JPS5951479B2 - 双反転式ヒンジ無し回転翼を有する航空機の制御方法及び航空機 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はヘリコプタ−の飛行制御に係り、特に、最適な
性能および操縦性を得るように同軸双反転式回転翼を有
するヘリコプタ−の飛行制御に係る。

ヘリコプタ−の揚力発生機構として同軸双反転式ヒンジ
無し回転翼の採用により利点が得られることは以前から
知られていたけれども、その制御上の問題点を含めてい
くつかの問題点があったため、上記のような回転翼シス
テムを採用した実際のヘリコプタ−の開発は最近になっ
て行なわれた。

有名な航空術パイオニアであるＩｇｏｒ Ｉ。

５ｉｋｏｒｓｋｙが２０世紀の初めに彼の最初のヘリコ
プタ−を製作した時、それが同軸双反転式ヒンジ無し回
転翼を含んでいたことは特筆に値する。

Ｇｌａｕｅｒｔはその著書“Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ
Ｔｈｅｏｒｙ”のなかで、二つの互いに逆方向に回転す
るヒンジ無し回転翼の採用により回転翼のロール・モー
メントを克服し得ることを示唆した。

この方法を発展させるものとして、米国特許第３４０９
２４８号では、差分的な横方向の周期的ピッチをヘリコ
プタ−の前進速度の関数として選択的に変更することに
より、ロール・モーメントを相殺あるいは減少するとと
もに、各回転翼の揚力ベクトルを最適に方向付けて、最
適な揚力−抗力比特性を得る方法が示唆されている。

この機能を実現するため上記米国特許第３４０９２４８
号に開示された機構は、手動もしくは正しい利得を得る
ため計算機を用いた空気速度検出器によって、各回転翼
の制御棒に直接入力を与える簡単なリンク機構であった
。

米国特許第３５７０７８６号には、制御システムの差分
的な横方向の周期的入力に同時制御用レバーを結合する
ことによって、同時制御用レバーからの人力の関数とし
ての差分的な横方向の周期的ピッチを得るブチ法が示唆
されている。

上記米国特許第３５７０７８６号によれば、同時制御用
レバーの位置が一定である高速飛行においては、一定の
差分的な横方向の周期的入力によって適切な効率が得ら
れる。

米国特許第３５２１９７１号では、同軸双反転式ヒンジ
無し回転翼にヘリコプタ−の運動中に加わるジャイロ・
モーメントによって、反対方向に羽根の曲げ応力および
偏位を生ずることが認識されている。

各回転翼に対して固定位相角を大きくして差分的な周期
的ピッチを導入することにより、これらの飛行運動中の
歳差運動によるジャイロ・モーメントを相殺する空気力
学的モーメントが発生される。

したがって上記米国特許第３４０９２４９号には、同軸
双反転式ヒンジ無し回転翼において差分的な横方向の周
期的ピッをヘリコプタ−の前進速度の関数として導入す
れば、回転翼の揚力ベタ１ヘルを選択的に方向付けるこ
とにより定常状態における回転翼の最適な揚力−抗力比
特性を得られることが示唆されている。

上記米国特許第３４０９２４９号自体は歳差運動による
ジャイロ・モーメントの相殺については言及していない
。

運動中に生ずる歳差運動によるジャイロ・モーメンＩ・
を相殺するため、同軸双反転式ヒンジ無し回転翼におい
て固定位相角を大きくすることは米国特許第３５２１９
７１号により知られている。

しかし、本願の発明者は、大きな固定位相角によっては
一つの飛行速度においてしか歳差運動モーメントを相殺
できない、との認識に達した。

本発明は、双反転式ヒンジ無し回転翼において、回転翼
への揚力ベクトルを自動的に最適に方向付けして、これ
らの反対方向の揚力ベクトルによるロール・モーメント
の相殺をも含めて最適な揚力−抗力比を得るとともに、
すべての飛行速度において歳差運動によるジャイロ・モ
ーメントを自動的に相殺あるいは最小化し、それにより
定常状態においても運動状態においてもヘリコプタ−の
最適な性能および操縦性を得ようとするものである。

本発明によれば、双反転式ヒンジ無し回転翼の制御方法
として、各回転翼の位相角がヘリコプタ−の前進速度の
関数として変更されるので、選択された差分的な周期的
ピッチが回転翼への周期的ピッチ人力に応答して発生し
て、最適な揚力−抗力比を得るように回転翼の揚力ベク
トルを選択的に方向付け、また、すべての飛行速度にお
いて回転翼の歳差運動によるジャイロ・モーメントを相
殺あるいは最小化する。

本発明の好ましい実施態様によれば、各回転翼の位相角
は飛行中に、ホバリングと１６０ノットどの間の飛行速
度に対して、約２０度と７０度との間の位相角範囲を通
じて、ヘリコプタ−速度の関数として変更される。

さらに本発明によれば、回転翼の位相角が飛行中に前進
速度の関数として自動的に変更され、また、縦方向の周
期的入力を横方向の周期的制御に結び付ける役割をする
ので、周期的ピッチ制御の入力により二つの回転翼の間
に望ましい差分的な周期的ピッチが生ずる。

各回転翼の位相角を変更するための好ましい手段は、回
転斜板機構を主体とするアナログ・ミキサであり、この
回転斜板は任意に選択された傾斜軸線の周りを傾斜する
ことができ、また、それと同期して回転翼の回転斜板を
周期的ピッチ制御用傾斜軸線の周りに傾斜させるようヘ
リコプタ−回転翼の回転斜板と連結されている。

ここで、周期的ピッチ制御はアナログ・ミキサを通じて
主回転斜板に与えられるが、最も重要なこととして、ア
ナログ・ミキサの傾斜軸線がヘリコプタ−前進速度の関
数として選択的に方向付けられ得るので、ヘリコプタ−
前進速度の関数としての回転翼位相角の変更がアナログ
・ミキサから回転翼の回転斜板へ周期的制御入力を与え
ることなく実現される。

本発明の開示によれば、ヘリコプタ−回転翼の制御シス
テムにアナログ・ミキサを用いることによって、操縦レ
バーからの周期的ピッチ入力に応答して選択された傾斜
軸線の周りに傾斜するよう作動しかつ回転翼の回転斜板
に同様な傾斜を生じさせることにより回転翼に周期的制
御入力を与え、また、ヘリコプタ−速度の関数として飛
行中に回転翼の位相角を変化させる機能を果たし、さら
に、この位相角変更機能を、回転翼に周期的制御入力を
与えることなく、果たす能力を有する。

第１図を参照すると、同軸双反転式ヒンジ無し回転翼お
よびその制御システムが一層して参照文字１０で示され
ており、その剛性回転翼１２および１４は通常の態様で
ヘリコプタ−胴体により支持され、共通の軸線１８の周
りを回転することによって揚力を発生する。

なお回転翼１２および１４は、図解の便宜上、横に並べ
て示されている。

各回転翼はそれぞれ固有の制御システムを有し、面制御
システムは同一であることが好ましく、また、固定斜板
部分２０ａおよび回転斜板部分２０ｂから成る通常の回
転斜板組立体２０を含んでいる。

回転斜板部分２０ｂは通常のリンク機構によ］り回転翼
１２および１４の羽根のピッチつのに連結されており、
回転翼軸線１８に沿っての斜板２０の運動は回転翼羽根
に同時的なピッチ変化を生じさせ、また、軸線１８に対
する斜板２０の傾斜は羽根に周期的なピッチ変化を生じ
させる。

回転°斜板組立体２０は主サーボ機構２２により並進も
しくは傾斜あるいはその双方を生ゼしぬられる。

サーボ機構２２は同時制御用レバー２４、周期的制御用
レバー２６および足ペダル３０からの入力により制御さ
れるようになっており、これらの入□力はミキサ機構２
８を通じてサーボ機構２２に与えられる。

なお、レバー２６からの入力はミキサ機構２８に入る以
前にアナログ・ミキサ４０を経由する。

本発明を説明する目的では、回転翼制御システムについ
て第１図に示す概略図で説明するだけで十分であろう。

回転翼およびその制御システム１０は米国特許第３４０
９２４９号、同第３５２１９７１号および同第３５７０
７８６号に一層完全に開示されている形式％式％ 作動にあたっては、前記特許に一層詳細に記載されてい
るように、周期的制御用レバー２６がヘリコプタ−のピ
ッチおよびロールの制御に用いられる。

同時制御用レバー２４は垂直制御に用いられ、また、ペ
ダル３０は方向あるいは偏揺角制御に用いられる。

同時制御用レバー２４は回転翼推力制御のため各回転翼
の羽根ピツチ角を均等に変化させる。

周期的制御用レバー２６は回転翼のピッチおよびロール
のモーメントの制御のため各回転翼の羽根角を周期的か
つ均等に変化させる。

縦方向の周期的入力によりピッチ運動を生じ、また、横
方向の周期的入力によりロール運動を生ずる。

足ペダル３０は方向あるいは偏揺制御のため各回転翼の
羽根角を同時的に、しかし、等大逆方向に変化させる。

すなわち、ペダル３０の作用により上側回転翼１４の同
時ピッチが増大し、下側回転翼１２のそれが減少すると
、上側回転翼１４により反時計方向に生ずるトルクが大
きくなるので、機首を左に偏揺するモーメン１〜が機体
に加わる。

ペダル３０の作用により下側回転翼１２の同時ピッチが
増大し、上側回転翼１４の同時ピッチが減少すると、機
首を右に偏揺するモーメントが生ずる。

後の説明の目的に対して、回転翼１４が上側回転翼であ
り、上から見て反時計方向に回転し、また、回転翼１２
が下側回転翼であり、上から見て時計方向に回転するも
のとする。

ヘリコプタ−は操縦者による羽根のピッチ角変化（フェ
ザリング）に直ちには応答しない。

最大の羽根曲げモーメントおよびヘリコプタ−制御モー
メントの発生は、回転翼１２および１４の羽根の可撓性
によって、羽根ピツチ角の変化より遅延する。

この遅延の意味は第２図から最も良く理解することがで
きる。

いま、ヘリコプタ−の機首に方位角１８０°でピッチン
グ・モーメントを加え、羽根が方位角１８０°の位置を
通過したときに羽根ピッチを変更したい、ものと仮定し
よう。

前記のような制御モーメントの発生の遅延によって、ヘ
リコプタ−はその羽根ピッチの変化による最大制御モー
メントを機首あるいは１８０°方位角位置においては受
けず、むしろ、そこから羽根回転方向にある角度をなす
位置、たとえば１８０°＋θの位置、すなわち第２図の
方位角位置Ｍにおいて受ける。

第２図かられかるように、角度θの遅延の結果として周
期的制御用レバー２６の前方（縦方向）変位は各回転翼
にピッチング・モーメン） （ＭＰ）とロール・モー
メン） （ＭＲ）の両成分を生ずることになる。

ピッチング・モーメントＭｐは同時的であり、また、ヘ
リコプタ−に所望のピッチング加速を生ずる。

回転翼１２および１４は反対方向に回転するので、周期
的制御用レバーの縦方向運動により生ずるロール・モー
メント成分ＭＲは打ち消し合うが、これらの成分は各回
転翼の軸に望ましくない曲げ応力を生ずる。

遅延角θはこの形式の回転翼羽根に対して約３０°であ
る。

これらの軸間の曲げ応力は、制御モーメントの遅延を補
償するよう各回転翼の回転斜板２０を調節することによ
って、最小化される。

各回転翼の回転斜板２０が回転翼の回転と反対の方向に
、第３図のように、遅延角θと等しい大きさだけ偏位さ
れていれば、最大制御モーメンｌ−ＭＰは所望の１８０
°の方位角でのみ発生し、軸間の曲げ応力は減少するこ
とになる。

第３図から明らかなように、ピッチング・モーメン）Ｍ
ｐのみが、ヘリコプタ−の機首（１８０°方位角位置）
を通る前後あるいは縦方向の線に沿って、回転翼１２お
よび１４に発生されている。

第３図に図解されているように、ピッチを変化させるこ
とによってロール・モーメント成分ＭＲは生じない。

しかし、ヘリコプタ−のピッチ加速の結果として、回転
翼のジャイロスコープ的歳差運動特性によＱＭＧで示さ
れているモーメントが付加的に生ずる。

上側回転翼のモーメントのロールを生ずる傾向は下側回
転翼のそれにより打ち消されるが、反面において、不都
合な羽根の曲げ応力および偏位を生ずる。

米国特許第３５２１９７１号に示されているように、も
し回転斜板２０が著しく大きい角度、たとえば゛第２図
および第３図に示されている角度の約２倍の位相角ガン
マ（Ｆ）に調節されているならば、第４図および゛第５
図に示されている結果が得られる。

すなわち、運動中のヘリコプタ−姿勢の変化により生ず
るジャイロ・モーメントに基づく不都合な羽根曲げモー
メントと平衡するような空気力学的モーメントが自動的
に発生する。

このようにして、回転翼羽根の過大な応力が回避され、
また、必要な羽根先端すきまが運動中にも維持される。

第４図には回転翼１２および１４の方位角位置Ｍにおい
て空気力学的な力による羽根曲げモーメン１〜を生ずる
ように方位角位置△Ｐにおいて制御ピッチ変化入力を加
えることの効果が図解されている。

第４図において生ずるモーメン）−Ｍは、羽根にピッチ
運動を生じさせるピッチ変化モーメン）Ｍｐと、第２図
に示されているロール・モーメンｌ”ＭＲに相当する横
方向空気力学的モーメントＭＡとにベクトル分解するこ
とができる。

第４図で留意すべきことは、ヘリコプタ−が運動状態に
あること、すなわち、ヘリコプタ−に加えられるモーメ
ントに応答して姿勢を変化しつつあることである。

米国特許第３５２１９７１号に完全に説明されているよ
うに、ヘリコプタ−回転翼の特性として、ジャイロ・モ
ーメントが姿勢変化に応答して姿勢変化モーメントＭか
ら９０°前方の方位角位置Ｇにおいてヘリコプタ−に作
用する。

位置Ｇに示されているジャイロ・モーメントは、空気力
学的に加わるピツチ・モーメンｌ−Ｍｐと共働してヘリ
コプタ−にピッチング運動を生じさせる加算的なジャイ
ロ・モーメン１−ＧＰと、第２図のロール・モーメント
ＭＲに相当する横方向のジャイロ・モーメントＭＧとに
ペルトル分解される。

第４図かられかるように、回転翼１２および１４の各々
において空気力学的に生ずるロール・モーメン）ＭＡが
ジャイロ・モーメントＭ６を相殺するので、ヘリコプタ
−の運動中に生ずるジャイロ力に起因する羽根曲げモー
メントは相殺される。

すなわち第４図には、位相角ガンマの適当な選択により
、空気力学的モーメントＭＡを生ずる差分的ピッチ結合
が自動的に各回転翼に発生して、それがヘリコプタ−の
運動中に発生するジャイロ・モーメン）Ｍｃによる逆方
向作用を相殺することを示している。

第４図の空気力学的モーメントＭＡが常にジャイロ・モ
ーメントＭ６の作用を減じ、また、ＭＡ”Ｍ６のときに
Ｍ６を相殺することは当業者に明らかであろう。

第５図はヘリコプタ−の運動中ではなく定常状態飛行中
においても、位相角ガンマを第４図の位相角と等しく選
定することによって、自動的に利点が得られることを図
解している。

定常状態飛行において位相角ガンマがやはり遅延角θよ
り実質的に大きく選ばれている第５図を見ると、制御入
力が位置△Ｐにおいて羽根ピツチ変化を生ずるとき、差
分的なピッチ結合が位置Ｍにおいて各回転翼に空力学的
モーメンｌ”ＭＡが発生している。

この空気力学的モーメントは加算的なピッチ・モーメン
トＭＰと相殺的なロール・モーメン）ＭＲとにベタ１〜
ル分解され得る。

発生したロール・モーメン）ＭＲは回転翼１２および］
４への差分的な横方向の周期的制御入力を生じて各回転
翼１２および１４への揚力ベクトルを選択的に方向付け
る空気力学的モーメントであり、したがって、最適な・
揚力−抗力比を生じて、回転翼の効率を最適化する。

したがって、第４図および゛第５図かられかるように、
選択された位相角ガンマの利用によって、ヘリコプタ−
の運動中には、空気力学的モーメンイトＭＡが発生して
運動中のヘリコプタ−あるいは回転翼の姿勢変化により
生ずるジャイロ・モーメン１〜Ｍ６を相殺あるいは減少
し、また、定常状態飛行中には、差分的な横方向の周期
的ピッチを生じて各回転翼の揚力ベク）ヘルを最適に方
向付けし、回転翼の最適な揚力−抗力比を生ずる。

第４図によって説明したジャイロ・モーメントＭ６の相
殺の意義は第６図から最も良く理解されよう。

第６図は、同軸双反転式ヒンジ無し回転翼を用いたヘリ
コプタ−の正面図であり、ジャイロ・モーメン）ＭＧが
回転翼１２および１４を実線の位置から点線のようにジ
ャイロ力を受けた位置に移動させており、したがって、
回転翼１２０羽根Ａの先端と回転翼１４の羽根Ｒの先端
とが接近している。

縦方向ピッチ入力の関数としての差分的な横方向のピッ
チ結合を自動的に導入することによって、歳差運動によ
り生ずるジャイロ・モーメン１〜Ｍ６と等大逆方向に作
用する空気力学的モーメントが発生される。

この作用によって二つの回転翼は第６図に実線で示す位
置を保ち、先端すきまの問題を生ぜず、また、羽根と軸
間に加わる応力は最小となる。

第６図は、最適な揚力−抗力比特性を生ずるオフセット
揚力ベクトルが実線□のような回転翼の傾斜を生ずるこ
とを図解しており、このことが、特に高速において適正
な先端すきまを保つためにジャイロ・モーメントの相殺
が非常に重要であることの理由である。

米国特許第３５２１９７１号には、ヘリコプタ−の運動
中に生ずるジャイロ・モーメントを相殺するため固定位
相角を用いることが開示されているけれども、本願の発
明者は飛行中に位相角をヘリコプタ−前進速度Ｖの関数
として変化させることが、すべての速度において最適の
揚力−抗力比および失速余裕を得るため、また、特に高
速においてジャイロ・モーメントを相殺するため、さら
に、差分的な横方向の周期的制御入力を別個に要しない
ようにするために好ましいことを見い出したのである。

この必要性は第７図、第８図および第９図からも最も良
く理解される。

第７図ないし第９図は、ヘリコプタ−の所与の運動、た
とえばｌ ｒａｄ／ｓ２の運動、に対して、ヘリコプタ
−の前進速度Ｖが変化するにつれて、この運動中に生ず
るジャイロ・モーメントを相殺あるいは最小化するため
の空気力学的モーメントを発生するのに種々の回転翼位
相角を用いる必要があることを図解している。

まず、ヘリコプタ−が１５０ノツ１−（ｋ）で飛行して
いるときの運動を考えてみる。

第７図に示されているように、縦方向の順次制御入力Ａ
１（１５０ｋ）が運動を開始するためのピッチング・モ
ーメントあるいはピッチング加速度Ｍｐ （１５０ｋ）
を発生するのに必要である。

第８図を見ると、第７図で求めたピッチング・モーメン
ｌ＝Ｍｐ（１５０ｋ）はジャイロ・モーメントＭ。

（１５０ｋ）を生ずる。

さて第９図を見ると、大きな位相角Ｆ１が用いられてい
るとき、第７図と同一の縦方向周期的入力Ａ、 （１５
０ｋ）か゛ジャイロ・モーメントＭｃ（１５０ｋ ）と
等しい空気力学的モーメン）ＭＡ（１５０ｋ）を生ずる
ことがわかる。

つぎに、ヘリコプタ−が１５０ノツトではなく５０ノツ
トの前進速度で飛行しており、また、操縦士が先と同じ
１ｒａｄ／Ｓ２の運動を行なうことに決めたと仮定する
。

５０ノットの前進速度においては、この運動を生ずるた
めに一層大きな縦方向周期的ピッチＡ、 （５Ｑｋ）が
加えられなけれは゛ならない。

第７図にはこのＡ、 （５０１０によって１５０ノツト
のときと同一のピッチング・モーメントＭＰ（５０ｋ）
を生ずることが示されている。

同一の運動が行なわれているので、ＭＰ（１５０ｋ）が
ＭＰ （５０ｋ）に等しいことは理解されよう。

さて第８図に進んで、ピッチング・モーメン）Ｍｐ （
５０ｋ）を加えると、Ｍａ （１５０ｋ）に等しいジャ
イロ・モーメンＩ・ＭＧ （５０ｋ）を生ずることがわ
かる。

第９図を見ると、第７図と同一の縦方向周期的ピッチ入
力Ａ、 （５０ｋ）を加えるときは、ジャイロ・モーメ
ン）Ｍｃ （５０ｋ）を相殺するための空気力学的モー
メン）−ＭＡ （５０ｋ）を生ずるのに、一層小さな位
相角Ｐ３を用いる必要があることがわかる。

もしも１５０ノツトの運動中にも５０ノツトの運動中に
も位相角をＰｌに保ったとすれば、５０ノツトの運動に
おいてはジャイロ・モーメントより著しく大きい空気力
学的モーメントが発生することになり、両モーメントの
相殺が行なわれないことは第９図から明らかである。

本願の発明者は、この形式の回転翼システムを用いたヘ
リコプタ−の特性として、第１０図に最も良く示されて
いるように、縦方向周期的入力の変化度がヘリコプタ−
の抗力に打ち勝ち、ヘリコプタ−をすべての前進速度に
おいて平衡状態にお・く必要があることを見い出した。

米国特許第３４０９２４８号から、最適な揚力ベクトル
のオフセットを生ずるのに必要な差分的な横方向の周期
的ピッチ入力の大きさは実質的に第１２図で表わされる
ことか知られている。

同軸双反転式ヒンジ無し回転翼により推進されるヘリコ
プタ−についての解析および開発を通じて、本願の発明
者は、ジャイロ・モーメントの相殺あるいは最小化のた
めに、回転翼１２および１４の位相角Ｐが飛行速度範囲
を通じて最適な性能および操縦性を得るように変化され
る必要があることを確めた。

第１１図の曲線は三つの速度範囲にわけて望ましい位相
角の大きさを示すものである。

すなわち、ホバリン；グから約８０ノツトまでの飛行速
度に対しては約２０°の位相角が用いられ、また、約８
０ノツＩ・から約１４０ノツトまでの飛行速度に対して
は位相角が約２０°から約７０° まで次第に増大され
、さらに、約１４０ノツトから約１６０ノツＩ〜までの
飛行速度に対しては約７０°の位相角が用いられる。

第１１図は本件において好ましい位相角変化を示すもの
であるが、その両側においても位相角を変化させてもよ
いことは明らかである。

第１１図の曲線は、上記の結果と特徴を得られるよう、
振動および平衡を考慮に入れた本件において好ましい曲
線である。

このようにヘリコプタ−前進速度の関数としての位相角
の変化は、第５図で説明したように、縦方向周期的ピッ
チと横方向周期的ピッチを結合する作用をするので、ヘ
リコプタ−の抗力に打ち勝ちヘリコプタ−をすべての前
進飛行速度において平衡状態に保つために必要な縦方向
周期的ピッチ入力（第１０図に示す）を加えると、回転
翼１２および１４に差分的な横方向周期的ピッチか１動
的に発生する。

この差分的な横方向周期的ピッチは第１２図の望しい曲
線にしたがってヘリコプタ−速度に応じたオフセラ１〜
揚力ベクＩ・ルを生ずるので、最適な揚力−抗力比特性
が得られ、回転翼１２および１４の効率および操縦性を
最適にすることか゛できる。

加えて、第４図に示されているように、ジャイロ・モー
メントの相殺あるいは減少が前記のように行なわれる。

回転翼位相角は飛行中にヘリコプタ−速度■の関数とし
て、第１図に各回転翼の回転斜板２０に結び付けて概略
を示されているアナログ・ミキサ４０により変更される
のが好ましい。

このアナログ・ミキサは回転翼１２および１４に対して
同一のものが用いられるので、回転翼１４に対するもの
のみを第１３図および第１４図に詳細に示すことにする
。

アナログ・ミキサ４０は回転斜板組立体２０の固定斜板
部分２０ａと結合されており、回転斜板部分２０ｂは固
定斜板部分に支持されて軸線４１の周りを回転する。

この回転斜板部分２０ｂは通常の態様で押し棒部材４４
により回転翼１４の各羽根５０のピッチつの４６に結合
されている。

回転斜板２０が軸線４１に関して並進すると、すべての
羽根５０に同時ピッチ変化を生ずる。

他方、回転斜板２０が軸線４１と交わる任意の水平軸線
の周りに枢動すると、羽根５０に周期的ピッチ変化を生
ずる。

アナログ・ミキサ４０は回転斜板２０と結合されており
、回転斜板２０が周期的制御用レバー２６からの縦方向
および横方向周期的制御入力により傾斜を生ずるさいの
水平軸線を確立することにより、回転翼位相角ガンマ（
Ｉ’ ）を変更する機能を果たす。

アナログ・ミキサ４０と回転斜板２０との間に、周期的
および同時入力を組み合わせるための通常の設計のミキ
シング・ユニット２８を配置するのが好ましく、それに
より、ミキサ４０の周期的制御出力は任意の必要な結合
、利得などで回転斜板２０に加えられて、前記速度■の
関数としての必要な位相角の変化を生ずる。

アナログ・ミキサ４０の上側非回転部材５６は係合部材
５８によりミキサ軸線４２の周りに回転しないよう機体
その他の部分に係合されている。

下側の回転可能な板部材６０は、第１４図からよくわか
るように、摩擦の小さい内部軸受６２により非回転部材
５６に連結されているので、非回転部材５６に対して軸
線４２の周りを回転することができる。

この下側の板部材６０は自在継手部材６６の１〜ラニオ
ン６４に連結されており、この自在継手部材６６はミキ
サ軸線４２ （好ましくは垂直）の周りに自由に回転し
得るように摩擦の小さい軸受６８を介して機体その他の
固定部材により支持されている。

自在継手６６により部材５６および６０は制御入力によ
る指令にしたがって軸線４２と交わる任意の水平軸線の
周りに一致して枢動することができる。

さらに、自在継手６６が軸線４２の周りを回転すると、
板６０は板５６に対して軸線４２の周りに回転を生ずる
。

これらの板部材５６および６０は、操縦レバーからの横
方向周期的ピッチ入力部材７０もしくは縦方向周期的入
力部材７２により加えられる制御入力運動によって、選
択された水平軸の周りに傾斜あるいは枢動を生ずる。

部材７０および７２はベルクランク７４および７６を軸
線７８および８０の周りに枢動させ、それにより、入力
棒８２あるいは８４に回転斜板部材５６および６０への
横方向あるいは縦方向周期的制御入力運動を与えさせる
ので、これらの斜板部材は選択された水平軸線の周りに
枢動あるいは傾斜することになる。

入力棒８２および８４は玉軸受を介してベルクランク７
４および７６と回転斜板部材６０とに連結されている。

棒８２および８４は９０°の間隔をおいた方位角位置で
回転斜板部材６０と結合されている。

。非回転部材５６は通常の態様でミキサ・ユニット２８
を介して主回転斜板の非回転部材２０ａに結合されてい
るので、アナログ・ミキサの回転斜板部材５６および６
０が選択された傾斜軸線の周りに傾斜運動を行なうと、
それが正確に主回転斜板２０に伝達されて、羽根５０の
選択された周期的ピッチ変化が確立される。

アナログ・ミキサ部材４０は、第１３図に概略を示され
ているように、棒部材８’６．８８および９０によりミ
キサ・ユニット２８を介して回転斜板２０と結合されて
いる。

作動にあたっては、アナログ・ミキサ４０が駆動機構９
２の使用により回転翼１４の位相角をヘリコプタ−の飛
行速度Ｖの関数として変化させる。

すなわち、飛行速度検出機構９４からの指令により駆動
機構９２が自在継手６６、したがってまた回転斜板６０
、を軸線４２の周りに回転斜板部材５６に対して回転さ
せ、それにより、回転斜板５６〜６０、したがってまた
主回転斜板２０、が操縦レバーからの制御棒７０および
７２を介しての周期的入力に応答して傾斜するさいの水
平軸線を確立する。

この主回転斜板が傾斜するさいの水平軸線の選択によっ
て、周期的制御用レバーからの入力の結果として羽根ピ
ツチ変化が生ずる回転翼の方位角位置△Ｐが定まり、し
たがってまた、回転翼の位相角ガンマ（Ｉ’ ）が定ま
る。

飛行速度検出機構９４からの指令により所定の関数関係
をもって駆動機構９２を駆動することによって、回転翼
の位相角は飛行中にヘリコプタ−前進速度Ｖの関数とし
て変化することになる。

本発明の重要な開示として、ベルクランク７４および７
６の作動半径がアナログ・ミキサの軸線４２と一致して
いるので、飛行速度検出機構９２〜９４による部材６０
の位相変化回転は制御棒８２および８４に円錐の表面に
沿っての転位をほとんど生起させず、それにより、アナ
ログ・ミキサ４０の位相変化回転中に回転翼へ不都合な
制御入力か加わるのを回避できる。

アナログ・ミキサ４０はこの応用においてはヒンジ無し
回転翼とともに用いられるものとして示されているけれ
ども、位相角変化の可能なヒンジ結合その他の形式の回
転翼とともに同様に応用され得ることは当業者に明らか
であろう。

本発明はヘリコプタ−用の同軸双反転式ヒンジ無し回転
翼に関連して説明されてきたが、任意の双反転式ヒンジ
無し回転翼システムおよびヘリコプタ−の分野以外に用
いられる回転翼に対しても同様に応用され得ることは当
業者に明らかであろう。

以上の説明を通じて、モーメントの相殺につい／ て述べてきたが、モーメントの完全な相殺は特別な条件
においてのみ達成され、それ以外の条件では不都合なモ
ーメントの影響を最小化するようモーメントの部分的相
殺が達成されることは当業者に明らかで゛あろう。

本発明の範囲は以上に図解と説明を行なった構造の細部
に限定されることなく、当業者により種々の変更が行わ
れ得よう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による制御システムの概要図であり、二
つの回転翼は図解と説明の便宜上、横に並べて示されて
いる。 第２図は上側および下側回転翼における縦方向入力への
応答に対する遅延角の影響を無補償状態で示す。 第３図は遅延角の影響が補償された状態を示す。 この図にはピッチ加速度により生じたジャイロ・モーメ
ントのベクトルも示されている。 第４図は位相角を利用して上側および下側回転翼に空気
力学的モーメントを発生させることにより、ヘリコプタ
−の運動中に生ずるジャイロ・モーメントを相殺あるい
は減少するベクトル関係を示す。 第５図は定常状態で飛行中に位相角を利用して両回拡翼
の間に差分的な横方向周期的ピッチを発生させることに
より、ロール・モーメントを相殺し、また、最適な揚力
−抗力比特性を得るよう各回転翼の揚力ベクトルを方向
付けるベク）・ル関係を示す。 第６図は同軸双反転式ヒンジ無し回転翼を用いたヘリコ
プタ−の正面図であり、運動中に回転翼に生ずるジャイ
ロ・モーメントの影響を示し、また、空気力学的モーメ
ントの発生によりジャイロ・モーメンＩ・を補償して安
定化した結果を示す。 第７図は種々のヘリコプタ−前進速度に対して縦方向周
期的ピッチＡ１とピッチング・モーメントＭｐとの関係
を示すグラフで゛ある。 第８図はピッチング・モーメン）へＭｐとジャイロ・モ
ーメントＭ、との関係を示すグラフである。 第９図は種々の回転翼位相角に対して縦方向周期的ピッ
チＡ１と空気力学的モーメン１”ＭＡとの関係を示すグ
ラフである。 第１０図は、同軸双反転式ヒンジ無し回転翼を有するヘ
リコプタ−に対し、ホバリングと１５０ノットとの間の
前進飛行速度において、抗力に打ち勝ってヘリコプタ−
に安定な飛行姿勢を与えるのに必要な縦方向周期的ピッ
チＡ１を示すグラフである。 第１１図は、差分的な横方向周期的ピッチを別個に加え
ることなく、ホバリングと１６０ノツトとの間で最適な
回転翼特性および操縦性を得るのに必要な回転翼位相角
を示すグラフである。 第１２図は、ロール・モーメントを相殺することと、定
常状態飛行中に最適な揚力−抗力比を得るため揚力ベク
Ｉ・ルを選択的に方向付けることとを含めて、ホバリン
グ１５０ノツトとの間で最適な特性および操縦性を得る
のに必要な差分的な横方向周期的ピッチ入力を示すグラ
フである。 第１３図は回転翼位相角をヘリコプタ−前進速度の関数
として変化させるのに用いられるアナログ・ミキサの概
略斜視図で゛ある。 第１４図は第１３図のアナログ・ミキサの自在継手の部
分の断面図である。 １０〜回転翼および制御システム（一括）、１２．１４
〜回転翼、１８〜回転翼軸線、２０〜回転斜板、２０３
〜同固定部分、２０ｂ〜同回転部分、２２〜サ一ボ機構
、２４〜同時制御用レバー、２６〜周期的制御用レバー
、２８〜ミキサ機構、４０〜アナログ・ミキサ、４１〜
主回転斜板の軸線、４２〜アナログ・ミキサの回転斜板
の軸線、４４〜押し棒、４６〜ピツチつの、５０〜羽板
羽根６〜回転斜板の非回転部材、６０〜同回転板部材、
５８〜係合部材、６２〜軸受、６４〜Ｉ・ラニオン、６
６〜自在継手、６８〜軸受、７０〜横方向周期的ピッチ
入力部材、７２〜縦方向周期的入力部材、７４．７６〜
ベルクランク、７８゜８０〜同軸線、８２．８４〜入力
棒、８６，８８．９０〜棒部材、９２〜駆動機構、９４
〜飛行速度検出機構。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 双反転式ヒンジ無し回転翼を有する航空機の制御方
   法に於て、各回転翼の位相角ガンマを航空機の前進速度
   の増大に応じて互いに等しい角度だけ反対方向へ増大す
   るように航空機の前進速度の関数として変化させること
   を特徴とする方法。 ２、特許請求の範囲第１項の方法に於て、前記位相角ガ
   ンマはホバリングに於ける約２０° と約１５０ノツト
   の飛行速度に於ける約７０° との間にて変化されるこ
   とを特徴とする方法。 ３ 特許請求の範囲第１項の方法に於て、前記位相角ガ
   ンマはホバリングから約８０ノツトまでの飛行速度に於
   ては約２０°、約８０ノツトから約１４０ノツ１〜まで
   の飛行速度に於ては約２０° と約７０° との間、約
   １４０ノツトから約１６０ノツトまでの飛行速度に於て
   は約７０°に変化されることを特徴とする方法。 ４ 双反転式ヒンジ無し回転翼を有し、各回転翼に対し
   て周期的に羽根ピッチを制御するために一つの軸線の周
   りに傾斜可能な回転斜板組立体２０及び該回転斜板組立
   体に接続されたアナログ・ミキサ４０とを有し、更に前
   記軸線の周りに於ける回転斜板の角度位置を変える手段
   を有することを特徴とする航空機。 ５ 特許請求の範囲第４項の航空機に於て、前記アナロ
   グ・ミキサ４０は第一の軸線４２の周りに同心に配置さ
   れ且回転に対しては保持されているが前記第一の軸線に
   交差し該第−の軸線に対し垂直な一つの平面内にある全
   ての傾動軸線の周りに傾斜する運動を行う第一の部材５
   ６と、前記第一の部材と共に傾斜し且前記第−の軸線の
   周りに回転する第二の部材６０と、前記第一の部材を前
   記回転斜板へ接続し該回転斜板を傾動せしめる作用を行
   う手段８６，８８，９０とを有し、第一の方位角位置に
   て前記第二の部材６０に傾動力を及ぼしこれによって前
   記傾動軸線のうちの第一の傾動軸線の周りに於ける前記
   第−及び第二の部材の傾動運動を生せしめる第一の手段
   ７０． ７４． ８２と、前記第一の方位角位置より９
   ０°隔置された第二の方位角位置にて前記第二の部材６
   ０に傾動力を与えこれによって前記傾動軸線のうちの前
   記第一の傾動軸線に垂直な第二の傾動軸線の周りに前記
   第−及び第二の部材を傾動せしめる第二の手段７２．７
   ６．８４と、前記第二の部材６０に接続され飛行速度に
   応答して前記第二の部材を前記第一の軸線４２の周りに
   回動せしぬ前記第−及び゛第二の方位角位置を選定する
   手段６６、 ９２． ９４とが設けられていることを特
   徴とする航空機。 ６ 特許請求の範囲第５項の航空機に於て、前記第−及
   び第二の手段は各々前記方位角位置の一つにて前記第二
   の部材６０に接続された第一の端部を有する棒部材８２
   ．８４と、前記棒部材の他端に接続されたベルクランク
   ７４．７６とを有し、前記ベルクランクの制御力入力側
   の作動半径は前記第一の軸線４２と一致するようになっ
   ていることを特徴とする航空機。