JPH0741879B2 - 軟式平面内ベアリングレス回転翼及びそのヨーク - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタ回転翼、ことに弾性のインプレイ
ン（inplane）抑制装置〔以下平面抑制装置と呼ぶ〕を
持つ複合の強化繊維製一体枠を備えた回転翼取付体に関
する。

ソフト・インプレイン（soft inplace）〔以下軟式平面
内と呼ぶ〕ヘリコプタ回転翼取付体は従来から知られて
いる。その代表的なシステムは、米国特許第4,257,739
号明細書に示してある。この明細書によれば、エラスト
マー質スラスト支持体及びエラストマー質内部支持体に
より軟式の平面内作動ができると共にピッチ変更ができ
る。

積層複合体回転翼ヨークもよくしられている。その一例
は米国特許第4,293,276号明細書に記載されている。こ
の積層複合体回転翼ヨークは、ベアリングレス型装置を
提供する。このベアリングレス型装置は、回転翼質量を
ヨークに連結する軸受がないと言う意味においてベアリ
ングレスである。しかしこのベアリングレス型装置は回
転翼羽根を取付けるのに利用される球形軸受66を備えて
おり、ベアリングレス回転翼ではない。この球形軸受
は、高価であり、比較的重く、かつその摩耗寿命は、約
4,000時間にすぎない。

これに反し本発明のフェザリング部分は、一層軽く、一
層経済的に作ることができ、かつその摩耗寿命は10,000
時間又はそれ以上である。

米国特許第4,306,837号明細書には、ベアリングレス尾
部回転翼が記載されている。しかしこのベアリングレス
尾部回転翼は、そのたわみ性の薄い帯状体によってピッ
チ変更すなわちフェザリング運動だけを制御する。羽ば
たき運動を調節するために、別個の軸受が設けられてい
る。さらにリード−ラグ・ダンパはなんら設けられてい
ない。

本発明によれば、すべの羽根運動、すなわちヨークの構
造的たわみによる羽ばたき（flapping）、ピッチ変更
（フェザリング）及びリード−ラグを調節する。この結
果一層軽くかつ一層低価格のヨークが得られる。

さらに本発明は、大きい主回転翼に適用できるが、米国
特許第4,306,837号明細書に記載された回転翼は尾部回
転翼だけにしか適用できなくて、羽根運動を調節するた
めの性能はかなり限定される。

本発明においては、羽根の遠心力を伝えるのに使用され
る材料の量を変更することなく、その幾何学的形態を変
えることによつて、フェザリング部分を、要望される要
求に沿うように調節できる。

本出願に対応する米国特許第4,257,739号明細書には、
ソフト・インプレイン・ヘリコプタ回転翼が記載されて
いる。多くの多羽根回転翼ボスは、羽ばたき、リード−
ラグ及びフェザリングから成る羽根運動に対処しなけれ
ばならない。また回転翼羽根からの遠心力を回転翼ボス
に反応させなければならない。米国特許第4,293,276号
明細書に記載された回転翼は、ベアリングレス装置すな
わちたわみ部材24によつてだけ羽ばたきに対処される。
リード−ラグ及びフェザリングは、球形軸受66によつて
調節される。球形軸受66は、遠心力をヨークに伝達す
る。

本発明軟式平面内ベアリングレス回転翼の目的は、ねじ
りに対して柔軟なたわみ部材によって、米国特許第4,29
3,276号明細書に記載の球形軸受66を除去することであ
る。このたわみ装置は、ねじりによってフェザリングを
調節し、曲げによつてリード−ラグを調節し、遠心力に
反作用をする。本発明軟式平面内ベアリングレス回転翼
は、羽ばたき部分60が、米国特許第4,293,276号明細書
に記載のたわみ部材24と同じ機能を果す点においてだ
け、米国特許第4,293,276号明細書に記載の回転翼に似
ている。

特許請求の範囲第（１）項に記載された発明（第１発
明）は、 （ａ）（ｉ）ヘリコプタ支柱の端部にたわまない状態で
固定するのに適する扁平なボス部分と、（ii）このボス
部分に隣接する薄い羽ばたき部分と、この羽ばたき部分
から延びるフェザリング部分とを持ち、前記ボス部分か
ら延びる複数の羽根支持用のアームと、（iii）前記各
アームの端部に設けた羽根取付部とを備え、前記フェザ
リング部分に、互いに所定の平面間隔を置いて翼幅方向
に延びる互いに平行な複数の繊維強化複合体から成るリ
ブを設けて成るヨークと、（ｂ）前記羽ばたき部分まで
内方に延びるそで形カバーを待ち、前記各羽根取付部に
取付けた羽根と、（ｃ）この羽根の軟式平面内抑制用の
平面内弾性構造部材を持ち、前記そで形カバーの内端部
と前記羽ばたき部分とを相互に連結するリード−ラグ・
ダンパ構造部材とを包含し、ヘリコプタ支柱に固定され
る、軟式平面内べアリングレス回転翼にある。

特許請求の範囲第（７）項に記載された発明（第２発
明）は、 ヘリコプタ支柱に固定する、軟式平面内ベアリングレス
回転翼用のヨークにおいて、（ａ）前記ヘリコプタ支柱
の端部にたわまない状態で固定するのに適する扁平なボ
ス部分と、（ｂ）このボス部分から羽根支持用のアーム
とを備え、（ｃ）これ等の各アームに、前記ボス部分に
隣接する薄い羽ばたき部分と、この羽ばたき部分から延
びるフエザリング部分とを設け、（ｄ）前記各アームの
端部に設けた羽根取付部をさらに備え、前記フエザリン
グ部分に、平面内で互いに間隔を置いた複数のリブを形
成するように伸ばした複数のループ状繊維−エポキシ樹
脂材料を設け、前記各ループ前記羽根取付部を囲むよう
にして成る、軟式平面内ベアリングス回覧翼用のヨーク
にある。

第１及び第２発明においては、ボス部分13に隣接する薄
い羽ばたき部分を30を設けることにより、ヘリコプタ支
柱11の中心からのラッピング・ヒンジ・オフセットを達
成でき、たとえば山の稜線を乗り越えるような飛行でも
操縦力が失われることがない。

第１図及び第２発明においては、平面内で互いに間隔を
置いて羽ばたき部分30から延びる繊維強化複合体から成
る複数のリブ40−46を備え、羽根取付部を持つフェザリ
ング部分32を備えることにより、従来普通の軟式平面内
回転翼の遠心力に抵抗する高荷重ベアリング（高価であ
り、かつ寿命が制限される）を使用しなくてもよいか
ら、ヨーク軽量になり、信頼性が増し、維持費が減る。

又このフェザリング部分によつて、羽ばたきこわさ（fl
ap−wise stiffness）、平面内こわさ（inplan stiffne
ss）、軸方向こわさ（axial stiffness）及びねじりこ
わさ（torsional stiffness）を、実質的に互いに関係
しないで、要求に適合するように定めることができる。

第１及び第２発明においては、ボス部分13は、たわまな
い状態（rigidly）ヘリコプタ支柱11の端部に固定され
るので、駆動トルクと揚力トルクとを直接にヨークへ導
入できる。

第１発明においては、軟式平面内抑制用の平面内弾性構
造部材を持ち、そで形カバー58の内端部と羽ばたき部分
30とを相互に連結するリード−ラグ・ダンパ構造部材7
6、78を、設けることにより、弾性特性と減衰特性との
両方を回転翼システムに与え、地上共振に基因する不安
定性を防止できる。リード−ラグ・ダンプ構造部材自体
は、駆動トルクを直接に伝達するものではないから、高
荷重用のリード−ラグ・ベアリング及びフラッピング・
ベアリングを使用しなくてもよい。

以下本発明軟式平面内ベアリングレス回転翼及びこの回
転翼用のヨークの実施例を添付図面について詳細に説明
する。

第１図はヘリコプタ支柱11の上端部に１対のボスクラン
プ板を備えたボス装置により固定した４枚羽根回転翼の
ヨーク（yoke）10を示す。第１図には上部のボスクラン
プ板12だけしか示していない。

ボス装置はとくに、上部のボスクランプ板12の下面と下
部のボスクランプ板の上面との間に締付けた扁平な繊維
強化複合体製の中央のヨーク部分を備えている。４個の
アーム20、22、24、26は中央のボス部分13から延びてい
る。４個のアームは互に同じである。

アーム20は、ボス部分13にすぐ隣接して位置させた羽ば
たき部分30を備えている。フエザリング部分32は羽ばた
き部分30から外部に延び、フエザリング部分32に一体の
羽根ボルト取付部すなわち羽根取付部34に終つている。
羽根取付部34は接線方向に互に間隔を置いた２個のボル
ト受入れ穴36、38を形成してある。

フエザリング部分32は、中実の母材内に埋込んだ強化繊
維から成る４個のリブ40、42、44、46を備えている。こ
れ等のリブは同一平面内で互に間隔を隔てている。後述
のように各リブ40、42内の繊維はボルト受入れ穴36を備
えている取付具を囲んでいる。各リブ44、46内の繊維
は、ボルト受入れ穴38を備えている取付具を囲る連続ル
ープに形成され、中央ボス部分13を貫き、次で同様なボ
ルト取付具まで外方にそしてそのまわりを通つている。

アーム24については羽根50の内端部をボルト52、54によ
り羽根取付部56に固定して示してある。だ円形の複合管
の形のそで形カバー58は、羽根50、羽根取付部56及びボ
ルト52、54と一体に固着してある。そで形カバー58は内
方に延び第１図には切欠いて示してある。そで形カバー
58は、羽ばたき部分60の長手に沿いそのほぼ中間点まで
延びている。次でそで形カバー58の内端部を、アーム24
に羽ばたき部分60のほぼ中央で弾性的に固定する部片を
設けてある。穴62は羽ばたき部分60の中央を竪方向に貫
いて延びている。穴62に取付けるように設けたせん断抑
制装置64は、さらに詳しく後述するように竪方向の上部
の植込みボルト66と下部の植込みボルト68を備えてい
る。各植込みボルト66、68は、これ等の植込みボルトと
一体の円形環内に接着したエラストマー質中心体を持つ
本体の一部を形成する。翼幅方向の中心短軸70は、エラ
ストマー質中心体の中央部に接着されている。中心短軸
70は、穴62の場所で羽ばたき部分30より薄い扁平な各端
部を持つ。せん断抑制装置64は、下部の締付板72及び上
部の締付板74により穴62内に締付けられている。上部の
植込みボルト66は、リード−ラグ・ダンパ取付具（lead
−lad damper fixture）76の下端部に延びる。下部の植
込みボルト68は、リード−ラグ・ダンパ取付具78内に下
方に延びる。

第１図のアーム26においては、そで形カバー58が羽根取
付部34から内方に延びている。そで形カバー58は、羽根
取付部34及び羽根50に羽根取付用のボルトにより締付け
てある。そで形カバー58は、その内端部に取付けた上部
のリード−ラグ・ダンパ76と共に示してある。そで形カ
バー58の内端部にはピッチホーン82を固定してある。

すなわち４個のアーム20、22、24、26は構造が互に同じ
で、それぞれ外端部に羽根取付部を備え、羽根の内端部
に取付けられ、そしてそれぞれそで形カバーを備えてい
るもちろんである。このそで形カバーは、各アームのフ
エザリング部分32のような各フエザリング部分を囲み、
各アームの羽ばたき部分30のような各羽ばたき部分まで
延びている。各そで形カバーは、羽ばたき部分の穴内に
取付けたせん断抑制装置に、リード−ラグ・ダンパ取付
具76を介して連結されている。

中央取付板、羽ばたき部分、フエザリング部分及び羽根
取付部を、繊維強化複合材料を利用する一体品に形成し
た、このような構造により、ベアリングを使用する普通
の軟式平面内回転翼より軽量であり、信頼性が高く維持
費の安い軟式平面内ベアリングレス回転翼が得られる。
ボス・アセンブリが一体の複合体ヨーク、複合体そで形
カバー、エラストマー質のせん断抑制体、エラストマー
質のリード−ラグ・ダンパ及びボスクランプ板から成る
のは明らかである。

第１図ではそで形カバー58は、羽根取付用のボルトによ
り羽根に締付けた別個の部片として示してある。そで形
カバーは、羽根の一体部分に作ることができるのはもち
ろんである。このことは、たとえば船舶等に積載するた
めに羽根が折りたたみできることが必要のない場合にと
くに望ましい。羽根を折りたたむ必要のない場合に、一
体に作つた羽根及びそで形カバーは、第１図に示した特
定の構造以外の締付部片により枠の端部の締付ける。こ
のような場合に、図示のような羽根ボルト連結構造を使
う場合より重量の軽い回転翼装置が得られる。

第１図の場合のように２本の羽根取付用のボルトが接線
方向に互に間隔を置いている場合に、羽根折りたたみ
は、米国特許第4,252,504号明細書に記載してあるよう
に２個のピンの一方をはずし次で残りのピンのまわりに
枢動させることにより容易にできる。すなわち締付構造
はその変型を使つてもよい。

アーム20は羽ばたき部分30及びフエザリング部分32を備
えている。このような羽ばたき部分によりヘリコプタ支
柱11の中心から片寄つた羽ばたきヒンジが得られる。フ
エザリング部分は、従来普通の軟式平面内回転翼の遠心
力に対抗する高荷重ベアリングの代りに使用されてい
る。第１図のフエザリング部分によつて、羽ばたきこわ
さ、平面内こわさ、軸方向こわさ及びねじりこわさを実
質的に互に無関係に、要求に適合するように定めること
ができる。さらにフエザリング部分は、１本のアームの
前縁の羽根取付け用のボルトから反対側のアームの後縁
の羽根取付け用のボルトまで延びるフイラメントを巻付
けた一軸配向（unidirectional）ベルトを使うことがで
きる。一軸配向ベルトを一体にするには、±45゜のプレ
カツト・ブロード布と、一軸配向ブロード布とは中央部
で互に協働させ、ウエブ部分を形成し安全を保証する作
動（fail−safe operation）のためにヨークに、所望の
こわさ及び強さを与える。

ブロード布という用語は、この用語をこの説明で使う場
合に、一軸配向の又は±45゜の配列のエポキシ樹脂被覆
繊維を利用し型内に入れてエポキシ樹脂を硬化させ、繊
維とエポキシ樹脂とを一体にした布のことである。

そで形カバー58は、羽根50の内方に設けられる。金属製
ピッチホーンは、そで形カバーの内端部に取付けてあ
る。金属製つかみ板は、羽根及びヨークに取付けるよう
に、そで形カバーの外端部に接着してある。そで形カバ
ー58は、だ円形の形状で±45゜及び一軸配向の複合品で
作られ、所望の羽ばたきこわさ、平面内（inplane stif
fness）こわさ及びねじりこわさが得られる。そで形カ
バーの内端部に取付けた上下のエラストマー質リード−
ラグ・ダンパは、せん断抑制装置に取付けられている。
せん断抑制装置は、ピッチ変更運動を許容する半径方向
部材と、羽ばたき運動及びリード−ラグ運動に基づく不
整合を許容する球形部材とを持つ。リード−ラグ・ダン
パを働かせ所望の減衰作用が得られるように、ヨークの
フエザリング部分の平面内こわさは、低く又そで形カバ
ーの平面内こわさは高い。

本発明は、ピッチホーン位置の制御を行い、他のベアリ
ングレス回転翼のように構造的及び空気弾性的減衰作用
には依存しない。

ヨークの中央部分に取付けた金属製ボスクランプ板によ
りヘルコプタ支柱11を経て荷重を伝達する。

羽根の遠心荷重は、羽根−そで形カバー−ヨークの組合
わせでヨークに直接伝わるが、羽ばたき荷重及び平面内
荷重は、そで形カバー及びヨークの相対的な羽ばたきこ
わさ及び平面内こわさに実質的に基づいて、そで形カバ
ーとヨークとの間に配分される。そで形カバーは、最大
の羽ばたきこわさ及び平面内こわさを持つ部材であるか
ら、そで形カバーは、羽ばたき荷重及び平面荷重の最大
の部分に反作用を及ぼす。羽根のねじり荷重は、すで形
カバーを経て制御装置に伝わる。すなわち第１図に示し
た構造により、普通の軟式平面内回転翼のリード−ラグ
又は羽ばたき或はこれ等の両方の高い荷重を受けるベア
リングがなくなる。この構造では繊維エポキシ材料を広
範囲にわたつて使用できる。多数の独立のベルトの存在
によって、羽根の取付けが安全になる。この構造によ
り、繊維エポキシ材料の広範囲の使用によつて回転翼の
一層軽量になり又高荷重ベアリングが不要になる。この
構造により信頼性が増し維持費が減る。他のベアリング
レス回転翼が異つて、本発明回転翼は、エラストマー質
のリード−ラグ・ダンパを備え、ヘリコプタの地上共振
を避けるのに空力弾性による又構造的減衰作用に全く依
存しない。

第２図にはアーム20の平面図を示してある。上部のボス
クランプ板12は、ヘリコプタ支柱11の上端部に環状に配
置したボルト100により固定されている。上部のボスク
ランプ板12は、各ボルト102によりボス部分13に固定さ
れている。ボス部分13は、転移領域30aで幅の広い扁平
な薄い板材から一層薄いリブ付き部分に変る羽ばたき部
分30に隣接する。とくにリブ40、42、44、46はフエザリ
ング部分32を通じて一様な幅を持つ。これ等のリブの強
化繊維は、羽ばたき部分30を形成する構造のリード−ラ
グ縁部の付近で横方向に一様に配分されるように転移区
域30aで広がつている。

各リブ44、46内の繊維は、ボルト38aのまわりに延びる
連続ループを形成するだけでなく又羽ばたき部分30を通
過しその一部を形成する。次でこれ等の繊維は、上部の
ボスクランプ板12の下方を取り、次で直径に沿い反対側
のアームを貫いて延び、羽根取付け用のボルトを囲む。
各リブ44、46を構成する繊維は、一方のアームの前縁の
羽根取付け用のボルトと、直径に沿い反対のアームの他
端部の後縁の羽根取付け用のボルトとを囲む。

各リブ40、42を形成する繊維は、ボルト36aが貫通する
取付具を囲む。各繊維は、転移部分30aでリブ状から扁
平な形状に分散し、上部のボスクランプ板12の下側で羽
ばたき部分30を通過し、このアームの反対側端部の羽根
取付け用のボルトが貫通する取付具を囲む。

第２図に示すように、上部のリード−ラグ・ダンパ76
を、各ボルト104によりそで形カバー58の表面に取付け
る。ピツチホーン82を、そで形カバー58の縁部に固定す
る。

第３図は第２図の３−３線に沿う部分断面図である。上
部のボスクランプ板12は、羽ばたき部分30に対するヨー
クの扁平な中央ボス部分13の関係を示してある。上部の
ボスクランプ部12に係合するボス部分13は、羽ばたき部
分30より実質的に厚い。上部のボスクランプ板12を、ヘ
リコプタ支柱11に固定する方式は、第４図に拡大して示
してある。下部のボスクランプ板106は、ヘリコプタ支
柱11のスプライン付き外面に組合うスプライン付き内面
を持つ。ヘリコプタ４支柱11の上端部には、ボルト100
等により鎖鎖板1089を固定すると共に鎖鎖くさび形環11
0を、上部のボスクランプ板12の上端部に係合させてい
る。各ボルト102により上下部のボスクランプ板12、106
を、ヨークの扁平な中央部分に固定する。

第３図に示した羽ばたき部分30の厚さは、転移部分30a
の初めまで実質的に要求に適合するように作られてい
る。

第５図に明らかなようにフエザリング部分32は、リブ4
0、42、44、46を持つリブ付きビームである。この実施
例においては、各リブはガラス繊維から成る各別の８束
から成つている。リブ40、42は、第１のループの一部で
ある。リブ44、46は第２のルーブの一部である。各リブ
40、42、44、46はウエブ部分112により単一体に一体に
してある。ウエブ部分112は、すべて硬化した合成接着
材料体内に固定した翼幅方向のガラス繊維と共に±45゜
の向きの繊維から成つている。

フェザリング部分32によって、羽ばたきこわさ、平面内
こわさ、軸方向こわさ及びねじりこわさを実質的に互い
に無関係に要求に適合することができる理由を説明す
る。

第５図に示すように、各リブの高さをｈとし、厚さをｔ
とし、ウエブ部分112の中心とリブ42、44の中心との距
離をｄとし、ウエブ部分112の中心とリブ40、46の中心
との距離をｗとし、ヤング係数をＥとし、プラスチック
内の強化繊維はスパン方向に向けられ、ウエブ部分を省
略して公式を簡単にした場合 平面内こわさは、 EI_CZh（ｔ）［w²＋d²］ 羽ばたきこわさは、 軸方向こわさは、 EA4Eht したがつて平面内こわさは、ｗ、ｄを変えることにより
羽ばたきこわさに影響を与えることなく変えることがで
きる。

羽ばたきこわさは、ｈ×ｔの積が一定に保たれる場合
に、ｈとｔとを変えることによつて平面内こわさに影響
を与えることなく変えることができる。

またこれ等の変化は、軸方向こわさには影響は与えな
い。

ねじりこわさは、リブとウエブ部分との接合部におい
て、リブに内接する最大の円に関連する。たとえばウエ
ブ部分の厚さを変えることによつて、羽ばたきこわさ、
平面内こわさまたは軸方向こわさに実質的に影響を与え
ることなく、ねじりこわさを変えることができる。

軸方向こわさは、リブ面積ｈ×ｔを変え、次いで所望の
こわさ特性が得られるまでｈ、ｔ、ｄ、ｗを調整するこ
とによつて調整できる。

米国特許第4,306,837号明細書に記載されたたわみ性の
帯状体は、長方形断面であり、その断面の厚さをｔ、幅
をｗ、横弾性係数をＧとするとき、 平面内こわさは、 矢ばたきこわさは、 軸方向こわさは、 EA＝Etw ねじりこわさは、 したがってｔまたはｗを変化することは、４つのすべて
のこわさを変えること明らかである。

なおねじりこわさは、ロアルク,1965,議会図書館,64−6
6027号，第194頁 公式９［“Formulas for Stress
and Strain",Roark,1965,Library of Congress no.
64−66027,page194,［Formular ９］から誘導した。

外端部の付近ではリブの繊維は、第３図及び第６図に示
すように、翼弦方向にリブ付きビームのまわりに巻付け
たガラス繊維から成る包囲保持バンド114内に保持して
ある。包囲保持バンド114の外側では繊維は、第３図及
び第７図に示すようにボルト36a、38aを受入れる取付具
を囲む。

第３図及び第６図に示すように、羽根50は羽根つかみ部
50a、50bによりボルト36aに固定されている。各リブ4
4、46内の繊維材料は各つかみ部50a、50bの間でボルト3
6aを囲み、巻枠36cのまわりを通つている。そで形カバ
ー挿入部片58a、58bは、各羽根つかみ部50a、50bのすぐ
外側でボルト36aに取付けられている。各そで形カバー
挿入部片58a、58bは、そで形カバー58の外端部内に成形
されている。すなわち羽根、そで形カバー及びアームの
たわみ性部分は、ボルト36aの場所で一体にしてある。

第７図は第２図の７−７線に沿う断面を示す。第７図で
はボルト36a、38aにより、そで形カバー挿入部片58a、5
8bと、羽根つかみ部50a、50bと、リブ40、42、44、46を
互に固定している。

第８図は、第２図の８−８線に沿うそで形カバーの断面
図であり、羽根取付部34に隣接する端部の付近の繊維−
エポキシ樹脂製だ円形そで形カバー構造内に成形したそ
で形カバー挿入部片58a、58bの内端部すなわち舌状部を
示す。

第９図は羽根ばたき部分30と、そで形カバー58の内端部
との間の軟式平面内連結の拡大図である。せん断抑制装
置64は、クランプ環72、74により羽ばたき部分30の穴内
に取付けられている。せん断抑制装置64の上部の植込み
ボルト66は、リード−ラグ・ダンパ取付具76の底板76a
に固定されている。リード−ラグ・ダンパ取付具76に
は、底板76aの上面に接着したエラストマー期待76bを設
けてある。エラストマー質体76bの上面は、上部板部片7
6cの下部の平らな表面に接着してある。上部板部片76c
は、そで形カバー58の上面の穴内のボルト76dにより固
定されている。

同様に下部の植込みボルト68は、板部片78aに固定さ
れ、板部片78aの平らな下面にエラストマー質体78bを接
着してある。エラストマー質体78bは、下部板部片78cの
平らな上面に接着してある。下部板部片78cは、ボルト7
8dによりそで形カバー58の下部部分に固定されている。
各エラストマー質体76b、78bは、ドーナツ形であり、そ
の中心穴を経て上部の植込みボルト66の上端部と、下部
の植込みボルト68の下端部とに、それぞれナツトをねじ
込み、各種込みボルト66、68を、それぞれ底板部片76
a、板部片78aに固定する。

第10図、第11図及び第12図はせん段抑制装置64の１実施
例の構造を一層詳しく示す。各植込みボルト66、68は、
円形の中心穴64bを形成した環状のフレーム64aの一体部
分として示してある。金属環64cは、外側のゴム環64d
と、内側のゴム環64eとに接着されている。ゴム環64d
は、中心穴64bに接着されている。中心短軸70は、内側
のゴム環64eの内部に接着されている。

ピン64fは、リード−ラグ・ダンパ取付具76、78のよう
なせん段抑制体の口の調整のために植込みボルト66、68
の近くに設けてある。

第10図及び第11図に明らかなように中心短軸70は平らた
くした端部を持つ。又金属環64cは、円筒形の中心穴
と、球面形のゴム環64dに組合う球面形の外面とを持
つ。中心短軸70の端部に、各締付板72、74を取付けるボ
ルトが貫通する穴70aを形成してある。

１実施例では８条の各ベルト40a、40b、40c、40d、40
e、40f、40g、40h（第５図）は幅が0.290in厚さが0.216
inである。各ベルトは、60エンド番手（end count）S2
の含浸した繊維ガラス粗糸の約29周から成つている。

ウエブ112は、±45゜のSP250ガラスブロード布の８層か
ら成つている。ウエブ112は、厚さが0.150inで、幅は羽
ばたき部分における7.75inから外端部における約4.0in
まで変る。

本発明によるリード−ラグ・ダンパは、2500lb/inの弾
性ばね率を持ち、ロス・タンジエント（loss tangent）
が、リード−ラグ・ダンパにより加わる弾性力に対する
減衰力の比であることが知られている場合に、ロス・タ
ンジエントが0.6である。

各ビームすなわちアームの全ねじりこわさは、遠心力の
存在する場合に１゜当たり約200in lbが適当である。

このようなビームすなわちアームに対しヘリコプタ支柱
に加わる全羽ばたきモーメントは、羽根ごとの羽ばたき
角１゜当たり約5000in lbである。

第13図は本発明回転翼の作用を示す。羽根50及びアーム
20は正常位置からリード−ラグ角150だけ変位してい
る。この条件のもとでは、アーム20は平面内でたわみ又
は曲げられる。そで形カバー58は、実質的に曲がらない
ままになりすなわち剛性を持ち、リード−ラグ・ダンパ
取付具76、78を介して力を加える。この場合エラストマ
ー質体76b、78bが変形しリード−ラグ角の変化に適応す
る。すなわち弾性のリード−ラグ・ダンパは、剛性のそ
で形カバーと共に作動する際に、ヨークの平面内のたわ
み性と共に、平面内のリード−ラグ羽根運動を許容す
る。平面内のリード−ラグ振動数は、ヨーク、ダンパ及
びそで形カバーのこわさの適正なつりあいを利用するこ
とにより、運用RPMにおいて、回転レベル当たり１以下
である回転速度の0.7倍にするのがよい。この振動数の
変位は、回転レベル当たり１以下であり軟式平面内（so
ft inplane）と称する。回転速度より高い、すなわち１
回転当たり１以上の平面内振動数を持つ従来の回転翼は
硬式平面内装置（stiff inplane system）と称する。

１回転当たり１以下の平面内振動数を持つ多数羽根回転
翼は地上共振又は空気共振により不安定になる。本発明
によるエラストマー質ダンパの減衰性により、このよう
な不安定性を安定にするように減衰作用を生ずる。本発
明に使用する上部及び下部のリード−ラグ・ダンパ取付
具76、78は、第13図及び第14図に示すように抑制力を生
ずる。羽根50が振動状態で進み又は遅れる際に、リード
−ラグ・ダンパ取付具76、78は、そで形カバー及びせん
段抑制装置におけるダンパ取付部の相対運動により、動
作させられる。リード−ラグ・ダンパからの弾性復元力
は、ダンパ変位（demper displasement）と同位相であ
る。ダンパ力（demper force）は、ダンパ速度（damper
velocity）と同位相である。すなわちエラストマー質
ダンパにより回転翼が弾力性及び減衰性を得る。ヨーク
及びそで形カバーは、ダンパのエネルギーを最大にし、
又羽根50に加わる減衰作用を最大にする。

以上本発明を詳細に説明したが本発明はなおその精神を
逸脱しないで種種の変化変型を行うことができるのはも
ちろんである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明回転翼の１実施例の４枚羽根回転翼ヨー
クの一部を分解して示す等角図、第２図は第１図の枠の
４個のアームの１個の、一部を断面にして示す拡大平面
図、第３図は第２図の３−３線に沿う部分断面図、第４
図は第３図の円周４内の部分の一部を断面にして示す拡
大側面図、第５図は第２図の５−５線に沿う断面図、第
６図は第３図の円周６内の部分の拡大縦断面図、第７図
は第２図の７−７線に沿う拡大断面図、第８図は第２図
の８−８線に沿う拡大断面図、第９図は第３図の円周９
内の部分のダンパの一部を断面で示す拡大側面図、第10
図は第９図のせん断抑制装置の一部を断面にして示す拡
大側面図、第11図及び第12図は第10図のそれぞれ11−11
線及び12−12線に沿う断面図、第13図は本発明回転翼の
リード−ラグ機能を示す平面図、第14図は第13図の14−
14線に沿う断面図である。 10……ヨーク、11……支柱、13……ボス部分、20、22、
24、26……アーム、30……羽ばたき部分、32……フエザ
リング部分、34……取付部、40、42、44、46……リブ、
50……羽根、52、54……ボルト、58……そで形カバー、
64……せん断抑制装置、76b、78b……エラストマー質体

フロントページの続き (72)発明者 ウイリアム・デイヴイド・ニ−ズアリ アメリカ合衆国テクサス州76118タラン ト・カウンテイ・フオ−ト・ウア−ス・ル −フ・スノウ4516番 (72)発明者 ピ−タ・アラン・レイエス アメリカ合衆国テクサス州76148タラン ト・カウンテイ・ワト−ガ・スワニ−・コ −ト6604番 (72)発明者 パトリツク・ライアン・テイスデイル アメリカ合衆国テクサス州76021タラン ト・カウンテイ・ベドフオ−ド・ストウン ゲイト・コ−ト145番 (72)発明者 セシル・エドウアド・カヴイングタン アメリカ合衆国テクサス州76053タラン ト・カウンテイ・ハ−スト・エツジヒル 736番 (72)発明者 ウイリアム・ブレツクフイゼン アメリカ合衆国テクサス州76012タラン ト・カウンテイ・ア−リングタン・リツジ ヴユ−1718番 (56)参考文献 特開 昭55−91499（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−55098（ＪＰ，Ａ) 特開 昭50−48699（ＪＰ，Ａ) 特公 昭57−27000（ＪＰ，Ｂ２) 米国特許4293276（ＵＳ，Ａ) 米国特許4257739（ＵＳ，Ａ) 米国特許4252504（ＵＳ，Ａ)

Claims (7)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】（ａ）（ｉ）ヘリコプタ支柱の端部にたわ
   まない状態で固定するのに適する扁平なボス部分と、
   （ii）このボス部分に隣接する薄い羽ばたき部分と、こ
   の羽ばたき部分から延びるフェザリング部分とを持ち、
   前記ボス部分から延びる複数の羽根支持用のアームと、
   （iii）前記各アームの端部に設けた羽根取付部とを備
   え、前記フェザリング部分に、互いに所定の平面間隔を
   置いて翼幅方向に延びる互いに平行な複数の繊維強化複
   合体から成るリブを設けて成るヨークと、（ｂ）前記羽
   根取付部に固定され、前記羽ばたき部分まで内方に延び
   るそで形カバーを待ち、前記各羽根取付部に取付けた羽
   根と、（ｃ）この羽根の軟式平面内抑制用のエラストマ
   ー質ダンパを持ち、前記そで形カバーの内端部と前記羽
   ばたき部分とを相互に連結するリード−ラグ・ダンパ構
   造部材とを包含し、ヘリコプタ支柱に固定される、軟式
   平面内べアリングレス回転翼。
2. 【請求項２】前記各リブを、硬化した繊維−エポキシ樹
   脂ブロード布から成るウエブ部分により中間で互いに接
   合した、特許請求の範囲第（１）項記載の軟式平面内ベ
   アリングレス回転翼。
3. 【請求項３】前記リード−ラグ・ダンパ構造部材に、前
   記薄い羽ばたき部分を貫いて延びる口内に取付けられ、
   前記羽ばたき部分の上下で前記そで形カバー取付けたエ
   ラストマー質ダンパに固定したせん断抑制装置を設け
   た、特許請求の範囲第（１）項記載の軟式平面内ベアリ
   ングレス回転翼。
4. 【請求項４】前記そで形カバーが、だ円形の横断面を持
   つ管状であり、平面内こわさを持ち、前記各アームがリ
   ード−ラグ運動に出あうときに、前記リード−ラグ・ダ
   ンパ構造部材を作動するようにした、特許請求の範囲第
   （１）項記載の軟式平面内ベアリングレス回転翼。
5. 【請求項５】前記そで形カバーの内端部にピッチホーン
   を取付け、前記アームをたわまるせることにより前記羽
   根のピッチを変えるようにした、特許請求の範囲第
   （４）項記載の軟式平面内ベアリングレス回転翼。
6. 【請求項６】前記フェザリング部分を、前記羽根取付部
   を囲むループを持つ繊維−エポキシ樹脂材料から成る積
   み重ねた複数のループにより形成した、特許請求の範囲
   第（１）項記載の軟式平面内ベアリングレス回転翼。
7. 【請求項７】ヘリコプタ支柱に固定する、軟式平面内ベ
   アリングレス回転翼用のヨークにおいて、（ａ）前記ヘ
   リコプタ支柱の端部にたわまない状態で固定するのに適
   する扁平なボス部分と、（ｂ）このボス部分から羽根支
   持用のアームとを備え、（ｃ）これ等の各アームに、前
   記ボス部分に隣接する薄い羽ばたき部分と、この羽ばた
   き部分から延びるフエザリング部分とを設け、（ｄ）前
   記各アームの端部に設けた羽根取付部をさらに備え、前
   記フエザリング部分に、平面内で互いに間隔を置いた複
   数のリブを形成するように伸ばした複数のループ状繊維
   −エポキシ樹脂材料を設け、前記各ループが前記羽根取
   付部を囲み、（ｅ）前記羽根取付部に固定され、前記羽
   ばたき部分の方へ内方に延びるそで形カバーと、（ｆ）
   前記羽根取付部に取付けられる羽根の軟式平面内抑制用
   のエラストマー質ダンパを持ち、前記そで形カバーの内
   端部と前記羽ばたき部分とを相互に連結するリード−ラ
   グ・ダンパ構造部材と、 を備えた軟式平面内ベアリングレス回転翼。