特許 7527694 航空機の飛行制御システム

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】

(24)【登録日】2024-07-26

(45)【発行日】2024-08-05

(54)【発明の名称】航空機の飛行制御システム

(51)【国際特許分類】

   B64C 27/82 20060101AFI20240729BHJP

【ＦＩ】

B64C27/82

【請求項の数】 22

(21)【出願番号】P 2023512004

(86)(22)【出願日】2020-08-17

(65)【公表番号】

(43)【公表日】2023-10-04

(86)【国際出願番号】 CA2020051125

(87)【国際公開番号】W WO2022036433

(87)【国際公開日】2022-02-24

【審査請求日】2023-06-19

(73)【特許権者】

【識別番号】523053875

【氏名又は名称】エネクシス リサーチ インコーポレイテッド

【氏名又は名称原語表記】ＥＮＥＸＳＹＳ ＲＥＳＥＡＲＣＨ ＩＮＣ．

(74)【代理人】

【識別番号】100207837

【弁理士】

【氏名又は名称】小松原 寿美

(72)【発明者】

【氏名】ヘンケ、ジェームズ

【審査官】林 政道

(56)【参考文献】

【文献】特公昭１７－００２５２４（ＪＰ，Ｂ１）

【文献】米国特許出願公開第２０１３／００８７６５３（ＵＳ，Ａ１）

【文献】米国特許第０２２７９６１５（ＵＳ，Ａ）

【文献】米国特許第０５６５５７３７（ＵＳ，Ａ）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｂ６４Ｃ ２７／８２

Ｂ６４Ｃ ３／５０

Ｂ６４Ｃ ９／０６， ９／１６， ９／２８

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

航空機（８２）用の反トルクシステム（２０）であって、
翼形部（２２）を備えており、該翼形部が、
（ａ）第１の後縁（２８）から前縁（３０）まで延在している第１の表面（２４）と、
（ｂ）第２の後縁（３２）から延在して前記前縁において前記第１の表面に接合している第２の表面（２６）と、
（ｃ）前記第１の後縁に回動可能に連結された第１の可動偏向パネル（３４）と、
（ｄ）前記第２の後縁に回動可能に連結された第２の可動偏向パネル（３６）と、
（ｅ）前記第１および第２の可動偏向パネルをそれぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に回動させる手段（４２、５２、５４）と、を有し、
前記第１および第２の可動偏向パネル（３４，３６）が、それぞれの前記後縁からそれぞれの終端（３８、４０）に向かって、内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端が隙間（４１）によって離間されており、
前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が、前記第１および第２の可動偏向パネルを同時に略同じ角度で動作可能に回動させ、それによって、前記第１および第２の可動偏向パネルが、全回動範囲にわたって、それぞれの前記後縁からそれぞれの終端に向かって内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端間の前記隙間を維持する、反トルクシステム。

【請求項2】

前記第１および第２の可動偏向パネルが中立位置にあるときは、前記翼形部が中心線に対して対称であり、前記第１および第２の可動偏向パネルが回動位置にあるときは、前記翼形部が前記中心線に対して非対称である、請求項１に記載の反トルクシステム。

【請求項3】

前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が、電気機構、油圧機構、機械的機構、空気圧機構またはこれらの組み合わせを含む、請求項１または２に記載の反トルクシステム。

【請求項4】

前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が機械的機構を含み、該機械的機構が、
（ａ）前記翼形部内でスパン方向に延びているシャフト（４２）と、
（ｂ）一端で前記第１の可動偏向パネルの内面（５６）に回動可能に連結されているとともに、他端で前記シャフトに回動可能に連結された第１のレバー（５２）と、
（ｃ）一端で前記第２の可動偏向パネルの内面（５８）に回動可能に連結されているとともに、他端で前記シャフトに回動可能に連結された第２のレバー（５４）と、
（ｄ）前記シャフトを該シャフトの長手軸を中心に回転させ、これによって前記第１および第２のレバーを回動させて前記第１および第２の可動偏向パネルをそれぞれ回動させる手段（６６、７０、７２、７８）と、を有している、請求項１～３のいずれか一項に記載の反トルクシステム。

【請求項5】

前記シャフトが、該シャフトから短手軸方向に突出する第１の連係部材および第２の連係部材（６２、６４）を備え、該第１および第２の連係部材が、それぞれ前記第１および第２のレバーに回動可能に連結されている、請求項４に記載の反トルクシステム。

【請求項6】

前記シャフトが、前記第１の後縁と前記第２の後縁との間の中間点に配置されている、請求項４または５に記載の反トルクシステム。

【請求項7】

複数のオリフィス（８０）が前記第１および第２の可動偏向パネルによって画定されている、請求項１～６のいずれか一項に記載の反トルクシステム。

【請求項8】

前記シャフトを回転させる前記手段が、電気機構、油圧機構、機械的機構、空気圧機構またはこれらの組み合わせを含む、請求項４～６のいずれか一項に記載の反トルクシステム。

【請求項9】

前記航空機が回転翼航空機である、請求項１～８のいずれか一項に記載の反トルクシステム。

【請求項10】

前記回転翼航空機がヘリコプターである、請求項９に記載の反トルクシステム。

【請求項11】

回転翼航空機（８２）であって、
（ａ）主回転翼（８４）と、
（ｂ）前記主回転翼からのダウンウォッシュの領域を通って延びている尾部支材（８８）と、
（ｃ）前記尾部支材の少なくとも一部を包んでいるか、または前記尾部支材の少なくとも一部に取り付けられている翼形部（２２）と、を備え、
前記翼形部が、
（ｉ）第１の後縁（２８）から前縁（３０）まで延在している第１の表面（２４）と、
（ｉｉ）第２の後縁（３２）から延在して前記前縁において前記第１の表面に接合している第２の表面（２６）と、
（ｉｉｉ）前記第１の後縁に回動可能に連結された第１の可動偏向パネル（３４）と、
（ｉｖ）前記第２の後縁に回動可能に連結された第２の可動偏向パネル（３６）と、
（ｖ）前記第１および第２の可動偏向パネルをそれぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に回動させる手段（４２、５２、５４）と、を有し、
前記第１および第２の可動偏向パネル（３４，３６）が、それぞれの前記後縁からそれぞれの終端（３８、４０）に向かって、内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端が隙間（４１）によって離間されており、
前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が、前記第１および第２の可動偏向パネルを同時に略同じ角度で動作可能に回動させ、それによって、前記第１および第２の可動偏向パネルが、全回動範囲にわたって、それぞれの前記後縁からそれぞれの終端に向かって内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端間の前記隙間を維持し、
前記前縁が上方に向けられ、前記第１および第２の可動偏向パネルが下方に向けられている、回転翼航空機。

【請求項12】

前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が、電気機構、油圧機構、機械的機構、空気圧機構またはこれらの組み合わせを含む、請求項１１に記載の回転翼航空機。

【請求項13】

前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が、機械的機構を含み、該機械的機構が、
（ａ）前記翼形部内でスパン方向に延びているシャフト（４２）と、
（ｂ）一端で前記第１の可動偏向パネルの内面（５６）に回動可能に連結されているとともに、他端で前記シャフトに回動可能に連結されている第１のレバー（５２）と、
（ｃ）一端で前記第２の可動偏向パネルの内面（５８）に回動可能に連結されているとともに、他端で前記シャフトに回動可能に連結されている第２のレバー（５４）と、
（ｄ）前記シャフトを該シャフトの長手軸を中心に回転させ、これによって前記第１および第２のレバーを回動させて前記第１および第２の可動偏向パネルをそれぞれ回動させる手段（６６、７０、７２、７８）と、を有している、請求項１１または１２に記載の回転翼航空機。

【請求項14】

（ｄ）垂直尾翼（９２）と、
（ｅ）前記垂直尾翼の少なくとも一部を包んでいるか、または前記垂直尾翼の少なくとも一部に取り付けられている第２の翼形部（２２Ａ）と、をさらに備え、
前記第２の翼形部が、
（ｉ）第１の後縁（２８）から前縁（３０）まで延在している第１の表面（２４）と、
（ｉｉ）第２の後縁（３２）から延在して前記前縁において前記第１の表面に接合している第２の表面（２６）と、
（ｉｉｉ）前記第１の後縁に回動可能に連結された第１の可動偏向パネル（３４）と、
（ｉｖ）前記第２の後縁に回動可能に連結された第２の可動偏向パネル（３６）と、
（ｖ）前記第１および第２の可動偏向パネルをそれぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に回動させる手段（４２、５２、５４）と、を有しており、
前記前縁が前方に向けられ、前記第１および第２の可動偏向パネルが後方に向けられている、請求項１１～１３のいずれか一項に記載の回転翼航空機。

【請求項15】

回転翼航空機（８２）であって、
（ａ）主回転翼（８４）と、
（ｂ）前記主回転翼からのダウンウォッシュの領域を通って延びている尾部支材（８８）と、
（ｃ）前記尾部支材の少なくとも一部を包んでいるか、または前記尾部支材の少なくとも一部に取り付けられている第１の翼形部（２２）であって、
（ｉ）第１の後縁（２８）から前縁（３０）まで延在している第１の表面（２４）と、
（ｉｉ）第２の後縁（３２）から延在して前記前縁において前記第１の表面に接合している第２の表面（２６）と、
（ｉｉｉ）前記第１の後縁に回動可能に連結された第１の可動偏向パネル（３４）と、
（ｉｖ）前記第２の後縁に回動可能に連結された第２の可動偏向パネル（３６）と、
（ｖ）前記第１および第２の可動偏向パネルをそれぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に回動させる手段（４２、５２、５４）と、を有し、
前記第１の翼形部（２２）の前記前縁が上方に向けられ、前記第１の翼形部の前記第１および第２の可動偏向パネルが下方に向けられる、第１の翼形部と、
（ｄ）垂直尾翼（９２）と、
（ｅ）前記垂直尾翼の少なくとも一部を包んでいるか、または前記垂直尾翼の少なくとも一部に取り付けられている第２の翼形部（２２Ａ）であって、
（ｉ）第１の後縁（２８）から前縁（３０）まで延在している第１の表面（２４）と、
（ｉｉ）第２の後縁（３２）から延在して前記前縁において前記第１の表面に接合している第２の表面（２６）と、
（ｉｉｉ）前記第１の後縁に回動可能に連結された第１の可動偏向パネル（３４）と、
（ｉｖ）前記第２の後縁に回動可能に連結された第２の可動偏向パネル（３６）と、
（ｖ）前記第１および第２の可動偏向パネルをそれぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に回動させる手段（４２、５２、５４）と、を有し、
前記第２の翼形部（２２Ａ）の前記前縁が上方に向けられ、前記第２の翼形部の前記第１および第２の可動偏向パネルが下方に向けられる、第２の翼形部と、を備え、
前記第２の翼形部が、前記第１の翼形部に動作可能に連結されている、回転翼航空機。

【請求項16】

前記第１および第２の翼形部を同時に移動させ、これによって前記第１および第２の翼形部の前記第１および第２の可動偏向パネルを同時にかつそれぞれの回動軸を中心に同じ角度で回動させる手段（９４）をさらに備えている、請求項１５に記載の回転翼航空機。

【請求項17】

前記第１および第２の翼形部を同時に移動させる前記手段が、前記第１の翼形部のシャフト（４２）を前記第２の翼形部のシャフト（４２）に連結しているコネクタを備えている、請求項１６に記載の回転翼航空機。

【請求項18】

前記第１の翼形部（２２）の前記第１および第２の可動偏向パネル（３４，３６）が、それぞれの前記後縁からそれぞれの終端（３８、４０）に向かって、内向きに互いに近づいており、前記第１の翼形部の前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端が隙間（４１）によって離間される、請求項１５に記載の回転翼航空機。

【請求項19】

前記第２の翼形部（２２Ａ）の前記第１および第２の可動偏向パネル（３４，３６）が、それぞれの前記後縁からそれぞれの終端（３８、４０）に向かって、内向きに互いに近づいており、前記第２の翼形部の前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端が隙間（４１）によって離間される、請求項１８に記載の回転翼航空機。

【請求項20】

固定翼航空機であって、
（ａ）胴体と、
（ｂ）前記胴体に取り付けられ、前記胴体から横方向に延びている翼（１００）と、を備え、
前記翼が、
（ｉ）前方に向けられた前縁（１０２）と、
（ｉｉ）後方に向けられた後縁（１０４）と、
（ｉｉｉ）前記前縁を前記後縁に接続しているとともに、互いに反対側に位置している第１の側縁（１０６）および第２の側縁（１０８）であって、前記第１の側縁が前記胴体に装着されている、第１の側縁および第２の側縁と、
（ｉｖ）前記翼内に配置され、前記第１および第２の側縁の間でスパン方向に延在している後桁（１１０）と、
（ｖ）前記後桁の第１の縁部（１２０）から前記前縁まで延在している第１の表面（１１６）と、
（ｖｉ）前記後桁の反対側の第２の縁部（１２１）から前記前縁まで延在して前記第１の表面に接合している第２の表面（１０８）と、
（ｖｉｉ）前記後桁の前記第１の縁部に回動可能に連結された第１の可動偏向パネル（１１９）と、
（ｖｉｉｉ）前記後桁の前記第２の縁部に回動可能に連結された第２の可動偏向パネル（１２２）と、
（ｉｘ）前記第１および第２の可動偏向パネルを、それぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に略同じ角度で同時に回動させる手段と、を有し、
前記第１および第２の可動偏向パネルが、前記後桁のそれぞれの前記縁部からそれぞれの終端に向かって、内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端が隙間によって離間されており、
前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が、前記第１および第２の可動偏向パネルを同時に略同じ角度で回動させ、それによって、前記第１および第２の可動偏向パネルが、全回動範囲にわたって、前記後桁のそれぞれの前記縁部からそれぞれの終端に向かって内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端間の前記隙間を維持する、固定翼航空機。

【請求項21】

固定翼航空機であって、
（ａ）胴体と、
（ｂ）前記胴体に取り付けられ、前記胴体から横方向に延びている水平安定板と、を備え、
前記水平安定板が、
（ｉ）前方に向けられた前縁と、
（ｉｉ）後方に向けられた後縁と、
（ｉｉｉ）前記前縁を前記後縁に接続しているとともに、互いに反対側に位置している第１の側縁および第２の側縁であって、前記第１の側縁が前記胴体に装着されている、第１の側縁および第２の側縁と、
（ｉｖ）前記水平安定板内に配置され、前記第１および第２の側縁の間でスパン方向に延在している後桁と、
（ｖ）前記後桁の第１の縁部から前記前縁まで延在している第１の表面と、
（ｖｉ）前記後桁の反対側の第２の縁部から前記前縁まで延在して前記第１の表面に接合している第２の表面と、
（ｖｉｉ）前記後桁の前記第１の縁部に回動可能に連結された第１の可動偏向パネルと、
（ｖｉｉｉ）前記後桁の前記第２の縁部に回動可能に連結された第２の可動偏向パネルと、
（ｉｘ）前記第１および第２の可動偏向パネルを、それぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に略同じ角度で同時に回動させる手段と、を有し、
前記第１および第２の可動偏向パネル（３４，３６）が、前記後桁のそれぞれの前記縁部からそれぞれの終端（３８、４０）に向かって、内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端が隙間（４１）によって離間されており、
前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が、前記第１および第２の可動偏向パネルを同時に略同じ角度で回動させ、それによって、前記第１および第２の可動偏向パネルが、全回動範囲にわたって、前記後桁のそれぞれの前記縁部からそれぞれの終端に向かって内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端間の前記隙間を維持する、固定翼航空機。

【請求項22】

固定翼航空機であって、
（ａ）胴体と、
（ｂ）前記胴体に取り付けられ、前記胴体から垂直に延びている垂直安定板と、を備え、
前記垂直安定板が、
（ｉ）前方に向けられた前縁と、
（ｉｉ）後方に向けられた後縁と、
（ｉｉｉ）前記前縁を前記後縁に接続しているとともに、互いに反対側に位置している第１の側縁および第２の側縁であって、前記第１の側縁が前記胴体に装着されている、第１の側縁および第２の側縁と、
（ｉｖ）前記垂直安定板内に配置され、前記第１および第２の側縁の間でスパン方向に延在している後桁と、
（ｖ）前記後桁の第１の縁部から前記前縁まで延在している第１の表面と、
（ｖｉ）前記後桁の反対側の第２の縁部から前記前縁まで延在して前記第１の表面に接合している第２の表面と、
（ｖｉｉ）前記後桁の前記第１の縁部に回動可能に連結された第１の可動偏向パネルと、
（ｖｉｉｉ）前記後桁の前記第２の縁部に回動可能に連結された第２の可動偏向パネルと、
（ｉｘ）前記第１および第２の可動偏向パネルを、それぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に略同じ角度で同時に回動させる手段と、を有し、
前記第１および第２の可動偏向パネルが、前記後桁のそれぞれの前記縁部からそれぞれの終端に向かって、内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端が隙間によって離間されており、
前記第１および第２の可動偏向パネルを回動させる前記手段が、前記第１および第２の可動偏向パネルを同時に略同じ角度で回動させ、それによって、前記第１および第２の可動偏向パネルが、全回動範囲にわたって、前記後桁のそれぞれの前記縁部からそれぞれの終端に向かって内向きに互いに近づいており、前記第１および第２の可動偏向パネルの前記終端間の前記隙間を維持する、固定翼航空機。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、航空機において飛行制御を行うためのシステム、および飛行制御システムを組み込んだ航空機に関する。

【背景技術】

【0002】

ヘリコプター等の航空機において反トルクおよびヨー制御を行うシステムが、当該技術分野で知られている。ヨー制御を行い、航空機の主回転翼による偏ったトルクを抑制するための一般的な手段としては、航空機の尾部支材の端部に尾部回転翼と呼ばれる回転ブレードを配置する方法がある。しかしながら、尾部回転翼には多くの安全上のリスクが伴う。例えば、尾部回転翼は、航空機の近くで作業する地上要員に安全上のリスクをもたらす。また、尾部回転翼が地上の静止物体と誤って接触することによって事故に至る場合も多い。

【0003】

航空機において反トルクおよびヨー制御を行うための代替的な手段が検討されてきた。このような手段の一つとして、尾部回転翼の代わりにマルチブレードのダクテッドファンを使用できる。しかしながら、回転するブレードへのアクセスが規制されていないため、安全上の懸念は解消されていない。別の手段としては、動作時にはアクセスできない尾部支材の前側部分内に配置されたマルチブレードの可変ピッチファンを使用する方法もある。マルチブレードファンシステムの動作には、航空機のエンジン出力を多量に必要とするという問題があり、主回転翼システムに使用できる出力が少なくなる。

【0004】

１９９３年５月１１日に公開された特許文献１および１９８７年１１月２４日に公開された特許文献２には、反トルクおよびヨー制御を行う補助ストレーキシステムが開示されている。このような補助ストレーキシステムは、尾部回転翼の動作に要するエンジン出力の量をわずかにしか低減させない。

【0005】

固定翼航空機において飛行制御を行うための従来の手段には、飛行機の翼、水平安定板および垂直安定板にそれぞれ補助翼、昇降舵および方向舵等の単一の制御面を回動可能に装着する方法がある。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0006】

【文献】米国特許第５２０９４３０号明細書

【文献】米国特許第４７０８３０５号明細書

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0007】

航空機の飛行制御を行うために、単純で安全かつエネルギー効率の高い機構を備えたシステムが必要とされている。本発明は、回転翼航空機および固定翼航空機用の改良された飛行制御システムに関する。

【課題を解決するための手段】

【0008】

本発明は、航空機用の飛行制御システムを提供する。本発明の一実施形態において、飛行制御システムは、航空機用の反トルクシステムである。反トルクシステムは、第１の後縁および前縁から延在している第１の表面と、第２の後縁から延在して前縁で第１の表面に接合する第２の表面とを有する翼形部を備えている。第１の可動偏向パネルは、第１の後縁に回動可能に連結され、第２の可動偏向パネルは、第２の後縁に回動可能に連結されている。第１および第２の偏向パネルをそれぞれの回動軸を中心に同時に回動させる手段が設けられている。翼形部の中心線の左側または右側に第１および第２の偏向パネルを選択的に回動させることによって、偏向パネルの回動軸の下流側において偏向パネルの表面上の気流の進行方向が変更され、これによって、主回転翼からの下向きの気流に対して垂直な方向に揚力が発生し、航空機に加わるトルクが抑制される。

【0009】

本発明の別の態様においては、反トルクシステムを組み込んだ回転翼航空機が提供される。回転翼航空機は、主回転翼と、主回転翼の下に垂設されている胴体と、胴体から後方に突出する長尺状の尾部支材とを備えている。尾部支材は、主回転翼の回転によって発生する垂直ダウンウォッシュの領域を通って延びている。翼形部は、前縁が上方を向き、偏向パネルが下方を向いた状態で、尾部支材の少なくとも一部を包んでいるか、または尾部支材の少なくとも一部に取り付けられるように配置される。回転翼航空機は、垂直フィンも備えていてもよい。第２の翼形部は、前縁が前方を向き、偏向パネルが後方を向いた状態で、垂直フィンの少なくとも一部を包んでいるか、または垂直フィンの少なくとも一部に取り付けられるように配置してもよい。第２の翼形部は、航空機の方向舵制御面と同様のトルク制御機能を有しているが、エネルギー効率のより高い手段である。

【0010】

本発明の別の実施形態では、飛行制御システムが固定翼航空機に組み込まれる。飛行制御システムは、翼、水平安定板および／または垂直安定板に配置された１つまたは複数の従来の固定翼制御装置の代わりに設けることができる。例示的な実施形態では、飛行制御システムは翼に配置される。翼は、前方に向けられた前縁と、後方に向けられた後縁と、前縁を後縁に接続しているとともに、互いに反対側に位置している第１の側縁および第２の側縁とを有する翼外形を有している。翼は、第１および第２の側縁の間でスパン方向に延在している後桁と、後桁の第１の縁部から前縁まで延在している第１の表面と、後桁の反対側の第２の縁部から前縁まで延在して第１の表面に接合している第２の表面とを有している。第１および第２の可動偏向パネルは、後桁の第１および第２の縁部にそれぞれ回動可能に連結されている。第１および第２の可動偏向パネルをそれぞれ第１の回動軸および第２の回動軸を中心に回動させる手段が設けられている。偏向パネルの回動によって、偏向パネル上を通過する空気が偏向され、その結果、ロール軸を中心に航空機を回転させる力が発生する。飛行制御システムは、対応する軸線を中心に航空機を回転させるために、水平安定板および／または垂直安定板上に同様に配置してもよい。

【0011】

本発明のさらに別の態様および本発明の特定の実施形態の特徴を以下に説明する。
例示的な実施形態は、図面の参照図に示されている。開示する実施形態および図は限定的ではなく例示である。

【図面の簡単な説明】

【0012】

【図1】本発明の一実施形態に係る反トルクシステムの斜視図。

【図2】反トルクシステムのシャフトを回転させる機構を示す、図１の反トルクシステムの部分斜視図。

【図3】反トルクシステムの可動偏向パネルを回動させる機構を示す、図１の反トルクシステムの部分断面図。

【図4A】可動偏向パネルが翼の中心線の左側に回動している状態の図１の反トルクシステムを示す概略図。

【図4B】可動偏向パネルが翼の中心線の右側に回動している状態の図１の反トルクシステムを示す概略図。

【図5】図１の反トルクシステムが２つ組み込まれている回転翼航空機の側面図。

【図6】本発明の別の実施形態による飛行制御システムが組み込まれた固定翼航空機の翼の斜視図。

【図7】図６の７－７線に沿った概略断面図。

【発明を実施するための形態】

【0013】

上記の説明および、対応する部分および同様の部分には同じ符号が付されている図面においては、当業者の理解を助けるために特定の詳細事項が記載されている。しかしながら、周知の要素は、開示が不要に不明瞭になることを避けるために、詳細に図示または説明されていない場合や、全く図示または説明されていない場合もある。

【0014】

本明細書において、「上方」、「下方」、「前方」および「後方」という方向に関する用語は、図５に示すような直線水平飛行における航空機を基準とした相対位置を指す。
図１から３を参照して、一実施形態において、本発明のシステムは航空機の反トルクシステム２０に関する。航空機は、例えば、ヘリコプター等の回転翼航空機であってもよい。システム２０は翼形部２２を備えている。翼形部２２は、第１の後縁２８から前縁３０まで延在する第１の表面２４と、第１の表面２４の反対側で第２の後縁３２から延在して前縁３０で第１の表面２４に接合する第２の表面２６とを有している。第１の可動偏向パネル３４は、第１の後縁２８に回動可能に連結され、第１の偏向パネル３４の反対側の第２の可動偏向パネル３６は、第２の後縁３２に回動可能に連結されている。回動可能な連結は、ヒンジによるものであってもよい。第１の偏向パネル３４および第２の偏向パネル３６は、各後縁２８、３２からそれぞれの終端３８、４０に向かって、内向きに互いに近づいている。第１の偏向パネル３４および第２の偏向パネル３６の終端３８、４０は、調整された隙間４１によって分離されている。複数のオリフィス８０が、第１の偏向パネル３４および第２の偏向パネル３６に画定されている。オリフィス８０は、第１の後縁２８および第２の後縁３２の付近において、後縁２８、３２の回動軸の下流側に配置されている。翼形部２２は、中立位置にあるときは対称をなし、第１の表面２４および第２の表面２６が、翼形部２２の前縁３０を通って延びる中心線に対して対称的に配置されている。

【0015】

第１の表面２４と第２の表面２６との間には、第１の偏向パネル３４および第２の偏向パネル３６をそれぞれの回動軸を中心に同時に回動させる手段が設けられている。第１の偏向パネル３４および第２の偏向パネル３６を回動させる適切な手段は、例えば、電気機構、油圧機構、機械的機構、空気圧機構またはこれらの組み合わせのうちのいずれであってもよい。図３に機構の一例を示す。円形かつ長尺状のシャフト４２が、翼形部２２内で、第１の後縁２８の両側の縁部４４、４６の間をスパン方向に延在している。シャフト４２は、第１の後縁２８と第２の後縁３２との間の中間点に配置されている。第１のコネクタプレート６０が、翼形部２２の内側に配置され、シャフト４２の長さ方向における一箇所でシャフト４２に固定されている。第１のコネクタプレート６０は、シャフト４２から突出して第１のレバー５２および第２のレバー５４をそれぞれシャフト４２に回動可能に連結させる第１の連係部材６２および第２の連係部材６４を有している。第１のレバー５２は、一端において第１の偏向パネル３４の内面５６に回動可能に連結され、他端において第１の連係部材６２に回動可能に連結されている。第２のレバー５４は、一端において第２の偏向パネル３６の内面５８に回動可能に連結され、他端において第２の連係部材６４に回動可能に連結されている。

【0016】

シャフト４２をその長手軸を中心に回転させる手段が設けられている。長手軸に沿ったシャフト４２の回転によって第１のレバー５２および第２のレバー５４が回動し、これによって、第１の偏向パネル３４および第２の偏向パネル３６がそれぞれの回動軸３５および３７を中心に回動する。シャフト４２を回転させる適切な手段は、例えば、電気機構、油圧機構、機械的機構、空気圧機構またはこれらの組み合わせのうちのいずれであってもよい。図２に機構の一例を示す。接続ロッド６６は、一端において、シャフト４２の端部に固定された第２のコネクタプレート６８に回動可能に連結されており、他端において、回動アーム７０に回動可能に連結されている。回動アーム７０は、回動アーム７０の回動軸７１を支持するために翼形部２２に固定された長尺状のバー７２に回動可能に連結されている。例示的な実施形態において、長尺状のバー７２は、一端において、第１の表面２４と第２の表面２６との間を延在している第１の支持部材７４に取り付けられ、他端において、第１の支持部材７４から間隔を空けて平行に延びる第２の支持部材７６に取り付けられている。第２の支持部材７６は、シャフト４２に固定されていてもよい。回動アーム７０は、接続ロッド６６を制御ロッド７８に回動可能に連結している。制御ロッド７８は、シャフト４２の長手方向の長さと平行に翼形部２２内でスパン方向に延びている。制御ロッド７８は、翼形部２２内でスパン方向に移動可能である。制御ロッド７８がスパン方向に移動することによって、回動アーム７０および接続ロッド６６がそれぞれの回動軸を中心に回動し、その結果、シャフト４２が長手軸を中心に回転する。制御ロッド７８は航空機内の制御システムに連結され、動作時に操縦者が制御ロッド７８の動きを制御できる。

【0017】

シャフト４２は、偏向パネル３４および３６を、それぞれの回動軸を中心に翼形部２２の中心線の左側または右側に選択的に回動させるために、図３における時計回りまたは反時計回りの方向に回転可能である。偏向パネル３４、３６が各回動軸を中心に回動すると、翼形部２２の外形が、偏向パネル３４、３６が中立位置にある状態の対称的な外形から、偏向パネル３４、３６が偏向位置にある状態の非対称的な外形に変化する。図４Ａおよび４Ｂは、偏向パネル３４、３６が中心線の左側および右側に偏向された状態をそれぞれ示している。偏向パネル３４、３６は、全回動範囲（例えば、最大許容回動角度までの範囲）における任意の許容回動角度に偏向することができ、シャフト４２の回転角度によって制御される。

【0018】

図５に、反トルクシステム２０が、回転翼航空機８２に適用された例を示す。航空機８２は、主回転翼８４と、主回転翼８４の下に垂設されている胴体８６と、胴体８６から後方に突出する長尺状の尾部支材８８とを備えたヘリコプターである。尾部支材８８は、航空機がホバリングまたは比較的低速で前進しているときに主回転翼８４の回転によって発生する垂直ダウンウォッシュの領域を通って延びている。システム２０は、胴体８６をその垂直軸を中心に主回転翼８４の回転とは逆の方向に回転または偏揺れさせる、主回転翼８４に加えられる力を抑制することによって、航空機８２の方向制御を維持するために使用される。

【0019】

システム２０の翼形部２２は、前縁３０が上方を向き、偏向パネル３４、３６が下方を向いた状態で、主回転翼ダウンウォッシュ９０の外周内で尾部支材８８の少なくとも一部を包んでいるか、少なくとも一部に取り付けられるように配置される。翼形部２２は、所定の取付角、すなわち、航空機の垂直軸に対する翼形部２２の翼弦線の角度をなして、尾部支材８８に装着されている。主回転翼ダウンウォッシュ９０は、低速飛行およびホバリング中、翼形部２２全体（すなわち、第１の表面２４および第２の表面２６ならびに偏向パネル３４、３６の表面）の周りを連続的に流れる。第１および第２のデフレクタ３４、３６の表面上で気流を選択的に偏向させることにより、偏向の方向と反対の方向に揚力が生じる。ダウンウォッシュ９０の流れに垂直な方向のこの揚力によって、低速飛行およびホバリング中の主回転翼のトルクが抑制される。偏向パネル３４、３６の回動によって、翼形部２２の外形が非対称になり、翼形部２２の揚力係数が増加する。翼形部２２の非対称の外形、ひいては揚力係数は、偏向パネル３４、３６が全回動範囲にわたって回動するにつれて変化する。シャフト４２の回転角度を制御することによって、偏向パネル３４、３６の回動角度と、結果として生じる翼形部２２の非対称の外形とを調節することができ、これによって、翼形部２２が発生させる揚力の量を制御できる。

【0020】

偏向パネル３４、３６の回動に起因する翼形部２２の外形曲線の急激な変化によって、偏向パネル３４、３６の回動軸の下流に位置する第１の表面２４および第２の表面２６において空気圧変化および境界層乱流が誘発される。偏向パネル３４、３６の回動によって、流体が流れる表面２４または２６においては、偏向に応じて増加する正圧領域が発生し、反対側の表面２４または２６においては、偏向に応じて増加する負圧領域が発生する。この圧力差のバランスをとるために、システム２０は、翼形部２２によって画定される隙間４１および／またはオリフィス８０の一方または両方を有している。第１の偏向パネル３４および第２の偏向パネル３６の終端３８、４０の間の空間によって画定される隙間４１が設けられていることによって、偏向パネル３４、３６の間に入った空気が終端３８、４０を通過し、隙間４１を介して翼形部２２から出ることができる。これによって、終端３８、４０で形成される渦の強度が低減する。偏向パネル３４、３６に複数のオリフィス８０が設けられていることによって、偏向パネル３４、３６のうちの一方の外面上で形成される高圧の乱気流がオリフィス８０を介して偏向パネル３４および３６の間の翼形部２２内の空間に入り、反対側の偏向パネル３４、３６の外面上を流れることができる。その結果、反対側の偏向パネル３４、３６の外面に形成されている低圧の乱気流とのバランスを取ることができるため、圧力差が相殺され、翼形部２２の周囲において滑らかな空気の流れを維持することが可能となる。

【0021】

図５に示すように、回転翼航空機８２は、垂直フィン９２を備えていてもよい。「垂直」という用語は、航空機８２の長手軸に垂直な方向、または航空機のヨー軸に平行な方向に限定されず、ヨー軸に対して角度をなして傾斜したフィンも含まれる。翼形部２２は、前縁３０が前方に向けられ、後縁２８、３２が後方に向けられた状態で、垂直フィン９２の少なくとも一部を包むか、または少なくとも一部に取り付けられるように配置される。垂直フィン９２に配置された翼形部２２の偏向パネル３４、３６は、偏向パネル３４、３６の表面上の気流層を左または右に選択的に偏向させることによって、垂直フィン９２の下流側縁を通過する相対的な水平気流の進行方向を変化させるように回動する。これによって、巡航速度でのトルクを抑制させる、水平気流に垂直な方向の揚力が発生する。

【0022】

本発明のいくつかの実施形態は、尾部支材８８（「第１の翼形部２２」と称される）および垂直フィン９２（「第２の翼形部２２Ａ」と称される）の両方を包んでいるか、これらに取り付けられるように配置された２つの翼形部２２を有する回転翼航空機を含み、反トルク制御を行うことによって、全飛行パラメータにおいて方向制御を維持する。図５に示すように、第１の翼形部２２の回転シャフト４２を第２の翼形部２２Ａの回転シャフト４２に動作可能に連結するために、翼形部コネクタ９４が設けられている。このため、一方のシャフト４２の回転によって他方のシャフト４２が回転し、その結果、第１および第２の翼形部２２、２２Ａの偏向パネル３４、３６が同じ回動角度で同時に回動する。

【0023】

さらに別の実施形態では、飛行制御システム１０は、固定翼航空機の翼または安定板（例えば、水平安定板および垂直安定板）に配置される。飛行制御システム１０は、一般的に、固定翼航空機の翼、水平安定板および垂直安定板の後縁にそれぞれ装着される補助翼、昇降舵および方向舵等の、１つまたは複数の従来の固定翼制御装置の代わりに配置してもよい。図６および７に、飛行制御システム１０を固定翼航空機の翼１００に適用した例を示す。翼１００は、前方に向けられた前縁１０２と、反対側の後方に向けられた後縁１０４と、２つの側縁１０６、１０８と、を含む翼外形を有している。一方の側縁１０６は、航空機の胴体に取り付けられている。後桁１１０は、前縁１０２から離間して配置され、翼１００の側縁１０６、１０８の間に位置する第１の点１１２から第２の点１１４までスパン方向に後縁１０４と平行に延在している。翼１００は、第１の表面１１６を有し、第１の表面１１６は、前縁１０２で反対側の第２の表面１１８に接合するように延在している。第１の表面１１６の少なくとも一部は、後桁１１０の第１の縁部１２０から前縁１０２まで延在し、第２の表面１１８の少なくとも一部は、反対側の第２の縁部１２１から延在して前縁１０２で第１の表面１１６と接合している。第１の表面１１６の残りの部分は、後縁１０４から前縁１０２まで延在し、第２の表面１１８の残りの部分は、後縁１０４から延在して、前縁１０２で第１の表面１１６に接合している。

【0024】

第１の可動偏向パネル１１９が、第１の点１１２と第２の点１１４との間に延在する後桁１１０の第１の縁部１２０に回動可能に連結される。第１の可動偏向パネル１１８の反対側では、第２の可動偏向パネル１２２が、第１の点１１２と第２の点１１４との間に延在する後桁１１０の第２の縁部１２１に回動可能に連結される。後桁１１０の第１の縁部１２０および第２の縁部１２１は、第１の偏向パネル１１９および第２の偏向パネル１２２のそれぞれの回動軸を形成している。偏向パネル１１９、１２２は、それぞれの終端１２３、１２４に向かって、内向きに互いに近づいている。偏向パネル１１９、１２２を同時に同じ回動角度で回動させる手段が設けられている。偏向パネル１１９、１２２を回動させる適切な手段は、例えば、電気機構、油圧機構、機械的機構、空気圧機構またはこれらの組み合わせのうちのいずれであってもよい。翼形部２２の偏向パネル３４、３６を回動させる例示的な手段を、固定翼航空機の翼１００の偏向パネル１１９、１２２を回動させるために適合してもよい。

【0025】

いくつかの実施形態では、第１の表面１１６および第２の表面１１８全体が、後桁１１０の第１の縁部１２０および第２の縁部１２１のそれぞれから前縁１０２まで延在している。このような実施形態では、翼１００の後縁１０４は、第１および第２の可動偏向パネル１１９、１２２の終端１２３、１２４によって画定される。

【0026】

本明細書に記載の偏向パネル１１９、１２２は、対称または非対称の翼外形を有する任意の適切な翼または安定板の後桁に回動可能に連結するように配置することができる。
上記開示から当業者には明らかであるように、本発明の範囲から逸脱することなく、本発明の実施において多くの変更および修正が可能である。したがって、明細書および図面は例示的であり、限定的ではない。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4A】

【図4B】

【図5】

【図6】

【図7】