JPS6318559B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタに係り、特に外部空気抵
抗、ラム抵抗、乱流、尾部振動、排気ガスの再吸
入を最小にすべく改良された主ロータパイロンの
構造に係る。

ツインエンジンデザインのヘリコプタに於いて
は、従来排気ガスはヘリコプタの両側に於いて横
方向に放出されており、これによつて抗力が発生
する。またヘリコプタのパイロンは、米国意匠特
許第239930号に示されている如く、飛行中に流れ
の剥離を生ずるように構成されており、従つて追
加の抗力を生ずる。同様に横方向へ排気ガスを放
出すること及び湾曲したパイロン表面を有する構
造は米国意匠特許第186796号に示されている。

従来一般のヘリコプタ構造に於いては、エンジ
ン排気ガスはエンジンコンパートメントパイロン
の後方にて一般に45゜程度の角度にてヘリコプタ
の両側へ比較的低い速度にて放出されている。か
かる構造は空気の入口に於いて生ずるラム抗力
（空気質量流量×飛行速度）が排気運動量によつ
て打消されないという欠点を有する。これは排気
速度が低いこと及び排気角度の余弦効果によるも
のである。従つてエンジンを通る空気流の正味運
動量が低く、また航空機の外部に生ずる種々の空
気力学的抗力に加算されて損失となるものであ
る。この種の従来の構造の他の一つの欠点は、排
気ガスの流れによつて排気ガスの後方に於けるパ
イロンの後部に生ずる流れの剥離が誘起され、外
部抗力を増加させることである。この種の従来の
構造に於ける第三の欠点は、排気の後方に於ける
流れが通常乱流となり、或る飛行帯域に於いては
尾部振動の問題を生ずることである。更に第四の
欠点は、ヘリコプタが停滞乃至それに近い飛行状
態にあるとき、排気ガスが再吸入され、エンジン
温度が上昇し、その出力が低下することである。

かかる従来の構造に於いても、流れの剥離を低
減するために、選択的に形が変えられるパイロン
を用いることは行なわれているが、このように選
択的に形を変えることは製造コストを増大させる
ものである。かかる構造は米国特許第3008671号
に示されている。

本発明の主たる目的は、流れの剥離及びそれに
付随する抗力の増加、乱流及び排気ガスの再吸入
を阻止すべく、胴体に沿う境界層流が選択的に付
勢されることにより改良されたヘリコプタを提供
することである。

本発明によれば、主ロータパイロンの頂面はそ
の後部に選択的に湾曲したリツプを有するロータ
ヘツドウエル開口を郭定するよう構成されてお
り、これによつて該頂面の多くはほぼ自由流の方
向に延在し、即ちヘリコプタの飛行方向に反対の
方向に延在し、該湾曲リツプの後流側の或る選択
された位置には境界層制御スロツトが設けられ、
ここで境界層を付勢するようになつており、エン
ジン及びオイルクーラの排気が後流方向へ向けて
ほぼ巡航速度にてパイロンを横切つて横方向へ延
在する一つ或はそれ以上のポートより噴出されて
流れを付勢するようになつており、前記パイロン
の頂面はオーバハングした鋭いリツプにて終わつ
ており、ここで流れの剥離を誘起し、航空機の側
面に沿つて空気流より排気流を分離し、エンジン
排気ガスがヘリコプタの尾部に衝突することを遅
らせるようになつている。

本発明の他の一つの目的は、エンジン及びトラ
ンスミツシヨンのオイルクーラがダクト中に配置
され、該ダクトを通つて空気がポンプ送りされ、
該空気はオイルクーラ上を熱交換関係に流れ、加
熱された後、境界層制御スロツト及びエンジン排
気ポートに対し横方向に整合し且つエンジン排気
ポート間に配置された排気ポートを経て排出され
る如きヘリコプタを提供することである。

本発明の更に他の一つの目的は、主ロータパイ
ロンの頂面に三つの境界層制御ステーシヨン、即
ちロータウエル開口の後側に於ける湾曲したリツ
プ、その後流に於ける境界層制御スロツト、及び
その後流に於ける排出ポートが設けられているこ
とであり、これらは全てパイロン頂面の後端に於
けるオーバハングしたリツプと共働するようにな
つている如き改良されたヘリコプタを提供するこ
とである。

本発明の更に他の一つの目的は、エンジン及び
オイルクーラの排気ガスがほぼ高い巡航速度に於
いて放出され、従つて充分高い速度にて放出され
ることにより、排気ガスが実質的に冷却される以
前にそれが主ロータによつて下方へ押流されヘリ
コプタの胴体に衝突することがないようにし、更
にヘリコプタが排徊しているとき地面の影響によ
つてロータの中心の下方に形成される再循環空気
の泡より充分外側の位置へ排気ガスをその運動量
によつて搬送する如く改良されたヘリコプタを提
供することである。

本発明の更に他の一つの目的は、最適状態に小
さくされた空気入口ダクトを経てエンジンのイン
レツトプレナムへ空気が供給され且つエンジン区
画が冷却される如き改良されたヘリコプタを提供
することである。

本発明のその他の目的及び利点は以下に添付の
図を参照して行なわれる実施例の説明より明らか
となるであろう。

第１図に於いて１０にて全体的に示されたＳ―
76へリコプタは胴体１２を有し、該胴体は前縁部
１４、尾部１６、主ロータ１８及び尾部ロータ２
０を備えている。胴体１２は操縦室２２、客室２
４、及び主ロータパイロン２６を含んでいる。ヘ
リコプタ１０は前縁部１４と尾部１６の間に延在
する縦方向寸法と左弦及び右弦の間に延在する横
方向寸法と揚力ロータの頂部と胴体の底部の間に
延在する垂直方向寸法とを有する。このＳ―76へ
リコプタはガスタービンエンジンを有し該エンジ
ンは大気中へ排気ガスを放出し、従来の要領によ
り、また以下に記述される如く、主ロータを主ロ
ータトランスミツシヨンを経て駆動すると同時に
尾部ロータをも駆動する。

ヘリコプタの技術に於いては、航空機が空気中
を飛行することにより生ずる抗力を最小にするこ
とが極めて重要である。かかる寄生抗力の多くは
主ロータパイロン２６の近傍に於いて生じ、これ
は主ロータによる空気の下方への押下げに影響さ
れるものである。従来のヘリコプタに於いては、
例えば上述の米国意匠特許第239930号に於ける如
く、ロータウエル開口は鋭いリツプを有し、ガス
タービン排気ガスはロータパイロンの両側に於い
て横方向に排出されており、或は胴体の他の箇所
に於いて約45゜の角度をもつて排出されている。
本発明者はかかる構造は好ましからざる抗力を生
ずることを見出し、Ｓ―76ヘリコプタの主ロータ
パイロンをかかる従来の技術に於ける欠点を克服
すべく構成した。本発明がよりよく理解されるよ
う、以下にまず従来の技術の欠点を説明する。

第２図は主ロータパイロンの頂面或は頂部の従
来の構造であつて主ロータ軸の後流側の構造を解
図的に示す図である。図示の如く、この従来の構
造に於いては、ロータの前面抗力の好ましからざ
る影響を無視するとしても、流れの剥離及びそれ
によつて生ずる圧力的抗力を避けるべく構造を充
分に流線形にすることが行なわれていない。この
表面に対する垂直線に沿う速度プロフイルは該表
面に沿つて場所Ａより場所Ｆまで図示の如く変化
する。場所Ａに於いては、流れの速度は表面が実
質的に直線状であり且つ自由流或は飛行方向に平
行である領域に於いてその上流側に位置するロー
タヘツドに基く速度の損失がないと仮定したとき
の曲型的な流れの速度状態が生じている。この場
合、表面より或る距離離れた所に於ける流れの速
度は実質的に一定であり、自由流の速度に等し
い。表面に近い領域に於いては、境界層の影響が
顕著であり、速度は表面に於いてちようど零とな
るよう減少する。境界層の厚さは表面より速度が
ほぼ一定となる位置までの距離である。

場所Ｂは場所Ａより後流側であつて表面が尚実
質的に平らであり、自由流或は飛行方向に平行な
場所を表わしている。ここでの速度の分布は場所
Ａに於けるそれと質的には同じであるが、境界層
の厚みは連続して粘性抵抗が作用した影響によつ
て増大している。

場所Ｃは更に下流側であつて表面が自由流或は
飛行方向より幾分それる方向へ湾曲した領域を表
わす。場所Ｃに於いては、流れ速度のプロフイル
の形を変えるべく新しい要素が加わつている。表
面が湾曲するときには常に該表面に沿う圧力に変
化が生じ、図示の場合には圧力勾配は逆であり、
即ちＣに於ける表面の圧力はＢに於けるそれより
大きく、かかる圧力勾配によつて表面に近い空気
の流れは減速される。この圧力勾配は第３図に示
されており、これは楕円形物体の周りの理論的な
理想流を示している。この物体の前縁に於いては
流れは澱み点に達し、表面圧力は周囲流体圧力に
対し正である。物体の側部の周りに於いては流れ
は加速され、表面圧力は徐々にマイナスとなり
（即ち周囲圧力より低くなり）、物体の厚みが最大
となる点にて最も低くなる。非圧縮性であり粘性
のない理想流体の場合には、第３図に示す如き対
称物体上の流れは対称となり、即ち流れの場の後
流部は流れの場の上流部の鏡像をなし、後部の澱
み点が存在し、ここでは表面圧力は再び正とな
る。第３図を見ると物体の最大厚み点と物体の後
端の間に逆圧力勾配が存在すること、即ち表面に
沿う流れの方向に圧力が増大すること、が明らか
である。この圧力の増大は表面に於ける速度を物
体の厚みが最大である点に於ける或る比較的高い
値より後方澱み点に於ける零の値まで減少させる
結果を生ずる。

再び第２図について見ると、場所ＢとＣの間の
逆圧力勾配は表面に近い空気の流速を低下させ、
一定圧力領域に於ける境界層厚さの正常な成長よ
りもより高い成長速度にて境界層を成長せしめ
る。場所Ｃに於ける速度プロフイルは場所Ａ及び
Ｂに於ける速度プロフイルと比較して著しく異な
つている。更に後流側の場所Ｄに於いては、引き
続いて生ずる逆圧力勾配により、表面に近い空気
の速度は表面に於いて零となるばかりでなく、表
面より或る短い距離離れた位置に於いても零に近
づいている。これより更に後流側の場所Ｅ及びＦ
に於いては、引き続いて作用する逆圧力勾配によ
つて、表面に近い流れは逆方向となり、即ち空気
は正常な流れの場に反して上流へ向けて流れる。
かかる状態は剥離離れと称されおり、これが始ま
る場合Ｄが剥離点と称される。剥離領域に於ける
流れは通常乱流であり、振動状態にあり、高い抗
力を生ずる。

かかる高い抗力が生ずる理由は、第４図を参照
することによりよりよく理解されよう。この図は
第３図に於ける物体の周りの曲型的な流れの場を
示すものであるが、この場合には流体は実際の流
体であり、或る小さいしかし零ではない粘性を有
するものとされている。この粘性によつて境界層
が発達し、表面近くの流速は理想状態のそれより
も低下する。第４図に於ける物体の前半上に於い
ては圧力勾配は好ましい状態にあり、即ち表面圧
力は流れの方向に沿つて減少し、従つて流体は加
速され、粘性による減速効果を克服する傾向にあ
る。その結果、第４図に於ける物体の前半上に於
ける流線及び物体の表面に沿う圧力分布は第３図
に示す理想的な場合に実質的に等しい。しかしな
がら第４図に於ける物体の後半上に於ける流れは
粘性によつて著しく変えられている。表面近くの
速度が低下することにより表面近くの流れはもは
や流体を第３図の澱み点まで運ぶ運動量を有しな
い。その代わり流れは既に説明された要領にて剥
離し、第３図に於ける後方澱み点は生じない。こ
のように著しく変更された流れの場は通常物体の
後点に僅かな負圧を生ずる。但しその負圧は物体
の最大厚み点に於けるそれほど低くはない。第３
図に示す理想的な場合には、前縁に於ける正の圧
力は後縁に於けるこれと等しい正の圧力によつて
平衡され、物体には何らの抗力が作用しない。し
かし第４図に示す実際の流体の場合には、前縁に
於ける正の圧力は平衡されず、大きな圧力抗力が
生じ、更にこれに加えて流体と物体の間に生ずる
粘性剪断力により物体には直接抗力が作用する。
かかる現象のより詳細な記述は1965年NeW
Jersey，Brick Town，Post Office Box32，
Hoerner Fluid Dynamics発行のDr.Sighard F.
Hoerner著“Fluid Dynamic Drag”なる文献中
に含まれている。

Ｓ―76ヘリコプタに於けるかかる流れの剥離と
抗力増大の問題を解決するために、本発明者は主
ロータパイロンを、それに沿う三つの場所に境界
層制御装置を設け、これらの境界層制御装置が以
下に説明される如く互に共働し、流れの剥離とそ
れに伴う抗力を生ずることなくパイロン上の空気
流がその後方へ放出されるように、構成した。本
発明の構造により得られる利益は第５図に示され
ている。第５図はＳ―76ヘリコプタの主ロータパ
イロン２６を解図的に示す図であり、ロータヘツ
ドウエル２８よりロータヘツドウエル開口３０を
経て胴体より外側にある位置へ延在する主ロータ
１８を示している。主ロータ１８はこの位置で回
転し、揚力を発生し、その正常なヘリコプタ機能
を行なわせるものである。主ロータ１８は主ロー
タトランスミツシヨン３２により支持され、これ
によつて駆動されるようになつている。トランス
ミツシヨン３２はロータヘツドウエル２８内に固
定配置されており、一つ或はそれ以上のガスター
ビンエンジン３４により図には示されていない従
来の駆動列を経て駆動されるようになつている。

Ｓ―76主ロータパイロン後部の空気力学的機能
は第５図に示されている。主ロータ１８より後方
の領域に於いては、ロータ、プツシユロツド及び
ブレードの根元端に比較的高い抗力が作用するこ
とから、流れ速度は比較的低く且つ乱流状態にあ
る。場所１は主ロータ１８に近いその後方の場所
に於ける主ロータパイロン頂面３６に対し垂直な
線に沿つての典型的な流速分布プロフイルを示
す。パイロン頂面３６に近い位置では流速はロー
タヘツドウエル開口３０の後縁３８の設計によつ
て影響される。主ロータパイロンの幾何学的形
状、ロータによる下吹き効果、前進飛行中の胴体
或はボデーのトリム姿勢に影響されて、かなりの
量の空気がロータヘツドウエル２８内へその前方
より流入する。この空気の多くは何らかの要領に
よつて該ウエルより流出しなければならない。こ
れまでのヘリコプタの設計に於いては、一般にウ
エル開口の後縁リツプが鋭く形成されており、こ
れによつて部分的に流れの剥離が生じ、ロータヘ
ツドウエル２８より流出する空気流にはほとんど
流れ方向の運動量が残されていない状態にあつ
た。本発明による構造に於いては、ロータヘツド
ウエルの後縁リツプ３８は曲率半径を徐々に変化
させる翼形断面を有するように特別に湾曲された
丸みを持つた形状に作られており、ウエルより流
出する流れは下流方向即ち自由流方向或は飛行方
向に実質的に沿うように曲げられ、これによつて
運動量損失を最小限にし抗力を減ずずることが図
られている。第５図に於ける場所１に於いて示さ
れている如きパイロン頂面３６に近い位置に於け
る流速は、従来の構造に於けるそれに比して増大
しており、これによつて主ロータパイロンの全域
に亘つて抗力を大きく低減する効果が得られる。

ロータヘツドウエル開口３０、特にその後縁リ
ツプ３８の形状がよりよく理解されるよう、次に
第１１図〜第１３図について説明する。まず第１
１図について見ると、図示の実施例に於いては、
ロータヘツドウエル開口３０はほぼ15インチ（38
cm）の半径を有し、選択的に湾曲されたリツプ３
８の頂部の最も後縁側にある面は開口３０及び航
空機の縦軸線１５に沿つて開口の中心より後方へ
約５インチ（13cm）離れた点を中心として描かれ
た同様の曲率の円弧によつて郭定されている。第
１１図及び第１２図に最もよく示されている如
く、開口３０の前縁３９は曲率半径１インチ
（2.5cm）のものであり、ロータヘツドウエル開口
３０の周縁のほぼ180゜の範囲に亘つて延在する。
断面Ｄ―Ｄ及びＥ―Ｅに於けるこの湾曲形状は同
一であり、第１２図に示されている如きものであ
る。

後端リツプ３８は場所Ａ―Ａ、Ｂ―Ｂ、Ｃ―Ｃ
及び軸線１５に沿う飛行方向に平行なその他の断
面に於いて或る選択された同一の翼形形状をなす
ように形成されている。この湾曲した後縁リツプ
３８は開口３０の周縁のほぼ180゜の領域に亘つて
延在し、軸線１５上にその曲率中心を有し、また
前縁３９と後端リツプ３８の間に適当な遷移断面
を有するようになつている。

場所Ａ―Ａ、Ｂ―Ｂ、或はＣ―Ｃのいずれに於
いても、リツプ３８の断面形状曲線は第１３図に
示す如きものである。実際の後端リツプ３８に関
するこのような曲線は曲率半径が連続的に変化す
るものであるが、第１３図に於ては図示の如く幾
つかの曲率半経の曲線を接続することにより近似
した形状とされている。第１３図に示す如く、後
端リツプ３８の機内側の部分は最大の曲率を有
し、曲率半径１インチで約90゜の範囲に亘る円弧
によつて描かれており、表面３６ｂより約３イン
チ機内側に偏倚した位置にある。この部分ａより
機外側には曲率半径が約２インチであり約45゜の
範囲に亘つて延びる円弧によつて描かれた第二の
部分ｂが設けられている。更に部分ｂの機外側に
は約４インチの曲率半径を有し約221/2゜の範囲
に亘つて延びる円弧によつて描かれた第三の部分
ｃが設けられている。そして最後に約８インチの
曲率半径を有し約221/2゜の範囲に亘つて延びる
円弧によつて描かれた部分ｄが設けられている。
これら四個の曲線部ａ〜ｄは互に滑らかに接合さ
れていると同時に、後端リツプ３８の機内側の点
４１を主ロータパイロン面３６ｂに滑らかに接続
しており、かかる特定の形状によつてロータヘツ
ドウエル２８より放出されたガスをリツプに沿つ
て流れるようにし、流れの剥離を生ずることなく
パイロン表面３６ｂに沿つて放出せしめる作用を
なす。

第１３図に示す寸法より明らかな如く、後縁リ
ツプ３８の部分ａに沿う曲率半径はウエル開口３
０の直径の約３％であり、部分ａの曲線はパイロ
ン表面３６ｂより下方へウエル開口の約10％下が
つた位置にある点ｅを中心として描かれており、
後縁リツプ３８はウエル開口の最小直径より17％
後方の位置であつて約５インチの距離だけ縦方向
に偏倚した位置にある点ｆにてパイロン表面３６
に接合するようになつている。従つて後縁リツプ
３８はその機内側の端部に於いて最も大いな曲率
を有し、これより機外側へ向けて次第に曲率が減
少し、パイロン表面３６ｂへ滑らかに接合してい
る。本発明者が別途出願した米国特許出願第
904956号には、ロータヘツドウエルの開口部に湾
曲した後縁リツプが示されているが、この後縁リ
ツプは本願発明に於ける如き特別な曲率を有する
ものではない。

再び第５図に戻つて、更に下流側にある場所２
に於ける流速分布について見る。主ロータの後方
の領域に於いては二つの影響が見られる。その一
つは、ロータヘツドの後方に於ける低エネルギの
航跡へ上方及び側方から高エネルギの空気が拡散
流入していることにより、流速が増大し、より安
定になつてきていることであり、他の一つはボデ
ーの湾曲した後部に関して第２図を参照して先に
説明した如く、一部は粘性の影響によりまた一部
は逆圧力勾配の影響によつてパイロン頂面３６に
近い位置に於ける流速が低下してきていることで
ある。第５図を参照すれば、パイロン頂面３６よ
り流れが早期に剥離することを避けるためには、
頂面３６に近い位置に於ける最初の流速ができる
だけ高いことが重要である。従つて場所１の前方
に於ける選択的に湾曲されたリツプ３８は、場所
２程度の後方まで剥離が生ずることを阻止する上
で有効に作動している。場所２に於ける速度プロ
フイルは図示の如くであるが、連続して逆の圧力
勾配が作用することにより、このままで境界層が
再付勢されないこと、これより僅か下流に於いて
は剥離が生ずる。

従つて湾曲した後縁リツプ３８の或る選択され
た距離だけ下流側にある位置に於いて（この距離
は各ヘリコプタの主ロータパイロンの空気力学的
特性によつて定められる）境界層制御スロツト４
０が設けられ、表面に沿う流れを再付勢し、流れ
の剥離を避けることが行なわれる。この境界層制
御スロツト４０はパイロン頂面３６のほぼ全幅を
横切つて横方向に延びるスロツトであり、これは
先細ノズルとして形成されており、それを通つて
噴出される流体流が境界層にエネルギを与えるよ
うになつている。本発明によれば、Ｓ―76ヘリコ
プタの場合には、エンジン及びトランスミツシヨ
ンオイルクーラを冷却するのに使用された空気流
の主要部がこの境界層制御スロツト４０を経て噴
出されるようになつている。境界層制御スロツト
４０は先細ノズルとして形成されており、この空
気流を加速しそれを頂面３６に実質的に平行に下
流方向へ向けて噴出す。面３６は実質的に飛行方
向に即ち自由流の方向に向いており、境界層制御
スロツト４０より噴出される流体はこの方向に噴
出されることに注目されたい。この境界層制御ス
ロツトから噴出された空気流はパイロンの頂面３
６に近い境界層にエネルギを与え、これによつて
場所３に於いては図示の如き流速プロフイルが得
られる。この流速プロフイルは主ロータパイロン
２６のこの部分より後方の部分へかけて生じてい
る連続的逆圧力勾配に対して剥離が生ずることを
抑える作用をなし、これによつて場所４に示す如
き流速分布が達成される。場所４に於いては表面
近くの境界層の流速は再び非常に小さくなつてお
り、これより僅かに後流側の位置にては流れの剥
離が起こる状態になつていることに注目された
い。

場所４の後流側にて流れの剥離が生ずることを
阻止するために、エンジンの排気ガス及びオイル
クーラの排気ガスの残りが適当なダクト、好まし
くは変向ベーンを経て放出され、排気ポート５０
より飛行方向に実質的に平行に下流方向へ向けて
噴出され、流れの剥離が生ずることを阻止する。
この排気速度は高く且つその流量は大きいので、
第５図の場所５に於ける速度プロフイルが示す如
く、境界層の強力な付勢を行なう。もし排気ガス
がかかる態様にて境界層中へ導入されず、米国意
匠登録第239930号に示されておりまた従来のほと
んどのヘリコプタに於いて行なわれていた如く、
低速にて横方向へ噴出されるならば、ロータパイ
ロンは場所４より後方へ向けて湾曲されねばなら
ず、これによつて連続的逆圧力勾配による流れの
剥離とそれに伴う抗力の増大が生じるであろう。

Ｓ―76の二つのガスタービンエンジンは横方向
に隔てられており、それらの排気ダクトもそのよ
うに配置されているので、オイルクーラの空気の
一部はこれら二つのエンジン排気ダクトの間に設
けられたダクトに導かれ、エンジン排気に平行な
方向に排出される。二つのエンジン排気の間に於
けるオイルクーラ冷却空気の排出は、二つのエン
ジン排気流の間に固体表面が生ずることを回避さ
せ、そこに負圧が発達することにより寄生的抗力
が生ずることを阻止する。

このことは第６図によりよく示されている。第
６図は、もしオイルクーラからの排気が二つの横
方向に分かれて配置されたエンジン排気ポートの
間に配置されたポートを排出されない場合に、主
ロータパイロンが二つのエンジン排気ダクトの間
に固体表面４２を生じないように排気ダクトに近
接する位置４４にて終わるように構成されなけれ
ばならないこと、或は面４６の如く実質的に後流
側まで延び場所４８にて終わらなければならない
こと、を示している。このうち面４２とする方法
によるときは、その角度が大きいことから流れの
剥離が生じ、高い抗力を生ずるという問題があ
る。また角度の小さい面４６が選択されるときに
は、これによつて航空機の重量が増し、また高温
で且つ高速のエンジン排気に曝される面がかなり
増大し、表面摩擦による抗力増大の問題が生ず
る。

上述の如き流れの剥離に基く抗力を低減するこ
とに加えて、オイルクーラの排気を横方向に分離
して配置されたエンジン排気ガスダクトの間より
噴出することの他の一つの利点は、かかる排気の
全てがほぼ飛行方向に下流側へ向けて且つ巡航速
度にほぼ等しい速度にて噴出されることであり、
これによつてもし排気が従来の技術に於ける如く
実質的に横方向へ向けて且つ非常に低い速度にて
噴出される場合に生ずるかなりの運動量抗力損失
（これは排気ガス質量×飛行速度に等しい）が回
避されることである。エンジン排気ガス及びオイ
ルクーラ冷却空気の速度は、以下に論じられてい
る如く、噴出口の寸法を選択することによつて巡
航速度にほぼ等しい値とされる。

第５図に示す如く、主ロータパイロン頂面３６
の端部に於いては、主ロータパイロンは鋭い縁部
或はリツプ５２を郭定しており、これによつてこ
の点にて流れの剥離を誘起し、エンジン排気ガス
が大気と混合することにより実質的に冷却される
以前にヘリコプタの尾部に衝突することを阻止す
るようになつている。

従つて主ロータパイロン２６に沿つては境界層
制御機構が作動する三つの場所が存在する。これ
らはロータヘツドウエル開口３０の後側に於ける
湾曲した後縁リツプ３８、横方向の境界層制御ス
ロツト４０、排気ポート５０であり、これらは全
て流れの剥離を阻止するようになつている。鋭い
リツプ５２は、ヘリコプタの尾部やタービンブレ
ードがその周りを流れる流体の運動を妨げないよ
う、流れの剥離を生ぜしめる作用をしている。

湾曲したロータヘツドウエル開口３０と境界層
制御スロツト４０と排気ガスポート５０が用いら
れていることによつて得られる共働作用及び相乗
効果を見るために、第７図を参照されたい。第７
図は定性分析と試験結果に基き抗力を境界層制御
用噴出動力に対し表示したものである。曲線５４
はロータヘツドウエルに通常の鋭いリツプを用い
ることと境界層制御スロツト４０を用いることと
の組合わせによる場合の空気力学的作動を示し、
これに対し曲線５６は本発明による湾曲リツプと
境界層制御スロツト４０とを組合わせて用いた場
合の空気力学的作動を示す。第７図の曲線よりわ
かる如く、オイルクーラの設計流量に於いては曲
線５４は点Ａに於ける抗力を示し、これに対し曲
線５６は点Ｂの抗力を示す。後縁リツプ３８によ
る抗力低下や点ＡとＢに於ける抗力の差である。
更にもし二つのエンジン排気ダクトを横方向に隔
置して配置し、その間にオイルクーラダクトを横
方向に整列して配置する代わりに中央のオイルク
ーラダクトに卒代えて第６図の表面４２または４
６を用いたとすると、第７図に於いて表面４２を
用いた構造の場合には抗力は点４２′より始まり、
また表面４６を用いた構造の場合には抗力は点４
６′より始まるであろう。

第８図は本発明の一つの実際的な実施例を示
す。この実施例に於いては、室５８及び６０がパ
イロン２６を横切つて横方向に延在しており、胴
体１２の残りの部分の一部がその間にエンジン室
６２を郭定している。図には示されていない縦方
向の隔壁がエンジン室６２をガスタービンエンジ
ン３４ａ及び３４ｂに対する個々の室に分けてい
る。エンジン３４ａはヘリコプタ１０の左弦側に
配置され且つ縦方向に延在しており、ガスタービ
ン３４ｂはヘリコプタ１０の右弦側に配置され且
つ縦方向に延在している。同様に隔壁６０ａ及び
６４の共働によりエンジン吸気プレナム６６が郭
定されている。空気はパイロン２６の両側に配置
されたラムスクープ６７を経て吸気プレナム６６
へ流入する。図には示されていない縦方向に延在
する中央隔壁により吸気プレナム６６は各エンジ
ンに対する個々のプレナムに分けられており、こ
のうちエンジン３４ａに対する入口は６８にて示
されている。エンジン３４ｂに対する吸入口はこ
れと同じであるが、第８図に於いてはダクトの後
方に隠れている。隔壁６４は主ロータパイロン２
６及び胴体１２の他の部分と共働し、ロータヘツ
ドウエル２８を郭定しており、その中にトランス
ミツシヨン３２が固定配置されている。第５図に
関連して記述した如く、ロータウエル開口３０は
その後方に選択的に湾曲されたリツプ３８を有す
る。従来の要領により、ガスタービンエンジン３
４は駆動列を経てトランスミツシヨン３２を駆動
し、該トランスミツシヨンは主ロータ１８をその
回転軸線１９の周りに回転駆動する。ダクト７０
及び７２はそれぞれエンジン３４ａ及び３４ｂか
らの排気ガスを導き、これらをそれぞれ排気ポー
ト５０の両側部に配置された出口７４及び７６を
経て後方へ排出する。これらの排気ガスはダクト
７０及び７２の形状を適当に設計することにより
また一つ或はそれ以上の回動ベーン７８及び８０
（第９図）の共働作用によつて所要の方向に向け
られる。第９図によりよく示されている如く、排
気ポート７４及び７６はパイロンが郭定する排気
ポート５０内に配置され、これより僅かに小さく
構成されており、これによつてその周りの少なく
とも一部、好ましくはその全周に隙間８２及び８
４を残すように構成されている。これらの隙間は
スクープ８６等と共働し、エンジン室６２へ冷却
空気を供給する作用をなす。即ち空気はスクープ
８６よりエンジン室内へ流入し、隙間８２及び８
４を経て噴出される態様にて排出され、エンジン
３４ａ及び３４ｂに対する空冷作用を与える。

エンジン及びトランスミツシヨン３２はエンジ
ン吸気プレナム６６内にあつてダクト９２，９
６，９４内にそれぞれ配置されたオイルクーラ８
６，９０，８８を有する。オイルクーラダクト９
２及び９６はこれら各ダクトの入口部に設けられ
たフアン或はポンプ９８の作用によりエンジン吸
気プレナム６６より空気を供給されるようになつ
ている。空気はダクト９２及び９６を通つて流れ
る際に熱交換器８６及び９０の油を通すコア上を
流れ、エンジンの潤滑油を冷却する。ダクト９２
及び９６は開口１００及び１０２に終わつてい
る。ダクト９４はダクト９２と９６の間に配置さ
れ、ウエル２８内に配置されたポンプ１０４より
空気を送られるようになつている。ポンプ１０４
はトランスミツシヨンによつて駆動されるのが好
ましい。ポンプ１０４からの空気はダクト９４を
通り、更にトランスミツシヨンオイルクーラ８８
を通つて熱交換関係に流れる。ダクト９４は出口
１０６に終わつている。ダクト９２，９４，９６
の出口１００，１０６，１０２はそれぞれオイル
クーラの冷却空気を共通のダクト１１０へ放出す
る。この空気のうちの或る選択された部分は第５
図に於いて特に詳細に示した横方向に延びる境界
層制御スロツト４０を経て放出され、残りの空気
はダクト１１０を経て後方へ導かれる。ダクト１
１０は後方へ向かうに従つて横幅が狭まつてお
り、これを通つて導かれた空気はエンジン排気ガ
ス出口７４及び７６の間に配置されこれらと実質
的に同じ面内にありこれらと共働して排気ポート
５０を郭定している空気出口１１２より放出され
る。排気ポート５０は出口７４，７６，１１２に
よつて実質的に満たされている。

従つてエンジン３４ａ及び３４ｂからの排気は
それぞれ排気ポート７４及び７６を経て排出さ
れ、オイルクーラの冷却空気はオイルクーラ８
６，８８，９０上を流れた後ダクト１１０にて合
流され、その一部は境界層制御スロツト４０を経
て排出され、残りは排気ポート７４と７６の間に
配置されこれらと共働して排気ポート５０を郭定
しているオイルクーラ空気排出ポート１１２より
排出される。

境界層制御スロツト４０はダクト１１０の頂壁
に設けられるのが好ましい。境界層制御スロツト
からの空気の排出は、該スロツトへの流入リツプ
がダクト内流れに対するラムスクープを形成して
いること（第５図参照）及びダクト１１０内の正
圧がブロワの作用によつてパイロンの外側表面に
於ける圧力よりも高いことによつて付勢される。

エンジン排気ガスの速度はエンジンの出力状態
及び排気ダクトの出口７４及び７６の開口面積に
よつて定まる。オイルクーラの排気速度はオイル
クーラを通る空気の質量流量（ブロワの設計によ
る）及びスロツト４０とダクト１１０の出口１１
２の組合わさつた開口面積によつて定まる。開口
４０，７４，７６及び／または１１２の開口部
は、もし望むなら固定式の先細ノズルによつて郭
定されてよく、或はまた可変開口ノズルによつて
郭定されてもよい。

本発明により改良されたヘリコプタの外部構造
をよりよく理解するために、第９図及び第１０図
を参照されたい。図示の如く、主ロータパイロン
２６は胴体１２の他の部分より垂直方向上方へ突
出ており、縦方向に関しては前縁１４と尾部１６
の間に位置している。パイロン２６の頂面３６は
前方部３６ａを含み、これはロータヘツドウエル
２８の頂部を形成し、ロータヘツドウエル開口３
０を有し、その内側に選択的に湾曲された後縁リ
ツプ３８を備えている。前方部３６ａは頂面の中
央部３６ｂに滑らかに接合している。この頂面中
央部３６ｂは飛行方向より僅かに外れる方向へ湾
曲している。後方の面部３６ｃはほぼ飛行方向に
延在しており、面部３６ｄ及び排気ポート５０よ
り垂直方向下方に位置している。境界層制御スロ
ツト４０は面部３６ｄに設けられている。面部３
６ｃの鋭い後方縁部５２にはパロロン延長部１１
８が滑らかに接続しており、尾部１６につながつ
ている。パイロン２６は更に滑らかな空気力学的
側面１１４及び１１６を有し、これらの側面は前
端部にて互に接合して主ロータパイロン２６の前
縁部を形成しており、これらの面はこの点より下
流側へ向けて未広状になり、ロータヘツドウエル
２８を郭定し、これより更にエンジン空気吸入口
の所まで広がり、これより先細となつてパイロン
延長部１１８を郭定している。従つてかかる構造
によれば、ロータヘツドウエル２８より放出され
た空気は選択的に湾曲された後縁リツプ３８によ
り面部３６ｂに沿つて後方へ流れ、それが面部３
６ｂ上を流れるとき境界層制御スロツト４０によ
つてその境界層にエネルギを与えられ、更に排気
ポート５０より噴出される流体によつてその境界
層にエネルギが与えられ、次いで面部３６ｃに沿
つて流れた後鋭いリツプ５２上を流れ、ここで流
れはパイロン２６より離れる方向に剥離され、高
温のエンジン排気ガスが大気によつて実質的に冷
却される以前に尾部１６に衝突することが阻止さ
れる。リツプ５２よりかなり後流側にてはエンジ
ン排気ガスは大気によつて実質的に冷却されるの
で、この状態でそれがロータの吹下げ作用によつ
てヘリコプタの尾部に衝突しても問題とはならな
い。

境界層制御スロツト４０及び排気ポート５０を
郭定する開口７４，７６及び１１２は、いずれも
それより排出されるガスの速度を制御する必要が
あるときには、従来の要領によりその開口面積が
変えられるように構成されてよいものである。

以上に説明した本発明の実施例について本発明
の範囲内にて種々の修正が可能であることは当業
者にとつて明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明を組込んだシコルスキ社のＳ―
76ヘリコプタを示す斜視図である。第２図は従来
の主ロータパイロン頂面を示す図であり、その境
界層流に於ける欠点を示す図である。第３図は一
つの物体の周りの理想流体の流れを示す図であ
る。第４図は一つの物体の周りの実際の流体の流
れを示す図である。第５図は本発明によつてパイ
ロン上を流れる空気流の境界層が好ましい態様に
制御されることを示す図である。第６図は第５図
に示す部分について本発明の構造に代わる他の構
造を示す図である。第７図は本発明に従つて構成
される湾曲したロータヘツドウエル開口と境界層
制御スロツトと排気ポート構造の共働作用或は相
乗効果を示すために境界層制御用噴出動力に対す
る抗力の関係を示すグラフである。第８図はＳ―
76の主ロータパイロン部を一部破断しその内部に
設けられた境界層付勢流体源を示す斜視図であ
る。第９図はＳ―76ヘリコプタの主ロータパイロ
ン部であつて本発明を組込んだ部分を示す斜視図
である。第１０図は本発明を組込んだＳ―76ヘリ
コプタのパイロン部を示す側面図である。第１１
図は主ロータウエル開口及びその選択的に湾曲さ
れた後縁リツプを示す主ロータパイロンの頂部の
平面図である。第１２図は第１１図の線１２―１
２による断面形状を示す図である。第１３図は第
１１図の線Ａ―Ａ、Ｂ―Ｂ或はＣ―Ｃ或はその他
のこれらに平行な断面に於ける断面形状を示す図
である。 １０…ヘリコプタ、１２…胴体、１４…前縁
部、１６…尾部、１８…主ロータ、２０…尾部ロ
ータ、２２…操縦室、２４…客室、２６…主ロー
タパイロン、２８…ロータヘツドウエル、３０…
ロータヘツドウエル開口、３２…トランスミツシ
ヨン、３４…ガスタービンエンジン、３６…パイ
ロン頂面、３８…後縁リツプ、４０…境界層制御
スロツト、５０…排気ポート、５２…後縁リツ
プ、５８，６０…室、６２…エンジン室、６４…
隔壁、６６…吸気プレナム、６７…ラムスクー
プ、６８…エンジン吸入口、７０，７２…ダク
ト、７４，７６…排気ポート、７８，８０…回動
ベーン、８２，８４…隙間、８６，８８，９０…
オイルクーラ、９２，９４，９６…ダクト、９８
…ポンプ、１００，１０２…開口、１０４…ポン
プ、１０６…出口、１１０…ダクト、１１２…出
口。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ ヘリコプタのための境界層制御手段を備えた
   主ロータパイロンの構造にして、緩やかな凸面状
   をなし横方向に延在する後端縁にて終わるパイロ
   ン頂面３６を有し、前記パイロン頂面はその前方
   部に環状の縁部にて限られたロータヘツドウエル
   開口３０を形成されており、前記ロータヘツドウ
   エル開口の後縁部はそれを横切る空気流を前記パ
   イロン頂面のそれより後方に位置する表面に沿つ
   て流れる層流に形成すべく翼形断面を有する後縁
   リツプ３８として形成されており、前記パイロン
   頂面の後方部には該パイロン頂面に沿つて形成さ
   れる空気の層流の境界層を付勢すべく空気を吹出
   す境界層制御スロツト４０が形成されており、前
   記パイロン頂面の後端縁の下にエンジン排気ガス
   を後方へ向けて吹出す排気ポート５０が配置され
   ていることを特徴とする構造。