JPH0777065A - High speed helicopter - Google Patents

Abstract

PURPOSE:To perform high speed flight of a helicopter by controlling an IBC controller to control the pitch angle of each rotor blade and the axial tension/ thrust controller of a convertible engine by a flight management controller according to the flight speed of an airframe. CONSTITUTION:A helicopter is provided with a plurality of rotor blades 3 to generate an upward lift of an airframe 7. In this case, independent high-order control of the pitch angle of each rotor blade 3 is executed by an IBC controller(Individual Blade Control) 1. Meanwhile, a convertible engine 2 having an axial tension/thrust controller to control a ratio between an axial tension, by which the rotor blades 3 are driven, and thrust exerted directly on the airframe 7 is provided. The IBC controller 1 and the axial tension/thrust controller are controlled by a flight management controller 5 according to the flight speed of the airframe 7. Further, an FADEC(Full Authority Digital Electronic Control) 6 capable of adjusting an output rotation speed may be attached to the convertible engine. Further, a stabilator 4 to control pitching movement of the airframe may be attached to the rear end part of the airframe.

Description

【発明の詳細な説明】Detailed Description of the Invention

【０００１】[0001]

【産業上の利用分野】本発明は、従来のヘリコプタの形
態を保ちつつ、従来のヘリコプタで実現できなかった、
より高速域の飛行を可能にする高速ヘリコプタに関す
る。BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention could not be realized by a conventional helicopter while maintaining the shape of a conventional helicopter.
The present invention relates to a high-speed helicopter that enables flight at higher speeds.

【０００２】[0002]

【従来の技術】従来のヘリコプタは、一定の場所，高度
に静止（ホバリング状態）して、固定翼機では不可能な
オペレーションが出来る反面、固定翼機のように高速で
飛ぶことができない。すなわちヘリコプタは機体の上方
に設けたロータブレード（回転翼）を回転させて、この
ロータブレードにより機体重量を支持する揚力、および
機体を推進する推進力を得なければならない構成となっ
ていることが、その原因となっている。2. Description of the Related Art A conventional helicopter is stationary at a certain place and at a high altitude (hovering state) and can perform an operation that cannot be performed by a fixed-wing aircraft, but cannot fly at a high speed like a fixed-wing aircraft. That is, the helicopter has a configuration in which the rotor blade (rotary blade) provided above the machine body must be rotated to obtain a lift force for supporting the machine body weight and a propulsive force for propelling the machine body by the rotor blade. , That is the cause.

【０００３】このことを、ヘリコプタを上から見た図で
ある、図１９にもとづいて説明すると、機体０７の前進
速度Ｖを大きくすると、前進側のロータブレード０１の
先端速度（ΩＲ＋Ｖ）０５（但し、Ωはロータブレード
の回転数，Ｒはその半径を示す）が音速に近づき抵抗
（ドラッグ）が急激に大きくなるため、それ以上速度を
上げることができず、また、後退側のロータブレード０
２については、機体の前進速度Ｖを大きくすると、その
先端速度（ΩＲ−Ｖ）０６が、小さくなり失速を起し
て、ロータブレード０２が発生すべき所要揚力を得るこ
とができなくなるためである。なお同図で、矢印はロー
タブレード０１〜０４のそれぞれの回転方位角での、ス
パン方向の速度の大きさを示す。This will be described with reference to FIG. 19, which is a view of the helicopter from above. When the forward speed V of the machine body 07 is increased, the tip speed (ΩR + V) 05 of the rotor blade 01 on the forward side (however, , Ω is the number of revolutions of the rotor blade, and R is its radius) approaches the sonic velocity and the resistance (drag) rapidly increases, so the velocity cannot be further increased, and the rotor blade on the retract side 0
Regarding No. 2, when the forward speed V of the airframe is increased, the tip speed (ΩR-V) 06 becomes small and stall occurs, and the required lift force that the rotor blade 02 should generate cannot be obtained. . In the figure, arrows indicate the magnitude of the velocity in the span direction at each rotational azimuth of the rotor blades 01 to 04.

【０００４】また、ロータブレード０１〜０４は、前述
の通り機体重量を空中で支持するため、及びロータブレ
ードの回転面を傾けて機体推進力を得るために、１回転
中の個々ロータブレードの速度変動に対応してピッチ角
を付与する必要がある。このため、従来のヘリコプタで
は図２０，図２１に示すように、スウォッシュプレ−ト
０８を機体０７上部とロータブレード０１〜０４の間に
設け、この傾きを用いてロータブレード０１〜０４の１
回転中のピッチコントロールを行っている。図２０に示
すように、このピッチコントロールは、１回転中の各方
位角Ψに特定された傾き面を摺動するスウォッシュプレ
−ト０８の傾きに合せて、ピッチコントロールロッド０
９で、ロータブレード０１〜０４のピッチコントロール
を行うようにしているため、１回転に１回変化する、数
式１に示すようなピッチコントロールを行う。Further, the rotor blades 01 to 04 support the weight of the machine body in the air as described above, and in order to obtain the machine body propulsion force by inclining the rotation surface of the rotor blades, the speed of each rotor blade during one rotation. It is necessary to give a pitch angle corresponding to the variation. Therefore, in the conventional helicopter, as shown in FIGS. 20 and 21, a swash plate 08 is provided between the upper portion of the fuselage 07 and the rotor blades 01 to 04, and this inclination is used to make one of the rotor blades 01 to 04.
The pitch is controlled during rotation. As shown in FIG. 20, the pitch control is performed by adjusting the pitch control rod 0 according to the inclination of the swash plate 08 that slides on the inclined surface specified by each azimuth angle Ψ during one rotation.
Since the pitch control of the rotor blades 01 to 04 is performed in 9, the pitch control as shown in Formula 1, which changes once per rotation, is performed.

【０００５】[0005]

【数１】 [Equation 1]

【０００６】図２２は、Ｖ／Ω＝μ＝０．３２で飛行し
ているヘリコプタに設けられている、ある特定の翼型Ａ
のロータブレード先端部（Ｘ／Ｒ＝Ｘ＝０．９１３，但
し、Ｘはロータブレード回転中心からの距離）が、１回
転するうちに各方位角Ψで経験する、速度Ｍ（マッハ
数）および迎角α（度）について示したものである。同
図に示すように、ブレード先端部の速度Ｍ（マッハ数）
と迎角αは１回転する間に、謂る「ブレードの８の字
形」という軌跡を描く。これを、前述したように抵抗が
大きくなり、それ以上の速度に出来ない、又は速度が小
さくなりこれをカバーするためにピッチ角を大きくと
り、ロータブレードの気流に対する迎角を大きくして所
要の揚力を得ようとしても失速を起してしまう、いわゆ
る「翼型の作動限界」と重ねて示したものが図２３であ
る。同図に示されるように、翼型Ａのロータブレードを
持つ機体を上記速度で飛行させた場合、前進側及び後退
側のロータブレードの先端部は、前記ブレードの８の字
形軌跡上のＡ点及びＢ点で翼型Ａの作動限界を超えるこ
とが分る。また、機体の速度Ｖを減ずれば、「ブレード
の８の字形」は左側に平行移動し、翼型Ａの作動限界に
入るようになることは容易に理解できよう。FIG. 22 shows a specific airfoil A provided on a helicopter flying at V / Ω = μ = 0.32.
The rotor blade tip (X / R = X = 0.913, where X is the distance from the rotor blade rotation center) experiences each azimuth angle Ψ during one rotation, and the velocity M (Mach number) and It shows the angle of attack α (degrees). As shown in the figure, the blade tip speed M (Mach number)
And the angle of attack α draw a so-called “blade figure eight” locus during one rotation. As mentioned above, the resistance becomes large and the speed cannot be made higher than that, or the speed becomes small and the pitch angle is made large in order to cover this, and the angle of attack of the rotor blade with respect to the air flow is made large to obtain the required speed. FIG. 23 shows the so-called “airfoil operation limit” that causes stall even when trying to obtain lift. As shown in the figure, when an aircraft having a rotor blade of airfoil A is flown at the above speed, the forward and backward rotor blade tips have the points A on the 8-shaped locus of the blade. It can be seen that the operating limit of the airfoil A is exceeded at points B and B. Also, it can be easily understood that if the speed V of the airframe is reduced, the “figure 8 of the blade” moves in parallel to the left side and enters the operation limit of the airfoil A.

【０００７】このため、従来に於ては、機体の速度Ｖを
上げる努力は、主として次の点において払われていた。 （１）翼型を改良して翼型の作動限界を拡げる。翼型Ａ
を翼型Ｂに改良することにより、図２３に示すように翼
型の作動限界Ａを作動限界Ｂまで拡げることができる。 （２）機体の有害抵抗をできるだけ小さくする。スマー
トな機体にして、高速時においても、揚力と推進力の両
方を負担するロータブレードの負担を軽くする。 （３）ロータブレードの先端部に後退角をつける。前進
側のロータブレード先端部の圧縮性の影響を、後退角を
つけることにより小さくして、音速に近づくのを遅ら
せ、抵抗の上昇を押さえる。For this reason, in the past, efforts to increase the speed V of the airframe were mainly made in the following points. (1) Improving the airfoil to expand the operating limit of the airfoil. Airfoil A
23 to the airfoil B, the working limit A of the airfoil can be expanded to the working limit B as shown in FIG. (2) Minimize the harmful resistance of the aircraft. The sleek airframe reduces the load on the rotor blades that bear both lift and propulsion even at high speeds. (3) Set a receding angle at the tip of the rotor blade. The influence of the compressibility of the tip of the rotor blade on the advancing side is reduced by setting the receding angle to delay approaching the sonic velocity and suppress the increase in resistance.

【０００８】しかし、このような努力にもかかわらず、
ヘリコプタの速度限界は２００ノットと超えることはむ
つかしく、技術的な壁につき当っているのが現状であ
る。このため、近年では高速をねらう垂直離着陸機（Ｖ
ＴＯＬ機）としては、機体の上方にロータブレードを備
える、従来のヘリコプタの形態をあきらめ、ティルトロ
ータ機やティルトウィング機のような、従来のヘリコプ
タとは、形態を変えた飛行体の開発に関する技術的努力
が払われつつある。しかし、この様な形態の飛行体が開
発されたとしても、ヘリコプタが利点としている、前記
ホバリング性能は犠牲にせざるを得ず、特殊な用途に限
られることは否めない。However, despite such efforts,
It is difficult for the speed limit of a helicopter to exceed 200 knots, and it is currently the technical barrier. Therefore, in recent years, vertical take-off and landing aircraft (V
As a TOL aircraft, the technology related to the development of an aircraft that has a different shape from a conventional helicopter, such as a tilt rotor aircraft or a tilt wing aircraft, that gives up the form of a conventional helicopter equipped with a rotor blade above the airframe. Efforts are being made. However, even if such an aircraft is developed, the hovering performance, which is an advantage of the helicopter, must be sacrificed, and it cannot be denied that it is limited to special applications.

【０００９】[0009]

【発明が解決しようとする課題】本発明は、機体上方に
ロータブレードを具える、従来のヘリコプタの形態は保
ち、従来のヘリコプタが有する、ホバリング状態を実現
出来るという特性は、生かしつつ、ロータブレードの回
転に付随して、その高速化を阻害していた原因を、出来
る限り回避して、より高速域までの飛行を可能にした高
速ヘリコプタを提供することを課題とする。SUMMARY OF THE INVENTION According to the present invention, the rotor blade is provided above the fuselage, the shape of the conventional helicopter is maintained, and the characteristic of the conventional helicopter that can realize the hovering state is utilized while the rotor blade is utilized. It is an object of the present invention to provide a high-speed helicopter capable of flying to a higher speed range by avoiding as much as possible the cause of impeding the speeding up accompanying the rotation of the.

【００１０】[0010]

【課題を解決するための手段】本発明の高速ヘリコプタ
は次の手段とした。The high speed helicopter of the present invention has the following means.

【００１１】（１） ロータブレード１回転中のピッチ
角の変化、いわゆるピッチコントロールがロータブレー
ド１枚毎に、独立して行うことができるとともに、従来
のヘリコプタで行われている、ロータブレードの１回転
中の各方位角で１回だけピッチ角が設定される「回転数
１次の制御」を、ロータブレードの１回転中の間に２回
（２次），３回（３次）─の割合でピッチ角を設定でき
る、「高次制御」にした個別ブレード制御器（Individu
al Blade Control 装置およびHigher Harmonic Cont
rol 制御器、以下、併せてＩＢＣ制御器という）を設け
た。(1) A change in pitch angle during one rotation of the rotor blade, so-called pitch control, can be independently performed for each rotor blade, and one change of the rotor blade is performed by a conventional helicopter. The "first-order control of the number of revolutions", in which the pitch angle is set only once for each azimuth angle during rotation, is the ratio of two times (secondary) and three times (third) during one rotation of the rotor blade. Individual blade controller (Individu) with "high-order control" that can set pitch angle
al Blade Control unit and Higher Harmonic Cont
rol controller, hereinafter referred to as IBC controller together).

【００１２】（２） エンジンの出力が、ロータブレー
ド回転のための軸力と、ロータブレードを介さず直接に
機体に推進力を発生する推力とに分けられ、しかも軸力
／推力の割合を変えることのできる、軸力／推力制御器
を具えたコンバーチブルエンジンを設けた。(2) The output of the engine is divided into an axial force for rotating the rotor blades and a thrust force for directly generating a propulsive force on the airframe without passing through the rotor blades, and the axial force / thrust ratio is changed. It was equipped with a convertible engine with axial force / thrust controller.

【００１３】（３） ＩＢＣ制御器を作動させ、飛行速
度に応じたロータブレードのピッチコントロールを行う
とともに、軸力／推力制御器を作動させコンバーチブル
エンジンの軸力と推力との比を、飛行速度に応じて制御
するフライトマネジメント制御器を設けた。(3) The IBC controller is operated to control the pitch of the rotor blades according to the flight speed, and the axial force / thrust controller is operated to calculate the ratio of the axial force to the thrust of the convertible engine to the flight speed. A flight management controller that controls according to

【００１４】また、他の本発明の高速ヘリコプタは、上
記（１）〜（３）の手段に加え、次の手段とした。Another high-speed helicopter of the present invention has the following means in addition to the above-mentioned means (1) to (3).

【００１５】（４） 前記コンバーチブルエンジンの燃
料コントロールシステムに、飛行中にコンバーチブルエ
ンジンの出力回転速度を変えることのできる、電子燃料
制御装置（Full Authority Digital Electronic Con
trol, 以下ＦＡＤＥＣという）を設けた。(4) The fuel control system for the convertible engine is capable of changing the output rotation speed of the convertible engine during flight.
trol, hereinafter referred to as FADEC).

【００１６】（５） 前記フライトマネジメント制御器
は、前記（４）の手段に加え、飛行速度に応じＦＡＤＥ
Ｃを介してコンバーチブルエンジンの出力回転速度を変
え、ロータブレードの回転数を制御し得るものとした。(5) In addition to the means of (4) above, the flight management controller may use FADE according to the flight speed.
The rotational speed of the rotor blades can be controlled by changing the output rotational speed of the convertible engine via C.

【００１７】（６） ロータブレードは、変動する回転
数と共振しない構造設計が容易な複合材で形成したさら
に、他の本発明の高速ヘリコプタは、上記（１）〜
（４）の手段に加え、又は上記（１）〜（６）の手段に
加え、次の手段とした。(6) The rotor blade is formed of a composite material that is not resonated with fluctuating rotational speed and is easy to design in structure. Furthermore, another high-speed helicopter of the present invention has the above-mentioned (1) to
In addition to the means of (4) or in addition to the means of (1) to (6) above, the following means was adopted.

【００１８】（７） 機体の後端部に、機体のピッチン
グ運動を制御できるスタビレータを設けた。(7) A stabilizer capable of controlling the pitching movement of the machine body is provided at the rear end of the machine body.

【００１９】（８） 前記フライトマネジメント制御器
は、前記（４）又は前記（６）の手段に加え、機体のピ
ッチング運動に対応させて、機体のピッチング運動が減
少する方向に、スタビレータ作動させる制御を行い得る
ものとした。(8) In addition to the means of (4) or (6), the flight management controller controls the stabilizer to operate in a direction in which the pitching motion of the airframe decreases in response to the pitching motion of the airframe. Can be done.

【００２０】[0020]

【作用】本発明の高速ヘリコプタは、 （１） フライトマネジメント制御器によるＩＢＣ制御
器の作動により、ロータブレードの個別の高次制御を行
うようにしたので、（ａ） 「ブレードの８の字形」を
変形させて、前進側ロータブレード先端部における圧縮
性による抵抗の発散（drag divergence ）を押え、後退
側ロータブレードにおける低速，高迎角による失速（st
all)を回避して、翼型の作動限界を越えるのを、機体が
より高速になるまで遅らせることができる。The high-speed helicopter of the present invention has the following features. (1) The individual high-order control of the rotor blades is performed by the operation of the IBC controller by the flight management controller. Deformation to suppress drag divergence due to compressibility at the tip of the forward rotor blade, and stall due to low speed and high angle of attack at the backward rotor blade (st
All) can be avoided, and exceeding the airfoil's operating limit can be delayed until the aircraft becomes faster.

【００２１】（ｂ） ロータブレードのピッチング，ロ
ーリングのバランスをとることにより、高速におけるト
リム飛行が可能となる。(B) By balancing the pitching and rolling of the rotor blades, trim flight at high speed becomes possible.

【００２２】（ｃ） 高速における機体自重を支持する
揚力を発生できる。(C) It is possible to generate a lift force that supports the weight of the machine body at high speed.

【００２３】（２） フライトマネジメント制御器によ
る軸力／推力制御器の作動により、コンバーチブルエン
ジンの出力を、軸力と推力とに分け、しかも、軸力／推
力の比を変えられるようにしたので、高速飛行時には、
揚力は軸力によるロータブレードで、推進力はエンジン
の推力で分担することができ、高速飛行時のロータブレ
ードの負担を軽減でき、これにより「ブレードの８の字
形」の縦軸、すなわちブレード先端部の迎角の大きさ
と、変化の巾を小さくできるので翼型の作動限界内での
高速飛行が可能になる。(2) By operating the axial force / thrust force controller by the flight management controller, the output of the convertible engine is divided into axial force and thrust, and the ratio of axial force / thrust can be changed. , At high speed,
Lifting force is the rotor blade due to axial force, propulsive force can be shared by the thrust of the engine, and the load on the rotor blade during high-speed flight can be reduced, which allows the vertical axis of the "8-shaped blade", that is, the blade tip. Since the angle of attack of the section and the width of the change can be reduced, high-speed flight within the operating limits of the airfoil becomes possible.

【００２４】また、他の本発明の高速ヘリコプタは上記
（１）〜（２）の作用に加え、 （３） ＦＡＤＥＣを具え、フライトマネジメント制御
器によりＦＡＤＥＣを介して、コンバーチブルエンジン
の出力回転速度（回転数）を変えられるようにしたの
で、（ａ） 高速飛行中に、ロータブレードの回転数を
減らすことにより、「ブレードの８の字形」の横軸、す
なわちロータブレード先端部の速度の変化巾を小さくで
き、これにより前進側ブレードの圧縮性による抵抗発散
(drag divergence)を押さえ、翼型の作動限界内での高
速飛行が可能になる。In addition to the actions (1) and (2) above, another high speed helicopter of the present invention comprises (3) FADEC, and the output rotation speed of the convertible engine ( Since the number of revolutions can be changed, (a) by decreasing the number of revolutions of the rotor blade during high-speed flight, the width of variation of the velocity of the rotor blade tip portion, that is, the horizontal axis of the “blade figure eight” Can be reduced, which results in resistance divergence due to the compressibility of the forward blade.
(drag divergence) is suppressed, and high speed flight within the operating limit of the airfoil becomes possible.

【００２５】（ｂ） また、高速飛行時ロータブレード
の回転数を減らすことによる、前進側ロータブレードの
圧縮性の影響を小さくすることによる前記作用のほか、
逆にロータブレードの回転数を増速することにより、後
退側ロータブレードの失速を防止することも可能にな
り、ロータブレードの翼型特性，作動状況に合せロータ
ブレードの作動環境を、より適切にする制御が可能にな
る。(B) Further, in addition to the above-mentioned action by reducing the influence of the compressibility of the forward rotor blade by reducing the rotational speed of the rotor blade during high speed flight,
On the contrary, by increasing the rotation speed of the rotor blade, it is also possible to prevent the stall of the backward rotor blade, and more appropriately adjust the working environment of the rotor blade according to the blade blade airfoil characteristics and operating conditions. Can be controlled.

【００２６】（ｃ） 従来のヘリコプタが持たなかっ
た、前記ロータブレードの個別の高次制御，軸力・推力
の比制御、および回転数制御と制御パラメータが多くな
り（自由度が増し）、これらを適正に組合わせることに
より、「ブレードの８の字形」を翼型の作動限界に収め
ることが容易になり、より音速に近い高速での飛行が可
能になる。(C) Individual high-order control of the rotor blades, axial force / thrust ratio control, and rotational speed control, which are not possessed by a conventional helicopter, and control parameters are increased (the degree of freedom is increased). By properly combining the above, it becomes easy to keep the "8-shaped shape of the blade" within the operating limit of the airfoil, and it becomes possible to fly at a high speed closer to the speed of sound.

【００２７】（４） ロータブレードを複合材で形成し
たので、繊維の通し方（角度，本数および繊維の種類）
を変えることにより、ロータブレードの剛性，重量を容
易に変えることができ、ロータブレードの変動する回転
数に対して共振しないような固有振動数のものにでき、
安定した高速飛行が可能になる。(4) Since the rotor blade is made of a composite material, how to pass the fiber (angle, number of fibers and type of fiber)
By changing the, the rigidity and weight of the rotor blade can be easily changed, and the natural frequency can be set so that the rotor blade does not resonate with the fluctuating rotation speed of the rotor blade.
It enables stable high speed flight.

【００２８】さらに、他の本発明の高速ヘリコプタは、
上記（１）〜（２）の作用又は（１）〜（４）の作用に
加え、フライトマネジメント制御器により、機体の後端
部に設けたスタビレータを作動制御するようにしたの
で、ロータブレードの先進速度、および後退速度が大き
くなる機体の左右位置での、ロータブレードの揚力不足
に伴う機体縦方向の制御力不足が生じても、スタビレー
タに生じる空気力によって縦方向の制御を行うことがで
き、安定した高速飛行が出来る。Further, another high speed helicopter of the present invention is
In addition to the operations of (1) to (2) or (1) to (4), the flight management controller controls the operation of the stabilizer provided at the rear end of the machine body. Even if there is a shortage of control force in the machine longitudinal direction due to insufficient lift of the rotor blades at the left and right positions of the machine where the advanced speed and the reverse speed increase, the longitudinal control can be performed by the aerodynamic force generated in the stabilizer. , Stable high speed flight is possible.

【００２９】[0029]

【実施例】以下、本発明の実施例について図面により説
明する。図２は、本発明の一実施例としての高速ヘリコ
プタの全体図を示し、図２（Ａ）は平面図、図２（Ｂ）
は側面図である。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 2 shows an overall view of a high-speed helicopter as one embodiment of the present invention, FIG. 2 (A) is a plan view, and FIG. 2 (B).
Is a side view.

【００３０】図において、１は複合材で形成したロータ
ブレード３のピッチコントロールの自由度を増すための
ＩＢＣ制御器、２はロータブレードの回転数を飛行中に
可変とするためのＦＡＤＥＣ６を具えたコンバーチブル
エンジン、４は機体後端に設けられ、機体のピッチング
方向のコントロール力を補うためのスタビレータ、５は
ＩＢＣ制御器，ＦＡＤＥＣ装置，コンバーチブルエンジ
ンの軸力／推力制御器、及びスタビレータなどへ、パイ
ロットの操作や飛行状況に応じて作動量を計算し出力す
るためのフライトマネジメント制御器である。In the figure, 1 is an IBC controller for increasing the degree of freedom in pitch control of a rotor blade 3 formed of a composite material, and 2 is a FADEC 6 for varying the rotational speed of the rotor blade during flight. A convertible engine, 4 is provided at the rear end of the fuselage, and a stabilizer for compensating the control force in the pitching direction of the fuselage, 5 is an IBC controller, a FADEC device, a convertible engine axial force / thrust controller, a stabilizer, and a pilot. It is a flight management controller for calculating and outputting the operation amount according to the operation of the and flight conditions.

【００３１】更に、これらを機能的にブロック図で示し
たものが図１である。システムの中心になるのはフライ
トマネジメント制御器５であり、ここでパイロットの操
舵に従って、最適な制御量を算出して出力し、ＩＢＣ制
御器１，コンバーチブルエンジン（ＦＡＤＥＣ６，軸力
／推力制御器）、およびスタビレータ４をコントロール
する。Further, FIG. 1 shows a functional block diagram of these. The center of the system is the flight management controller 5, which calculates and outputs the optimum control amount according to the steering of the pilot, the IBC controller 1, the convertible engine (FADEC6, axial force / thrust controller). , And the stabilizer 4 are controlled.

【００３２】次に、ＩＢＣ制御器１について説明する。
ＩＢＣ制御器は、従来のピッチコントロールロッドの代
りに、電磁油圧式のＩＢＣアクチュエータを取付け、こ
れをコンピュータで制御することにより数式２で示すよ
うに、１回転中の各方位角Ψにおいて、ロータブレード
のピッチ角が１回，２回，３回，─と変化するようにピ
ッチコントロールを行わせることができる。しかも、各
ロータブレード毎にコントロールを変えることも可能と
している。Next, the IBC controller 1 will be described.
The IBC controller is equipped with an electromagnetic hydraulic IBC actuator instead of the conventional pitch control rod, and by controlling this with a computer, as shown in Formula 2, at each azimuth angle Ψ during one rotation, the rotor blade It is possible to control the pitch so that the pitch angle of changes once, twice, three times, and so on. Moreover, it is possible to change the control for each rotor blade.

【００３３】[0033]

【数２】 [Equation 2]

【００３４】すなわち、従来のヘリコプタのピッチコン
トロールが、数式１で示すように、〔θ₀ ，Ａ₁ ，
Ｂ₁ 〕の３個のパラメータしかコントロールの自由度を
持たせ得なかったのに対し、本実施例では〔θ₀ ，
Ａ₁ ，Ｂ₁ ，Ａ₂ ，Ｂ₂ ，Ａ₃ ，Ｂ₃，─〕と５個以上
のパラメータを自由度として持つコントロールを可能と
している。That is, in the conventional pitch control of the helicopter, as shown in Formula 1, [θ ₀ , A ₁ ,
While only three parameters of B ₁ ], which have the degree of freedom of control, in the present embodiment, [θ ₀ ,
A ₁ , B ₁ , A ₂ , B ₂ , A ₃ , B ₃ ,-] and five or more parameters as degrees of freedom can be controlled.

【００３５】図３により、ＩＢＣ制御器１について説明
する。回転スウォッシュプレ−ト102 とピッチリンク10
3 の間は前述したように、ピッチコントロールロッドに
代え、ＩＢＣアクチュエータ101 を介して結合すること
により、ロータシャフト104の上端部に取付けられ回転
するロータブレード３の各方位角Ψにおけるピッチ角
を、１回転中に２回，３回，─と、各ブレード毎に変え
ることが可能になる。また、ＩＢＣアクチュエータ101
は電磁・油圧式に作動させるため、油圧や電気信号がロ
ータリカップリングやスリップリングを介して固定系か
ら回転系に伝えられ、ロータヘッド上で油圧配管及び電
線105 を通してＩＢＣアクチュエータ101に結合され
る。なお、ＩＢＣアクチュエータ101 が万一故障した場
合にも、従来のヘリコプタと同様の操縦ができるような
安全性を確保するため、操縦桿からの動きはロッド106,
107,108 を介して固定スウォッシュプレ−ト109 、及び
回転スウォッシュ−プレ−ト102 を傾け、前述した主ロ
ータブレード３の迎角を、１回転中に１回変化するよう
なピッチコントロールを行う従来の操縦機構はそのまま
残している。なお同図で、114 は回転シザー，110 は固
定シザー，111 はメインギャボックスを示す。The IBC controller 1 will be described with reference to FIG. Rotating swash plate 102 and pitch link 10
As described above, the pitch angle at each azimuth angle Ψ of the rotor blade 3 attached to the upper end of the rotor shaft 104 is changed by connecting it through the IBC actuator 101 instead of the pitch control rod during the period 3 between It is possible to change each blade twice, three times, and so on during one rotation. In addition, the IBC actuator 101
Operates electromagnetically and hydraulically, hydraulic and electric signals are transmitted from the fixed system to the rotary system via the rotary coupling and slip ring, and are coupled to the IBC actuator 101 on the rotor head through the hydraulic pipe and the electric wire 105. . In addition, even if the IBC actuator 101 should break down, the movement from the control stick is controlled by the rod 106, in order to ensure the safety so that the same operation as a conventional helicopter can be performed.
Conventionally, the fixed swash plate 109 and the rotating swash plate 102 are tilted via 107 and 108 to perform pitch control such that the angle of attack of the main rotor blade 3 is changed once during one rotation. The control mechanism of is left as it is. In the figure, reference numeral 114 is a rotating scissor, 110 is a fixed scissor, and 111 is a main gazette.

【００３６】なお、ＩＢＣ制御器１は、上述実施例のも
のに代え、ＨＨＣ（Higher Harmonic Control)制御器と
呼称されるものでも良い。即ち、上記実施例におけるピ
ッチリンク103 と回転スウォッシュプレート102 を連結
するＩＢＣアクチュエータ101 を、従来通り一定長さの
ピッチコントロールロッドにし、固定スウォッシュプレ
ート109 と回転スウォッシュプレート102 との間に、Ｉ
ＢＣアクチュエータ101 と同じ構造のＨＨＣアクチュエ
ータを介して結合する。そして、ロータヘッド上からの
配管及び電線を通じて、ＨＨＣアクチュエータを電磁、
油圧式に駆動して、回転スウォッシュプレート102 を作
動させ、ロータシャフト104 の上端に取付けられ回転す
るロータブレード３のピッチ角を、前記ピッチコントロ
ールロッドを介して、１回転に２回，３回，─と、各ロ
ータブレード毎に変える。このＨＨＣ制御器によるロー
タブレード３のピッチコントロールは、ＨＨＣアクチュ
エータにより、回転スウォッシュプレート102 を直接制
御することとなり、高次の周波数帯域のピッチ角制御は
可能となるが、上述実施例のＩＢＣ制御器による場合に
比べ、ピッチ角制御の自由度が小さくなる欠点があり、
主として振動、騒音抑制をして快適性向上を目的とする
場合に、利点があるものである。The IBC controller 1 may be called an HHC (Higher Harmonic Control) controller instead of the above-mentioned embodiment. That is, the IBC actuator 101 connecting the pitch link 103 and the rotary swash plate 102 in the above-described embodiment is a pitch control rod having a constant length as in the conventional case, and between the fixed swash plate 109 and the rotary swash plate 102, I
It is coupled via an HHC actuator having the same structure as the BC actuator 101. Then, the HHC actuator is electromagnetically connected through the pipe and the electric wire from above the rotor head,
The rotary swash plate 102 is actuated by hydraulically driving the rotary swash plate 102, and the pitch angle of the rotating rotor blade 3 attached to the upper end of the rotor shaft 104 is rotated twice or three times per rotation through the pitch control rod. ,-, And change for each rotor blade. The pitch control of the rotor blades 3 by the HHC controller directly controls the rotary swash plate 102 by the HHC actuator, and the pitch angle control in the higher order frequency band is possible, but the IBC control of the above embodiment is possible. There is a drawback that the degree of freedom of pitch angle control is smaller than when using a
This is advantageous when mainly aiming to improve comfort by suppressing vibration and noise.

【００３７】ＩＢＣ制御器１の他の実施例を図４及び図
５に示す。いずれもロータブレード根元で機械的にピッ
チ角の変更を行うのではなくロータブレード３の後縁
に、トリムタブ112 を設けて操舵することにより、ある
いは、ロータブレード後縁に吹き出し口113 を設けて、
吹き出し口113 を上下動して、ロータブレード３のピッ
チコントロールを行ったときと同じ効果を空気力学的に
発生させ、ピッチコントロール量Ａ₂ ，Ｂ₂ ，Ａ₃ ，Ｂ
₃ ，─を与えるようにしたものである。Another embodiment of the IBC controller 1 is shown in FIGS. 4 and 5. In both cases, the trim tab 112 is provided at the trailing edge of the rotor blade 3 for steering instead of mechanically changing the pitch angle at the root of the rotor blade, or the blowout port 113 is provided at the trailing edge of the rotor blade.
The same effect as when the pitch control of the rotor blade 3 is performed is generated aerodynamically by moving the blowout port 113 up and down, and the pitch control amounts A ₂ , B ₂ , A ₃ , and B are generated.
It is designed to give ₃ ,.

【００３８】このように、ＩＢＣ制御器１を設けること
により、ロータブレード３の１回転中にピッチ角が何回
も変るような高次の、それもロータブレード３の個々に
ついて、制御ができるようにしたので、図６に示すよう
に、「ブレードの８の字形」を変形させて、前進側ロー
タブレードにおける圧縮性による抵抗の発散を押え、後
退側ロータブレードにおける低速，高迎角による失速を
回避して、ロータブレードが翼型の作動限界を越えるの
を、機体がより高速になるまで遅らせることができる。
また、翼型の作動限界に収めながら、ロータブレードの
機体軸（Ｘ−Ｘ軸）まわり、および機体軸と直交する水
平軸（Ｙ−Ｙ軸）まわりのモーメントの釣り合いがと
れ、ローリングのトリムおよびピッチングのトリムが取
れて、高速におけるトリム飛行が可能になる。さらに、
ロータブレードによって高速における機体自重を支持す
る揚力を発生できる。As described above, by providing the IBC controller 1, it is possible to control each of the rotor blades 3 of high order such that the pitch angle changes many times during one rotation of the rotor blades 3. Therefore, as shown in FIG. 6, by deforming the “8-shaped shape of the blade”, the divergence of resistance due to the compressibility of the forward rotor blade is suppressed, and the stall due to the low speed and high angle of attack of the backward rotor blade is suppressed. By avoiding the rotor blades exceeding their airfoil operating limits can be delayed until the aircraft becomes faster.
In addition, the moments of the rotor blades about the machine axis (X-X axis) and the horizontal axis (Y-Y axis) orthogonal to the machine axis are balanced while keeping the operation limit of the airfoil, and the rolling trim and The pitching trim can be removed and trim flight at high speed is possible. further,
The rotor blade can generate a lift force that supports the weight of the machine body at high speed.

【００３９】次に、軸力／推力制御器を具えたコンバー
チブルエンジン２について説明する。従来のヘリコプタ
に搭載されている、エンジンの出力はすべて出力軸から
取り出す、いわゆるターボシャフトエンジンが用いられ
ている。本実施例のものでは、エンジンの出力を上記タ
ーボシャフトエンジンのように軸出力としても取り出
せ、かつ、同エンジンに大バイパス比の低圧ファンを取
り付けることにより、ターボファンエンジンのようにフ
ァン推力としても取り出せるようなコンバーチブルエン
ジン２を採用した。このようなターボシャフト／ターボ
ファンの両特性を持ったコンバーチブルエンジン２の詳
細については後述するとして、コンバーチブルエンジン
２の採用によりエンジン出力のファン出力への配分比ｅ
＝（ファン出力）／（軸出力）とすれば、コンバーチブ
ルエンジン２を使うことにより、例えば０．５＞ｅ＞０
というように、ｅを変えることができる。大切なこと
は、従来のヘリコプタではｅ＝０に固定されていたのに
対し、本実施例においては、ｅを変化させるという自由
度が有る。これによりロータブレードの負荷を軽減し、
従来できなかったような高速の飛行を可能とした点に特
徴を有するものである。Next, a convertible engine 2 having an axial force / thrust force controller will be described. A so-called turboshaft engine, which is installed in a conventional helicopter and takes out all engine output from an output shaft, is used. In the present embodiment, the output of the engine can be taken out as the shaft output as in the turbo shaft engine, and by attaching a low bypass fan with a large bypass ratio to the engine, it can be used as the fan thrust as in the turbo fan engine. The convertible engine 2 which can be taken out is adopted. The details of the convertible engine 2 having both the characteristics of the turbo shaft / turbo fan will be described later. By adopting the convertible engine 2, the engine output to fan output distribution ratio e
= (Fan output) / (shaft output), for example, 0.5> e > 0 by using the convertible engine 2.
So e can be changed. What is important is that the conventional helicopter is fixed at e = 0, but in this embodiment, there is a degree of freedom to change e. This reduces the load on the rotor blades,
It is characterized in that it enables high-speed flight that could not be achieved in the past.

【００４０】次に、前述したターボシャフト／ターボフ
ァンの両特性を持った、コンバーチブルエンジン２の一
実施例を図７，図８および図９に示す。図７はコンバー
チブルエンジンの一実施例を示す全体断面図、図８は図
７の部分詳細断面図、図９は図８を簡略化して理解しや
すいように概要図にしたものである。これらの図に示す
ように、コンバーチブルエンジンの基本構成は、通常の
ターボファンエンジンと変りがないが、このコンバーチ
ブルエンジン２の特徴は、低圧タービン201 の軸202 が
ロータブレード３駆動用の出力軸204 と、推力ファン21
4 の両方に接続されており、推力と軸出力（軸力）の出
力比率（ｅ）を、図９に示すように、可変流量式油圧ポ
ンプ／モータ215 の流量を制御することで行うことがで
きることにある。同図に基づいて、その作用をのべる
と、コンバーチブルエンジン２の低圧タービン201 の回
転力は、傘歯車203 により低圧タービン201 の軸202 か
らロータブレード駆動用の出力軸204 を経由して、トラ
ンスミッション205 に導びかれ、可変容積式油圧ポンプ
215 とロータブレード３を駆動する。一方、出力タービ
ン201 の回転力は、エンジン２内部に設けられた太陽歯
車210 を介して伝達され、遊星歯車装置207 で減速され
て推力ファン214 も駆動する。ここで、遊星歯車装置20
7 の遊星キャリヤ209 は油圧ポンプ211 に回転結合され
ている。Next, one embodiment of the convertible engine 2 having both the above-mentioned turbo shaft / turbo fan characteristics is shown in FIGS. 7, 8 and 9. 7 is an overall sectional view showing an embodiment of the convertible engine, FIG. 8 is a partial detailed sectional view of FIG. 7, and FIG. 9 is a schematic view of FIG. 8 for simplification and understanding. As shown in these figures, the basic configuration of the convertible engine is the same as that of a normal turbofan engine, but the feature of this convertible engine 2 is that the shaft 202 of the low-pressure turbine 201 is the output shaft 204 for driving the rotor blades 3. And thrust fan 21
The output ratio (e) of thrust and shaft output (axial force) is connected to both 4 and can be controlled by controlling the flow rate of the variable flow rate hydraulic pump / motor 215 as shown in FIG. There is something you can do. Referring to the figure, when the action is described, the rotational force of the low-pressure turbine 201 of the convertible engine 2 is transmitted by the bevel gear 203 from the shaft 202 of the low-pressure turbine 201 via the output shaft 204 for driving the rotor blades to the transmission 205. Guided by a variable displacement hydraulic pump
215 and the rotor blade 3 are driven. On the other hand, the rotational force of the output turbine 201 is transmitted through the sun gear 210 provided inside the engine 2, is decelerated by the planetary gear device 207, and drives the thrust fan 214. Here, the planetary gear unit 20
Seven planet carriers 209 are rotationally coupled to a hydraulic pump 211.

【００４１】可変容積式油圧ポンプ／モータ215 の斜板
217 の斜きをアクチュエータ218 でゼロとした時、吐出
流量もゼロとなって、油圧ポンプ211 の回転は停止し、
遊星キャリヤ209 も停止して、遊星歯車装置207 は通常
の減速機として機能する。また、可変容積式油圧ポンプ
／モータ215 の斜板217 の斜きをアクチュエータ218で
調整すると、その斜きに応じて作動油が配管219 を介し
て循環し、油圧ポンプ211 および遊星キャリヤ209 の回
転速度を制御することができる。遊星キャリヤ209 が回
転することにより、リング歯車208 の回転速度、すなわ
ち推力ファン214 の回転速度は、停止状態から最大速の
間で、任意に調整することが可能となる。なお、同図に
おいて216,212 は、それぞれ可変容積式油圧ポンプ／モ
ータ215、および油圧ポンプ211 のプランジャ，213 は
油圧ポンプの斜板である。さらに、222 はエンジンナセ
ル，220 はガスジェネレータを示す。Swash plate of variable displacement hydraulic pump / motor 215
When the inclination of 217 is set to zero by the actuator 218, the discharge flow rate also becomes zero, the rotation of the hydraulic pump 211 stops, and
The planet carrier 209 also stops and the planetary gear unit 207 functions as a normal speed reducer. Further, when the inclination of the swash plate 217 of the variable displacement hydraulic pump / motor 215 is adjusted by the actuator 218, hydraulic oil circulates through the pipe 219 according to the inclination, and the hydraulic pump 211 and the planet carrier 209 rotate. The speed can be controlled. By the rotation of the planet carrier 209, the rotation speed of the ring gear 208, that is, the rotation speed of the thrust fan 214 can be arbitrarily adjusted between the stopped state and the maximum speed. In the figure, 216 and 212 are the variable displacement hydraulic pump / motor 215 and the plunger of the hydraulic pump 211, and 213 is the swash plate of the hydraulic pump. Further, 222 is an engine nacelle and 220 is a gas generator.

【００４２】可変容積式油圧ポンプ／モータ215 と油圧
ポンプ211 の間を循環する作動油の流量，圧力，伝達馬
力と推力ファンの回転速度との関係（推力ファンの１０
０％回転速度における馬力を１００％とする。）は図１
０のようになり、油圧による伝達馬力がゼロになる点
Ａ、および点Ｂを、それぞれホバリング、及び巡航状態
に選ぶことで、使用頻度の高い状態での油圧ポンプ／モ
ータによる損失馬力を最少限にすることができる。The relationship between the flow rate and pressure of hydraulic oil circulating between the variable displacement hydraulic pump / motor 215 and the hydraulic pump 211, the transmission horsepower, and the rotation speed of the thrust fan (10 of the thrust fan).
The horsepower at 0% rotation speed is 100%. ) Is Figure 1
0, and the points A and B at which the transmission horsepower due to hydraulic pressure becomes zero are selected for hovering and cruise conditions, respectively, to minimize the loss horsepower due to the hydraulic pump / motor in a frequently used state. Can be

【００４３】コンバーチブルエンジン２の他の実施例と
して、図１１に示すような遊星歯車装置207 と摩擦クラ
ッチ223 を用いたものを使用することもできる。この場
合は摩擦クラッチ223 の油圧ピストン224 による接，切
により推力ファン214 への動力伝達が制御される。As another embodiment of the convertible engine 2, it is possible to use one using a planetary gear unit 207 and a friction clutch 223 as shown in FIG. In this case, the power transmission to the thrust fan 214 is controlled by the connection and disconnection of the friction clutch 223 by the hydraulic piston 224.

【００４４】コンバーチブル・エンジン２のもう１つの
実施例として、図１２に示すような、エンジンの推力フ
ァン214 のピッチを可変ピッチリンケージ226 を介し
て、可変ピッチアクチュエータ225 でコントロールする
ことにより、推力ファン214 の出力を制御するようにし
たものを使用することもできる。As another embodiment of the convertible engine 2, as shown in FIG. 12, the pitch of the thrust fan 214 of the engine is controlled by the variable pitch actuator 225 via the variable pitch linkage 226 so that the thrust fan is controlled. Anything designed to control the output of 214 can be used.

【００４５】このように、軸力／推力制御器を具えたコ
ンバーチブルエンジンの採用により、エンジン出力を軸
力と推力とに分け、しかも軸力／推力の比を変えられる
ようにしたので、高速飛行時には、揚力はロータブレー
ドで、推進力はエンジンの推力で分担することができ、
高速飛行時のロータブレードの負担を軽減でき、これに
より「ブレードの８の字形」の縦軸、すなわちブレード
先端部の迎角の大きさと変化の巾を、図１３に示す実線
のものから点線のものに小さくできるので、翼型の作動
限界内での高速飛行が可能になる。Thus, by adopting the convertible engine equipped with the axial force / thrust force controller, the engine output can be divided into the axial force and the thrust force, and the ratio of the axial force / thrust force can be changed. Sometimes the lift is on the rotor blades and the propulsion is on the thrust of the engine,
The load on the rotor blades during high-speed flight can be reduced, so that the vertical axis of the "8-shaped shape of the blade", that is, the magnitude of the angle of attack of the blade tip and the width of the change from the solid line to the dotted line in FIG. Since it can be made small, it can fly at high speed within the operating limits of the airfoil.

【００４６】次に、コンバーチブルエンジンの出力回転
数制御について説明する。従来のヘリコプタでは、ロー
タブレードの回転数は飛行中、常に一定に保たれるよう
に設計されている。その理由は、 （１） 回転数を変化させる最も簡単な方法は、エンジ
ンの出力回転数が変えられるように、エンジンの燃料制
御システムを作ることであるが、従来、これがハイドロ
メカニカル式の制御で行われていたため、飛行中に回転
数を変化させるようなコントロールが機構上非常に困難
であった。Next, the output speed control of the convertible engine will be described. In a conventional helicopter, the rotation speed of the rotor blade is designed to be kept constant during flight. The reasons are: (1) The simplest way to change the engine speed is to make an engine fuel control system so that the engine output speed can be changed. Conventionally, this is a hydromechanical control. Since it was carried out, it was very difficult mechanically to control it by changing the rotation speed during flight.

【００４７】（２） ロータブレードの回転数を飛行中
に変化させると、ロータブレードやドライブシャフトな
どのダイナミックな系を、その変化する回転数に対し
て、共振しないよう固有振動数を避ける設計をしなけれ
ばならない。従来は、ロータブレードに金属などを主用
しているため、構造上、加工上これらの固有振動数を避
けた設計が困難であった。(2) When the rotation speed of the rotor blade is changed during flight, a dynamic system such as the rotor blade and the drive shaft is designed to avoid the natural frequency so as not to resonate with the changing rotation speed. Must. In the past, since the rotor blade was mainly made of metal, it was difficult to avoid these natural frequencies in terms of structure and processing.

【００４８】（３） それらの困難を、敢えて解決して
までロータブレードの回転数を変えなければならない強
いニーズがなかった。 等による。しかしながら、ロータブレードの回転数を減
らすことは、後述するようにヘリコプタの高速化には有
効な手段である。(3) There was no strong need to change the number of revolutions of the rotor blade until the problems were solved. Etc. However, reducing the rotational speed of the rotor blade is an effective means for increasing the speed of the helicopter, as will be described later.

【００４９】次にロータブレードの出力回転数の制御を
行うことの出来る、ＦＡＤＥＣを具えたエンジンの燃料
制御システムの実施例を図１４に基づき説明する。 （１） まず、エンジン２は出力軸回転速度501 が一定
になるような制御が行われている。 （２） 飛行中に、図１に示すフライトマネ−ジメント
制御器５から出力軸回転速度501 を変更する信号が出さ
れると、それは出力軸回転速度設定502 ラインを通して
出力軸回転速度制御部503 に伝えられる。 （３） 出力軸回転速度制御部503 では、回転数の変更
に対して、 （ア） エンジンの出力が大きく変らないように、エン
ジン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。 （イ） パイロット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。以上のことにより、回転数は現
設定値Ｎ_R から新設定値Ｎ_R ′に変えられる。 （４） また、システムに対する主な外乱はロータブレ
ードに働く負荷変化504である。 （５） 負荷変化504 により出力軸回転速度501 の変動
が起る。 （６） この変動を少くするために、ＦＡＤＥＣは燃料
流量を操作して外乱の負荷に見合う値に出力軸回転速度
501 を調整する。 （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 ）505 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506 及び減速制御507 が働き、
最小値選択508 及び最大値選択509 を通ることで燃料流
量510 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511 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。Next, an embodiment of an engine fuel control system equipped with FADEC capable of controlling the output speed of the rotor blade will be described with reference to FIG. (1) First, the engine 2 is controlled such that the output shaft rotation speed 501 becomes constant. (2) When a signal for changing the output shaft rotation speed 501 is issued from the flight management controller 5 shown in FIG. 1 during flight, it is sent to the output shaft rotation speed control unit 503 through the output shaft rotation speed setting 502 line. Reportedly. (3) The output shaft rotation speed control unit 503 outputs a control signal by an algorithm incorporating the output characteristics of the engine itself so that (a) the output of the engine does not change significantly when the rotation speed is changed. (B) Issue a control signal that changes the rotation speed at a speed that the pilot can adapt to. As a result of the above, the rotational speed is changed from the current set value N _R to the new set value N _R ′. (4) Also, the main disturbance to the system is load change 504 acting on the rotor blades. (5) The output shaft rotation speed 501 fluctuates due to the load change 504. (6) In order to reduce this fluctuation, the FADEC operates the fuel flow rate to adjust the output shaft rotation speed to a value commensurate with the disturbance load.
Adjust 501. (7) At this time, the higher the fuel flow rate changing speed, the faster the output response, but if it is too fast, there is a danger of surge, flame blowout, and the like. (8) Therefore, as the output changes, for example, the acceleration control 506 and the deceleration control 507 work so that the magnitude of the high-pressure shaft rotation speed ( _NG ) 505 becomes equal to or less than a predetermined value.
By passing through the minimum value selection 508 and the maximum value selection 509, it acts as a limiter of the fuel flow rate 510 change rate. (9) Other limiter variables 511 other than N _G have the same function as in the previous section. (10) All such control is performed by a redundant digital control system.

【００５０】このように、ハードウエアを変えることな
しに、ソフトウエアの変更だけで回転数を可変とするこ
とが可能である。なおかつ、 （ア） エンジンの出力特性をほとんど低下させない。As described above, it is possible to change the rotation speed only by changing the software without changing the hardware. Moreover, (a) the output characteristics of the engine are hardly deteriorated.

【００５１】（イ） 重量増，コスト増がほとんどな
い。(A) Almost no increase in weight or cost.

【００５２】（ウ） 高い信頼性を持たせることができ
る。などの利点も得られる。(C) High reliability can be provided. The advantages such as are also obtained.

【００５３】次に、ロータブレード３の回転数が変化し
た場合にも対応できるような複合材製ロータブレード３
の実施例について説明する。図１５に示すように、フラ
ップ方向の曲げ304 剛性は、主としてスパーＡ301 の長
手方向（一方向）繊維の数で決まる。そのためスパーＡ
301 の繊維の数を変えることによりフラップ方向の曲げ
304 剛性を調節できる。これはフラップ方向の曲げ304
固有振動数を調整することにつながる。同様にして、ス
パーＢ302 の繊維の数を変えることにより、コード方向
の曲げ305 固有振動数を調整できる。また、捩りについ
てはスキン303の繊維の積層数を変える、又は交差する
繊維の角度を変えることで捩り306 の固有振動数を調節
できる。Next, the composite rotor blade 3 that can cope with a change in the rotational speed of the rotor blade 3
An example will be described. As shown in FIG. 15, the flexural rigidity 304 in the flap direction is determined mainly by the number of longitudinal (unidirectional) fibers of the spar A301. Therefore spar A
Bending in the flap direction by changing the number of fibers in 301
304 Stiffness can be adjusted. This is a flap bend 304
It leads to adjusting the natural frequency. Similarly, the natural frequency of the bending 305 in the cord direction can be adjusted by changing the number of fibers of the spar B302. Regarding the twist, the natural frequency of the twist 306 can be adjusted by changing the number of laminated fibers of the skin 303 or changing the angle of the intersecting fibers.

【００５４】このような構造にすることにより、図１６
に示すように、Ｎ_R ，Ｎ_R ′の２つの回転数と１次捩り
振動数、１次〜２次コード方向曲げ振動数、および１次
〜４次フラップ方向曲げ振動数との交点を、ロータブレ
ード３の回転数の整数倍の直線（１Ω〜８Ω）より離
し、回転数Ｎ_R ，Ｎ_R ′での共振を避けることのできる
設計を実現することが、金属製回転翼に比べて容易にで
きる。With such a structure, FIG.
As shown in, the intersections of the two rotational frequencies of N _R and N _R ′, the first-order torsion frequency, the first-second order cord direction bending frequency, and the first-fourth flap direction bending frequency are It is easier to realize a design that can avoid resonance at rotational speeds N _R and N _R ′ by separating from the straight line (1Ω to 8Ω) that is an integral multiple of the rotational speed of the rotor blade 3 as compared with a metal rotor blade. You can

【００５５】このようにして、ロータブレード３の回転
数を飛行中に変化させることが可能になり、さらに回転
数を変えてもロータブレード３の共振の問題がなくなる
ので、これにより、ロータブレード３の回転数をコント
ロールするという自由度が増えるため、従来できなかっ
たような飛行条件を作ることが可能となる。すなわち、
高速飛行中にロータブレードの回転数を減らすことによ
り、図１７に示すように「ブレードの８の字形」の横
軸、すなわちロータブレード先端部の速度の変化巾を、
実線のものから点線で示すように小さくでき、これによ
り前進側ブレード先端部の圧縮性による抵抗発散を押さ
え、翼型の作動限界での高速飛行が可能になる。また、
高速飛行時ロータブレードの回転数を減らすことによ
る、前進側ロータブレードの圧縮性の影響を小さくする
ことによる作用のほか、逆にロータブレードの回転数を
増速することにより、後退側ロータブレードの失速を防
止することも可能になり、ロータブレードの翼型特性，
作動状況に合せロータブレードの作動環境をより適切に
できる。In this way, the rotational speed of the rotor blade 3 can be changed during flight, and even if the rotational speed is changed, the problem of resonance of the rotor blade 3 can be eliminated. Since the degree of freedom in controlling the number of revolutions increases, it becomes possible to create flight conditions that were previously impossible. That is,
By reducing the rotational speed of the rotor blade during high-speed flight, as shown in FIG. 17, the horizontal axis of the “8 shape of blade”, that is, the variation range of the speed of the rotor blade tip,
The solid line can be made smaller as shown by the dotted line, which suppresses resistance divergence due to the compressibility of the forward blade tip and enables high speed flight at the operating limit of the airfoil. Also,
In addition to the effect of reducing the influence of the compressibility of the forward rotor blade by reducing the rotational speed of the rotor blade during high-speed flight, conversely, by increasing the rotational speed of the rotor blade, It is also possible to prevent stalls, rotor blade airfoil characteristics,
The working environment of the rotor blade can be made more appropriate according to the working condition.

【００５６】上述のように、本実施例の高速ヘリコプタ
は、従来のヘリコプタが持たなかった、前記ロータブレ
ードの個別の高次制御，軸力・推力の比制御、および回
転数制御と制御パラメータが多くなり（自由度が増
し）、これらを適正に組合わせることにより「ブレード
の８の字形」を翼型の作動限界に収めることが容易にな
り、より高速での飛行が可能になる。そして高速飛行時
のロータブレードは図１８の斜線で示す、前後の部分で
は自重を支えるための揚力（Ｌ）をかせぎ、左右の部分
はほとんどロータブレードの揚力は期待しないという飛
び方になる。As described above, the high-speed helicopter of this embodiment has the individual high-order control of the rotor blades, the axial force / thrust ratio control, and the rotation speed control and control parameters which the conventional helicopter does not have. Since the number of blades is increased (the degree of freedom is increased), it is easy to fit the "8-shaped shape of the blade" into the working limit of the airfoil by properly combining them, and it is possible to fly at a higher speed. The rotor blade during high-speed flight has a flying direction shown by the diagonal lines in FIG. 18, in which front and rear portions exert lift (L) for supporting its own weight, and left and right portions hardly expect lift of the rotor blade.

【００５７】ロータブレードの左右の部分であまりロー
タ揚力を発生させ得ないということは、ヘリコプターの
操縦性には問題が生じる。すなわち、ロータブレードは
約９０°のプリセッションをするので、左右ロータブレ
ードの揚力不足は、機体にとっては前後方向（ピッチン
グ）のコントロール力が不足することを意味する。The fact that the rotor lift cannot be generated so much in the left and right parts of the rotor blade causes a problem in the maneuverability of the helicopter. That is, since the rotor blades make a precession of about 90 °, insufficient lift of the left and right rotor blades means that the control force in the front-rear direction (pitching) is insufficient for the airframe.

【００５８】この問題を解消するため、機体７の後端部
に従来設けられている水平安定板をコントローラブルな
ものにしたスタビレータ４を設けた。スタビレータ４は
水平安定板全体を可動にするものでも、水平安定板の一
部にエレベータ式のタブを付けるものでも良い。そし
て、図１に示すように、飛行状態、若しくはパイロット
操縦桿操作に応じた作動量を計算した、フライトマネジ
メント制御器５からの作動信号により、ピッチング方向
のコントロール力を補うように作動させる。これによっ
て、ロータブレードの先進および後退速度が大きくな
る、機体の左右位置でのロータブレードの揚力不足に伴
う、機体縦方向の制御力不足が生じてもスタビレータに
生じる空気力によって、縦方向の制御を充分に行うこと
ができ安定した高速飛行が出来る。In order to solve this problem, a stabilizer 4 is provided at the rear end of the machine body 7, which is a conventional horizontal stabilizer which is controllable. The stabilizer 4 may be one in which the entire horizontal stabilizer is movable, or one in which an elevator tab is attached to a part of the horizontal stabilizer. Then, as shown in FIG. 1, an operation signal from the flight management controller 5, which calculates an operation amount according to a flight state or pilot pilot control operation, is operated so as to supplement the control force in the pitching direction. As a result, the forward and backward speeds of the rotor blades will increase, and even if there is a shortage of control force in the machine longitudinal direction due to insufficient lift of the rotor blades in the left and right positions of the machine, the aerodynamic force generated in the stabilizer will cause vertical control. Can be performed sufficiently and stable high speed flight can be performed.

【００５９】[0059]

【発明の効果】以上、詳述したように本発明の高速ヘリ
コプタによれば、特許請求の範囲に示す構成により、 （１） 純ヘリコプタの形態を保持したままで、従来の
ヘリコプタでは得られなかった、２００ノットを越す高
速で安定した飛行が可能となる。As described above in detail, according to the high-speed helicopter of the present invention, due to the structure shown in the claims, (1) the conventional helicopter cannot be obtained while keeping the pure helicopter shape. In addition, high-speed and stable flight of over 200 knots is possible.

【００６０】（２） また、実証された技術，又はその
延長上の技術をたくみに組合わせることにより実用化で
きるため、信頼性が高いものが得られる。等の効果が得
られるものである。(2) Further, since it can be put to practical use by combining the proven technology or the technology on the extension of the technology, a highly reliable one can be obtained. The effects such as the above can be obtained.

【図面の簡単な説明】[Brief description of drawings]

【図１】本発明の高速ヘリコプタの機能を示す一実施例
としての機能ブロック図、FIG. 1 is a functional block diagram showing an example of functions of a high-speed helicopter of the present invention,

【図２】本発明の高速ヘリコプタの一実施例を示す全体
図であって、図２（Ａ）は平面図、図２（Ｂ）は側面
図、FIG. 2 is an overall view showing an embodiment of a high speed helicopter of the present invention, FIG. 2 (A) is a plan view, FIG. 2 (B) is a side view,

【図３】本発明の高速ヘリコプタを構成するＩＢＣ制御
器の一実施例を示す斜視図、FIG. 3 is a perspective view showing an embodiment of an IBC controller which constitutes the high speed helicopter of the present invention,

【図４】図３の第二実施例を示す斜視図、FIG. 4 is a perspective view showing the second embodiment of FIG.

【図５】図３の第三実施例を示す斜視図、5 is a perspective view showing a third embodiment of FIG. 3,

【図６】ＩＢＣ制御器におけるロータブレードのピッチ
コントロールにより、翼型の作動限界に収めた状態を示
す図、FIG. 6 is a diagram showing a state where the pitch control of the rotor blades in the IBC controller causes the airfoil to reach its operating limit;

【図７】本発明の高速ヘリコプタを構成するコンバーチ
ブルエンジンの一実施例としての固定ピッチ、油圧ポン
プ／モータ方式のコンバーチブルの全体断面図、FIG. 7 is an overall cross-sectional view of a fixed pitch, hydraulic pump / motor type convertible as an embodiment of a convertible engine that constitutes a high-speed helicopter of the present invention;

【図８】図８の部分詳細を示す断面図、FIG. 8 is a cross-sectional view showing the details of part of FIG.

【図９】本発明の高速ヘリコプタを構成する、コンバー
チブルエンジンの一実施例を示す概要図、FIG. 9 is a schematic view showing an embodiment of a convertible engine that constitutes the high-speed helicopter of the present invention,

【図１０】図７に示すコンバーチブルエンジンの性能，
効率を示す図、FIG. 10 shows the performance of the convertible engine shown in FIG.
A diagram showing efficiency,

【図１１】本発明の高速ヘリコプタを構成する、コンバ
ーチブルエンジンの第二実施例の詳細を示す断面図、FIG. 11 is a sectional view showing details of a second embodiment of the convertible engine, which constitutes the high-speed helicopter of the present invention,

【図１２】本発明の高速ヘリコプタを構成する、コンバ
ーチブルエンジンの第三実施例の詳細を示す断面図、FIG. 12 is a sectional view showing details of a third embodiment of the convertible engine, which constitutes the high speed helicopter of the present invention;

【図１３】高速飛行時に、エンジンに推力を分担させる
ことにより、翼型の作動限界に収めた状態を示す図、FIG. 13 is a diagram showing a state in which the wing profile is within the operation limit by allowing the engine to share thrust during high-speed flight;

【図１４】本発明の高速ヘリコプタを構成する、ＦＡＤ
ＥＣの作動を示すブロック図、FIG. 14 is a FAD constituting the high speed helicopter of the present invention.
A block diagram showing the operation of the EC,

【図１５】本発明の高速ヘリコプタを構成する、ロータ
ブレードを示す図であって、図１５（Ａ）は１枚のロー
タブレードの斜視図、図１５（Ｂ）は図１５（Ａ）の矢
視Ａ−Ａ断面図、図１５（Ｃ），図１５（Ｄ）は複合材
の１方向繊維の積層状態を示す図、図１５（Ｅ）は複合
材の角度を変えた繊維の積層状態を示す図、15A and 15B are views showing a rotor blade which constitutes the high speed helicopter of the present invention, FIG. 15A is a perspective view of one rotor blade, and FIG. 15B is an arrow of FIG. 15A. 15A is a cross-sectional view taken along line AA, FIG. 15C and FIG. 15D are diagrams showing a laminated state of unidirectional fibers of the composite material, and FIG. 15E is a laminated state of fibers in which the angle of the composite material is changed. Figure showing,

【図１６】複合材によるロータブレードの捩り振動，フ
ラップ方向曲げ振動，コード方向振動とロータブレード
の回転数（整数倍）を示す図、FIG. 16 is a diagram showing the torsional vibration of the rotor blade, the bending vibration in the flap direction, the vibration in the cord direction, and the rotational speed (an integer multiple) of the rotor blade,

【図１７】ロータブレード回転減速により、翼型の作動
限界に収めた状態を示す図、FIG. 17 is a view showing a state in which the blade blade operation limit is set by rotor blade rotation deceleration,

【図１８】高速飛行時の、揚力分担を示すための本発明
の高速ヘリコプタの平面図、FIG. 18 is a plan view of a high speed helicopter of the present invention for showing lift sharing during high speed flight;

【図１９】ヘリコプタの速度限界を説明するための、ロ
ータブレード速度分布図、FIG. 19 is a rotor blade velocity distribution diagram for explaining the velocity limit of a helicopter,

【図２０】従来のスウォッシュプレ−トによる、ロータ
ブレードのピッチコントロールを説明する斜視図、FIG. 20 is a perspective view illustrating pitch control of a rotor blade by a conventional swash plate,

【図２１】ロータブレードの方位角とピッチ角を説明す
る図で、図２１（Ａ）はヘリコプタの平面図、図２１
（Ｂ）は図２１（Ａ）の矢視Ａ−Ａを示す図、FIG. 21 is a view for explaining the azimuth angle and pitch angle of the rotor blade, FIG. 21 (A) is a plan view of the helicopter, and FIG.
FIG. 21B is a view showing an arrow AA of FIG.

【図２２】従来のロータブレードが、１回転する間のロ
ータブレード先端部の各方位角における速度と迎角の変
化による「ブレードの８の字形」を示す図、FIG. 22 is a diagram showing a “blade figure eight” of a conventional rotor blade due to changes in velocity and angle of attack at each azimuth angle of the rotor blade tip during one rotation;

【図２３】図２２の「ブレードの８の字形」と翼型の作
動限界を示す図FIG. 23 is a view showing the “8-shaped shape of the blade” and the working limit of the airfoil of FIG. 22;

【符号の説明】[Explanation of symbols]

１ ＩＢＣ制御器 ２ コンバーチブルエンジン ３ ロータブレード ４ スタビレータ ５ フライトマネジメント制御器 ６ ＦＡＤＥＣ ７ 機体 101 ＩＢＣアクチュエータ 102 回転スウォッシュープレ−ト 103 ピッチリンク 104 ロータシャフト 105 油圧配管及び電線 106 操縦桿からの動き（前後及び上下）を伝達する
ロッド 107 操縦桿からの動き（右及び上下）を伝達するロ
ッド 108 操縦桿からの動き（左及び上下）を伝達するロ
ッド 109 固定スウォッシュープレ−ト 110 固定シザー 111 メインギャボックス 112 トリムタブ 113 吹き出し 114 回転シザー 201 低圧タービン 202 低圧タービンの軸 203 傘歯車 204 出力軸 205 トランスミッション 207 遊星歯車装置 208 リング歯車 209 遊星キャリア 210 太陽歯車 211 油圧ポンプ 212 プランジャ（油圧ポンプ） 213 斜板（油圧ポンプ） 214 推力ファン 215 可変流量式油圧ポンプ／モータ 216 プランジャ（可変流量式油圧ポンプ／モータ） 217 斜板（可変流量式油圧ポンプ／モータ） 218 アクチュエータ 219 配管 220 ガスジェネレータ 222 エンジンナセル 223 摩擦クラッチ 224 油圧ピストン 225 （推力ファンの）可変ピッチアクチュエータ 226 可変ピッチリンケージ 301 スパーＡ 302 スパーＢ 303 スキン 304 フラップ方向曲げ 305 コード方向曲げ 306 捩り 501 出力軸回転速度 502 出力軸回転速度設定 503 出力軸回転速度制御部 504 負荷変化 505 高圧軸回転速度 506 加速制御 507 減速制御 508 最小値選択 509 最大値選択 510 燃料流量 511 リミッタ変数1 IBC controller 2 Convertible engine 3 Rotor blades 4 Stabilizer 5 Flight management controller 6 FADEC 7 Aircraft 101 IBC actuator 102 Rotating swash plate 103 Pitch link 104 Rotor shaft 105 Hydraulic piping and electric wire 106 Movement from control stick ( Rod for transmitting (front and back and up and down) 107 Rod for transmitting movement (right and up and down) from the control stick 108 Rod for transmitting movement (left and up and down) from the control stick 109 Fixed swash plate 110 Fixed scissor 111 Main gearbox 112 Trim tab 113 Blow-out 114 Rotating scissor 201 Low-pressure turbine 202 Low-pressure turbine shaft 203 Bevel gear 204 Output shaft 205 Transmission 207 Planetary gear device 208 Ring gear 209 Planet carrier 210 Sun gear 211 Hydraulic pump 212 Plunger (hydraulic pump) 213 Oblique Plate (hydraulic 214 Thrust fan 215 Variable flow hydraulic pump / motor 216 Plunger (variable flow hydraulic pump / motor) 217 Swash plate (variable flow hydraulic pump / motor) 218 Actuator 219 Piping 220 Gas generator 222 Engine nacelle 223 Friction clutch 224 Hydraulic piston 225 (for thrust fan) Variable pitch actuator 226 Variable pitch linkage 301 Spur A 302 Spur B 303 Skin 304 Flap direction bend 305 Code direction bend 306 Twist 501 Output shaft rotation speed 502 Output shaft rotation speed setting 503 Output shaft rotation speed control 504 Load change 505 High-pressure shaft rotation speed 506 Acceleration control 507 Deceleration control 508 Minimum value selection 509 Maximum value selection 510 Fuel flow rate 511 Limiter variable

フロントページの続き (51)Int.Cl.⁶ 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ０２Ｋ 3/06 Continuation of front page (51) Int.Cl. ⁶ Identification code Internal reference number FI technical display area F02K 3/06

Claims (3)

【特許請求の範囲】[Claims] 【請求項１】 機体の上方に揚力を発生できる複数枚の
ロータブレードを具えたヘリコプタにおいて、該ロータ
ブレード各々のピッチ角を独立に高次制御するＩＢＣ制
御器と、出力が前記ロータブレードを駆動する軸力およ
び前記機体に直接作用する推力とに分岐され前記軸力お
よび前記推力の比を制御する軸力／推力制御器を具えた
コンバーチブルエンジンと、前記ＩＢＣ制御器および軸
力／推力制御器を前記機体の飛行速度に応じて作動させ
るフライトマネジメント制御器とを具えていることを特
徴とする高速ヘリコプタ。1. A helicopter having a plurality of rotor blades capable of generating a lift force above an airframe, and an IBC controller for independently performing higher-order control of pitch angles of the rotor blades, and an output driving the rotor blades. Convertible engine having an axial force / thrust controller for controlling a ratio of the axial force and the thrust, which is branched into an axial force and a thrust acting directly on the airframe, and the IBC controller and the axial force / thrust controller And a flight management controller that operates according to the flight speed of the aircraft. 【請求項２】 前記ロータブレードを複合材で形成し、
前記コンバーチブルエンジンが出力回転速度を増減でき
るＦＡＤＥＣを具え、前記フライトマネジメント制御器
が前記機体の飛行速度に対応した出力回転速度になるよ
うに前記ＦＡＤＥＣを作動させるようにしたことを特徴
とする請求項１の高速ヘリコプタ。2. The rotor blade is formed of a composite material,
The convertible engine comprises a FADEC capable of increasing or decreasing an output rotation speed, and the flight management controller operates the FADEC so that the output rotation speed corresponds to a flight speed of the airframe. 1 high-speed helicopter. 【請求項３】 前記機体の後端部に機体のピッチング運
動を制御するスタビレータを具え、前記フライトマネジ
メント制御器が前記機体のピッチング運動を軽減する姿
勢角に前記スタビレータを作動させるようにしたことを
特徴とする請求項１および請求項２の高速ヘリコプタ。3. A stabilizer for controlling a pitching movement of the fuselage is provided at a rear end portion of the fuselage, and the flight management controller operates the stabilizer at an attitude angle for reducing the pitching movement of the fuselage. The high speed helicopter according to claim 1 or 2, characterized in that