JPH06344993A - 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 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】 垂直スタビライザ２８の空力操作に干渉しな
いようシュラウド２２の気流質量を尾部構造から分離
し、尾部構造のベース抗力を抑えシュラウド後部で大量
の気流を分離する点を固定するためにシュラウドフィン
一体型シェルフをヘリコプタ後部構造を提供する。 【構成】 ヘリコプタ尾部構造のためのシュラウドフィ
ン一体型シェルフは、ダクトを形成したファンのトルク
発生防止装置と、シュラウドに隣接する垂直スタビライ
ザと、垂直スタビライザと交差する水平スタビライザと
を有するシュラウドを備えており、ダクトを形成したフ
ァンのトルク発生防止装置から出た気流がシュラウドに
沿って流れ垂直スタビライザの吸込面上の気流と縦方向
に干渉するような逆推力操作状態において、垂直スタビ
ライザにより発生する逆空力効果を排除するよう構造的
に形成される。

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、シュラウドフィン一体型シェルフの空力
形状およびダクトを形成したファンのトルク発生防止装
置を使用するヘリコプタの一体型尾部構造における後部
閉塞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 Douglas）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偏揺安定を提供するた
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
必要な偏揺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
リング操作及び偏揺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偏揺安定を提供す
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（出願人
エアロスペーシャル社）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。’９３１特許によれば、平衡トルク発生防止推力の
ほかに静及び動偏揺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’９３１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’９３１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。’９３１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字型尾部を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。’９３１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】’９３１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
及び偏揺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。’９３１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。’９３１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】本発明の目的は、ダクトを形成したファン
のトルク発生防止装置及び機首が右横すべりした航行中
にその付近に有する垂直スタビライザにかかる逆空力効
果を無効にするシュラウドを備えたヘリコプタ後部構造
のための、シュラウドフィン一体型シェルフを提供する
ことにある。

【００１６】本発明のもう一つの目的は、垂直スタビラ
イザの空力操作に干渉しないようシュラウドの気流を尾
部構造から分離するために、シュラウドと垂直スタビラ
イザの間で構造を鋭角的に変化させる非対称形状のシュ
ラウドフィン一体型シェルフを提供することにある。

【００１７】本発明のさらなる目的は、シェルフの幅全
長がダクトを形成したファンのトルク発生防止装置のダ
クト幅に等しい平板形状のシュラウドフィン一体型シェ
ルフを提供することにある。

【００１８】また、本発明のもうひとつの目的は、ダク
トを形成したファンのトルク発生防止装置のファン直径
に応じた非対称的な第一及び第二のシェルフ幅を有する
シュラウドフィン一体型シェルフを提供することにあ
る。

【００１９】さらに本発明のもうひとつの目的は、尾部
構造のベース抗力を抑えシュラウドの後部で大量の気流
を分離する点を固定する形状を有するシュラウドのため
の後部閉塞構造を提供することにある。

【００２０】

【課題を解決するための手段】本発明のこれらの目的及
び他の目的は、シュラウドフィン一体型シェルフ及び後
部閉塞構造をダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置、垂直スタビライザ、水平スタビライザを有するシ
ュラウドを備えたヘリコプタ後部構造の一体部材として
提供することで達成できる。本発明によるシュラウドフ
ィン一体型シェルフは、機首が左横すべりしたか右横す
べりしたかによりヘリコプタの操作特性が著しく異なる
状況において、機首の右横すべり航行中に発生する垂直
スタビライザにかかるマイナスの空力効果を緩和するよ
う構造的に形成される。

【００２１】機首が右横すべりした状態でヘリコプタの
メインロータが左に回転している場合、ヘリコプタはダ
クトを形成したファンのトルク発生防止装置の出口が相
対風気流にさらされるよう位置づけられ、この気流によ
りダクトを形成したファンのトルク発生防止装置が逆推
力状態で操作される。逆推力状態における気流により、
ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置はマイナ
ス推力、つまり、通常操作時のダクトを形成したファン
のトルク発生防止装置により発生する推力とは反対方向
の推力を発生させる。

【００２２】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置の入口の形状が、通常操作時にダクトを形成したフ
ァンのトルク発生防止装置へ気流が容易に流入するよう
一定の半径より成る湾曲リップであるため、逆推力操作
状態においてこの入口から流出する気流を湾曲リップ入
口から分離することは容易ではない。生じた気流はシュ
ラウドに沿って上方へ移動し、垂直スタビライザの吸込
面を伝って移動する。このような気流がヘリコプタの前
進によって発生した垂直スタビライザの縦気流と空力干
渉を生じる。この空力干渉が垂直スタビライザにより発
生する揚力を抑える。垂直スタビライザにより発生する
揚力を抑えると、逆推力操作状態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により発生するマイナ
ス推力と共同して、推力の量を抑える。この推力の量と
は、機首が左横すべりした航行時と比較した場合に垂直
スタビライザにより発生する横力及び右横すべり状態の
ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置に著しい
変化が生じるように、ダクトを形成したファンのトルク
発生防止装置が提供しなくてはならない量である。

【００２３】本発明のシュラウドフィン一体型シェルフ
は、逆推力操作状態において垂直スタビライザにより生
じる逆空力効果を排除するよう構造的に形成される。シ
ュラウドフィン一体型シェルフはシュラウドと尾部構造
の垂直スタビライザとの間で鋭角に変化（断面における
段変化）する形状を有する。シュラウドフィン一体型シ
ェルフの形状が鋭角に変化することで、尾部構造からシ
ュラウドを移動する気流が手際良く分離でき、その結
果、このような気流は垂直スタビライザの空力操作に干
渉しない。

【００２４】本発明によるシュラウドフィン一体型シェ
ルフは所定シェルフの幅全長を有する平板部材である。
所定シェルフの幅はシュラウドの幅に対応し、さらにダ
クトを形成したファンのトルク発生防止装置のダクト幅
に等しい。

【００２５】シュラウドフィン一体型シェルフの所定の
全体シェルフ部材は、第一シェルフ部材及び第二シェル
フ部材から成る。第一シェルフ部材はダクトを形成した
ファンのトルク発生防止装置の入口側に設けられたシュ
ラウドの縁と垂直スタビライザの吸込面との距離を限定
する。第二シェルフ部材はダクトを形成したファンのト
ルク発生防止装置の出口側に設けられたシュラウドの縁
と垂直スタビライザの対応する面との距離を限定する。
第一シェルフ部材の幅は、逆推力操作状態において生じ
る気流を確実に分離するため第二シェルフ部材の幅を上
回る。

【００２６】第一シェルフ部材及び第二シェルフ部材の
幅は気流を分離する必要性及び垂直スタビライザの厚さ
により確定される。垂直スタビライザの厚さは構造効率
状態及び空力効率状態によって決まる。現在実施されて
いる設計では厚さが垂直スタビライザ翼弦の１０乃至３
０％の範囲である垂直スタビライザを利用している。第
一及び第二シェルフ部材の相対風は前部から後部にかけ
て縦に変化し、垂直スタビライザは所定の入射角度を有
する。

【００２７】非対称的な第一及び第二シェルフ部材の幅
は、ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置のフ
ァン直径の約４乃至約１６％の範囲にある。第一及び第
二シェルフ幅の値は垂直スタビライザの大きさ、垂直ス
タビライザの入射角度、垂直スタビライザの翼部、ダク
トを形成したファンのトルク発生防止装置により生じる
推力、ヘリコプタ設計速度によって選択される。

【００２８】シュラウドとシュラウドフィン一体型シェ
ルフとの境界を画するシェルフ縁の形状は鋭角、すなわ
ちほぼ９０度であれば好ましい。鋭角形状を有するシェ
ルフ縁により、シュラウドとシュラウドフィン一体型シ
ェルフが構造的に干渉する地点で気流を容易に分離でき
る。シェルフ縁はシェルフの幅全長を抑えるために丸め
ても良い。これによって尾部構造の有害抗力の影響を付
随的に抑えることができる。

【００２９】シュラウドフィン一体型シェルフは、垂直
スタビライザがシュラウドに対して傾いていない尾部構
造において利用できる。上記のシュラウドフィン一体型
シェルフは、垂直スタビライザがシュラウドに対して空
間的に所定の傾斜角度を有する一体型尾部構造において
特に有効である。

【００３０】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置の背後の閉塞構造にはいくつかの問題がある。高速
前方航行時にベース抗力が最小となるためには、大きな
後縁が最適である。しかしながら、このような形状では
尾部構造の全体重量が増加し、増加したパワーを必要と
する横航行時に大きな表面積で航行しなければならな
い。しかしながら、横航行において最小の表面積で航行
できる形状の尾部構造では前方航行時にさらに高い抗力
を受けることになる。後部閉塞構造は鋭角の後縁形状も
考えられるが、このような形状のヘリコプタの偏揺安定
はさほど良好でなく、尾部構造は前方航行時に横揺れす
る。幅の広い鈍角後縁形状が後部閉塞構造としてこれま
で利用されてきたが、このような形状ではベース抗力が
大きいという不利益が生じる。

【００３１】本発明による後部閉塞構造はほぼＶ字型の
平板形状である。このような形状であればベース抗力を
抑えることができる。後部閉塞構造のこの形状は垂直ス
タビライザの後縁より始まり、シュラウドフィン一体型
シェルフに対して垂直に角度をなす。後部閉塞構造の形
状はヘリコプタの偏揺安定特性を増進させるためシュラ
ウド後部の気流を分離する地点を固定する。

【００３２】添付図面と共に下記の詳細な記述を参照す
ることで、本発明及びその付随する利点及び特徴をさら
に詳しく理解することができる。

【００３３】

【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。

【００３４】添付図面を通して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１２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を参照するさい
には垂直平面Ｚｓに平行な平面も含むものとする。

【００３５】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。

【００３６】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。

【００３７】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「一体型ヘリコプタ尾
部構造」及び「ヘリコプタ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。

【００３８】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の偏揺安定が得られ
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。

【００３９】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。

【００４０】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。

【００４１】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。

【００４２】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の偏揺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は最適に形状の垂
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。

【００４３】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
速度が増す（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）。

【００４４】垂直スタビライザ２８は高速の航行時にヘ
リコプタ１０の偏揺安定に必要なトルク発生防止推力の
大部分（図１乃至３の実施例では６０％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１
８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１５０ポンドである。

【００４５】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。

【００４６】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、水平スタビライザ３０が図４の
実施例に示され、これは縦軸線Ｘ−Ｘに沿って前方を向
いた背面図である。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、ヘリコプタ
胴体１２の対称線Ｚｓの垂直平面に対して第一の所定傾
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傾斜角
度をもって空間的に位置づけられている。図４に示され
るように、第二の所定傾斜角度は垂直平面Ｚｓに対して
回転方向において第一の所定傾斜角度とは対向し、した
がってシュラウド２２の平均面２３と垂直スタビライザ
２８との角度は第一及び第二の所定傾斜角度の合計と置
き換えることができる。このような配置によって、これ
よりさらに詳述するように、水平スタビライザ３０を垂
直スタビライザ２８に対してほぼ対称的な関係で有利に
設けることができる。

【００４７】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θ
１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。

【００４８】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置１８に対し約−３５乃至＋５０度のピッチ範囲及び
上記に例示したような他の操縦制限に関する操縦範囲を
指定することにより、第一の所定傾斜角度θ１の大きさ
を０度より大きく約２０度までの間に設定できた。好ま
しい実施例のための第一の所定傾斜角度θ１の大きさは
約１３度である。

【００４９】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４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。

【００５０】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４の実施例のための第二の所定傾斜角度θ２の大きさ
は約２０度である。

【００５１】図４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偏
揺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。

【００５２】垂直スタビライザ２８は、高速で前方航行
時にダクトを形成したファンのトルク発生防止装置１８
の負荷を低減するために空力的に所定のキャンバーＣを
形成され及び／または所定の入射角度Ｉで位置づけられ
ている。図１乃至図３に示された実施例では、高速で前
方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において効果的に負荷を低減するのに必要な横力
を提供する垂直スタビライザ２８のための翼型形状とし
て、ＮＡＳＡ６３３Ａ６１８断面（その所定のキャンバ
ーＣでは効果的な入射角度４度が提供される）を採用し
た。好ましい実施例の垂直スタビライザ２８の他の関連
部分の寸法として、スタビライザ面積Ｓは約２５平方フ
ィートであり、翼長ｂは約７．５フィート（９０イン
チ）、中心翼弦Ｃｍは約３８．５インチ、縦横比ＡＲは
約２．３５である。

【００５３】垂直スタビライザ２８のための所定の入射
角度Ｉが図５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。図１乃至図３の実施例では、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６．５度
であった。６．５度の入射角度を有する垂直スタビライ
ザ２８は、前進速度約１２０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、Ｖ_max（約
１５５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６０％を超える。

【００５４】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６
に示される。図３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θ１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Ｆ_18ATと垂直軸線Ｚ−Ｚ
方向のプラス垂直分力Ｆ_18Lとに分解できる。

【００５５】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７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Ｆ_28ATと垂直軸線Ｚ−Ｚ方向のマイ
ナス垂直分力Ｆ_28Lとに分解できる。

【００５６】ホバリング時には、ダクトを形成したファ
ンのトルク発生防止装置１８により発生したトルク発生
防止推力の分力Ｆ_18ATがトルク発生防止力を提供するこ
とで、メインロータのモーメント誘起効果を相殺し、ヨ
ー方向の制御を可能にする。過渡的な低速前方航行時に
おいて、メインロータのモーメント誘起効果を相殺する
トルク発生防止力は、ダクトを形成したファンのトルク
発生防止装置１８により発生するトルク発生防止推力の
分力Ｆ_18ATと垂直スタビライザ２８の気流により発生す
るトルク発生防止の分力Ｆ_28ATとを組み合わせることで
提供され（ダクトを形成したファンのトルク発生防止装
置１８は垂直スタビライザ２８により高速で連続的に負
荷を低減することができる）、ダクトを形成したファン
のトルク発生防止装置１８のファンにかかる空力圧力を
最小限にとどめる。高速航行時において、垂直スタビラ
イザ２８の気流により発生するトルク発生防止力の分力
Ｆ_28ATによってトルク発生防止力の大部分が効果的に得
られる。

【００５７】垂直スタビライザ２８により提供されるマ
イナス垂直分力Ｆ_28Lは水平スタビライザ３０により提
供されるマイナス揚力Ｌ₃₀（図４参照）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。

【００５８】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４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。

【００５９】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
乃至図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１９平方フィート、スパンｂは約
８．４５フィート（１０１インチ）、中心翼弦Ｃｍは約
２７、縦横比ＡＲは約３．７５である。この実施例はＳ
Ｕ３０１５翼型断面（シコルスキー製キャンバー無し、
厚さ１５％、３０シリーズ翼型）を具体化したものであ
る。

【００６０】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−３度（±５度）であれ
ば満足できる動ピッチ安定が得られる。

【００６１】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、水平スタビライザ３０の構造特
性及び機能特性に関しては、出願人が所有する同時継続
出願「一体型ヘリコプタ尾部構造」においてさらに詳細
な説明がなされており、引用したこの特許の開示内容は
本明細書の一部として開示される。

【００６２】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置１８の形状は、ホバリング及び前方航行操作におい
て偏揺安定及び操作性のためにヘリコプタ１０に必要と
なるトルク発生防止推力を提供するのに最適である。ダ
クトを形成したファンのトルク発生防止装置１８は垂直
揚力の分力も提供し、これによりヘリコプタ１０の通常
揚力性能が向上する。これに付随して、ダクトを形成し
たファンのトルク発生防止装置１８はその操作ノイズレ
ベルを抑えるのに最適な形状である。

【００６３】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置１８の設計寸法及びその操作特性（ファン推力やフ
ァン制御範囲等）はヘリコプタ１０が達成すべき飛行が
何を必要とするかによる。たとえば、好ましい実施例と
してダクトを形成したファンのトルク発生防止装置１８
の設計寸法の決め手となるような操作上の制約として考
えられるのは、４５ノットの右横風でのホバリング時に
最大のトルク発生防止推力を提供し、軽い横風（約１５
ノットまで）において０．８５ラジアン／毎秒（５０度
／毎秒）の偏揺加速を提供するファンのパワー／制御範
囲である。こうした操作条件によって、ヘリコプタは軽
い横風において５秒間で１８０度ホバリング旋回を達成
できるトルク発生防止推力を有することが可能となる。

【００６４】図８乃至図１０には、気流ダクト４０及び
ダクト４０内に設けられたファン６０より構成される本
発明によるダクトを形成したファンのトルク発生防止装
置１８が示される。ダクト４０はシュラウド２２内に配
置されている。上述のように空間配置されたシュラウド
２２とダクトを形成したファンのトルク発生防止装置１
８とを合成して配置するのは、軸線１９を第一の所定傾
斜角度θ１によりヘリコプタ１０の横断軸線Ｙ−Ｙと一
致させるためである。

【００６５】気流ダクト４０の形状としてダクト直径４
２、ダクト幅４４（横断寸法）、所定の半径の入口リッ
プ形状４６Ｒ、分離ダクト部４８、所定の出口リップ形
状５０Ｒと可変半径とを有する出口５０が含まれる。ダ
クト４０を構成するさまざまな要素の形状及び寸法が本
発明によるダクトを形成したファンのトルク発生防止装
置１８の全空力性能に効果をもたらす。

【００６６】メインロータの直径、使用できるエンジン
パワー等の条件及びファン６０のサイズがダクト直径４
２のサイズに関係する。図１乃至図３の実施例では約４
フィートのダクト直径４２（尾部ロータブレード面で測
定された場合。図１０参照）が示される。図４に示され
る実施例のダクト直径４２は約４．５フィートである。

【００６７】ダクト幅（横断寸法）４４対直径（Ｌ／
Ｄ）比が１．０である場合、ダクトを形成したファンの
トルク発生防止装置１８により発生するトルク発生防止
推力が最大になるのが最適である（図面に記述する関係
上ダクト直径４２と等しく見えるこのファン６０の直径
によりＬ／Ｄ比が変化する）。しかしながら、このダク
ト直径と同じだけダクト幅４４の寸法をとると、シュラ
ウド２２の幅（横断寸法）をさらに広げることになり、
したがって尾部構造２０の重量が過度に重くなるため、
このような方法は尾部構造２０にとって実用的でない。
実用的な観点からダクト幅４４を確定する第一の要因は
尾部ロータの平面と中心支柱との分離距離である。Ｌ／
Ｄ比が約０．４であれば必要なレベルのトルク発生防止
推力を効果的に発生できる形状をダクトを形成したファ
ンのトルク発生防止装置１８に提供できた。好ましい実
施例として気流ダクト４０のダクト幅４４は約１．８フ
ィートである。

【００６８】入口４６は境界層を有し相対的に均一速度
を分配する気流をファン６０へ現実的な程度に提供でき
るように形成される。（ファン６０のブレード平面に続
く）下流分離ダクト部４８と共同して、湾曲リップ４６
の小型半径はホバリング時及び高速航行時のいずれにお
いても優れた性能を提供する。好ましい実施例では、ダ
クトを形成したファンのトルク発生防止装置１８の入口
半径４６Ｒは約４インチである。

【００６９】気流ダクト４０の分離ダクト部４８はファ
ン６０の尾部ロータブレード平面から下流にあるダクト
４０の一部分であり、これが出口５０の形状と共同して
気流の流出形状に影響を与え、それがさらにダクトを形
成したファンのトルク発生防止装置１８の性能に影響を
与える。分離ダクト部４８及び出口５０の形状により、
ダクト４０から気流が分離するのを回避し、ダクトを形
成したファンのトルク発生防止装置１８の後流が後部で
減少するのを防止できる。分離ダクト部４８と出口５０
の効果的な相互作用によって、航行操作中にダクトを形
成したファンのトルク発生防止装置１８へ流入する気流
が増加する。

【００７０】分離ダクト部４８の形状からダクト４０で
の圧力回復が容易となる。しかしながら、分離角度が大
きすぎると逆推力操作を低下させる（ダクト４０を通過
する気流は機首が右横すべり航行時に逆流し、入口４６
が出口として機能し、出口５０が入口として機能す
る）。約５度のダクト分離角度Ф（図１０参照）がダク
ト４０の分離ダクト部４８を通過して生じた気流を提供
し、逆推力操作時に満足な性能も提供できる。

【００７１】可変的な半径である湾曲リップ形状５０Ｒ
を有する出口５０により、本発明によるダクトを形成し
たファンのトルク発生防止装置１８の逆推力能力が向上
し、さらに、前方航行時のダクトを形成したファンのト
ルク発生防止装置１８の有害抗力を押さえることができ
る。図１１に示したのは、可変的な半径である湾曲リッ
プ形状５０Ｒを示すための出口５０の好ましい実施例の
平面図である。ヘリコプタ１０の縦軸線Ｘ−Ｘ、垂直軸
線Ｚ−Ｚは構成の参照用に示されており、Ｘ＋はヘリコ
プタ１０の前方航行方向における縦軸線を示す。

【００７２】湾曲リップ形状５０Ｒには第一の一定半径
リップ部５０ＲＳ１、第二の一定半径リップ部５０ＲＳ
２、第一及び第二の一定半径リップ部５０ＲＳ１、５０
ＲＳ２を構造上滑らかに変化させる中間可変半径変化部
５０ＲＴＳとが含まれる。第一の一定半径リップ部５０
ＲＳ１は湾曲Ｒ１の半径を有しており、これは第二の一
定半径リップ部５０ＲＳ２の湾曲Ｒ２の半径よりも小さ
い。好ましい実施例では、第一の一定半径リップ部５０
ＲＳ１の湾曲Ｒ１の半径が約０．５インチであり、第二
の一定半径リップ部５０ＲＳ２の湾曲Ｒ２の半径は約４
インチである。図１１に示されるように、第一の一定半
径リップ部５０ＲＳ１は湾曲リップ形状５０の１８０度
扇形を包囲し（扇形は縦軸の前方向に対して対称的に配
置される）、第二の一定半径リップ部５０ＲＳ２は湾曲
リップ形状５０の９０度扇形を包囲する（扇形は縦軸の
後ろ方向に対して対称的に配置される）。

【００７３】図８及び図９によれば、ファン６０は空力
的に形成されたハブ構造６２と、気流ダクト４０にハブ
構造６２を取り付けるための複数の空力的に形成された
支柱６４と、ハブ構造６２へ回転自在に取り付けられた
複数の尾部ロータブレード６６とから構成される。尾部
ロータブレード６６は空力的に形成され、推力発生操作
が可能である。ハブ構造６２は尾部ロータギアボックス
や尾部ロータブレード６６の操作（ピッチ変化）を調節
するサーボ制御装置等のファン操作サブシステム６８の
ためのハウジングとして機能する。また、ハブ構造６２
は尾部ロータブレード６６の回転取付台でもある。

【００７４】尾部ロータブレード６６の平面６６Ｐはダ
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と交差し、図１０に示されるように入口リップ半径
４６Ｒの湾曲終点のすぐ下流に配置されている。ブレー
ド平面６６Ｐと支柱６４の前縁の分離距離７０は比較的
大きくなくてはならず、支柱寸法６４ｄの約２．０乃至
約２．５倍ほどの大きさである。

【００７５】支柱６４は乱気流や渦の発生を最小にする
ため楕円形である。楕円形の支柱６４によりダクトを形
成したファンのトルク発生防止装置１８の通常操作時に
尾部ロータブレード６６にかかる負荷を抑えることがで
き、これに付随して、誘起負荷ノイズを抑え、分離抗力
のために起こる推力喪失を抑えることができる。楕円形
であるため逆推力状態でも乱気流が入り込まない。支柱
６４の楕円形状は最小の場合２対１楕円であり、３乃至
３．５対１楕円であれば好ましい。

【００７６】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置１８では、気流ダクト４０内にハブ構造６２を同軸
的に取り付けるよう構造的に支持する三本の楕円形支柱
６４を利用する。第一の支柱６４Ａは（軸線１９に対し
て）放射状にかつ（ヘリコプタ軸線に対して）縦に配置
され、ハブ構造６２と気流ダクト４０との間に伸びる空
力的に形成された支持構造である。他の二本の空力的に
形成された支柱６４Ｂは軸線１９より放射状に伸びてお
り、つまり、ハブ構造６２とシュラウド２２との間に非
放射状取り付け構造を提供する。支柱６４Ｂは互いに同
一線上にあり、（ヘリコプタ軸線に対して）垂直に位置
づけられている。

【００７７】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を有するリジッドロータである。音響
性、信頼性、恒久性、耐久性を考慮し、ダクトを形成し
たファンのトルク発生防止装置１８の尾部ロータサブシ
ステムの尾部ロータブレード６６を八枚とした。尾部ロ
ータブレード６６の平面形状はテーパーではなく、これ
により最大の推力を発生させることができ、ブレードの
製造工程が簡単になる。尾部ロータブレード６６の翼型
断面は、必要な範囲の操作状態で最上の性能を提供でき
る６４Ａ３２２翼型のようなＮＡＣＡ６４シリーズであ
る。それぞれの尾部ロータブレード６６は設計性能で必
要とされる０．８５ラジアン／毎秒の偏揺角速度及び低
ブレード負荷を満たすだけの高い剛率を提供する所定の
翼弦を有する。好ましい実施例では、所定の翼弦は約
０．５５フィートである。それぞれの尾部ロータブレー
ド６６は特に低推力及びマイナス推力レベルにおいて優
れた制御反応を得るため所定のねじれを有しており、ハ
ブから翼端までが約−７度ねじれである。

【００７８】メインロータ伴流への干渉効果を最小限に
するため尾部ロータブレード６６を操作してボトムブレ
ード前方回転させることができる。尾部ロータブレード
６６のピッチ制御範囲が広がり、向上した機動性、特に
これより概説する新しい動作に影響を及ぼす推力変化の
ために幅広い制御範囲をピッチ制御調整することができ
るようになった。サブシステム６８を操作するファンの
制御ロッド６８ＣＲはピッチ変化等ができる手段を提供
する。好ましい実施例では、尾部ロータブレード６６の
制御範囲は約−３５度乃至約＋５０度である。プラスピ
ッチ限界５０度はホバリング時の尾部ロータブレード６
６の失速開始と一致するように選択された。尾部ロータ
ブレード６６のための翼端速度はノイズに応じて操作さ
れ、ブレード端速度が低速であればブレード端に発生す
るノイズの大きさ及び振動数の双方を抑える。好ましい
実施例では、ブレード端速度は約６００フィート／秒で
あり、操縦士が約５４０フィート／秒まで落とすことが
できる。

【００７９】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置１８の操作時にその中へ流入する気流の特性のため
に、入口リップ形状４６及びそこに隣接するシュラウド
２２部分はホバリング及び前方航行時に空力揚力面とし
て作用し、増加した推力、つまり、ダクトを形成したフ
ァンのトルク発生防止装置１８のファン６０で発生する
推力を上回る推力を提供する。入口リップ形状４６及び
隣接するシュラウド２２部分により発生する推力は、流
入する気流のファン６０が速度を誘起した結果それらの
場所の静圧を抑えるため増加する。

【００８０】理想的なダクトを形成したファンのトルク
発生防止装置では、静圧（ＲＳＰ）が抑制された結果生
じる吸い込みの大きさはダクトを形成したファンのトル
ク発生防止装置により発生する推力に等しい。これによ
り最適な推力増加率は二つの推力である。誘導速度に応
じて右及び左横すべり航行状態において、最適な推力増
加率はそれぞれ減少あるいは増加する。前方航行時に入
力リップ形状により増加する推力の大きさは、流入する
気流の推進力が停止しダクト出口から流出しない気流が
再び膨張するホバリング時の値より大きい。

【００８１】上述のようなダクトを形成したファンのト
ルク発生防止装置１８では、実際の推力増加はヘリコプ
タ１０のホバリング及び横方向航行時に最適な推力増加
にほぼ等しい。フリーストリームが流入した気流を旋回
させるため揚力がいくらか失われるものの前方航行時の
実際の推力増加はこの二つの推力増加の理想値に近い。

【００８２】本発明によるシュラウドフィン一体型シェ
ルフ２４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が特定の飛行条件をとる場合に
生じる性能劣化空力効果を軽減するよう構造的に形成さ
れている。特に、通常速度から高速（約１００ノット以
上）で機首が左横すべりから右横すべりへ変化する際
に、ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置を有
するヘリコプタにおいて、ヘリコプタの操作性に不利な
影響を与えるトリム特性に著しい相違が生じることが判
明した。

【００８３】尾部構造の垂直スタビライザの空力的な有
効性は機首が右横すべりした航行状態において不利な影
響を受け、これによりヘリコプタの操縦特性にはっきり
とした相違が生じる。メインロータが右回りのヘリコプ
タでは、このような特性は機首が左横すべりした航行状
態において生じる（すべての例示において入口と出口、
右と左は逆転させることができる）。機首が右横すべり
した状態において、ダクトを形成したファンのトルク発
生防止装置の出口が相対風気流にさらされるよう位置づ
け、これによりダクトを形成したファンのトルク発生防
止装置を逆推力状態において操作する。この逆推力状態
により気流が尾部構造の垂直スタビライザの空力操作に
干渉する。

【００８４】逆推力状態で操作されるダクトを形成した
ファンのトルク発生防止装置を有する尾部構造に対する
空力効果をさらに理解しやすくするため、このような尾
部構造ＥＳの横断面図を示す図１２を参考用に示す。図
１２の図はヘリコプタ後方に向かって縦軸線Ｘ−Ｘに沿
ったものである。尾部構造ＥＳはシュラウドＳ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ＤＦ
ＡＤと、垂直スタビライザＶＳと、水平スタビライザＨ
Ｓとを含む。逆推力状態において気流は出口Ｏを介して
ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置ＤＦＡＤ
へ流入し、同時に入口Ｉから気流は流出する（上述のよ
うな通常の操作状態とは反対となる）。逆推力状態での
気流によってダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置ＤＦＡＤはマイナス推力、つまり、図４に例示した
ような通常操作時にダクトを形成したファンのトルク発
生防止装置ＤＦＡＤにより発生した推力と反対方向の推
力を発生させる。

【００８５】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置ＤＦＡＤの入口Ｉは、気流をダクトを形成したファ
ンのトルク発生防止装置ＤＦＡＤへ流入しやすくするた
め一定半径の湾曲リップ形状であり（上記開示参照）、
このため逆推力操作状態で入口Ｉから流出した気流を湾
曲リップ入口Ｉから分離することは容易ではない。生じ
た気流はシュラウドＳに沿い、図１２において概略的に
示されるように、垂直スタビライザＶＳの吸込面ＶＳ_ss
を伝って上昇する。このような気流はヘリコプタが前進
する場合に発生する垂直スタビライザＶＳの縦方向の気
流と空力干渉を生じる。この空力干渉により垂直スタビ
ライザＶＳにより発生した揚力が衰える。

【００８６】垂直スタビライザＶＳにより発生した揚力
が衰えると、逆推力操作状態でダクトを形成したファン
のトルク発生防止装置ＤＦＡＤにより発生したマイナス
推力との関係で、機首が右横すべりした航行状態におい
てダクトを形成したファンのトルク発生防止装置ＤＦＡ
Ｄが提供すべき推力量が衰える。このように、機首が右
横すべりから左横すべり航行状態へ変化する場合、垂直
スタビライザ及びダクトを形成したファンのトルク発生
防止装置により発生する横力が著しく変化する。

【００８７】本発明によるシュラウドフィン一体型シェ
ルフ２４は、逆推力操作状態において垂直スタビライザ
により発生する逆空力効果を生じさせないよう設計され
た非対称的な形状を有する。シュラウドフィン一体型シ
ェルフ２４の形状では、尾部の横両側においてシュラウ
ド２２と垂直スタビライザ２８の間に鋭角的な変化（横
断面における段変化）があり、特に尾部構造２０の横側
にはダクトを形成したファンのトルク発生防止装置１８
の入口４６がある。シュラウドフィン一体型シェルフ２
４に鋭角的な変化形状があるため、逆推力状態であれば
シュラウド２２に沿って流れる気流を分離できる。その
結果、このような気流は垂直スタビライザ２８の吸込面
２８_ssを伝って流れることはなく、ヘリコプタ１０が前
進しても垂直スタビライザ２８の縦方向の気流に干渉す
ることもない。

【００８８】図１３はヘリコプタ１０の縦軸線Ｘ−Ｘに
沿って後方を向いた横断面図であり、本発明のシュラウ
ドフィン一体型シェルフ２４は所定の全体シェルフ幅８
１を有するシェルフ部材８０である。上記のように所定
幅８１はシュラウド２２の幅に対応しており、ダクトを
形成したファンのトルク発生防止装置１８のダクト幅４
４に等しい。

【００８９】シュラウドフィン一体型シェルフ２４のシ
ェルフ部材８０は第一のシェルフ部材８２及び第二のシ
ェルフ部材８４を有していても良い。図１３において、
第一のシェルフ部材８２はダクトを形成したファンのト
ルク発生防止装置１８の入口側にあたるシュラウド２２
の縁と垂直スタビライザ２８の吸込面２８_ssとの距離で
ある。第二のシェルフ部材８４はダクトを形成したファ
ンのトルク発生防止装置１８の出口側にあたるシュラウ
ドの縁とそれに対応する垂直スタビライザ２８の面との
距離である。

【００９０】第一のシェルフ部材８２は第二のシェルフ
部材８４の幅８５を上回る幅８３を有するが、これは逆
推力状態でシュラウド２２に生じた気流をシュラウドフ
ィン一体型シェルフ２４で確実に分離するためである。
その結果、このような気流は吸込面Ｖssを横切って流れ
ず、垂直スタビライザ２８の空力操作に干渉することも
ない。上述のように、ダクトを形成したファンのトルク
発生防止装置１８の出口５０の形状が出口５０から流出
する気流を分離しやすくさせ、その結果、このような気
流はシュラウド２２に沿って流れることはほとんどな
く、したがって垂直スタビライザ２８の空力操作にも最
小限の影響しか与えない。このため、第二のシェルフ部
材８４の幅８５は第一のシェルフ部材８２の幅８３より
も小さくて良い。

【００９１】第一及び第二のシェルフ部材８２及び８４
の幅８２及び８５は、上述の気流分離の必要性と垂直ス
タビライザ２８の厚さとから確定される。垂直スタビラ
イザ２８の厚さは構造効率及び空力効率により決まる。
現在実施されている設計では垂直スタビライザ２８の厚
さは垂直スタビライザ２８の翼弦の１０乃至３０％の範
囲である。第一及び第二のシェルフ部材８２及び８４の
幅８３及び８５の相対的な大きさは縦に、機体の前方か
ら後方にかけて変化させることが可能であり、これによ
り垂直スタビライザ２８に上述のような所定の入射角度
Ｉができる。この効果は図２及び図３において概略的に
示した。第一のシェルフ部材８２の幅８３の大きさはシ
ュラウドフィン一体型シェルフ２４の前縁において最小
となり、シュラウドフィン一体型シェルフ２４の後縁に
て最大となる。

【００９２】第一及び第二のシェルフ部材８２及び８４
の幅８３及び８５の大きさは（ダクト直径４２にほぼ対
応する）ファンの直径の約４％乃至約１６％の範囲に確
定できた。第一及び第二のシェルフ幅８３及び８５の値
は、垂直スタビライザ２８のサイズと、垂直スタビライ
ザ２８の入射角度と、垂直スタビライザ２８の翼型断面
と、ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置１８
により発生した推力と、そしてヘリコプタ１０の設計速
度とに応じて選択される。

【００９３】シュラウド２２とシュラウドフィン一体型
シェルフ２４との境界線を形成するシェルフ縁８６の形
状は鋭角、つまり、ほぼ９０度であれば好ましい。シェ
ルフ縁８６の形状が９０度であればシュラウド２２とシ
ュラウドフィン一体型シェルフ２４との境界面における
気流の分離が容易になる。シェルフ縁８６は全シェルフ
幅８０を縮小するため円形でも良く、これにより付随的
に有害抗力の影響を抑えられる。しかしながら、このよ
うなシェルフ縁８６の形状はシュラウドフィン一体型シ
ェルフ２４が果たす気流分離機能を損なわせる。

【００９４】シュラウド２２に対して垂直スタビライザ
２８が傾斜していない尾部構造２０との関係において上
述にてシュラウドフィン一体型シェルフ２４を説明し
た。上述のシュラウドフィン一体型シェルフ２４は、既
に引用した同時継続出願「一体型ヘリコプタ尾部構造」
において開示された一体型尾部構造２０に特に有効であ
る。上述のシュラウドフィン一体型シェルフ２４は、垂
直スタビライザ２８が第二の所定傾斜角度θ１で位置づ
けられた尾部構造２０と共に利用することができる。

【００９５】ダクトを形成したファンのトルク発生防止
装置の後方にあるシュラウドの閉塞にはいくつか問題点
がある。高速前方航行時におけるベース抗力を最小にす
るためには、後縁を整形するのが最適であると思われ
る。しかしながら、このような形状では尾部構造の全体
重量が増加し、横方向航行には増加したパワーが必要と
なるのだが、その横方向航行時の表面積が大きくなる。
逆に横方向航行時に表面積を最小にする形状を有する尾
部構造では、前方航行時にさらに高い抗力にさらされる
ことになる。

【００９６】ガゼルやドフィンのような初期のエアロス
ペーシャル製のヘリコプタは鋭い後縁を利用してシュラ
ウドを形成した。こうしたヘリコプタの偏揺安定はあま
り優れたものではなく、前方航行時に尾部構造が横に震
えた。最近のエアロスペーシャル製のヘリコプタは尾部
構造が修正され、後部シュラウド閉塞として幅が広く鈍
角の後縁形状を採用しており、エアロスペーシャル製Ｓ
Ａ３６６の鈍角部断面は頂上の幅が１０インチ、底部の
幅が約１４．５インチである。だが、このような後部シ
ュラウド閉塞の形状では大きなベース抗力という不利益
が生じる。

【００９７】本発明による後部閉塞構造２６が図３に例
示される。この後部閉塞構造２６はほぼＶ字型の平板形
状を有する。このような形状であればベース抗力を抑え
られる。後部閉塞構造２６の形状は垂直スタビライザ２
８の後縁より始まり、図３に概略的に図示されるように
シュラウドフィン一体型シェルフ２４に対して角度をな
す。後部閉塞構造２６は、ヘリコプタ１０の偏揺安定特
性を向上させるためシュラウド２２後部の気流分離点を
固定する。

【００９８】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。

【００９９】

【発明の効果】上記のように本発明によれば、ダクトを
形成したファンのトルク発生防止装置及び機首が右横す
べりした航行中にその付近に有する垂直スタビライザに
かかる逆空力効果を無効にするシュラウドを備えたヘリ
コプタ後部構造のためのシュラウドフィン一体型シェル
フを提供することが出来る。また、本発明によれば、垂
直スタビライザの空力操作に干渉しないようシュラウド
の気流を尾部構造から分離するためにシュラウドと垂直
スタビライザの間で構造を鋭角的に変化させる非対称形
状のシュラウドフィン一体型シェルフを提供することが
出来る。

【０１００】本発明によれば、さらにシェルフの幅全長
がダクトを形成したファンのトルク発生防止装置のダク
ト幅に等しい平板形状のシュラウドフィン一体型シェル
フを提供することが出来る。またさらに、本発明によれ
ば、ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置のフ
ァン直径に応じた非対称的な第一及び第二のシェルフ幅
を有するシュラウドフィン一体型シェルフを提供するこ
とが可能となり、さらに、尾部構造のベース抗力を抑え
シュラウドの後部で大量の気流を分離する点を固定する
形状を有するシュラウドのための後部閉塞構造を提供す
ることが可能となる。

【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】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５】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６】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７】図４の一体型尾部構造の垂直スタビライザ推力
図を示す。

【図８】ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置
の実施例を示す斜視図である。

【図９】ダクトを形成したファンのトルク発生防止装置
の実施例を示す斜視図である。

【図１０】線１０から線１０に沿って切った図８のダク
トを形成したファンのトルク発生防止装置の横断面図で
ある。

【図１１】図１０のダクトを形成したファンのトルク発
生防止装置の出口の平面図である。

【図１２】尾部構造の従来技術の実施例の形状を示す。

【図１３】一体型尾部構造のための本発明によるシュラ
ウドフィン一体型シェルフを示す。

【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 (7)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ダクトを形成したファンのトルク発生防
   止装置を有するシュラウドと、所定の厚さを有し前記シ
   ュラウドに隣接する空力的に形成された垂直スタビライ
   ザと、前記垂直スタビライザと交差する水平スタビライ
   ザとを備えたヘリコプタ尾部構造のために、 前記シュラウドと前記垂直スタビライザとの間の構造を
   鋭角的に変化させる所定幅及び平板形状を有し、逆推力
   操作状況で前記シュラウド上に発生する大量の気流を分
   離する操作が可能であり、前記シュラウドから発生した
   前記大量の気流が前記垂直スタビライザの空力機能に干
   渉しないシェルフ手段を有し、 前記シェルフ手段が、 前記尾部構造の入口側で前記垂直スタビライザと前記シ
   ュラウドの間の構造の鋭角的変化を限定する所定幅を有
   する第一のシェルフ手段と、 前記尾部構造の出口側で前記垂直スタビライザと前記シ
   ュラウドの間の構造の鋭角的変化を限定する所定幅を有
   する第二のシェルフ手段とを有し、 前記第一のシェルフ手段及び前記第二のシェルフ手段が
   非対称的であり、前記第一のシェルフ手段の前記所定幅
   が前記第二のシェルフ手段の前記所定幅を上回ることを
   特徴とするシュラウドフィン一体型シェルフ。
2. 【請求項２】 前記第一のシェルフ手段及び第二のシェ
   ルフ手段が、ダクトを形成したトルク発生防止装置のフ
   ァンの直径の４乃至約１６％までの範囲内でそれぞれ所
   定幅を有することを特徴とする請求項１に記載のシュラ
   ウドフィン一体型シェルフ。
3. 【請求項３】 前記垂直スタビライザの所定の厚さと組
   合わされた前記第一のシェルフ手段及び第二のシェルフ
   手段の前記それぞれの所定幅が前記シェルフ手段の前記
   所定幅であることを特徴とする請求項２に記載のシュラ
   ウドフィン一体型シェルフ。
4. 【請求項４】 前記第一のシェルフ手段及び第二のシェ
   ルフ手段が、前記シュラウドフィン一体型シェルフとシ
   ュラウドとの境界となるシェルフ縁を有し、前記シェル
   フ縁が鋭角に形成されることを特徴とする請求項１に記
   載のシュラウドフィン一体型シェルフ。
5. 【請求項５】 前記第一のシェルフ手段及び第二のシェ
   ルフ手段が、前記シュラウドフィン一体型シェルフとシ
   ュラウドとの境界となるシェルフ縁を有し、前記シェル
   フ縁が正面領域及び有害抗力を軽減するため円形形状を
   有することを特徴とする請求項１に記載のシュラウドフ
   ィン一体型シェルフ。
6. 【請求項６】 前記第一のシェルフ及び第二のシェルフ
   部材が縦方向において前部から尾部構造の後部まで相対
   的に可変的であることを特徴とする請求項１に記載のシ
   ュラウドフィン一体型シェルフ。
7. 【請求項７】 ダクトを形成したファンのトルク発生防
   止装置を有するシュラウドと、所定の厚さを有し前記シ
   ュラウドに隣接する空力的に形成された垂直スタビライ
   ザと、前記垂直スタビライザと交差する水平スタビライ
   ザとを備えたヘリコプタ尾部構造のために、 前記シュラウドの後部上の大量の気流を分離する点を固
   定し、前記垂直スタビライザの後縁から始まるＶ字角度
   形状を備えた平板手段を有することを特徴とする後部閉
   塞構造。