JP3973433B2 - 複合回転翼航空機 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、複合回転翼航空機に関し、特に、所定の降下飛行時に発生するＢＶＩ騒音を低減させることができる複合回転翼航空機に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、物資の輸送、人命救助、国防などの種々の分野において、回転翼航空機が利用されている。この回転翼航空機は、回転翼によって揚力および推力を発生させて飛行するものであるため、固定翼航空機に比べて最大速度が低いという特性を有する。
【０００３】
このため、回転翼航空機の最大速度を増大させる目的で、固定翼と推進装置とを回転翼航空機に装備したもの、すなわち「複合（コンパウンド）」回転翼航空機が提案され、その飛行が実現化している。この複合回転翼航空機は、回転翼の揚力を一部固定翼に負担させるとともに推進装置によって推進力を得ることができるため、通常の回転翼航空機と比較すると最大速度が大きい。近年では、図１５に示したような形態を有する複合回転翼航空機１００が提案されている（米国特許第５７３８３０１号参照）。
【０００４】
一方、回転翼航空機が着陸する際などには、図１６に示すように、先行する回転翼羽根Ｂ１の翼端から流出する翼端渦Ｖと、後続する回転翼羽根Ｂ２とが干渉することによって騒音が発生する。この騒音は、「ＢＶＩ（Blade Vortex Interaction）騒音」と称されており、回転翼航空機の運用の増加を妨げる要因のひとつとなっている。
【０００５】
このＢＶＩ騒音の発生を抑制するために、例えば、米国特許第５４３７４１９号記載の回転翼航空機２００が提案されている（図１７参照）。この回転翼航空機２００は、ＢＶＩ騒音が発生する飛行条件において、胴体２１０の側部に設けられた抵抗板２２０を開くことによって回転翼面を傾斜させて、ＢＶＩ騒音の発生を抑制するものである。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
図１５に示したような複合回転翼航空機１００を採用すると、通常の回転翼航空機と比較して最高速度は大きくなるものの、着陸時などの低速飛行時においては依然としてＢＶＩ騒音が発生する。
【０００７】
一方、図１７に示した回転翼航空機２００を採用すると、ＢＶＩ騒音の低減を図ることができるが、胴体２１０の側部に抵抗板２２０が設けられているため、複合回転翼航空機の構造に適さない可能性があり、高速化を図ることが困難であった。
【０００８】
本発明の課題は、複合回転翼航空機において、所定の降下飛行時に発生するＢＶＩ騒音を低減させることによって、高速化および低騒音化の双方を達成することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
以上の課題を解決するために、請求項１記載の発明は、例えば図１に示すように、揚力を発生させる固定翼と、前進推力を発生させるため回転翼とは別に胴体に設けられた推進手段と、を有する複合回転翼航空機において、機体に作用する抵抗を増大させる抵抗増大手段と、機体の前進速度および降下率に応じて前記抵抗増大手段および前記推進手段を制御する制御手段と、を備え、
前記制御手段は、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に前記抵抗増大手段および前記推進手段を制御することを特徴とする。
【００１０】
請求項１記載の発明によれば、複合回転翼航空機は、揚力を発生させる固定翼と、前進推力を発生させるため回転翼とは別に胴体に設けられた推進手段と、を有するため、回転翼の揚力の一部を固定翼に負担させるとともに推進手段によって推進力を得ることができる。従って、通常の回転翼航空機と比較すると最高速度が格段に大きくなる。
【００１１】
また、請求項１記載の発明によれば、機体に作用する抵抗を増大させる抵抗増大手段と、機体の前進速度および降下率に応じて抵抗増大手段および推進手段を制御する制御手段とを備えるため、例えば、ＢＶＩ騒音が発生するような降下飛行状態において、制御手段によって機体に作用する抵抗を増大または減少させて、回転翼面を前方または後方に傾斜させることができる。このため、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦と後続する回転翼羽根とを離隔させることができ、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００１２】
従って、通常の回転翼航空機よりも最大速度が大きくなり、高速での飛行が実現できるとともに、ＢＶＩ騒音の発生を抑制して低騒音化を図ることができる。すなわち、高速化と低騒音化を同時に達成することができる。
【００１３】
請求項２記載の発明は、請求項１記載の複合回転翼航空機において、例えば図１２に示すように、前記制御手段は、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に、機体の降下率が比較的小さい緩降下飛行領域において前記抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させることによって回転翼面を前方に傾斜させるとともに、機体の降下率が比較的大きい急降下飛行領域において前記推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させることによって回転翼面を後方に傾斜させる、ものであることを特徴とする。
【００１４】
請求項２記載の発明によれば、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に、機体の降下率が比較的小さい緩降下飛行領域において制御手段が抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させて回転翼面を前方に傾斜させるとともに、機体の降下率が比較的大きい急降下飛行領域において制御手段が推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させて回転翼面を後方に傾斜させるものであるため、緩降下飛行領域および急降下飛行領域において異なる制御動作を施して、効果的にＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００１５】
すなわち、「緩降下飛行領域」においては、制御手段によって抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させて回転翼面を前方に傾斜させることによって、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「下方」を通過することとなるため、これら翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避してＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。また、「急降下飛行領域」においては、制御手段によって推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させて回転翼面を後方に傾斜させることによって、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を通過することとなるため、これら翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避してＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００１６】
請求項３記載の発明は、請求項１または２記載の複合回転翼航空機において、例えば図１に示すように、前記固定翼は、その後縁側に可動翼を備えるものであり、前記抵抗増大手段は、前記可動翼であることを特徴とする。
【００１７】
請求項３記載の発明によれば、固定翼の後縁側に設けられた可動翼をフラップやスポイラとして機能させると同時に、抵抗増大手段としても機能させることができる。従って、別途抵抗増大手段を設ける必要がない。
【００１８】
請求項４記載の発明は、請求項１または２記載の複合回転翼航空機において、例えば図１１に示すように、前記固定翼は、その取付角が可変とされてなり、前記抵抗増大手段は、前記固定翼であることを特徴とする。
【００１９】
請求項４記載の発明によれば、固定翼の取付角が可変とされてなるため、固定翼自体を抵抗増大手段として機能させることができる。従って、別途抵抗増大手段を設ける必要がない。
【００２０】
【発明の実施の形態】
[第１の実施の形態］
以下、本発明の実施の形態を、図面に基づいて詳細に説明する。本実施の形態においては、本発明に係る複合回転翼航空機の構成、および、この複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作について説明する。
【００２１】
まず、本実施の形態に係る複合回転翼航空機の構成について説明する。複合回転翼航空機は、図１（ａ）に示すように、胴体１０、主回転翼２０、反トルク制御用ベーン３０、固定翼４０、フラップ５０、補助推進用ファン６０、速度計７０、昇降計８０、および、制御用コンピュータ９０を備えており、主回転翼２０に加えて、揚力を発生させる固定翼４０と前進用の推力を得るための補助推進用ファン６０とを備えることによって、低速飛行時は通常の回転翼航空機としての機能を発揮するとともに、固定翼航空機に近い最高速度を実現できるものである。
【００２２】
主回転翼２０は、揚力および推力を発生させるという機能を果たすものであり、トランスミッション２１を介してエンジン２２によって駆動される。主回転翼２０の構造は、通常のシングルロータタイプの回転翼航空機に採用されるものであれば特に限定はない。また、エンジン２２の種類や個数は、複合回転翼航空機の規模に応じて適宜決めることができる。
【００２３】
反トルク制御用ベーン３０は、図１（ｂ）に示すように、胴体１０後方のテールブーム１１の後方先端部分に回動自在に取り付けられた３枚の翼形部材から構成されるものである。この反トルク制御用ベーン３０は、テールブーム１１内の通路を流れる高速気体の向きを変更して、主回転翼２０のトルクを打ち消して機体の偏揺れ（ヨー）運動を制御するという機能を果たす。
【００２４】
固定翼４０は、揚力を発生させて主回転翼２０の揚力の一部を負担することによって、後述する補助推進用ファン６０とともに最高速度の増大に寄与するものであり、本実施の形態においては胴体１０の側部下方に設けられている。この固定翼４０の大きさ、翼形、設けられる位置などは、複合回転翼航空機の規模や形状などに応じて適宜決めることができる。
【００２５】
フラップ５０は、低速飛行時およびホバリング時における揚力の減少を抑制するとともに、後述するＢＶＩ騒音抑制制御動作の際に使用される「抵抗増大手段」としての機能を果たすものである。フラップ５０は、固定翼４０の略中央に回動軸を介して回動自在に取り付けられており、図１（ａ）に点線で示すように、固定翼４０の翼弦線に対して最大９０°まで回動するようにされている。
【００２６】
補助推進用ファン６０は、前進用の推力を発生させることによって、前記した固定翼４０とともに最高速度の増大に寄与する推進手段であり、ファン駆動用ドライブシャフト６１およびファン駆動用トランスミッション６２を介してエンジン２２によって駆動される。また、この補助推進用ファン６０の前方には、空気取入口６３が設けられている。
【００２７】
速度計７０は、機体の前進速度を検出するものであり、昇降計８０は、機体の上昇率または降下率を検出するものである。また、制御用コンピュータ９０は、速度計７０で検出された機体の前進速度および昇降計８０で検出された機体の降下率に応じて、フラップ５０および補助推進用ファン６０を制御するものである。
【００２８】
次に、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作について説明する。
【００２９】
まず、本実施の形態に係る複合回転翼航空機の具体的制御動作の説明に先立って、図２ないし図４を用いて、ＢＶＩ騒音の発生原理について説明することとする。
【００３０】
ＢＶＩ騒音は、一般的に、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦と後続する回転翼羽根とが干渉して、後続する回転翼羽根の表面上で急激な圧力変動が生じることによって発生する。図２は、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦Ｖの軌跡、および、この翼端渦Ｖと後続する回転翼羽根とが干渉する位置（以下、「翼端渦干渉位置」という）１〜７を、主回転翼の上方から見たものである。主たる騒音源は、図２に示した翼端渦干渉位置２、３および４で発生するＢＶＩ騒音であることが知られている。
【００３１】
図３は、図２に示した翼端渦Ｖの軌跡を、主回転翼の側方から見たものであり、（ａ）は水平飛行時の翼端渦Ｖの軌跡を、（ｂ）は所定の降下率で降下飛行した場合の翼端渦Ｖの軌跡を、（ｃ）は（ｂ）よりも大きい降下率で降下飛行した場合の翼端渦Ｖの軌跡を、それぞれ示している。
【００３２】
水平飛行時においては、主回転翼によって推力を発生させるために回転翼面が前方に傾斜されるのに対し、一様流の方向は水平となる。従って、図３（ａ）に示したように、先行する回転翼羽根Ｂ１の先端から発生する翼端渦Ｖは、この一様流とともに水平に流れるので、後続する回転翼羽根Ｂ２の下方を通過する。この結果、翼端渦Ｖと後続する回転翼羽根Ｂ２とが干渉することがないので、ＢＶＩ騒音は発生しない。
【００３３】
これに対し、降下飛行時においては、主回転翼によって推力を発生させるために回転翼面が前方に傾斜されることに加え、一様流が水平方向に対して一定の角度をなすこととなる（図３（ｂ）、（ｃ）参照）。
【００３４】
従って、回転翼面が水平方向となす角度と、一様流が水平方向となす角度と、が近くなるような所定の降下率で降下飛行する場合（図３（ｂ）参照）には、先行する回転翼羽根Ｂ１の先端から発生する翼端渦Ｖが後続する回転翼羽根Ｂ２と干渉するため、ＢＶＩ騒音が発生することとなる。
【００３５】
一方、図３（ｃ）に示すように、図３（ｂ）に示した降下飛行よりも大きい降下率で降下飛行する場合には、回転翼面が水平方向となす角度に対して、一様流が水平方向となす角度が大きくなる。従って、図３（ｃ）に示したように、先行する回転翼羽根Ｂ１の先端から発生する翼端渦Ｖが、後続する回転翼羽根Ｂ２の上方を通過する。この結果、翼端渦Ｖと後続する回転翼羽根Ｂ２とが干渉することがないので、ＢＶＩ騒音は発生しない。
【００３６】
図４は、横軸に機体の前進速度（ｋｔ）を、縦軸に昇降率（ｆｔ／ｍｉｎ）をとり、ＢＶＩ騒音が発生する領域を示した分布図である。この図４に示すように、機体の前進速度約４０〜約１００ｋｔで、昇降率約−６００〜約０ｆｔ／ｍｉｎ（すなわち降下率約０〜約６００ｆｔ／ｍｉｎ）の飛行領域において、比較的大きいＢＶＩ騒音が発生していることがわかる。
【００３７】
本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作は、前記したようにＢＶＩ騒音が特定の飛行領域（前進速度約４０〜約１００ｋｔ、降下率約０〜約６００ｆｔ／ｍｉｎの飛行領域：この飛行領域を「ＢＶＩ騒音発生域」という）で発生し易いことに着目している。
【００３８】
すなわち、ＢＶＩ騒音発生域において、主回転翼２０の回転翼面を積極的に前方または後方に傾斜させることによって、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦が後続する回転翼羽根の下方または上方を通過するようにして翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避し、ＢＶＩ騒音の発生を抑制するものである。
【００３９】
ここで、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作においては、機体に作用する抵抗を増大または減少させることによって主回転翼２０の回転翼面を前方または後方に傾斜させているが、この原理について図５を用いて説明する。
【００４０】
本原理は、機体前後方向の力の釣り合いの式から導かれるものである。図５は、機体に作用する力を示したものであり、Ｔは主回転翼２０によって発生する推力を、Ｗは機体に作用する重力を、Ｈは主回転翼２０の回転翼面に平行に作用する空気力を、Ｄｆは機体に作用する抵抗を、それぞれ示している。また、図５において、γは一様流が水平方向となす角度（以下、「飛行方向角」という）を、αTPPは回転翼面が一様流となす角度（以下、「ロータ迎角」という）を、それぞれ示している。ここで、γ、αTPP双方とも上向きを「正」としている。すなわち、図５に示したγは「正」、αTPPは「負」である。
【００４１】
図５に示したように、一様流に平行なＸ軸をとると、このＸ軸方向の力の釣り合いは以下のような式で示される。なお、以下の式において、補助推進用ファン６０による前進推力は、抵抗「Ｄｆ」に含まれるものとする。
【数１】
【００４２】
ここで、式の簡略化のため、以下のような近似を行う。
【数２】
【００４３】
これら（２）の近似式を用いることによって、（１）式は以下のように簡略化される。
【数３】
【００４４】
前記（３）式によって、機体に作用する抵抗Ｄｆを増加させると、ロータ迎角αTPPが負の方向（下向き）に増大して、主回転翼２０が前方に傾斜することが明らかとなる。また、機体に作用する抵抗Ｄｆを減少させると、ロータ迎角αTPPが正の方向（上向き）に増大して、主回転翼２０が後方に傾斜することが明らかとなる。
【００４５】
次いで、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた具体的制御動作について説明する。
【００４６】
＜緩降下飛行領域に係る制御動作＞
まず、ＢＶＩ騒音発生域のうち降下率約０〜約３００ｆｔ／ｍｉｎの飛行領域（以上および以下において、「緩降下飛行領域」という）に係る制御動作について説明する。この緩降下飛行領域に係る制御動作は、回転翼面を積極的に前方に傾斜させて、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦が後続する回転翼羽根の「下方」を通過するような状態（図３（ａ）参照）を積極的に作り出すことによって、ＢＶＩ騒音の発生の抑制を図るものである。
【００４７】
具体的には、速度計７０に検出された機体の前進速度が前進速度約４０〜約１００ｋｔの範囲内にあり、かつ、昇降計８０によって検出された機体の降下率が約０〜約３００ｆｔ／ｍｉｎの範囲内にある場合に、制御用コンピュータ９０が固定翼４０の後縁側に取り付けられたフラップ５０を回動させて、このフラップ５０の角度が固定翼４０の翼弦線に対して９０°をなすように設定し（図１参照）、機体に作用する抵抗Ｄｆを増大させる。
【００４８】
機体に作用する抵抗Ｄｆが増大すると、前記した（２）式により、ロータ迎角αTPPが負の方向（下向き）に増大して、主回転翼２０が前方に傾斜する。従って、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の下方を通過する。この結果、翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避することができるので、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００４９】
図６に、この緩降下飛行領域におけるフラップ５０の角度と機体の前進速度との関係、および、推進手段である補助推進用ファン６０による推力（重量比）と機体の前進速度との関係を示している。この図６に示すように、機体の前進速度が０〜４０ｋｔの範囲にあるときには、フラップ５０を９０°に設定して、主回転翼２０がつくりだす吹き下ろし流の流れを妨げないようにすることによって、ホバー効率を向上させることができる。
【００５０】
従来は、図６に点線で示したように、機体の前進速度が４０ｋｔを超えるとフラップ５０の角度を９０°から０°へと漸次戻していたが、本実施の形態では、機体の前進速度が４０ｋｔを超えてもフラップ５０を９０°のまま維持して抵抗増大手段として機能させる。機体の前進速度４０〜１００ｋｔのＢＶＩ騒音発生域においてフラップ５０の角度を９０°のまま維持することによって、機体に作用する抵抗Ｄｆを増大させることができ、主回転翼２０を前方に傾斜させて、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００５１】
一方、図６に示すように、機体の前進速度は、推進手段である補助推進用ファン６０による推力（重量比）の増加に伴って増大させる。
【００５２】
次いで、緩降下飛行領域に係るＢＶＩ騒音抑制制御動作を、（２）式をグラフ化した図７を用いて説明する。
【００５３】
緩降下飛行領域において、例えば機体の前進速度が７０ｋｔの場合においては、降下率が３００ｆｔ／ｍｉｎの場合にＢＶＩ騒音が最大となる。以下、このように前進速度が７０ｋｔで降下率が３００ｆｔ／ｍｉｎの場合を「マキシマムケース」と称し、このマキシマムケースにおける飛行方向角をγ*とする。
【００５４】
図７には、縦軸にロータ迎角αTPPを、横軸に機体に作用する抵抗Ｄｆをとり、前記した「マキシマムケース」における（２）式のグラフを示している（なお、降下飛行状態においては、飛行方向角γが「負」となるため、右辺第２項の「−γ」は「正」の値となる）。この図７に示すように、制御前において機体に作用する抵抗がＤｆ0であったとすると、「マキシマムケース」においては、図７のＡ点に示したようにロータ迎角αTPPの値がほぼゼロとなっており、ＢＶＩ騒音が発生する状態にある。
【００５５】
ここで、本実施の形態に係る制御手段である制御用コンピュータ９０により、抵抗増大手段であるフラップ５０を回動させて機体に作用する抵抗を増大させた結果、抵抗がＤｆ1を超えると、「マキシマムケース」における（２）式のグラフ上のＡ点がＡ1点に移動して、ロータ迎角αTPPの値が「負」となる。このことは、主回転翼２０が前方に傾斜したことを意味する。従って、「マキシマムケース」において、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の下方を通過することとなり、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００５６】
以上説明したとおり、緩降下飛行領域においては、機体に作用する抵抗を増大させてＤｆ1を超えるようにすれば、ロータ迎角αTPPの値が常に「負」となり、一様流に対して回転翼面が前方に傾斜することとなる。従って、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「下方」を常に通過することとなり、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００５７】
＜急降下飛行領域に係る制御動作＞
次に、ＢＶＩ騒音発生域のうち降下率約３００〜約６００ｆｔ／ｍｉｎの飛行領域（以上および以下において、「急降下飛行領域」という）に係る制御動作について説明する。この急降下飛行領域に係る制御動作は、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦が後続する回転翼羽根の「上方」を通過するような状態（図３（ｃ）参照）を積極的に作り出すことによって、ＢＶＩ騒音の発生の抑制を図るものである。
【００５８】
具体的には、速度計７０に検出された機体の前進速度が約４０〜約１００ｋｔの範囲内にあり、かつ、昇降計８０によって検出された機体の降下率が約３００〜約６００ｆｔ／ｍｉｎの範囲内にある場合に、制御用コンピュータ９０が、補助推進用ファン６０によって機体に作用する推力を増加させ、機体に作用する抵抗Ｄｆを減少させる。
【００５９】
機体に作用する抵抗Ｄｆが減少すると、前記した（２）式により、ロータ迎角αTPPが正の方向（上向き）に増大して、主回転翼２０が後方に傾斜する。従って、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を通過する。この結果、翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避することができるので、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００６０】
図８に、この急降下飛行領域におけるフラップ５０の角度と機体の前進速度との関係、および、推進手段である補助推進用ファン６０による推力（重量比）と機体の前進速度との関係を示している。この図８に示すように、機体の前進速度が０〜４０ｋｔの範囲にあるときには、フラップ５０を９０°に設定して、主回転翼２０がつくりだす吹き下ろし流の流れを妨げないようにすることによって、ホバー効率を向上させることができる。また、機体の前進速度が４０ｋｔを超えた場合には、フラップ５０の角度９０°から０°に漸次戻して機体に作用する抵抗を低減させる。
【００６１】
一方、図８に示すように、機体の前進速度が４０ｋｔを超えた時点で補助推進用ファン６０による推力（重量比）を増大させ、機体に作用する抵抗を減少させる。機体の前進速度約４０〜約１００ｋｔのＢＶＩ騒音発生域において、補助推進用ファン６０の推力を増大させることによって、機体に作用する抵抗Ｄｆを減少させることができ、主回転翼２０を後方に傾斜させて、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００６２】
次いで、急降下飛行領域に係るＢＶＩ騒音抑制制御動作を、（２）式をグラフ化した図９を用いて説明する。
【００６３】
図９には、図７と同様に縦軸にロータ迎角αTPPを、横軸に機体に作用する抵抗Ｄｆをとり、前記した「マキシマムケース」における（２）式のグラフを示している。この図９に示すように、制御前において機体に作用する抵抗がＤｆ0であったとすると、「マキシマムケース」においては、図９のＡ点に示したようにロータ迎角αTPPの値がほぼゼロとなっており、ＢＶＩ騒音が発生する状態にある。
【００６４】
ここで、本実施の形態に係る制御手段である制御用コンピュータ９０により、推進手段である補助推進用ファン６０の推力を増大させることによって機体に作用する抵抗を減少させた結果、抵抗がＤｆ2より小さくなると、「マキシマムケース」における（２）式のグラフ上のＡ点がＡ2点に移動して、ロータ迎角αTPPの値が「正」となる。このことは、主回転翼２０が後方に傾斜したことを意味する。従って、「マキシマムケース」において、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を通過することとなり、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００６５】
以上説明したとおり、急降下飛行領域においては、機体に作用する抵抗を減少させてＤｆ2より小さくすれば、ロータ迎角αTPPの値が常に「正」となり、一様流に対して回転翼面が後方に傾斜することとなる。従って、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を常に通過することとなり、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００６６】
なお、機体の前進速度と降下率との相対的関係により、前記した「マキシマムケース」のように緩降下飛行領域と急降下飛行領域の双方に属するケースが生じる。このようなケースにおいては、「緩降下飛行領域」に係る制御動作、または、「急降下飛行領域」に係る制御動作のいずれか一方を採用することによって、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００６７】
続いて、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作を、「ＢＶＩ騒音発生域の移動」という観点から説明する。
【００６８】
本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いてＢＶＩ騒音抑制制御を行わない場合には、ＢＶＩ騒音発生域は図４に示した領域で示されるのは前記したとおりである。この図４に示した領域の中の「最大騒音域」Ｌ（機体の前進飛行速度約６０〜約８０ｋｔ、降下率約２００〜約４００ｆｔ／ｍｉｎの飛行領域）を図１０に実線で示した。
【００６９】
本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作では、図７で説明したように、「緩降下飛行領域」においては機体に作用する抵抗を増大させてＤｆ1を超えるようにし、ロータ迎角αTPPの値が常に「負」となるように制御することによって、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦を後続する回転翼羽根の「下方」を通過させてＢＶＩ騒音の発生を抑制している。
【００７０】
すなわち、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いて「緩降下飛行領域」に係る制御動作を施すと、図１０に示した「最大騒音域」Ｌから下方（降下率の大きい方向）に移動した領域Ｌ1でＢＶＩ騒音が発生することとなる。しかし、「最大騒音域」Ｌから下方に移動した領域Ｌ1においては、前記した「急降下飛行領域」の制御動作が施されるため、ＢＶＩ騒音が発生することはない。
【００７１】
一方、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作では、図９で説明したように、「急降下飛行領域」においては機体に作用する抵抗を減少させてＤｆ2より小さくし、ロータ迎角αTPPの値が常に「正」となるように制御することによって、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦を後続する回転翼羽根の「上方」を通過させてＢＶＩ騒音の発生を抑制している。
【００７２】
すなわち、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いて「急降下飛行領域」に係る制御動作を施すと、図１０に示した「最大騒音域」Ｌから上方（降下率の小さい方向）に移動した領域Ｌ2でＢＶＩ騒音が発生することとなる。しかし、「最大騒音域」Ｌから上方に移動した領域Ｌ2においては、前記した「緩降下飛行領域」の制御動作が施されるため、ＢＶＩ騒音が発生することはない。
【００７３】
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、揚力を発生させる固定翼４０と、前進推力を発生させるため主回転翼２０とは別に胴体１０に設けられた推進手段である補助推進用ファン６０と、を有する。従って、主回転翼２０の揚力の一部を固定翼４０に負担させるとともに補助推進用ファン６０によって推進力を得ることができるので、高速化を図ることができる。
【００７４】
また、本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、機体に作用する抵抗を増大させる抵抗増大手段であるフラップ５０と、機体の前進速度および降下率に応じてフラップ５０および補助推進用ファン６０を制御する制御手段である制御用コンピュータ８０とを備え、この制御用コンピュータ８０は、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に、緩降下飛行領域においてフラップ５０を制御して機体に作用する抵抗を増大させて回転翼面を前方に傾斜させるとともに、機体の降下率が比較的大きい急降下飛行領域において補助推進用ファン６０を制御して機体に作用する前進推力を増大させて回転翼面を後方に傾斜させるものであるため、緩降下飛行領域および急降下飛行領域において異なる制御動作を施して、効果的にＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００７５】
すなわち、「緩降下飛行領域」においては、制御用コンピュータ９０によってフラップ５０を駆動して機体に作用する抵抗Ｄｆを増大させて回転翼面を前方に傾斜させると、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「下方」を通過することとなるため、これら翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避してＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。また、「急降下飛行領域」においては、制御用コンピュータ９０によって補助推進用ファン６０による前進推力を増大させて機体に作用する抵抗Ｄｆを減少させて回転翼面を後方に傾斜させると、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を通過することとなるため、これら翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避してＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００７６】
この結果、通常の回転翼航空機よりも最大速度が大きくなり、高速での飛行が実現できるとともに、ＢＶＩ騒音の発生を抑制して低騒音化を図ることができる。すなわち、高速化と低騒音化を同時に達成することができる。
【００７７】
さらに、本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、固定翼４０の後縁側に設けられたフラップ５０を抵抗増大手段としても機能させることができるため、別途抵抗増大手段を設ける必要がない。
【００７８】
[第２の実施の形態]
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機において抵抗増大手段のみを変更したものであり、その他の構成については実質的に同一であるので、重複する構成については説明を省略する。
【００７９】
本実施の形態においては、図１１に示すように、固定翼４２が回動軸５２を中心として回動可能とされてなる。すなわち、固定翼４２は、制御用コンピュータ９０の制御のもとにその取付角が可変とされ、例えば図１１のように９０°回動させることによって抵抗増大手段として機能させることができ、ＢＶＩ騒音の発生の抑制に寄与することができる。
【００８０】
[第３の実施の形態]
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機において抵抗増大手段のみを変更したものであり、その他の構成については実質的に同一であるので、重複する構成については説明を省略する。
【００８１】
本実施の形態においては、図１２に示すように、固定翼４３の上面および下面にスポイラ５３が設けられている。このスポイラ５３は、制御用コンピュータ９０の制御のもとに開閉され、抵抗増大手段としてＢＶＩ騒音の発生の抑制に寄与することができるものである。
【００８２】
[第４の実施の形態]
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機において、テールブーム後方の構造を変更するとともに推進手段を変更したものであり、その他の構成については実質的に同一であるので、重複する構成については説明を省略する。
【００８３】
本実施の形態においては、図１３に示すように、主回転翼１０のトルクを打ち消すために反トルク制御用ベーン３０に代えてテールロータ３４を設けるとともに、テールブーム１１に水平尾翼１２および垂直尾翼１３を設けている。また、テールロータ３４の後方にプッシャープロペラ６４を設けている。このプッシャープロペラ６４は、制御用コンピュータ９０の制御のもとに駆動制御され、推進手段としてＢＶＩ騒音の発生の抑制に寄与することができるものである。
【００８４】
[第５の実施の形態]
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機において、同軸反転型の主回転翼を採用して反トルク制御用ベーンを不要としたものであるとともに推進手段を変更したものであり、その他の構成要件については実質的に同一であるので、重複する構成については説明を省略する。
【００８５】
本実施の形態においては、図１４に示すように、テールブーム１１の後方に水平尾翼１２Ａおよび垂直尾翼１３Ａを設けるとともに、ダクテッドファン６５を設けている。このダクテッドファン６５は、制御用コンピュータ９０の制御のもとに駆動制御され、推進手段としてＢＶＩ騒音の発生の抑制に寄与することができるものである。
【００８６】
【発明の効果】
請求項１記載の発明によれば、通常の回転翼航空機よりも最大速度が大きくなり、高速での飛行が実現できるとともに、ＢＶＩ騒音の発生を抑制して低騒音化を図ることができる。すなわち、高速化と低騒音化を同時に達成することができる。
【００８７】
請求項２記載の発明によれば、「緩降下飛行領域」および「急降下飛行領域」において異なる制御動作を施して、効果的にＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００８８】
すなわち、「緩降下飛行領域」においては、制御手段によって抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させて回転翼面を前方に傾斜させ、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦が後続する回転翼羽根の「下方」を通過するようにして翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避することによって、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００８９】
また、「急降下飛行領域」においては、制御手段によって推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させて回転翼面を後方に傾斜させ、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦が後続する回転翼羽根の「上方」を通過するようにして翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避することによって、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００９０】
請求項３記載の発明によれば、固定翼の後縁側に設けられた可動翼を、フラップやスポイラとして機能させると同時に抵抗増大手段としても機能させることができる。
【００９１】
請求項４記載の発明によれば、固定翼の取付角が可変とされてなるため、固定翼自体を抵抗増大手段として機能させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機の構成を説明するためのものであり、（ａ）が側面図、（ｂ）が（ａ）のＢ部分の平面図（上から見た図）である。
【図２】ＢＶＩ騒音の発生原理を説明するためのものであり、翼端渦の軌跡と翼端渦干渉位置とを主回転翼の上方から見た状態を示す説明図である。
【図３】ＢＶＩ騒音の発生原理を説明するためのものであり、（ａ）は水平飛行時の翼端渦の軌跡を、（ｂ）は所定の降下率で降下飛行した場合の翼端渦の軌跡を、（ｃ）は（ｂ）よりも大きい降下率で降下飛行した場合の翼端渦の軌跡を、それぞれ主回転翼の側方から見た状態を示す説明図である。
【図４】ＢＶＩ騒音が発生する領域を示す分布図である。
【図５】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作の原理を説明するための説明図である。
【図６】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた緩降下飛行領域におけるＢＶＩ騒音抑制制御動作を説明するためのものであり、（ａ）は抵抗増大手段であるフラップの角度と機体の前進速度との関係を表すグラフであり、（ｂ）は推進手段である補助推進用ファンの推力（重量比）と機体の前進速度との関係を表すグラフである。
【図７】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた緩降下飛行領域に係るＢＶＩ騒音抑制制御動作において、機体に作用する抵抗の増大に伴ったロータ迎角の変化を説明するためのＤｆ−αTPP線図である。
【図８】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた急降下飛行領域におけるＢＶＩ騒音抑制制御動作を説明するためのものであり、（ａ）は抵抗増大手段であるフラップの角度と機体の前進速度との関係を表すグラフであり、（ｂ）は推進手段である補助推進用ファンの推力（重量比）と機体の前進速度との関係を表すグラフである。
【図９】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた急降下飛行領域に係るＢＶＩ騒音抑制制御動作において、機体に作用する抵抗の減少に伴ったロータ迎角の変化を説明するためのＤｆ−αTPP線図である。
【図１０】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作を「ＢＶＩ騒音発生域の移動」という観点から説明するための分布図である。
【図１１】本発明の第２の実施の形態に係る複合回転翼航空機の抵抗発生手段（固定翼）を示す側面図である。
【図１２】本発明の第３の実施の形態に係る複合回転翼航空機の抵抗発生手段（スポイラ）を示す側面図である。
【図１３】本発明の第４の実施の形態に係る複合回転翼航空機の推進手段（プッシャ−プロペラ）を示す斜視図である。
【図１４】本発明の第５の実施の形態に係る複合回転翼航空機の推進手段（ダクテッドファン）を示す斜視図である。
【図１５】従来の複合回転翼航空機の斜視図である。
【図１６】ＢＶＩ騒音の発生原理を説明するための説明図である。
【図１７】従来の回転翼航空機の平面図である。
【符号の説明】
１０ 胴体
１１ テールブーム
１２ 水平尾翼
１２Ａ 水平尾翼
１３ 垂直尾翼
１３Ａ 垂直尾翼
２０ 主回転翼
２１ トランスミッション
２２ エンジン
３０ 反トルク制御用ベーン
３４ テールロータ
４０ 固定翼
４２ 固定翼（取付角可変式）
４３ 固定翼
５０ フラップ
５２ 回動軸
５３ スポイラ
６０ 補助推進用ファン
６１ ファン用ドライブシャフト
６２ ファン駆動用トランスミッション
６４ プッシャ−プロペラ
６５ ダクテッドファン
７０ 速度計
８０ 昇降計
９０ 制御用コンピュータ
１００ 従来の複合回転翼航空機
２００ 従来の回転翼航空機
２１０ 胴体
２２０ 抵抗板
【発明の属する技術分野】
本発明は、複合回転翼航空機に関し、特に、所定の降下飛行時に発生するＢＶＩ騒音を低減させることができる複合回転翼航空機に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、物資の輸送、人命救助、国防などの種々の分野において、回転翼航空機が利用されている。この回転翼航空機は、回転翼によって揚力および推力を発生させて飛行するものであるため、固定翼航空機に比べて最大速度が低いという特性を有する。
【０００３】
このため、回転翼航空機の最大速度を増大させる目的で、固定翼と推進装置とを回転翼航空機に装備したもの、すなわち「複合（コンパウンド）」回転翼航空機が提案され、その飛行が実現化している。この複合回転翼航空機は、回転翼の揚力を一部固定翼に負担させるとともに推進装置によって推進力を得ることができるため、通常の回転翼航空機と比較すると最大速度が大きい。近年では、図１５に示したような形態を有する複合回転翼航空機１００が提案されている（米国特許第５７３８３０１号参照）。
【０００４】
一方、回転翼航空機が着陸する際などには、図１６に示すように、先行する回転翼羽根Ｂ１の翼端から流出する翼端渦Ｖと、後続する回転翼羽根Ｂ２とが干渉することによって騒音が発生する。この騒音は、「ＢＶＩ（Blade Vortex Interaction）騒音」と称されており、回転翼航空機の運用の増加を妨げる要因のひとつとなっている。
【０００５】
このＢＶＩ騒音の発生を抑制するために、例えば、米国特許第５４３７４１９号記載の回転翼航空機２００が提案されている（図１７参照）。この回転翼航空機２００は、ＢＶＩ騒音が発生する飛行条件において、胴体２１０の側部に設けられた抵抗板２２０を開くことによって回転翼面を傾斜させて、ＢＶＩ騒音の発生を抑制するものである。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
図１５に示したような複合回転翼航空機１００を採用すると、通常の回転翼航空機と比較して最高速度は大きくなるものの、着陸時などの低速飛行時においては依然としてＢＶＩ騒音が発生する。
【０００７】
一方、図１７に示した回転翼航空機２００を採用すると、ＢＶＩ騒音の低減を図ることができるが、胴体２１０の側部に抵抗板２２０が設けられているため、複合回転翼航空機の構造に適さない可能性があり、高速化を図ることが困難であった。
【０００８】
本発明の課題は、複合回転翼航空機において、所定の降下飛行時に発生するＢＶＩ騒音を低減させることによって、高速化および低騒音化の双方を達成することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
以上の課題を解決するために、請求項１記載の発明は、例えば図１に示すように、揚力を発生させる固定翼と、前進推力を発生させるため回転翼とは別に胴体に設けられた推進手段と、を有する複合回転翼航空機において、機体に作用する抵抗を増大させる抵抗増大手段と、機体の前進速度および降下率に応じて前記抵抗増大手段および前記推進手段を制御する制御手段と、を備え、
前記制御手段は、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に前記抵抗増大手段および前記推進手段を制御することを特徴とする。
【００１０】
請求項１記載の発明によれば、複合回転翼航空機は、揚力を発生させる固定翼と、前進推力を発生させるため回転翼とは別に胴体に設けられた推進手段と、を有するため、回転翼の揚力の一部を固定翼に負担させるとともに推進手段によって推進力を得ることができる。従って、通常の回転翼航空機と比較すると最高速度が格段に大きくなる。
【００１１】
また、請求項１記載の発明によれば、機体に作用する抵抗を増大させる抵抗増大手段と、機体の前進速度および降下率に応じて抵抗増大手段および推進手段を制御する制御手段とを備えるため、例えば、ＢＶＩ騒音が発生するような降下飛行状態において、制御手段によって機体に作用する抵抗を増大または減少させて、回転翼面を前方または後方に傾斜させることができる。このため、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦と後続する回転翼羽根とを離隔させることができ、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００１２】
従って、通常の回転翼航空機よりも最大速度が大きくなり、高速での飛行が実現できるとともに、ＢＶＩ騒音の発生を抑制して低騒音化を図ることができる。すなわち、高速化と低騒音化を同時に達成することができる。
【００１３】
請求項２記載の発明は、請求項１記載の複合回転翼航空機において、例えば図１２に示すように、前記制御手段は、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に、機体の降下率が比較的小さい緩降下飛行領域において前記抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させることによって回転翼面を前方に傾斜させるとともに、機体の降下率が比較的大きい急降下飛行領域において前記推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させることによって回転翼面を後方に傾斜させる、ものであることを特徴とする。
【００１４】
請求項２記載の発明によれば、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に、機体の降下率が比較的小さい緩降下飛行領域において制御手段が抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させて回転翼面を前方に傾斜させるとともに、機体の降下率が比較的大きい急降下飛行領域において制御手段が推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させて回転翼面を後方に傾斜させるものであるため、緩降下飛行領域および急降下飛行領域において異なる制御動作を施して、効果的にＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００１５】
すなわち、「緩降下飛行領域」においては、制御手段によって抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させて回転翼面を前方に傾斜させることによって、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「下方」を通過することとなるため、これら翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避してＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。また、「急降下飛行領域」においては、制御手段によって推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させて回転翼面を後方に傾斜させることによって、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を通過することとなるため、これら翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避してＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００１６】
請求項３記載の発明は、請求項１または２記載の複合回転翼航空機において、例えば図１に示すように、前記固定翼は、その後縁側に可動翼を備えるものであり、前記抵抗増大手段は、前記可動翼であることを特徴とする。
【００１７】
請求項３記載の発明によれば、固定翼の後縁側に設けられた可動翼をフラップやスポイラとして機能させると同時に、抵抗増大手段としても機能させることができる。従って、別途抵抗増大手段を設ける必要がない。
【００１８】
請求項４記載の発明は、請求項１または２記載の複合回転翼航空機において、例えば図１１に示すように、前記固定翼は、その取付角が可変とされてなり、前記抵抗増大手段は、前記固定翼であることを特徴とする。
【００１９】
請求項４記載の発明によれば、固定翼の取付角が可変とされてなるため、固定翼自体を抵抗増大手段として機能させることができる。従って、別途抵抗増大手段を設ける必要がない。
【００２０】
【発明の実施の形態】
[第１の実施の形態］
以下、本発明の実施の形態を、図面に基づいて詳細に説明する。本実施の形態においては、本発明に係る複合回転翼航空機の構成、および、この複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作について説明する。
【００２１】
まず、本実施の形態に係る複合回転翼航空機の構成について説明する。複合回転翼航空機は、図１（ａ）に示すように、胴体１０、主回転翼２０、反トルク制御用ベーン３０、固定翼４０、フラップ５０、補助推進用ファン６０、速度計７０、昇降計８０、および、制御用コンピュータ９０を備えており、主回転翼２０に加えて、揚力を発生させる固定翼４０と前進用の推力を得るための補助推進用ファン６０とを備えることによって、低速飛行時は通常の回転翼航空機としての機能を発揮するとともに、固定翼航空機に近い最高速度を実現できるものである。
【００２２】
主回転翼２０は、揚力および推力を発生させるという機能を果たすものであり、トランスミッション２１を介してエンジン２２によって駆動される。主回転翼２０の構造は、通常のシングルロータタイプの回転翼航空機に採用されるものであれば特に限定はない。また、エンジン２２の種類や個数は、複合回転翼航空機の規模に応じて適宜決めることができる。
【００２３】
反トルク制御用ベーン３０は、図１（ｂ）に示すように、胴体１０後方のテールブーム１１の後方先端部分に回動自在に取り付けられた３枚の翼形部材から構成されるものである。この反トルク制御用ベーン３０は、テールブーム１１内の通路を流れる高速気体の向きを変更して、主回転翼２０のトルクを打ち消して機体の偏揺れ（ヨー）運動を制御するという機能を果たす。
【００２４】
固定翼４０は、揚力を発生させて主回転翼２０の揚力の一部を負担することによって、後述する補助推進用ファン６０とともに最高速度の増大に寄与するものであり、本実施の形態においては胴体１０の側部下方に設けられている。この固定翼４０の大きさ、翼形、設けられる位置などは、複合回転翼航空機の規模や形状などに応じて適宜決めることができる。
【００２５】
フラップ５０は、低速飛行時およびホバリング時における揚力の減少を抑制するとともに、後述するＢＶＩ騒音抑制制御動作の際に使用される「抵抗増大手段」としての機能を果たすものである。フラップ５０は、固定翼４０の略中央に回動軸を介して回動自在に取り付けられており、図１（ａ）に点線で示すように、固定翼４０の翼弦線に対して最大９０°まで回動するようにされている。
【００２６】
補助推進用ファン６０は、前進用の推力を発生させることによって、前記した固定翼４０とともに最高速度の増大に寄与する推進手段であり、ファン駆動用ドライブシャフト６１およびファン駆動用トランスミッション６２を介してエンジン２２によって駆動される。また、この補助推進用ファン６０の前方には、空気取入口６３が設けられている。
【００２７】
速度計７０は、機体の前進速度を検出するものであり、昇降計８０は、機体の上昇率または降下率を検出するものである。また、制御用コンピュータ９０は、速度計７０で検出された機体の前進速度および昇降計８０で検出された機体の降下率に応じて、フラップ５０および補助推進用ファン６０を制御するものである。
【００２８】
次に、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作について説明する。
【００２９】
まず、本実施の形態に係る複合回転翼航空機の具体的制御動作の説明に先立って、図２ないし図４を用いて、ＢＶＩ騒音の発生原理について説明することとする。
【００３０】
ＢＶＩ騒音は、一般的に、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦と後続する回転翼羽根とが干渉して、後続する回転翼羽根の表面上で急激な圧力変動が生じることによって発生する。図２は、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦Ｖの軌跡、および、この翼端渦Ｖと後続する回転翼羽根とが干渉する位置（以下、「翼端渦干渉位置」という）１〜７を、主回転翼の上方から見たものである。主たる騒音源は、図２に示した翼端渦干渉位置２、３および４で発生するＢＶＩ騒音であることが知られている。
【００３１】
図３は、図２に示した翼端渦Ｖの軌跡を、主回転翼の側方から見たものであり、（ａ）は水平飛行時の翼端渦Ｖの軌跡を、（ｂ）は所定の降下率で降下飛行した場合の翼端渦Ｖの軌跡を、（ｃ）は（ｂ）よりも大きい降下率で降下飛行した場合の翼端渦Ｖの軌跡を、それぞれ示している。
【００３２】
水平飛行時においては、主回転翼によって推力を発生させるために回転翼面が前方に傾斜されるのに対し、一様流の方向は水平となる。従って、図３（ａ）に示したように、先行する回転翼羽根Ｂ１の先端から発生する翼端渦Ｖは、この一様流とともに水平に流れるので、後続する回転翼羽根Ｂ２の下方を通過する。この結果、翼端渦Ｖと後続する回転翼羽根Ｂ２とが干渉することがないので、ＢＶＩ騒音は発生しない。
【００３３】
これに対し、降下飛行時においては、主回転翼によって推力を発生させるために回転翼面が前方に傾斜されることに加え、一様流が水平方向に対して一定の角度をなすこととなる（図３（ｂ）、（ｃ）参照）。
【００３４】
従って、回転翼面が水平方向となす角度と、一様流が水平方向となす角度と、が近くなるような所定の降下率で降下飛行する場合（図３（ｂ）参照）には、先行する回転翼羽根Ｂ１の先端から発生する翼端渦Ｖが後続する回転翼羽根Ｂ２と干渉するため、ＢＶＩ騒音が発生することとなる。
【００３５】
一方、図３（ｃ）に示すように、図３（ｂ）に示した降下飛行よりも大きい降下率で降下飛行する場合には、回転翼面が水平方向となす角度に対して、一様流が水平方向となす角度が大きくなる。従って、図３（ｃ）に示したように、先行する回転翼羽根Ｂ１の先端から発生する翼端渦Ｖが、後続する回転翼羽根Ｂ２の上方を通過する。この結果、翼端渦Ｖと後続する回転翼羽根Ｂ２とが干渉することがないので、ＢＶＩ騒音は発生しない。
【００３６】
図４は、横軸に機体の前進速度（ｋｔ）を、縦軸に昇降率（ｆｔ／ｍｉｎ）をとり、ＢＶＩ騒音が発生する領域を示した分布図である。この図４に示すように、機体の前進速度約４０〜約１００ｋｔで、昇降率約−６００〜約０ｆｔ／ｍｉｎ（すなわち降下率約０〜約６００ｆｔ／ｍｉｎ）の飛行領域において、比較的大きいＢＶＩ騒音が発生していることがわかる。
【００３７】
本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作は、前記したようにＢＶＩ騒音が特定の飛行領域（前進速度約４０〜約１００ｋｔ、降下率約０〜約６００ｆｔ／ｍｉｎの飛行領域：この飛行領域を「ＢＶＩ騒音発生域」という）で発生し易いことに着目している。
【００３８】
すなわち、ＢＶＩ騒音発生域において、主回転翼２０の回転翼面を積極的に前方または後方に傾斜させることによって、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦が後続する回転翼羽根の下方または上方を通過するようにして翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避し、ＢＶＩ騒音の発生を抑制するものである。
【００３９】
ここで、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作においては、機体に作用する抵抗を増大または減少させることによって主回転翼２０の回転翼面を前方または後方に傾斜させているが、この原理について図５を用いて説明する。
【００４０】
本原理は、機体前後方向の力の釣り合いの式から導かれるものである。図５は、機体に作用する力を示したものであり、Ｔは主回転翼２０によって発生する推力を、Ｗは機体に作用する重力を、Ｈは主回転翼２０の回転翼面に平行に作用する空気力を、Ｄｆは機体に作用する抵抗を、それぞれ示している。また、図５において、γは一様流が水平方向となす角度（以下、「飛行方向角」という）を、αTPPは回転翼面が一様流となす角度（以下、「ロータ迎角」という）を、それぞれ示している。ここで、γ、αTPP双方とも上向きを「正」としている。すなわち、図５に示したγは「正」、αTPPは「負」である。
【００４１】
図５に示したように、一様流に平行なＸ軸をとると、このＸ軸方向の力の釣り合いは以下のような式で示される。なお、以下の式において、補助推進用ファン６０による前進推力は、抵抗「Ｄｆ」に含まれるものとする。
【数１】
ここで、式の簡略化のため、以下のような近似を行う。
【数２】
これら（２）の近似式を用いることによって、（１）式は以下のように簡略化される。
【数３】
前記（３）式によって、機体に作用する抵抗Ｄｆを増加させると、ロータ迎角αTPPが負の方向（下向き）に増大して、主回転翼２０が前方に傾斜することが明らかとなる。また、機体に作用する抵抗Ｄｆを減少させると、ロータ迎角αTPPが正の方向（上向き）に増大して、主回転翼２０が後方に傾斜することが明らかとなる。
【００４５】
次いで、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた具体的制御動作について説明する。
【００４６】
＜緩降下飛行領域に係る制御動作＞
まず、ＢＶＩ騒音発生域のうち降下率約０〜約３００ｆｔ／ｍｉｎの飛行領域（以上および以下において、「緩降下飛行領域」という）に係る制御動作について説明する。この緩降下飛行領域に係る制御動作は、回転翼面を積極的に前方に傾斜させて、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦が後続する回転翼羽根の「下方」を通過するような状態（図３（ａ）参照）を積極的に作り出すことによって、ＢＶＩ騒音の発生の抑制を図るものである。
【００４７】
具体的には、速度計７０に検出された機体の前進速度が前進速度約４０〜約１００ｋｔの範囲内にあり、かつ、昇降計８０によって検出された機体の降下率が約０〜約３００ｆｔ／ｍｉｎの範囲内にある場合に、制御用コンピュータ９０が固定翼４０の後縁側に取り付けられたフラップ５０を回動させて、このフラップ５０の角度が固定翼４０の翼弦線に対して９０°をなすように設定し（図１参照）、機体に作用する抵抗Ｄｆを増大させる。
【００４８】
機体に作用する抵抗Ｄｆが増大すると、前記した（２）式により、ロータ迎角αTPPが負の方向（下向き）に増大して、主回転翼２０が前方に傾斜する。従って、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の下方を通過する。この結果、翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避することができるので、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００４９】
図６に、この緩降下飛行領域におけるフラップ５０の角度と機体の前進速度との関係、および、推進手段である補助推進用ファン６０による推力（重量比）と機体の前進速度との関係を示している。この図６に示すように、機体の前進速度が０〜４０ｋｔの範囲にあるときには、フラップ５０を９０°に設定して、主回転翼２０がつくりだす吹き下ろし流の流れを妨げないようにすることによって、ホバー効率を向上させることができる。
【００５０】
従来は、図６に点線で示したように、機体の前進速度が４０ｋｔを超えるとフラップ５０の角度を９０°から０°へと漸次戻していたが、本実施の形態では、機体の前進速度が４０ｋｔを超えてもフラップ５０を９０°のまま維持して抵抗増大手段として機能させる。機体の前進速度４０〜１００ｋｔのＢＶＩ騒音発生域においてフラップ５０の角度を９０°のまま維持することによって、機体に作用する抵抗Ｄｆを増大させることができ、主回転翼２０を前方に傾斜させて、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００５１】
一方、図６に示すように、機体の前進速度は、推進手段である補助推進用ファン６０による推力（重量比）の増加に伴って増大させる。
【００５２】
次いで、緩降下飛行領域に係るＢＶＩ騒音抑制制御動作を、（２）式をグラフ化した図７を用いて説明する。
【００５３】
緩降下飛行領域において、例えば機体の前進速度が７０ｋｔの場合においては、降下率が３００ｆｔ／ｍｉｎの場合にＢＶＩ騒音が最大となる。以下、このように前進速度が７０ｋｔで降下率が３００ｆｔ／ｍｉｎの場合を「マキシマムケース」と称し、このマキシマムケースにおける飛行方向角をγ*とする。
【００５４】
図７には、縦軸にロータ迎角αTPPを、横軸に機体に作用する抵抗Ｄｆをとり、前記した「マキシマムケース」における（２）式のグラフを示している（なお、降下飛行状態においては、飛行方向角γが「負」となるため、右辺第２項の「−γ」は「正」の値となる）。この図７に示すように、制御前において機体に作用する抵抗がＤｆ0であったとすると、「マキシマムケース」においては、図７のＡ点に示したようにロータ迎角αTPPの値がほぼゼロとなっており、ＢＶＩ騒音が発生する状態にある。
【００５５】
ここで、本実施の形態に係る制御手段である制御用コンピュータ９０により、抵抗増大手段であるフラップ５０を回動させて機体に作用する抵抗を増大させた結果、抵抗がＤｆ1を超えると、「マキシマムケース」における（２）式のグラフ上のＡ点がＡ1点に移動して、ロータ迎角αTPPの値が「負」となる。このことは、主回転翼２０が前方に傾斜したことを意味する。従って、「マキシマムケース」において、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の下方を通過することとなり、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００５６】
以上説明したとおり、緩降下飛行領域においては、機体に作用する抵抗を増大させてＤｆ1を超えるようにすれば、ロータ迎角αTPPの値が常に「負」となり、一様流に対して回転翼面が前方に傾斜することとなる。従って、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「下方」を常に通過することとなり、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００５７】
＜急降下飛行領域に係る制御動作＞
次に、ＢＶＩ騒音発生域のうち降下率約３００〜約６００ｆｔ／ｍｉｎの飛行領域（以上および以下において、「急降下飛行領域」という）に係る制御動作について説明する。この急降下飛行領域に係る制御動作は、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦が後続する回転翼羽根の「上方」を通過するような状態（図３（ｃ）参照）を積極的に作り出すことによって、ＢＶＩ騒音の発生の抑制を図るものである。
【００５８】
具体的には、速度計７０に検出された機体の前進速度が約４０〜約１００ｋｔの範囲内にあり、かつ、昇降計８０によって検出された機体の降下率が約３００〜約６００ｆｔ／ｍｉｎの範囲内にある場合に、制御用コンピュータ９０が、補助推進用ファン６０によって機体に作用する推力を増加させ、機体に作用する抵抗Ｄｆを減少させる。
【００５９】
機体に作用する抵抗Ｄｆが減少すると、前記した（２）式により、ロータ迎角αTPPが正の方向（上向き）に増大して、主回転翼２０が後方に傾斜する。従って、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を通過する。この結果、翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避することができるので、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００６０】
図８に、この急降下飛行領域におけるフラップ５０の角度と機体の前進速度との関係、および、推進手段である補助推進用ファン６０による推力（重量比）と機体の前進速度との関係を示している。この図８に示すように、機体の前進速度が０〜４０ｋｔの範囲にあるときには、フラップ５０を９０°に設定して、主回転翼２０がつくりだす吹き下ろし流の流れを妨げないようにすることによって、ホバー効率を向上させることができる。また、機体の前進速度が４０ｋｔを超えた場合には、フラップ５０の角度９０°から０°に漸次戻して機体に作用する抵抗を低減させる。
【００６１】
一方、図８に示すように、機体の前進速度が４０ｋｔを超えた時点で補助推進用ファン６０による推力（重量比）を増大させ、機体に作用する抵抗を減少させる。機体の前進速度約４０〜約１００ｋｔのＢＶＩ騒音発生域において、補助推進用ファン６０の推力を増大させることによって、機体に作用する抵抗Ｄｆを減少させることができ、主回転翼２０を後方に傾斜させて、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００６２】
次いで、急降下飛行領域に係るＢＶＩ騒音抑制制御動作を、（２）式をグラフ化した図９を用いて説明する。
【００６３】
図９には、図７と同様に縦軸にロータ迎角αTPPを、横軸に機体に作用する抵抗Ｄｆをとり、前記した「マキシマムケース」における（２）式のグラフを示している。この図９に示すように、制御前において機体に作用する抵抗がＤｆ0であったとすると、「マキシマムケース」においては、図９のＡ点に示したようにロータ迎角αTPPの値がほぼゼロとなっており、ＢＶＩ騒音が発生する状態にある。
【００６４】
ここで、本実施の形態に係る制御手段である制御用コンピュータ９０により、推進手段である補助推進用ファン６０の推力を増大させることによって機体に作用する抵抗を減少させた結果、抵抗がＤｆ2より小さくなると、「マキシマムケース」における（２）式のグラフ上のＡ点がＡ2点に移動して、ロータ迎角αTPPの値が「正」となる。このことは、主回転翼２０が後方に傾斜したことを意味する。従って、「マキシマムケース」において、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を通過することとなり、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００６５】
以上説明したとおり、急降下飛行領域においては、機体に作用する抵抗を減少させてＤｆ2より小さくすれば、ロータ迎角αTPPの値が常に「正」となり、一様流に対して回転翼面が後方に傾斜することとなる。従って、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を常に通過することとなり、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００６６】
なお、機体の前進速度と降下率との相対的関係により、前記した「マキシマムケース」のように緩降下飛行領域と急降下飛行領域の双方に属するケースが生じる。このようなケースにおいては、「緩降下飛行領域」に係る制御動作、または、「急降下飛行領域」に係る制御動作のいずれか一方を採用することによって、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００６７】
続いて、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作を、「ＢＶＩ騒音発生域の移動」という観点から説明する。
【００６８】
本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いてＢＶＩ騒音抑制制御を行わない場合には、ＢＶＩ騒音発生域は図４に示した領域で示されるのは前記したとおりである。この図４に示した領域の中の「最大騒音域」Ｌ（機体の前進飛行速度約６０〜約８０ｋｔ、降下率約２００〜約４００ｆｔ／ｍｉｎの飛行領域）を図１０に実線で示した。
【００６９】
本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作では、図７で説明したように、「緩降下飛行領域」においては機体に作用する抵抗を増大させてＤｆ1を超えるようにし、ロータ迎角αTPPの値が常に「負」となるように制御することによって、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦を後続する回転翼羽根の「下方」を通過させてＢＶＩ騒音の発生を抑制している。
【００７０】
すなわち、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いて「緩降下飛行領域」に係る制御動作を施すと、図１０に示した「最大騒音域」Ｌから下方（降下率の大きい方向）に移動した領域Ｌ1でＢＶＩ騒音が発生することとなる。しかし、「最大騒音域」Ｌから下方に移動した領域Ｌ1においては、前記した「急降下飛行領域」の制御動作が施されるため、ＢＶＩ騒音が発生することはない。
【００７１】
一方、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作では、図９で説明したように、「急降下飛行領域」においては機体に作用する抵抗を減少させてＤｆ2より小さくし、ロータ迎角αTPPの値が常に「正」となるように制御することによって、先行する回転翼羽根の先端から発生する翼端渦を後続する回転翼羽根の「上方」を通過させてＢＶＩ騒音の発生を抑制している。
【００７２】
すなわち、本実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いて「急降下飛行領域」に係る制御動作を施すと、図１０に示した「最大騒音域」Ｌから上方（降下率の小さい方向）に移動した領域Ｌ2でＢＶＩ騒音が発生することとなる。しかし、「最大騒音域」Ｌから上方に移動した領域Ｌ2においては、前記した「緩降下飛行領域」の制御動作が施されるため、ＢＶＩ騒音が発生することはない。
【００７３】
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、揚力を発生させる固定翼４０と、前進推力を発生させるため主回転翼２０とは別に胴体１０に設けられた推進手段である補助推進用ファン６０と、を有する。従って、主回転翼２０の揚力の一部を固定翼４０に負担させるとともに補助推進用ファン６０によって推進力を得ることができるので、高速化を図ることができる。
【００７４】
また、本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、機体に作用する抵抗を増大させる抵抗増大手段であるフラップ５０と、機体の前進速度および降下率に応じてフラップ５０および補助推進用ファン６０を制御する制御手段である制御用コンピュータ８０とを備え、この制御用コンピュータ８０は、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に、緩降下飛行領域においてフラップ５０を制御して機体に作用する抵抗を増大させて回転翼面を前方に傾斜させるとともに、機体の降下率が比較的大きい急降下飛行領域において補助推進用ファン６０を制御して機体に作用する前進推力を増大させて回転翼面を後方に傾斜させるものであるため、緩降下飛行領域および急降下飛行領域において異なる制御動作を施して、効果的にＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００７５】
すなわち、「緩降下飛行領域」においては、制御用コンピュータ９０によってフラップ５０を駆動して機体に作用する抵抗Ｄｆを増大させて回転翼面を前方に傾斜させると、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「下方」を通過することとなるため、これら翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避してＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。また、「急降下飛行領域」においては、制御用コンピュータ９０によって補助推進用ファン６０による前進推力を増大させて機体に作用する抵抗Ｄｆを減少させて回転翼面を後方に傾斜させると、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦は、後続する回転翼羽根の「上方」を通過することとなるため、これら翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避してＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００７６】
この結果、通常の回転翼航空機よりも最大速度が大きくなり、高速での飛行が実現できるとともに、ＢＶＩ騒音の発生を抑制して低騒音化を図ることができる。すなわち、高速化と低騒音化を同時に達成することができる。
【００７７】
さらに、本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、固定翼４０の後縁側に設けられたフラップ５０を抵抗増大手段としても機能させることができるため、別途抵抗増大手段を設ける必要がない。
【００７８】
[第２の実施の形態]
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機において抵抗増大手段のみを変更したものであり、その他の構成については実質的に同一であるので、重複する構成については説明を省略する。
【００７９】
本実施の形態においては、図１１に示すように、固定翼４２が回動軸５２を中心として回動可能とされてなる。すなわち、固定翼４２は、制御用コンピュータ９０の制御のもとにその取付角が可変とされ、例えば図１１のように９０°回動させることによって抵抗増大手段として機能させることができ、ＢＶＩ騒音の発生の抑制に寄与することができる。
【００８０】
[第３の実施の形態]
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機において抵抗増大手段のみを変更したものであり、その他の構成については実質的に同一であるので、重複する構成については説明を省略する。
【００８１】
本実施の形態においては、図１２に示すように、固定翼４３の上面および下面にスポイラ５３が設けられている。このスポイラ５３は、制御用コンピュータ９０の制御のもとに開閉され、抵抗増大手段としてＢＶＩ騒音の発生の抑制に寄与することができるものである。
【００８２】
[第４の実施の形態]
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機において、テールブーム後方の構造を変更するとともに推進手段を変更したものであり、その他の構成については実質的に同一であるので、重複する構成については説明を省略する。
【００８３】
本実施の形態においては、図１３に示すように、主回転翼１０のトルクを打ち消すために反トルク制御用ベーン３０に代えてテールロータ３４を設けるとともに、テールブーム１１に水平尾翼１２および垂直尾翼１３を設けている。また、テールロータ３４の後方にプッシャープロペラ６４を設けている。このプッシャープロペラ６４は、制御用コンピュータ９０の制御のもとに駆動制御され、推進手段としてＢＶＩ騒音の発生の抑制に寄与することができるものである。
【００８４】
[第５の実施の形態]
本実施の形態に係る複合回転翼航空機は、第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機において、同軸反転型の主回転翼を採用して反トルク制御用ベーンを不要としたものであるとともに推進手段を変更したものであり、その他の構成要件については実質的に同一であるので、重複する構成については説明を省略する。
【００８５】
本実施の形態においては、図１４に示すように、テールブーム１１の後方に水平尾翼１２Ａおよび垂直尾翼１３Ａを設けるとともに、ダクテッドファン６５を設けている。このダクテッドファン６５は、制御用コンピュータ９０の制御のもとに駆動制御され、推進手段としてＢＶＩ騒音の発生の抑制に寄与することができるものである。
【００８６】
【発明の効果】
請求項１記載の発明によれば、通常の回転翼航空機よりも最大速度が大きくなり、高速での飛行が実現できるとともに、ＢＶＩ騒音の発生を抑制して低騒音化を図ることができる。すなわち、高速化と低騒音化を同時に達成することができる。
【００８７】
請求項２記載の発明によれば、「緩降下飛行領域」および「急降下飛行領域」において異なる制御動作を施して、効果的にＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００８８】
すなわち、「緩降下飛行領域」においては、制御手段によって抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させて回転翼面を前方に傾斜させ、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦が後続する回転翼羽根の「下方」を通過するようにして翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避することによって、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００８９】
また、「急降下飛行領域」においては、制御手段によって推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させて回転翼面を後方に傾斜させ、先行する回転翼羽根から流出する翼端渦が後続する回転翼羽根の「上方」を通過するようにして翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を回避することによって、ＢＶＩ騒音の発生を抑制することができる。
【００９０】
請求項３記載の発明によれば、固定翼の後縁側に設けられた可動翼を、フラップやスポイラとして機能させると同時に抵抗増大手段としても機能させることができる。
【００９１】
請求項４記載の発明によれば、固定翼の取付角が可変とされてなるため、固定翼自体を抵抗増大手段として機能させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機の構成を説明するためのものであり、（ａ）が側面図、（ｂ）が（ａ）のＢ部分の平面図（上から見た図）である。
【図２】ＢＶＩ騒音の発生原理を説明するためのものであり、翼端渦の軌跡と翼端渦干渉位置とを主回転翼の上方から見た状態を示す説明図である。
【図３】ＢＶＩ騒音の発生原理を説明するためのものであり、（ａ）は水平飛行時の翼端渦の軌跡を、（ｂ）は所定の降下率で降下飛行した場合の翼端渦の軌跡を、（ｃ）は（ｂ）よりも大きい降下率で降下飛行した場合の翼端渦の軌跡を、それぞれ主回転翼の側方から見た状態を示す説明図である。
【図４】ＢＶＩ騒音が発生する領域を示す分布図である。
【図５】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作の原理を説明するための説明図である。
【図６】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた緩降下飛行領域におけるＢＶＩ騒音抑制制御動作を説明するためのものであり、（ａ）は抵抗増大手段であるフラップの角度と機体の前進速度との関係を表すグラフであり、（ｂ）は推進手段である補助推進用ファンの推力（重量比）と機体の前進速度との関係を表すグラフである。
【図７】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた緩降下飛行領域に係るＢＶＩ騒音抑制制御動作において、機体に作用する抵抗の増大に伴ったロータ迎角の変化を説明するためのＤｆ−αTPP線図である。
【図８】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた急降下飛行領域におけるＢＶＩ騒音抑制制御動作を説明するためのものであり、（ａ）は抵抗増大手段であるフラップの角度と機体の前進速度との関係を表すグラフであり、（ｂ）は推進手段である補助推進用ファンの推力（重量比）と機体の前進速度との関係を表すグラフである。
【図９】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いた急降下飛行領域に係るＢＶＩ騒音抑制制御動作において、機体に作用する抵抗の減少に伴ったロータ迎角の変化を説明するためのＤｆ−αTPP線図である。
【図１０】本発明の第１の実施の形態に係る複合回転翼航空機を用いたＢＶＩ騒音抑制制御動作を「ＢＶＩ騒音発生域の移動」という観点から説明するための分布図である。
【図１１】本発明の第２の実施の形態に係る複合回転翼航空機の抵抗発生手段（固定翼）を示す側面図である。
【図１２】本発明の第３の実施の形態に係る複合回転翼航空機の抵抗発生手段（スポイラ）を示す側面図である。
【図１３】本発明の第４の実施の形態に係る複合回転翼航空機の推進手段（プッシャ−プロペラ）を示す斜視図である。
【図１４】本発明の第５の実施の形態に係る複合回転翼航空機の推進手段（ダクテッドファン）を示す斜視図である。
【図１５】従来の複合回転翼航空機の斜視図である。
【図１６】ＢＶＩ騒音の発生原理を説明するための説明図である。
【図１７】従来の回転翼航空機の平面図である。
【符号の説明】
１０ 胴体
１１ テールブーム
１２ 水平尾翼
１２Ａ 水平尾翼
１３ 垂直尾翼
１３Ａ 垂直尾翼
２０ 主回転翼
２１ トランスミッション
２２ エンジン
３０ 反トルク制御用ベーン
３４ テールロータ
４０ 固定翼
４２ 固定翼（取付角可変式）
４３ 固定翼
５０ フラップ
５２ 回動軸
５３ スポイラ
６０ 補助推進用ファン
６１ ファン用ドライブシャフト
６２ ファン駆動用トランスミッション
６４ プッシャ−プロペラ
６５ ダクテッドファン
７０ 速度計
８０ 昇降計
９０ 制御用コンピュータ
１００ 従来の複合回転翼航空機
２００ 従来の回転翼航空機
２１０ 胴体
２２０ 抵抗板
Claims (4)
- 揚力を発生させる固定翼と、前進推力を発生させるため回転翼とは別に胴体に設けられた推進手段と、を有する複合回転翼航空機において、
機体に作用する抵抗を増大させる抵抗増大手段と、
機体の前進速度および降下率に応じて前記抵抗増大手段および前記推進手段を制御する制御手段と、を備え、
前記制御手段は、機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に前記抵抗増大手段および前記推進手段を制御することを特徴とする複合回転翼航空機。 - 前記制御手段は、
機体の前進速度および降下率がＢＶＩ騒音発生域にある場合に、
機体の降下率が比較的小さい緩降下飛行領域において前記抵抗増大手段を制御して機体に作用する抵抗を増大させることによって回転翼面を前方に傾斜させるとともに、
機体の降下率が比較的大きい急降下飛行領域において前記推進手段を制御して機体に作用する前進推力を増大させることによって回転翼面を後方に傾斜させる、
ものであることを特徴とする請求項１記載の複合回転翼航空機。 - 前記固定翼は、
その後縁側に可動翼を備えるものであり、
前記抵抗増大手段は、
前記可動翼であることを特徴とする請求項１または２記載の複合回転翼航空機。 - 前記固定翼は、
その取付角が可変とされてなり、
前記抵抗増大手段は、
前記固定翼であることを特徴とする請求項１または２記載の複合回転翼航空機。
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