JPH0699894A

JPH0699894A - 低騒音ヘリコプタ

Info

Publication number: JPH0699894A
Application number: JP24769692A
Authority: JP
Inventors: Akira Sato; 晃佐藤
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 1992-09-17
Filing date: 1992-09-17
Publication date: 1994-04-12
Anticipated expiration: 2015-05-15
Also published as: CA2105924A1; JP3040611B2; EP0588360A1

Abstract

(57)【要約】【目的】本発明は機外騒音を低減するため、回転翼の
低回転速度を選択しながら失速や重量増加を生じること
のない低騒音ヘリコプタを提供することを目的とする。【構成】本発明はＦＡＤＥＣを備え飛行中少なくとも
２段階に回転数を変更できるターボシャフト型ガスター
ビンエンジンと、複合材料よりなると共に大きな最大揚
力係数を有する回転翼とを具備してなることを特徴とす
る低騒音ヘリコプタを構成とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はヘリコプタの回転翼の回
転数を飛行中に変化させることにより機外騒音を低減さ
せることのできる低騒音ヘリコプタに関する。

【０００２】

【従来の技術】都市近郊でヘリコプタを運航する場合、
騒音の問題がますます重視されるようになり、機外騒音
の小さなヘリコプタが強く求められるようになって来
た。

【０００３】ところでヘリコプタの機外騒音の発生源で
最も大きなものは主回転翼、次いで尾回転翼である。

【０００４】一方、機外騒音を低減させる手段としては
次の（１）〜（３）がある。

【０００５】（１）回転翼の回転速度を低くする。

【０００６】（２）回転翼先端部の平面形状、捩り下
げ、翼型の最適組合わせを選定する。

【０００７】（３）回転翼の面積を増し、揚力負担率を
減少する。

【０００８】これらの手段の中で最も効果の大きいもの
は（１）である。

【０００９】しかしながら、従来のヘリコプタでは回転
翼の回転数を低くすると次の（イ），（ロ）のような問
題があり、商品化を困難にしている。（イ）高速で飛行した場合、後退側の回転翼が失速をす
るため速く飛ぶことができない。

【００１０】その理由を図８を用いて説明すると、ヘリ
コプタのロータ０１を上から見た図８において、ロータ
０１の回転速度をΩ、ヘリコプタの飛行速度をＶ、ロー
タ０１のスパン方向（半径方向）の揚力点近傍までの回
転中心からの距離をγとすると、ロータ０１の回転の後
退側の対気速度はΩγ−Ｖである。一方、必要な揚力を
得るためにはΩγ−Ｖはある所定値より大きくなければ
ならない。従って、Ωを小さくするためにはΩγ−Ｖを
所定値より大きく保つ必要からＶも小さくしなければな
らない。

【００１１】即ち、回転速度を小さくすると飛行速度も
小さくせざるを得ないのである。（ロ）低速飛行の場合にも対気速度が小さくなるため、
必要な揚力を得るためには迎角を大きくとる必要がある
が、そうすると部分的に失速を起して機体に大きな振動
を発生させる。ところがそれを避けるために回転翼の面
積を増すと機体の自重がふえる。

【００１２】以上の（イ），（ロ）のような問題がある
ため従来は機外騒音を低減させる努力は主として上記
（２）に向けられており、最も効果の大きい（１）はほ
とんど手がつけられていない状態にある。

【００１３】

【発明が解決しようとする課題】上記従来のヘリコプタ
には解決すべき次の課題があった。

【００１４】即ち、従来のヘリコプタでは機外騒音を低
減させようとしてその最も効果的な手段である回転翼の
回転速度を低減させる手段を選ぶと、上記の通り高速飛
行ができなくなるという問題が生じ、低速飛行では揚力
不足が生じるのでこれを補うため迎角を大きくすると部
分的に失速が起きて機体に大きな振動が発生するという
問題が生じる。そこで、これを避けるため、回転翼の面
積を増して対策するとヘリコプタの自重が増すという更
に別な問題が生じる。

【００１５】本発明は上記課題を解決するため、機外騒
音低減に最も効果の大きい、回転翼の回転速度の低減を
選択しながら、失速を生じたり、機体自重を増すことな
く高速性能を発揮する低騒音ヘリコプタを提供すること
を目的とする。

【００１６】

【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として次の（１）〜（３）に記載の低騒音ヘリコプ
タを提供しようとするものである。（１）．ＦＡＤＥＣを備え飛行中少なくとも２段階に回
転数を変更できるターボシャフト型ガスタービンエンジ
ンと、複合材料よりなる回転翼とを具備してなることを
特徴とする低騒音ヘリコプタ。（２）．ＦＡＤＥＣを備え飛行中少なくとも２段階に回
転数を変更できるターボシャフト型ガスタービンエンジ
ンと、抵抗発散マッハ数０．８から０．９への変化に対
し１．５４から１．０７への割合で直線的に変化する値
以上の最大揚力係数を有する回転翼とを具備してなるこ
とを特徴とする低騒音ヘリコプタ。（３）．上記（１）記載のヘリコプタにおいて、回転翼
の最大揚力係数が抵抗発散マッハ数０．８から０．９へ
の変化に対し１．５４から１．０７への割合で直線的に
変化する値以上であることを特徴とする低騒音ヘリコプ
タ。

【００１７】なお、上記（１），（２）においてＦＡＤ
ＥＣとはＦｕｌｌＡｕｔｈｏｒｉｔｙＤｉｇｉｔａ
ｌＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＣｏｎｔｒｏｌ（ディジタ
ル電子エンジン制御装置）の略称で、本明細書でも当業
界で最も汎用的に用いられているこの略称を用いること
にした。因みにその内容は、エンジンの燃料制御システ
ムが、従来のメカニカル式やメカニカル−ディジタル電
子制御式に対し、１００％、ディジタル電子制御式の燃
料制御システムをなすもので、現代ヘリコプタの高性能
化、高精妙化の制御ニーズに対応するため、複雑なアル
ゴリズムを組込み、生理感覚に頼る人操作のメカニカル
式を完全に排除したものである。

【００１８】また、上記（２），（３）において、最大
揚力係数は、抵抗発散マッハ数の関数であるため、その
関数関係を明示する必要から抵抗発散マッハ数０．８か
ら０．９への変化時の数値を記載したが、その変化割合
で抵抗発散マッハ数０．８以下及び０．９以上の最大揚
力係数についても適用されるものである。即ち、抵抗発
散マッハ数０．８から０．９の範囲に限定されるもので
はない。

【００１９】なお、抵抗発散マッハ数とは次の通りであ
る。翼型の飛行マッハ数を上げていく場合、あるマッハ
数を越えると衝撃波が発生し、急激に抵抗が増大する。
この時マッハ数の増加に対する抵抗の増加量（勾配）が
ある値（０．１）に達する時のマッハ数を抵抗発散マッ
ハ数という。したがってこの値が大きいほど高速での抵
抗が小さいということになる。

【００２０】

【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。（１）上記（１）の構成にあっては、ＦＡＤＥＣを備え
飛行中、少なくとも２段階に回転数を変更できるターボ
シャフト型ガスタービンエンジンを備えるので、通常の
飛行を行なう場合は高速性能を発揮できる高い回転数で
行なう。そして市街地上空や、低空飛行を避けられない
離発着時等、機外騒音が問題となる飛行の場合は空中で
（地上でもよい）低騒音化に有効な低い回転数に変更し
て飛行する。

【００２１】また、回転翼を複合材料で構成するので、
高回転数と低回転数の少なくとも２段階の回転数の双方
に共振点を有しない固有振動数を備えた回転翼を容易に
形成できる。（２）上記（２）の構成にあってはＦＡＤＥＣを備え、
飛行中少なくとも２段階に回転数を変更できるターボシ
ャフト型ガスタービンエンジンを備えるとともに抵抗発
散マッハ数０．８から０．９への変化に対し１．５４か
ら１．０７への割合で直線的に変化する値以上の最大揚
力係数を有する回転翼を備えるので回転数を低回転数に
変更しても比較的に高い揚力を維持できる。（３）上記（３）の構成にあっては上記（１）の構成の
回転翼の最大揚力係数を抵抗発散マッハ数０．８から
０．９への変化に対し１．５４から１．０７への割合で
直線的に変化する値以上とするので、上記（１）の作用
に加え、低速回転にあっても比較的に高い揚力を維持す
ることができる。

【００２２】

【実施例】本発明の一実施例を図１〜図７により説明す
る。

【００２３】先ず、理解を容易にするため本実施例の製
作指針等について概述すると次の通りである。

【００２４】ヘリコプタの機外騒音が問題となるのは市
街地上空を飛行する場合及び離発着時の低空飛行の場合
でありそれ以外の飛行ではほとんど問題とされない。

【００２５】一方、高速飛行は市街地上空や離発着では
必要が無いため、本実施例では次の２つの飛行形態
（１），（２）の何れかを飛行中にあっても自由に選択
可能とする。（１）飛行形態Ａ：市街地上空や離発着など騒音が問題
となる空域の飛行（２）飛行形態Ｂ：高空や市街地以外の騒音が問題とな
らない空域の飛行上記（２）の飛行形態Ｂでは従来のヘリコプタ回転翼の
回転速度に等しい高回転数（以降、Ｎ_Hと略称する）で
飛び、上記（１）の飛行形態ＡではＮ_Hより１５％程度
低い低回転数（以降、Ｎ_Lと略称する）で飛行すること
により高速性能を犠牲にすることなく騒音を下げること
ができる。この騒音低下の効果はＮ_Hで飛行した場合よ
り３〜５ｄＢ低減しうることが見込まれる。

【００２６】飛行中に回転速度を変更する方法はエンジ
ンの出力回転数をパイロットの操作により変更できるよ
うにして行う。

【００２７】ヘリコプタに使われる従来のターボシャフ
ト式ガスタービンエンジンではエンジンの出力回転数を
一定に保つようにエンジンの燃料制御システムが作られ
ているが、本実施例に於てはＮ_HとＮ_Lの２つの目標回
転数を持つよう設計された燃料制御システムを用いる
（図５参照）。

【００２８】高速性能を犠牲にせずに「回転翼の回転速
度を低くすること」によってヘリコプタの騒音低減を実
現させるため、回転翼の回転数を飛行中に変化させるこ
とによって騒音低減を行う。

【００２９】回転数の変化は高回転数（Ｎ_H）と低回転
数（Ｎ_L）が選定できるように設計されたＦＡＤＥＣ付
ガスタービン・エンジンと組合せることによって行う。

【００３０】また、機体の自重を増加せずに「回転翼の
回転速度を低くする」ため、高迎角に於ても失速を起し
にくい翼型（Ｃｌ_maxの大きい翼型）を回転翼に用い
る。（図４参照）回転翼はＮ_HとＮ_Lの２つの回転数で運用されるため、
回転系はどちらの回転数でも共振を起さないよう構成さ
れていなければならない。回転翼はこのような構成が特
にむつかしいため、剛性、重量などの自由度が大きい複
合材製のものを用いる。

【００３１】なお、エンジンの出力特性をほとんど低下
させることなしにＮ_HとＮ_Lを目標回転数として持つよ
うな燃料制御システムは、従来のハイドロメカニカル式
コントロールでは不可能であり、完全なディジタル式コ
ントロールであるＦＡＤＥＣを用いてはじめて可能とな
る。

【００３２】ＦＡＤＥＣはこのような理由から用いられ
るものである。

【００３３】ＦＡＤＥＣによる回転数変更は殆ど重量
増、コスト増を伴わず、かつ、高信頼性を持たせること
が可能である。

【００３４】Ｎ_Lで飛行すると、回転翼素の対気速度が
通常の場合（Ｎ_Hで飛行した場合）より小さくなるため
高迎角でも失速を起しにくい翼型を用いる。この関係を
ホバリングを例にとって示せば、Ｌ＝１／２ρ（ΩＲ）²・Ｃｌ・Ｓとなる。

【００３５】ここでＬ：揚力 ρ ：空気の密度 Ω ：回転速度Ｒ：回転翼の半径Ｃｌ：揚力係数Ｓ：回転翼の面積騒音を減らすためにはΩＲを下げることが必要である
が、それをカバーするためＳを大きくすることは機体の
自重が増えるため望ましくない。そのため、Ｃｌを大き
くとれる翼型を用いることが必要になる。

【００３６】複合材を用いた構造の利点は繊維の通し方
（角度、本数、種類）を変えることにより剛性を変える
ことが容易である点にある。

【００３７】本実施例では、回転翼を複合材構造とする
ことによりＮ_HとＮ_Lの両方の回転数で共振を避けるよ
うな固有振動数を持たせることを可能にしている（図２
参照）。

【００３８】図３に回転翼の固有振動数配置設計の一例
を示す。

【００３９】次に実施例を図１〜図７により具体的に説
明する。

【００４０】図１は本実施例の低騒音ヘリコプタの要部
の模式的側面図、図２は図１の主回転翼２の図で、
（ａ）は斜視図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、
（ｃ）は（ｂ）のスパーＡ１１の材質部の模式的斜視
図、（ｄ）は（ｂ）のスパーＢ１２の材質部の模式的斜
視図、（ｅ）は（ｂ）のスキン１３の材質部の模式的斜
視図、図３は回転翼（ブレード）の固有振動数曲線の一
例を示す説明図、図４は図１の主回転翼２の翼型の説明
図、図５は本実施例の制御システムのブロック図、図６
は本発明及び本実施例の主回転翼２の最大揚力係数の範
囲等を従来例と比較的に示した説明図、図７は例として
示した、本実施例に係る回転翼の翼端に適用し得る諸翼
端形状の模式図である。

【００４１】図１において、１は本実施例の低騒音ヘリ
コプタ、２は複合材料よりなり、かつ、後述の通り大き
な最大揚力係数を有する、失速しにくい翼型の主回転
翼、２ａはメインギヤボックス６から上方に突出した主
回転翼２を回転するための回転軸、３は上記主回転翼２
及び図示しない尾回転翼を２段階の回転数で選択的に回
転駆動するターボシャフト型ガスタービンエンジン、
（以降、「エンジン」と云う）４はエンジン３に付設さ
れた、燃料制御を完全にディジタル電子制御するための
ＦＡＤＥＣ、５は操縦桿９に設けられたエンジン３の回
転数をＮ_H（高回転数）かＮ_L（低回転数）の何れかに
選定するための回転数切換スイッチ、６はエンジン３と
主回転翼２及び図示しない尾回転翼との間に介在してエ
ンジン３の回転数を下げ、高トルクにして主回転翼２及
び尾回転翼に伝達するためのメインギヤボックス、７は
メインギヤボックス６から図示しない尾回転翼に動力を
伝達するための尾回転翼駆動軸、８は回転数切換スイッ
チ５の切換信号をＦＡＤＥＣ４に伝達するための電線
（ケーブル）、９は操縦室に設けられた操縦桿、１０は
パイロットである。

【００４２】図２おいて、１１は主回転翼２のスキン１
３の下にあって主としてフラップ方向（俯仰方向）の曲
げ剛性を負担するスパーＡで複合材の繊維よりなってい
る。１１ａはスパーＡ１１の積層状態を示すため模式的
にその一部を取出して示したスパーＡ１１の繊維で、フ
ラップ方向の曲げ剛性は主として図に示す一方向繊維即
ち長手方向の繊維の数で決まる。即ち、スパーＡの繊維
１１ａの数を変えることによりフラップ方向の曲げ剛性
を調整できる。また、これにより、フラップ方向の曲げ
固有振動数を調整することができる。

【００４３】１２は主回転翼２の翼厚維持に寄与すると
共にスパーＡ１１と合して捩り剛性やスパン方向の曲げ
剛性等に寄与するスパーＢで複合材の繊維よりなってい
る。１２ａはスパーＢ１２の積層状態を示すため模式的
にその一部を取出して示したスパーＢ１２の繊維でその
繊維の数を変えることにより、エッジ方向の曲げ固有振
動数を調整できる。

【００４４】１３は主回転翼２の外表をなすスキンで主
としてそのテンション場により主回転翼２の綜合強度、
特に曲げ強度、曲げ剛性等に寄与し、捩り剛性に寄与す
る。１３ａはスキン１３の積層状態を示すため模式的に
その一部を取出して示したスキン１３の繊維で繊維の積
層数を変え、または交差する繊維の角度を変えることで
捩りの固有振動数を調整できる。

【００４５】以上の通り、スパーＡ１１、スパーＢ１２
おらびスキン１３の繊維の数を変えることにより、或は
積層数を変えることによりフラップ方向、エッジ方向の
曲げ剛性及びスパン軸まわりの捩り剛性を調整できる。
剛性は固有振動数のファクターであるから、これらによ
り主回転翼２の固有振動数を調整できることになる。

【００４６】主回転翼２の固有振動数がＮ_L，Ｎ_Hの２
つの回転数で共振を生じないようにするための一例を図
３により説明すると、主回転翼２（図のブレード）の固
有振動数ω_nが図に示すロータ回転数Ωの整数Ｎ倍に近
づかないようにすればよい。即ち、本実施例の場合はＮ
_L及びＮ_Hの各整数Ｎ倍に近づかないよう、繊維の数ま
たは積層数を調節されている（但し、当然に主回転翼２
としての必要強度、剛性等は満足されている。）。この
繊維の数、積層数の調節による固有振動数の調整は従来
の金属製回転翼に比べ著しく容易である。

【００４７】次に主回転翼２の翼型は高迎角においても
失速を起しにくいよう最大揚力係数Ｃｌ_maxの大きい図
４に示すような翼型が採用されている。ヘリコプタの回
転翼の翼型は最大揚力係数を大きくするだけでは十分条
件を必ずしも満たさず、抵抗を小さくすること及び空力
捩りモーメントを小さくすることが求められるが、本翼
型はそれら要求も満足されている。なお、最大揚力係数
Ｃｌ_maxは図６に本発明の最大揚力係数の範囲として示
したハッチング範囲内にプロットされた丸印の値が採用
されている。因みに図６中のハッチング範囲外の複数の
小丸印は各種の従来機の最大揚力係数を示すもので、＊
印は有名なシコルスキ翼型の最大揚力係数である。即
ち、本実施例の場合は従来機に比し、十分に大きな最大
揚力係数が採用されており、低回転数Ｎ_Lとなっても容
易に失速しないことが理解される。

【００４８】なお、主回転翼２の翼端形状は特に拘束さ
れるものではないが、ヘリコプタの機外騒音を更に下げ
るため、たとえば騒音低下に効果のあることが確かめら
れている、図７に示すような各種の翼端形状のうちから
採用されてよい。何れが採用されても、低回転数Ｎ_Lに
切換えられることによる機外騒音低下と相乗的に騒音が
低減する。

【００４９】次に上記構成の操縦、作用について説明す
る。

【００５０】パイロット１０が飛行の状況を判断してＮ
_HかＮ_Lかを回転数切換スイッチ５によって選定する。

【００５１】回転数切換スイッチ５の信号は電線８を介
してエンジン３のＦＡＤＥＣ４に伝えられ、エンジン３
の出力回転数がＮ_H，Ｎ_Lのどちらかに設定される。

【００５２】エンジン３の出力はメインギヤボックス６
により減速され、主回転翼２及び図示しない尾回転翼を
駆動する。

【００５３】Ｎ_HからＮ_Lへの切換又はその逆の切換が
行われるとＦＡＤＥＣ４はパイロット１０が回転数変化
に対応して余裕をもって操縦できる程度の速さで回転数
を変更する。

【００５４】ＦＡＤＥＣ４によるエンジン３の燃料制御
システムの制御例を図５により項分け記載によって説明
する。なお、説明では主回転翼２及び尾回転翼を単に回
転翼と云う。（１）エンジン３は出力軸回転速度（イ）が一定になる
ような制御を行っている。（２）飛行中にパイロット１０が例えばＮ_LからＮ_Hに
回転数を変更すると、その信号は出力軸回転速度設定
（ロ）ラインを通して出力軸回転速度制御（ハ）に伝え
られる。（３）出力軸回転速度制御部（ハ）では、回転数の変更
に対して、（ａ）エンジン３の出力が大きく変らないよ
うにエンジン３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。（ｂ）パイロット１０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。

【００５５】以上のことにより回転数はＮ_LからＮ_Hに
変えられる。（４）システムに対する主な外乱は回転翼（ロータ）の
負荷変化（ニ）である。（５）負荷変化（ニ）により、出力軸回転速度（イ）の
変動が起る。（６）この変動を少くするためにＦＡＤＥＣ４は燃料流
量を操作して外乱の負荷に見合う値に調整する。（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）（ホ）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（ヘ）及び減速制御（ト）が働
き、最小値選択（チ）及び最大値選択（リ）を通ること
で燃料流量（ヌ）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（ル）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。

【００５６】以上はパイロット１０がＮ_HかＮ_Lかを選
択する場合の全般について説明したが、たとえば海上飛
行から市街地上空へ差しかかったような場合はＮ_H飛行
であったものがＮ_L飛行になるよう回転数切換スイッチ
５を切換える。この結果、エンジン３は低回転数Ｎ_Lと
なり、機外騒音は低減する。にも拘らず、主回転翼２等
は上述の通り、最大揚力係数が大きいので失速すること
がない。また、主回転翼２はＮ_H，Ｎ_L何れの回転数に
対しても共振しない範囲に固有振動数を調整してあるの
で有害な振動を発生することがない。

【００５７】以上の説明中、回転翼に関する部分は主と
して主回転翼２について説明したが尾回転翼も同様に複
合材料で大きな最大揚力係数を有するよう構成されてよ
い。但し尾回転翼のみは従来通りの構成を選ぶことは自
由である。但し、その際は回転数との整合や、失速につ
いて不具合の生じないよう構成しなければならないこと
は勿論である。

【００５８】また、主回転翼２についても、複合材料と
大きな最大揚力係数が同時に満たされる必要はなく、そ
れらの何れか一方が満たされるのみでもよい。但し、大
きな最大揚力係数の条件が満たされない場合には低回転
数Ｎ_Lについて失速しないよう相応の配慮を必要とする
ことは従来の技術の項で説明した通りである。

【００５９】また、回転数はＮ_HとＮ_Lの２段階に切換
え可能な例で説明したが、たとえば３段階またはそれ以
上の段階に切換え可能としてもよい。

【００６０】以上の通り本実施例によれば、ＦＡＤＥＣ
４を備えたエンジン３を用いるので高回転数Ｎ_H、低回
転数Ｎ_Lへの切換えに対し、過度の回転数変動が生じな
いよう負荷と指定回転数に見合った適正な燃料制御を自
動的に行なうことができるという利点がある。

【００６１】また、回転翼が大きな最大揚力係数を有す
るので都市上空等で低回転数に切換えても失速すること
がなく、機外騒音を効果的に低減できるという利点があ
る。

【００６２】また、回転翼の素材に複合材料を用いるの
で、回転翼の質量調整、剛性調整を細かく、かつ、容易
にでき、固有振動数の調整が容易で、ヘリコプタの運用
回転数と共振しない回転翼を容易に得られるという利点
がある。

【００６３】また、低回転数における失速回避を大きな
最大揚力係数を採用することによって行なうの翼面積の
増大化を必要とせず、低騒音を達成できるにも拘らずヘ
リコプタ重量の増大がないという利点がある。

【００６４】また、失速しにくい回転翼なので小さい対
気速度でも失速を生ぜず、従って低回転数でも高速飛行
できるという利点がある。

【００６５】

【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の（１）〜（４）の効果を有する。（１）高速飛行を行いたい時には回転数を上げることが
できるため、通常のヘリコプタとそん色のない高速性能
が得られる。（２）回転数の変更をＦＡＤＥＣ付エンジンと組合わせ
て行うことにより、機体の自重を増加させることなく、
かつ、コスト、信頼性へのインパクトも無しに実現でき
る。（３）更に、回転翼に複合材構造を用いること及び翼型
に高迎角に於ても失速しにくいものを用いることによ
り、機体の振動増や重量増を伴わずにたとえば２段階の
高回転数Ｎ_H、低回転数Ｎ_Lの共回転数に適合できる回
転翼を実現することができる。（４）これらにより本来の目的である機外騒音を低減で
きる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例に係る低騒音ヘリコプタの要
部の模式的側面図、

【図２】図１の主回転翼２の詳細図で、（ａ）は斜視
図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、（ｃ）は
（ｂ）のスパーＡ１１の材質部の模式的斜視図、（ｄ）
は（ｂ）のスパーＢ１２の材質部の模式的斜視図、
（ｅ）は（ｂ）のスキン１３の材質部の模式的斜視図、

【図３】上記実施例に係る回転翼（ブレード）の固有振
動数曲線の一例を示す説明図、

【図４】図１の主回転翼２の翼型の説明図、

【図５】上記実施例の制御システムのブロック図、

【図６】本発明及び上記実施例の主回転翼２の最大揚力
係数の範囲等を従来例と比較的に示した説明図、

【図７】例として示した、上記実施例の主回転翼２の翼
端に適用し得る諸翼端形状の模式図、

【図８】ヘリコプタの回転翼の対気速度等を説明するた
め、回転翼（ロータ）を上から見た模式的説明図であ
る。

【符号の説明】

１低騒音ヘリコプタ２主回転翼２ａ回転軸３ターボシャフト型ガスタービンエンジン４ＦＡＤＥＣ５回転数切換スイッチ６メインギヤボックス７尾回転翼駆動軸８電線（ケーブル）９操縦桿１０パイロット１１スパーＡ１１ａスパーＡの繊維１２スパーＢ１２ａスパーＢの繊維１３スキン１３ａスキンの繊維

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】ＦＡＤＥＣを備え飛行中少なくとも２段
階に回転数を変更できるターボシャフト型ガスタービン
エンジンと、複合材料よりなる回転翼とを具備してなる
ことを特徴とする低騒音ヘリコプタ。
【請求項２】ＦＡＤＥＣを備え飛行中少なくとも２段
階に回転数を変更できるターボシャフト型ガスタービン
エンジンと、抵抗発散マッハ数０．８から０．９への変
化に対し１．５４から１．０７への割合で直線的に変化
する値以上の最大揚力係数を有する回転翼とを具備して
なることを特徴とする低騒音ヘリコプタ。
【請求項３】請求項１記載のヘリコプタにおいて、回
転翼の最大揚力係数が抵抗発散マッハ数０．８から０．
９への変化に対し１．５４から１．０７への割合で直線
的に変化する値以上であることを特徴とする低騒音ヘリ
コプタ。