JP2008545580A - 高速回転翼航空機用のロータ駆動装置および制御システム - Google Patents

Abstract

高速回転翼航空機用の駆動システムは、主ギアボックスと噛合する結合ギアボックスを備える。結合ギアボックスは、主ロータシステムおよび並進推力システムが結合ギアボックスによって駆動されるように、１つまたは複数のエンジンによって駆動される。エンジンは、オーバランニングクラッチを介して、結合ギアボックス、具体的には主ギアボックスを駆動する。この駆動システムは、高速飛行航程中に動力を並進推力システムに転送することによって、主ロータシステムの回転数を制御することができる。

Description

本発明は、回転翼航空機に関し、さらに詳細には、高速飛行中に、主ロータシステムが逆気流状態において低減対気速度で作動される間、並進推力システムが並進推力をもたらす高速複合ロータ式つまり高速同軸反転ロータ式航空機用の駆動装置に関する。

従来の回転翼航空機の前進対気速度は、多くの因子によって制限される。とりわけ、前進対気速度が大きくなると、後退ブレードが失速する傾向にある。具体的には、前進対気速度が大きくなると、後退ブレードを横切る気流速度が遅くなるので、後退ブレードが失速状態に達することがある。対照的に、前進ブレードを横切る気流速度は、前進速度の増大に伴って大きくなる。従って、ヘリコプタの前進運動によって揚力の不均衡が生じる。

もし、揚力がロータ円板の前進領域および後退領域にわたって均等でない場合、この揚力の不均衡によって不安定な状態が生じることがある。通常、この揚力を概ね均等にするために、ブレードのフラッピングおよびフェザリングが用いられる。

しかし、前進対気速度が、所定のロータ回転速度に対して所定の点を越えて大きくなると、フラッピング作用およびフェアザリング作用は、もはや、揚力をロータ円板の全体にわたって実質的に均等に維持するのに不十分である。この場合、後退ブレードを横切る逆気流は、負の揚力を生じ、前進速度によるが、対気速度が大きくなるにつれて、失速状態、すなわち気流がブレードを横切って外側方向に移動する負の揚力状態を生じる。従来のロータは、後退ブレードの大部分を横切る逆気流を生じさせる対気速度よりも低い対気速度で、かつ前進ブレードの先端において圧縮性と関連するマッハ数の問題を生じる回転数よりも低い回転数で運転される。これによって、事実上、従来のヘリコプタの前進対気速度は、約１８０ノットに制限される。

同軸反転剛性ロータシステムを有する回転翼航空機は、上側ロータシステムおよび下側ロータシステムのそれぞれの主ロータブレード内の前進側の間で揚力が釣り合うことに一部起因して、従来の単一ロータヘリコプタと比較して高速運転が可能である。加えて、ロータ円板の後退側は、一般的に、従来の単一ロータ式またはタンデムロータ式ヘリコプタが被ることがある従来の後退ブレード失速を生じることがない。

対気速度をさらに増大させるために、複合ロータ式つまり同軸反転剛性ロータ式航空機は、オートローテーション状態でシステムを作動させ、この場合、補足的な並進推力は、ターボジェットによって得られる。高速飛行では、主ロータシステムは、主ロータ駆動エンジン（またはターボシャフト）から遮断され、ロータ回転数を制御する手段は、コレクティブピッチの調整に制限される。任意のヘリコプタにおいて、オートローテーションでは、コレクティブピッチを大きくすると回転速度が遅くなり、コレクティブピッチを少なくすると回転速度が速くなる。しかし、回転翼航空機では、高速飛行航程において、航空機の対気速度が大きくなるにつれて、ロータ円板の前進側のロータブレード先端が超音速領域に入るのを防ぐために、好ましくは、ロータ回転数を減少させる。ホバリングから高速運転に移行するのに必要な回転速度の減少率は、典型的には、約３０％である。一般的に、オートローテーションは、ブレードを旋回させる力が、ロータの下側に向かう気流によって得られる回転翼飛行状態である。この気流が生じるのは、一般的に、エンジン故障後に生じ得る運動のような下降運動、またはオートジャイロの水平飛行のような航空機の前進運動のいずれかの場合である。

コレクティブピッチは、対気速度が大きくなると、ロータ回転数が望ましくないレベルに増大するのを防ぐために大きくされる。これを達成するには、速度が大きくなるにつれて、前進側の迎え角（ＡＯＡ）を大きくする必要がある。この結果、さらに大きい揚力、さらに大きい抗力、およびさらに大きい曲げモーメントが、主ロータシャフトに生じる。増大した揚力は、一般的に、ロータ円板の後退側によって均衡が取られる。後退側の内周部分が逆流下にあり、コレクテキィブピッチが大きく設定されるので、抑え角（ＡＯＡ）が負になる。これによって、負の揚力が生じる。前進側の増大した揚力から生じたモーメントが、後退側の負の揚力から生じたモーメントに加えられる。このモーメントは、一般的に、同軸反転ロータシステムの他のロータによる同等の逆向きのモーメントによって相殺される。しかし、上側ロータシステムおよび下側ロータシステムの位相または振幅の変動によって振動が生じ、この振動は機体の残りに伝播される。

従って、主要な振動源および対応する性能の劣化を最小限に抑える高速回転翼航空機用のロータ駆動装置および制御装置を提供することが望ましい。

本発明による高速回転翼航空機用の駆動システムは、二重反転同軸ロータシステムと、高速前進飛行航程中にロータシステムがオートローテーション状態または逆流状態において作動している間、航空機の長手方向軸と概ね平行な並進推力をもたらす並進推力システムと、を備えることができる。

主ギアボックスと噛合する結合ギアボックスが、１つまたは複数のエンジンによって駆動され、主ギアボックスおよび並進推力システムが駆動される。エンジンは、オーバランニングクラッチを介して結合ギアボックスおよび主ギアボックスを駆動する。

駆動システムは、トルクを並進推力システムに転送させることによって、主ロータシステムの回転数を制御することができる。すなわち、高速飛行中に主ロータシステムのオートローテーションによって生じたトルクは、並進推力システムによって吸収される。従って、主ロータブレードの前進側は超音速に達せず、主ロータブレードの後退側は、低コレクティブおよび低差分横サイクリックを用いる結果として、フラットピッチに設定され、これによって、後退側の負の揚力が排除され、前進側の上昇揚力が低減される。従って、機体への振動が低減される。

好ましくは、駆動システムは、エンジン故障中に並進推力システムの推進式プロペラをフラットピッチに設定するように構成される。もし、推進式プロペラがフラットピッチに設定されない場合、駆動システムに加えられる負荷がロータシステムを減速し、オートローテーション着陸を妨げる。

このように、本発明は、主要な振動源および性能の低下を最小限に抑える高速回転翼航空機用のロータ駆動装置および制御システムを提供する。

本発明の種々の特徴および利点は、好ましい実施形態の以下の詳細な説明および添付の図面から、当業者に明らかになるだろう。

図１Ａおよび図１Ｂは、ロータ回転軸Ａを中心として回転する二重反転同軸主ロータシステム１２を有する垂直離着陸（ＶＴＯＬ）高速複合ロータ式つまり高速同軸反転剛性ロータ式航空機（総称的に、回転翼航空機）１０を示している。航空機１０は、二重反転同軸主ロータシステム１２および並進推力システム３０を支持する機体１４を備える。並進推力システム３０は、高速前進飛行航程中、主ロータシステム１２がオートローテーション状態または逆流状態で作動している間、航空機の長手方向軸Ｌと概ね平行な並進推力をもたらす。他の航空機構成であっても、本発明から利得が得られることを理解されたい。

主ロータシステム１２は、第１のロータシステム１６および第２のロータシステム１８を備える。各ロータシステム１６，１８は、ロータハブ２２，２４に取り付けられた複数のロータブレード２０を備える。主ロータシステム１２は、主ギアボックス２６によって駆動される。並進推力システム３０は、当技術分野において知られているシステム、例えば、制限はされないが、牽引プロペラ、側方搭載プロペラなどであってもよい。好ましくは、並進推力システム３０は、高速飛行用の推力をもたらすために、実質的に水平かつ航空機の長手方向軸Ｌと平行に配向されたプロペラ回転軸Ｐを有する推進式プロペラ３２を備える。推進式プロペラ３２は、機体１４の後部に取り付けられた空力学的カウリング３４内に取り付けられてもよい。並進推力システム３０は、好ましくは、ロータシステム１６，１８を駆動するのと同じ主ギアボックス２６によって駆動される。

図２を参照すると、航空機１０の駆動システム３４が概略的に示されている。図示されるように、主ギアボックス２６は、主ロータシステム１２および並進推力システム３０の両方に機械的に接続される。従って、主ロータシステム１２および並進推力システム３０は、いずれも、主ギアボックス２６によって駆動される。駆動システム３４は、主ギアボックス２６と噛合する結合ギアボックス３６をさらに備えることができる。図示されるように、結合ギアボックス３６は、１つまたは複数のエンジンＥによって駆動される。これらのエンジンＥは、断路機構、好ましくは、オーバランニングクラッチ３８によって、結合ギアボックス３６、具体的には主ギアボックス２６を駆動する。並進推力システム３０は、好ましくは、結合ギアボックス３６によって駆動される駆動シャフト４０を備える。結合ギアボックス３６は、別個の構成要素として概略的に示されているが、代替的に主ギアボックス２６内に直接組み込まれてもよいことを理解されたい。

この駆動装置は、トルクを並進推力システム３０に転送することによって、ロータシステム１２の回転数を、主ロータブレードの前進側が超音速度に達しないように制御することができる。すなわち、高速飛行航程において、オートローテーション中の主ロータシステム１２によって生じたトルクは、並進推力システム３０によって吸収される。この装置が可能となるのは、高速飛行中に、並進推力システム３０は、主ロータシステム１２により生じるよりも著しく大きい動力を必要とするが、主ロータシステム１２は、並進推力システム３０よりも少ない馬力しか吸収しないように設計されているからである。本出願人による１つの概念的な算定では、高速飛行中、主ロータシステム１２は、約４００馬力を吸収し、並進推力システム３０は、約１２００馬力を吸収する。動力要求に関して、航空機１０は、従来のヘリコプタの動力要求、すなわち二重エンジンが故障した場合、主ロータが馬力の主たる受け手であり、反トルク尾翼ロータが、オートローテーション中のヨー制御を維持するために、主ロータと比例する速度で継続的に回転するような動力要求とは逆である。オートローテーション中にヨー制御を維持する点において、従来のヘリコプタと異なっている。ここでは、並進推力システム３０と主ロータシステム１２との間の機械的な連結によって主ロータシステム１２を減速させることができるので、大きな動力要求は並進推力システム３０になされる。

動力を主ロータからプロペラに転送させることによって、主ロータの回転数が低減される。この結果、（図３に示されるように）、後退ブレードは、低コレクティブおよび低差分横サイクリックによってフラットピッチに設定され、これによって、後退側の負の揚力が排除され、前進側の上昇揚力が低減される。換言すれば、高速飛行航程中、前進円板部分は低減した正の揚力を生じ、その一方、後退円板部分は、正の揚力を殆どまたは全く生じないので、上側ロータシステム１６と下側ロータシステム１８との間の位相または振幅の変動が最小限に抑えられ、この結果、機体への振動伝播が最小限に抑えられる。振動を最小限に抑えることによって、従来の同軸反転システムを上回る長期間にわたって、より高い対気速度での運転が可能になる。

航空機の対気速度が大きくなると、または主ロータシステム１２の回転が過渡的な操縦状態によって制限速度を超えると、付加的なロータ速度分は、並進推力システム３０によって吸収される。すなわち、並進推力システムは、制限速度を越えて作動する主ロータシステム１２を制動するように作用する。

前述したように、オーバランニングクラッチ３８は、１つまたは複数のエンジンＥと結合ギアボックス３６との間に配置される。これは、重要である。何故なら、エンジン故障中、並進推力システム３０の推進式プロペラ３２は、フラットピッチに設定されねばならないからである。もし、フラットピッチに設定されないと、駆動システム３４に加えられた負荷が、ロータシステム１２を減速させ、オートローテーション着陸を妨げる。

推進式プロペラ３２は、好ましくは、（図４に概略的に示される）飛行制御システムによって制御される可変ピッチプロペラである。この可変ピッチプロペラは、エンジン故障のような所定の状況に応じて、および主ロータシステム１２の過渡的な制限速度を超える作動に応じて、推進式プロペラ３２のピッチを調整するように作動される。すなわち、可変ピッチ推進式プロペラ３２は、ロータシステム１２の速度制御を改良すると共に、ロータシステム１２からのトルクの転送をさらに確実なものとする。

「前方」、「後方」、「上側」、「下側」、「上方」、「下方」などの相対的な位置を表す用語は、乗物の通常の運転姿勢に基づくもので、それ以外に制限すると見なされてはならないことを理解されたい。

例示的な実施形態において、特定の部品配列を開示したが、他の部品配列であっても、本発明から利得が得られることを理解されたい。

特定のステップ順序を図面に基づいて説明し、特許請求項にも記載しているが、これらのステップは、別段の指示がない限り、別々にされたまたは組み合わされた任意の順序でなされてもよく、それにもかかわらず、本発明から利得が得られることを理解されたい。

以上の説明は、ここで述べた制限事項によって限定されるものではなく、単なる例示にすぎない。本発明の多くの修正および変更が、上記の示唆に照らして可能である。本発明の好ましい実施形態について開示したが、当業者であれば、いくつかの修正が本発明の範囲内においてなされ得ることを認めるだろう。従って、特許請求項の範囲内において、本発明は、ここで具体的に述べたのと別の態様で実施されてもよいことを理解されたい。この理由から、本発明の真の範囲および内容を決定するには、特許請求項の範囲を検討されたい。

本発明と共に用いられる例示的な回転翼航空機の実施形態の一般図である。 本発明と共に用いられる例示的な回転翼航空機の実施形態の一般図である。 本発明の駆動システムのブロック図である。 同軸反転ロータシステムの主ロータの力学を示す概略図である。 飛行制御システムのブロック図である。

Claims (14)

1. 回転翼航空機用の駆動システムであって、
   主ロータシステムと、
   前記主ロータシステムを駆動する主ギアボックスと、
   前記主ギアボックスによって駆動される並進推力システムと、
   前記主ロータシステムがオートローテーション状態にある間、高速飛行航程中に前記主ロータシステムのオートローテーションによって生じたトルクが、前記並進推力システムによって吸収されるように前記主ギアボックスと選択的に係合するオーバランニングクラッチと、
   を備える駆動システム。
2. 前記主ロータシステムが、同軸反転ロータシステムを含むことを特徴とする請求項１に記載の駆動システム。
3. 前記並進推力システムが、推進式プロペラを備えることを特徴とする請求項１に記載の駆動システム。
4. 前記主ギアボックスおよび前記並進推力システムの両方と噛合する結合ギアボックスをさらに備え、前記結合ギアボックスは、前記オーバランニングクラッチを介して駆動されることを特徴とする請求項１に記載の駆動システム。
5. 前記主ロータシステムは、前記オートローテーション状態にある間、前記並進推力システムよりも低い動力を吸収することを特徴とする請求項１に記載の駆動システム。
6. 回転翼航空機用の駆動システムであって、
   主ギアボックスと、
   前記主ギアボックスによって駆動される主ロータシステムと、
   前記主ギアボックスと噛合する結合ギアボックスと、
   前記結合ギアボックスによって駆動される並進推力システムと、
   を備え、
   前記主ロータシステムがオートローテーション状態にある間、高速飛行航程中に前記主ロータシステムは、前記並進推力システムが前記結合ギアボックスから受けるよりも小さい動力を前記主ギアボックスから受けることを特徴とする駆動システム。
7. 前記主ロータシステムが、同軸反転ロータシステムを含むことを特徴とする請求項６に記載の駆動システム。
8. 前記結合ギアボックスと選択的に係合するオーバランニングクラッチをさらに備え、前記オーバランニングクラッチは、前記主ロータシステムが所定値を超える速度で作動する場合に、前記主ロータシステムによって生じたトルクが、前記結合ギアボックスを介して前記並進推力システムによって吸収されるようにオーバランすることを特徴とする請求項６に記載の駆動システム。
9. 主ロータシステムがオートローテーション状態にある間、回転翼航空機の該主ロータシステムを制御する方法であって、
   （１）前記オートローテーション状態中に前記主ロータシステムによって生じたトルクを並進推力システムに転送するステップを含む制御方法。
10. 前記ステップ（１）は、前記主ロータシステムが前記オートローテーション状態にある間、高速飛行航程中に前記トルクを転送することをさらに含むことを特徴とする請求項９に記載の制御方法。
11. （ａ）前記主ロータシステムをオーバランニングクラッチを介して駆動する主ギアボックスを駆動するステップをさらに含むことを特徴とする請求項９に記載の制御方法。
12. （ｂ）前記オーバランニングクラッチによって駆動される前記主ギアボックスを結合ギアボックスを介して駆動するステップと、
    （ｃ）前記並進推力システムを前記結合ギアボックスを介して駆動するステップと、
    をさらに含むことを特徴とする請求項９に記載の制御方法。
13. 前記オーバランニングクラッチをエンジンの直下流に配置するステップをさらに備えることを特徴とする請求項１１に記載の制御方法。
14. （ａ）エンジン故障を識別するステップと、
    （ｂ）前記並進推力システムの推進式プロペラをフラットピッチに設定するステップと、
    をさらに備えることを特徴とする請求項９に記載の制御方法。

Images