特開 2024-106285 ヘリコプタ、ヘリコプタの垂直尾翼、ヘリコプタの垂直尾翼の改修方法及びヘリコプタのテールロータによるアンチトルクの向上方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公開特許公報(A)

(11)【公開番号】P2024106285

(43)【公開日】2024-08-07

(54)【発明の名称】ヘリコプタ、ヘリコプタの垂直尾翼、ヘリコプタの垂直尾翼の改修方法及びヘリコプタのテールロータによるアンチトルクの向上方法

(51)【国際特許分類】

   B64C 27/82 20060101AFI20240731BHJP

   B64C 27/06 20060101ALI20240731BHJP

【ＦＩ】

B64C27/82

B64C27/06

【審査請求】未請求

【請求項の数】13

【出願形態】ＯＬ

(21)【出願番号】P 2023010561

(22)【出願日】2023-01-26

(71)【出願人】

【識別番号】000005348

【氏名又は名称】株式会社ＳＵＢＡＲＵ

(74)【代理人】

【識別番号】100136504

【弁理士】

【氏名又は名称】山田 毅彦

(72)【発明者】

【氏名】中村 瑞城

(72)【発明者】

【氏名】白田 周三

(72)【発明者】

【氏名】塚本 紘理

(72)【発明者】

【氏名】佐々木 雅文

(72)【発明者】

【氏名】坂本 龍介

(72)【発明者】

【氏名】篠塚 拓海

(72)【発明者】

【氏名】福留 光紀

(72)【発明者】

【氏名】永井 宏

(72)【発明者】

【氏名】田口 浩

(72)【発明者】

【氏名】横山 俊裕

(57)【要約】

【課題】ヘリコプタのテールロータでアンチトルクを発生させるために必要なエネルギを低減することである。
【解決手段】実施形態に係るヘリコプタの垂直尾翼は、メインロータと、前記メインロータの回転によって生じるトルクを打消すためのアンチトルクを発生させるためのテールロータを備えたものであって、後縁側が、前記テールロータの回転範囲となる円形の領域と、前記テールロータの回転軸方向にオーバーラップする範囲内において、前縁側に向かって凹んでいるものである。また、実施形態に係るヘリコプタは、上述した垂直尾翼を有するものである。
【選択図】 図１

【特許請求の範囲】

【請求項1】

メインロータと、前記メインロータの回転によって生じるトルクを打消すためのアンチトルクを発生させるためのテールロータを備えたヘリコプタの垂直尾翼において、
後縁側が、前記テールロータの回転範囲となる円形の領域と、前記テールロータの回転軸方向にオーバーラップする範囲内において、前縁側に向かって凹んでいるヘリコプタの垂直尾翼。

【請求項2】

左右両舷に、前記垂直尾翼の表面における気流を隔離することによって前記垂直尾翼の凹んだ後縁側における渦の発生を抑制するためのスポイラを設けた請求項１記載のヘリコプタの垂直尾翼。

【請求項3】

前記垂直尾翼の凹んだ後縁側におけるカバーを平板で構成し、かつ前記平板を前記凹んだ後縁側から突出しないように配置した請求項１記載のヘリコプタの垂直尾翼。

【請求項4】

前記平板に、前記垂直尾翼の前縁側に向かって凹み、かつ長さ方向を前記垂直尾翼の厚さ方向とする複数のビードを形成した請求項３記載の垂直尾翼。

【請求項5】

メインロータと、前記メインロータの回転によって生じるトルクを打消すためのアンチトルクを発生させるためのテールロータを備えたヘリコプタの垂直尾翼において、
後縁側が前縁側に向かって凹んでおり、
左右両舷に、前記垂直尾翼の表面における気流を隔離することによって前記垂直尾翼の凹んだ後縁側における渦の発生を抑制するためのスポイラを設ける一方、
前記垂直尾翼の前記凹んだ後縁側におけるカバーを平板で構成し、かつ前記平板を前記凹んだ後縁側から突出しないように配置したヘリコプタの垂直尾翼。

【請求項6】

前記平板に、前記垂直尾翼の前縁側に向かって凹み、かつ長さ方向を前記垂直尾翼の厚さ方向とする複数のビードを形成した請求項５記載の垂直尾翼。

【請求項7】

請求項１乃至６のいずれか１項に記載の垂直尾翼を有するヘリコプタ。

【請求項8】

ヘリコプタの垂直尾翼の後縁側における少なくとも一部を前縁側に向かって切欠くステップと、
切欠いた後の前記垂直尾翼の後縁側に形成される開口部に平板のカバーを取付けて塞ぐステップと、
を有するヘリコプタの垂直尾翼の改修方法。

【請求項9】

前記後縁側を切欠く前における前記垂直尾翼を構成するリブのうち、切断しなければ切欠いた後の前記垂直尾翼の後縁側から突出することになるリブを切断するステップを有し、
切断対象となる前記リブについては前記カバーとの間に隙間が形成されるように前記垂直尾翼の後縁側における端部を切断する請求項８記載のヘリコプタの垂直尾翼の改修方法。

【請求項10】

切欠いた後の前記垂直尾翼を構成する左右両舷側のスキンの内面に形材を介して平板からなる前記カバーを切欠いた後の前記垂直尾翼の後縁側から突出しないように取付ける請求項８又は９記載のヘリコプタの垂直尾翼の改修方法。

【請求項11】

切欠いた後の前記垂直尾翼の後縁側から前記垂直尾翼を構成するスパーが突出しない深さとなるように前記垂直尾翼を切欠き、前記スパーを切断せずに前記カバーで前記開口部を塞ぐ請求項８又は９記載のヘリコプタの垂直尾翼の改修方法。

【請求項12】

メインロータと、前記メインロータの回転によって生じるトルクを打消すためのアンチトルクを発生させるためのテールロータを備えたヘリコプタのテールロータによるアンチトルクの向上方法であって、
前記テールロータが先端に取付けられる垂直尾翼の後縁側のうち、前記テールロータの回転範囲となる円形の領域と、前記テールロータの回転軸方向にオーバーラップする範囲内のみを前縁側に向かって凹ませて切り欠いた形状とし、前記テールロータから前記テールロータの回転軸方向に生じる噴流を遮る前記垂直尾翼の面積を減少させることによって前記アンチトルクを向上させるヘリコプタのテールロータによるアンチトルクの向上方法。

【請求項13】

前記垂直尾翼を設けたテールブームの左舷側に前記メインロータからのダウンウォッシュを阻害するためのストレーキを設けて前記ヘリコプタの左舷側における圧力を前記ヘリコプタの右舷側における圧力よりも高くし、かつ前記ヘリコプタがホバリングしている状態と前記ヘリコプタが右横進飛行している状態との間において、前記左舷側における圧力と前記右舷側における圧力の差圧として生じる前記ヘリコプタの右舷方向への力の変動量が最小となるように前記ストレーキの高さを最適化することによって、更に前記アンチトルクを向上させる請求項１２記載のヘリコプタのテールロータによるアンチトルクの向上方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明の実施形態は、ヘリコプタ、ヘリコプタの垂直尾翼、ヘリコプタの垂直尾翼の改修方法及びヘリコプタのテールロータによるアンチトルクの向上方法に関する。

【背景技術】

【0002】

ヘリコプタには、メインロータの回転によってメインロータの回転方向と逆方向にトルクが生じる。このトルクを打消すため、ヘリコプタにはテールロータが設けられ、テールロータによってアンチトルクが生成される（例えば特許文献１乃至３参照）。典型的なテールロータは、ヘリコプタの胴体の後端に形成されるテールブームやテールブームに連結される垂直尾翼に取付けられる。テールロータには、メインロータと同様にブレードが保護されずに剥き出しの状態となっている一般的なロータの他、ダクトで保護されたダクテッドファンが知られている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0003】

【特許文献1】特開平０４－０５００９９号公報

【特許文献2】特開平１１－２８６３００号公報

【特許文献3】特表２０１６－５０６３３５号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

本発明は、ヘリコプタのテールロータでアンチトルクを発生させるために必要なエネルギを低減することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0005】

本発明の実施形態に係るヘリコプタの垂直尾翼は、メインロータと、前記メインロータの回転によって生じるトルクを打消すためのアンチトルクを発生させるためのテールロータを備えたものであって、後縁側が、前記テールロータの回転範囲となる円形の領域と、前記テールロータの回転軸方向にオーバーラップする範囲内において、前縁側に向かって凹んでいるものである。

【0006】

また、本発明の実施形態に係るヘリコプタの垂直尾翼は、メインロータと、前記メインロータの回転によって生じるトルクを打消すためのアンチトルクを発生させるためのテールロータを備えたものであって、後縁側が前縁側に向かって凹んでおり、左右両舷に、前記垂直尾翼の表面における気流を隔離することによって前記垂直尾翼の凹んだ後縁側における渦の発生を抑制するためのスポイラを設ける一方、前記垂直尾翼の前記凹んだ後縁側におけるカバーを平板で構成し、かつ前記平板を前記凹んだ後縁側から突出しないように配置したものである。

【0007】

また、本発明の実施形態に係るヘリコプタは、上述した垂直尾翼を有するものである。

【0008】

また、本発明の実施形態に係るヘリコプタの垂直尾翼の改修方法は、ヘリコプタの垂直尾翼の後縁側における少なくとも一部を前縁側に向かって切欠くステップと、切欠いた後の前記垂直尾翼の後縁側に形成される開口部に平板のカバーを取付けて塞ぐステップとを有するものである。

【0009】

また、本発明の実施形態に係るヘリコプタのテールロータによるアンチトルクの向上方法は、テールロータが先端に取付けられる垂直尾翼の後縁側のうち、前記テールロータの回転範囲となる円形の領域と、前記テールロータの回転軸方向にオーバーラップする範囲内のみを前縁側に向かって凹ませて切り欠いた形状とし、前記テールロータから前記テールロータの回転軸方向に生じる噴流を遮る前記垂直尾翼の面積を減少させることによって前記アンチトルクを向上させるものである。

【図面の簡単な説明】

【0010】

【図1】本発明の第１の実施形態に係るヘリコプタの構成を示す正面図。

【図2】図１に示すテールブームの一部と垂直尾翼の構造を示す拡大部分正面図。

【図3】図２に示すテールブームの一部と垂直尾翼の平面図。

【図4】図２に示すテールブームの一部と垂直尾翼の右側面図。

【図5】図２に示すテールブームの一部と垂直尾翼の斜視図。

【図6】図２に示す垂直尾翼を構成する主要な補強部材の配置例を示す図。

【図7】図６に示す垂直尾翼の位置Ａ－Ａにおける拡大断面図。

【図8】図６に示すスポイラの位置の決定方法を説明する垂直尾翼の位置Ｂ－Ｂにおける輪郭のみの拡大断面図。

【図9】既存のヘリコプタの垂直尾翼に切欠きを形成する場合における改修方法の一例を説明する図。

【図10】本発明の第２の実施形態に係るヘリコプタの垂直尾翼を後縁側から見た図。

【図11】図１０に示す垂直尾翼の後縁側におけるカバーの斜視図。

【図12】図１０に示す垂直尾翼の位置Ｃ－Ｃにおける部分拡大断面図。

【図13】図１２に示す垂直尾翼の後縁側におけるカバーの位置Ｄ－Ｄにおける拡大部分断面図。

【発明を実施するための形態】

【0011】

本発明の実施形態に係るヘリコプタ、ヘリコプタの垂直尾翼、ヘリコプタの垂直尾翼の改修方法及びヘリコプタのテールロータによるアンチトルクの向上方法について添付図面を参照して説明する。

【0012】

（第１の実施形態）
（ヘリコプタ及び垂直尾翼の構成と機能）
図１は本発明の第１の実施形態に係るヘリコプタの構成を示す正面図である。

【0013】

ヘリコプタ１は、胴体２、メインロータ３及びテールロータ４を有する。胴体２の後端側には後端に向かって徐々に細長くなるテールブーム５が形成され、テールブーム５の後端には垂直尾翼６が一体化される。そして、メインロータ３は胴体２の上方に連結される一方、テールロータ４は垂直尾翼６の先端に連結される。

【0014】

メインロータ３は揚力を発生させるためのロータである。一方、テールロータ４は、メインロータ３の回転によって生じるトルクを打消すためのアンチトルクを発生させるためのロータである。メインロータ３が反時計回りに回転する典型的なヘリコプタ１の場合には、メインロータ３の回転によってヘリコプタ１の垂直尾翼６には左舷方向にトルクが生じる。

【0015】

従って、メインロータ３のトルクを打消すためのアンチトルクは、垂直尾翼６の右舷方向に発生させることが必要となり、テールロータ４は垂直尾翼６の右舷側に取付けられる。そして、テールロータ４の回転によってヘリコプタ１の側面に生じるサイドウォッシュと呼ばれる噴流によって、テールロータスラストと呼ばれる右舷方向への推力が生じ、右舷方向に向かうテールロータスラストによってメインロータ３のトルクが打消される。

【0016】

ヘリコプタ１を右横進させる場合には、テールロータ４にはメインロータ３のトルクを打消すのみならず、ヘリコプタ１を右横進させるための右舷方向への推力が更に要求されることから、テールロータ４により発生させるべきテールロータスラストは最大となる。逆に、ヘリコプタ１を左横進させる場合には、テールロータ４により発生させるべきテールロータスラストは最小となる。いずれにせよ、テールロータ４の回転により発生するアンチトルク、すなわちテールロータスラストを向上させることができれば、テールロータ４を回転させるために必要なエネルギを低減することができる。

【0017】

テールロータ４を垂直尾翼６の右舷側に取付けると、必然的にテールロータ４の回転によって生じるサイドウォッシュの一部は垂直尾翼６によって遮られる。従って、テールロータスラストは減少する。つまり、テールロータ４の回転によって生じるサイドウォッシュと垂直尾翼６の干渉によって、テールロータスラストが減少する。

【0018】

そこで、ヘリコプタ１の垂直尾翼６の後縁側には、切欠き７が設けられる。すなわち、垂直尾翼６の後縁側は、垂直尾翼６の前縁側に向かって凹んでいる。但し、テールロータ４の回転範囲となる円形の領域Ｒと、テールロータ４の回転軸方向にオーバーラップする範囲内において、垂直尾翼６の後縁側が垂直尾翼６の前縁側に向かって凹んでいることが、垂直尾翼６の面積の減少量を最小限として機体を安定させる観点から好ましい。

【0019】

図２は図１に示すテールブーム５の一部と垂直尾翼６の構造を示す拡大部分正面図、図３は図２に示すテールブーム５の一部と垂直尾翼６の平面図、図４は図２に示すテールブーム５の一部と垂直尾翼６の右側面図、図５は図２に示すテールブーム５の一部と垂直尾翼６の斜視図である。

【0020】

図２乃至図５に例示されるような切欠き７を垂直尾翼６の後縁側に形成することによって、テールロータ４の回転によって生じるサイドウォッシュと垂直尾翼６との間における干渉領域を低減させることができる。その結果、垂直尾翼６による遮蔽を起因とするテールロータスラストの減少量も低減することができる。換言すれば、テールロータ４からテールロータ４の回転軸方向に生じるサイドウォッシュを遮る垂直尾翼６の面積を減少させることによってテールロータ４のアンチトルクを向上させることができる。その結果、あるアンチトルクを発生させるためのテールロータ４の回転に必要なエネルギを低減させることができる。

【0021】

但し、垂直尾翼６はヘリコプタ１の左右への揺れを低減させ、機体の安定性を確保する役割を担っているため、切欠き７の範囲が広がる程、機体の安定性が低下する。切欠き７の範囲が過剰となると、機体の安定性の低下を補償するために、テールブーム５の後端に機体の安定性を確保するための形状を有する突起を形成することが必要となる。

【0022】

そこで、切欠き７の範囲を、テールロータ４の回転範囲となる円形の領域Ｒと、テールロータ４の回転軸方向にオーバーラップする範囲内のみに限定することが望ましい。換言すれば、垂直尾翼６の後縁側のうち、テールロータ４の回転範囲となる円形の領域Ｒと、テールロータ４の回転軸方向にオーバーラップする範囲内のみを、垂直尾翼６の前縁側に向かって凹ませて切り欠いた形状とすることが好ましい。

【0023】

テールロータ４により生じるアンチトルクを向上させるための切欠き７を垂直尾翼６に限定的に設ければ、上述したように、垂直尾翼６の面積の減少量を最小限とし、機体を安定させるために必要な垂直尾翼６の面積を確保することができる。その結果、図示されるように、機体を安定させるために適切な形状を有するテールブームを垂直尾翼６よりも後端側に突出させることを不要とすることができる。

【0024】

一方、切欠き７の深さが過剰となるとテールロータスラストに耐えながらテールロータ４を支持する垂直尾翼６の機械的強度が不十分となる。従って、切欠き７の深さは、テールロータスラストに耐えながらテールロータ４を支持する垂直尾翼６の機械的強度が確保できるように決定される。

【0025】

典型的な垂直尾翼６は、外板（スキン）を桁（スパー）や小骨（リブ）等の補強部材で補強した構造を有しており、垂直尾翼６の機械的強度は、主に主要な補強部材が担っている。すなわち、垂直尾翼６を構成する外板はテールロータ４を支持するための垂直尾翼６の機械的強度に殆ど寄与しておらず、垂直尾翼６自体の幅を確保することは重要ではない。このため、垂直尾翼６の機械的強度を確保するためには、垂直尾翼６の機械的強度に支配的となる主要な補強部材を適切な位置に配置し、省略しないことが肝要である。そこで、切欠き７の深さについては、強度計算によって決定した桁等の補強部材と干渉しないように決定することができる。

【0026】

図６は図２に示す垂直尾翼６を構成する主要な補強部材の配置例を示す図であり、図７は図６に示す垂直尾翼６の位置Ａ－Ａにおける拡大断面図である。

【0027】

図２に示す垂直尾翼６は、典型的な垂直尾翼と同様に、左右のスキン１０を複数のスパー１１と複数のリブ１２で補強したボックス構造とすることができる。具体的には、スパー１１の長さ方向が概ね垂直尾翼６の長さ方向となる一方、リブ１２の長さ方向が概ねスパー１１と直交する方向となるように垂直尾翼６の構造設計を行うことができる。

【0028】

そこで、垂直尾翼６の後縁側のスパー１１と干渉しないように、垂直尾翼６の後縁側のスパー１１から一定の距離だけ離れた位置に、切欠き７で凹んだ垂直尾翼６の後縁側のカバー１３を配置することができる。これにより、切欠き７の深さを決定することができる。つまり、垂直尾翼６の機械的強度を確保するために必要なスパー１１等の補強部材と干渉しない範囲で、テールロータ４により生じるアンチトルクを向上させる観点から切欠き７をできるだけ深くすることが望ましい条件となる。

【0029】

一方、リブ１２については、垂直尾翼６の前縁側から後縁側に亘って配置される場合が多く、図示された例では、垂直尾翼６の切欠き７を形成する後縁側のカバー１３とリブ１２が干渉しないように、一部のリブ１２の長さが、強度を確保できる範囲内において短く設計されている。すなわち、垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分については、リブ１２が後縁側のカバー１３まで到達しないように短くなっている。その結果、図７に示す例のように、後縁側のスパー１１と後縁側のカバー１３との間におけるリブ１２は、後縁側のスパー１１よりも前縁側におけるリブ１２の形状とは異なり、典型的なリブを切断したような形状を有している。

【0030】

もちろん、図６及び図７に示す例に限らず、仮に長さ方向に延伸させると切欠き７を横切ることになる各リブ１２を後縁側のカバー１３まで到達させるようにしても良い。但し、図６及び図７に例示されるように仮に長さ方向に延伸させると切欠き７を横切ることになる各リブ１２の長さを、後縁側のカバー１３まで到達しない長さにすると、切欠き７が設けられていない既存のヘリコプタの垂直尾翼を、図示されるような切欠き７を有する垂直尾翼６に改修することが容易となる。

【0031】

すなわち、垂直尾翼６の強度を確保する上で必要となるリブ１２の長さだけ残して垂直尾翼６の後縁側におけるリブ１２を切断し、左右のスキン１０のトリム加工と後縁側のカバー１３の取付けによって垂直尾翼６に切欠き７を形成することができる。このため、既存の垂直尾翼であっても、新たに切欠き７を形成してテールロータ４で生じるアンチトルクを改善することができる。逆に、新たにヘリコプタ１の設計と製造を行うような場合には、上述したように、切欠き７が無い典型的な垂直尾翼と同様に、切欠き７を形成する後縁側のカバー１３まで各リブ１２を到達させるようにしても良い。

【0032】

垂直尾翼６には、図示されるように、切欠き７に加えてスポイラ１４を設けることが好ましい。具体的には、垂直尾翼６の左右両舷に、垂直尾翼６の表面における気流を隔離することによって、垂直尾翼６の切欠き７で凹んだ後縁側における渦の発生を抑制するためのスポイラ１４を設けることが好ましい。

【0033】

垂直尾翼６の表面における気流を隔離することを目的とするスポイラ１４は、垂直尾翼６の表面における気流が横切るように配置される立て板で構成することができる。図７に示す例では、長さ方向が垂直尾翼６の後縁に概ね沿うように一方の面を垂直尾翼６の表面に接合することによって他方の面を垂直尾翼６の表面から切立つ立て板としたアングル材１４Ａでスポイラ１４が構成されている。スポイラ１４を構成するアングル材１４Ａは鋼材に限らずアルミニウム等の所望の材料で構成することができる。スポイラ１４をアングル材１４Ａで構成する場合、アングル材１４Ａはファスナで垂直尾翼６の表面に固定することができる。もちろん、接着剤を併用しても良い。

【0034】

垂直尾翼６の後縁側における渦を抑制するためには、垂直尾翼６の後縁から適切な距離だけ離れた両舷の位置にそれぞれスポイラ１４を配置し、かつ各スポイラ１４の高さを垂直尾翼６の表面に形成される境界層の厚さよりも低くすることが適切である。すなわち、垂直尾翼６の両舷における表面の気流が後縁に到達する前に各スポイラ１４で隔離されるように各スポイラ１４の位置と高さを決定することが適切である。これにより、各スポイラ１４で隔離された気流が垂直尾翼６の後縁に到達する前に一様流と混合し、垂直尾翼６の後縁付近では気流の速度勾配を緩やかにすることができる。

【0035】

図８は図６に示すスポイラ１４の位置の決定方法を説明する垂直尾翼６の位置Ｂ－Ｂにおける輪郭のみの拡大断面図である。

【0036】

スポイラ１４の位置は、数値流体力学（ＣＦＤ：Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ）解析シミュレーションや風洞試験等によって渦が十分に抑制できる位置として求めることができる。実際にＣＦＤ解析シミュレーションを行った結果、スポイラ１４の位置は、図８に示すようにヘリコプタ１の機体軸に水平な垂直尾翼６の平均空力翼舷位置Ｂ－Ｂにおける長さを代表長さｃとすると、垂直尾翼６の代表長さｃの６０％以上８０％以下の距離Ｄだけ垂直尾翼６の前縁から離れた位置とすることが、垂直尾翼６の後縁側における渦を抑制するために好ましい条件であることが確認された。

【0037】

他方、スポイラ１４の高さを決定するために必要となる境界層の厚さは公知の計算で求めることができる。試算した結果、スポイラ１４の高さは境界層の厚さの４０％以上６０％以下とすることが適切であると考えられる。

【0038】

垂直尾翼６の後縁側における渦をスポイラ１４で抑制すると、垂直尾翼６の凹んだ後縁側におけるカバー１３を平板１３Ａで構成することが可能となる。すなわち、スポイラ１４が取付けられていない従来の典型的な垂直尾翼の場合には、垂直尾翼の後縁側に生じる渦に起因するヘリコプタ１の前進時における空気抵抗の増加と振動を抑制する必要があることから、垂直尾翼の後縁側のカバーを湾曲させて凸形状とし、カバーの断面を翼形状とすることが現実的となる。

【0039】

これに対して、垂直尾翼６の後縁側における渦を抑制するためのスポイラ１４が取付けられた垂直尾翼６の場合には、渦の発生がスポイラ１４で抑制されるので、垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分における後縁側のカバー１３を平板１３Ａにしても、ヘリコプタ１の前進時における空気抵抗の過剰な増加と振動を回避することができる。垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分における後縁側のカバー１３を平板１３Ａにできれば、平板１３Ａを垂直尾翼６の凹んだ後縁側から切欠き７内に突出しないように配置することが可能となる。その結果、従来の典型的な凸状のカバーで垂直尾翼６の後縁側を閉塞すると、切欠き７の深さが浅くなってテールロータ４により生じるアンチトルクの改善効果が減少してしまうという不都合を回避することができる。

【0040】

図７に示す例では、垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分における後縁側のカバー１３を構成する平板１３Ａが、垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分における後縁の輪郭を形成する両舷におけるスキン１０の縁よりも垂直尾翼６の前縁側にずらして配置されている。すなわち、垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分における後縁側のカバー１３が切欠き７の輪郭よりも内側となるように配置されている。

【0041】

垂直尾翼６の左右のスキン１０の間隔は後縁程狭くなる。このため、平板１３Ａを容易に左右のスキン１０の間に配置して組立てられるように、例えば、アルミニウム等の所望の材料で構成されるアングル材１３Ｂで平板１３Ａを左右のスキン１０の内面に固定することができる。このように垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分における後縁側のカバー１３をアングル材１３Ｂと平板１３Ａで構成することによって、カバー１３を垂直尾翼６の後縁から突出させることなく垂直尾翼６の後縁をカバー１３で閉塞することができる。平板１３Ａをアングル材１３Ｂでスキン１０の内面に固定する場合、アングル材１３Ｂはファスナで平板１３Ａとスキン１０の表面に固定することができる。もちろん、接着剤を併用しても良い。

【0042】

尚、図７に示す例では、平板１３Ａの外表面の位置が垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分における後縁の輪郭よりも内側となっているが、平板１３Ａの外表面の位置を垂直尾翼６の切欠き７が形成された部分における後縁の輪郭と一致させても良い。また、図７に示す例のように垂直尾翼６を構成するスキン１０の縁が、平板１３Ａで構成される後縁側のカバー１３よりも突出していたとしても、スキン１０の縁の近傍はもちろん、平板１３Ａの外表面付近においてもスポイラ１４で渦の発生が抑制されることから、空気抵抗の増加等のヘリコプタ１の安定性に与える悪影響は無視することができる。

【0043】

テールロータ４で発生させるアンチトルクは、上述したような垂直尾翼６の構造の他、テールブーム５の構造によっても向上させることができる。具体的には、回転方向が反時計回りである典型的なメインロータ３を有するヘリコプタ１の場合には、テールブーム５の左舷側にストレーキ１５を設けることができる。ストレーキ１５は、メインロータ３からのダウンウォッシュを阻害するためのフィンである。

【0044】

テールブーム５の左舷側を流れるメインロータ３のダウンウォッシュをストレーキ１５で阻害すると、ヘリコプタ１の左舷側における圧力をヘリコプタ１の右舷側における圧力よりも高くすることができる。その結果、ヘリコプタ１の右舷方向への力が生じ、この右舷方向への力をアンチトルクの一部として利用することができる。これにより、あるアンチトルクを発生させるためのテールロータ４の回転に必要なエネルギを一層低減することができる。すなわち、ヘリコプタ１全体のアンチトルクを更に向上させることができる。

【0045】

テールブーム５の左舷側へのダウンウォッシュの流入角は、ヘリコプタ１の横進方向における速度に応じて変化する。具体的には、ヘリコプタ１がより速い速度で右横進する程、テールブーム５の左舷側へのダウンウォッシュの流入角度は、上方から左舷方向により大きな角度で傾斜することになる。逆に、ホバリング時のようにヘリコプタ１の横進方向における速度がゼロである場合には、テールブーム５の左舷側へのダウンウォッシュの流入角度は、上方から右舷方向に向かう角度となる。

【0046】

従って、最もアンチトルクの改善が望まれるヘリコプタ１の右横進時において、上方から左舷方向に向かって流れるダウンウォッシュをテールブーム５の左舷側におけるストレーキ１５で受けて右舷方向への力を発生させるためには、少なくともテールブーム５の左舷側における上方、すなわち左舷側において上方に向かって凸となるように湾曲するテールブーム５の表面上にストレーキ１５を配置することが適切である。

【0047】

加えて、ストレーキ１５をテールブーム５の左舷側における下方、すなわち左舷側において下方に向かって凸となるように湾曲するテールブーム５の表面上にもストレーキ１５を配置すれば、ホバリング時のようにヘリコプタ１の横進方向における速度がゼロである場合においても、テールブーム５の左舷側において上方から右舷方向に向かって流れるダウンウォッシュを下方側におけるストレーキ１５で受けて右舷方向への力を発生させることができる。

【0048】

但し、ストレーキ１５を取付けると、ヘリコプタ１の製造コストの増加に繋がるのみならず、ヘリコプタ１の重量も増加することになる。従って、ヘリコプタ１の製造コストと重量の増加を回避することを重視する場合には、テールブーム５の上方のみにストレーキ１５を取付けることが好ましい条件となる。このため、図示された例では、テールブーム５の上方のみにストレーキ１５が取付けられている。逆に、ヘリコプタ１のホバリング時等におけるアンチトルクの改善を重視する場合には、テールブーム５の上方と下方の双方にストレーキ１５を取付けることが好ましい条件となる。

【0049】

上述したように、テールブーム５の左舷側へのダウンウォッシュの流入角度がヘリコプタ１の横進方向における速度に応じて変化することから、ダウンウォッシュのストレーキ１５への流入角も、ヘリコプタ１の横進方向における速度に応じて変化することになる。従って、ストレーキ１５によって生じる左舷側と右舷側との間における圧力差として発生する右舷方向への力の大きさもまた、ヘリコプタ１の横進方向における速度に応じて変化することになる。

【0050】

ストレーキ１５で生じる右舷方向への力の大きさの変動が大きいと、テールロータ４で発生させるべき右舷方向への力の大きさの変動が大きくなり、ヘリコプタ１の操縦者による操縦負担の増加に繋がる。従って、ストレーキ１５で生じる右舷方向への力の大きさの変動量は、ヘリコプタ１の飛行状態が変化しても、できるだけ小さくなることが望ましい。ヘリコプタ１の飛行状態のうち、アンチトルクの改善が特に寄与するのは、ヘリコプタ１のホバリング時と右横進時である。

【0051】

そこで、ヘリコプタ１がホバリングしている状態とヘリコプタ１が右横進飛行している状態との間において、ストレーキ１５で生じる右舷方向への力の変動量が最小となるようにストレーキ１５の位置、長さ及び高さの少なくとも１つを最適化することができる。これにより、ヘリコプタ１の飛行状態が、テールロータ４の回転に必要となるエネルギが最大となる右横進飛行からホバリングに変化する場合に、ストレーキ１５で生じる右舷方向への力の大きさの変動量を低減することができる。その結果、ストレーキ１５の取付けに伴うヘリコプタ１の操縦者への操縦負担の増加を低減することができる。

【0052】

尚、ストレーキ１５の位置、長さ及び高さの最適化は、ＣＦＤ解析を含むシミュレーションによって行うことができる。但し、ストレーキ１５により生じる右舷方向への力の大きさに対しては、ダウンウォッシュを遮るストレーキの高さが支配的であると考えられる。このため、計算の簡易化の観点から最適化の対象をストレーキ１５の高さに限定しても良い。

【0053】

その場合、ストレーキ１５の位置及び長さについては、ＣＦＤ解析シミュレーションや風洞試験等によって、メインロータ３からのダウンウォッシュをヘリコプタ１の左舷側において阻害する効果が確認できる任意の位置及び長さに決定することができる。また、ストレーキ１５の長さについては、重量とダウンウォッシュの阻害効果のバランスを考慮して所望の長さに決定することができる。すなわち、ヘリコプタ１の重量軽減を重視する場合にはストレーキ１５の長さを短くする一方、ダウンウォッシュの阻害効果を重視する場合には図１に例示されるようにテールブーム５の長さの７０％以上の範囲に亘ってストレーキ１５を延伸させるなど、ストレーキ１５の長さを長くすることができる。

【0054】

また、ストレーキ１５の位置、長さ及び高さのいずれを最適化対象とするのかに関わらず、ストレーキ１５で生じる右舷方向への力の大きさの変動量が最小化されれば、必然的にテールロータ４で発生すべき右舷方向への力の大きさの変動量も最小となることから、最小化対象をストレーキ１５で生じる右舷方向への力の大きさの変動量として最適化計算を行うことは、最小化対象をテールロータ４で発生すべき右舷方向への力の大きさの変動量として最適化計算を行うことと等価である。

【0055】

（ヘリコプタの垂直尾翼の改修方法）
次に、既存のヘリコプタの垂直尾翼を改修することによって上述した垂直尾翼６を有するヘリコプタ１を製作する場合の一例について説明する。

【0056】

図９は既存のヘリコプタの垂直尾翼に切欠き７を形成する場合における改修方法の一例を説明する図である。

【0057】

切欠き７が無い既存のヘリコプタの垂直尾翼は、図９（Ａ）に示すように左右のスキン１０を複数のスパー１１と複数のリブ１２で補強したボックス構造となっている。このような構造を有する垂直尾翼の強度を確保しつつ垂直尾翼に切欠き７を形成する場合には、上述したように垂直尾翼を構成するスパー１１を切断しないことが重要である。従って、既存の垂直尾翼に切欠き７を形成するためには、切欠いた後の垂直尾翼の後縁側からスパー１１が突出しない深さとなるように垂直尾翼の切欠き７の深さを決定した後、少なくとも左右のスキン１０とリブ１２を切断することが必要となる。

【0058】

しかしながら、左右のスキン１０をトリム加工するために切欠き７の輪郭に沿って切削工具を移動させると、切削工具はリブ１２の板厚方向に進行することになる。このため、左右のスキン１０とともにリブ１２を１回のトリム加工で切断することは切削抵抗の増減が大きく、かつリブ１２が板厚方向に変形してしまう可能性が高い困難な切削加工となってしまう。

【0059】

そこで、リブ１２の切断に先立って、ジグソーや電動丸鋸等の鋸やエンドミル等の所望の切削工具を用いて、先に左右のスキン１０のトリム加工を１枚ずつ別々に行うことが現実的である。使用する切削工具によっては、スキン１０の板厚方向への切削工具の切込深さを浅くし、切欠き７の輪郭に沿って切削工具を複数回移動させても良いし、スキン１０の板厚方向への切削工具の切込深さをスキン１０の板厚以上として、１回のトリム加工でスキン１０を切断するようにしても良い。

【0060】

尚、ヘリコプタの垂直尾翼の後縁側は、左右のスキン１０の間隔が徐々に狭くなって互いに接合される場合と、左右のスキン１０の間に形成される隙間が翼形状を有する従来の凸状の後縁カバーで閉塞される場合がある。このため、後縁カバーが存在する場合には、後縁カバーも左右のスキン１０と同様にトリム加工されることになる。

【0061】

左右のスキン１０のトリム加工が完了すると、図９（Ｂ）に示すように複数のリブ１２が切欠き７に突出した状態で残る。このため、垂直尾翼の後縁側に切欠き７を完全に形成するためには、突出したリブ１２を切断することが必要となる。そこで、切欠き７に突出したリブ１２が切断される。より具体的には、垂直尾翼の後縁側を切欠く前における垂直尾翼を構成する複数のリブ１２のうち、切断しなければ切欠いた後の垂直尾翼の後縁側から突出することになるリブ１２が切断される。

【0062】

但し、図７に例示されるように、切断後のリブ１２と後縁側のカバー１３との干渉を確実に回避しつつトリム加工後における左右のスキン１０の内面に後縁側のカバー１３を容易に取付けられるように十分な作業スペースを設けるためには、切欠き７に突出した各リブ１２の先端が切欠き７の輪郭よりも垂直尾翼の前縁側、より望ましくは垂直尾翼の後縁側におけるスパー１１付近となる程度まで十分に短くなるように、突出した各リブ１２を切断することが肝要となる。

【0063】

そこで、切欠き７内に残った切断対象となる各リブ１２の先端が少なくとも切欠き７の輪郭よりも垂直尾翼の前縁側となるように、より望ましくは垂直尾翼の後縁側におけるスパー１１付近となる程度まで、各リブ１２を鋸やエンドミル等の所望の切削工具で切断することができる。換言すれば、切断対象となるリブ１２と、取付け予定となっている後縁側のカバー１３との間に、図７に例示されるような十分な隙間が形成されるように垂直尾翼の後縁側におけるリブ１２の端部を切断することができる。

【0064】

尚、使用する切削工具が左右のスキン１０と干渉する場合や切削抵抗が大きくなる場合には、一旦、各リブ１２を切欠き７の輪郭に合わせて切断した後、各リブ１２を更に短く切断するようにしても良い。いずれの場合においても、既に左右のスキン１０のトリム加工は完了しているため、切削工具を各リブ１２の板厚方向に概ね垂直な方向など、板厚方向と交差する方向に進行させて各リブ１２を切断することができる。

【0065】

対象となる各リブ１２の切断が完了すると、図９（Ｃ）に示すように既存のヘリコプタの垂直尾翼の後縁側における少なくとも一部を前縁側に向かって完全に切欠くことができる。切欠いた後の垂直尾翼の後縁側には、開口部が形成されることになる。そこで、垂直尾翼の後縁側に形成された開口部にカバー１３が取付けられて塞がれる。これにより、図１乃至図７に例示されるような垂直尾翼６及び垂直尾翼６を有するヘリコプタ１を製作することができる。

【0066】

より具体的な例として、図７に例示されるように、切欠いた後の垂直尾翼を構成する左右両舷側のスキン１０の内面に、アングル材１３Ｂ等の形材を介してカバー１３を取付けることができる。特に、図９（Ｃ）に示すように垂直尾翼６の左右の翼面上にスポイラ１４を取付ければ、上述したように垂直尾翼６の後縁側における渦の発生を抑制できることからカバー１３を平板１３Ａで構成することができる。また、カバー１３を平板１３Ａで構成すれば、カバー１３を切欠いた後の垂直尾翼６の後縁側から突出しないように取付けることが可能となる。

【0067】

更に、上述した垂直尾翼の改修とは独立したヘリコプタの改修として、図９（Ｃ）に示すようにテールブーム５にストレーキ１５を取付けることもできる。その場合、上述したようにストレーキ１５の位置、長さ及び高さを、ストレーキ１５で生じる右舷方向への力の大きさの変動量が低減されるように、ＣＦＤ解析を含むシミュレーションによって最適化することができる。

【0068】

（効果）
以上のヘリコプタ１は、垂直尾翼６の後縁側に、好ましくはテールロータ４とのオーバーラップ領域に限定して切欠き７を形成し、テールロータ４からのサイドウォッシュを遮る垂直尾翼６の部分を減少させることによって、テールロータ４で発生させるアンチトルクを向上させるようにしたものである。また、切欠き７を形成した部分における垂直尾翼６の後縁側のカバー１３を切欠き７内に突出しない平板１３Ａで構成できるように、垂直尾翼６の後縁側における渦を抑制するためのスポイラ１４を垂直尾翼６に取付けるようにしたものである。

【0069】

このため、ヘリコプタ１のテールロータ４でアンチトルクを発生させるために必要なエネルギを低減することができる。その結果、ヘリコプタ１のホバリング性能やヘリコプタ１が右横進する際におけるラダーのマージンを向上させることができる。

【0070】

（第２の実施形態）
図１０は、本発明の第２の実施形態に係るヘリコプタの垂直尾翼を後縁側から見た図、図１１は図１０に示す垂直尾翼の後縁側におけるカバーの斜視図、図１２は図１０に示す垂直尾翼の位置Ｃ－Ｃにおける部分拡大断面図、図１３は図１２に示す垂直尾翼の後縁側におけるカバーの位置Ｄ－Ｄにおける拡大部分断面図である。

【0071】

図１０に示された第２の実施形態におけるヘリコプタ１Ａでは、垂直尾翼６Ａの後縁側におけるカバー１３を構成する平板１３Ａにビード２０を形成した点が第１の実施形態におけるヘリコプタ１と相違する。第２の実施形態におけるヘリコプタ１Ａの他の構成及び作用については第１の実施形態におけるヘリコプタ１と実質的に異ならないため垂直尾翼６Ａのみ図示し、同一の構成又は対応する構成については同符号を付して説明を省略する。

【0072】

図１０乃至図１３に例示されるように垂直尾翼６Ａの後縁側におけるカバー１３を構成する平板１３Ａには複数のビード２０を形成することができる。ビード２０は、板厚を変更せずに板材に形成される細長い紐のような凹凸、より具体的には一方の面が隆起し、他方の面に溝が形成される凹凸である。ビード２０は、プレス成形の一種であるビード加工によって形成される場合が殆どである。

【0073】

平板１３Ａにビード２０を形成すれば、平板１３Ａの重量を増加させずに平板１３Ａの強度を向上させることができる。図１２に例示されるように平板１３Ａをアングル材１４Ａでスキン１０に固定する場合には、平板１３Ａの強度がアングル材１４Ａの長さ方向に強化される。このため、図示されるようにビード２０は、垂直尾翼６Ａの前縁側に向かって凹み、かつ長さ方向がアングル材１４Ａの長さ方向と交差する垂直尾翼６Ａの厚さ方向となるように形成することができる。そうすると、平板１３Ａの幅方向を長さ方向とするビード２０と平板１３Ａの長さ方向を長さ方向とするアングル材１４Ａによって平板１３Ａを２方向に強化することができる。

【0074】

平板１３Ａの強度は、ビード２０の数が多い程、ビード２０の深さが深い程、ビード２０の長さが長い程、増加し、ビード２０の幅は平板１３Ａの強度にあまり寄与しない。その反面、ビード２０の総長さが長い程、加工コストが増加する。従って、平板１３Ａの強度と、製造コストのバランスが適切となるように、ビード２０の数、深さ及び長さを決定することが好ましい。このため、平板１３Ａをスキン１０に固定するためにアングル材１４Ａを使用しない場合や、製造コストよりも平板１３Ａの強度を重視するような場合には、図示される例に限らず、向きを変えてビード２０を形成しても良い。また、隆起させる面を平板１３Ａの外表面側としても良い。また、平板１３Ａを波形とすれば強度が向上するが、平板１３Ａとスキン１０との間に雨水等が浸入する原因となる隙間が生じないようにすることが適切である。

【0075】

以上の第２の実施形態によれば、第１の実施形態と同様の効果に加えて、垂直尾翼６Ａの後縁側におけるカバー１３を構成する平板１３Ａの強度を、重量を増加させることなく向上できるという効果を得ることができる。

【0076】

（他の実施形態）
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。

【符号の説明】

【0077】

１、１Ａ ヘリコプタ
２ 胴体
３ メインロータ
４ テールロータ
５ テールブーム
６、６Ａ 垂直尾翼
７ 切欠き
１０ スキン（外板）
１１ スパー（桁）
１２ リブ（小骨）
１３ カバー
１３Ａ 平板
１３Ｂ アングル材
１４ スポイラ
１４Ａ アングル材
１５ ストレーキ
２０ ビード
Ｒ 円形の領域

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】

【図13】