JP3040611B2 - 低騒音ヘリコプタ - Google Patents
低騒音ヘリコプタInfo
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- JP3040611B2 JP3040611B2 JP4247696A JP24769692A JP3040611B2 JP 3040611 B2 JP3040611 B2 JP 3040611B2 JP 4247696 A JP4247696 A JP 4247696A JP 24769692 A JP24769692 A JP 24769692A JP 3040611 B2 JP3040611 B2 JP 3040611B2
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/463—Blade tips
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/001—Vibration damping devices
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- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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Description
回転数を、定常飛行を行うハイスピードモードと騒音を
小さくして飛行を行うローノイズモードとに飛行中に変
化させることにより、特に、都市近郊での飛行時におけ
る機外騒音を低減させることのできる低騒音ヘリコプタ
に関する。
機外で発生する騒音の問題がますます重視されるように
なり、都市近郊での飛行を行うヘリコプタにおいては機
外騒音を小さくできるヘリコプタが強く求められるよう
になって来ている。
最も大きなものは主回転翼の回転により発生する騒音で
あり、次いで尾回転翼により発生する騒音である。
ては、次の(1)〜(3)の手段が有効であることが確
認されている。
の回転速度を低くする。
る先端部の平面形状、捩り下げ、翼型の最適組合わせを
選定する。
発生による翼面荷重の負担率を減少する。
は、前述した機外騒音の原因から(1)の手段によるも
のであることが判る。
転翼、特に主回転翼の回転数を低くすると、次の
(イ),(ロ)のような問題があり、機外騒音を低減さ
せることのできるヘリコプタの商品化を困難にしてい
る。 (イ)主回転翼を高速で回転させ飛行する場合、後退側
の主回転翼が失速し易く、失速に伴う大きな振動が発生
し、また水平状態での飛行が困難になるため速く飛ぶこ
とができない。
ータ01を上から見た図である図8を用いて説明する
と、ロータ01の回転速度をΩ、ヘリコプタの飛行速度
をV、ロータ01のスパン方向(半径方向)の揚力点近
傍までの回転中心からの距離をrとすると、ロータ01
の回転後退側である左側における対気速度はΩr−Vに
まで減少する。一方、ヘリコプタを飛行させるためにロ
ータ01に発生させる必要のある揚力を得るためには、
揚力をその2乗で発生させるΩr−Vはある所定値より
大きくするか、その大きさに比例して発生させる揚力係
数、若しくはロータ01の面積を大きくしなければなら
ない。しかしながら、回転後退側の対気速度Ωr−Vを
ある所定値より大きくするためには、機外騒音を低減す
るため回転速度Ωを小さくする必要があることから、飛
行速度Vも小さくなり、機外騒音を低減した高速飛行は
できない。
を大きくして、回転速度Ωを小さくし、高速飛行をする
ためには、ロータ01の迎角を極度に大きくする必要が
あり、後述するように失速の問題からできない。すなわ
ち、飛行速度を大きくなるために対気速度Ωr−Vが小
さくなる左側を回転するロータ01の揚力を、対気速度
がΩr+Vと大きくなる右側を回転するロータ01の揚
力とバランスする程度にするためには、従来の翼型を採
用したロータ01では、失速の問題から迎角を大きくで
きず、この失速に伴う振動発生を含めた飛行の安定性の
面からできない。さらに、ロータ01の面積を増加して
翼面荷重負担を軽減して、小さい回転速度Ωでも高速飛
行を可能にすることは機体重量の増加の面から難しい。
従って、従来のヘリコプタにおいては、機外騒音の低減
のためにロータ01の回転速度を小さくすると飛行速度
も小さくせざるを得ないのが現状である。 (ロ)低速飛行の場合には、対気速度が小さくなるた
め、飛行に必要な揚力を得るためには、ロータ01迎角
を大きくとるか、ロータ01の面積を大きくとる必要が
あるが、そうすると前述したように部分的に、特に、迎
角を大きくして揚力を大きくする必要のある回転方位角
位置を回転するロータ1には、部分的に失速を起して機
体に大きな振動を発生させる失速の問題が生じ、また、
それを避けるためにロータ01の面積を増すと機体の自
重がふえヘリコプタのペイロードが低減する問題があ
る。
ため、従来は機外騒音を低減させる努力は、主として、
従来上記(2)に向けられており、最も効果の大きい
(1)の回転速度を低くすることによる機外騒音の低減
については、ほとんど手がつけられていない状態にあ
る。
には解決すべき次の課題があった。
減させようとしてその最も効果的な手段である主回転翼
の回転速度を低減させる手段を選ぶと、上記の通り高速
飛行ができなくなるという問題が生じ、低速飛行では揚
力不足が生じるのでこれを補うため迎角を大きくすると
部分的に失速が起きて機体に大きな振動が発生するとい
う問題が生じる。そこで、これを避けるため、主回転翼
の面積を増す対策をするとヘリコプタの自重が増し、ペ
イロードが低減するという更に別な問題が生じる。
音低減に最も効果の大きい、主回転翼の回転速度の低減
を選択しながら、失速を生じたり、機体自重を増すこと
なく高速性能を発揮する低騒音ヘリコプタを提供するこ
とを目的とする。
て、本発明の低騒音ヘリコプタは、次の手段とした。 (1)ディジタル電子エンジン制御装置を備え、予め定
められた定常飛行を行う定常高速回転数のハイスピード
モードと騒音を低減できる定常低速回転数のローノイズ
モードの2つの一定回転数に飛行中変更できるターボシ
ャフト型ガスタービンエンジンと、前記2つの一定回転
数においてそれそれ発生する振動数と共振しない離隔し
た固有振動数を有する構造にされるとともに、安定した
飛行が行える大きさの最大揚力係数を発生させることの
できる翼型にされた主回転翼と、前記2つの回転数のい
ずれか1つに飛行環境に応じて切換えができるパイロッ
ト スイッチとを具備したものとした。また、本発明の低
騒音ヘリコプタは、前記(1)に加え次の手段とした。 (2)前記主回転翼を、前記2つの一定回転数の変更に
より抵抗発散マッハ数が0.8から0.9へ変化すると
き、1.54から1.07へ直線的に変化する揚力係数
値以上の最大揚力係数にできる翼型にされた主回転翼と
を具備したものとした。さらに、本発明の低騒音ヘリコ
プタは、前記(1)の手段又は前記(2)の手段に加
え、次の手段とした。 (3)前記主回転翼を複合材料で形成されるものとし
た。
シャフト型ガスタービンに備えるディジタル電子エンジ
ン制御装置とは、Full Authority Di
gital Electronic Controlを
指称するもので、本明細書の以下の説明では、当業界で
最も汎用的に用いられているこの略称であるFADEC
を用いることにした。因みにその内容は、エンジンの燃
料制御システムが、従来のメカニカル式やメカニカル−
ディジタル電子制御式に対し、100%、ディジタル電
子制御式の燃料制御システムをなすもので、現代ヘリコ
プタの高性能化、高精妙化の制御ニーズに対応するた
め、複雑なアルゴリズムを組込み、生理感覚に頼って行
われているエンジンの回転数制御に人操作のメカニカル
式等の制御を完全に排除したものである。
た、最大揚力係数は、抵抗発散マッハ数の関数であるた
め、その関数関係を明示する必要から上記(2)におい
ては、抵抗発散マッハ数0.8から0.9への変化時の
数値を記載したが、本発明における最大揚力係数は、そ
の変化割合で抵抗発散マッハ数0.8以下及び0.9以
上の最大揚力係数についても適用されるものである。即
ち、抵抗発散マッハ数0.8から0.9の範囲に限定さ
れて、飛行するものではない。
されている。翼型の飛行マッハ数を上げていく場合、あ
るマッハ数を越えると衝撃波が発生し、急激に抵抗が増
大する。この時マッハ数の増加に対する抵抗の増加量
(勾配)がある値(0.1)に達する時のマッハ数を抵
抗発散マッハ数という。したがって、この値が大きいほ
ど高速での抵抗が小さく高速飛行が可能になるというこ
とになる。また、本発明の低騒音ヘリにおいては、定常
回転のハイスピードモードとローノイズモードに加え、
1つ以上の他のモードの回転数を予め定めて、パイロッ
トスイッチにより切り換えて飛行できる構成にしてもよ
い。
用を有する。 (a)上記(1)の手段の発明においては、FADEC
を備え飛行中、少なくとも2段階に定常回転数に変更で
きるターボシャフト型ガスタービンエンジンを備えるの
で、機外騒音を低減しなくても良い通常の飛行を行なう
場合は、高速性能を発揮できるハイスピードモードの高
い定常回転数で飛行を行なう。そして市街地上空や、低
空飛行を避けられない離発着時等、機外騒音が問題とな
る飛行の場合は、空中(地上でもよい)でパイロットが
パイロットスイッチをワンタッチで操作することによ
り、ローノイズモードにして低騒音化に有効な低い回転
数に変更して飛行することができる。
れたハイスピードモードおよびローノイズモードの定常
回転数でも、主回転翼に発生する振動と共振しない固有
振動数にできる構造材および構造にし、しかも安定した
飛行を行うことのできる揚力を発生させることのできる
最大揚力係数を有する翼型にしたので、高回転数と低回
転数の少なくとも2段階の定常回転数の双方で共振せ
ず、しかも飛行に必要とする揚力を失速、若しくは重量
増加に伴う問題を回避して発生させることができ、2段
階の回転数の双方で安定したハイスピードモードとロー
ノイズモードの飛 行ができる。 (b)また、上記(2)の手段の発明においては、上記
(1)の手段に加え、主回転翼の飛行中2段階の定常回
転数への変更による抵抗発散マッハ数0.8から0,9
への変化に対し、1.54から1.07への割合で直線
的に変化する値以上の最大揚力係数を有する翼型にされ
た主回転翼を備えるのでハイスピードモードの場合で
も、ヘリコプタは水平状態を維持して、高速飛行ができ
る。また、回転数を定常低回転数のローノイズモードに
変更しても飛行に必要とする比較的に高い揚力を維持す
ることができる。 (c)さらに、上記(3)の手段においては、上記
(1)の手段又は上記(2)の手段に加え、主回転翼を
複合材料製のものにしたので、ハイスピードモードおよ
びローノイズモードの定常回転数でも安定した飛行を行
うことのできる揚力を発生できる最大揚力係数を有する
翼型に容易に形成することができる。 また、主回転翼を
形成する複合材料の繊維の積層数若しくは繊維の方向を
適宜選択して配設することにより、主回転翼の綜合強
度、特に曲げ強度、曲げ剛性および重量分布を任意にで
き、ハイスピードモードおよびローノイズモードにおい
て主回転翼の回転中に発生するフラップ振動数、コード
振動数および捩り振動数が、ハイスピードモードおよび
ローノイズモードで回転する主回転翼の固有振動数から
離隔したものにすることができ、両モードの定常回転数
における振動を低減することができ、特に、ローノイズ
モードにおける機外騒音をより低減できるとともに、ハ
イスピードモードにおけるより高速での飛行ができるよ
うになる。
る。
作指針等について概述すると次の通りである。
街地上空を飛行する場合及び離発着時の低空飛行の場合
でありそれ以外の飛行ではほとんど問題とされない。
必要が無いため、本実施例では次の2つの飛行形態
(1),(2)の何れかを飛行中にあっても自由に選択
可能とする。 (1)飛行形態A:市街地上空や離発着など騒音が問題
となる空域をローノイズモードでの飛行 (2)飛行形態B:高空や市街地以外の騒音が問題とな
らない空域をハイスピードモードで飛行 上記(2)の飛行形態Bでは従来のヘリコプタ回転翼の
回転速度に等しい高回転数(以降、NH と略称する)の
定常回転数で飛び、上記(1)の飛行形態AではNH よ
り15%程度低い低回転数(以降、NL と略称する)の
定常回転数で飛行することにより、高速性能を犠牲にす
ることなく騒音を下げることができる。この騒音低下の
効果はNH で飛行した場合より3〜5dB低減しうるこ
とが見込まれる。
ジンの出力回転数を飛行する空域に応じてパイロットの
パイロットスイッチのワンタッチ操作によるFADEC
の切替により変更するようにして行う。
ト式ガスタービンエンジンでは、エンジンの出力回転数
を一定に保つようにエンジンの燃料制御システムが作ら
れているが、本実施例に於てはNH とNL の2つの目標
回転数を持つよう設計されたFADECを用いている
(図5参照)。
では、高速性能を犠牲にせずに、「主回転翼の回転速度
を低くすること」によって、騒音低減を必要とする都市
近郊等においてはヘリコプタの騒音低減を実現させるた
め、主回転翼の回転数を飛行中にローノイズモードに変
更させることによって騒音低減を行う。
回転数(NH )と低回転数(NL )が選定できるように
設計されたFADECをガスタービン・エンジンと組合
せることによって行う。
の回転速度を低くする」ため、「若しくは高速飛行時の
後退側の主回転翼の揚力低下を回避するため」高迎角に
於ても失速を起しにくい翼型(Clmax の大きい翼型)
を主回転翼に用いる。(図4参照)さらに、主回転翼
は、NH とNL の2つの回転数で運用されるため、回転
系はどちらの回転数でも共振を起さないよう構成されて
いなければならない。Al材を主材料とする従来の主回
転翼は、このような構造にすることが特にむつかしいた
め、剛性、重量などの自由度が大きい複合材製のものを
用いる。
させることなしにNH とNL を目標回転数として持つよ
うな燃料制御システムは、従来のハイドロメカニカル式
コントロールでは不可能であり、完全なディジタル式コ
ントロールであるFADECを用いてはじめて可能とな
る。
るものである。
増、コスト増を伴わず、かつ、高信頼性を持たせること
が可能である。
通常の場合(NH で飛行した場合)より、小さくなるた
め高迎角でも失速を起しにくい翼型を主回転翼に用い
る。この関係をホバリング時に主回転翼の回転によって
発生する揚力を例にとって示せば、 L=1/2ρ(Ωr)2 ・Cl・S となる。
距離 Cl:揚力係数 S :回転翼の面積騒音を減らすためにはΩrを下げる
ことが必要であるが、それをカバーするためSを大きく
することは機体の自重が増えるため望ましくない。その
ため、揚力係数Clを大きくとれる翼型を用いることが
必要になる。
方(角度、本数、種類)を変えることにより剛性を変え
ることが容易である点にある。
ることによりNH とNL の両方の回転数で共振を避ける
ような固有振動数を持たせることを可能にしている(図
2参照)。
例を示す。
明する。
の模式的側面図、図2は図1の主回転翼2の図で、
(a)は斜視図、(b)は(a)のA−A矢視断面図、
(c)は(b)のスパーA11の材質部の模式的斜視
図、(d)は(b)のスパーB12の材質部の模式的斜
視図、(e)は(b)のスキン13の材質部の模式的斜
視図、図3は回転翼(ブレード)の固有振動数曲線の一
例を示す説明図、図4は図1の主回転翼2の翼型の説明
図、図5は本実施例のFADECのブロック図、図6は
本発明及び本実施例の主回転翼2の最大揚力係数の範囲
等を従来例と比較的に示した説明図、図7は例として示
した、本実施例に係る回転翼の翼端に適用し得る諸翼端
形状の模式図である。
コプタ、2は複合材料よりなり、かつ、後述の通り大き
な最大揚力係数を有する、失速しにくく、回転中に発生
する振動と共振しにくい翼型の主回転翼、2aはメイン
ギヤボックス6から上方に突出した主回転翼2を回転す
るための回転軸、3は上記主回転翼2及び図示しない尾
回転翼を2段階の回転数で選択的に回転駆動するターボ
シャフト型ガスタービンエンジン、(以降、「エンジ
ン」と云う)4はエンジン3に付設された、燃料制御を
完全にディジタル電子制御するためのFADEC、5は
操縦桿9に設けられたエンジン3の回転数をNH (高回
転数)かNL (低回転数)の何れかに選定するためのパ
イロットスイッチとしての回転数切換スイッチ、6はエ
ンジン3と主回転翼2及び図示しない尾回転翼との間に
介在してエンジン3の回転数を下げ、高トルクにして主
回転翼2及び尾回転翼に伝達するためのメインギヤボッ
クス、7はメインギヤボックス6から図示しない尾回転
翼に動力を伝達するための尾回転翼駆動軸、8は回転数
切換スイッチ5の切換信号をFADEC4に伝達するた
めの電線(ケーブル)、9は操縦室に設けられた操縦
桿、10はパイロットである。
3の下にあって主として主回転翼2の回転時における回
転面と直交する方向、すなわち、回転翼2の外表面と略
直交する方向、いわゆるフラップ方向の曲げ剛性を負担
するスパーAで複合材の繊維よりなっている。11aは
スパーA11の積層状態を示すため模式的にその一部を
取出して示したスパーA11の繊維で、フラップ方向の
曲げ剛性は主として図に示す一方向繊維即ち長手方向の
繊維の数で決まる。即ち、スパーAの繊維11aの数を
変えることによりフラップ方向の曲げ剛性を調整でき
る。また、これにより、フラップ方向の曲げ固有振動数
を調整することができる。
共にスパーA11と合して捩り剛性や、上述した回転面
内方向、すなわち、主回転翼2の略面内方向、いわゆる
コード方向の曲げ剛性等に寄与するスパーBで複合材の
繊維よりなっている。12aはスパーB12の積層状態
を示すため模式的にその一部を取出して示したスパーB
12の繊維でその繊維の数を変えることにより、コード
方向の曲げ固有振動数を調整できる。
としてそのテンション場により主回転翼2の綜合強度、
特に曲げ強度、曲げ剛性等に寄与し、特に、捩り剛性に
寄与する。13aはスキン13の積層状態を示すため模
式的にその一部を取出して示したスキン13の繊維で繊
維の積層数を変え、または交差する繊維の角度を変える
ことで捩りの剛性の大きさを変化させ捩り固有振動数を
調整できる。
およびスキン13の繊維の数を変えることにより、或は
積層数を変えることによりフラップ方向、コード方向の
曲げ剛性及びスパン軸まわりの捩り剛性を調整できる。
剛性は固有振動数のファクターであるから、これらによ
り主回転翼2の固有振動数を調整できることになる。
つの回転数で共振を生じないようにするための一例を図
3により説明すると、主回転翼2(図のブレード)の固
有振動数ωn が図に示すロータ回転数Ωの整数N倍に近
づかないようにすればよい。即ち、本実施例の場合はN
L 及びNH の各整数N倍に近づかないよう、繊維の数ま
たは積層数を調節されている(但し、当然に主回転翼2
としての必要強度、剛性等は満足されている。)。この
繊維の数、積層数の調節による固有振動数の調整は従来
の金属製回転翼に比べ著しく容易である。
失速を起しにくいよう最大揚力係数Clmax の大きい図
4に示すような翼型が採用されている。ヘリコプタの回
転翼の翼型は最大揚力係数を大きくするだけでは十分条
件を必ずしも満たさず、抵抗を小さくすること及び空力
捩りモーメントを小さくすることが求められるが、本翼
型はそれら要求も満足されている。なお、最大揚力係数
Clmax は図6に本発明の最大揚力係数の範囲として示
したハッチング範囲内にプロットされた丸印の値が採用
されている。因みに、図6中のハッチング範囲外の複数
の小丸印は各種の従来機の最大揚力係数を示すもので、
*印は有名なシコルスキ翼型の最大揚力係数である。即
ち、本実施例の場合は従来機に比し、十分に大きな最大
揚力係数が採用されており、低回転数NL となっても容
易に失速しないことが理解される。
れるものではないが、ヘリコプタの機外騒音を更に下げ
るため、たとえば騒音低下に効果のあることが確かめら
れている、図7に示すような各種の翼端形状のうちから
採用されてよい。何れが採用されても、低回転数NL に
切換えられることによる機外騒音低下と相乗的に騒音が
低減する。
る。
NH かNL かを回転数切換えスイッチ5によって選定す
る。
してエンジン3のFADEC4に伝えられ、エンジン3
の出力回転数が一定のNH ,NL のどちらかに設定され
る。
により減速され、主回転翼2及び図示しない尾回転翼を
駆動する。
行われるとFADEC4はパイロット10が回転数変化
に対応して、余裕をもって操縦できる程度の速さで回転
数を変更する。
システムの制御例を図5により項分け記載によって説明
する。なお、説明では主回転翼2及び尾回転翼を単に回
転翼と云う。 (1)エンジン3は出力軸回転速度(イ)が一定になる
ような制御を行っている。 (2)飛行中にパイロット10が、例えばNL からNH
に回転数を変更すると、その信号は出力軸回転速度設定
(ロ)ラインを通して出力軸回転速度制御(ハ)に伝え
られる。 (3)出力軸回転速度制御部(ハ)では、回転数の変更
に対して、(a)エンジン3の出力が大きく変らないよ
うにエンジン3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。 (b)パイロット10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。
に変えられる。 (4)システムに対する主な外乱は、先行して回転する
主回転翼2によって発生する攪乱による主回転翼の負荷
変化(ニ)である。 (5)負荷変化(ニ)により、出力軸回転速度(イ)の
変動が起る。 (6)この変動を少くするためにFADEC4は燃料流
量を操作して外乱の負荷に見合う値に調整する。 (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(NG )(ホ) 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(ヘ)及び減速制御(ト)が働き、最小値選択(チ)
及び最大値選択(リ)を通ることで燃料流量(ヌ)変化
速度のリミッタ的な働きをする。 (9)NG 以外の他のリミッタ変数(ル)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。
チ5を操作することにより、NH かNL かを選択する場
合の全般について説明したが、たとえば海上飛行から市
街地上空へ差しかかったような場合は、NH 飛行であっ
たものがNL 飛行になるよう回転数切換スイッチ5を切
換える。この結果、エンジン3は低回転数NL となり、
機外騒音は低減するにも拘らず、主回転翼2等は上述の
通り、最大揚力係数が大きいので失速することがなく、
また、主回転翼2はNH ,NL 何れの回転数に対しても
共振しない範囲に固有振動数を調整してあるので有害な
振動を発生することがない。
たが尾回転翼も同様に複合材料で大きな最大揚力係数を
有するよう構成されてよい。但し尾回転翼のみは従来通
りの構成を選ぶことは自由である。但し、その際は回転
数との整合や、失速について不具合の生じないよう構成
しなければならないことは勿論である。
大きな最大揚力係数が同時に満たされる必要はなく、そ
れらの何れか一方が満たされるのみでもよい。但し、大
きな最大揚力係数の条件が満たされない場合には、低回
転数NL について失速しないよう相応の配慮を必要とす
ることは従来の技術の項で説明した通りである。
え可能にした例で説明したが、これに加えて、たとえば
3段階またはそれ以上の段階の一定回転数に切換えて、
飛行領域に対応した機外騒音レベルにすることもでき
る。
4を備えたエンジン3を用いるので高回転数NH 、低回
転数NL への切換えに対し、過度の回転数変動が生じな
いよう負荷と指定回転数に見合った適正な燃料制御を自
動的に行なうことができるという利点がある。
するので、都市上空等の機外騒音を低減させて飛行する
ことが要求される飛行領域では、低回転数に切換えても
失速することがなく、機外騒音を効果的に低減できると
いう利点がある。
ので、回転翼の質量調整、強度、剛性調整を細かく、か
つ、容易にでき、固有振動数の調整が容易で、ヘリコプ
タの運用回転数と共振しない回転翼を容易に得られると
いう利点がある。
最大揚力係数を採用することによって行なう翼面積の増
大化を必要とせず、低騒音を達成できるにも拘らずヘリ
コプタ重量の増大がないという利点がある。
気速度でも失速を生ぜず、従って低回転数でも高速飛行
できるという利点がある。
の(1)〜(4)の効果を有する。 (1)高速飛行を行いたい時には回転数を上げることが
できるため、通常のヘリコプタとそん色のない高速性能
が得られる。 (2)回転数の変更をFADEC付エンジンと組合わせ
て行うことにより、機体の自重を増加させることなく、
かつ、コスト、信頼性へのインパクトも無しに実現でき
る。 (3)更に、回転翼に複合材構造を用いること及び翼型
に高迎角に於ても失速しにくいものを用いることによ
り、機体の振動増や重量増を伴わずにたとえば2段階の
高回転数NH 、低回転数NL の共回転数に適合できる回
転翼を実現することができる。 (4)これらにより、本来の目的である都市近郊での運
航時における機外騒音を低減できる。
部の模式的側面図、
(b)は(a)のA−A矢視断面図、(c)は(b)の
スパーAの材質部の模式的斜視図、(d)は(b)のス
パーBの材質部の模式的斜視図、(e)は(b)のスキ
ンの材質部の模式的斜視図、
振動数曲線の一例を示す説明図、
図、
数の範囲等を従来例と比較的に示した説明図、
に適用し得る諸翼端形状の模式図、
め、主回転翼を上から見た模式的説明図である。
Claims (3)
- 【請求項1】 ディジタル電子エンジン制御装置を備
え、予め定められたハイスピードモードとローノイズモ
ードとの2つの一定回転数に飛行中変更できるターボシ
ャフト型ガスタービンエンジンと、前記2つの一定回転
数においてそれぞれ発生する振動数と共振しない離隔し
た固有振動数を有する構造にされるとともに、安定した
飛行が行える大きさの最大揚力係数を発生させることの
できる翼型にされた主回転翼と、前記2つの一定回転数
のいずれか1つに飛行環境に応じて切換えができるパイ
ロットスイッチとを具備してなることを特徴とする低騒
音ヘリコプタ。 - 【請求項2】 前記主回転翼を、前記2つの一定回転数
の変更により抵抗発散マッハ数が0.8から0.9へ変
化するとき、1.54から1.07へ直線的に変化する
揚力係数値以上の最大揚力係数にできる翼型にされた主
回転翼とを具備してなることを特徴とする請求項1記載
の低騒音ヘリコプタ。 - 【請求項3】 前記主回転翼を複合材料製としたことを
特徴とする請求項1又は2記載の低騒音ヘリコプタ。
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JP4247696A Expired - Lifetime JP3040611B2 (ja) | 1992-09-17 | 1992-09-17 | 低騒音ヘリコプタ |
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- 1993-09-17 EP EP93115013A patent/EP0588360A1/en not_active Withdrawn
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