常の作動中に尾部ロー
タ羽根にかかる負荷を減らし、これに伴なって誘起負荷
雑音を減らし、且つ分離抗力による推力損を低減させ
る。楕円形状とすることにより逆推力状態での乱気流の
摂取も減り、これと同時に誘起乱気流から生ずる雑音が
減少する。最小限、支持支柱に対する楕円形状は２：１
の楕円とすべきであり、好ましくは３〜３．５：１の楕
円とする。

【００４１】本発明のダクテッドファンアンチトルク装
置は、気流ダクト内にハブ構体を同軸的に取付けるため
に構造上支持材として機能する３つの楕円形状をした支
持支柱を利用する。各支持支柱の一端はダクトに通Ｌ
て、それをシュラウドの構造部材に固着する。第１支持
支柱は（軸線に対して）放射状に配置し、（ヘリコプタ
ーの軸に対して）長手方向に向ける空気力学的形状とし
た支持構体はハブ構体と気流ダクトとの間に延在させ
る。制御系と動力伝達系及びファンアセンブリ作動サブ
システム（それぞれサーボ制御部及び尾部ロータ歯車
箱）との間をインターフェースする制御棒及び駆動シャ
フトは第１支持構体の内部に収納する。

【００４２】他の２つの空気力学的形状とした支持支柱
は軸から放射状（半径方向）にオフセットさせ、即ちハ
ブ構体とシュラウドとの間を非放射取付け構造にする。
これらの支持支柱を互いに同一直線上に位置させると共
に（ヘリコプターの軸に対して）垂直に向ける。非放射
状に垂直に向けた支持支柱の上方での尾部ロータ羽根の
吹きつけは、この尾部ロータ羽根に誘起される圧力（負
荷）勾配がゆるやかとなるように、放射状に向けた支持
支柱（瞬間的な羽根の吹きつけ）に比べて比較的ゆるや
かとする。支持支柱を非放射状に垂直に向けることによ
り羽根にて誘起される雑音が最小となる。

【００４３】尾部ロータサブシステムは複数の尾部ロー
タ羽根を有している丈夫なロータである。音響的な面、
確実性、存続性及び耐久性の観点に基いてダクテッドフ
ァンアンチトルク装置の尾部ロータの羽根は８枚に選定
した。羽根の枚数を少なくして、各個々の羽根を大きく
して、より一層丈夫な構造とすることもできる。尾部ロ
ータの羽根を僅か８枚とすることにより羽根の回転によ
る周波数現象を積極的に低減して、羽根が発生する雑音
レベルの内で最もうるさい部分を耳に聴える最高感度の
可聴周波数範囲よりもずっと低くするも、ファンの音響
的な音が遠くなるまで伝搬しないようにするまでは低く
ならない。

【００４４】ロータ羽根はテーパのない平坦形状のもの
であり、これは最大推力発生能力を持ち、しかも羽根の
製造処置も簡単である。尾部ロータ羽根の翼の部分は６
４Ａ３２２翼の如きＮＡＣＡ６４シリーズものとする。
これは所要範囲の作動条件にわたるチップ設計のチップ
速度で最良の性能を呈する。各ロータ羽根は所定の翼弦
を有しており、これは高い固体性を有し、且つ羽根の負
荷を低くする。各ロータ羽根はハブから先端まで約−７
°のねじれを呈する所定のねじれを有し、これは特に低
い負の推力レベルで制御の応答性を良好にする。

【００４５】尾部ロータ羽根は基部の羽根を前進（ＢＢ
Ｆ）回転させ、主ロータの航跡との干渉作用を最小にす
る。尾部ロータ羽根のピッチ制御範囲は、特に新規に操
縦するに当り推力変動の操縦性に対する広い制御範囲に
カリピッチを調整できるように広くした。サブシステム
を作動するファンアセンブリの制御棒は斯様なピッチを
変更するための手段を成す。本発明の好適例では、尾部
ロータ羽根に対する制御範囲を約−３５°〜約＋５０°
とする。＋５０°のピッチ上限値は空中停止体制で尾部
ロータ羽根が停止し始めるのに符号するように選定し
た。尾部ロータ羽根の作動チップ速度は雑音を考慮して
選定した。低目の羽根先速度は羽根先が発生する雑音の
振幅と周波数との双方を下げる。ロータ羽根を横切る圧
力損失を最小とすることによってファンアセンブリの性
能を最適にするためにロータ羽根の先端と気流ダクトの
表面との間に小さな隙間を設ける。

【００４６】ダクテッドファンアンチトルク装置の作動
を中にそれに流入する塊気流の特性により、入口リップ
形状及びそれに隣接するシュラウドの部分は、空中停止
及び前進飛行体制で空気力学揚力面として機能して、推
力を増大させ、即ちダクテッドファンアンチトルク装置
のファンアセンブリにより発生される気流の上及びその
上方に推力を発生する。入口リップ形状及びシュラウド
の隣接部分によって与えられる増強推力のお陰で塊気流
がファンアセンブリに誘起されることにより上述した個
所における静圧力が低減することになる。さらに、ダク
トを大きくすることにより、ファンそのものからの所要
推力が減り、これによりファンからの雑音も少なくな
る。

【００４７】理想的なダクテッドファンアンチトルク装
置では、低減静圧力による吸引力は、ダクテッドファン
アンチトルク装置により発生される推力と大きさが等し
く、最適な推力増加ファクタは２となる。右及び左横す
べり飛行状態では、誘起速度に依存して最適推力増加フ
ァクタはそれぞれ増減する。前進飛行での入口リップ形
状による推力の増加は、塊気流の流入現象の停止及びダ
クト出口からのよどんだ塊気流の再膨張のために空中停
止状態の場合の値よりも大きくなる。

【００４８】前節にて述べたようなダクテッドファンア
ンチトルク装置の場合、実際の推力増加率はヘリコプタ
ーの空中停止及び横方向飛行に対する最適な推力増加率
にほぼ等しい。前進飛行体制での実際の推力増加率は理
想的な２に近いものであるが、流入する塊気流が自由に
回わることにより或る程度の揚力損失がある。

【００４９】

【実施例】以下図面を参照して本発明を説明するに、幾
つかの図面を通して対応する要素又は同様な要素には同
じ参照番号を付して示してある。図１は本発明によるダ
クテッドファン（ダクト内にファンを設けた）アンチト
ルク装置を取付けるヘリコプター１０を示す。ヘリコプ
ター１０は胴体１２、主ロータアセンブリ１４、尾部支
材１６及び尾翼構体２０を具えており、この尾翼構体２
０が本発明によるダクテッドファンアンチトルク装置１
８を具えている。図１にはヘリコプター１０に関する基
準系も示してあり、Ｘ−Ｘ軸は長手方向軸線を規定し、
Ｙ−Ｙ軸は横方向軸線を規定し、Ｚ−Ｚ軸は垂直方向軸
線を規定する。ヘリコプターの胴体１２の中間対称面を
規定する垂直面Ｚ_Ｓを図４Ａに示す。なお、これ以降の
説明において、垂直面とは垂直面Ｚ_Ｓに対して平行な面
も含むものとする。

【００５０】主ロータアセンブリ１４は動力系（図示せ
ず、代表的には１個〜３個のタービンエンジン）を具え
ており、この動力系は主ロータの羽根を回わし、ヘリコ
プター１０を上昇させ、このヘリコプターを前進飛行で
進ませ、又ヘリコプターを上昇及び降下操縦するための
翼形、誘導、寄生及び上昇動力を発生する。主ロータア
センブリ１４は主ロータの羽根及びダクテットファンア
ンチトルク装置１８に動力を伝達する動力伝導系（図示
せず）も具えている。

【００５１】ヘリコプター１０の尾翼構体の例を図２及
び図３に詳細に示してある。この尾翼構体２０は、尾部
支材１６と一体のシュラウド２２、このシュラウドのひ
れと一体の棚２４、シュラウド２２の後部の囲い２６、
垂直ひれ、即ち垂直安定器３０及びこの垂直安定器に交
差させる水平ひれ、即ち水平安定器２８を具えている。
ダクテッドファンアンチトルク装置１８はシュラウド２
２内に取付ける。

【００５２】本発明によるダクテッドファンアンチトル
ク装置１８の総体的空力性能が、尾翼構体２０を構成す
る個々の要素の特性と、これら個々の要素間の相互作用
関係とに依存することは当業者に明らかである。本発明
の要旨は尾翼構体２０内に設けるダクテッドファンアン
チトルク装置１８を構成する部品の特性及び相互作用関
係に向けられるものである。尾翼構体２０のシュラウド
２２、垂直安定器２８及び水平安定器３０、シュラウド
のひれと一体の棚２４及びシュラウドの後部囲い２６
は、それぞれ「一体化したヘリコプターの尾翼構体」
（Ｓ−４４３２）及び「ヘリコプターの尾翼構体用シュ
ラウドのひれと一体の棚」（Ｓ−４４５５）なる名称の
同時係属出願の要旨である。本発明の要旨の特徴をより
一層理解し易くするために上述した各要素の特性を下記
に手短に説明する。

【００５３】シュラウドファン一体シェルク２４及びシ
ュラウド後部封止部２６は所定のヘリコプター飛行状態
中に遭遇する特定の空力学効果を平衡させるように選択
した所定の構造形状を有している。シュラウドファン一
体シェルク２４はシュラウド２２と垂直スタピライザ２
８との間の遷移構造である。シュラウドファン−体シェ
ルク２４は高速飛行状態時の機首右横すべり中に質量気
流流出をダクテッドファンアンチトルク装置１８から分
離するように形成する。さもなければこのような質量気
流流出は、後述するように、このような飛行状態中に垂
直スタビライザ２８の空力学動作を妨げる。

【００５４】シュラウド後部封止部２６は、その名の通
り、シュラウド２２の後部の封止構造である。シュラウ
ド後封止部２６は質量気流の剥離点をシュラウド２２の
後部上に固定するよう形成する。さもなければ質量気流
の剥離点は種々の飛行状態中にシュラウド２２の尾部上
をさまようことになり、ヘリコプター１０の片ゆれ安定
性に悪影響を与える。シュラウドフィン一体シュルク２
４及びシュラウド後部封止部２６の構造及び機能特性の
一層詳細な説明は本願人に係る係属出願「ＳＨＲＯＵＤ
−ＦＩＮＩＮＴＥＧＲＡＴＥＤＳＨＥＬＦＦＯＲ
ＡＨＥＬＩＣＯＰＴＥＲＥＭＰＥＮＮＡＧＥＳＴ
ＲＵＣＴＵＲＥ（Ｓ−４４５５）に記載されている。

【００５５】一体化尾部構造２０を構成するシュラウド
２２、垂直スタビライザ２８及び水平スタビライザ３０
の空力学形状及び向きはヘリコプターの飛行動作に必要
な空力学的力を与えるように最適にする。横方向又はア
ンチトルク推力はホバリング及び順方向飛行状態中のヘ
リコプターの片ゆれ安定性及び方向制御のための尾部構
造２０により与えられる。尾部構造２０は順方向飛行中
の縦ゆれ安定数及び操縦性のための垂直方向の力成分も
与える。

【００５６】ダクテッドファンアンチトルク装置１８を
収納するシュラウド２２の空間的向き及び垂直スタビラ
イザ２８の空間的向きはホバリング及び順方向飛行（状
態）中のヘリコプターの向上した空力学性能を与えるよ
うに相互に関連させる。図４Ａの実施例では、シュラウ
ド２２は垂直面Ｚ_Ｓに対し第１の所定の傾角に空間的に
位置づける。垂直スタビライザ２８は垂直面Ｚ_Ｓに対し
第２の所定の傾角に空間的に位置づける。第２の所定の
傾角は垂直面Ｚ_Ｓに対し反対向きである。

【００５７】タグテッドファンアンチトルク装置１８を
含むシュラウド２２の空間的向きは後に詳述するように
正の垂直方向揚力を発生することによりホバリング状態
におけるヘリコプター１０の空力性能を改善する。シュ
ラウド２２の空間的向きはホバリング及びクルージング
状態におけるヘリコプター１０の重心（Ｃ．Ｇ・）レン
ジも改善する。

【００５８】ダクテッドファンアンチトルク装置１８を
用いて高速順方向飛行状態においてアンチトルク推力を
発生させることはダクテッドファンアンチトルク装置１
８のこのような使用は大きな抗力を生ずるために空力学
的に効率が良くない。この抗力１５、高速順方向飛行中
に多量の空気がヘリコプターシュラウド２２に沿って流
れてダクトファンアンチトルク装置１８内に流入し吸い
込まれなければならない結果である（図３）。このよう
な多量の気流を転流吸気は大きな抗力を生ずる。

【００５９】高速順方向飛行状態における抗力を最小に
し、同時にヘリコプー１０の片ゆれ安定化のために必要
とされる所要のアンチトルク推力を発生させるために、
尾部構造２０は高速順方向飛行状態において所要のアン
チトルク推力の大部分を発生するように最適な形状に形
成した垂直スタビライザ２８を有する。この垂直スタビ
ライザ２８を使用して高速飛行状態においてダクテッド
ファンアンチトルク装置１８をアンロードすることによ
り抗力の３０％の低減を達成することができる。その理
由は、垂直スタビライザ２８の空力形状及び／又は向き
をダクテッドファンアンチトルク装置１８よりも大きい
揚力対抗力比を発生するように最適化してあるためであ
る。

【００６０】垂直スタビライザ２８は所定のカンバーを
設けた空力学的形状にすると共に所定の取付角に空力学
的に方向づける。この垂直ステビライザ２８は、その空
間的向き（所定の傾角）及び／又はその空力学的形状の
結果として、順方向飛行状態における速度の増大に伴い
ダクテッドファンアンチトルク装置１８のアンローディ
ングを次第に発生する（アンローディングは速度の増大
につれて尾部ロータブレードのピッチ角を減少させるこ
とにより達成される）。

【００６１】垂直スタビライザ２８は高速飛行状態にお
いてヘリコプター１０の片ゆれ安定化に必要なアンチト
ルク推力の大部分（一好適例では６０％以上）を発生す
る。高速順方向飛行状態では、ダクテッドファンアンチ
トルク装置１８は完全にはアンロードされないが、ダク
テッドファンアンチトルク装置１８が依然として目標レ
ベルの低減推力、例えば図１〜３に示す実施例では約１
５０ポンドを発生する程度までかなり効率よくアンロー
ドされる。

【００６２】一体化尾部構造２０は、更に、空力学的形
状及び向きの水平スタビライザ３０を具え、このスタビ
ライザは、所定の形状及び／又は向きの垂直スタビライ
ザ２８と関連して、順方向飛行状態におけるヘリコプタ
ー１０のダイナミック縦ゆれ安定化のための負の垂直方
向力を発生するように最適化してある。この水平スタビ
ライザ３０を垂直スタビライザ２８と交差配置して主ロ
ータアセンブリ１４の伴流衝突効果を最小にする。

【００６３】尾部構造２０を構成するシュラウド２２、
垂直スタビライザ２８及び水平スタビライザ３０を図４
Ａに長平軸線Ｘ−Ｘに沿って見た背面図に例示する。ダ
クテッドファンアンチトルク装置１８を具現するシュラ
ウド２２はヘリコプタ胴体１２の対称垂直面Ｚ_Ｓに対し
第１の所定の傾角で空間的に位置する。垂直スタビライ
ザ２８は垂直面Ｚ_Ｓに対し第２の所定の傾角で空間的に
位置する。第２の所定傾角は図４Ａに示すように第１の
所定傾角と垂直面Ｚ_Ｓに対し反対向きにして、シュラウ
ド２２の中心面２３と垂直スタビライザ２８との間の実
効角度差が第１及び第２の所定傾角の和になようにす
る。このような空間的配置によれば、後に詳述するよう
に、水平スタビライザ３０を垂直スタビライザ２８に対
しほぼ対称な関係に有利に取付けることが可能になる。

【００６４】ダクテッドファンアンチトルク装置１８を
具現するシュラウド２２は垂直面Ｚ_Ｓに対し第１の所定
傾角θ１で空間的に位置する（図４Ａに示すように、傾
角θ１はシュラウド２２の中心面２３と垂直面Ｚ_Ｓとの
成す角である）。第１の所定の傾角θ１は、ダクテッド
ファンアンチトルク装置１８への制御レンジの入力中に
特にヘッディングトレランスリミットに対し経験されク
ロスカップリング効果及びヘリコプター１０の特定の設
計ミッションのような運行制約により決まる。一好適実
施例では、入力制御レンジは約−３５〜約＋５０度のピ
ッチである。

【００６５】約−３５〜約＋５０度のピッチのダクテッ
ドファンアンチトルク装置１８への制御レンジ入力及び
上述した他の動作制約に基づいて、本発明者は第１の所
定の傾角θ１の大きさのレンジを０°〜約２０°より大
きく定めた。ー好適実施例の第１の所定の傾角θ１は約
１３°である。

【００６６】垂直スタビライザ２８は垂直面Ｚ_Ｓに対し
第２の所定傾角θ２で空間的に位置する（図４Ａに示す
ようにθ２は垂直スタビライザ２１の前縁における中心
面２９と垂直面Ｚ_Ｓとの間の角度である）。第２の所定
傾角θ２の大きさは第１の所定傾角θ１の大きさに基づ
いて決める。第２の所定傾角θ２は少くとも第１の所定
傾角θ１の大きさと同じ大きさにして垂直スタピライザ
２８と水平スタビライザ３０との間の交差角αが９０°
より大きくなるようにする。この特性は垂直及び水平ス
タビライザ２８及び３０間の空力学的干渉を最小にす
る。

【００６７】本発明者は、垂直及び水平スタビライザ２
８及び３０間の空力学的干渉の最小化に基づいて第２の
所定傾角θ２の大きさの範囲を第１の所定傾角θ１より
約０°〜約１５°大きく、好ましくは約５°〜約１０°
大きく定めた。前段落で定めたヘリコプター１０の一好
適実施例に対する第２の所定傾角の大きさは約２０°で
ある。

【００６８】図４Ａに示すようにシュラウド２２の空間
的向きは垂直スタビライザ２８の空間的向きに対し逆方
向である。即ち、第１の所定傾角θ１は垂直面Ｚ_Ｓに対
し反時計方向であるが、第２の所定傾角θ２は垂直面Ｚ
_Ｓに対し時計方向である。シュラウド２２と垂直スタビ
ライザ２８との間の実効角度βは第１の所定傾角θ１と
第２の所定傾角θ２との和である。尾部構造２０のシュ
ラウド２２と垂直スタビライザ２８との間のこの相対空
間関係は、ホバリング及び順方向飛行状態中に片ゆれ安
定化のためのアンチトルク推力を発生し、且つホバリン
グ状態中に正の垂直方向揚力を発生してヘリコプター１
０の揚力能力を増大し、且つ高速順方向飛行中にダクテ
ッドファンアンチトルク装置１８を有効にアンロードし
てこの飛行状態におけるヘリコプター空力性能を向上
し、且つ順方向飛行中にダイナミック縦ゆれ安定化のた
めの負の垂直方向力を発生するシュラウド２２と垂直ス
タビライザ２８の一体化組合体を決定する。

【００６９】前段落に記載した空間的向きに基づ（垂直
スタビライザ２８は空力学的形状にし、且つ／又所定の
カンバーＣおよび所定の取付角Ｉを有する向きに配置し
て高速順方向飛行状態中にダクテッドファンアンチトル
ク装置１８のアンローディングを発生するようにする。
図１〜３の実施例に対しては、ＮＡＳＡ６３３Ａ６１８
翼型セクション（その所定のカンバーＣを通る４°の実
効取付角を与える）を垂直スタビライザ２８に対する翼
型形状として選択して高速順方向飛行状態においてダク
テッドファンアンチトルク装置１８を有効にアンロード
するのに必要な横方向力を発生させるようにした。垂直
スタビライザ２８の一好適実施例の他の寸法は約２５ｆ
ｔ^２のスタビライザ面積、約７．５ｆｔ（９０インチ）
のスパンｂ、約３８．５インチの平均翼弦長ｃｍ及び約
２．３５のアスペクト比ＡＲである。

【００７０】垂直スタビライザ２８の所定の取付角Ｉを
図４Ｂに例示してあり、この取付角は垂直スタビライザ
２８の翼弦２７と垂直面Ｚ_Ｓとの間の角度Ｉである。所
定の取付角Ｉの一つの選択基準は、垂直スタビライザ２
８が高速飛行状態においてダクテッドファンアンチトル
ク装置１８を目標値までアンロードする空力学揚力を発
生するに十分な大きさである。一好適実施例では、約１
５０ポンドのアンロード目標値に対し所定の取付角１は
約６．５°であった。約６．５°の取付角を有する垂直
スタビライザ２８は約１２０キロノットの順方向速度で
必要とされるアンチトルク推力の約４０％を発生し、Ｖ
_ｍａｘ（約１５５キロノット）で所要アンチトルク推力
の６０％以上を発生する。

【００７１】尾部構造２０に具体化したダクテッドファ
ンアンチトルク装置１８の推力図を図４Ｃに示す。ダク
テッドファンアンチトルク装置１８内への質量気流の流
入（図３に示す）が調整されてダクテッドファンアンチ
トルク装置１８の軸１９に沿って作用する推力Ｆ１８を
発生する（発生推力Ｆ１８はダクテッドファンアンチト
ルク装置１８内への質量気流の流入側と同一側から外方
に向う）。ダクテッドファンアンチトルク装置１８の軸
１９は（シュラウド２２の所定の空間的向きのために）
横軸Ｙ−Ｙに対し第１の所定傾角θ１だけオフセットす
るため、発生推力Ｆ１８は横軸Ｙ−Ｙの方向のアンチト
ルク推力成分Ｆ_１８ＡＴと、垂直軸Ｚ−Ｚの方向の正の
垂直方向力成分Ｆ_１８Ｌとに分解することができる。

【００７２】上述した尾部堵２０の垂直スタビライザ２
８の示力図を図４Ｄに示す。垂直スタビライザ２８上を
流れる質量気流は垂直スタビライザ２８の空力学形状及
び／又は向きのために空力学揚力Ｆ_２８を発生する。垂
直スタビライザ２８はＹ−Ｙ軸に対し第２の所定傾角θ
２だけオフセットするため、垂直スタビライザ２８上を
流れる質量気流により発生する揚力Ｆ_２８は横軸Ｙ−Ｙ
の方向のアンチトルク成分Ｆ_２８ＡＴと、垂直軸Ｚ−Ｚ
の方向の負の垂直方向力成分Ｆ_２８Ｌとに分解すること
ができる。

【００７３】ホバリング状態では、ダクテッドファンア
ンチトルク装置１８により発生されるアンチトルク推力
成分Ｆ_１８ＡＴが主ロータアセンブリのモーメント誘起
効果を平衡させるアンチトルク力を与える。低速順方向
飛行状態への移行状態では主ロータアセンブリのモーメ
ント誘起効果を平衡させるアンチトルク力はダクテッド
ファンアンチトルク装置１８により発生されたアンチト
ルク推力成分Ｆ_１８ＡＴと垂直スタビライザ２８上を流
れる質量気流により発生されるアンチトルク力成分Ｆ
_２８ＡＴとの組合せにより与えられ（ダクテッドファン
アンチトルク装置１８は垂直スタビライザ２８により高
速時に次第にアンロードされる）、ダクテッドファンア
ンチトルク装置１８のファンアセンブリにかかる空力応
力を最小にする。高速順方向飛行状態では、アンチトル
ク力は垂直スタビライザ上を流れる質量気流により発生
されるアンチトルク力成分Ｆ_２８ＡＴによ有効に与えら
れる。

【００７４】垂直スタビライザ２８により与えられる負
の垂直力成分Ｆ_２８Ｌは水平スタビライザ３０により与
えられる負の揚力Ｌ_３０（図４Ａ）を補促する。従っ
て、垂直スタビライザ２８のこの空力学作用は水平スタ
ビライザの空力学形状及び／又は向きを減少させことが
できる。この減少により尾部構造２０の重量の低減及び
／又は向上した空力効率（誘導抗力の低減）が得られ
る。

【００７５】更に、垂直スタビライザ２８により発生さ
れる空力効果は図４Ａに示すように水平スタビライザ３
０を垂直スタビライザ２８に対しほぼ対称に取付けるこ
とを容易にする。即ち、取付具に伝達される動的力が一
層小さくなり、その結果として取付具のサイズ及び重量
を減少させることができる。更に、垂直及び水平スタビ
ライザ２８、３０の反り表面間の空力干渉が、水平及び
垂直スタビライザ２８、３０の間の交差角αを鈍角にし
て垂直及び水平スタビライザ２８、３０のそれぞれの吸
引表面を一層大きく離間させることにより最小になる。

【００７６】水平スタビライザ３０は順方向飛行状態に
おけヘリコプター１０のダイナミック縦ゆれ安定性を最
適にする空力学的形状及び向きにする。水平スタビライ
ザ３０はアンスイーププランフォーム及び比較的高いア
スペクト比を有する。一好適実施例では、水平スタビラ
イザ３０は約１９ｆｔ^２の面積Ｓ、約８．４５フィート
（１０１インチ）のスパンｂ、約２７ｆｔの平均弦長及
び約３．７５のアスペクト比ＡＲを有する空力学形状を
有する。一好適実施例ではＳＵ３０１５翼型セクション
（シコルスキーアンカンバード、１５％厚、３０シリー
ズ翼型）を用いる。

【００７７】図２につき説明すると、水平スタピライザ
３０は垂直スタピライザ２８と十字形尾部形状に組合わ
せて取付ける。水平スタビライザ３０を垂直スタビライ
ザ２８と“Ｔ”字形状に組合わせて取付けることも本発
明の範囲に含まれる。何れの実施例でも、水平スタビラ
イザ３０は垂直スタビライザ２８の高い位置に取付けて
水平スタビライザ上を流れる質量気流への主ロータブレ
ード伴流衝突効果を最低にする。水平スタビライザ３０
の取付角は比較的小さくし、且つ縦制御マージンと主ロ
ータアセンブリ１４からの伴流により誘起される振動の
とのかね合いに基づいて決める。一好適実施例では−３
°（±５°）の取付角が満足なダイナミック縦ゆれ安定
性を与える。

【００７８】尾翼構造体２０を構成するシュラウド２
２、垂直尾翼２８及び水平尾翼３０の構造上及び機能上
の特性のより詳細な説明は参考の為に導入した本願人に
係わる前記の明細書で行なわれている。

【００７９】本発明によるダクト内にファンを設けたア
ンチトルク装置１８は、ホバリング及び前進飛行中の偏
揺安定及び操縦しやすさの為にヘリコプタ１０が必要と
するアンチトルク推力を得るのに最適な構造を有する。
ダクト内にファンを設けたアンチトルク装置１８を空間
的に位置付けし（シュラウド２２の空間的な位置付けに
対する前述した説明を参照のこと）、ヘリコプタ１０の
一般的な上昇能力に寄与する垂直上昇成分を得るように
することができる。同時に、ダクト内にファンを設けた
アンチトルク装置１８の構造を、この装置１８の運転騒
音量を減少させるのに最適化する。

【００８０】本発明のダクト内にファンを設けたアンチ
トルク装置１８の構造的及び機能的な特性は以下に説明
するように、主ロータブレードが（ヘリコプタを下に見
て）反時針方向に回転（左回転）する主ロータアセンブ
リ１４を有するヘリコプタに基づくものである。この条
件に一致して、アンチトルク装置１８は尾部ロータブレ
ードのボトムブレードフォアワード（ｂｏｔｔｏｍ−ｂ
ｌａｄｅ−ｆｏｒｗａｒｄ；ＢＢＦ）回転に対して動作
し、必要なアンチトルク推力を得る。しかし当業者にと
って明らかなように、本発明の、ダクト内にファンを設
けたアンチトルク装置１８は、主ロータブレードが時針
方向に回転（右回転）する（尾部ロータブレードの対応
する回転を伴なう）ヘリコプタにも用いうるものであ
る。従って、以下の説明は本発明の範囲を制限するもの
ではない。

【００８１】アンチトルク装置１８の設計上の寸法や、
ファン推力及びファン制御範囲のようなその動作特性
は、ヘリコプタ１０が達成しうる飛行条件に基づくもの
である。例えば、一好適例に対するアンチトルク装置１
８の設計上の寸法を決定しうる一組の動作条件は、４５
ノットの右横風中でのホバリング中に最大のアンチトル
ク推力と、（約１５ノットまでの）軽い横風中で０．８
５ラジアン／秒^２（５０度／秒^２）の偏揺加速度とを得
るファンパワー／制御範囲である。これらの動作条件は
軽い横風中で停止から停止までで１８０°のホバリング
ターンを得る能力を発揮するアンチトルク推力を有する
ヘリコプタを規定する。

【００８２】本発明のアンチトルク装置１８はシュラウ
ド２２と組合せて配置し、集合的な縦揺れが増大した際
に（この増大によりアンチトルク推力を対応して増大さ
せる）、このアンチトルク装置が大きな横揺モーメント
に寄与しないような低いトルク水線が得られるようにす
る。ダクト内にファンを設けたアンチトルク装置１８を
このような空間的配置にすることにより、横方向のサイ
クリック体を集合体に機械的に結合する必要がなくな
る。

【００８３】図５Ａ，５Ｂ，６を参照するに、本発明に
よるダクト内にファンを設けたアンチトルク装置１８は
空気流ダクト４０とこのダクト４０内に装着したファン
アセンブリ６０とを有している。ダクト４０はシュラウ
ド２２内にこれと組合されて設けられ、アンチトルク装
置１８の軸線１９がシュラウド２２の中間平面に対しほ
ぼ垂直となっている。その結果、シュラウド２２が前述
したように空間的に配置されたアンチトルク装置１８の
空間的配置は、その軸線１９がヘリコプタ１０の横軸Ｙ
−Ｙに対し予め決定した第１傾斜角θ１だけオフセット
したものとなる。

【００８４】空気流ダクト４０の構造はダクト直径４２
と、ダクト幅４４（横寸法）と、予め決定した一定範囲
の入口縁部４６Ｒを有する入口４６と、拡開ダクト部分
４８と、予め決定した可変の半径の出口縁部５０Ｒを有
する出口５０とを具えている。ダクト４０を有する種々
の素子の形状及び寸法は本発明によるアンチトルク装置
１８の空気力学的な全動作に影響を及ぼす。

【００８５】主ロータの直径や得られるエンジンパワー
やファンアセンブリ６０の寸法のような条件はダクト直
径４２の寸法に影響を及ぼす。主ロータアセンブリ１４
の直径やその動作特性は、主ロータアセンブリ１４が誘
起するトルク効果を相殺するためにアンチトルク装置１
８が生ぜＬめる必要のあるアンチトルク推力の範囲を決
定する。更に、アンチトルク装置１８は、前述した条件
（例えば所定のホバリング状態でのターン能力）のよう
なヘリコプタ１０の飛行動作条件により規定されるいか
なる追加の推力を生ぜしめるよう動作する必要がある。
ファンアセンブリ６０の寸法（例えば尾部ロータブレー
ドのスパン）は本発明によるアンチトルク装置１８の推
力発生能力の主たる決定要因の１つである。

【００８６】しかし、ファンアセンブリ６０の直径はダ
クト直径４２の寸法に直接関連し、この寸法に影響を及
ぼす（説明のため、実用的にはファンアセンブリ６０の
直径をダクト直径４２にほぼ等しくする）。ダクト直径
４２を増大させることにより必要なアンチトルク推力を
発生させるのに用いるファンアセンブリ６０の直径を大
きくでき、これによりアンチトルク装置１８を必要とす
るパワー及び高調波騒音の周波数を減少させる。しか
し、このような構造にすることによりアンチトルク装置
１８の重量、従って全システムの重量を増大させる。ダ
クト直径４２を減少させることによりファンアセンブリ
６０の直径（従って重量）を減少させるも、高調波騒音
の周波数を増大させ、しかも必要なアンチトルク推力を
生ぜしめるのにより多くのパワーを必要とする。本発明
によるアンチトルク装置１８に対し最適なダクト直径４
２を得るにはこれらのファクタが重要となる。一好適例
では、ダクト直径４２を（図６を参照して尾部ロータブ
レードの平面で測って）約４・５フィートとする。

【００８７】最適には、ダクト幅（横寸法）４４対直径
（Ｌ／Ｄ）比を１．０としてアンチトルク装置１８が生
じるアンチトルク推力を最大にする（Ｌ／Ｄ比は説明の
目的でダクト直径４２に等しいものとしたファンアセン
ブリ６０の直径に基づくものであり、以下のファンアセ
ンブリ６０の説明を参照されたい）。しかし、ダクト幅
４４を直径に等しくするということは尾翼構造体２０に
とって実際的なことではない。その理由は、このように
すると、シュラウド２２の幅（横寸法）が大きくなり、
その結果尾翼構造体２０の重量が過大となってしまう為
である。実際的な透視図からダクト幅４４を決定する主
たるファクタは後に詳細に説明するように、尾部ロータ
ブレードの平面とハブ支柱の前縁との間の分離距離であ
る。本発明者は、Ｌ／Ｄ比を約０．４とすることにより
必要なアンチトルク推力を有効に得ることのできるアン
チトルク装置１８の構造が得られるということを確かめ
た。一好適例では空気流ダクト４０のダクト幅４４を約
１．８フィートとした。

【００８８】ダクト内にファンを設けたアンチトルク装
置１８の空気力学的性能は入口４６の形状により著しく
影響を受ける。入口４６の形状は多量な（かたまりの）
空気流の流入のひずみ（空気流速度分布の不均一性）の
程度と、（引付けた又は分離している）境界層の空気流
の特性と、多量の空気流の流入の方向転換の結果尾翼構
造体２０に与えられる横からの力を決定する。入口４６
の形状によって引付けた境界層及び比較的均一な速度分
布を有する多量の空気流をファンアセンブリ６０に与え
る、すなわち乱気流を実際的な程度まで減少させる必要
がある。

【００８９】湾曲した入口形状は多量な空気流の分離効
果を考慮してある為に縁部が急峻な入口形状よりも好ま
しいこと明らかである。曲率半径を小さくした入口４６
と、（ファンアセンブリ６０のブレード平面に続いて）
下流に拡開したダクト部分４８とを組合せることにより
多量の空気流の流入を入口面に引付けたままにし、これ
によりホバリング及び高速の飛行姿勢の双方において良
好な性能を得ることができるということを確かめた。本
発明者は、入口の縁部の半径４６Ｒ対ダクト直径４２の
比を０．０６５〜約０．０７５よりも大きくすることに
より、ホバリング及び高速飛行姿勢中に満足な多量の空
気流の流入を得るということを確かめた。一好適例で
は、アンチトルク装置１８が約４インチの入口半径４６
Ｒを有するようにする。

【００９０】（ファンアセンブリ６０の尾部ロータブレ
ードの平面から下流の空気流ダクト４０の部分として規
定した）空気流ダクト４０の拡開ダクト部分４８と、出
口５０の形状とが相俟って多量の空気流の流出の形状に
影響を及ぼし、これによりアンチトルク装置１８の性能
に影響を及ぼす。拡開ダクト部分４８及び出口５０は、
空気流ダクト４０からの多量の空気流の分離を阻止する
とともにアンチトルク装置１８の機尾方向での後流短縮
を排除するような形状とする。拡開ダクト部分４８と出
口５０との間の有効な相互作用により、飛行動作中にア
ンチトルク装置１８内への多量の空気流の流入を増大さ
せる。

【００９１】この拡開ダクト部分４８の形状によりダク
ト４０における圧力の回復を容易にする。しかし、拡開
角を過大にすると空気流をダクトの壁部から分離せし
め、乱気流騒音を増大させ、逆推力動作を劣化させる
（機首が右に横すべりする飛行状態でダクト４０を通る
多量の空気流が反転し、入口４４が出口として機能し、
出口が入口として機能する）。本発明者は、ダクト拡開
角φ（図６参照）を約５°とすることによりダクト４０
の拡開ダクト部分４８を通る多量の空気流を引付け、し
かも逆推力動作中に満足な能力を発揮する。

【００９２】通常の設計上の理論では、代表的に、縁部
が鋭角形状の（或いは曲率半径の小さな）出口を用いて
多量な空気流の流出を隣接の尾部構造体から明確に分離
させている。鋭角な縁部形状は出口における吸引効果を
最小にする。出口において吸引効果があると、ダクト内
にファンを設けたアンチトルク装置のアンチトルク推力
発生能力を劣化させる。しかし、鋭角な縁部形状は、出
口が多量の空気流の流入を行なうよう有効に機能する逆
推力動作中にアンチトルク装置の性能を劣化させる。

【００９３】本発明者は、可変半径の湾曲縁部形状５０
Ｒを有する出口５０により本発明によるアンチトルク装
置１８の逆推力能力を改善し、更に前進飛行姿勢中での
アンチトルク装置１８の寄生抗力を減少させるというこ
とを確かめた。可変半径の湾曲縁部形状５０Ｒを描いた
出口５０の一好適例の平面図を図７に示す。ヘリコプタ
１０の長手軸線Ｘ−Ｘ及び垂直軸線Ｚ−Ｚは基準フレー
ムを得るために示したもので、Ｘ＋がヘリコプタ１０の
前進飛行方向での長手軸線を示す。

【００９４】湾曲縁部形状５０Ｒは一定半径の第１縁部
セグメント５０ＲＳ１と、一定半径の第２縁部セグメン
ト５０ＲＳ２と、これら第１及び第２縁部セグメント５
０ＲＳ１及び５０ＲＳ２間で平滑な構造上の遷移を提供
する可変半径の中間遷移セグメント５０ＲＴＳとを有し
ている。一定半径の第１縁部セグメント５０ＲＳ１は第
２縁部セグメント５０ＲＳ２の曲率半径Ｒ２よりも小さ
な曲率半径Ｒ１を有する。一好適例では、一定半径の第
１縁部セグメント５０ＲＳ１の曲率半径Ｒ１を約０．５
インチとし、一定半径の第２縁部セグメント５０ＲＳ２
の曲率半径Ｒ２を約４インチとする。

【００９５】図７に示すように、第１縁部セグメント５
０ＲＳ１は湾曲した縁部形状の出口５０の１８０°セク
タであり（このセクタは前進方向での長手軸線に対して
対称的に配置される）、第２縁部セグメント５０ＲＳ２
は湾曲した縁部形状の出口５０の９０°セクタである
（このセクタは機尾方向での長手軸線に対して対称的に
配置される）。一定半径の縁部セグメント５０ＲＳ１，
５０ＲＳ２は異なる角度及び／又は向きの湾曲縁部形状
出口５０のセクタとすることもできること明らかであ
り、これも本発明の範囲内である。例えば第２縁部セグ
メント５０ＲＳ２は湾曲縁部形状出口５０の１２０°セ
クタとすることができる（これも機尾方向での長手軸線
に対して対称的に配置する）。

【００９６】図５Ａ，５Ｂを参照するに、ファンアセン
ブリ６０は空気力学的に整形したハブ構造体６２と、こ
のハブ構造体６２を空気流ダクト４２内に装着する為
の、空気力学的に整形した複数の支柱６４と、前記ハブ
構造体６２に回転自在に取付けた複数の尾部ロータブレ
ード６６とを有している。尾部ロータブレード６６は推
力を発生するよう空気力学的に整形処理されている。ハ
ブ構造体６２は、尾部ロータギヤボックスや、尾部ロー
タブレード６６の動作（ピッチの変更）を調整するサー
ボ制御装置のようなファンアセンブリ動作用サブシステ
ム６８に対するハウジングとして機能する。ハブ構造体
６２は尾部ロータブレード６６に対する回転装着体とし
ても機能する。

【００９７】尾部ロータブレード６６の平面６６Ｐはア
ンチトルク装置１８の軸線１９に対し直交しており、図
６に示すように入口縁部半径４６Ｒの湾曲終点のすぐ下
流側に位置している。ブレード平面６６Ｐと支柱６４の
前縁との間の分離距離７０はアンチトルク装置１８によ
る騒音の発生に影響を与える主たるファクタである。本
発明者は、支柱６４によりロータブレード６６に誘起さ
れる音響的な相互作用音を実質的に除去するためには、
分離距離７０対支柱寸法６４ｄの比を後に詳細に説明す
るように比較的大きく、約２．０〜約２．５程度にする
必要があるということを確かめた。

【００９８】支柱６４を楕円状にすることにより乱気流
や渦風を最少にする。支柱６４を楕円形状にすることに
より、アンチトルク装置１８の常規動作中の尾部ロータ
ブレード６６に対する負荷、従ってこれに伴なう負荷雑
音や、分離抗力による推力の減少損失を低減させる。
又、楕円形状にすることにより逆推力状態での乱気流の
摂取を減少させ、従って乱気流によって誘起される負荷
から生じる騒音を減少させる。支柱６４の楕円形状及び
対応する支柱寸法６４ｄを図６に例示してある。支柱６
４に対する楕円形状は最小で２：１の楕円にする必要が
あり、好ましくは３〜３．５：１の楕円にする。

【００９９】本発明のアンチトルク装置１８はハブ構造
体６２を空気流ダクト４０内に同軸的に装着する支持部
材として機能する３つの楕円形状の支柱６４を用いる。
各支柱６４の一端をダクト４０中に通し、この支柱をシ
ュラウド２２の構造上の部材に固着する。第１支柱６４
Ａは、（軸線１９に対し）径（放射）方向に配置され、
（ヘリコプタ軸線に対し）長手方向に向き、ハブ構造体
６２と空気流ダクト４０との間に延在する空気力学的に
整形した支持構造体である。制御システムと伝動（トラ
ンスミッション）システムとの間を連結する制御棒６８
ＣＲ及び騒動軸６８ＤＳや、ファンアセンブリ動作サブ
システム６８（サーボ制御及び尾部ロータギヤボック
ス）は第１支持構造体６４Ａ内に収容されている。

【０１００】空気力学的に整形した他の２つの支柱６４
Ｂは軸線１９から径方向にオフセットしている、すなわ
ちハブ構造体６２とシュラウド２２との間の非放射状の
装着構造体を構成する。これらの支柱６４Ｂは互いにコ
リニアであり、（ヘリコプタ軸線に対して）垂直方向に
向いている。尾部ロータブレード６６が非放射状で垂直
に向いた支柱６４Ｂを通過するのは径方向に向いた支柱
（瞬時的なブレードの通過）に比べて比較的ゆっくりし
ており、尾部ロータブレード６６に及ぼされる圧力（負
荷）の勾配がゆるやかとなる。支柱６４を非放射状で垂
直に向けることにより誘起されるブレード負荷騒音を最
小にする。

【０１０１】尾部ロータサブシステムは複数の尾部ロー
タブレード６６を有する剛固なロータである。音響、信
頼性、耐久性を考慮してアンチトルク装置１８の尾部ロ
ータサブシステムに対し８枚の尾部ロータブレード６６
を選択した。８枚のロータブレード６６の各々は、１１
枚又は１３枚の尾部ロータブレードを有する（ダクト内
にファンを設けた）アンチトルク装置を採用しているエ
ーロスペーシャルヘリコプタの尾部ロータブレードより
も大きく頑丈である。８枚のみのロータブレード６６を
有する尾部ロータアセンブリはブレード通過周波数現象
を容易に減少せしめ、ブレードによって発生される騒音
レベルの高音部分を最大ヒヤリング感度の音声周波数範
囲よりも充分に低くするも、騒音を長距離に伝搬する程
度には低くしない。

【０１０２】回転翼羽根６６は非テーパ状の平面図形形
状を有し、この形状とすることにより最大推力が与えら
れると共に羽根の製造作業が簡単になる。尾部ロータブ
レード６６のエアフォイル段は６４Ａ３２２エアフォイ
ルのようなＮＡＣＡ６４シリーズとし、このＮＡＣＡ６
４シリーズは作動条件の必要範囲に亘って最良の性能
（設計先端速度）を与える。各ロータブレード６６は予
め定めたコードを有し、０．８５ｒａｄ／秒^２の偏揺れ
加速性設計性能及び低いブレード荷重を達成する高い安
定性を与える。好適実施例において、予め定めたコード
は約０．５５ｆｔとする。各ロータブレード６６はハブ
から先端における捩れが約−７°の予め定めた捩れを有
し良好な制御応答性特に低い推力レベル及び負の推力レ
ベルにおける良好な制御応答性を達成する。

【０１０３】尾部ロータブレード６６はＢＢＦ回転で作
動して主ロータの伴流に対する干渉効果を最小にする。
尾部ロータブレード６６のピッチ制御範囲は増大し、増
強された操縦性における推力変化に対して、特に後述す
るように新しい操縦者に対して広い制御範囲に亘たるピ
ッチ制御調整できるようにする。サブシステム６８を作
動させるファン組立体の制御ロッド６８ＣＲは、このよ
うなピッチ変化を達成するための手段を構成する。この
好適実施例の場合、尾部ロータブレード６６の制御範囲
は約−３５°から＋５０°である。この＋５０°のピッ
チ制限は、飛行中における尾部ロータブレード６６の失
速に対応するように選択した。尾部ロータブレード６６
の作動先端速度は、ノイズを考慮して選択した。ブレー
ド先端速度は一層低くすると、ブレードの先端で発生す
るノイズの振幅及び周波数の両方が減少する。ある実施
例の場合、パイロットは約６００ｆｔ／秒のブレード先
端速度を約５４０ｆｔ／秒まで低下させることを選択し
た。別の実施例では、最大ブレード先端速度が６７５ｆ
ｔ／秒を超えないように選択され、この速度は約６２０
ｆｔ／秒まで低下させることができる。

【０１０４】ロータブレード６６に作用する圧力損失を
最小にすることによりファンアッセンブリ６０を最適に
するため、ロータブレード６６と空気流ダクト４０の表
面との間に微小公差（約０．１インチ）を設ける。約４
〜４．５フィートのファンアッセンブリ全体の直径に対
して微小な公差寸法を照らしてみると、多くの場合全フ
ァン直径を用いてダクト直径４２を説明することができ
る。

【０１０５】作動中におけるダクテッドファンアンチト
ルク装置１８への質量空気流の流入特性により、インレ
ットリップ状部材４６及びこれと隣接するシュラウド２
２の一部分は、停止飛行中及び前進飛行中に空力揚力面
として作用して推力増強すなわちダクテッドファンアン
チトルク装置１８のファンアッセンブリによって生ずる
付加的な推力を増強させる。インレットリップ状部材４
６及びこれと隣接するシュラウド２２の一部分によって
与えられる推力増強の結果、図８に線図的に示すよう
に、ファンアッセンブリ６０による質量空気流の流入に
おける誘導速度の結果としてこれら領域における静的圧
力ＲＳＰが低下する。

【０１０６】理想的なダクテッドファンアンチトルク装
置の場合、静的圧力ＲＳＰの低下による吸引力は、その
大きさがダクテッドファンアンチトルク装置によって生
ずる推力に等しく、この結果２倍の最適推力増強が生ず
る。左右に揺れる飛行条件の場合、最適推力増強ファク
タは誘導された速度依存性によりそれぞれ減少し増加す
る。前進飛行の場合、インレットリップ状部材による推
力増加は、質量空気流流入運動量及びダクトアウトレッ
ト部からの停滞した質量空気流の再膨張の停止により停
止飛行値よりも一層大きくなる。

【０１０７】前述したダクテッドファンアンチトルク装
置の場合、実際の推力増強は、ヘリコプタ１０の停止飛
行及び横方向飛行における最適推力増強にほぼ等しくな
る。前進飛行における実際の推力増強は、質量空気流流
入の一様流回転による揚力損失がわずかに生ずるが、２
倍の理想値にほぼ等しい。

【０１０８】本発明によるダクテッドファンアンチトル
ク装置１８は上述した効果以上の利点を達成する。すな
わち、本発明のダクテッドファンアンチトルク装置１８
によれば、制限されない偏揺れ飛行の場合（３６０°の
急旋回、ここで急旋回は周期的制御による通常のバンク
角の旋回に対する純粋の偏揺れ旋回によって規定され
る）約８０ノットで飛行でき、制限される偏揺れ飛行の
場合約１４０ノットで飛行することができる。本発明に
よるダクテッドファンアンチトルク装置１８によって実
現されるアンチトルク推力は、高速で前進飛行するヘリ
コプタ１０の急旋回にも利用することができる。すなわ
ち、約７０〜１１０ノットの前進速度において、約２〜
３，５秒で急旋回することができる（これに対して、急
激バンク角旋回の場合でも４〜５秒かかる）。垂直尾翼
２８によって与えられる回復運動量により顕著な速度減
衰及び正のペダルトリム勾配が達成され、急旋回中にお
いて偏揺れは低くなる。

【０１０９】さらに、本発明によるダクテッドファンア
ンチトルク装置１８により、ヘリコプタ１０は極めて大
きな横すべりエンベロープＶ_ｍａｘを達成できる。大き
な横すべり角は、露出した尾部ロータアッセンブリを有
するヘリコプタで通常生ずるような高い羽根負荷が生ず
ることなく達成される。本発明のアンチトルク装置１８
の構造により、横すべり飛行中に露出した尾部ロータブ
レードに生ずるアタック効果（ａｔｔａｃｋｅｆｆｅ
ｃｔ）の角度を有効に除去することができる。後退飛行
における飛行操作は、質量空気流流入を直線状にさせる
ダクトテッドファンアンチトルク装置１８の性能によ
り、通常の尾部ロータアッセンブリを有するヘリコプタ
に生じる偏揺れよりも一層小さい偏揺で行なうことがで
き、これによりヘリコプタ１０に生ずるアタック角を低
減することができる。

【０１１０】本発明は上述した実施例だけに限定されず
種々の変更や変形が可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１】一体化尾翼構体に本発明によるダクテッドファ
ンアンチトルク装置を具体化したヘリコプターの側面図
である。

【図２】コンピュータ処理した一体化尾翼構体の一実施
例を示す第１斜視図である。

【図３】コンピュータ処理した一体化尾翼構体の一部分
を示す第２斜視図である。

【図４】４Ａは一体化尾翼構体の一実施例の立体配向を
示す概略図である。４Ｂは図２の一体化尾翼構体の４Ｂ
−４Ｂ線上での断面図である。４Ｃは図４Ａの一体化尾
翼構体のダクテッドファンアンチトルク装置に対する推
力図である。４Ｄは図４Ａの一体化尾翼構体の垂直安定
器に対する力学図である。

【図５】本発明によるダクテッドファンアンチトルク装
置の実施例を示す斜視図である。

【図６】図５Ａのダクテッドファンアンチトルク装置の
６−６線上での断面図である。

【図７】リップ半径が可変のダクテッドファンアンチト
ルク装置の出口の平面図である。

【図８】本発明によるダクテッドファンアンチトルク装
置に対する推力増加機構を概略的に示す図である。

【符号の説明】

１０ヘリコプター１２胴体１４主ロータアセンブリ１６尾部支材１８ダクテッドファンアンチトルク装置２０尾部構造２２シュラウド２４棚２６囲い２８水平安定器３０垂直安定器４０空気流ダクト４２ダクト直径４４ダクト幅４６入口４８ダクト部分５０出口６０ファンアセンブリ６２ハブ構造体６４支柱６６尾部ロータブレード

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者フィリップハワードルマシュリアーアメリカ合衆国，コネチカット，ニューフェアフィールド，キャンドルヒルロード 16 (72)発明者スティーブンデイヴィッドウェイナーアメリカ合衆国，コネチカット，オレンジ，カートレイン 471

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】メインロータアッセンブリと、胴体と、
尾部支材と、尾部構造体とを有し、前記尾部構造体が、
シュラウド、垂直尾翼、及び水平尾翼を含むヘリコプタ
用のダクテッドファンアンチトルク装置であって、軸線を有し、この軸線が前記シュラウドの中央面とほぼ
直交するようにシュラウドの内部に装着される形態とさ
れ、一定半径の湾曲はリップ形状を有するインレット、
このインレットと下流側で隣接する発散性のダクト部
分、及び前記ダクト部分に終端し可変半径の湾曲したリ
ップ形状を含む空気流ダクト手段と、前記空気流ダクト手段の内部に装着され、ヘリコプタの
偏揺れ安定性及び操縦性に対してアンチトルク推力を発
生させる尾部ロータ手段、前記空気流ダクト手段の内部
に同軸状に装着され、前記尾部ロータ手段が羽根面を規
定するようにこの尾部ロータ手段を前記空気流ダクト手
段内に同軸状に回転可能に支持する形態のハブ構造手
段、及び前記ハブ構造手段を前記空気流ダクト手段内に
同軸状に支持した楕円形状を有する支持支柱手段を含む
ファンアッセンブリ手段とを具えるダクテッドファンア
ンチトルク装置。
【請求項２】請求項１に記載のダクテッドファンアン
チトルク装置において、前記支持支柱手段が、前記ハブ構造手段と空気流ダクト手段との間で前記軸線
に関して半径方向に延在し、前記シュラウドの長手軸線
に対して平行に向く第１の楕円形支持支柱と、前記ハブ構造手段と空気流ダクト手段との間で前記軸線
に関して非半径方向に延在し、前記シュラウドの垂直軸
線に対して平行に向く第２及び第３の楕円形支持支柱と
を具えるダクテッドファンアンチトルク装置。
【請求項３】請求項２に記載のダクテッドファンアン
チトルク装置において、前記第２及び第３の楕円形支持
支柱が、互いに同一線上にあるダクテッドファンアンチ
トルク装置。
【請求項４】請求項１に記載のダクテッドファンアン
チトルク装置において、前記支持支柱手段が予め定めた
寸法を有し、この予め定めた寸法が、前記楕円形状の短
軸を規定するダクテッドファンアンチトルク装置。
【請求項５】請求項４に記載のダクテッドファンアン
チトルク装置において、前記支持支柱手段の楕円形状
が、前記楕円の短軸を規定する予め定めた寸法に基き、
約２：１から約３．５：１の楕円形状とされているダク
テッドファンアンチトルク装置。
【請求項６】請求項５に記載のダクテッドファンアン
チトルク装置において、前記支持支柱手段の楕円形状
が、前記楕円の短軸を規定する予め定めた寸法に基き、
約３：１から約３．５：１の楕円形状とされているダク
テッドファンアンチトルク装置。
【請求項７】請求項１に記載のダクテッドファンアン
チトルク装置において、前記支持支柱手段が、この手段
の楕円形状に基く予め定めた距離だけ前記羽根手段から
離間したダクテッドファンアンチトルク装置。
【請求項８】請求項７に記載のダクテッドファンアン
チトルク装置において、前記支持支柱手段が、前記楕円
形状の短軸を規定する予め定めた寸法を有し、前記羽根
面と支持支柱手段との間の離間距離を規定する予め定め
た距離が、前記支持支柱手段の予め定めた寸法の約２倍
から２．５倍の範囲にあるダクテッドファンアンチトル
ク装置。
【請求項９】請求項１に記載のダクテッドファンアン
チトルク装置において、前記尾部ロータ手段が、複数の
尾部ロータ羽根が取り付けられている固定ロータを具え
るダクテッドファンアンチトルク装置。
【請求項１０】請求項９に記載のダクテッドファンア
ンチトルク装置において、前記尾部ロータ手段が８個の
尾部ロータ羽根を有するダクテッドファンアンチトルク
装置。
【請求項１１】請求項１０に記載のダクテッドファン
アンチトルク装置において、前記尾部ロータ羽根が、６
７５フィート／秒を超えない羽根先端速度を有するダク
テッドファンアンチトルク装置。
【請求項１２】請求項１０に記載のダクテッドファン
アンチトルク装置において、前記尾部ロータ羽根を、約
−３５°から約＋５０°のピッチ角制御範囲に亘って調
整可能にしたダクテッドファンアンチトルク装置。
【請求項１３】請求項１に記載のダクテッドファンア
ンチトルク装置において、前記発散性ダクト部分が予め
定めた一定の発散角を有するダクテッドファンアンチト
ルク装置。
【請求項１４】請求項１３に記載のダクテッドファン
アンチトルク装置において、前記発散性ダクト部分が予
め定めた一定の発散角を約５°としたダクテッドファン
アンチトルク装置。
【請求項１５】請求項１に記載のダクテッドファンア
ンチトルク装置において、前記アウトレットの湾曲した
リップ状部分が、予め定めた曲率半径を有する第１の一定半径リップ状セ
グメントと、前記第１のリップ状セグメントの曲率半径
よりも大きな予め定めた曲率半径を有する第２の一定半
径リップ状セグメントと、前記第１セグメントと第２セグメントとの間に位置し、
これらセグメント間で連続する構造遷移を形成する中間
リップ状セグメントとを具えるダクテッドファンアンチ
トルク装置。
【請求項１６】請求項１５に記載のダクテッドファン
アンチトルク装置において、前記第１の一定半径リップ
状セグメントが前記湾曲したリップ状形態の１８０°の
セクタを形成し、この１８０°のセクタは前方方向にお
いて前記長手軸線に対して同軸状に配置され、前記第２
の一定半径のリップ状セグメントが前記湾曲したリップ
状形態の９０°のセクタを形成し、この９０°のセクタ
が後方方向において前記長手軸線に対して同軸状に配置
されているダクテッドファンアンチトルク装置。