JP3040611B2

JP3040611B2 - 低騒音ヘリコプタ

Info

Publication number: JP3040611B2
Application number: JP4247696A
Authority: JP
Inventors: 晃佐藤
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 1992-09-17
Filing date: 1992-09-17
Publication date: 2000-05-15
Anticipated expiration: 2015-05-15
Also published as: CA2105924A1; JPH0699894A; EP0588360A1

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はヘリコプタの主回転翼の
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。

【０００２】

【従来の技術】都市近郊でヘリコプタを運航する場合、
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。

【０００３】ところで、ヘリコプタの機外騒音の原因で
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。

【０００４】一方、この機外騒音を低減させる手段とし
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。

【０００５】（１）回転翼の回転速度、特に、主回転翼
の回転速度を低くする。

【０００６】（２）回転翼において速度が最も大きくな
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。

【０００７】（３）回転翼の面積を増し、回転時の揚力
発生による翼面荷重の負担率を減少する。

【０００８】これらの手段の中で最も効果の大きいもの
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。

【０００９】しかしながら、従来のヘリコプタでは、回
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。

【００１０】その理由をヘリコプタの主回転翼であるロ
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。

【００１１】また、回転後退側のロータ０１の揚力係数
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。

【００１２】以上の（イ），（ロ）のような問題がある
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。

【００１３】

【発明が解決しようとする課題】上記従来のヘリコプタ
には解決すべき次の課題があった。

【００１４】即ち、従来のヘリコプタでは機外騒音を低
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。

【００１５】本発明は上記課題を解決するため、機外騒
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。

【００１６】

【課題を解決するための手段】上記課題の解決手段とし
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。

【００１７】なお、上記（１）において示した、ターボ
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、ＦｕｌｌＡｕｔｈｏｒｉｔｙＤｉ
ｇｉｔａｌＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＣｏｎｔｒｏｌ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。

【００１８】また、上記（１），（２）において示し
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。

【００１９】なお、抵抗発散マッハ数とは次の通り定義
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。

【００２０】

【作用】本発明は、上記のように構成されるので次の作
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。

【００２１】また、主回転翼をＦＡＤＥＣにより変更さ
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。

【００２２】

【実施例】本発明の一実施例を図１〜図７により説明す
る。

【００２３】先ず、理解を容易にするため本実施例の製
作指針等について概述すると次の通りである。

【００２４】ヘリコプタの機外騒音が問題となるのは市
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。

【００２５】一方、高速飛行は市街地上空や離発着では
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、Ｎ_H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Ｎ_Hよ
り１５％程度低い低回転数（以降、Ｎ_L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Ｎ_Hで飛行した場合より３〜５ｄＢ低減しうるこ
とが見込まれる。

【００２６】飛行中に回転速度を変更する方法は、エン
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。

【００２７】ヘリコプタに使われる従来のターボシャフ
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Ｎ_HとＮ_L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）。

【００２８】このように、本実施例の低騒音ヘリコプタ
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。

【００２９】また、この主回転翼の回転数の変化は、高
回転数（Ｎ_H）と低回転数（Ｎ_L）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。

【００３０】また、機体の自重を増加せずに「主回転翼
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（Ｃｌ_max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、Ｎ_HとＮ_L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。

【００３１】なお、エンジンの出力特性をほとんど低下
させることなしにＮ_HとＮ_L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。

【００３２】ＦＡＤＥＣはこのような理由から用いられ
るものである。

【００３３】ＦＡＤＥＣによる回転数変更は殆ど重量
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。

【００３４】Ｎ_Lで飛行すると、回転翼素の対気速度が
通常の場合（Ｎ_H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。

【００３５】ここでＬ：揚力 ρ ：空気の密度 Ω ：回転速度ｒ：回転翼の回転中心から半径方向の空力中心までの
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。

【００３６】複合材を用いた構造の利点は、繊維の通し
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。

【００３７】本実施例では、主回転翼を複合材構造とす
ることによりＮ_HとＮ_L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）。

【００３８】図３に主回転翼の固有振動数配置設計の一
例を示す。

【００３９】次に実施例を図１〜図７により具体的に説
明する。

【００４０】図１は本実施例の低騒音ヘリコプタの要部
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。

【００４１】図１において、１は本実施例の低騒音ヘリ
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Ｎ_H（高回
転数）かＮ_L（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。

【００４２】図２おいて、１１は主回転翼２のスキン１
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。

【００４３】１２は主回転翼２の翼厚維持に寄与すると
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。

【００４４】１３は主回転翼２の外表をなすスキンで主
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。

【００４５】以上の通り、スパーＡ１１、スパーＢ１２
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。

【００４６】主回転翼２の固有振動数がＮ_L，Ｎ_Hの２
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ω_n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Ｎ_H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。

【００４７】次に主回転翼２の翼型は高迎角においても
失速を起しにくいよう最大揚力係数Ｃｌ_max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
Ｃｌ_max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Ｎ_Lとなっても容
易に失速しないことが理解される。

【００４８】なお、主回転翼２の翼端形状は特に拘束さ
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Ｎ_L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。

【００４９】次に上記構成の操縦、作用について説明す
る。

【００５０】パイロット１０が飛行の状況を判断して、
Ｎ_HかＮ_Lかを回転数切換えスイッチ５によって選定す
る。

【００５１】回転数切換スイッチ５の信号は電線８を介
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Ｎ_H，Ｎ_Lのどちらかに設定され
る。

【００５２】エンジン３の出力はメインギヤボックス６
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。

【００５３】Ｎ_HからＮ_Lへの切換又はその逆の切換が
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。

【００５４】ＦＡＤＥＣ４によるエンジン３の燃料制御
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Ｎ_LからＮ_H
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。

【００５５】以上のことにより回転数は、Ｎ_LからＮ_H
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（Ｎ_G）（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）Ｎ_G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。

【００５６】以上はパイロット１０が回転数切換スイッ
チ５を操作することにより、Ｎ_HかＮ_L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、Ｎ_H飛行であっ
たものがＮ_L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Ｎ_L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Ｎ_H，Ｎ_L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。

【００５７】以上の説明中、主回転翼２について説明し
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。

【００５８】また、主回転翼２についても、複合材料と
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Ｎ_L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。

【００５９】また、回転数はＮ_HとＮ_Lの２段階に切換
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。

【００６０】以上の通り本実施例によれば、ＦＡＤＥＣ
４を備えたエンジン３を用いるので高回転数Ｎ_H、低回
転数Ｎ_L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。

【００６１】また、主回転翼が大きな最大揚力係数を有
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。

【００６２】また、主回転翼の素材に複合材料を用いる
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。

【００６３】また、低回転数における失速回避を大きな
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。

【００６４】また、失速しにくい回転翼なので小さい対
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。

【００６５】

【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
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Ｎ_H、低回転数Ｎ_L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。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例に係る低騒音ヘリコプタの要
部の模式的側面図、

【図２】図１の主回転翼の詳細図で、（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、

【図３】上記実施例に係る主回転翼（ブレード）の固有
振動数曲線の一例を示す説明図、

【図４】図１の主回転翼の翼型の一例としての翼断面
図、

【図５】上記実施例の制御システムのブロック図、

【図６】本発明及び上記実施例の主回転翼の最大揚力係
数の範囲等を従来例と比較的に示した説明図、

【図７】例として示した、上記実施例の主回転翼の翼端
に適用し得る諸翼端形状の模式図、

【図８】ヘリコプタの回転翼の対気速度等を説明するた
め、主回転翼を上から見た模式的説明図である。

【符号の説明】

１低騒音ヘリコプタ２主回転翼２ａ回転軸３ターボシャフト型ガスタービンエンジン４ＦＡＤＥＣ（ディジタル電子制御装置）５回転数切換スイッチ（パイロットスイッチ) ６メインギヤボックス７尾回転翼駆動軸８電線（ケーブル）９操縦桿１０パイロット１１スパーＡ１１ａスパーＡの繊維１２スパーＢ１２ａスパーＢの繊維１３スキン１３ａスキンの繊維

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64C 27/12 B64C 27/04

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【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。