JPS6249239B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はヘリコプタのスタビレータに係り、更
に詳細にはスタビレータの横揺れ振動モード及び
偏揺れ振動モードをメインロータウエーク（メイ
ンロータより生じた気流）のごときやつかいな励
振力より（同調から引離すこと）離調するようス
タビレータを装着することに係る。

従来技術においてはスタビレータは非摩擦軸受
を介して剛固に装着されていた。スタビレータの
振動応答性を低減する為に先端錘を付加したりあ
るいは構造体の剛性を変化することが行われてい
た。かかる二つの方法によればスタビレータの重
量が増大し、特に非対称モードの離調を行うべく
スタビレータに充分な重さの先端錘を設けると対
称振動モードに望ましからざる影響が及ぼされ
る。

本発明の主要な目的は、対称振動モード或いは
スタビレータの垂直方向の剛性或いはピツチ剛性
に影響を及ぼすこと無く、メインロータウエーク
のごときやつかいな励振振動数より非対称振動モ
ードが離調されたヘリコプタ用のスタビレータを
提供することである。

本発明の他の一つの目的は、スタビレータに於
ける共振を回避し、従つてスタビレータがそのマ
ウント構造に与える負荷を低減し且つかかる負荷
がヘリコプタに与える振動を低減するよう、ヘリ
コプタにスタビレータを装着することである。

本発明によれば、スタビレータは、ピツチ変動
軸線の周りに機体に対しピツチ変更運動しうるよ
うスタビレータを支持すべく、ヘリコプタの長手
方向軸線の両側に配置された二つの同軸マウント
を使用した３点懸架システムによりテールパイロ
ンより手持されており、第三のマウントが前記二
つのマウント間の実質的に中間であつてそれより
長手方向にオフセツトされて配置されており、こ
の第三のマウントは制御されたスタビレータピツ
チ変更を行うアクチユエータに取付けられてい
る。

本発明によれば、スタビレータのピツチ変更軸
線を郭定するマウント及び第三のマウントの何れ
か一つは非摩擦型の軸受マウント、好ましくは球
面軸受マウントであり、第三のマウントはスタビ
レータの対称固有振動モード、垂直方向の剛性、
ピツチ剛性に影響を及ぼすこと無くスタビレータ
の横揺れ固有振動モードの及び偏揺れ振動モード
をメインロータウエークの励振振動数より離調す
べく選択された剛性を有するエラストママウント
である。

本発明の一つの特徴によれば、エラストママウ
ントはスタビレータのピツチ変更軸線に垂直な方
向のエラストマの剪断を使用することによりスタ
ビレータを離調するようになつている。

以下に添付の図を参照しつつ、本発明をその好
ましい実施例について詳細に説明する。

添付の第１図及び第２図にヘリコプタ１０が図
示されており、このヘリコプタは機体１２と、回
転軸線の周りに回転しうるよう装着されたブレー
ド１６を有するメインリフトロータ１４と、機体
１２の後方部分を形成し且つテールロータ２２を
支持するテールパイロン２０とを含んでいる。水
平のスタビレータ２４がスタビレータピツチ軸線
２６の周りに枢動しうるよう前記テールパイロン
２０より支持されている。このスタビレータ２４
は空気力学的形状をしており且つ機体の長手方向
軸線２８の両側にて横方向に等距離だけ突出して
いるが、このスタビレータは軸線２８よりオフセ
ツトされても良く又スタビレータ２４の両側は必
ずしも同一でなくても良い。

かかるスタビレータの機能は、ヘリコプタの飛
行制御や操縦を補助する為の空気力学的制御面を
与えることである。

第２図より、スタビレータ２４はロータブレー
ド１６の回転により郭定されるロータデイスク３
０のほぼ下方に配置された、実質的な面領域を与
え、これによりスタビレータ２４はメインロータ
ウエークの影響を受ける領域内にあり、従つて各
ブレード１６がスタビレータ２４の上方を通過す
るとそのウエークがスタビレータ２４上に空気力
学的負荷を及ぼすようになつていることが理解さ
れよう。かかるロータウエークにより課せられる
力（その振動数は図示の４枚ブレードヘリコプタ
については１回転当り４（４／REV）によりス
タビレータ２４の振動が発生され、その振動によ
りヘリコプタの機体に力が及ぼされ、これにより
その機体の振動が発生する。かかる機体の振動は
その中の人や装置にとつて非常に望ましからざる
ものである。更にロータウエークの励振振動数あ
るいは他の励振力がスタビレータ２４の固有振動
数にかなり近ければ、そのスタビレータ２４は共
振して許容しがたいほどの振動を生じ又スタビレ
ータが破壊することがある。

説明の目的で、スタビレータ内に励振される振
動を説明する為にロータウエークの励振力につい
て説明するが、かかる励振力以外のスタビレータ
励振力が存在することに留意されたい。

定義として、スタビレータの両側を反応方向へ
移動させるスタビレータの振動モードは非対称モ
ードと称され、一方スタビレータの両側を同一の
方向へ移動させるスタビレータの振動モードは対
称モードと称される。スタビレータの一方の側を
前方へ移動しその他方の側を後方へ移動させる偏
揺れモードの振動、スタビレータの一方の側を垂
直上方へ移動させその他方の側を垂直下方へ移動
させる横揺れモードの振動、及びスタビレータ全
体を横方向へ移動させる横方向モードの振動はス
タビレータの非対称モードの振動あるいは非対称
振動モードと称される。スタビレータの両側のピ
ツチを同時に増大させるピツチモードの振動、ス
タビレータの両側を同時に垂直上方へ移動させる
垂直モードの振動、及びスタビレータの両側を同
時に前方へ移動させる長手方向モードの振動はス
タビレータの対称振動モードと称される。

その構造上第１図及び第２図に図示された特定
のスタビレータは、スタビレータの対称振動モー
ドの振動数が励振力の振動数（４／REV）から
なり離れたものであるようにする固有振動数を有
しており、従つてスタビレータの共振による問題
は生じなかつた。しかし非対称スタビレータ振動
モードの振動数は、特定の横揺れ及び偏揺れにお
いては、メインロータウエークの励振力の振動数
に非常に近く、従つてスタビレータは横揺れ及び
偏揺れモード中メインロータウエークの励振振動
数に大きく応答し、従つてこれによりスタビレー
タの共振の問題が生じた。

従つて本願発明者らは、スタビレータの対称振
動モードを乱すこと無く、又スタビレータの垂直
方向の剛性及びピツチ剛性を低減することなく
（かかる剛性のいずれかが低下すると、パイロツ
トの制御入力により要求されていなくてもスタビ
レータがロータウエークの力に応答して運動する
からである）スタビレータの非対称振動モードを
メインロータウエークの励振振動数より隔離ある
いは離調することが必要であることを見出した。

本願発明者らが最初に考えたことはスタビレー
タの剛性を増大することであつたが、本願発明が
関連する特定のスタビレータにおいては取付け構
造体の複雑さの点でかかる方法は実行不可能であ
ることがわかつた。本願発明者らの行なつた第二
の方法はスタビレータの質量を低減することであ
つたが、スタビレータの所要の空気力学的有効性
を保有しつつこのようなことを達成するのは不可
能であることがわかつた。本願発明者の行つた第
三の方法はスタビレータの考衰能を増大すること
であつたが、かかる方法はそれによりかなり重量
が増大するので実行不可能であることがわかつ
た。第四の方法はスタビレータの両側先端部に従
来の先端錘をつけることによりスタビレータの質
量を増大することである。本願発明者らは先端錘
として少量の重量を付加し、その結果かかる少量
の重量を付加することによつては非対称モードの
共振の問題を排除することはできないことがわか
つた。次いで本願発明者らは、先端錘としてより
大きな重量を付加してみたが、非対称モードにお
ける共振の問題を回避せんとしてかなり重い先端
錘を付加することは対称モードの応答性に悪影響
を及ぼし、これにより本来存在しなかつたはずの
対称モードの共振の問題が生じることがわかつ
た。第五の方法はスタビレータの剛性を低減する
ことであつた。系合体の剛性を低減すると対称モ
ードの応答性に変化を来たししかもこれに付随し
て共振の恐れが生じることがわかつた。最後に解
析的研究や実験を通じて、本願発明者らは非対称
モードの応答性には影響するが対称モードの応答
性にもスタビレータの垂直方向の剛性或いはピツ
チ剛性にも影響しないようスタビレータの剛性を
低減する本発明のスタビレータ装着システムを案
出した。

上述した問題を解くべく本願発明者らが行つた
方策は、３点懸架システムを使用してヘリコプタ
のテールパイロンよりスタビレータを装着支持す
ることであつた。この懸架システムはスタビレー
タの中心好ましくは機体の長手方向軸線２８の両
側に等距離に配置された二つのマウントを含んで
おり、これら二つのマウントは同軸であり且つス
タビレータ２４をそれが軸線２６の周りにピツチ
変更運動しうるようテールパイロン２０より支持
するものであつた。かかる二つのマウントが第３
図に最も良く図示されており、第一のマウント３
２はパイロン取付具３４とスタビレータ取付具３
６との間に形成されており、一方第二のマウント
３８はパイロン取付具４０とスタビレータ取付具
４２との間に形成されている。第三のマウント４
４は第一のマウント３２と第二のマウント３８と
間の中間であつて長手方向軸線２８上であり且つ
３点支持系を構成するようマウント３２，３８よ
り長手方向に隔置されている。パイロツトにより
あるいは電子的に制御されるスタビレータピツチ
変更アクチユエータ４６が第５図に最も良く図示
されているごとくマウント４４に接続されてお
り、且つパイロツトあるいは電子制御システムの
制御下にてピツチ変更軸線２６の周りにスタビレ
ータ２４を枢動させてヘリコプタの飛行を選択的
に制御すべく作動しうるようになつている。第５
図に図示されているごとく、第三のマウント４４
は第６図により詳細に図示されているごとき型式
の球面軸受であるのが好ましい。又、この第三の
マウント４４は第５図に図示されているごとく球
面マウント型の非摩擦マウントであり、スタビレ
ータの取付具４８は球面状のロツド端軸受５２Ａ
を介してアクチユエータロツド５０に接続されて
いるのが好ましい。

添付の第６図にハードポイント型あるいは固定
型のマウント３２が図示されており、このマウン
トはスタビレータ取付具３６より延在する横方向
に隔置された耳状部５６，５８，６０とパイロン
取付具３４より延在する横方向に隔置された耳状
部５２，５４を含んでおり、前記すべての耳状部
は交互に重ね合され、互いに整合した貫通孔を有
している。これらの貫通孔にはボルト部材６２が
挿通されており、このボルト部材はピツチ変更軸
線２６と同心状に配置されている。球面軸受のイ
ンナーレース６４が締りばめにてボルト６２上に
受けられており、球面軸受のアウターレース６６
が締りばめにてスタビレータ取付具の耳状部５８
に設けられた孔内に受けられている。肩部付ブツ
シング６８がボルト６２を包んでおり且つパイロ
ン耳状部５４の両側の面に系合している。ブツシ
ング７０，７２が球面軸受６４―６６及び肩部付
ブツシング６８の両側に延在してボルト部材６２
の両端に係合している。耳状部５６，６０の孔と
ブツシング７０，７２との間にはクリアランスが
設けられておりこれによりスタビレータが球面軸
受６４―６６の周りに枢動しうるようになつてい
ることが理解されよう。かかるクリアランスによ
り耳状部５６，６０が故障の場合の予備的な止め
金取付具として機能しうるようになつている。

更に第６図において、第二のマウント３８はエ
ラストマ層による弾性を有しており、且つスタビ
レータ取付具４２の横方向に隔置された耳状部７
８，８０，８２とパイロン取付具４０の横方向に
隔置された耳状部７４，７６を含んでいる。耳状
部７４〜８２は交互に重ね合され、ボルト部材８
４Ａがピツチ変更軸線２６と同心状に貫通するよ
う整合した孔を有している。ボルト部材８４Ａは
ボールベアリング８４，８６により耳状部７４，
７６内に支持されている。アウトボード側の耳状
部７８，８２はその孔内にインナーレース８８，
９０を受けており、一方アウターレース９２，９
４はボルト部材８４Ａの外方突出部に当接してい
る。エラストマ層９６，９８がそれぞれインナー
レースとアウターレースとの間にサンドイツチ状
に挾まれており且つそれに接合されており、且つ
エラストママウント３８の剛性を確立すべく選択
された材料及び厚さにて構成されている。撓みを
許すクリアランスがボルド部材８４Ａとインナー
レース８８，９０との間及びスタビレータ取付具
の耳状部８０とボルト部材８４Ａとの間に存在し
ている。かかるクリアランスも故障の場合の予備
的な止め金取付具として機能する。

エラストママウント３８の構造においては、エ
ラストマ層９６，９８はピツチ変更軸線２６に垂
直であり且つ軸線１８に平行な方向に延在してお
りこれによりマウント３８はかかる方向に制御さ
れた柔軟性を有しているというとは重要である。
またエラストマ９６はスタビレータとテールパイ
ロンとの間の相対運動により剪断状態にて装着さ
れており、このことはエラストマが圧縮状態より
も剪断状態の実質的により大きな撓みに耐えうる
ので有利である。エラストマ層９６，９８は天然
ゴムあるいはヘリコプタの運動環境において適当
な寿命を有する他の材料にて作られているのが好
ましい。

第６図に図示されたエラストママウント３８の
ごとき構造を案出する前に、本願発明者らはまず
エラストマブツシングをボルト部材８４Ａと耳状
部８０との間に配置し、次いで二つのエラストマ
ブツシングをボルト部材８４Ａと外側の耳状部７
８，８２との間に配置したが、いずれ場合もその
エラストマが圧縮状態にて装入されたので所要撓
みを受け入れることができず、従つて許容しうる
ものではなかつた。

第６図に図示されたマウント構造の利点は第７
ａ図、第７ｂ図、及び第７ｃ図に最も良く図示さ
れている。第７ｃ図は第６図におけるごとく固定
された剛固なマウント３２とエラストママウント
３８とによりテールパイロン２０により支持され
たスタビレータ４を示している。第７ｂ図に最も
良く図示されているごとく、エラストママウント
はスタビレータの非対称振動モードに実質的な影
響力を有し、従つて実質的にかかるモードを離調
することができる。第７ｃ図より、エラストママ
ウント３８はほとんどスタビレータの対称振動モ
ードには影響力を有していないことが理解されよ
う。

本発明によるマウントシステムの利点が更に第
８図に図示されている。この第８図はスタビレー
タの対称振動荷重振動数が実質的に４／REVの
ロータウエークの励振振動数よりずれておりこれ
により共振が回避されていることを示している。
またこの第８図は更に、エラストママウント３８
内エラストマ部材９６，９８を適当に選択するこ
とにより、スタビレータの偏揺れ及び横揺れ振動
モードの固有振動数も安全に励振振動数よりはず
されるよう、マウント３８の柔軟性あるいは剛性
がたとえば線１００に沿つて選択されうることを
示している。

再度第６図において、第一のマウント３２及び
第二のマウント３８の作動及びそれらの間に共働
は、これらマウントがいかにしてスタビレータの
荷重を担持しあるいはいかに共働して担持するか
を考慮することによつて最も良く理解される。ス
タビレータに作用する垂直荷重はマウント３２の
球面軸受６４―６６、ボルト６２及び耳状部５
２，５４を経てパイロン取付具３４へ、次いでパ
イロン２０へ伝達される。スタビレータに作用す
る右向きの横方向荷重は球面軸受を介し次いでマ
ウント３２の肩部付ブツシング６８を介してパイ
ロン取付具３４の耳状部５４へ、次いでパイロン
へ伝達される。スタビレータに作用する左向きの
横方向荷重はマウント３２内の球面軸受６４―６
６及びブツシング７０を介してボルト部材６２の
左側端部へ、次いでボルト６２を介して肩部付ブ
ツシング６８へ、次いでテールパイロンへ伝達さ
れる。長手方向のスタビレータ荷重は上述した垂
直方向のスタビレータ荷重と同一の態様にて伝達
される。マウント３２内に球面軸受６４，６６が
存在するので、モーメント荷重はかかるハードポ
イントの固定マウント３２によつては担持されな
い。

エラストママウント３８について考えると、垂
直荷重はスタビレータ取付具の外側に耳状部７
８，８２を経てインナーレース８８，９０へ伝達
され、次いで剪断状態のエラストマ層９６，９８
を経てアウターレース９２，９４へ伝達され、次
でボルト部材８４Ａ及びボールベアリング８４，
８６へ伝達され、次いでパイロン取付具の耳状部
７４，７６へ、次いでパイロン取付具４０へ、そ
して最後にパイロン２０へ伝達される。長手方向
のスタビレータ荷重はこれと同一の態様にて伝達
される。スタビレータの横方向荷重はエラストマ
マウント３８にはボルト部材８４上の肩部付プツ
シングのごとき要素が無いのでエラストママウン
ト３８内においては担持されない。従つてすべて
の横方向荷重はハードポイントのマウント３２に
より担持される。スタビレータの横揺れ及び偏揺
れモーメント荷重はハードポイントのマウント３
２の球面軸受６４，６６の周りにスタビレータを
枢動させ、又ハードポイントの固定マウント３２
及びエラストママウント３８の垂直方向及び長手
方向の荷重間の偶力及びマウント３８の両端にお
けるエラストマ層９６，９８間の差分的剪断によ
り担持される。エラストマ層９６，９８及びそれ
らに関連する部材は軸受６４の中心の周りに同心
の球面状であつて良い。固定マウント３２内には
球面軸受６４，６６が存在しエラストママウント
３８内には、ボールベアリグ８４，８６が存在す
るので、ピツチ運動はマウント３２，３８によつ
ては担持されない。スタビレータ上のピツチ変更
軸線２６の周りのピツチ運動は、アクチユエータ
４６及びピツチ変更軸線２６における垂直方向の
荷重より成る偶力により担持される。

本発明による第６図に図示されたシステムの一
つの重要な利点は、スタビレータの非対称振動モ
ードを励振振動数より離調するのみならず、テー
ルパイロン上のスタビレータにより与えられる振
動モーメントを従来技術の場合のそれより実質的
に低減するということである。

以上においては本発明をその特定の実施例につ
いて詳細に説明したが、本発明はかかる実施例に
限定されるものでは無く、本発明の範囲内にて
種々の修正並びに省略が可能であることは同業者
にとつて明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明により装着されたスタビレータ
を使用したヘリコプタの解図的側面図である。第
２図は第１図に図示されたヘリコプタの解図的平
面図である。第３図はスタビレータとヘリコプタ
のテールパイロンとの間のマウント接続を示す解
図的拡大部分図である。第４図は第３図に図示さ
れたマウント接続部の解図的拡大側面図である。
第５図は第４図に図示されたマウント接続部の後
方より見た解図的部分図である。第６図はスタビ
レータのピツチ変更軸線を郭定するテールパイロ
ンとスタビレータとの間の固定マウント接続部及
びエラストママウント接続部を示す解図的断面図
である。第７ａ，７ｂ，７ｃ図はスタビレータの
非対称振動モード及びスタビレータの対称振動モ
ードに与える本発明によるスタビレータマウント
システムの影響を示す解図である。第８図はスタ
ビレータの励振力の振動数とスタビレータの対称
固有振動モード、スタビレータの偏揺れ固有振動
モード、及びスタビレータの横揺れ固有振動モー
ドとの間の分離関係を示す解図的グラフである。 １０〜ヘリコプタ、１２〜機体、１４〜メイン
リフトロータ、１６〜ブレード、１８〜回転軸
線、２０〜テールパイロン、２２〜テールロー
タ、２４〜スタビレータ、２６〜ピツチ変更軸
線、２８〜機体の長手方向軸線、３０〜ロータデ
イスク、３２〜第一のマウント或いは固定マウン
ト、３４〜パイロン取付具、３６〜スタビレータ
取付具、３８〜第二のマウント或いはエラストマ
マウント、４０〜パイロン取付具、４２〜スタビ
レータ取付具、４４〜第三のマウント、４６〜ア
クチユエータ、４８〜スタビレータ取付具、５０
〜アクチユエータロツド、５２Ａ〜球面軸受、５
２，５４，５６，５８，６０〜耳状部、６２〜ボ
ルト部材、６４〜インナーレース、６６〜アウタ
ーレース、６８〜肩部付ブツシング、７０，７２
〜ブツシング、７４，７６，７８，８０，８２〜
耳状部、８４Ａ〜ボルト部材、８４，８６〜ボー
ルベアリング、８８，９０〜インナーレース、９
２，９４〜アウターレース、９６，９８〜エラス
トマ層。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 機体１２と、前記機体により回転軸線１８の
   周りに回転するよう支持されたメインリフトロー
   タ１４と、前記機体によりその後方部分に支持さ
   れて該後方部分の両側に水平に延在する翼型の水
   平なスタビレータ２４とを有するヘリコプタにし
   て、前記スタビレータを前記機体の後方部分へ取
   付けるための３点懸架システムを有し、前記３点
   懸架システムは前記機体の長手方向軸線２８に対
   して横方向に互いに隔置されて前記スタビレータ
   を前記機体の長手方向軸線に対し横方向に延在す
   るスタビレータのピツチ変更軸線２６の周りに回
   動可能に装着する第一及び第二のマウント３２，
   ３８と前記機体に対する前記ピツチ変更軸線の周
   りの前記スタビレータの回動位置を制御する第三
   のマウント４４とを含み、前記第一のマウントは
   インナーレース６４とアウターレース６６とを含
   み一点の周りに前記スタビレータが前記機体の後
   方部分に対し枢動することを許すが該枢動運動の
   中心を不変に保持する球面軸受であり、前記第二
   のマウントはベアリング８４，８６とエラストマ
   層９６，９８を含み前記スタビレータが前記機体
   の後方部分に対し前記ピツチ変更軸線の周りに回
   動することと前記ピツチ変更軸線に垂直の方向に
   偏倚することを許すエラストママウントであるこ
   とを特徴とするヘリコプタ。