JP3121417B2 - ダクテッドファンアンチトルク装置 - Google Patents

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、特にヘリコ
プタ尾翼構体に用いられるダクテッドファンアンチトル
ク装置の構造および特性に関するものである。

【０００２】〔関連出願〕 本発明の要旨は、関連出願である“ヘリコプタ尾翼一体
構造”（米国特許第５，１０２，０６７号）および“ヘ
リコプタ尾翼構体のシュラウドフィン一体シェルフ”
（米国特許第５，１０８，０４４号）にも関連する。

【０００３】

【従来の技術】現在のヘリコプタの大部分は単一主ロー
タアセンブリおよび露出尾部ロータアセンブリを用いて
いるが、例外として、フェネストロン尾部構造を用いる
アエロスパシャルヘリコプタおよびノータル（ＮＯＴＡ
Ｒ^TR）アンチトルク装置を用いるマクダネルダグラスヘ
リコプタがある。露出尾部ロータアセンブリは、横推力
を発生して主ロータアセンブリにより生じる胴体誘起ト
ルクを打ち消すとともに停止飛行、前進、低速および高
速飛行状態におけるヘリコプタの偏揺れ方向制御を行う
ための比較的効率の良い信頼性のある手段であることが
証されている。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】しかし、露出尾部ロー
タアセンブリには、空気力学および非空気力学の観点か
ら種々の欠点がある。先ず第１に、露出尾部ロータアセ
ンブリは、地上での運転中、即ち、システムエンジンテ
スト、ホバリング、タキシングおよび／またはパーキン
グ運転中に、充分な安全性と相反する危険が存在する。
つまり、この露出尾部ロータアセンブリは、地上での運
転中に、近接作業員に対して著しい危険がある。即ち、
この作業員は露出尾部ロータアセンブリの回転中の尾部
ロータのブレードと不注意に接触すると、死亡したり重
傷を負うおそれがある。また、運転中の露出尾部ロータ
アセンブリは、ヘリコプタの地上での運転区域に位置す
る他の機器に対しても危険がある。更に、露出尾部ロー
タアセンブリは、主ロータアセンブリの後流により旋回
される物体によって損傷しやすくなる。

【０００５】更に、露出尾部ロータアセンブリは、離
陸、着陸のようなヘリコプタの飛行中、または送電線、
ビルディング、フェンス、樹木および潅木のような地形
特徴部に露出尾部ロータアセンブリが不注意に接衝する
のを防止する注意を必要とする限られた区域における操
作中にも、種々の問題が生じる。その軍事用途および民
生用途では、夜間または視界不良気象時にＮＯＥ（ｎａ
ｐ ｏｆ ｔｈｅ ｅａｒｔｈ）飛行を必要とする。か
かる条件下での飛行には、露出尾部ロータアセンブリと
かかる地形特徴部との不注意な衝突を防止するために、
余分な注意が必要となる。さらに、露出尾部ロータアセ
ンブリは、民生用途において不所望なファクタであると
ともに、軍事用途においてヘリコプタの検知、識別、位
置および／または航跡の雑音ファクタであり、双方の用
途にとって著しい雑音源である。

【０００６】さらに、露出尾部ロータアセンブリの空力
効率は、その前記特性から生じる種々のファクタによっ
て減少する。一般的に、露出尾部ロータアセンブリは、
尾部ロータブレードに及ぼすドラッグ効果及び減少応力
による高速飛行中における総合偏揺れの安定性を提供す
るために用いられてはいない。その代わりに、ヘリコプ
タ尾翼の構体に空気力学的に構成された垂直安定板を組
み込み、高速飛行中における所望の偏揺れ安定性の一部
分を構成し得るようになっている。しかし、露出尾部ロ
ータアセンブリでは、かかる高速飛行状態における総合
空力ドラッグに改善の余地が残されている。

【０００７】前進、低速および高速飛行での偏揺れ運転
中及び停止飛行運転中に必要なアンチトルク推力（横方
向揚力）を得るために、典型的には、露出尾部ロータア
センブリに大直径の尾部ロータブレードが設けられる
が、この場合、推力を増加させる必要があり、その分、
尾部ロータアセンブリのエンジンパワーが減少させられ
てしまう。尾部ロータアセンブリは垂直安定板に装着し
て尾部ロータブレードに対する所定の対地間隔を設ける
必要がある。しかし、かかる配列によれば垂直安定板と
露出尾部ロータアセンブリとの間に空力干渉（垂直安定
板妨害）が発生し、これによって露出尾部ロータアセン
ブリの空力効率が減少するようになる。また、この配列
は高速飛行状態における垂直尾部構造の空力機能とも干
渉するようになる。さらに、かかる配列によってヘリコ
プタ（及びシュラウド）の前後軸に対する誘起ロールモ
ーメントが発生してしまう。

【０００８】さらに、露出尾部ロータアセンブリは、一
般的に、厳しい動作応力並びに相対風、主ロータアセン
ブリおよび胴体後流並びにその動作効率を減少する渦流
のような動的現象にさらされる機械的に複雑で脆弱な装
置である。かかる動作条件にさらされると、露出尾部ロ
ータアセンブリの全有効寿命が制限されて一層頻繁な保
守／オーバーホールに関連するコストが増大するように
なる。さらに露出尾部ロータアセンブリは大きな横すべ
り角での飛行中に増大したブレード荷重の影響を受ける
ために、このような露出尾部ロータアセンブリを備えた
ヘリコプタでは、横すべりに対して有効な運転特性（エ
ンベロープ）が得られ難い。

【０００９】これに対し、尾翼構体にフェネストロンま
たはダクテッドファンアンチトルク装置を用いるヘリコ
プタでは、一般的な尾部露出型のヘリコプタ構造に比し
て、幾つかの空気力学的および非空気力学的な利点があ
る。先ず、運転中のダクテッドファンアンチトルク装置
では、接近する作業員または装置に対する著しい危険は
存在しない。さらに、尾翼構体はダクテッドファンを外
部物体によって生ずる損傷から有効に遮蔽する。

【００１０】音響的にも、ダクテッドファンアンチトル
ク装置は、露出尾部ロータアセンブリに比して幾つかの
利点を有する。即ち、ダクトによって、特に飛行方向に
おいて、遠方に位置する観察者からファンの雑音が遮蔽
される。ダクトにより生ずる推力増加によって、ファン
ブレードへ作用する荷重による雑音成分、すなわちヘリ
コプタの横方向での１次雑音源が著しく減少される。さ
らに、ダクト内でファンアセンブリへ流入する所定量の
空気流の加速成分によって、ファンブレードからの十分
な雑音源を招く乱気流が著しく減少される。また、比較
的多数のブレードによってファンアセンブリにより生ず
る高調波周波数が増大されるが、そのような範囲の基本
高調波および高次高調波は大気吸収および地上減衰によ
って著しく減衰されるため、雑音は最高可聴感度の範囲
で左程高くない程度に抑制される。代表的には露出尾部
ロータアセンブリの低次の数高調波は長距離伝搬を招く
ほど著しく低いが、アエロスパシャルフェネストロンの
比較的多数（一般に１１または１３）のブレードは２次
および１次高調波並びに高次高調波を最高可聴感度の周
波数範囲とする。

【００１１】空気力学的には、ダクテッドファンアンチ
トルク装置では、高速飛行中に作用する荷重が抑制され
るため、このような高速飛行状態における総合空力ドラ
ッグが減少される。垂直安定板はダクテッドファンアン
チトルク装置の作動と空気力学的に干渉しない。ダクテ
ッドファンアンチトルク装置の尾部ロータアセンブリは
外部動的現象を受けず、従って保守要求が付随して減少
し、ダクテッドファン尾部ロータアセンブリの総合寿命
が改善されるようになる。ダクテッドファンアンチトル
ク装置では、横すべり飛行状態において、尾部ロータブ
レードにより生ずる応力が有効に減少され、これによ
り、ダクテッドファンアンチトルク装置を備えたヘリコ
プタでは、運転特性（エンベロープ）が向上する。同等
のロータ画成開口に対しては、ダクテッドファンアンチ
トルク装置の空力効率が露出尾部ロータアセンブリの空
力効率よりも大きいため、ダクテッドファンアンチトル
ク装置は、空力性能をほぼ等価としながら、尾翼構体へ
の組込状態で小型化することができる。直径を減少する
ことにより装置を低い位置に装着することができ、露出
尾部ロータアセンブリを用いるヘリコプタの場合のよう
にヘリコプタの前後軸を中心として誘起するロールモー
メントを除去することができる。

【００１２】アエロスパシャル社は、ダクテッドファン
アンチトルク装置および垂直安定板を組合わせて用い
て、ヘリコプタのアンチトルク推力および偏揺れ方向制
御を得る尾翼構体を含むドーフィンおよびガゼールのよ
うなヘリコプタの数種のものを開発した。これらヘリコ
プタのダクテッドファンアンチトルク装置は、ヘリコプ
タの対称垂直面にほぼ直角な垂直軸を有し、即ち、尾部
ロータのブレード面が垂直面に平行となっている。これ
らアンチトルク装置により発生する横方向推力は、停止
飛行、前進、低速および高速飛行状態における所望のア
ンチトルク力および偏揺れ方向制御を得るには充分であ
る。このようなヘリコプタの尾翼構体では、アンチトル
クに対する横方向推力および高い前進速度での偏揺れ安
定性を得るために、空気力学的に構成された垂直安定板
を設けるようにしている。

【００１３】アエロスパシャル社による米国特許第４，
８０９，９３１号には、かかる従来の尾翼構体が特に高
い前進速度で縦揺れ安定性を得ることができないと記載
されている。また、この米国特許第４，８０９，９３１
号には、静的および動的偏揺れおよび縦揺れ安定性並び
に平衡アンチトルク推力を生ぜしめるための尾翼構体を
得るためには水平安定面が必要であることが記載されて
いる。さらに、上記米国特許第４，８０９，９３１号に
は、この型の尾翼構体がヘリコプタの総重量を著しく増
大する欠点が記載されている。

【００１４】ダクテッドファンアンチトルク装置を用い
る他の従来の尾翼構体も前記米国特許第４，８０９，９
３１号に記載されており、この従来の尾翼構体では垂直
および水平安定板の代わりに２つの空力面を用いてい
る。これら２つの空力面はダクテッドファンアンチトル
ク装置のハウジングの頂部を通る水平面上に延在し、且
つ空力面の中間面はハウジングを通る垂直面を中心とし
て互いに対称に配置して“Ｖ”型尾翼を構成している。
これら空力面は空気力学的に非対称な揚力プロフィール
を得るように構成されている。上記米国特許第４，８０
９，９３１号には、かかる尾翼構造でも期待された有利
な結果は得られなかったと記載している。

【００１５】上記米国特許第４，８０９，９３１号の要
旨は、アンチトルク力並びに偏揺れ軸および縦揺れ軸に
対する静的および動的安定性を同時に得るようにしたダ
クテッドファンアンチトルク装置を用いるヘリコプタ尾
翼構造にある。この米国特許第４，８０９，９３１号に
は、ダクテッドファンアンチトルク装置のハウジングの
中間面をヘリコプタの対称垂直面に対し０°〜４５°の
角度範囲で傾斜させることが記載されている。これら２
つの空力面は、ハウジングの頂部で組合わせて結合し
て、ハウジングの頂部を通る水平面上に延在する“Ｖ”
字状尾翼を形成する。また、上記米国特許第４，８０
９，９３１号には、幾つかの例において、２つの空力面
が配設され、これら空力面の各中間面がヘリコプタの対
称垂直面に対し非対称に延在していることが記載されて
いる。この２つの空力面の中間面は、それぞれ水平およ
び垂直に対し所定角度範囲から選択された所定角度を形
成するものとして記載されている。

【００１６】本発明の一つの目的は、ダクテッドファン
アンチトルク装置の動作雑音レベルを付随的に最小にし
ながら、ヘリコプタの偏揺れ安定性および操縦性に必要
なアンチトルク推力を得るのに最適な構造を有するヘリ
コプタダクテッドファンアンチトルク装置を提供せんと
するにある。

【００１７】本発明の他の目的は、通常運転中の尾部ロ
ータブレードに対する空力荷重およびこの荷重により誘
起される雑音を低減するとともに、逆推力状態での乱気
流による異物吸入を減少するように、ファンアセンブリ
ハブ構体をダクト内に装着するための楕円状支柱を含む
ファンアセンブリ及びこれを収納する空気流ダクトを備
えるダクテッドファンアンチトルク装置を提供せんとす
るにある。

【００１８】本発明の他の目的は、楕円状支柱の幾つか
をダクテッドファンアンチトルク装置の軸に対して非放
射状に配置することにより、尾部ロータブレードへの荷
重により誘起される雑音を最小限に抑制するダクテッド
ファンアンチトルク装置を提供せんとするにある。

【００１９】本発明の他の目的は、空気力学的な形状の
支柱を尾部ロータのブレード面の下流に所定距離離間し
て配置して、支柱により尾部ロータブレードに誘起され
た音響的な相互反応音を充分に除去し得るダクテッドフ
ァンアンチトルク装置を提供せんとするにある。

【００２０】本発明の他の目的は、ファンアセンブリ
が、空力性能を増強するとともに雑音の発生を減少する
ように構成された８枚のロータブレードを有するダクテ
ッドファンアンチトルク装置を提供せんとするにある。

【００２１】本発明の更に他の目的は、空気流を引き留
める境界層および乱流に関連する雑音の減少の手助けと
なる比較的均一な速度分布を有する所定量の空気流を発
生するように構成された空気流ダクトを有するダクテッ
ドファンアンチトルク装置を提供せんとするにある。

【００２２】本発明の更に他の目的は、半径が一様では
ない出力ダクト構造を有し、逆推力性能を改善し、ダク
テッドファンアンチトルク装置の好ましくないドラッグ
を減少するようにしたダクテッドファンアンチトルク装
置を提供せんとするにある。

【００２３】本発明の更に他の目的は、空気流ダクトが
尾部ロータのブレード面（羽根面）の下流に末広がり状
のダクト部分を有し、流出口に所定量の空気流をとどま
らせて、逆推力状態で満足し得る性能を得るようにした
ダクテッドファンアンチトルク装置を提供せんとするに
ある。

【００２４】

【課題を解決するための手段】本発明に係るダクテッド
ファンアンチトルク装置は、ヘリコプタの尾翼構体に適
用され、主ロータアセンブリおよび尾部支材を有してい
る。この尾翼構体は、ダクテッドファンアンチトルク装
置を収納するように構成され、尾翼支材と一体に構成さ
れたシュラウドと、後部シュラウドクローザと、シュラ
ウドフィンと一体の棚部と、垂直安定板と、この垂直安
定板に交差するように組み合わせて配置された水平安定
板と、を備える。

【００２５】本発明に係るダクテッドファンアンチトル
ク装置は、ヘリコプタの一般的な揚力性能に寄与する垂
直揚力成分を得るとともに、ダクテッドファンアンチト
ルク装置の運転中の雑音レベルを最小限に抑制するため
に、ホバー（停止飛行）および前進飛行時の偏揺れ安定
性および運転中にヘリコプタが必要とする空気力学的推
力を得るのに最適となるように構成する。ダクテッドフ
ァンアンチトルク装置の構造およびファン推力およびフ
ァン制御範囲のような運転特性は、ヘリコプタの飛行要
求特性に応じて設定される。

【００２６】ダクテッドファンアンチトルク装置は、ト
ルク作用位置が低くなるようにシュラウドと組合わせて
配置されており、これにより、（アンチトルク推力の増
加時に）コレクティブピッチを増加させる際に、ダクテ
ッドファンアンチトルク装置が大きなロールモーメント
を受けることがない。ダクテッドファンアンチトルク装
置のかかる特定の位置決めにより、コレクティブ部の横
回転方向における機械的結合の必要性が抑制される。

【００２７】本発明に係るダクテッドファンアンチトル
ク装置は、空気流ダクトおよびこのダクト内に装着され
たファンアセンブリを備える。このダクトはシュラウド
内にこれと組合わせて配置され、ダクテッドファンアン
チトルク装置の軸がシュラウドの中間面に対しほぼ直角
となるようにする。本発明に係るダクテッドファンアン
チトルク装置の好適な例では、その軸をヘリコプタの横
軸に対し所定傾斜角度だけ傾斜させるようにする。

【００２８】空気流ダクテッドファンアンチトルク装置
には、ダクト直径、ダクト幅（横方向寸法）、所定の一
定半径でリップ状の輪郭を有する入口部（インレッ
ト）、および一様ではない所定の半径でリップ状の輪郭
を有する出口部（アウトレット）を設ける。このような
ダクトを構成する種々の要素の形状および寸法は、本発
明に係るダクテッドファンアンチトルク装置の全空力性
能に影響を与える。

【００２９】主ロータアセンブリの直径およびその運転
時の特性によって、主ロータアセンブリの誘起トルク効
果を平衡するためにダクテッドファンアンチトルク装置
により設ける必要のあるアンチトルク推力の範囲を決め
ることができる。さらに、ダクテッドファンアンチトル
ク装置は、ヘリコプタの運転状況に応じたいかなる追加
の推力に対しても作動させる必要がある。ファンアセン
ブリ（例えば尾部ロータブレード）の寸法は、ダクテッ
ドファンアンチトルク装置の推力発生能力を決める重要
な要素の１つである。

【００３０】しかし、ファンアセンブリの直径は、ダク
ト直径の大きさに直接関係し、しかもその大きさに影響
を及ぼす。ダクトの直径を大きくすれば、ファンアセン
ブリの直径を大きくすることができ、必要とされるアン
チトルク推力を発生させるのに有利となり、これにより
ダクテッドファンアンチトルク装置に必要される動力及
び高調波雑音の周波数が低減する。しかし、このような
構成ではダクテッドファンアンチトルク装置の重量が増
えることになり、従って全体の重量が重くなる。ダクト
の直径を小さくすれば、ファンアセンブリの直径（従っ
て重量）が小さくなるが、高調波雑音の周波数が増大
し、しかも必要なアンチトルク推力を発生させるのに一
層大きな効力を必要とする。これらのファクタを勘案し
て、本発明によるダクテッドファンアンチトルク装置用
のダクトの直径を最適なものとする。

【００３１】最適には、ダクト幅（横方向寸法）と直径
との比（Ｌ／Ｄ）を１．０とすることにより、ダクテッ
ドファンアンチトルク装置が発生するアンチトルク推力
を最大にする。しかし、ダクト幅と直径を等しくするこ
とは尾翼構体にとっては実用的なことではない。その理
由は、このようにするとシュラウドの幅（横方向寸法）
が大きくなり、これに付随して重量が増えるからであ
る。ダクト幅を実用的な見地で決定する上での主要なフ
ァクタは、尾部のロータブレード（羽根）の平面とハブ
支持支柱の前縁との間の離間距離である。Ｌ／Ｄ比を約
０．４とすれば、所要レベルのアンチトルク推力を有効
に与えることのできるダクテッドファンアンチトルク装
置が得られる。

【００３２】ダクテッドファンアンチトルク装置の空力
性能は、入口の形状によって大いに影響される。入口形
状は、流入する所定量の空気流のひずみの度合（気流速
度分布の不均一性）と、境界層流（留まる又は剥離する
流れ）の特性と、流入する所定量の気流の方向転換によ
り尾翼構体に誘起される側力と、に基づいて設定され
る。適切なインレット（入口）の形状によって、ファン
アセンブリ近傍では所定量の空気流が境界層に留められ
て比較的均一な速度分布となり、この結果、乱気流が実
用可能な程度にまで十分に抑制される。

【００３３】湾曲した入口形状は、所定量の気流の剥離
効果の理由から、縁部をシャープにした入口形状よりも
好適なことは明らかである。半径が小さい湾曲リップを
下流の末広ダクト部分（この後にファンアセンブリのブ
レード面が続く）と組合わせることは、流入する所定量
の空気流を入口表面にとどまらせたままとすることがで
きるので、空中停止及び高速飛行状態の双方の性能を向
上させる。発明者等は、リップ状のインレット（入口）
の半径とダクトの直径との比の大きさを０．０６５より
も大きく約０．０７５までの大きさとすれば、空中停止
操縦中及び高速前進飛行状態の双方で満足のゆく所定の
流入空気特性が得られることを確かめた。

【００３４】気流ダクトの末広ダクト部分（ここではフ
ァンアセンブリの尾部ロータのブレード面から下流のダ
クト部分のことを云う）は、アウトレット（出口）の形
状と共働して流出する所定量の空気流の流れの状態に影
響を及ぼし、ひいてはダクテッドファンアンチトルク装
置の性能を左右する。末広ダクト部分及びアウトレット
は、所定量の空気流がダクト壁から剥離するのを防ぎ、
且つダクテッドファンアンチトルク装置の後流側での収
縮作用を抑制する機能を有している。末広ダクト部分と
アウトレットとの間の有効な相互作用により、飛行運転
中にダクテッド ファンアンチトルク装置内へ流入する空
気量が増大する。

【００３５】末広ダクト部分の形状は、ダクトにおける
圧力回復を促進する。しかし、末広角度を大きくし過ぎ
ると、ダクト壁からの気流分離を生じ、乱気流雑音を増
大させ、且つ逆推力作用を損ねる（ダクトを通る気流
は、左横すべり飛行状態では入口が出口として機能し、
出口が入口として機能するように逆となる。）末広ダク
トの拡開角度を５°にすると、ダクトの末広ダクト部分
を通る空気流の所定量がひきとめられ、しかも逆推力運
転中に満足のゆく性能を発揮する。

【００３６】慣例の設計方法論の代表的なものは、先が
とがったリップ形状（鋭角又は最小半径）をしている出
口を用いて、所定量の空気流の流出を隣設する尾部構体
から一掃するように分離させる。鋭角リップ形状は出口
における吸引効果を最小にし、この吸引効果はダクテッ
ドファンアンチトルク装置のアンチトルク推力発生能力
を低下させる。しかし、鋭角リップ形状は逆推力運転中
にダクテッドファンアンチトルク装置の性能を低下さ
せ、実際上出口は所定量の気流を流入させるように機能
する。

【００３７】半径が一様でない湾曲リップ形状をしてい
るアウトレットは、ダクテッドファンアンチトルク装置
の逆推力能力を向上させ、さらに前進飛行状態でのダク
テッドファンアンチトルク装置の好ましくない抗力を低
下させる。本発明による湾曲リップ形状のものは、第１
の一定半径リップセグメントと、第２の一定半径リップ
セグメントと、これらの第１と第２のリップセグメント
間の移行部を構造的に滑らかに繋ぐ中間部の一様でない
半径の遷移セグメントと、を具えている。第１の一定半
径リップセグメントの曲率半径は、第２の一定半径リッ
プセグメントの曲率半径よりも小さくする。第１の一定
半径リップセグメントは湾曲リップ形状の１８０°のセ
クタ（扇部）を取り囲み（セクタは前後軸に対して対称
で、かつ前側に配置される）、第２の一定半径のリップ
セグメントは湾曲リップ形状の９０°のセクタ（このセ
クタは前後軸に対して対称で、かつ後側に配置される）
を取り囲むようにするのが好適である。

【００３８】ファンアセンブリは、空気力学的に形づく
りしたハブ構体、気流ダクト内にハブ構体を取付けるた
めの空気力学的に構成した複数の支持支柱及びハブ構体
に回転自在に取付けた複数個の尾部ロータ羽根を具えて
いる。尾部ロータ羽根は、空気力学的に構成すると共に
推力を発生し得るようにする。ハブ構体は、尾部ロータ
歯車箱及び尾部ロータ羽根の操作（ピッチ変更）を調整
するためのサーボ制御部の如きファンアセンブリを操作
するサブシステム用のハウジングとして機能する。ハブ
構体は尾部ロータ羽根用の回転取付台としても機能す
る。

【００３９】尾部ロータ羽根の平面は、ダクテッドファ
ンアンチトルク装置の軸に対して垂直であり、この平面
は入力リップの丸みが湾曲しなくなる点の直ぐ下流に位
置させる。羽根の平面と支持支柱の前線との間の離間距
離は、ダクテッドファンアンチトルク装置が発生する雑
音に影響を及ぼす主要ファクタである。支持支柱により
ロータ羽根に誘起される音響的な相互作用音を実質的に
なくすために、支柱の寸法に対する上記離間距離の比
は、比較的大きく、例えば約２４０〜約２．５程度とす
べきである。

【００４０】支持支柱は、乱気流及び渦巻の発生を最小
にするために楕円形状とする。楕円形の支持支柱は、ダ
クテッドファンアンチトルク装置の通常の作動中に尾部
ロータ羽根にかかる負荷を減らし、この負荷に伴なって
誘起する雑音を減らし、且つ分離抗力による推力損失を
低減させる。楕円形状とすることにより逆推力状態での
乱気流の摂取も減り、これと同時に乱気流から誘起され
る雑音が減少する。支持支柱に対する楕円形状は少なく
とも２：１の楕円とすべきであり、好ましくは３〜３．
５：１の楕円とする。

【００４１】本発明のダクテッドファンアンチトルク装
置は、気流ダクト内にハブ構体を同軸的に取付けるため
に構造上支持材として機能する３つの楕円形状をした支
持支柱を利用する。各支持支柱の一端は、ダクトを横切
ってシュラウドの構造部材に固着される。第１支持支柱
は、（ダクトの軸線に対して）放射状に配置され、（ヘ
リコプターの前後軸に沿って）前後方向に配向されてお
り、ハブ構体と気流ダクトとの間に延在する空気力学的
形状の支持構体としている。制御系と動力伝達系及びフ
ァンアセンブリ作動サブシステム（それぞれサーボ制御
部及び尾部ロータ歯車箱）との間をインターフェースす
る制御棒及び駆動シャフトは、第１支持構体の内部に収
納する。

【００４２】他の２つの空気力学的形状とした支持支柱
は、ダクトの軸から径方向にオフセットさせ、即ちハブ
構体とシュラウドとの間でダクトの軸に対して非放射状
に延在する取付構造となっている。これらの両支持支柱
を互いに同一直線上に位置させると共に（ヘリコプター
の前後軸に対して）垂直に向ける。非放射状かつ垂直に
向けた支持支柱の上方での尾部ロータ羽根の吹きつけ
は、放射状に向けた支持支柱（瞬間的な羽根の吹きつ
け）に比べて比較的ゆるやかとなり、この尾部ロータ羽
根に誘起される圧力（負荷）勾配がゆるやかとなる。支
持支柱を非放射状かつ垂直に向けることにより、羽根に
て誘起される雑音が最小となる。

【００４３】尾部ロータサブシステムは、複数の尾部ロ
ータ羽根を有している丈夫なロータである。音響的な
面、確実性、存続性及び耐久性の観点に基いてダクテッ
ドファンアンチトルク装置の尾部ロータの羽根は８枚に
選定した。羽根の枚数を少なくして、各個々の羽根を大
きくして、より一層丈夫な構造とすることもできる。尾
部ロータの羽根を僅か８枚とすることにより、羽根の回
転による周波数域を積極的に低くし、これにより、羽根
により生じる雑音が最も大きくなる周波数域が、最も耳
に聴え易い可聴周波数範囲よりもずっと低くなるもの
の、ファンの雑音の長距離伝播成分が残るまで低くはな
らない。

【００４４】ロータ羽根は、テーパのない平坦形状のも
のであり、これにより最大推力を発生する能力が得られ
るとともに、羽根の製造も容易である。尾部ロータ羽根
の翼の部分は、６４Ａ３２２翼の如きＮＡＣＡ６４シリ
ーズものとする。これは所要範囲の作動条件にわたるチ
ップ速度で最良の性能を呈するチップ設計である。各ロ
ータ羽根は所定の翼弦を有しており、これは高い固体性
を有し、且つ羽根の負荷を低くする。各ロータ羽根はハ
ブから先端まで約−７°のねじれを呈する所定のねじれ
を有し、これは特に低い負の推力レベルで制御の応答性
を良好にする。

【００４５】尾部ロータ羽根は、底部の羽根が前進する
ように（ｂｏｔｔｏｍ ｂｌａｄｅｆｏｒｗａｒｄ；Ｂ
ＢＦ）回転させ、主ロータの航跡との干渉作用を最小に
する。尾部ロータ羽根のピッチ制御範囲は、特に新規の
運転性能の影響による様々な運転状態での推力変化に対
応してピッチの調整が行えるように拡大される。サブシ
ステムを作動するファンアセンブリの制御棒は、この様
なピッチを変更するための手段を構成する。本発明の好
適例では、尾部ロータ羽根に対する制御範囲を約−３５
°〜約＋５０°とする。＋５０°のピッチ上限値は、空
中停止状態で尾部ロータ羽根の失速が開始する時期に応
じて設定されている。尾部ロータ羽根の作動チップ速度
は雑音を考慮して選定した。低目の羽根先速度は羽根先
が発生する雑音の振幅と周波数との双方を下げる。ロー
タ羽根を横切る圧力損失を最小とすることによってファ
ンアセンブリの性能を最適にするために、ロータ羽根の
先端と気流ダクトの表面との間に小さな隙間を設ける。

【００４６】ダクテッドファンアンチトルク装置の作動
中にそれに流入する所定量の空気流の特性に応じて、イ
ンレットのリップ部分及びそれに隣設するシュラウドの
部分が空中停止及び前進飛行状態で空気力学的な揚力面
として機能し、これによって推力が増大し、ダクテッド
ファンアンチトルク装置のファンアセンブリにより発生
される推力及びそれを越える推力が得られる。インレッ
トのリップ部分及びシュラウドの隣接部分によって増強
された推力により、この部分の静圧力が低減され、この
ようなファンアセンブリによって、流入する所定量の空
気流の流速が適切なものとなる。さらに、ダクトを大き
くすることにより、ファンそのものからの所要推力が減
り、これによりファンからの雑音も少なくなる。

【００４７】理想的なダクテッドファンアンチトルク装
置では、低減静圧力による吸引力は、ダクテッドファン
アンチトルク装置により発生される推力と大きさが等し
く、最適な推力増加ファクタは２となる。右及び左横す
べり飛行状態では、誘起速度に依存して最適推力増加フ
ァクタはそれぞれ増減する。前進飛行では、入口リップ
形状による推力の増加量は、流入部で所定量の気流が留
められる現象やダクト出口でよどんでいる所定量の気流
が再膨張する現象によって、空中停止状態の場合の値よ
りも大きくなる。

【００４８】前節にて述べたようなダクテッドファンア
ンチトルク装置の場合、実際の推力増加率はヘリコプタ
ーの空中停止及び横方向飛行に対する最適な推力増加率
にほぼ等しい。前進飛行状態での実際の推力増加率は理
想的な２に近いものであるが、流入部で所定量の空気流
が自由に回わることによって、或る程度の揚力損失があ
る。

【００４９】

【実施例】以下図面を参照して本発明を説明するに、幾
つかの図面を通して対応する要素又は同様な要素には同
じ参照番号を付して示してある。図１は本発明によるダ
クテッドファン（ダクト内にファンを設けた）アンチト
ルク装置を取付けるヘリコプター１０を示す。ヘリコプ
ター１０は、胴体１２、主ロータアセンブリ１４、尾部
支材１６及び尾翼構体２０を具えており、この尾翼構体
２０が本発明に係るダクテッドファンアンチトルク装置
１８を具えている。図１にはヘリコプター１０に関する
基準系も示してあり、Ｘ−Ｘ軸は前後方向（長手方向）
軸線を規定し、Ｙ−Ｙ軸は横方向軸線を規定し、Ｚ−Ｚ
軸は垂直方向軸線を規定する。ヘリコプターの胴体１２
の中間対称面を規定する垂直面Ｚ_s を図４Ａに示す。な
お、これ以降の説明において、垂直面とは垂直面Ｚ_s に
対して平行な面も含むものとする。

【００５０】主ロータアセンブリ１４は動力系（図示せ
ず、代表的には１個〜３個のタービンエンジン）を具え
ており、主ロータの羽根を回わし、ヘリコプター１０を
上昇させ、このヘリコプターを前進飛行で進ませ、又ヘ
リコプターを上昇及び降下させるために、所定の形状抗
力用パワー、誘導抗力用パワー、有害抗力用パワー、及
び上昇用パワーを発生する。主ロータアセンブリ１４
は、主ロータの羽根及びダクテットファンアンチトルク
装置１８に動力を伝達する動力伝導系（図示せず）も具
えている。

【００５１】ヘリコプター１０の尾翼構体の例を図２及
び図３に詳細に示してある。この尾翼構体２０は、尾部
支材１６と一体のシュラウド２２と、このシュラウドの
ひれと一体の棚部２４と、シュラウド２２の後部の閉塞
部２６と、垂直ひれ即ち垂直安定器２８と、この垂直安
定器と交差する水平ひれ即ち水平安定器３０と、を具え
ている。ダクテッドファンアンチトルク装置１８は、シ
ュラウド２２内に取り付けられている。

【００５２】本発明によるダクテッドファンアンチトル
ク装置１８の総体的空力性能が、尾翼構体２０を構成す
る個々の要素の特性と、これら個々の要素間の相互作用
関係とに依存することは当業者に明らかである。本発明
の要旨は、尾翼構体２０内に設けられたダクテッドファ
ンアンチトルク装置１８を構成する部品の特性及び相互
作用関係に関連している。尾翼構体２０のシュラウド２
２、垂直安定器２８及び水平安定器３０、シュラウドの
ひれと一体の棚部２４及びシュラウドの後部閉塞部２６
は、それぞれ「一体化したヘリコプターの尾翼構体」
（米国特許第５，１０２，０６７号）及び「ヘリコプタ
ーの尾翼構体用シュラウドのひれと一体の棚」（米国特
許第５，１０８，０４４号）なる名称の同時係属出願の
要旨である。本発明の要旨の特徴をより一層理解し易く
するために、上述した各要素の特性を下記に手短に説明
する。

【００５３】シュラウドフィンと一体の棚部２４及びシ
ュラウド後部の閉塞部２６は、所定のヘリコプター飛行
状態中に遭遇する特定の空力学効果を平衡させるように
選択した所定の構造形状を有している。シュラウドフィ
ンと一体の棚部２４は、シュラウド２２と垂直スタビラ
イザ２８との間の段差部として構成されている。シュラ
ウドフィンと一体の棚部２４は、高速飛行状態時の機首
右横すべり中に、吸入する所定量の気流をダクテッドフ
ァンアンチトルク装置１８から分離する機能を有する。
さもなければ、このような吸入する所定量の気流は、後
述するように、このような飛行状態中に垂直スタビライ
ザ２８の空力学動作を妨げる。

【００５４】シュラウド後部の閉塞部２６は、その名の
通り、シュラウド２２の後部の閉塞構造である。この閉
塞部２６は、所定量の空気流の剥離点をシュラウド２２
の後部上に固定するように形成されている。さもなけれ
ば所定量の空気流の剥離点は、種々な飛行状態に応じて
シュラウド２２の尾部上をさまようことになり、ヘリコ
プター１０の片ゆれ安定性に悪影響を与える。シュラウ
ドフィンと一体の棚部２４及びシュラウド後部の閉塞部
２６の構造及び機能特性の一層詳細な説明は、本願人に
係る係属出願「ＳＨＲＯＵＤ−ＦＩＮＩＮＴＥＧＲＡＴ
ＥＤ ＳＨＥＬＦ ＦＯＲ Ａ ＨＥＬＩＣＯＰＴＥＲ
ＥＭＰＥＮＮＡＧＥ ＳＴＲＵＣＴＵＲＥ（米国特許
第５，１０８，０４４号）に記載されている。

【００５５】一体化尾部構造２０を構成するシュラウド
２２、垂直スタビライザ２８及び水平スタビライザ３０
の空力学形状及び向きは、ヘリコプターの飛行動作に必
要な空力学的力を与えるように最適にする。横方向又は
アンチトルク推力は、ホバリング及び順方向飛行状態中
のヘリコプターの片ゆれ安定性及び方向制御のための尾
部構造２０により与えられる。尾部構造２０は、順方向
飛行中の縦ゆれ安定性及び操縦性のための垂直方向の力
成分も与える。

【００５６】ダクテッドファンアンチトルク装置１８を
収納するシュラウド２２の空間的向き及び垂直スタビラ
イザ２８の空間的向きは、ホバリング及び順方向飛行
（状態）中のヘリコプターの向上した空力学性能を与え
るように、相互に関連させる。図４Ａの実施例では、シ
ュラウド２２は垂直面Ｚ_s に対し第１の所定の傾角に空
間的に位置づける。垂直スタビライザ２８は垂直面Ｚ_s
に対し第２の所定の傾角に空間的に位置づける。第２の
所定の傾角は垂直面Ｚ_s に対し反対向きである。

【００５７】タグテッドファンアンチトルク装置１８を
含むシュラウド２２の空間的向きは、後に詳述するよう
に正の垂直方向揚力を発生することによりホバリング状
態におけるヘリコプター１０の空力性能を改善する。シ
ュラウド２２の空間的向きは、ホバリング及びクルージ
ング状態におけるヘリコプター１０の重心（Ｃ．Ｇ．）
レンジも改善する。

【００５８】高速順方向飛行中に所望のアンチトルク推
力を発生させるためにダクテッドファンアンチトルク装
置１８を用いた場合、大きな抗力を生じて空力学的な効
率が悪化することがある。この抗力１５は、高速順方向
飛行中に多量の空気がヘリコプターシュラウド２２に沿
って流れてダクトファンアンチトルク装置１８内に流入
し吸い込まれることにより生じてしまう（図３）。すな
わち、このような多量の気流が流入することにより大き
な抗力を生ずる。

【００５９】高速順方向飛行状態における抗力を最小に
し、同時にヘリコプー１０の片ゆれ安定化のために必要
とされる所要のアンチトルク推力を発生させるために、
尾部構造２０は高速順方向飛行状態において所要のアン
チトルク推力の大部分を発生するように最適な形状に形
成した垂直スタビライザ２８を有する。この垂直スタビ
ライザ２８を使用して高速飛行状態におけるダクテッド
ファンアンチトルク装置１８のアンロード化を行うこと
により、抗力の３０％の低減を達成することができる。
その理由は、垂直スタビライザ２８の空力形状及び／又
は向きを、ダクテッドファンアンチトルク装置１８より
も大きい揚力と抗力との比を発生するように最適化して
あるためである。

【００６０】垂直スタビライザ２８は、所定のキャンバ
を設けた空力学的形状にすると共に所定の取付角に空力
学的に方向づける。この垂直ステビライザ２８は、その
空間的向き（所定の傾角）及び／又はその空力学的形状
の結果として、順方向飛行状態における速度の増大に伴
いダクテッドファンアンチトルク装置１８のアンローデ
ィングを次第に発生する（アンローディングは速度の増
大につれて尾部ロータブレードのピッチ角を減少させる
ことにより達成される）。

【００６１】垂直スタビライザ２８は、高速飛行状態に
おいてヘリコプター１０の片ゆれ安定化に必要なアンチ
トルク推力の大部分（一好適例では６０％以上）を発生
する。高速順方向飛行状態では、ダクテッドファンアン
チトルク装置１８は完全にはアンロードされないが、ダ
クテッドファンアンチトルク装置１８が依然として目標
レベルの低減推力、例えば図１〜３に示す実施例では約
１５０ポンドを発生する程度までかなり効率よくアンロ
ードされる。

【００６２】一体化尾部構造２０は、更に、空力学的形
状及び向きの水平スタビライザ３０を具え、このスタビ
ライザは、所定の形状及び／又は向きの垂直スタビライ
ザ２８と関連して、順方向飛行状態におけるヘリコプタ
ー１０のダイナミック縦ゆれ安定化のための負の垂直方
向力を発生するように最適化してある。この水平スタビ
ライザ３０を垂直スタビライザ２８と交差配置して主ロ
ータアセンブリ１４の伴流衝突効果を最小にする。

【００６３】尾部構造２０を構成するシュラウド２２、
垂直スタビライザ２８及び水平スタビライザ３０を図４
Ａに前後軸線Ｘ−Ｘに沿って見た背面図に例示する。ダ
クテッドファンアンチトルク装置１８を具現するシュラ
ウド２２は、ヘリコプタ胴体１２の対称垂直面Ｚ_s に対
し第１の所定の傾角で空間的に位置する。垂直スタビラ
イザ２８は垂直面Ｚ_s に対し第２の所定の傾角で空間的
に位置する。第２の所定傾角は、図４Ａに示すように第
１の所定傾角と垂直面Ｚ_s に対し反対向きにして、シュ
ラウド２２の中心面２３と垂直スタビライザ２８との間
の実効角度差が第１及び第２の所定傾角の和になるよう
にする。このような空間的配置によれば、後に詳述する
ように、水平スタビライザ３０を垂直スタビライザ２８
に対しほぼ対称な関係に有利に取付けることが可能にな
る。

【００６４】ダクテッドファンアンチトルク装置１８を
具現するシュラウド２２は、垂直面Ｚ_S に対し第１の所
定傾角θ１で空間的に位置する（図４Ａに示すように、
傾角θ１はシュラウド２２の中心面２３と垂直面Ｚ_S と
の成す角である）。第１の所定の傾角θ１は、特に機首
方向交差に関連する制御レンジをダクテッドファンアン
チトルク装置１８へ入力（適用）した場合に得られるク
ロスカップリング効果のような運転性能と、ヘリコプタ
ー１０の設計上の所定の制約と、に基づいて予 め設定さ
れている。一好適実施例では、入力制御レンジは約−３
５〜約＋５０度のピッチである。

【００６５】ダクテッドファンアンチトルク装置１８へ
適用される約−３５〜約＋５０度のピッチの制御レンジ
及び上述した他の動作制約に基づいて、本発明者は第１
の所定の傾角θ１の大きさのレンジ（範囲）を０°〜約
２０°より大きく定めた。一好適実施例の第１の所定の
傾角θ１は約１３°である。

【００６６】垂直スタビライザ２８は、垂直面Ｚ_s に対
し第２の所定傾角θ２で空間的に位置する（図４Ａに示
すようにθ２は垂直スタビライザ２１の前縁における中
心面２９と垂直面Ｚ_s との間の角度である）。第２の所
定傾角θ２の大きさは第１の所定傾角θ１の大きさに基
づいて決める。第２の所定傾角θ２は、少くとも第１の
所定傾角θ１の大きさと同じ大きさにして、垂直スタビ
ライザ２８と水平スタビライザ３０との間の交差角αが
９０°より大きくなるようにする。この特性は垂直及び
水平スタビライザ２８及び３０間の空力学的干渉を最小
にする。

【００６７】本発明者は、垂直及び水平スタビライザ２
８及び３０間の空力学的干渉の最小化に基づいて、第２
の所定傾角θ２の大きさの範囲を第１の所定傾角θ１よ
り約０°〜約１５°大きく、好ましくは約５°〜約１０
°大きく定めた。前段落で定めたヘリコプター１０の一
好適実施例に対する第２の所定傾角の大きさは約２０°
である。

【００６８】図４Ａに示すように、シュラウド２２の空
間的向きは垂直スタビライザ２８の空間的向きに対し逆
方向である。即ち、第１の所定傾角θ１は垂直面Ｚ_S に
対し反時計方向であるが、第２の所定傾角θ２は垂直面
Ｚ_S に対し時計方向である。シュラウド２２と垂直スタ
ビライザ２８との間の実効角度差βは第１の所定傾角θ
１と第２の所定傾角θ２との和である。シュラウド２２
と垂直スタビライザ２８とが所定の相対空間関係にあ
り、シュラウド２２に垂直スタビライザ２８が一体化さ
れている尾部構造２０では、ホバリング及び順方向飛行
状態中に片ゆれ安定化のためのアンチトルク推力を発生
し、且つホバリング状態中に正の垂直方向揚力を発生し
てヘリコプター１０の揚力能力を増大し、且つ高速順方
向飛行中にダクテッドファンアンチトルク装置１８を有
効にアンロードしてこの飛行状態におけるヘリコプター
空力性能を向上し、且つ順方向飛行中にダイナミック縦
ゆれ安定化のための負の垂直方向力を発生する。

【００６９】垂直スタビライザ２８は、前段落に記載し
た空間的向きに基づいて、所定のキャンバＣおよび所定
の取付角Ｉを有する空力学的な形状及び／又は向きに設
定されており、これにより高速順方向飛行中にダクテッ
ドファンアンチトルク装置１８への荷重が低減される。
図１〜３の実施例では、ＮＡＳＡ６３₃Ａ６１８翼型セ
クション（その所定のキャンバＣに対して４°の実効取
付角を与える）を、垂直スタビライザ２８に対する翼型
形状として選択してあり、高速順方向飛行状態において
ダクテッドファンアンチトルク装置１８を有効にアンロ
ードするのに必要な横方向力を発生させるようになって
いる。垂直スタビライザ２８の一好適実施例の他の寸法
は、約２５ｆｔ² のスタビライザ面積、約７．５ｆｔ
（９０インチ）のスパンｂ、約３８．５インチの平均翼
弦長Ｃ _m 、及び約２．３５のアスペクト比ＡＲである。

【００７０】垂直スタビライザ２８の所定の取付角Ｉを
図４Ｂに例示してあり、この取付角は、垂直スタビライ
ザ２８の翼弦２７と垂直面Ｚ_S との間の角度Ｉである。
所定の取付角Ｉの一つの選択基準は、垂直スタビライザ
２８が高速飛行状態においてダクテッドファンアンチト
ルク装置１８を目標値までアンロードする空力学揚力を
発生するに十分な大きさである。一好適実施例では、約
１５０ポンドのアンロード目標値に対し所定の取付角Ｉ
は約６．５°であった。約６．５°の取付角を有する垂
直スタビライザ２８は約１２０キロノットの順方向速度
で必要とされるアンチトルク推力の約４０％を発生し、
Ｖ_max （約１５５キロノット）で所要アンチトルク推力
の６０％以上を発生する。

【００７１】尾部構造２０に具体化したダクテッドファ
ンアンチトルク装置１８の推力図を図４Ｃに示す。図３
に示すように、ダクテッドファンアンチトルク装置１８
内への空気流の流入量は、ダクテッドファンアンチトル
ク装置１８の軸１９に沿って作用する推力Ｆ１８に応じ
て規制される（この発生推力Ｆ１８はダクテッドファン
アンチトルク装置１８内への所定量の空気流の流入側と
同一側から外方に向う）。ダクテッドファンアンチトル
ク装置１８の軸１９は（シュラウド２２の所定の空間的
向きのために）横軸Ｙ−Ｙに対し第１の所定傾角θ１だ
けオフセットするため、発生推力Ｆ１８は横軸Ｙ−Ｙの
方向のアンチトルク推力成分Ｆ_18ATと、垂直軸Ｚ−Ｚの
方向の正の垂直方向力成分Ｆ_18L とに分解することがで
きる。

【００７２】上述した尾部構造２０の垂直スタビライザ
２８の推力図を図４Ｄに示す。垂直スタビライザ２８上
を流れる所定量の空気流は、垂直スタビライザ２８の空
力学形状及び／又は向きのために空力学揚力Ｆ₂₈を発生
する。垂直スタビライザ２８はＹ−Ｙ軸に対し第２の所
定傾角θ２だけオフセットするため、垂直スタビライザ
２８上を流れる所定量の空気流により発生する揚力Ｆ₂₈
は、横軸Ｙ−Ｙの方向のアンチトルク成分Ｆ_28ATと、垂
直軸Ｚ−Ｚの方向の負の垂直方向力成分Ｆ_28Lとに分解
することができる。

【００７３】ホバリング状態では、ダクテッドファンア
ンチトルク装置１８により発生されるアンチトルク推力
成分Ｆ_18ATが主ロータアセンブリのモーメント誘起効果
を平衡させるアンチトルク力を与える。低速順方向飛行
状態への移行状態では、主ロータアセンブリのモーメン
ト誘起効果を平衡させるアンチトルク力が、ダクテッド
ファンアンチトルク装置１８により発生されたアンチト
ルク推力成分Ｆ_18ATと、垂直スタビライザ２８上を流れ
る質量気流により発生されるアンチトルク力成分Ｆ_28AT
と、の組合せにより与えられ（ダクテッドファンアンチ
トルク装置１８は垂直スタビライザ２８により高速時に
次第にアンロードされる）、ダクテッドファンアンチト
ルク装置１８のファンアセンブリにかかる空力応力を最
小にする。高速順方向飛行状態では、垂直スタビライザ
上を流れる質量気流により発生されるアンチトルク力成
分Ｆ_28ATによってアンチトルク力が有効に与えられる。

【００７４】垂直スタビライザ２８により与えられる負
の垂直力成分Ｆ_28L は、水平スタビライザ３０により与
えられる負の揚力Ｌ₃₀（図４Ａ）を補促する。従って、
垂直スタビライザ２８のこの空力学作用は、水平スタビ
ライザの空力学形状及び／又は向きを減少させことがで
きる。この減少により、尾部構造２０の重量の低減化及
び／又は向上した空力効率（誘導抗力の低減）が得られ
る。

【００７５】更に、垂直スタビライザ２８により発生さ
れる空力効果は、図４Ａに示すように水平スタビライザ
３０を垂直スタビライザ２８に対しほぼ対称に取付ける
ことを容易にする。即ち、取付具に伝達される動的力が
一層小さくなり、その結果として取付具のサイズ及び重
量を減少させることができる。更に、水平及び垂直スタ
ビライザ２８、３０の間の交差角αを鈍角にして垂直及
び水平スタビライザ２８、３０のそれぞれの吸引表面を
一層大きく離間させることにより、所定キャンバの垂直
及び水平スタビライザ２８、３０の表面間の空力干渉が
最小になる。

【００７６】水平スタビライザ３０は、順方向飛行状態
におけるヘリコプター１０のダイナミック縦ゆれ安定性
を最適にする空力学的形状及び向きにする。水平スタビ
ライザ３０は、剥離され難い翼形及び比較的高いアスペ
クト比を有する。一好適実施例では、水平スタビライザ
３０は、約１９ｆｔ² の面積Ｓ、約８．４５フィート
（１０１インチ）のスパンｂ、約２７ｆｔの平均弦長及
び約３．７５のアスペクト比ＡＲを有する空力学形状を
有する。一好適実施例では、ＳＵ３０１５翼型セクショ
ン（シコルスキーアンカンバード、１５％厚、３０シリ
ーズ翼型）を用いる。

【００７７】図２につき説明すると、水平スタビライザ
３０は、垂直スタビライザ２８とともに十字形の尾部形
状をなすように組合わせて取付けてある。水平スタビラ
イザ３０を垂直スタビライザ２８と“Ｔ”字形状に組合
わせて取付けることも本発明の範囲に含まれる。何れの
実施例でも、水平スタビライザ３０は、垂直スタビライ
ザ２８の高い位置に取付けて、水平スタビライザ上を流
れる所定量の空気流への主ロータブレード伴流衝突効果
を最低にする。水平スタビライザ３０の取付角は、比較
的小さくし、且つ縦制御マージンと主ロータアセンブリ
１４からの伴流により誘起される振動との関係に基づい
て決める。一好適実施例では−３°（±５°）の取付角
が満足なダイナミック縦ゆれ安定性を与える。

【００７８】尾翼構造体２０を構成するシュラウド２
２、垂直尾翼２８及び水平尾翼３０の構造上及び機能上
の特性のより詳細な説明は、参考の為に導入した本願人
に係わる前記の米国特許５，１０２，０６７号の明細書
で行なわれている。

【００７９】本発明によるダクト内にファンを設けたア
ンチトルク装置１８は、ホバリング及び前進飛行中の偏
揺安定及び操縦しやすさの為にヘリコプタ１０が必要と
するアンチトルク推力を得るのに最適な構造を有する。
ダクト内にファンを設けたアンチトルク装置１８を空間
的に位置付けし（シュラウド２２の空間的な位置付けに
対する前述した説明を参照のこと）、ヘリコプタ１０の
一般的な上昇能力に寄与する垂直上昇成分を得るように
することができる。同時に、ダクト内にファンを設けた
アンチトルク装置１８の構造を、この装置１８の運転騒
音量を減少させるのに最適化する。

【００８０】以下に説明する本発明のダクト内にファン
を設けたアンチトルク装置１８の構造的及び機能的な特
性は、主ロータブレードが（ヘリコプタを下に見て）反
時針方向に回転（左回転）する主ロータアセンブリ１４
を有するヘリコプタに基づくものである。この条件に伴
って、アンチトルク装置１８は尾部ロータブレードのボ
トムブレードフォワード（ｂｏｔｔｏｍ−ｂｌａｄｅ−
ｆｏｒｗａｒｄ；ＢＢＦ）回転に対して動作し、必要な
アンチトルク推力を得る。しかし当業者にとって明らか
なように、本発明の、ダクト内にファンを設けたアンチ
トルク装置１８は、主ロータブレードが時針方向に回転
（右回転）する（尾部ロータブレードの対応する回転を
伴なう）ヘリコプタにも用いうるものである。従って、
以下の説明は本発明の範囲を制限するものではない。

【００８１】アンチトルク装置１８の設計上の寸法や、
ファン推力及びファン制御範囲のようなその動作特性
は、ヘリコプタ１０が達成しうる飛行条件に基づくもの
である。例えば、一好適例に対するアンチトルク装置１
８の設計上の寸法を決定しうる一組の動作条件、つまり
ファン出力及び制御範囲によれば、４５ノットの右横風
中でのホバリング中に最大のアンチトルク推力と、（約
１５ノットまでの）軽い横風中で０．８５ラジアン／秒
² （５０度／秒² ）の偏揺加速度と、が得られる。これ
らの動作条件は、軽い横風中で５秒間の間に１８０°の
ホバリングターンを停止から停止まで完了する能力を発
揮するアンチトルク推力を有するヘリコプタを規定す
る。

【００８２】本発明のアンチトルク装置１８はシュラウ
ド２２と組合せて配置され、これによってトルク作用位
置が低くなり、コレクティブピッチが増大し（これに応
じてアンチトルク推力が増大し）た際に、このアンチト
ルク装置に大きな横揺モーメントが作用することがな
い。ダクト内にファンを設けたアンチトルク装置１８を
このような空間的配置にすることにより、その側部に環
状の補強部材を機械的に結合する必要がなくなる。

【００８３】図５Ａ，５Ｂ，６を参照するに、本発明に
よるダクト内にファンを設けたアンチトルク装置１８
は、空気流ダクト４０とこのダクト４０内に装着したフ
ァンアセンブリ６０とを有している。ダクト４０はシュ
ラウド２２内にこれと組み合されて設けられ、アンチト
ルク装置１８の軸線１９がシュラウド２２の中間平面に
対しほぼ垂直となっている。その結果、シュラウド２２
が前述したように空間的に配置されたアンチトルク装置
１８の空間的配置は、その軸線１９がヘリコプタ１０の
横軸Ｙ−Ｙに対し予め定められた第１傾斜角θ１だけオ
フセットしたものとなる。

【００８４】空気流ダクト４０の構造は、ダクト直径４
２と、ダクト幅４４（横寸法）と、予め設定された一定
半径の入口縁部４６Ｒを有する入口４６と、末広がり状
に拡開するダクト部分４８と、予め設定された一様でな
い半径の出口縁部５０Ｒを有する出口５０と、を具えて
いる。ダクト４０を形成するこれらの要素の形状及び寸
法は、本発明によるアンチトルク装置１８の空気力学的
な全動作に影響を及ぼす。

【００８５】主ロータの直径や得られるエンジンパワー
やファンアセンブリ６０の寸法のような条件は、ダクト
直径４２の寸法に影響を及ぼす。主ロータアセンブリ１
４の直径やその動作特性は、主ロータアセンブリ１４が
誘起するトルク効果を相殺するためにアンチトルク装置
１８が生ぜしめる必要のあるアンチトルク推力の範囲と
関連している。更に、アンチトルク装置１８は、前述し
た条件（例えば所定のホバリング状態でのターン能力）
のようなヘリコプタ１０の飛行動作条件により規定され
る所定の追加の推力を生ぜしめるよう動作する必要があ
る。ファンアセンブリ６０の寸法（例えば尾部ロータブ
レードのスパン）は、本発明によるアンチトルク装置１
８の推力発生能力の主たる決定要因の１つである。

【００８６】しかし、ファンアセンブリ６０の直径は、
ダクト直径４２の寸法に直接関連し、この寸法に影響を
及ぼす（なお、説明の便宜上、ファンアセンブリ６０の
直径をダクト直径４２にほぼ等しいとしている）。ダク
ト直径４２を増大させることにより必要なアンチトルク
推力を発生させるのに用いるファンアセンブリ６０の直
径を大きくでき、これによりアンチトルク装置１８を必
要とするパワー及び高調波騒音の周波数を減少させる。
しかし、このような構造にすることによりアンチトルク
装置１８の重量、従って全システムの重量を増大させ
る。ダクト直径４２を減少させることによりファンアセ
ンブリ６０の直径（従って重量）を減少させると、高調
波騒音の周波数が増大し、しかも必要なアンチトルク推
力を生ぜしめるのにより多くのパワーを必要とする。本
発明によるアンチトルク装置１８に対し最適なダクト直
径４２を得るには、これらのファクタが重要となる。一
好適例では、ダクト直径４２を（図６を参照して尾部ロ
ータブレードの平面で測って）約４．５フィートとす
る。

【００８７】最適には、ダクト幅（横寸法）４４と直径
（Ｌ／Ｄ）との比を１．０としてアンチトルク装置１８
が生じるアンチトルク推力を最大にする（Ｌ／Ｄ比は説
明の目的でダクト直径４２に等しいものとしたファンア
センブリ６０の直径に基づくものであり、以下のファン
アセンブリ６０の説明を参照されたい）。しかし、ダク
ト幅４４を直径に等しくするということは尾翼構造体２
０にとって実際的なことではない。その理由は、このよ
うにすると、シュラウド２２の幅（横寸法）が大きくな
り、その結果、尾翼構造体２０の重量が過大となってし
まう為である。実際的な設計上でダクト幅４４を決定す
る主たるファクタは、後に詳細に説明するように、尾部
ロータブレードの平面とハブ支柱の前縁との間の離間距
離である。本発明者は、Ｌ／Ｄ比を約０．４とすること
により必要なアンチトルク推力を有効に得ることのでき
るアンチトルク装置１８の構造が得られるということを
確かめた。一好適例では空気流ダクト４０のダクト幅４
４を約１．８フィートとした。

【００８８】ダクト内にファンを設けたアンチトルク装
置１８の空気力学的性能は、入口４６の形状により著し
く影響を受ける。入口４６の形状は、多量な（かたまり
の）空気流の流入のひずみ（空気流速度分布の不均一
性）の程度と、（粘性によりとどめられる又は剥離す
る）境界層の空気流の特性と、多量の空気流の流入の方
向転換により尾翼構造体２０に与えられる横からの力
と、に基づいて設定される。入口４６の形状によって、
所定量の空気流が流れるファンアセンブリ６０では、所
定の境界層及び比較的均一な速度分布が与えられ、乱気
流が実用レベルに抑制される。

【００８９】湾曲した入口形状が多量な空気流の分離効
果を考慮してある為に縁部が急峻な入口形状よりも好ま
しいことは明らかである。曲率半径を小さくした入口４
６と、（ファンアセンブリ６０のブレード平面に続い
て）下流に拡開したダクト部分４８とを組合せることに
より、多量の空気流の流入を入口面に引き付けたままに
し、これによりホバリング及び高速の飛行姿勢の双方に
おいて良好な性能を得ることができるということを確か
めた。本発明者は、入口の縁部の半径４６Ｒとダクト直
径４２との比を０．０６５〜約０．０７５よりも大きく
することにより、ホバリング及び高速飛行姿勢中に満足
な多量の空気流の流入を得るということを確かめた。一
好適例では、アンチトルク装置１８が約４インチの入口
半径４６Ｒを有するようにする。

【００９０】（ファンアセンブリ６０の尾部ロータブレ
ードの平面から下流の空気流ダクト４０の部分として規
定した）空気流ダクト４０の拡開ダクト部分４８の形状
と、出口５０の形状とが相俟って、多量の空気流の流出
に影響を及ぼし、これによりアンチトルク装置１８の性
能に影響を及ぼす。拡開ダクト部分４８及び出口５０
は、空気流ダクト４０からの多量の空気流の分離を阻止
するとともに、アンチトルク装置１８の機尾方向での後
流の縮流を排除するような形状とする。拡開ダクト部分
４８と出口５０との間の有効な相互作用により、飛行動
作中にアンチトルク装置１８内への多量の空気流の流入
を増大させる。

【００９１】この拡開ダクト部分４８の形状により、ダ
クト４０における圧力の回復を容易にする。しかし、拡
開角を過大にすると空気流がダクトの壁部から分離（剥
離）し、乱気流騒音を増大させ、逆推力動作を劣化させ
る（機首が右に横すべりする飛行状態でダクト４０を通
る多量の空気流が反転し、入口４４が出口として機能
し、出口が入口として機能する）。本発明者は、ダクト
拡開角Φ（図６参照）を約５°とすることにより、ダク
ト４０の拡開ダクト部分４８を通る多量の空気流を引き
付け、しかも逆推力動作中に満足な能力を発揮すること
を見い出した。

【００９２】通常の設計上の理論では、代表的に、縁部
が鋭角形状の（或いは曲率半径の小さな）出口を用いて
多量な空気流の流出を隣設する尾部構造体から明確に分
離させている。鋭角な縁部形状は出口における吸引効果
を最小にする。出口において吸引効果があると、ダクト
内にファンを設けたアンチトルク装置のアンチトルク推
力発生能力を劣化させる。しかし、鋭角な縁部形状は、
出口が多量の空気流の流入を行なうよう有効に機能する
逆推力動作中にアンチトルク装置の性能を劣化させる。

【００９３】本発明者は、一定でない半径の湾曲縁部形
状５０Ｒを有する出口５０により、本発明によるアンチ
トルク装置１８の逆推力能力を改善し、更に前進飛行姿
勢でのアンチトルク装置１８の有害抗力を減少させると
いうことを確かめた。一様でない半径の湾曲縁部形状５
０Ｒを描いた出口５０の一好適例の平面図を図７に示
す。ヘリコプタ１０の前後（長手）軸線Ｘ−Ｘ及び垂直
軸線Ｚ−Ｚは基準フレームを得るために示したもので、
Ｘ＋が前後軸線に沿うヘリコプタ１０の前進飛行方向を
示す。

【００９４】湾曲縁部形状５０Ｒは、一定半径の第１縁
部セグメント５０ＲＳ１と、一定半径の第２縁部セグメ
ント５０ＲＳ２と、これら第１及び第２縁部セグメント
５０ＲＳ１及び５０ＲＳ２間で滑らかに遷移する形状、
つまり半径が連続的に変化する中間遷移セグメント５０
ＲＴＳと、を有している。一定半径の第１縁部セグメン
ト５０ＲＳ１は第２縁部セグメント５０ＲＳ２の曲率半
径Ｒ２よりも小さな曲率半径Ｒ１を有する。一好適例で
は、一定半径の第１縁部セグメント５０ＲＳ１の曲率半
径Ｒ１を約０．５インチとし、一定半径の第２縁部セグ
メント５０ＲＳ２の曲率半径Ｒ２を約４インチとする。

【００９５】図７に示すように、第１縁部セグメント５
０ＲＳ１は湾曲した縁部形状の出口５０の１８０°セク
タであり（このセクタは前後軸に対して対称で、かつ前
側に配置される）、第２縁部セグメント５０ＲＳ２は湾
曲した縁部形状の出口５０の９０°セクタである（この
セクタは前後軸に対して対称で、かつ後側に配置され
る）。一定半径の縁部セグメント５０ＲＳ１，５０ＲＳ
２を異なる角度及び／又は向きの湾曲縁部形状出口５０
のセクタとすることもできることは明らかであり、これ
も本発明の範囲内である。例えば第２縁部セグメント５
０ＲＳ２を湾曲縁部形状出口５０の１２０°セクタとす
ることができる（これも前後軸方向で後半分側に配置さ
れる）。

【００９６】図５Ａ，５Ｂを参照するに、ファンアセン
ブリ６０は、空気力学的に整形したハブ構造体６２と、
このハブ構造体６２を空気流ダクト４２内に装着する為
の、空気力学的に整形した複数の支持支柱６４と、前記
ハブ構造体６２に回転自在に取付けた複数の尾部ロータ
ブレード６６と、を有している。尾部ロータブレード６
６は、推力を発生するよう空気力学的に整形処理されて
いる。ハブ構造体６２は、尾部ロータギヤボックスや、
尾部ロータブレード６６の動作（ピッチの変更）を調整
するサーボ制御装置のようなファンアセンブリ動作用サ
ブシステム６８に対するハウジングとして機能する。ハ
ブ構造体６２は尾部ロータブレード６６に対する回転装
着体としても機能する。

【００９７】尾部ロータブレード６６の平面６６Ｐは、
アンチトルク装置１８の軸線１９に対し直交しており、
図６に示すように入口縁部半径４６Ｒの湾曲終点のすぐ
下流側に位置している。ブレード平面６６Ｐと支柱６４
の前縁との間の離間距離７０は、アンチトルク装置１８
による騒音の発生に影響を与える主たるファクタであ
る。本発明者は、支柱６４によりロータブレード６６に
誘起される音響的な相互作用音を実質的に除去するため
には、離間距離７０と支柱６４の（短軸の）寸法６４ｄ
との比を、後に詳細に説明するように比較的大きく、つ
まり約２．０〜約２．５程度にする必要があるというこ
とを確かめた。

【００９８】支柱６４を楕円状にすることにより、乱気
流や渦風を最少限にすることができる。支柱６４を楕円
形状にすることにより、アンチトルク装置１８の通常動
作中の尾部ロータブレード６６に対する負荷が低減さ
れ、これに伴なう負荷雑音や、分離抗力による推力の減
少損失が低減される。又、楕円形状にすることにより、
逆推力状態での乱気流の摂取が低減され、従って乱気流
によって誘起される負荷から生じる騒音が低減される。
支柱６４の楕円形状及び対応する支柱寸法６４ｄを図６
に例示してある。支柱６４に対する楕円形状は、最小で
も２：１の楕円にする必要があり、好ましくは３〜３．
５：１の楕円にする。

【００９９】本発明のアンチトルク装置１８は、ハブ構
造体６２を空気流ダクト４０内に同軸的に装着する支持
部材として機能する３つの楕円形状の支柱６４を用い
る。各支柱６４の一端をダクト４０中に通し、この支柱
をシュラウド２２の構造上の部材に固着する。第１支柱
（第１の楕円形支持支柱）６４Ａは、（軸線１９に対
し）径（放射）方向に配置され、（ヘリコプタ軸線に対
し）長手方向に向き、ハブ構造体６２と空気流ダクト４
０との間に延在する空気力学的に整形した支持構造体で
ある。制御システムと伝動（トランスミッション）シス
テムとの間を連結する制御棒６８ＣＲ及び騒動軸６８Ｄ
Ｓや、ファンアセンブリ動作サブシステム６８（サーボ
制御及び尾部ロータギヤボックス）は、第１支持構造体
６４Ａ内に収容されている。

【０１００】空気力学的に整形した他の２つの支柱（第
２及び第３の楕円形支持支柱）６４Ｂは、軸線１９から
径方向にオフセットしており、すなわちハブ構造体６２
とシュラウド２２との間の非放射状の装着構造体を構成
する。これらの支柱６４Ｂは、互いに同一線上に配置さ
れており、（ヘリコプタ軸線に対して）垂直方向に向い
ている。非放射状で垂直に向いた支柱６４Ｂを通過する
尾部ロータブレード６６からの流れは、放射状に向いた
支柱（を瞬時的に通過するブレードからの流れ）に比べ
て比較的ゆっくりしており、これによって、尾部ロータ
ブレード６６に及ぼされる圧力（負荷）の勾配がゆるや
かとなる。つまり、支柱６４を非放射状で垂直に向ける
ことにより、ブレードからの負荷により誘起される騒音
を最小にすることができる。

【０１０１】尾部ロータサブシステムは、複数の尾部ロ
ータブレード６６を有する剛固なロータである。音響、
信頼性、耐久性を考慮してアンチトルク装置１８の尾部
ロータサブシステムに対し８枚の尾部ロータブレード６
６を採用した。８枚のロータブレード６６の各々は、１
１枚又は１３枚の尾部ロータブレードを有する（ダクト
内にファンを設けた）アンチトルク装置を採用している
エーロスペーシャルヘリコプタの尾部ロータブレードよ
りも大きく頑丈である。８枚のみのロータブレード６６
を有する尾部ロータアセンブリによって、ブレードを通
過する周波数域が容易に低減され、これによって、ブレ
ードによって発生される騒音の周波数域は、その高音部
分が最大ヒヤリング感度の音声周波数範囲よりも充分に
低くなるとともに、長距離伝搬成分が残るほどには低く
ならない。

【０１０２】回転翼羽根６６は非テーパ状の平面図形形
状を有し、この形状とすることにより最大推力が与えら
れると共に羽根の製造作業が簡単になる。尾部ロータブ
レード６６のエアフォイル段は６４Ａ３２２エアフォイ
ルのようなＮＡＣＡ６４シリーズとし、このＮＡＣＡ６
４シリーズは作動条件の必要範囲に亘って最良の性能
（設計先端速度）を与える。各ロータブレード６６は予
め定められたコードを有し、０．８５ｒａｄ／秒² の偏
揺れ加速性設計性能及び低いブレード荷重を達成する高
い安定性を与える。好適実施例において、予め定めたコ
ードは約０．５５ｆｔとする。各ロータブレード６６
は、ハブから先端における捩れが約−７°の予め定めら
れた捩れを有し、良好な制御応答性、特に低い推力レベ
ル及び負の推力レベルにおける良好な制御応答性を達成
する。

【０１０３】尾部ロータブレード６６はＢＢＦ回転で作
動して主ロータの伴流に対する干渉効果を最小にする。
尾部ロータブレード６６のピッチ制御範囲は、後述する
ように、特に新規な運転性能の影響で向上された運転性
能に応じた様々な推力変化に対して、広範囲な制御範囲
が与えられるように、所定の規制範囲を超えて増加させ
ている。サブシステム６８を作動させるファン組立体の
制御ロッド６８ＣＲは、このようなピッチ変化を達成す
るための手段を構成する。この好適実施例の場合、尾部
ロータブレード６６の制御範囲は約−３５°から＋５０
°である。この＋５０°のピッチ制限は、飛行中におけ
る尾部ロータブレード６６の失速に対応して設定され
る。尾部ロータブレード６６の作動先端速度は、ノイズ
を考慮して設定される。ブレード先端速度を一層低くす
ると、ブレードの先端で発生するノイズの振幅及び周波
数の両方が減少する。ある実施例の場合、パイロットに
よって約６００ｆｔ／秒のブレード先端速度を約５４０
ｆｔ／秒まで低下させられる。別の実施例では、最大ブ
レード先端速度が６７５ｆｔ／秒を超えないように運転
され、この速度は約６２０ｆｔ／秒まで低下させること
ができる。

【０１０４】ロータブレード６６に作用する圧力損失を
最小にすることによりファンアッセンブリ６０を最適に
するため、ロータブレード６６と空気流ダクト４０の表
面との間に微小公差（約０．１インチ）を設ける。約４
〜４．５フィートのファンアッセンブリ全体の直径に対
して少しのクリアランスをとることで、多くの場合、全
ファン直径を用いてダクト直径４２を説明することがで
きる。

【０１０５】作動中におけるダクテッドファンアンチト
ルク装置１８への所定量の空気流の流入特性により、イ
ンレットのリップ構造４６及びこれと隣設するシュラウ
ド２２の一部分は、停止飛行中及び前進飛行中に空力揚
力面として作用し、ダクテッドファンアンチトルク装置
１８のファンアッセンブリによって生ずる付加的な推力
を増強させる。インレットのリップ構造４６及びこれと
隣設するシュラウド２２の一部分によって与えられる推
力増強の結果、図８に線図的に示すように、ファンアッ
センブリ６０では、所定量の空気流の流入における誘導
速度が低下し、この結果、これらの領域における静的圧
力ＲＳＰが低下する。

【０１０６】理想的なダクテッドファンアンチトルク装
置の場合、静的圧力ＲＳＰの低下による吸引力は、その
大きさがダクテッドファンアンチトルク装置によって生
ずる推力に等しく、この結果２倍の最適推力増強が生ず
る。左右に揺れる飛行条件の場合、最適推力増強ファク
タは、誘導された速度依存性によりそれぞれ減少，増加
する。前進飛行の場合、インレットのリップ形状による
推力増加は、流入する所定量の空気流の運動量及びダク
トアウトレット部からの停滞した所定量の空気流の再膨
張により、停止飛行値よりも一層大きくなる。

【０１０７】前述したダクテッドファンアンチトルク装
置の場合、実際の推力増強は、ヘリコプタ１０の停止飛
行及び横方向飛行における最適推力増強にほぼ等しくな
る。前進飛行における実際の推力増強は、所定量の空気
流の流入部での流れの旋回による揚力損失がわずかに生
ずるが、２倍の理想値にほぼ等しい。

【０１０８】本発明によるダクテッドファンアンチトル
ク装置１８は、上述した効果以上の利点を達成する。す
なわち、本発明のダクテッドファンアンチトルク装置１
８によれば、制限されない偏揺れ飛行の場合（３６０°
の急旋回、ここで急旋回は周期的制御による通常のバン
ク角の旋回に対する純粋の偏揺れ旋回によって規定され
る）、約８０ノットで飛行でき、制限される偏揺れ飛行
の場合、約１４０ノットで飛行することができる。本発
明によるダクテッドファンアンチトルク装置１８によっ
て実現されるアンチトルク推力は、高速で前進飛行する
ヘリコプタ１０の急旋回にも利用することができる。す
なわち、約７０〜１１０ノットの前進速度において、約
２〜３．５秒で急旋回することができる（これに対し
て、急激バンク角旋回の場合でも４〜５秒かかる）。垂
直尾翼２８によって与えられる回復運動量により、顕著
な速度減衰及び正のペダルトリム勾配が達成され、急旋
回中における偏揺れが低減される。

【０１０９】さらに、本発明によるダクテッドファンア
ンチトルク装置１８により、ヘリコプタ１０は極めて大
きな横すべり特性（エンベロープ）Ｖ_max を達成でき
る。大きな横すべり角は、露出した尾部ロータアッセン
ブリを有するヘリコプタで通常生ずるような高い羽根負
荷が生ずることなく達成される。本発明のアンチトルク
装置１８の構造により、横すべり飛行中に露出した尾部
ロータブレードに対する抑え角を有効に抑制することが
できる。後退飛行における飛行操作は、流入する所定量
の空気流を直線状にさせるダクトテッドファンアンチト
ルク装置１８の性能により、通常の尾部ロータアッセン
ブリを有するヘリコプタに生じる偏揺れよりも一層小さ
い偏揺で行なうことができ、これによりヘリコプタ１０
に生ずる抑え角を低減することができる。

【０１１０】本発明は上述した実施例だけに限定されず
種々の変更や変形が可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１】一体化尾翼構体に本発明によるダクテッドファ
ンアンチトルク装置を具体化したヘリコプターの側面図
である。

【図２】コンピュータ処理した一体化尾翼構体の一実施
例を示す第１斜視図である。

【図３】コンピュータ処理した一体化尾翼構体の一部分
を示す第２斜視図である。

【図４】４Ａは一体化尾翼構体の一実施例の立体配向を
示す概略図である。４Ｂは図２の一体化尾翼構体の４Ｂ
−４Ｂ線上での断面図である。４Ｃは図４Ａの一体化尾
翼構体のダクテッドファンアンチトルク装置に対する推
力図である。４Ｄは図４Ａの一体化尾翼構体の垂直安定
器に対する力学図である。

【図５】本発明によるダクテッドファンアンチトルク装
置の実施例を示す斜視図である。

【図６】図５Ａのダクテッドファンアンチトルク装置の
６−６線上での断面図である。

【図７】リップ半径が可変のダクテッドファンアンチト
ルク装置の出口の平面図である。

【図８】本発明によるダクテッドファンアンチトルク装
置に対する推力増加機構を概略的に示す図である。

【符号の説明】

１０ ヘリコプター １２ 胴体 １４ 主ロータアセンブリ １６ 尾部支材 １８ ダクテッドファンアンチトルク装置 ２０ 尾部構造 ２２ シュラウド ２４ 棚部 ２６ 閉塞部 ２８ 垂直安定器 ３０ 水平安定器 ４０ 空気流ダクト ４２ ダクト直径 ４４ ダクト幅 ４６ 入口 ４８ ダクト部分 ５０ 出口 ６０ ファンアセンブリ ６２ ハブ構造体 ６４ 支柱 ６６ 尾部ロータブレード

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フィリップ ハワード ルマシュリアー アメリカ合衆国，コネチカット，ニュー フェアフィールド，キャンドル ヒル ロード 16 (72)発明者 スティーブン デイヴィッド ウェイナ ー アメリカ合衆国，コネチカット，オレン ジ，カート レイン 471 (56)参考文献 特開 平４−231290（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−2799（ＪＰ，Ａ) 特公 平２−31201（ＪＰ，Ｂ２) 米国特許2609053（ＵＳ，Ａ) 仏国特許出願公開1531536（ＦＲ，Ａ １) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64C 27/82 B64C 27/20

Claims (16)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 メインロータアッセンブリ（１４）と、
   胴体（１２）と、尾部支材（１６）と、尾部構造体（２
   ０）とを有し、前記尾部構造体（２０）が、シュラウド
   （２２）、垂直尾翼（２８）、及び水平尾翼（３０）を
   含むヘリコプタ用のダクテッドファンアンチトルク装置
   （１８）であって、 軸線（１９）を有するとともに、前記シュラウド（２
   ２）の内部に設けられ、前記軸線（１９）が前記シュラ
   ウド（２２）の中央面（２３）とほぼ直交する空気流ダ
   クト手段（４０）を備え、この空気流ダクト手段（４
   ０）が、 一定半径でリップ状に湾曲するインレット（４６）と、 このインレット（４６）の下流側へ連なる末広がり状の
   ダクト部分（４８）と、この ダクト部分（４８）の終端部に設けられ、半径が一
   定ではなく、かつ、リップ状に湾曲するアウトレット
   （５０）と、を有し、 更に、 前記空気流ダクト手段（４０）に設けられ、ヘリ
   コプタの偏揺れ安定性及び操縦性に対してアンチトルク
   推力を発生させるファンアッセンブリ手段（６０）を備
   え、このファンアッセンブリ手段（６０）が、 ヘリコプタの偏揺れ安定性及び操縦性に対してアンチト
   ルク推力を発生させる 尾部ロータ手段（６６）と、 前記空気流ダクト手段（４４）の内部に同軸状に設けら
   れるとともに、前記尾部ロータ手段（６６）がブレード
   面（６６Ｐ）を構成するように、この尾部ロータ手段
   （６６）を前記空気流ダクト手段（４０）内に同軸状に
   回転可能に支持するハブ構造手段（６２）と、 この ハブ構造手段（６２）を前記空気流ダクト手段（４
   ０）内に同軸状に支持する楕円形状の支持支柱手段（６
   ４）と、を有することを特徴とするダクテッドファンア
   ンチトルク装置。
2. 【請求項２】 請求項１に記載のダクテッドファンアン
   チトルク装置において、前記支持支柱手段（６４）が、 前記ハブ構造手段（６２）と空気流ダクト手段（４０）
   との間で前記軸線（１９）に対して放射状に延在し、前
   記シュラウド（２２）の前後軸（Ｘ−Ｘ）に対して平行
   に向く第１の楕円形支持支柱（６４Ａ）と、 前記ハブ構造手段（６２）と空気流ダクト手段（４０）
   との間で前記軸線（１９）に対して非放射状に延在し、
   前記シュラウド（２２）の垂直軸（Ｚ−Ｚ）に対して平
   行に向く第２及び第３の楕円形支持支柱（６４Ｂ）とを
   具えるダクテッドファンアンチトルク装置。
3. 【請求項３】 請求項２に記載のダクテッドファンアン
   チトルク装置において、前記第２及び第３の楕円形支持
   支柱（６４Ｂ）が、互いに同一線上にあるダクテッドフ
   ァンアンチトルク装置。
4. 【請求項４】 請求項１に記載のダクテッドファンアン
   チトルク装置において、前記支持支柱手段（６４）が予
   め定められた寸法を有し、この予め定められた寸法が、
   前記楕円形状の短軸（６４ｄ）を規定するダクテッドフ
   ァンアンチトルク装置。
5. 【請求項５】 請求項４に記載のダクテッドファンアン
   チトルク装置において、前記支持支柱手段（６４）の楕
   円形状が、前記楕円の短軸（６４ｄ）を規定する予め定
   められた寸法に基き、約２：１から約３．５：１の楕円
   形状とされているダクテッドファンアンチトルク装置。
6. 【請求項６】 請求項５に記載のダクテッドファンアン
   チトルク装置において、前記支持支柱手段（６４）の楕
   円形状が、前記楕円の短軸（６４ｄ）を規定する予め定
   められた寸法に基き、約３：１から約３．５：１の楕円
   形状とされているダクテッドファンアンチトルク装置。
7. 【請求項７】 請求項１に記載のダクテッドファンアン
   チトルク装置において、前記支持支柱手段（６４）が、
   この手段の楕円形状に基く予め定められた距離（７０）
   だけ前記ブレード面（６６Ｐ）から離間したダクテッド
   ファンアンチトルク装置。
8. 【請求項８】 請求項７に記載のダクテッドファンアン
   チトルク装置において、前記支持支柱手段（６４）が、
   前記楕円形状の短軸（６４ｄ）を規定する予め定められ
   た寸法を有し、前記ブレード面（６６Ｐ）と支持支柱手
   段（６４）との間の離間距離を規定する予め定められた
   距離（７０）が、前記支持支柱手段（６４）の前記楕円
   形状の短軸（６４ｄ）を規定する予め定められた寸法の
   約２倍から２．５倍の範囲にあるダクテッドファンアン
   チトルク装置。
9. 【請求項９】 請求項１に記載のダクテッドファンアン
   チトルク装置において、前記尾部ロータ手段（６６）
   が、複数の尾部ロータ羽根（６６）が取り付けられてい
   る固定ロータを具えるダクテッドファンアンチトルク装
   置。
10. 【請求項１０】 請求項９に記載のダクテッドファンア
    ンチトルク装置において、前記尾部ロータ手段（６６）
    が８個の尾部ロータ羽根（６６）を有するダクテッドフ
    ァンアンチトルク装置。
11. 【請求項１１】 請求項１０に記載のダクテッドファン
    アンチトルク装置において、前記尾部ロータ羽根（６
    ６）が、６７５フィート／秒を超えない羽根先端速度を
    有するダクテッドファンアンチトルク装置。
12. 【請求項１２】 請求項１０に記載のダクテッドファン
    アンチトルク装置において、前記尾部ロータ羽根（６
    ６）を、約−３５°から約＋５０°のピッチ角制御範囲
    に亘って調整可能にしたダクテッドファンアンチトルク
    装置。
13. 【請求項１３】 請求項１に記載のダクテッドファンア
    ンチトルク装置において、前記末広がり状のダクト部分
    （４８）が予め定められた一定の拡開角度を有するダク
    テッドファンアンチトルク装置。
14. 【請求項１４】 請求項１３に記載のダクテッドファン
    アンチトルク装置において、前記末広がり状のダクト部
    分（４８）の予め定められた一定の拡開角度を約５°と
    したダクテッドファンアンチトルク装置。
15. 【請求項１５】 請求項１に記載のダクテッドファンア
    ンチトルク装置において、前記アウトレット（５０）の
    湾曲したリップ状部分が、 予め定められた曲率半径を有する第１の一定半径リップ
    状セグメント（５０ＲＳ１）と、前記第１のリップ状セ
    グメント（５０ＲＳ１）の曲率半径よりも大きな予め定
    められた曲率半径を有する第２の一定半径リップ状セグ
    メント（５０ＲＳ２）と、 前記第１セグメント（５０ＲＳ１）と第２セグメント
    （５０ＲＳ２）との間に位置し、これらセグメント間で
    滑らかに形状が変化する中間リップ状セグメント（５０
    ＲＴＳ）と、を具えるダクテッドファンアンチトルク装
    置。
16. 【請求項１６】 請求項１５に記載のダクテッドファン
    アンチトルク装置において、前記第１の一定半径リップ
    状セグメント（５０ＲＳ１）は、湾曲したリップ状形態
    の１８０°の扇部を形成し、この１８０°の扇部は、前
    記前後軸（Ｘ−Ｘ）に対して対称で、かつ前側（Ｘ＋）
    に配置され、前記第２の一定半径のリップ状セグメント
    （５０ＲＳ２）は、湾曲したリップ状形態の９０°の扇
    部を形成し、この９０°の扇部は、前記前後軸（Ｘ−
    Ｘ）に対して対称で、かつ後側（Ｘ−）に配置されてい
    るダクテッドファンアンチトルク装置。