JP7235582B2 - 冷却ダクト - Google Patents

Description

本発明は、ヘリコプタに設けられるラジエータ等の冷却対象装置を空冷するための冷却ダクトに関する。

従来、ヘリコプタの多様な飛行状態時に、ラジエータに効率よく外気を導入して、エンジン冷却効果を向上する技術が検討されている。例えば、特許文献１には、ヘリコプタのボディカバーに、ラジエータが設けられる開口部以外にも複数の開口部を設けることによって、ホバリング、前進、後進時に、当該複数の開口部を通じて、ボディカバー内に外気を流入させつつ、ボディカバー外に排出させることが開示されている。

また、特許文献２には、ヘリコプタの機体前部の上部側に設けられた開口部に第１のラジエータを設け、かつ、機体前部の下部側に、風受け面をほぼ垂直にした第２のラジエータを設けることによって、多様な飛行状態において有効にエンジンを冷却することが開示されている。

特開２０１４－１９３５７号公報 特開２００２－１９３１９３号公報

ところで、飛行状態が変化するヘリコプタでは、エンジン冷却用のラジエータの設置位置を位置決めすることが難しかった。例えば、ホバリング時の空気流を想定して最適化した設置位置と、前進時の空気流を想定して最適化した設置位置とが、トレードオフの関係にあった。

この点、特許文献１に記載のようにボディカバーに多数の開口部を設けたとしても、ラジエータに空気を導入するための主な開口部は１つであり、当該開口部を通じてラジエータに、飛行状態の変化に応じて効率的に空気を導入することはできなかった。また、特許文献２に記載のように複数のラジエータを設置すると、ヘリコプタの装置構成が複雑になり、部品数や重量が増加してしまう。

また、アクチュエータを用いた可動式の可動翼板を備えた空冷機構を設けることで、ホバリング時にも前進時にも、ラジエータに効率よく外気を導入する方法も考えられる。しかし、この方法でも、アクチュエータやその制御装置、センサ等の追加設置が必要となるため、ヘリコプタの装置構成が複雑になり、部品数や重量が増加してしまう。

そこで、本発明は、アクチュエータを有さない空冷機構を用いて、ヘリコプタの飛行状態に応じて、ラジエータ等の冷却対象部品に対して必要な空気流を効率的に導入することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明のある観点によれば、ヘリコプタの機体に設けられた冷却対象装置に空気流を導入するための冷却ダクトであって、前記ヘリコプタのメインロータよりも下方で、前記冷却対象装置に隣接して配置されたダクト本体と、前記ダクト本体の機体前方側に形成された前方開口と、前記ダクト本体の機体上方側に形成された上方開口と、前記ダクト本体の上部に配置され、機体左右方向に延びる回動軸を有するヒンジと、前記ヒンジに一端が軸支され、前記前方開口を塞ぐ第１位置と前記上方開口を塞ぐ第２位置との間で、前記回動軸を中心に回動自在に設けられた可動翼板と、を備える、冷却ダクトが提供される。

前記可動翼板は、前記ヘリコプタの飛行状態に応じて外部から前記ダクト本体内に流入する空気流によって、前記回動軸を中心に搖動し、前記第１位置、前記第２位置、または前記第１位置と前記第２位置との間の中間位置に移動するようにしてもよい。

前記ヘリコプタのホバリング時には、前記メインロータから下方に向かう空気流により、前記可動翼板は、前記前方開口を塞ぐ前記第１位置に移動し、前記ヘリコプタの前進時には、機体前方から後方に向かう空気流により、前記可動翼板は、前記上方開口を塞ぐ前記第２位置に移動するようにしてもよい。

前記可動翼板は、機体前後方向に並んで複数枚設けられるようにしてもよい。

前記ヒンジは、前記ダクト本体の上部において機体前方側に配置された前方ヒンジと、前記ダクト本体の上部において前記前方ヒンジよりも機体後方側に配置された後方ヒンジと、を含み、前記可動翼板は、前記前方ヒンジにより回動自在に軸支された前方可動翼板と、前記後方ヒンジにより回動自在に軸支された後方可動翼板と、を含むようにしてもよい。

前記ヘリコプタのホバリング時には、前記メインロータから下方に向かう空気流により、前記前方可動翼板は、前記前方開口を塞ぐ前記第１位置に移動し、前記ヘリコプタの前進時には、機体前方から後方に向かう空気流により、少なくとも前記後方可動翼板は、前記上方開口を塞ぐ前記第２位置に移動するようにしてもよい。

前記ヘリコプタの前進時には、前記機体前方から後方に向かう前記空気流の強さに応じて、前記前方可動翼板は、前記第１位置と前記第２位置の間の中間位置、または前記第２位置に移動するようにしてもよい。

本発明によれば、アクチュエータを有さない空冷機構を用いて、ヘリコプタの飛行状態に応じて、ラジエータ等の冷却対象部品に対して必要な空気流を効率的に導入することができる。

本発明の第１の実施形態に係るヘリコプタを示す側面図である。 同実施形態に係る冷却ダクトを示す斜視図である。 同実施形態に係る冷却ダクトの機体前後方向Ｘに沿った切断面を示す縦断面図である。 同実施形態に係るヘリコプタのホバリング時における冷却ダクトと空気流を示す縦断面図である。 同実施形態に係るヘリコプタの低速前進時における冷却ダクトと空気流を示す縦断面図である。 同実施形態に係るヘリコプタの高速前進時における冷却ダクトと空気流を示す縦断面図である。 本発明の第２の実施形態に係るヘリコプタの低速前進時における冷却ダクトと空気流を示す縦断面図である。 本発明の第３の実施形態に係るヘリコプタの低速前進時における冷却ダクトと空気流を示す縦断面図である。

以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易とするための例示にすぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。

［１．ヘリコプタの全体構成］
まず、図１を参照して、本発明の第１の実施形態に係るヘリコプタ１の概略構成について説明する。図１は、本実施形態に係るヘリコプタ１を示す側面図である。

図１に示すように、本実施形態に係るヘリコプタ１は、メインロータ２と、ロータ軸３と、エンジン４と、トランスミッション５と、ラジエータ６と、エンジン４およびトランスミッション５等を含む各種装置を覆うボディカバー７と、ラジエータ６に空気流を導入する冷却ダクト１０と、を備える。ヘリコプタ１の機体内部にはさらに、ヘリコプタ１に搭載される各種装置を制御する制御装置、検出器および燃料タンクなどが設置されているが、図示は省略する。

メインロータ２は、ヘリコプタ１の揚力および進行方向への推進力を得るための回転翼である。メインロータ２は、ヘリコプタ１の機体前後方向Ｘおよび機体左右方向Ｙに対して垂直な方向（機体上下方向Ｚ）に延びるロータ軸３に装着される。エンジン４によりメインロータ２を回転させ、メインロータ２の描く面（回転円盤面）を変化させることにより、ヘリコプタ１の揚力や進行方向への推進力が変化する。これにより、ヘリコプタ１は、多様な飛行状態（例えば、浮上、下降、ホバリング、前進、後進、旋回等）で飛行することができる。

エンジン４は、メインロータ２の下方において、ロータ軸３よりも前方に配置され、メインロータ２を回転駆動させるための駆動力を発生させる。トランスミッション５は、ロータ軸３とエンジン４に連結されており、エンジン４の駆動力を、ロータ軸３を介してメインロータ２に伝達する。

エンジン４よりも機体前方でメインロータ２よりも下方において、ラジエータ６が設けられる。図示の例では、エンジン４の前方斜め上方にラジエータ６が設けられる。ラジエータ６は、例えば、平面視で略長方形状を有し、その上面が前方斜め上方を向くように配置される。ラジエータ６には、その厚み方向に複数の通気孔（図示せず。）が貫通形成されており、上方からラジエータ６に向けて導入された空気流がラジエータ６内を通過できるようになっている。

かかるラジエータ６は、ヘリコプタ１の機体前方であって、メインロータ２の下方に配置される。ラジエータ６は、機体前方のボディカバー７の上側に形成された開口部８に設けられており、外気に露出している。ラジエータ６は、連結部材（図示せず。）を介してエンジン４に連結されており、ラジエータ６内には、エンジン４の冷却水が循環する。かかるラジエータ６により、冷媒である冷却水を通じてエンジン４の熱を放出して、エンジン４が水冷される。

このラジエータ６の上側に、当該ラジエータ６に隣接して冷却ダクト１０が設けられる。冷却ダクト１０は、ヘリコプタ１の機体前方に設けられた冷却対象装置（ラジエータ６等）に空気流を導入するための空冷機構を構成する。冷却ダクト１０は、ボディカバー７の開口部８に連通しており、当該開口部８に配置されたラジエータ６に空気を送り込む。冷却ダクト１０は、ヘリコプタ１の飛行中に外気をラジエータ６等の冷却対象装置に導入するエアインテークダクトとして機能する。さらに、ボディカバー７には、上記開口部８以外にも、ラジエータ６の下方に設けられる通気口を含む複数の通気口（図示せず。）が形成されている。

ヘリコプタ１では、上記の冷却ダクト１０および開口部８を通じて、外部の空気をボディカバー７内に流入させることができるとともに、上記の通気口を通じて、ボディカバー７内の空気を外部に流出させることができる。これにより、ボディカバー７内の空気の温度上昇を抑制でき、ヘリコプタ１に搭載された各種の装置（例えば、ラジエータ６、エンジン４、制御装置等）の温度上昇を抑制できる。

本実施形態に係るヘリコプタ１が、無人ヘリコプタの場合は、有人ヘリコプタのようにコックピットを設ける必要がない。このため、ヘリコプタ１の機体前方（ボディカバー７の前部上側）に、ラジエータ６等の冷却対象部品と、冷却ダクト１０等の空冷機構を設置するスペースを確保できる。さらに、機体前方におけるこれら冷却対象部品および空冷機構の設置位置や大きさも、有人ヘリコプタに比べて自由であるという利点がある。

なお、本実施形態では、冷却ダクト１０を含む空冷機構による冷却対象装置が、ラジエータ６である例について説明する。しかし、冷却対象装置は、ラジエータ６の例に限定されず、ヘリコプタに搭載されて空冷が求められる装置であれば、例えば、エンジンオイルを冷却するためのオイルクーラー、または各種の制御装置など、任意の装置であってもよい。

［２．冷却ダクトの構成］
次に、図２および図３を参照して、本実施形態に係るヘリコプタ１の冷却ダクト１０の構成について詳述する。図２は、本実施形態に係る冷却ダクト１０を示す斜視図であり、図３は、本実施形態に係る冷却ダクト１０の機体前後方向Ｘに沿った切断面を示す縦断面図である。なお、以下では、機体前後方向Ｘ、機体左右方向Ｙ、機体上下方向Ｚをそれぞれ、前後方向Ｘ、左右方向Ｙ、上下方向Ｚと略称し、機体前方、機体後方、機体上方、機体下方をそれぞれ、前方、後方、上方、下方と略称する場合がある。

図２および図３に示すように、冷却ダクト１０は、前後方向Ｘに長く延びるダクト本体１１（右側壁１２、左側壁１３、後面壁１４）と、可動翼板（前方可動翼板２１、後方可動翼板２２）と、ヒンジ（前方ヒンジ３１、後方ヒンジ３２）と、ストッパー（前方ストッパー４１、４２、上方ストッパー５１、５２）とを備える。

ダクト本体１１は、右側壁１２と、左側壁１３と、後面壁１４とからなる略直方体形状の角型筒状ダクトである。ただし、ダクト本体１１の前面、上面および下面には、壁は設けられておらず、開口部（前方開口１５、上方開口１６、下方開口１７）となっている。

右側壁１２と左側壁１３は、例えば、機体前後方向Ｘに延びる略台形状または矩形状等の板状部材である。右側壁１２と左側壁１３は、相互に平行に配置され、かつ、ともに左右方向Ｙに対して垂直になるように配置される。しかし、かかる例に限定されず、右側壁１２と左側壁１３が、相互に平行、かつ、左右方向Ｙに対して垂直に配置される必要はなく、外気をラジエータ６に導入できる配置であれば、適宜変更できる。例えば、右側壁１２と、左側壁１３が上方に向うにつれて離隔するように傾斜配置されてもよい。

後面壁１４は、例えば、機体左右方向Ｙに延び略矩形状等の板状部材である。後面壁１４は、前後方向Ｘに対して垂直になるように配置されるが、前後方向Ｘに対して傾斜して配置されてもよい。後面壁１４は、右側壁１２と左側壁１３に対して気密に連結されている。なお、本実施形態では、右側壁１２と、左側壁１３と、後面壁１４は、例えば、金属製の平板状の部材で構成されるが、かかる例に限定されず、その他の素材で構成されてもよいし、湾曲板で構成されてもよい。

このように、ダクト本体１１は、右側面、左側面および後面の三方を、遮蔽板たる右側壁１２、左側壁１３、後面壁１４で囲まれた空気遮蔽体である。一方、ダクト本体１１の前面、上面、下面にはそれぞれ、前方開口１５、上方開口１６、下方開口１７が設けられている。前方開口１５、上方開口１６、下方開口１７はそれぞれ、ダクト本体１１の機体前方側、上方側、下方側に配置され、例えば略矩形状の開口である。なお、本実施形態では、ダクト本体１１の上面、前面および下面の全て若しくは大半が開口となっているが、各面の開口面積を図示の例よりも低く設定することも可能である。

以上のようにダクト本体１１においては、左右両側面と後面には、遮蔽板たる右側壁１２、左側壁１３、後面壁１４が設けられているが、前面、上面および下面には、壁が設けられておらず、前方開口１５、上方開口１６、下方開口１７が形成されている。ヘリコプタ１の飛行時に、前方開口１５および上方開口１６は、ダクト本体１１の前方および上方から外気をダクト本体１１内に取り込むための吸気口として機能し、下方開口１７は、ダクト本体１１内の空気を下方のラジエータ６に向けて排出する排気口として機能する。

このダクト本体１１は、ヘリコプタ１のメインロータ２よりも機体下方で、ラジエータ６の上側に当該ラジエータ６に隣接して配置される。ダクト本体１１の内部空間は、ラジエータ６内部の通気孔と連通している。かかる構成により、ヘリコプタ１の飛行中に、ダクト本体１１の前方または上方のいずれか一方若しくは双方から、空気流を取り込みつつ、ダクト本体１１の下方に配置されるラジエータ６に向けて空気流を誘導することができる。

次いで、上記冷却ダクト１０に設けられるルーバー機構について説明する。図２および図３に示すように、冷却ダクト１０は、前方可動翼板２１、後方可動翼板２２と、前方ヒンジ３１、後方ヒンジ３２と、前方ストッパー４１、４２と、上方ストッパー５１、５２と、を備える。

本実施形態に係る冷却ダクト１０においては、ダクト本体１１の内部空間に、２枚の可動翼板（前方可動翼板２１、後方可動翼板２２）が、前後方向Ｘに並んで設けられる。前方可動翼板２１、後方可動翼板２２は、例えば、金属製の略矩形状の平板で構成される。前方可動翼板２１、後方可動翼板２２の平面積は、上記冷却ダクト１０の前方開口１５および後面壁１４の面積と同程度か、あるいは若干小さい程度である。なお、可動翼板は、金属以外の素材で構成されてもよいし、湾曲板で構成されてもよいし、矩形状以外の形状であってもよい。また、可動翼板は、空気流の押圧力により搖動し易いように、軽量で薄型であることが好ましい。

上記２枚の前方可動翼板２１、後方可動翼板２２に対応して、２つの前方ヒンジ３１、後方ヒンジ３２が設けられている。前方ヒンジ３１、後方ヒンジ３２は、ダクト本体１１の上部に配置され、左右方向Ｙに延びる回動軸３１ａ、３２a（ヒンジ軸）を有する。回動軸３１ａ、３２aは、左右方向Ｙに対して平行であり、前後方向Ｘおよび上下方向Ｚに対して垂直である。図示の例では、前方ヒンジ３１と後方ヒンジ３２は、ダクト本体１１の上部において、右側壁１２の上端部と左側壁１３の上端部とを左右方向Ｙに連結するように配置される。

前方ヒンジ３１は、ダクト本体１１の上部において機体前方側に配置され、図示の例では、右側壁１２と左側壁１３の前後方向Ｘの前端付近に配置される。後方ヒンジ３２は、ダクト本体１１の上部において前方ヒンジ３１よりも機体後方側に配置され、図示の例では、右側壁１２と左側壁１３の前後方向Ｘの中央部付近に配置される。

上記の前方可動翼板２１、後方可動翼板２２はそれぞれ、前方ヒンジ３１、後方ヒンジ３２により回動自在に軸支される。前方可動翼板２１の一端（例えば上端）は、前方ヒンジ３１に軸支されており、前方可動翼板２１の他端（例えば下端）は自由端である。これにより、前方可動翼板２１は、前方ヒンジ３１の回動軸３１ａを中心に回動する。同様に、後方可動翼板２２の一端（例えば上端）は、後方ヒンジ３２に軸支されており、後方可動翼板２２の他端（例えば下端）は自由端である。これにより、後方可動翼板２２は、後方ヒンジ３２の回動軸３２ａを中心に回動自在である。なお、冷却ダクト１０内で回動する前方可動翼板２１、後方可動翼板２２が相互に干渉しないように、前方可動翼板２１、後方可動翼板２２の大きさや形状、および前方ヒンジ３１、後方ヒンジ３２の相対位置などが調整されている。

前方可動翼板２１、後方可動翼板２２は、冷却ダクト１０内で自由に回動できるが、冷却ダクト１０外にまで回動しないように、前方可動翼板２１、後方可動翼板２２を係止する係止部材として、前方ストッパー４１、４２と、上方ストッパー５１、５２とが設けられている。これにより、前方可動翼板２１、後方可動翼板２２の回動範囲が冷却ダクト１０内に規制される。

前方ストッパー４１、４２は、前方可動翼板２１、後方可動翼板２２が前後方向Ｘの前方側に過度に回動しないように規制するためのストッパーである。上方ストッパー５１、５２はそれぞれ、前方可動翼板２１、後方可動翼板２２が上下方向Ｚの上方側に過度に回動しないように規制するためのストッパーである。かかる前方ストッパー４１、４２および上方ストッパー５１、５２により、前方可動翼板２１、後方可動翼板２２の回動範囲が、前方開口１５を塞ぐ第１位置２１Ａ、２２Ａと、上方開口１６を塞ぐ第２位置２１Ｂ、２２Ｂとの間の範囲に規制される。

前方可動翼板２１の回動範囲は、前方ストッパー４１および上方ストッパー５１により規制される。前方ストッパー４１は、ダクト本体１１の前面において例えば前方開口１５の下端であって、かつ、回動する前方可動翼板２１の下端と干渉する位置に配置される。前方可動翼板２１が前方ストッパー４１に対して当接するときの前方可動翼板２１の位置が、前方可動翼板２１により前方開口１５を塞ぐ第１位置２１Ａ（図３参照。）である。かかる前方ストッパー４１を設けることにより、前方可動翼板２１が第１位置２１Ａよりも前方に回動しないように規制して、前方可動翼板２１がダクト本体１１の前方開口１５よりも前方にまで回動してしまうことを防止できる。

上方ストッパー５１は、ダクト本体１１の上面において例えば後方ヒンジ３２よりも前方であって、かつ、回動する前方可動翼板２１の下端と干渉する位置に配置される。前方可動翼板２１が上方ストッパー５１に対して当接するときの前方可動翼板２１の位置が、前方可動翼板２１により上方開口１６を塞ぐ第２位置２１Ｂ（図３参照。）である。かかる上方ストッパー５１を設けることにより、前方可動翼板２１が第２位置２１Ｂよりも上方に回動しないように規制して、前方可動翼板２１がダクト本体１１の上方開口１６よりも上方にまで回動してしまうことを防止できる。

一方、後方可動翼板２２の回動範囲は、前方ストッパー４２および上方ストッパー５２により規制される。前方ストッパー４２は、ダクト本体１１の前後方向Ｘの中央部付近において例えば下側であって、かつ、回動する後方可動翼板２２の下端と干渉する位置に配置される。後方可動翼板２２が前方ストッパー４２に対して当接するときの後方可動翼板２２の位置が、前方側へ最大限回動できる第１位置２２Ａ（図３参照。）である。当該第１位置２２Ａであれば、後方可動翼板２２は、前方可動翼板２１と干渉することがない。

上方ストッパー５２は、ダクト本体１１の上面において例えば上方開口１６の後端であって、かつ、回動する後方可動翼板２２の下端と干渉する位置に配置される。後方可動翼板２２が上方ストッパー５２に対して当接するときの後方可動翼板２２の位置が、後方可動翼板２２により上方開口１６を塞ぐ第２位置２２Ｂ（図３参照。）である。かかる上方ストッパー５２を設けることにより、後方可動翼板２２が第２位置２２Ｂよりも上方に回動しないように規制して、後方可動翼板２２がダクト本体１１の上方開口１６よりも上方にまで回動してしまうことを防止できる。

以上のようなダクト本体１１、可動翼板２１、２２、ヒンジ３１、３２およびストッパー４１、４２、５１、５２により、冷却ダクト１０のルーバー機構が構成される。このルーバー機構では、図３に示すように、可動翼板２１、２２は、ダクト本体１１の内部空間において、ヒンジ３１、３２の回動軸３１ａ、３２ａを中心に、自由に搖動することができる。前方可動翼板２１と後方可動翼板２２は、各々独立して搖動し、ストッパー４１、５１とストッパー４２、５２により回動を止められるので、それらの回動範囲は第１位置２１Ａ、２２Ａと第２位置２１Ｂ、２２Ｂの間に制限される。

ヘリコプタ１の飛行時には、冷却ダクト１０の外部から前方開口１５および上方開口１６を通じて冷却ダクト１０内に空気流が流入するが、この空気流の流入方向や大きさに応じて、可動翼板２１、２２は、上記第１位置２１Ａ、２２Ａと第２位置２１Ｂ、２２Ｂの範囲内で自由に搖動する。

このように、本実施形態に係る冷却ダクト１０では、アクチュエータ等の別途の動力源を用いずに、ヘリコプタ１の飛行に伴う外部からの空気流の力によって、可動翼板２１、２２が自動的に搖動する。この際、ヘリコプタ１の飛行状態に応じて、空気流の流入方向や大きさは異なるが、可動翼板２１、２２は、当該飛行状態ごとの空気流の流入方向や大きさに応じて、適切な位置に回動し、ラジエータ６に向けて空気流を誘導する。

例えば、前方可動翼板２１が、前方開口１５を塞ぐ第１位置２１Ａに位置したときには、上方開口１６を開けて上方開口１６から冷却ダクト１０内部への空気の流入を誘導しつつ、前方開口１５から外部への空気の漏れを抑制できる。一方、可動翼板２１、２２が、上方開口１６を塞ぐ第２位置２１Ｂ、２１Ｂに位置したときには、前方開口１５を開けて前方開口１５から冷却ダクト１０内部への空気の流入を誘導しつつ、上方開口１６から外部への空気の漏れを抑制できる。

このように本実施形態に係る冷却ダクト１０では、ヘリコプタ１の飛行状態に応じて外部からダクト本体１１内に流入する空気流によって、可動翼板２１、２２が自由に搖動し、上記の第１位置２１Ａ、２２Ａ、第２位置２１Ｂ、２２Ｂ、または第１位置２１Ａ、２２Ａと第２位置２１Ｂ、２２Ｂとの間の中間位置に自動的に移動する。このように、飛行状態に伴う外部からの空気流に応じて自由に搖動することによって、当該可動翼板２１、２２が開口１５、１６を塞ぐ遮蔽板として機能するとともに、冷却ダクト１０内で空気流をラジエータ６に向けて誘導する誘導板としても機能することを特徴とする。この特徴について以下に詳述する。

［３．飛行状態に応じた冷却ダクトの動作］
次に、図４～図６を参照して、本実施形態に係るヘリコプタ１の飛行状態に応じた冷却ダクト１０の動作について説明する。

以下では、ヘリコプタ１の飛行状態として、（１）ホバリング時（前進速度：例えば、－０．５ｍ／ｓ（後進）～８．０ｍ／ｓ程度）、（２）低速前進時（前進速度：例えば８．０～５０．０ｍ／ｓ程度）、（３）高速前進時（前進速度：例えば５０．０～８０．０ｍ／ｓ程度）の例について説明する。なお、本実施形態に係るヘリコプタ１では、低速前進と高速前進の境界値を５０．０ｍ／ｓ程度としたが、ヘリコプタの機種等に応じて当該境界値を適宜変更してもよい。なお、ヘリコプタ１の動作停止時には、前方可動翼板２１と後方可動翼板２２は、その自重により、第１位置２１Ａ、２２Ａまたはその付近に配置される。

（１）ホバリング時
図４は、本実施形態に係るヘリコプタ１のホバリング時における冷却ダクト１０と空気流を示す縦断面図である。

図４に示すように、ヘリコプタ１のホバリング時には、回転するメインロータ２から下方に向かう空気流６０（「ダウンウォッシュ」とも称する。）が、冷却ダクト１０の上方開口１６から冷却ダクト１０内に略上下方向Ｚに流入する。この空気流６０の流入により、前方可動翼板２１は、前方開口１５を塞ぐ第１位置２１Ａに回動して、前方ストッパー４１に当接し、空気流６２の風圧と前方ストッパー４１により固定される。一方、後方可動翼板２２は、当該空気流６０により第１位置２２Ａ付近に回動し、その板面が上下方向Ｚに対して略平行になる。このとき、後方可動翼板２２は、空気流６２の風圧で前方ストッパー４２に当接することもあるし、当該第１位置２２Ａ付近で固定されずに、空気流６２の風圧により多少搖動することもある。

このように前方可動翼板２１と後方可動翼板２２が配置されることで、冷却ダクト１０の上方開口１６が開放されるともに、前方可動翼板２１により前方開口１５が閉塞される。これにより、メインロータ２からの空気流６０は、上方開口１６から冷却ダクト１０内に流入する。この結果、冷却ダクト１０内を略下方に進む空気流６２が形成され、当該空気流６２は、ラジエータ６に導入されて、ラジエータ６内を通過する。

このとき、前方可動翼板２１により前方開口１５が閉塞されているので、当該空気流６２が前方開口１５から前方に漏れ出すことを抑制できるので、効率よく空気流６２をラジエータ６に誘導できる。加えて、後方可動翼板２２は、搖動しつつ、空気流６２に対して略平行となるように配置される。このため、後方可動翼板２２により空気流６２の流動を妨げ難いので、さらに効率よく空気流６２をラジエータ６に誘導できる。

以上のように、ホバリング時には、冷却ダクト１０のルーバー機構の可動翼板２１、２２は、空気流６０、６２により押圧されて第１位置２１Ａ、２２Ａ付近に回動する。この結果、冷却ダクト１０は、上面のみが開放され（上方開口１６）、前面（前方開口１５を閉塞する前方可動翼板２１）、後面（後面壁１４）、および両側面（右側壁１２、左側壁１３）が閉塞されたダクト形状に変形する。これにより、メインロータ２から下方に向かう空気流６０を、ラジエータ６に対して効率よく供給でき、ラジエータ６を効果的に冷却できる。

（２）低速前進時
図５は、本実施形態に係るヘリコプタ１の低速前進時における冷却ダクト１０と空気流を示す縦断面図である。

図５に示すように、ヘリコプタ１の低速前進時には、メインロータ２から下方に向かう空気流（ダウンウォッシュ）と、ヘリコプタ１の前進に伴う機体前方からの空気流とが合流し、斜め上方からの空気流７０が、冷却ダクト１０の前方開口１５と上方開口１６の前半部分から、冷却ダクト１０内に斜め方向に流入する。

この空気流７０の流入により、前方可動翼板２１は、当該空気流７０により第１位置２１Ａと第２位置２１Ｂの間の中間位置付近に回動して、多少搖動しつつ、その板面が空気流７０の進行方向に対して略平行になる。一方、後方可動翼板２２は、上方開口１６を塞ぐ第２位置２２Ｂに回動して、上方ストッパー５２に当接する。そして、後方可動翼板２２は、冷却ダクト１０の後面壁１４の上部付近に形成された高圧部９１の圧力と、上方ストッパー５２とにより、第２位置２２Ｂに固定される。

このように前方可動翼板２１と後方可動翼板２２が配置されることで、冷却ダクト１０の前方開口１５と上方開口１６の前半部分が開放されるともに、後方可動翼板２２により上方開口１６の後半部分が閉塞される。これにより、斜め上方からの空気流７０は、上方開口１６の前半部分と前方開口１５から冷却ダクト１０内に流入する。この結果、冷却ダクト１０内の上部領域を斜め下方に進む空気流７１と、冷却ダクト１０内の下部領域をラジエータ６に向けて進む空気流７２とが形成される。当該空気流７２は、ラジエータ６に導入されて、ラジエータ６内を通過する。

このとき、後方可動翼板２２により上方開口１６の後半部分が閉塞されているので、空気流７１が上方開口１６の後半部分から上方に漏れ出すことを抑制でき、効率よく空気流７１、７２をラジエータ６に誘導できる。また、後方可動翼板２２と後面壁１４との間の領域に、吹き溜まりとなる高圧部９１が形成されるので、当該高圧部９１の圧力により、後方可動翼板２２を上方に押圧して第２位置２２Ｂに固定し、上方開口１６の後半部分を閉塞した状態を維持できる。加えて、前方可動翼板２１は、搖動しつつ、空気流７１に対して略平行となるように配置される。このため、前方可動翼板２１により空気流７１の流動を妨げ難いので、さらに効率よく空気流７１、７２をラジエータ６に誘導できる。

以上のように、低速前進時には、冷却ダクト１０のルーバー機構の可動翼板２１、２２は、メインロータ２から下方に向かう空気流６０（図４参照。）と、前進に伴う前方からの空気流とが複合した斜め上方からの空気流７０に押圧され、より空気圧の高い方向に押圧される。この結果、冷却ダクト１０は、上面の前半部分（上方開口１６）および前面（前方開口１５）が開放され、上面の後半部分（上方開口１６の後半部分を閉塞する後方可動翼板２２）、後面（後面壁１４）、および両側面（右側壁１２、左側壁１３）が閉塞されたダクト形状に変形する。これにより、斜め上方からの空気流７０を冷却ダクト１０内に取り込んで、ラジエータ６に対して効率よく供給でき、ラジエータ６を効果的に冷却できる。この図５の低速前進時であっても、図４のホバリング時と同程度の空気流を、ラジエータ６に送り込むことができる。

（３）高速前進時
図６は、本実施形態に係るヘリコプタ１の高速前進時における冷却ダクト１０と空気流を示す縦断面図である。

図６に示すように、ヘリコプタ１の高速前進時には、メインロータ２から下方に向かう空気流（ダウンウォッシュ）は後方に流され、ヘリコプタ１の高速前進に伴う機体前方からの空気流８０が支配的になる。このため前方からの強い空気流８０（正面風）が、冷却ダクト１０の前方開口１５から、冷却ダクト１０内に流入する。

この強い空気流８０の流入により、前方可動翼板２１および後方可動翼板２２はともに、上方開口１６を塞ぐ第２位置２１Ｂ、２２Ｂに回動して、上方ストッパー５１、５２に当接する。そして、前方可動翼板２１および後方可動翼板２２は、冷却ダクト１０内の上部領域において後方から中央部付近にかけて形成された高圧部９２の圧力と、上方ストッパー５１、５２とにより、第２位置２１Ｂ、２２Ｂに固定される。

このように前方可動翼板２１と後方可動翼板２２が配置されることで、冷却ダクト１０の前方開口１５が完全に開放されるとともに、前方可動翼板２１および後方可動翼板２２により上方開口１６の全てが閉塞される。これにより、前方からの空気流８０は、前方開口１５から冷却ダクト１０内に流入する。この結果、冷却ダクト１０内の前方領域を略後方に進む空気流８１と、冷却ダクト１０内の下部領域をラジエータ６に向けて進む空気流８２とが形成される。当該空気流８２は、ラジエータ６に導入されて、ラジエータ６内を通過する。

このとき、前方可動翼板２１および後方可動翼板２２により上方開口１６が閉塞されているので、空気流８１が上方開口１６から上方に漏れ出すことを抑制でき、効率よく空気流８１、８２をラジエータ６に誘導できる。また、冷却ダクト１０内の上部領域に、吹き溜まりとなる高圧部９２が形成されるので、当該高圧部９２の圧力により、前方可動翼板２１および後方可動翼板２２を押圧して第２位置２１Ｂ、２２Ｂに固定し、上方開口１６を閉塞した状態を維持できる。

以上のように、高速前進時には、冷却ダクト１０のルーバー機構の可動翼板２１、２２は、前方からの空気流８０、８１に押圧されて第２位置２１Ｂ、２２Ｂに回動する。この結果、冷却ダクト１０は、前面（前方開口１５）のみが開放され、上面（上方開口１６を閉塞する前方可動翼板２１および後方可動翼板２２）、後面（後面壁１４）、および両側面（右側壁１２、左側壁１３）が閉塞されたダクト形状に変形する。これにより、前方からの空気流８０（正面風）を冷却ダクト１０内に取り込んで、ラジエータ６に対して効率よく供給でき、ラジエータ６を効果的に冷却できる。この図６の高速前進時には、図４のホバリング時よりも多くの空気流を、ラジエータ６に送り込むことができる。

［４．まとめ］
以上のように、本実施形態に係る冷却ダクト１０のルーバー機構は、ヘリコプタ１の機体を基準としてダクト本体１１の左右両側面および後面側を、空気を遮断する壁１２、１３、１４で覆い、かつ、空気流により容易に搖動可能な可動翼板２１、２２を、ヒンジ３１、３２により回動自在に軸設し、可動翼板２１、２２の回動角度を制限する複数のストッパー４１、４２、５１、５２を設置した構造である。

かかるルーバー機構によれば、図４～図６に示したように、ヘリコプタ１の飛行状態に応じた空気流６０、７０、８０により、可動翼板２１、２２が適切な回動角度になるように自動的に回動する。これにより、冷却ダクト１０は、飛行状態に応じた適切なルーバー形状となるように変形するので、ラジエータ６の空冷に必要な空気流をラジエータ６に対して効率的に導入できる。従って、ヘリコプタ１のホバリング時にも、低速前進時および高速前進時にも、ラジエータ６の空冷に必要な空気流を自動的に供給し続けることができるので、飛行状態に関わらずラジエータ６の冷却効果を確保することができる。よって、ヘリコプタ１の機体前部における、ラジエータ６や冷却ダクト１０等の空冷機構の設置位置の自由度を向上できる。

さらに、本実施形態に係る冷却ダクト１０によれば、可動翼板２１、２２を回動させるためのアクチュエータ等の駆動装置や、そのための制御装置、センサ等を設ける必要がない。従って、ラジエータ６の空冷機構の重量や部品数を低減して、空冷機構を簡素化、軽量化できる。よって、ヘリコプタ１の重量や製造コスト、ランニングコストを低減することができる。

また、本実施形態に係る冷却ダクト１０によれば、複数枚の可動翼板２１、２２が前後方向Ｘに並んで設けられている。これにより、ヘリコプタ１の飛行状態に応じて、複数枚の可動翼板２１、２２が別個独立的に回動して適切な位置に配置される。従って、可動翼板が１枚の場合と比べて、より効率的に空気流をラジエータ６に供給できる。

また、ヘリコプタ１の前進時には、その前進速度に応じて、機体前方から後方に向かう空気流７０、８０の強さが変化する。本実施形態によれば、図５および図６に示したように、機体前方から後方に向かう空気流７０、８０の強さに応じて、前方可動翼板２１は、上記第１位置２１Ａと第２位置２１Ｂの間の中間位置、または第２位置２１Ｂに回動する。これにより、ヘリコプタ１の前進速度に応じても、冷却ダクト１０のルーバー機構は、適切な形状に変化するので、前進速度に関わらず、必要な空気流を効率的にラジエータ６に導入できる。

［５．他の実施形態］
次に、本発明の他の実施形態に係る冷却ダクト１０について説明する。上記第１の実施形態では、冷却ダクト１０のルーバー機構の可動翼板２１、２２の設置数は２枚であったが、本発明の可動翼板の枚数や大きさは、かかる例に限定されない。例えば、図７に示すように１枚の可動翼板２４を設置してもよいし、図８に示すように３枚以上の可動翼板２１、２２、２３を設置してもよい。

まず、図７を参照して、第２の実施形態に係る冷却ダクト１０について説明する。図７は、第２の実施形態に係るヘリコプタ１の低速前進時における冷却ダクト１０と空気流を示す縦断面図である。

図７に示すように、第２の実施形態に係る冷却ダクト１０は、右側壁１２、左側壁１３及び後面壁１４からなるダクト本体１１内に、１枚の可動翼板２４を備える。可動翼板２４は、ダクト本体１１の上部における前端付近に設けられたヒンジ３４により軸支され、回動軸３４ａを中心に回動自在である。ダクト本体１１の前方開口１５および上方開口１６は、可動翼板２４と同程度の開口面積に調整されている。前方開口１５の下部側に前方ストッパー４１が設けられ、上方開口１６の後部側に上方ストッパー５１が設けられている。可動翼板２４は、前方開口１５を塞ぐ第１位置２４Ａと、上方開口１６を塞ぐ第２位置２４Ｂとの間で回動自在である。

可動翼板２４は、ヘリコプタ１の飛行状態に応じて、外部からの空気流により、上記第１位置２４Ａと第２位置２４Ｂの間で自由に搖動して、適切な位置に配置され、空気流をラジエータ６に誘導する。例えば、ホバリング時には、可動翼板２４は、第１位置２４Ａに配置されて前方開口１５を塞ぐので、上方からの空気流が効率よくラジエータ６に導入される。また、図７に示すように、低速前進時には、可動翼板２４は、第１位置２４Ａと第２位置２４Ｂの中間位置に配置されて、斜め上方からの空気流７０に対して略平行に配置される。これにより、斜め上方からの空気流７０が効率よくラジエータ６に導入される。また、高速前進時には、可動翼板２４は、第２位置２４Ｂに配置されて上方開口１６を塞ぐので、前方からの空気流が効率よくラジエータ６に導入される。

以上、第２の実施形態に係る冷却ダクト１０の構成を説明した。かかる構成により、上記第１の実施形態と同様に、ヘリコプタ１の飛行状態に応じた空気流により、１枚の可動翼板２４が適切な回動角度になるように自動的に回動する。従って、飛行状態に応じて、外部からの空気流をラジエータ６に対して効率的に導入でき、ラジエータ６の冷却効果を確保できる。

ところで、ラジエータ６の上面積が小さい場合には、比較的小さい冷却ダクト１０および１枚の可動翼板２４で対応できるので、第２の実施形態に係る冷却ダクト１０は、有効である。一方、ラジエータ６の上面積が大きい場合には、１枚の可動翼板２４のみを備えた冷却ダクト１０の上下方向Ｚの高さが高くなってしまい、冷却ダクト１０がメインロータ２に干渉する可能性がある。従って、ラジエータ６の上面積が所定より大きい場合には、上記第１の実施形態のように複数枚の可動翼板２１、２２を備えた冷却ダクト１０を設けることが好ましい。これにより、冷却ダクト１０の上下方向Ｚの高さを抑制でき、冷却ダクト１０の設置位置やスペースの自由度を向上できる。

次に、図８を参照して、第３の実施形態に係る冷却ダクト１０について説明する。図８は、第３の実施形態に係るヘリコプタ１の低速前進時における冷却ダクト１０と空気流を示す縦断面図である。

図８に示すように、第３の実施形態に係る冷却ダクト１０は、３枚の可動翼板２１、２２、２３を備えたルーバー機構を有する。具体的には、第３の実施形態に係る冷却ダクト１０は、上記第１の実施形態に係る冷却ダクト１０に対して、中間可動翼板２３、中間ヒンジ３３、前方ストッパー４３および上方ストッパー５３が追加設置されている。

中間可動翼板２３は、前述の前方可動翼板２１と後方可動翼板２２の間に配置され、中間ヒンジ３３により軸支され、中間ヒンジ３３の回動軸３３ａを中心に回動自在に設けられる。さらに、中間可動翼板２３の回動範囲を第１位置２３Ａと第２位置２３Ｂの間に制限するために、前方ストッパー４３および上方ストッパー５３が設けられている。

このように、第３の実施形態に係る冷却ダクト１０によっても、上記第１の実施形態と同様に、ヘリコプタ１の飛行状態に応じた空気流により、３枚の可動翼板２１、２２、２３が、別個独立して適切な回動角度になるように自動的に回動する。従って、飛行状態に応じて、外部からの空気流をラジエータ６に対して効率的に導入でき、ラジエータ６の冷却効果を確保できる。

さらに、第３の実施形態では、図８に示すように低速前進時において、空気流７０の流入方向や強さに応じて、前方可動翼板２１と中間可動翼板２３と後方可動翼板２２の回動角度を、別個独立して適切な角度に自動的に調整することができる。これにより、第１の実施形態よりもさらに効率的に、冷却ダクト１０内における空気流７１、７２の流動を誘導して、ラジエータ６に対して効率よく導入させることができる。

また、ラジエータ６が前後方向Ｘに長く、上面積が大きい場合にも、第３の実施形態に係る３枚の可動翼板２１、２２、２３の冷却ダクト１０を用いれば、冷却ダクト１０の上下方向Ｚの高さを抑制できるので、有用である。

以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。

例えば、上記実施形態では、図２および図３に示したように、冷却ダクト１０の下面側にラジエータ６を配置し、冷却ダクト１０の両側面および後面に壁１２、１３、１４を設け、下面側に下方開口１７を設けたが、本発明はかかる例に限定されない。例えば、冷却ダクトの後面側に、ラジエータ、オイルクーラー等の冷却対象装置を配置してもよい。この場合、冷却ダクトの両側面および下面に壁を設け、後面側に後方開口を設けることにより、冷却ダクト内の空気が後面側の冷却対象装置に向かうようにすればよい。

例えば、上記実施形態では、可動翼板２１、２２、２３は、ヒンジ３１、３２、３３の回動軸３１ａ、３２ａ、３３ａを中心に自由に回動自在であると説明した。しかし、例えば、可動翼板と干渉するダンパ、または摩擦等により、可動翼板の回動がある程度抑制されるようにしてもよい。これにより、可動翼板の過度な揺動を抑制して、可動翼板の破損を防止できる。

本発明は、ラジエータ等の冷却対象装置を備えるヘリコプタに利用することができる。

１ ヘリコプタ
２ メインロータ
６ ラジエータ
７ ボディカバー
１０ 冷却ダクト
１１ ダクト本体
１２ 右側壁
１３ 左側壁
１４ 後面壁
１５ 前方開口
１６ 上方開口
１７ 下方開口
２１ 前方可動翼板
２２ 後方可動翼板
２３ 中間可動翼板
２４ 可動翼板
２１Ａ、２２Ａ、２３Ａ、２４Ａ 第１位置
２１Ｂ、２２Ｂ、２３Ｂ、２４Ｂ 第２位置
３１ 前方ヒンジ
３２ 後方ヒンジ
３３ 中間ヒンジ
３４ ヒンジ
４１、４２、４３ 前方ストッパー
５１、５２、５３ 上方ストッパー
６０ 上方からの空気流
７０ 斜め上方からの空気流
８０ 前方からの空気流
９１、９２ 高圧部
Ｘ 機体前後方向
Ｙ 機体左右方向
Ｚ 機体上下方向

Claims (7)

1. ヘリコプタの機体に設けられた冷却対象装置に空気流を導入するための冷却ダクトであって、
   前記ヘリコプタのメインロータよりも下方で、前記冷却対象装置に隣接して配置されたダクト本体と、
   前記ダクト本体の機体前方側に形成された前方開口と、
   前記ダクト本体の機体上方側に形成された上方開口と、
   前記ダクト本体の上部に配置され、機体左右方向に延びる回動軸を有するヒンジと、
   前記ヒンジに一端が軸支され、前記前方開口を塞ぐ第１位置と前記上方開口を塞ぐ第２位置との間で、前記回動軸を中心に回動自在に設けられた可動翼板と、
   を備える、冷却ダクト。
2. 前記可動翼板は、前記ヘリコプタの飛行状態に応じて外部から前記ダクト本体内に流入する空気流によって、前記回動軸を中心に搖動し、前記第１位置、前記第２位置、または前記第１位置と前記第２位置との間の中間位置に移動する、請求項１に記載の冷却ダクト。
3. 前記ヘリコプタのホバリング時には、
   前記メインロータから下方に向かう空気流により、前記可動翼板は、前記前方開口を塞ぐ前記第１位置に移動し、
   前記ヘリコプタの前進時には、
   機体前方から後方に向かう空気流により、前記可動翼板は、前記上方開口を塞ぐ前記第２位置に移動する、請求項２に記載の冷却ダクト。
4. 前記可動翼板は、機体前後方向に並んで複数枚設けられる、請求項１～３のいずれか１項に記載の冷却ダクト。
5. 前記ヒンジは、
   前記ダクト本体の上部において機体前方側に配置された前方ヒンジと、
   前記ダクト本体の上部において前記前方ヒンジよりも機体後方側に配置された後方ヒンジと、
   を含み、
   前記可動翼板は、
   前記前方ヒンジにより回動自在に軸支された前方可動翼板と、
   前記後方ヒンジにより回動自在に軸支された後方可動翼板と、
   を含む、請求項４に記載の冷却ダクト。
6. 前記ヘリコプタのホバリング時には、前記メインロータから下方に向かう空気流により、前記前方可動翼板は、前記前方開口を塞ぐ前記第１位置に移動し、
   前記ヘリコプタの前進時には、機体前方から後方に向かう空気流により、少なくとも前記後方可動翼板は、前記上方開口を塞ぐ前記第２位置に移動する、請求項５に記載の冷却ダクト。
7. 前記ヘリコプタの前進時には、
   前記機体前方から後方に向かう前記空気流の強さに応じて、前記前方可動翼板は、前記第１位置と前記第２位置の間の中間位置、または前記第２位置に移動する、請求項６に記載の冷却ダクト。

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