JPH0777065A

JPH0777065A - 高速ヘリコプタ

Info

Publication number: JPH0777065A
Application number: JP21981393A
Authority: JP
Inventors: Akira Sato; 晃佐藤; Takashi Kobayashi; 小林　　孝; Yoshikatsu Tanigawa; 好且谷川
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 1993-09-03
Filing date: 1993-09-03
Publication date: 1995-03-20

Abstract

(57)【要約】【目的】従来のヘリコプタは、前進側ロータブレード
の音速域への接近による急激な抵抗増大、後退側ロータ
ブレードの低速化に伴う失速の問題から、２００kt以上
の高速化は困難であった。本発明は、ロータブレードに
付随して高速化を困難していた問題をたくみに解決し
て、２００kt以上の高速化を可能にした高速ヘリコプタ
を提供することを目的とする。【構成】複数枚のロータブレード各々を個別にピッチ
コントロールするＩＢＣ制御器と、出力がロータブレー
ドを駆動する軸力と機体に直接推進力を作用させる推力
に分けられ、且軸力と推力を比を制御する軸力／推力制
御器を具えるとともに、出力回転数を制御するＦＡＤＥ
Ｃを具えたコンバーチブルエンジンと、機体のピッチン
グ運動を制御するスタビレータとを具え、高速時におい
てはロータブレードに機体支持を主に分担させ、推進は
主にエンジンの推力ファンで直接行う様にして、高速時
のロータブレードの負担を軽減することにより、従来ヘ
リコプタのホバリング特性を損うことなく高速化を可能
にした。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、従来のヘリコプタの形
態を保ちつつ、従来のヘリコプタで実現できなかった、
より高速域の飛行を可能にする高速ヘリコプタに関す
る。

【０００２】

【従来の技術】従来のヘリコプタは、一定の場所，高度
に静止（ホバリング状態）して、固定翼機では不可能な
オペレーションが出来る反面、固定翼機のように高速で
飛ぶことができない。すなわちヘリコプタは機体の上方
に設けたロータブレード（回転翼）を回転させて、この
ロータブレードにより機体重量を支持する揚力、および
機体を推進する推進力を得なければならない構成となっ
ていることが、その原因となっている。

【０００３】このことを、ヘリコプタを上から見た図で
ある、図１９にもとづいて説明すると、機体０７の前進
速度Ｖを大きくすると、前進側のロータブレード０１の
先端速度（ΩＲ＋Ｖ）０５（但し、Ωはロータブレード
の回転数，Ｒはその半径を示す）が音速に近づき抵抗
（ドラッグ）が急激に大きくなるため、それ以上速度を
上げることができず、また、後退側のロータブレード０
２については、機体の前進速度Ｖを大きくすると、その
先端速度（ΩＲ−Ｖ）０６が、小さくなり失速を起し
て、ロータブレード０２が発生すべき所要揚力を得るこ
とができなくなるためである。なお同図で、矢印はロー
タブレード０１〜０４のそれぞれの回転方位角での、ス
パン方向の速度の大きさを示す。

【０００４】また、ロータブレード０１〜０４は、前述
の通り機体重量を空中で支持するため、及びロータブレ
ードの回転面を傾けて機体推進力を得るために、１回転
中の個々ロータブレードの速度変動に対応してピッチ角
を付与する必要がある。このため、従来のヘリコプタで
は図２０，図２１に示すように、スウォッシュプレ−ト
０８を機体０７上部とロータブレード０１〜０４の間に
設け、この傾きを用いてロータブレード０１〜０４の１
回転中のピッチコントロールを行っている。図２０に示
すように、このピッチコントロールは、１回転中の各方
位角Ψに特定された傾き面を摺動するスウォッシュプレ
−ト０８の傾きに合せて、ピッチコントロールロッド０
９で、ロータブレード０１〜０４のピッチコントロール
を行うようにしているため、１回転に１回変化する、数
式１に示すようなピッチコントロールを行う。

【０００５】

【数１】

【０００６】図２２は、Ｖ／Ω＝μ＝０．３２で飛行し
ているヘリコプタに設けられている、ある特定の翼型Ａ
のロータブレード先端部（Ｘ／Ｒ＝Ｘ＝０．９１３，但
し、Ｘはロータブレード回転中心からの距離）が、１回
転するうちに各方位角Ψで経験する、速度Ｍ（マッハ
数）および迎角α（度）について示したものである。同
図に示すように、ブレード先端部の速度Ｍ（マッハ数）
と迎角αは１回転する間に、謂る「ブレードの８の字
形」という軌跡を描く。これを、前述したように抵抗が
大きくなり、それ以上の速度に出来ない、又は速度が小
さくなりこれをカバーするためにピッチ角を大きくと
り、ロータブレードの気流に対する迎角を大きくして所
要の揚力を得ようとしても失速を起してしまう、いわゆ
る「翼型の作動限界」と重ねて示したものが図２３であ
る。同図に示されるように、翼型Ａのロータブレードを
持つ機体を上記速度で飛行させた場合、前進側及び後退
側のロータブレードの先端部は、前記ブレードの８の字
形軌跡上のＡ点及びＢ点で翼型Ａの作動限界を超えるこ
とが分る。また、機体の速度Ｖを減ずれば、「ブレード
の８の字形」は左側に平行移動し、翼型Ａの作動限界に
入るようになることは容易に理解できよう。

【０００７】このため、従来に於ては、機体の速度Ｖを
上げる努力は、主として次の点において払われていた。（１）翼型を改良して翼型の作動限界を拡げる。翼型Ａ
を翼型Ｂに改良することにより、図２３に示すように翼
型の作動限界Ａを作動限界Ｂまで拡げることができる。（２）機体の有害抵抗をできるだけ小さくする。スマー
トな機体にして、高速時においても、揚力と推進力の両
方を負担するロータブレードの負担を軽くする。（３）ロータブレードの先端部に後退角をつける。前進
側のロータブレード先端部の圧縮性の影響を、後退角を
つけることにより小さくして、音速に近づくのを遅ら
せ、抵抗の上昇を押さえる。

【０００８】しかし、このような努力にもかかわらず、
ヘリコプタの速度限界は２００ノットと超えることはむ
つかしく、技術的な壁につき当っているのが現状であ
る。このため、近年では高速をねらう垂直離着陸機（Ｖ
ＴＯＬ機）としては、機体の上方にロータブレードを備
える、従来のヘリコプタの形態をあきらめ、ティルトロ
ータ機やティルトウィング機のような、従来のヘリコプ
タとは、形態を変えた飛行体の開発に関する技術的努力
が払われつつある。しかし、この様な形態の飛行体が開
発されたとしても、ヘリコプタが利点としている、前記
ホバリング性能は犠牲にせざるを得ず、特殊な用途に限
られることは否めない。

【０００９】

【発明が解決しようとする課題】本発明は、機体上方に
ロータブレードを具える、従来のヘリコプタの形態は保
ち、従来のヘリコプタが有する、ホバリング状態を実現
出来るという特性は、生かしつつ、ロータブレードの回
転に付随して、その高速化を阻害していた原因を、出来
る限り回避して、より高速域までの飛行を可能にした高
速ヘリコプタを提供することを課題とする。

【００１０】

【課題を解決するための手段】本発明の高速ヘリコプタ
は次の手段とした。

【００１１】（１）ロータブレード１回転中のピッチ
角の変化、いわゆるピッチコントロールがロータブレー
ド１枚毎に、独立して行うことができるとともに、従来
のヘリコプタで行われている、ロータブレードの１回転
中の各方位角で１回だけピッチ角が設定される「回転数
１次の制御」を、ロータブレードの１回転中の間に２回
（２次），３回（３次）─の割合でピッチ角を設定でき
る、「高次制御」にした個別ブレード制御器（Individu
al Blade Control 装置およびHigher Harmonic Cont
rol 制御器、以下、併せてＩＢＣ制御器という）を設け
た。

【００１２】（２）エンジンの出力が、ロータブレー
ド回転のための軸力と、ロータブレードを介さず直接に
機体に推進力を発生する推力とに分けられ、しかも軸力
／推力の割合を変えることのできる、軸力／推力制御器
を具えたコンバーチブルエンジンを設けた。

【００１３】（３）ＩＢＣ制御器を作動させ、飛行速
度に応じたロータブレードのピッチコントロールを行う
とともに、軸力／推力制御器を作動させコンバーチブル
エンジンの軸力と推力との比を、飛行速度に応じて制御
するフライトマネジメント制御器を設けた。

【００１４】また、他の本発明の高速ヘリコプタは、上
記（１）〜（３）の手段に加え、次の手段とした。

【００１５】（４）前記コンバーチブルエンジンの燃
料コントロールシステムに、飛行中にコンバーチブルエ
ンジンの出力回転速度を変えることのできる、電子燃料
制御装置（Full Authority Digital Electronic Con
trol, 以下ＦＡＤＥＣという）を設けた。

【００１６】（５）前記フライトマネジメント制御器
は、前記（４）の手段に加え、飛行速度に応じＦＡＤＥ
Ｃを介してコンバーチブルエンジンの出力回転速度を変
え、ロータブレードの回転数を制御し得るものとした。

【００１７】（６）ロータブレードは、変動する回転
数と共振しない構造設計が容易な複合材で形成したさら
に、他の本発明の高速ヘリコプタは、上記（１）〜
（４）の手段に加え、又は上記（１）〜（６）の手段に
加え、次の手段とした。

【００１８】（７）機体の後端部に、機体のピッチン
グ運動を制御できるスタビレータを設けた。

【００１９】（８）前記フライトマネジメント制御器
は、前記（４）又は前記（６）の手段に加え、機体のピ
ッチング運動に対応させて、機体のピッチング運動が減
少する方向に、スタビレータ作動させる制御を行い得る
ものとした。

【００２０】

【作用】本発明の高速ヘリコプタは、（１）フライトマネジメント制御器によるＩＢＣ制御
器の作動により、ロータブレードの個別の高次制御を行
うようにしたので、（ａ）「ブレードの８の字形」を
変形させて、前進側ロータブレード先端部における圧縮
性による抵抗の発散（drag divergence ）を押え、後退
側ロータブレードにおける低速，高迎角による失速（st
all)を回避して、翼型の作動限界を越えるのを、機体が
より高速になるまで遅らせることができる。

【００２１】（ｂ）ロータブレードのピッチング，ロ
ーリングのバランスをとることにより、高速におけるト
リム飛行が可能となる。

【００２２】（ｃ）高速における機体自重を支持する
揚力を発生できる。

【００２３】（２）フライトマネジメント制御器によ
る軸力／推力制御器の作動により、コンバーチブルエン
ジンの出力を、軸力と推力とに分け、しかも、軸力／推
力の比を変えられるようにしたので、高速飛行時には、
揚力は軸力によるロータブレードで、推進力はエンジン
の推力で分担することができ、高速飛行時のロータブレ
ードの負担を軽減でき、これにより「ブレードの８の字
形」の縦軸、すなわちブレード先端部の迎角の大きさ
と、変化の巾を小さくできるので翼型の作動限界内での
高速飛行が可能になる。

【００２４】また、他の本発明の高速ヘリコプタは上記
（１）〜（２）の作用に加え、（３）ＦＡＤＥＣを具え、フライトマネジメント制御
器によりＦＡＤＥＣを介して、コンバーチブルエンジン
の出力回転速度（回転数）を変えられるようにしたの
で、（ａ）高速飛行中に、ロータブレードの回転数を
減らすことにより、「ブレードの８の字形」の横軸、す
なわちロータブレード先端部の速度の変化巾を小さくで
き、これにより前進側ブレードの圧縮性による抵抗発散
(drag divergence)を押さえ、翼型の作動限界内での高
速飛行が可能になる。

【００２５】（ｂ）また、高速飛行時ロータブレード
の回転数を減らすことによる、前進側ロータブレードの
圧縮性の影響を小さくすることによる前記作用のほか、
逆にロータブレードの回転数を増速することにより、後
退側ロータブレードの失速を防止することも可能にな
り、ロータブレードの翼型特性，作動状況に合せロータ
ブレードの作動環境を、より適切にする制御が可能にな
る。

【００２６】（ｃ）従来のヘリコプタが持たなかっ
た、前記ロータブレードの個別の高次制御，軸力・推力
の比制御、および回転数制御と制御パラメータが多くな
り（自由度が増し）、これらを適正に組合わせることに
より、「ブレードの８の字形」を翼型の作動限界に収め
ることが容易になり、より音速に近い高速での飛行が可
能になる。

【００２７】（４）ロータブレードを複合材で形成し
たので、繊維の通し方（角度，本数および繊維の種類）
を変えることにより、ロータブレードの剛性，重量を容
易に変えることができ、ロータブレードの変動する回転
数に対して共振しないような固有振動数のものにでき、
安定した高速飛行が可能になる。

【００２８】さらに、他の本発明の高速ヘリコプタは、
上記（１）〜（２）の作用又は（１）〜（４）の作用に
加え、フライトマネジメント制御器により、機体の後端
部に設けたスタビレータを作動制御するようにしたの
で、ロータブレードの先進速度、および後退速度が大き
くなる機体の左右位置での、ロータブレードの揚力不足
に伴う機体縦方向の制御力不足が生じても、スタビレー
タに生じる空気力によって縦方向の制御を行うことがで
き、安定した高速飛行が出来る。

【００２９】

【実施例】以下、本発明の実施例について図面により説
明する。図２は、本発明の一実施例としての高速ヘリコ
プタの全体図を示し、図２（Ａ）は平面図、図２（Ｂ）
は側面図である。

【００３０】図において、１は複合材で形成したロータ
ブレード３のピッチコントロールの自由度を増すための
ＩＢＣ制御器、２はロータブレードの回転数を飛行中に
可変とするためのＦＡＤＥＣ６を具えたコンバーチブル
エンジン、４は機体後端に設けられ、機体のピッチング
方向のコントロール力を補うためのスタビレータ、５は
ＩＢＣ制御器，ＦＡＤＥＣ装置，コンバーチブルエンジ
ンの軸力／推力制御器、及びスタビレータなどへ、パイ
ロットの操作や飛行状況に応じて作動量を計算し出力す
るためのフライトマネジメント制御器である。

【００３１】更に、これらを機能的にブロック図で示し
たものが図１である。システムの中心になるのはフライ
トマネジメント制御器５であり、ここでパイロットの操
舵に従って、最適な制御量を算出して出力し、ＩＢＣ制
御器１，コンバーチブルエンジン（ＦＡＤＥＣ６，軸力
／推力制御器）、およびスタビレータ４をコントロール
する。

【００３２】次に、ＩＢＣ制御器１について説明する。
ＩＢＣ制御器は、従来のピッチコントロールロッドの代
りに、電磁油圧式のＩＢＣアクチュエータを取付け、こ
れをコンピュータで制御することにより数式２で示すよ
うに、１回転中の各方位角Ψにおいて、ロータブレード
のピッチ角が１回，２回，３回，─と変化するようにピ
ッチコントロールを行わせることができる。しかも、各
ロータブレード毎にコントロールを変えることも可能と
している。

【００３３】

【数２】

【００３４】すなわち、従来のヘリコプタのピッチコン
トロールが、数式１で示すように、〔θ₀，Ａ₁，
Ｂ₁〕の３個のパラメータしかコントロールの自由度を
持たせ得なかったのに対し、本実施例では〔θ₀，
Ａ₁，Ｂ₁，Ａ₂，Ｂ₂，Ａ₃，Ｂ₃，─〕と５個以上
のパラメータを自由度として持つコントロールを可能と
している。

【００３５】図３により、ＩＢＣ制御器１について説明
する。回転スウォッシュプレ−ト102 とピッチリンク10
3 の間は前述したように、ピッチコントロールロッドに
代え、ＩＢＣアクチュエータ101 を介して結合すること
により、ロータシャフト104の上端部に取付けられ回転
するロータブレード３の各方位角Ψにおけるピッチ角
を、１回転中に２回，３回，─と、各ブレード毎に変え
ることが可能になる。また、ＩＢＣアクチュエータ101
は電磁・油圧式に作動させるため、油圧や電気信号がロ
ータリカップリングやスリップリングを介して固定系か
ら回転系に伝えられ、ロータヘッド上で油圧配管及び電
線105 を通してＩＢＣアクチュエータ101に結合され
る。なお、ＩＢＣアクチュエータ101 が万一故障した場
合にも、従来のヘリコプタと同様の操縦ができるような
安全性を確保するため、操縦桿からの動きはロッド106,
107,108 を介して固定スウォッシュプレ−ト109 、及び
回転スウォッシュ−プレ−ト102 を傾け、前述した主ロ
ータブレード３の迎角を、１回転中に１回変化するよう
なピッチコントロールを行う従来の操縦機構はそのまま
残している。なお同図で、114 は回転シザー，110 は固
定シザー，111 はメインギャボックスを示す。

【００３６】なお、ＩＢＣ制御器１は、上述実施例のも
のに代え、ＨＨＣ（Higher Harmonic Control)制御器と
呼称されるものでも良い。即ち、上記実施例におけるピ
ッチリンク103 と回転スウォッシュプレート102 を連結
するＩＢＣアクチュエータ101 を、従来通り一定長さの
ピッチコントロールロッドにし、固定スウォッシュプレ
ート109 と回転スウォッシュプレート102 との間に、Ｉ
ＢＣアクチュエータ101 と同じ構造のＨＨＣアクチュエ
ータを介して結合する。そして、ロータヘッド上からの
配管及び電線を通じて、ＨＨＣアクチュエータを電磁、
油圧式に駆動して、回転スウォッシュプレート102 を作
動させ、ロータシャフト104 の上端に取付けられ回転す
るロータブレード３のピッチ角を、前記ピッチコントロ
ールロッドを介して、１回転に２回，３回，─と、各ロ
ータブレード毎に変える。このＨＨＣ制御器によるロー
タブレード３のピッチコントロールは、ＨＨＣアクチュ
エータにより、回転スウォッシュプレート102 を直接制
御することとなり、高次の周波数帯域のピッチ角制御は
可能となるが、上述実施例のＩＢＣ制御器による場合に
比べ、ピッチ角制御の自由度が小さくなる欠点があり、
主として振動、騒音抑制をして快適性向上を目的とする
場合に、利点があるものである。

【００３７】ＩＢＣ制御器１の他の実施例を図４及び図
５に示す。いずれもロータブレード根元で機械的にピッ
チ角の変更を行うのではなくロータブレード３の後縁
に、トリムタブ112 を設けて操舵することにより、ある
いは、ロータブレード後縁に吹き出し口113 を設けて、
吹き出し口113 を上下動して、ロータブレード３のピッ
チコントロールを行ったときと同じ効果を空気力学的に
発生させ、ピッチコントロール量Ａ₂，Ｂ₂，Ａ₃，Ｂ
₃，─を与えるようにしたものである。

【００３８】このように、ＩＢＣ制御器１を設けること
により、ロータブレード３の１回転中にピッチ角が何回
も変るような高次の、それもロータブレード３の個々に
ついて、制御ができるようにしたので、図６に示すよう
に、「ブレードの８の字形」を変形させて、前進側ロー
タブレードにおける圧縮性による抵抗の発散を押え、後
退側ロータブレードにおける低速，高迎角による失速を
回避して、ロータブレードが翼型の作動限界を越えるの
を、機体がより高速になるまで遅らせることができる。
また、翼型の作動限界に収めながら、ロータブレードの
機体軸（Ｘ−Ｘ軸）まわり、および機体軸と直交する水
平軸（Ｙ−Ｙ軸）まわりのモーメントの釣り合いがと
れ、ローリングのトリムおよびピッチングのトリムが取
れて、高速におけるトリム飛行が可能になる。さらに、
ロータブレードによって高速における機体自重を支持す
る揚力を発生できる。

【００３９】次に、軸力／推力制御器を具えたコンバー
チブルエンジン２について説明する。従来のヘリコプタ
に搭載されている、エンジンの出力はすべて出力軸から
取り出す、いわゆるターボシャフトエンジンが用いられ
ている。本実施例のものでは、エンジンの出力を上記タ
ーボシャフトエンジンのように軸出力としても取り出
せ、かつ、同エンジンに大バイパス比の低圧ファンを取
り付けることにより、ターボファンエンジンのようにフ
ァン推力としても取り出せるようなコンバーチブルエン
ジン２を採用した。このようなターボシャフト／ターボ
ファンの両特性を持ったコンバーチブルエンジン２の詳
細については後述するとして、コンバーチブルエンジン
２の採用によりエンジン出力のファン出力への配分比ｅ
＝（ファン出力）／（軸出力）とすれば、コンバーチブ
ルエンジン２を使うことにより、例えば０．５＞ｅ＞０
というように、ｅを変えることができる。大切なこと
は、従来のヘリコプタではｅ＝０に固定されていたのに
対し、本実施例においては、ｅを変化させるという自由
度が有る。これによりロータブレードの負荷を軽減し、
従来できなかったような高速の飛行を可能とした点に特
徴を有するものである。

【００４０】次に、前述したターボシャフト／ターボフ
ァンの両特性を持った、コンバーチブルエンジン２の一
実施例を図７，図８および図９に示す。図７はコンバー
チブルエンジンの一実施例を示す全体断面図、図８は図
７の部分詳細断面図、図９は図８を簡略化して理解しや
すいように概要図にしたものである。これらの図に示す
ように、コンバーチブルエンジンの基本構成は、通常の
ターボファンエンジンと変りがないが、このコンバーチ
ブルエンジン２の特徴は、低圧タービン201 の軸202 が
ロータブレード３駆動用の出力軸204 と、推力ファン21
4 の両方に接続されており、推力と軸出力（軸力）の出
力比率（ｅ）を、図９に示すように、可変流量式油圧ポ
ンプ／モータ215 の流量を制御することで行うことがで
きることにある。同図に基づいて、その作用をのべる
と、コンバーチブルエンジン２の低圧タービン201 の回
転力は、傘歯車203 により低圧タービン201 の軸202 か
らロータブレード駆動用の出力軸204 を経由して、トラ
ンスミッション205 に導びかれ、可変容積式油圧ポンプ
215 とロータブレード３を駆動する。一方、出力タービ
ン201 の回転力は、エンジン２内部に設けられた太陽歯
車210 を介して伝達され、遊星歯車装置207 で減速され
て推力ファン214 も駆動する。ここで、遊星歯車装置20
7 の遊星キャリヤ209 は油圧ポンプ211 に回転結合され
ている。

【００４１】可変容積式油圧ポンプ／モータ215 の斜板
217 の斜きをアクチュエータ218 でゼロとした時、吐出
流量もゼロとなって、油圧ポンプ211 の回転は停止し、
遊星キャリヤ209 も停止して、遊星歯車装置207 は通常
の減速機として機能する。また、可変容積式油圧ポンプ
／モータ215 の斜板217 の斜きをアクチュエータ218で
調整すると、その斜きに応じて作動油が配管219 を介し
て循環し、油圧ポンプ211 および遊星キャリヤ209 の回
転速度を制御することができる。遊星キャリヤ209 が回
転することにより、リング歯車208 の回転速度、すなわ
ち推力ファン214 の回転速度は、停止状態から最大速の
間で、任意に調整することが可能となる。なお、同図に
おいて216,212 は、それぞれ可変容積式油圧ポンプ／モ
ータ215、および油圧ポンプ211 のプランジャ，213 は
油圧ポンプの斜板である。さらに、222 はエンジンナセ
ル，220 はガスジェネレータを示す。

【００４２】可変容積式油圧ポンプ／モータ215 と油圧
ポンプ211 の間を循環する作動油の流量，圧力，伝達馬
力と推力ファンの回転速度との関係（推力ファンの１０
０％回転速度における馬力を１００％とする。）は図１
０のようになり、油圧による伝達馬力がゼロになる点
Ａ、および点Ｂを、それぞれホバリング、及び巡航状態
に選ぶことで、使用頻度の高い状態での油圧ポンプ／モ
ータによる損失馬力を最少限にすることができる。

【００４３】コンバーチブルエンジン２の他の実施例と
して、図１１に示すような遊星歯車装置207 と摩擦クラ
ッチ223 を用いたものを使用することもできる。この場
合は摩擦クラッチ223 の油圧ピストン224 による接，切
により推力ファン214 への動力伝達が制御される。

【００４４】コンバーチブル・エンジン２のもう１つの
実施例として、図１２に示すような、エンジンの推力フ
ァン214 のピッチを可変ピッチリンケージ226 を介し
て、可変ピッチアクチュエータ225 でコントロールする
ことにより、推力ファン214 の出力を制御するようにし
たものを使用することもできる。

【００４５】このように、軸力／推力制御器を具えたコ
ンバーチブルエンジンの採用により、エンジン出力を軸
力と推力とに分け、しかも軸力／推力の比を変えられる
ようにしたので、高速飛行時には、揚力はロータブレー
ドで、推進力はエンジンの推力で分担することができ、
高速飛行時のロータブレードの負担を軽減でき、これに
より「ブレードの８の字形」の縦軸、すなわちブレード
先端部の迎角の大きさと変化の巾を、図１３に示す実線
のものから点線のものに小さくできるので、翼型の作動
限界内での高速飛行が可能になる。

【００４６】次に、コンバーチブルエンジンの出力回転
数制御について説明する。従来のヘリコプタでは、ロー
タブレードの回転数は飛行中、常に一定に保たれるよう
に設計されている。その理由は、（１）回転数を変化させる最も簡単な方法は、エンジ
ンの出力回転数が変えられるように、エンジンの燃料制
御システムを作ることであるが、従来、これがハイドロ
メカニカル式の制御で行われていたため、飛行中に回転
数を変化させるようなコントロールが機構上非常に困難
であった。

【００４７】（２）ロータブレードの回転数を飛行中
に変化させると、ロータブレードやドライブシャフトな
どのダイナミックな系を、その変化する回転数に対し
て、共振しないよう固有振動数を避ける設計をしなけれ
ばならない。従来は、ロータブレードに金属などを主用
しているため、構造上、加工上これらの固有振動数を避
けた設計が困難であった。

【００４８】（３）それらの困難を、敢えて解決して
までロータブレードの回転数を変えなければならない強
いニーズがなかった。等による。しかしながら、ロータブレードの回転数を減
らすことは、後述するようにヘリコプタの高速化には有
効な手段である。

【００４９】次にロータブレードの出力回転数の制御を
行うことの出来る、ＦＡＤＥＣを具えたエンジンの燃料
制御システムの実施例を図１４に基づき説明する。（１）まず、エンジン２は出力軸回転速度501 が一定
になるような制御が行われている。（２）飛行中に、図１に示すフライトマネ−ジメント
制御器５から出力軸回転速度501 を変更する信号が出さ
れると、それは出力軸回転速度設定502 ラインを通して
出力軸回転速度制御部503 に伝えられる。（３）出力軸回転速度制御部503 では、回転数の変更
に対して、（ア）エンジンの出力が大きく変らないように、エン
ジン自身の出力特性を組み込んだアルゴリズムにより制
御信号を出す。（イ）パイロットが順応できる速度で回転数を変える
ような制御信号を出す。以上のことにより、回転数は現
設定値Ｎ_Rから新設定値Ｎ_R′に変えられる。（４）また、システムに対する主な外乱はロータブレ
ードに働く負荷変化504である。（５）負荷変化504 により出力軸回転速度501 の変動
が起る。（６）この変動を少くするために、ＦＡＤＥＣは燃料
流量を操作して外乱の負荷に見合う値に出力軸回転速度
501 を調整する。（７）このときの燃料流量変化速度は、速い方が出力
応答性は速くなるが、余り速すぎるとサージ，炎の吹き
消えなどの危険がある。（８）このため、出力変化にともない、例えば高圧軸
回転速度（Ｎ_G）505 の大きさを、ある決められた値以
下になるように加速制御506 及び減速制御507 が働き、
最小値選択508 及び最大値選択509 を通ることで燃料流
量510 変化速度のリミッタ的な働きをする。（９）Ｎ_G以外の他のリミッタ変数511 についても前
項と同じ働きをする。（１０）このような制御はすべて冗長性を持ったディ
ジタル制御系によって行う。

【００５０】このように、ハードウエアを変えることな
しに、ソフトウエアの変更だけで回転数を可変とするこ
とが可能である。なおかつ、（ア）エンジンの出力特性をほとんど低下させない。

【００５１】（イ）重量増，コスト増がほとんどな
い。

【００５２】（ウ）高い信頼性を持たせることができ
る。などの利点も得られる。

【００５３】次に、ロータブレード３の回転数が変化し
た場合にも対応できるような複合材製ロータブレード３
の実施例について説明する。図１５に示すように、フラ
ップ方向の曲げ304 剛性は、主としてスパーＡ301 の長
手方向（一方向）繊維の数で決まる。そのためスパーＡ
301 の繊維の数を変えることによりフラップ方向の曲げ
304 剛性を調節できる。これはフラップ方向の曲げ304
固有振動数を調整することにつながる。同様にして、ス
パーＢ302 の繊維の数を変えることにより、コード方向
の曲げ305 固有振動数を調整できる。また、捩りについ
てはスキン303の繊維の積層数を変える、又は交差する
繊維の角度を変えることで捩り306 の固有振動数を調節
できる。

【００５４】このような構造にすることにより、図１６
に示すように、Ｎ_R，Ｎ_R′の２つの回転数と１次捩り
振動数、１次〜２次コード方向曲げ振動数、および１次
〜４次フラップ方向曲げ振動数との交点を、ロータブレ
ード３の回転数の整数倍の直線（１Ω〜８Ω）より離
し、回転数Ｎ_R，Ｎ_R′での共振を避けることのできる
設計を実現することが、金属製回転翼に比べて容易にで
きる。

【００５５】このようにして、ロータブレード３の回転
数を飛行中に変化させることが可能になり、さらに回転
数を変えてもロータブレード３の共振の問題がなくなる
ので、これにより、ロータブレード３の回転数をコント
ロールするという自由度が増えるため、従来できなかっ
たような飛行条件を作ることが可能となる。すなわち、
高速飛行中にロータブレードの回転数を減らすことによ
り、図１７に示すように「ブレードの８の字形」の横
軸、すなわちロータブレード先端部の速度の変化巾を、
実線のものから点線で示すように小さくでき、これによ
り前進側ブレード先端部の圧縮性による抵抗発散を押さ
え、翼型の作動限界での高速飛行が可能になる。また、
高速飛行時ロータブレードの回転数を減らすことによ
る、前進側ロータブレードの圧縮性の影響を小さくする
ことによる作用のほか、逆にロータブレードの回転数を
増速することにより、後退側ロータブレードの失速を防
止することも可能になり、ロータブレードの翼型特性，
作動状況に合せロータブレードの作動環境をより適切に
できる。

【００５６】上述のように、本実施例の高速ヘリコプタ
は、従来のヘリコプタが持たなかった、前記ロータブレ
ードの個別の高次制御，軸力・推力の比制御、および回
転数制御と制御パラメータが多くなり（自由度が増
し）、これらを適正に組合わせることにより「ブレード
の８の字形」を翼型の作動限界に収めることが容易にな
り、より高速での飛行が可能になる。そして高速飛行時
のロータブレードは図１８の斜線で示す、前後の部分で
は自重を支えるための揚力（Ｌ）をかせぎ、左右の部分
はほとんどロータブレードの揚力は期待しないという飛
び方になる。

【００５７】ロータブレードの左右の部分であまりロー
タ揚力を発生させ得ないということは、ヘリコプターの
操縦性には問題が生じる。すなわち、ロータブレードは
約９０°のプリセッションをするので、左右ロータブレ
ードの揚力不足は、機体にとっては前後方向（ピッチン
グ）のコントロール力が不足することを意味する。

【００５８】この問題を解消するため、機体７の後端部
に従来設けられている水平安定板をコントローラブルな
ものにしたスタビレータ４を設けた。スタビレータ４は
水平安定板全体を可動にするものでも、水平安定板の一
部にエレベータ式のタブを付けるものでも良い。そし
て、図１に示すように、飛行状態、若しくはパイロット
操縦桿操作に応じた作動量を計算した、フライトマネジ
メント制御器５からの作動信号により、ピッチング方向
のコントロール力を補うように作動させる。これによっ
て、ロータブレードの先進および後退速度が大きくな
る、機体の左右位置でのロータブレードの揚力不足に伴
う、機体縦方向の制御力不足が生じてもスタビレータに
生じる空気力によって、縦方向の制御を充分に行うこと
ができ安定した高速飛行が出来る。

【００５９】

【発明の効果】以上、詳述したように本発明の高速ヘリ
コプタによれば、特許請求の範囲に示す構成により、（１）純ヘリコプタの形態を保持したままで、従来の
ヘリコプタでは得られなかった、２００ノットを越す高
速で安定した飛行が可能となる。

【００６０】（２）また、実証された技術，又はその
延長上の技術をたくみに組合わせることにより実用化で
きるため、信頼性が高いものが得られる。等の効果が得
られるものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の高速ヘリコプタの機能を示す一実施例
としての機能ブロック図、

【図２】本発明の高速ヘリコプタの一実施例を示す全体
図であって、図２（Ａ）は平面図、図２（Ｂ）は側面
図、

【図３】本発明の高速ヘリコプタを構成するＩＢＣ制御
器の一実施例を示す斜視図、

【図４】図３の第二実施例を示す斜視図、

【図５】図３の第三実施例を示す斜視図、

【図６】ＩＢＣ制御器におけるロータブレードのピッチ
コントロールにより、翼型の作動限界に収めた状態を示
す図、

【図７】本発明の高速ヘリコプタを構成するコンバーチ
ブルエンジンの一実施例としての固定ピッチ、油圧ポン
プ／モータ方式のコンバーチブルの全体断面図、

【図８】図８の部分詳細を示す断面図、

【図９】本発明の高速ヘリコプタを構成する、コンバー
チブルエンジンの一実施例を示す概要図、

【図１０】図７に示すコンバーチブルエンジンの性能，
効率を示す図、

【図１１】本発明の高速ヘリコプタを構成する、コンバ
ーチブルエンジンの第二実施例の詳細を示す断面図、

【図１２】本発明の高速ヘリコプタを構成する、コンバ
ーチブルエンジンの第三実施例の詳細を示す断面図、

【図１３】高速飛行時に、エンジンに推力を分担させる
ことにより、翼型の作動限界に収めた状態を示す図、

【図１４】本発明の高速ヘリコプタを構成する、ＦＡＤ
ＥＣの作動を示すブロック図、

【図１５】本発明の高速ヘリコプタを構成する、ロータ
ブレードを示す図であって、図１５（Ａ）は１枚のロー
タブレードの斜視図、図１５（Ｂ）は図１５（Ａ）の矢
視Ａ−Ａ断面図、図１５（Ｃ），図１５（Ｄ）は複合材
の１方向繊維の積層状態を示す図、図１５（Ｅ）は複合
材の角度を変えた繊維の積層状態を示す図、

【図１６】複合材によるロータブレードの捩り振動，フ
ラップ方向曲げ振動，コード方向振動とロータブレード
の回転数（整数倍）を示す図、

【図１７】ロータブレード回転減速により、翼型の作動
限界に収めた状態を示す図、

【図１８】高速飛行時の、揚力分担を示すための本発明
の高速ヘリコプタの平面図、

【図１９】ヘリコプタの速度限界を説明するための、ロ
ータブレード速度分布図、

【図２０】従来のスウォッシュプレ−トによる、ロータ
ブレードのピッチコントロールを説明する斜視図、

【図２１】ロータブレードの方位角とピッチ角を説明す
る図で、図２１（Ａ）はヘリコプタの平面図、図２１
（Ｂ）は図２１（Ａ）の矢視Ａ−Ａを示す図、

【図２２】従来のロータブレードが、１回転する間のロ
ータブレード先端部の各方位角における速度と迎角の変
化による「ブレードの８の字形」を示す図、

【図２３】図２２の「ブレードの８の字形」と翼型の作
動限界を示す図

【符号の説明】

１ＩＢＣ制御器２コンバーチブルエンジン３ロータブレード４スタビレータ５フライトマネジメント制御器６ＦＡＤＥＣ７機体 101 ＩＢＣアクチュエータ 102 回転スウォッシュープレ−ト 103 ピッチリンク 104 ロータシャフト 105 油圧配管及び電線 106 操縦桿からの動き（前後及び上下）を伝達する
ロッド 107 操縦桿からの動き（右及び上下）を伝達するロ
ッド 108 操縦桿からの動き（左及び上下）を伝達するロ
ッド 109 固定スウォッシュープレ−ト 110 固定シザー 111 メインギャボックス 112 トリムタブ 113 吹き出し 114 回転シザー 201 低圧タービン 202 低圧タービンの軸 203 傘歯車 204 出力軸 205 トランスミッション 207 遊星歯車装置 208 リング歯車 209 遊星キャリア 210 太陽歯車 211 油圧ポンプ 212 プランジャ（油圧ポンプ） 213 斜板（油圧ポンプ） 214 推力ファン 215 可変流量式油圧ポンプ／モータ 216 プランジャ（可変流量式油圧ポンプ／モータ） 217 斜板（可変流量式油圧ポンプ／モータ） 218 アクチュエータ 219 配管 220 ガスジェネレータ 222 エンジンナセル 223 摩擦クラッチ 224 油圧ピストン 225 （推力ファンの）可変ピッチアクチュエータ 226 可変ピッチリンケージ 301 スパーＡ 302 スパーＢ 303 スキン 304 フラップ方向曲げ 305 コード方向曲げ 306 捩り 501 出力軸回転速度 502 出力軸回転速度設定 503 出力軸回転速度制御部 504 負荷変化 505 高圧軸回転速度 506 加速制御 507 減速制御 508 最小値選択 509 最大値選択 510 燃料流量 511 リミッタ変数

フロントページの続き (51)Int.Cl.⁶ 識別記号庁内整理番号ＦＩ技術表示箇所Ｆ０２Ｋ 3/06

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】機体の上方に揚力を発生できる複数枚の
ロータブレードを具えたヘリコプタにおいて、該ロータ
ブレード各々のピッチ角を独立に高次制御するＩＢＣ制
御器と、出力が前記ロータブレードを駆動する軸力およ
び前記機体に直接作用する推力とに分岐され前記軸力お
よび前記推力の比を制御する軸力／推力制御器を具えた
コンバーチブルエンジンと、前記ＩＢＣ制御器および軸
力／推力制御器を前記機体の飛行速度に応じて作動させ
るフライトマネジメント制御器とを具えていることを特
徴とする高速ヘリコプタ。
【請求項２】前記ロータブレードを複合材で形成し、
前記コンバーチブルエンジンが出力回転速度を増減でき
るＦＡＤＥＣを具え、前記フライトマネジメント制御器
が前記機体の飛行速度に対応した出力回転速度になるよ
うに前記ＦＡＤＥＣを作動させるようにしたことを特徴
とする請求項１の高速ヘリコプタ。
【請求項３】前記機体の後端部に機体のピッチング運
動を制御するスタビレータを具え、前記フライトマネジ
メント制御器が前記機体のピッチング運動を軽減する姿
勢角に前記スタビレータを作動させるようにしたことを
特徴とする請求項１および請求項２の高速ヘリコプタ。