(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行機モードとヘリコプターモードとの双方で飛行可能であるロータ傾斜型転換式航空機における振動を動的に制御するための方法であって、
少なくとも１つの胴体（２）と、少なくとも１つの安定板付きの少なくとも１つの尾翼（４）と、前記胴体（２）の両サイドにおいて側方へと延出された少なくとも２つのウィング（５，５’）を有した固定ウィング構造と、前記ヘリコプターモードにおいて２つのナセル（６）のうちのそれぞれ対応するナセルによって支持されかつ回転駆動される少なくとも２つのロータ（９）を有した回転ウィング構造と、を具備してなり、
前記各ナセル（６）は、前記胴体（２）とそれぞれ対応するナセル（６）との間にわたって延在する２つの前記固定ウィング（５，５’）のうちのそれぞれによって支持され、
前記各ロータ（９）は、対応固定ウィング（５，５’）上において対応ナセル（６）のうちの、前記ロータ（９）を支持している少なくとも１つの前部（８）と一緒に、前記胴体（２）に対して実質的に横方向を向いた傾斜軸（Ｘ−Ｘ）回りに傾斜可能であるようにして、取り付けられており、これにより、前記ヘリコプターモードと、前記ロータ（９）がプロペラとして動作する飛行機モードと、の間において転換可能とされ、
前記各固定ウィング（５，５’）には、前記胴体（２）から前記ナセル（６）へと向かう実質的に幅方向においてそれぞれのナセル（６）よりも外側に、少なくとも１つのウィング外側構造部（１３，１３’，２７）が設置され、
該少なくとも１つのウィング外側構造部（１３，１３’，２７）の少なくとも一部（１３，１３’，２９）は、前記ロータ（９）および前記ナセル（６）の少なくとも前記前部（８）とは個別的に、前記転換式航空機（１）に対して実質的に横方向に延在する関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに回転可能とされ、これにより、前記少なくとも一部（１３，１３’，２９）は、配向可能制御面を構成し、
該配向可能制御面の、前記関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りの回転は、少なくとも１つの被駆動アクチュエータ（２０）によって制御され、
この場合において、
前記配向可能制御面（１３，１３’，２９）の回転を、ｂを前記各ロータをなすブレードの数としΩを前記各ロータの回転周波数としさらにＫを１以上の整数としたときに、少なくともＫｂΩの程度の周波数であるように、制御し、これにより、前記胴体（２）および前記固定ウィング（５，５’）および前記安定板付き尾翼（４）における、少なくとも、前記各ロータ（９）の回転によって生成する振動を、少なくとも減衰させることを特徴とする方法。
【請求項２】
飛行機モードとヘリコプターモードとの双方で飛行可能であるロータ傾斜型転換式航空機であって、
少なくとも１つの胴体（２）と、少なくとも１つの安定板付きの少なくとも１つの尾翼（４）と、前記胴体（２）の両サイドにおいて側方へと延出された少なくとも２つのウィング（５，５’）を有した固定ウィング構造と、前記ヘリコプターモードにおいて２つのナセル（６）のうちのそれぞれ対応するナセルによって支持されかつ回転駆動される少なくとも２つのロータ（９）を有した回転ウィング構造と、を具備してなり、
前記各ナセル（６）は、前記胴体（２）とそれぞれ対応するナセル（６）との間にわたって延在する２つの前記固定ウィング（５，５’）のうちのそれぞれによって支持され、
前記各ロータ（９）は、対応固定ウィング（５，５’）上において対応ナセル（６）のうちの、前記ロータ（９）を支持している少なくとも１つの前部（８）と一緒に、前記胴体（２）に対して実質的に横方向を向いた傾斜軸（Ｘ−Ｘ）回りに傾斜可能であるようにして、取り付けられており、これにより、前記ヘリコプターモードと、前記ロータ（９）がプロペラとして動作する飛行機モードと、の間において転換可能とされ、
前記各固定ウィング（５，５’）には、前記胴体（２）から前記ナセル（６）へと向かう実質的に幅方向においてそれぞれのナセル（６）よりも外側に、少なくとも１つのウィング外側構造部（１３，１３’，２７）が設置され、
該少なくとも１つのウィング外側構造部（１３，１３’，２７）の少なくとも一部（１３，１３’，２９）は、前記ロータ（９）および前記ナセル（６）の少なくとも前記前部（８）とは個別的に、前記転換式航空機（１）に対して実質的に横方向に延在する関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに回転可能とされ、これにより、前記少なくとも一部（１３，１３’，２９）は、配向可能制御面を構成し、
該配向可能制御面の、前記関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りの回転は、少なくとも１つの被駆動アクチュエータ（２０）によって制御され、
この場合において、
少なくとも１つの動的振動制御用コンピュータ（１８）を備えた自己制御型動的振動防止システムを具備し、
前記コンピュータ（１８）は、前記少なくとも１つの被駆動アクチュエータ（２０）を制御することにより、前記配向可能制御面を、前記関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに、ｂを前記各ロータをなすブレードの数としΩを前記各ロータの回転周波数としさらにＫを１以上の整数としたときに、少なくともＫｂΩの程度の周波数で回転させ、これにより、前記胴体（２）および前記固定ウィング（５，５’）および前記安定板付き尾翼（４）における、少なくとも、前記各ロータ（９）の回転によって生成する振動を、少なくとも減衰できるようになっていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項３】
請求項２記載の転換式航空機において、
前記少なくとも１つの被駆動アクチュエータ（２０）は、渦巻フラッター現象に対抗し得るよう、前記配向可能制御面（１３，１３’，２９）の前記回転を、一時的に、ＫｂΩよりも小さな、４〜６Ｈｚの程度の周波数へと変更されるようになっていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項４】
請求項２または３記載の転換式航空機において、
前記少なくとも１つの被駆動アクチュエータ（２０）は、尾翼シェイク現象に対抗し得るよう、前記配向可能制御面（１３，１３’，２９）の前記回転を、一時的に、ＫｂΩよりも小さな、一般的には４Ｈｚの程度とされる数Ｈｚの程度の周波数へと変更されるようになっていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項５】
請求項２〜４のいずれかに記載の転換式航空機において、
前記アクチュエータが、弾性手段（２５）による静的作用および動的調整作用に抗して、前記配向可能制御面（１３，１３’，２９）を操作する励起ラム（２０）とされ、
該励起ラム（２０）は、自己調節型とされた少なくとも１つの前記動的な振動制御用コンピュータ（１８）によって自動的に駆動制御され、
該コンピュータ（１８）は、前記胴体（２）および／または前記ロータ（９）および／または前記安定板付き尾翼（４）上の少なくとも１つの所定箇所に配置されたセンサから受領した信号（１９）に基づいて、前記ラム（２０）を駆動制御するようになっていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項６】
請求項５記載の転換式航空機において、
前記センサが、負荷センサ、または、加速度メータセンサ、または、ジャイロメータセンサ、であることを特徴とする転換式航空機。
【請求項７】
請求項５または６記載の転換式航空機において、
前記弾性手段（２５）が、前記配向可能面（１３，１３’，２９）の静的な力を吸収するとともに、動的な観点からは、前記弾性手段（２５）の硬さが、少なくとも前記配向可能面（１３，１３’，２９）と前記ラム（２０）の可動部（２３）とからなる可動アセンブリの慣性と結合することによって、二次共鳴システムを形成し、前記可動アセンブリの共鳴周波数が、前記ラム（２０）の励起周波数と一致するように調節されていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項８】
請求項７記載の転換式航空機において、
前記可動アセンブリ（１３，１３’，２９；２３）が、ｋを前記弾性手段（２５）の硬さとしＩを前記可動アセンブリ（１３，１３’，２９；２３）の慣性としたときに、
【数１】
0004405704.tif 000004
によって表される共振周波数（ｆ）を有し、
前記ラム（２０）の励起周波数が、ｂΩが実質的にｆに等しくなるよう、通常はｂΩに一致するよう調節されていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項９】
請求項８記載の転換式航空機において、
前記２つのロータ（９）が、３個のブレードを有してなるロータとされ、
前記ラム（２０）の励起周波数が、通常は、実質的に２０Ｈｚに等しくなるように調節されていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１０】
請求項５〜９のいずれかに記載の転換式航空機において、
前記センサが尾翼シェイクおよび渦巻フラッターのいずれかの証拠を示す信号（１９）を検出したときには、前記ラム（２０）の励起周波数が、一時的に、４Ｈｚ〜６Ｈｚという周波数へと調節され、その後、実質的にｂΩという周波数へと戻されるようになっていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１１】
請求項５〜１０のいずれかに記載の転換式航空機において、
前記励起ラム（２０）が、操縦制御によっても駆動制御できるようになっていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１２】
請求項１１記載の転換式航空機において、
前記操縦制御が、曲がり制御であることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１３】
請求項１１または１２記載の転換式航空機において、
前記励起ラム（２０）が前記操縦制御によって駆動制御されている時には、前記振動制御用コンピュータ（１８）による前記励起ラム（２０）の制御がキャンセルされるようになっていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１４】
請求項２〜１３のいずれかに記載の転換式航空機において、
前記ウィング外側構造部（１３，１３’）が、前記関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに全体が回転できるようになっており、エレボンを構成していることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１５】
請求項２〜１３のいずれかに記載の転換式航空機において、
前記ウィング外側構造部（２７）の前記回転部分（２９）が、固定部分（２８）の後方エッジのところに配置されたエレボン回転部分とされていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１６】
請求項２〜１５のいずれかに記載の転換式航空機において、
前記各固定ウィング（５，５’）が、対応する前記ナセル（６）と前記胴体（２）との間に位置するとともに前記転換式航空機（１）に対して実質的に横方向に向いた第２関節結合軸（Ｙ’−Ｙ’）回りに回転する少なくとも１つの内側制御面（１５）を備えていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１７】
請求項２〜１６のいずれかに記載の転換式航空機において、
前記固定ウィング（５，５’）が、前記胴体（２）の上部に対して固定された高所ウィングであることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１８】
請求項１７記載の転換式航空機において、
前記高所ウィング（５）が、前記胴体（２）の上部に対して隆起していることを特徴とする転換式航空機。
【請求項１９】
請求項１７または１８記載の転換式航空機において、
前記固定高所ウィング（５）が、前記胴体（２）と前記ナセル（６）との間において、上向き上反角（正の上反角）を有していることを特徴とする転換式航空機。
【請求項２０】
請求項１９記載の転換式航空機において、
前記ナセル（６）よりも外側において、前記ウィング外側構造部（１３）が、上向き上反角を有していることを特徴とする転換式航空機。
【請求項２１】
請求項１９記載の転換式航空機において、
前記ナセル（６）よりも外側において、前記ウィング外側構造部（１３）が、ゼロという上反角を有している（実質的に水平とされている）ことを特徴とする転換式航空機。
【請求項２２】
請求項１９記載の転換式航空機において、
前記ナセル（６）よりも外側において、前記ウィング外側構造部（１３）が、下向き上反角を有しており、これにより、前記転換式航空機（１）の前記固定ウィング構造が、実質的にカモメ型翼の形態とされていることを特徴とする転換式航空機。
【請求項２３】
請求項２〜２２のいずれかに記載の転換式航空機において、
前記ウィング外側構造部（１３，１３’，２７）の前記回転部分（１３，１３’，２９）の前記関節結合軸（Ｙ−Ｙ）が、前記固定ウィング（５，５’）の捻り中心に対して前後方向のどちらかにずらされていることを特徴とする転換式航空機。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、飛行機モードとヘリコプターモードとの双方で飛行可能であるとともに、少なくとも１つの胴体と、少なくとも１つの安定板付きの少なくとも１つの尾翼と、胴体の両サイドにおいて側方へと延出された少なくとも２つのウィングを有した固定ウィング構造と、ヘリコプターモードにおいて２つのナセルのうちのそれぞれ対応するナセルによって支持されかつ回転駆動される少なくとも２つのロータを有した回転ウィング構造と、を具備し、各ナセルは、胴体とそれぞれ対応するナセルとの間にわたって延在する２つの固定ウィングのうちのそれぞれによって支持され、各ロータは、対応固定ウィング上において対応ナセルのうちの、ロータを支持している少なくとも１つの前部と一緒に、胴体に対してほぼ横方向を向いた傾斜軸回りに傾斜可能であるようにして、取り付けられており、これにより、ヘリコプターモードと、ロータがプロペラとして動作する飛行機モードと、の間において転換可能とされたタイプのロータ傾斜型転換式航空機に対してなされた改良に関するものである。
【０００２】
【従来の技術および発明が解決しようとする課題】
公知なように、転換式航空機は、特に離着陸時には、ヘリコプターモードまたはヘリコプター構成でもって動作することができる。ヘリコプターモードにおいては、ロータが、固定ウィングよりも上方において、ほぼ鉛直方向を向く軸回りに回転し、これにより、航空機を浮上させることができる。また、転換式航空機は、飛行機モードまたは飛行機構成でもって動作することができる。飛行機モードにおいては、ロータが、固定ウィングに対して傾斜し、プロペラのように動作することができる。
【０００３】
各ロータは、それぞれのエンジンに対してそれぞれのトランスミッションを介して連結されたシャフトを有している。トランスミッションとエンジンとは、それぞれの固定ウィングによって支持された対応ナセル内に収容されている。１つの相互連結シャフトによって、２つのトランスミッションが連結されている。このため、２つのエンジンのうちの一方のエンジンが故障した場合であっても、２つのロータを、他方のエンジンによって回転駆動することができるようになっている。
【０００４】
米国特許明細書第５，０５４，７１６号には、このタイプの転換式航空機の第１の例が記載されている。この場合、各ロータと、その駆動手段であるそれぞれ対応するエンジンおよびトランスミッションとは、傾斜アセンブリを形成しており、ロータブレードとハブとは例外として、ナセル内に収容されている。そして、これら全体は、それぞれ対応する固定ウィングの外側端において片持ち式でもって回転可能に取り付けられている。
【０００５】
このような構成は、多くの欠点を有している。これら欠点は、仏国特許出願明細書第９９  ０３７３５号に記載されており、この文献には、それら欠点を克服するような、この種のタイプの転換式航空機の他の構成が記載されている。この文献においては、各トランスミッションは、ロータを回転駆動する前方減速ギヤアセンブリと、この前方減速ギヤアセンブリに対して係合しているとともに対応するエンジンに対して連結された後方減速ギヤアセンブリと、を備えている。後方減速ギヤアセンブリは、２つのトランスミッション間を連結する相互連結シャフトに対して連結されている。２つのナセルの各々は、関節結合されており、それぞれ対応する固定ウィングに対して固定された後方部材と、この後方部材上において傾斜軸回りに傾斜可能に取り付けられた前方部材と、を備えている。この場合、ナセルの後方部材内に、それぞれ対応するエンジンと、それぞれ対応するトランスミッションの後方減速ギヤアセンブリの少なくとも一部と、が収容されている。前方減速ギヤアセンブリとロータシャフトとは、傾斜可能とされたナセル前方部材内に収容されており、後方部材および対応固定ウィングに対して、前方部材と一緒に傾斜可能とされている。
【０００６】
ナセルの全体がロータと一緒に固定ウィングに対して傾斜するかあるいは関節結合型ナセルの前方部材だけがロータと一緒に固定ウィングに対して傾斜するかといったような上記構成にかかわらず、上記タイプの転換式航空機においては、振動制御という観点において、ヘリコプターモードにおいて振動制御が困難であるという新たな問題点が存在する。より詳細には、ロータと可能であればエンジンとがウィング外側端において傾斜するという転換式航空機の構成においては、ヘリコプターにおいて行われているような方式である共鳴防止部材の挿入による振動除去方式によって、振動を除去することが非常に困難である。
【０００７】
これに対し、コンピュータによって駆動される共振器や力発生器を使用した振動除去システムを使用することが、公知である。しかしながら、このようなシステムは、一般に、重量という点において非常に不利となってしまうような、スプリング−質量アセンブリを備えている。
【０００８】
さらに、上記タイプの転換式航空機においては、飛行機モードにおける横揺れ制御は、通常、配向可能な複数の配向制御面を使用することによりもたらされる。各配向制御面は、各固定ウィングの後端に沿って設置され、航空機に対して実質的に横方向を向いた軸回りに回転可能とされている。配向制御面は、また、飛行機モードにおいて、低速時に付加的な揚力を航空機に対してもたらすために使用され、さらに、ヘリコプターモードにおいて、ウィングのオフセットパワーを低減するために使用される。
【０００９】
横揺れ制御が迅速な動力学を要することにより、各固定ウィングは、後端に沿って、比較的多数のそのような制御面を有している。これら配向制御面は、かなり多数の駆動源によって駆動され得る必要があり、複雑な機械的リンクによって連結することができる。複雑な機械的リンクは、特に、２つのウィングと交差しての配向制御面の負方向配向（上向き配向）と非対称配向とを可能とする。配向制御面は、フラップとしての機能とエルロン（補助翼）としての機能とを果たすことができしたがって揚力増大面としてまた曲がり制御面として機能することができることのために、フラッペロンとして公知である。複雑な機械的リンクは、配向制御面の配向を可能とするのと同時に、フラッペロンとして公知のこのような配向制御面の非対称配向に関連したランナウェイロール状況というリスクを制限する。米国特許明細書第５，０９４，４１２号には、先の米国特許明細書第５，０５４，７１６号における転換式航空機に関して、複雑構造手段と、エレボンとしても公知のこのようなフラッペロンの複雑な制御を行うことと、が開示されている。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
本発明の目的は、主に、ロータによって引き起こされる励起に実質的に対抗するためのかなり大きな質量を付加することを回避しつつも、振動の動的制御という観点から、上記タイプの転換式航空機を改良することである。二次的には、そのような航空機において、飛行機モードにおける横揺れ制御を容易とすることである。
【００１１】
この二次的な目的に関し、改良の目的は、飛行機モードにおける横揺れという観点から、航空機の制御手段および制御操作を単純化することであり、好ましくは、同時に、揚力の増大化とオフセットパワーの低減化という機能を果たす操作手段を単純化することである。
【００１２】
本発明は、さらに、（前もって飛行機モードからヘリコプターモードへの転換を必要とすることなく）飛行機モードにおいて着陸し得るような能力を、上記タイプの転換式航空機に対して付与するという改良に関するものである。この可能性は、ロータの位置にかかわらず航空機に対して損傷を与えることなく着陸を可能とするという転換式航空機において、ロータ傾斜機構の問題点を低減することができる。
【００１３】
さらに、飛行機モードにおいて双方のエンジンが故障した場合でも、飛行機モードにおいて降下することができ、滑空することができ、さらに、着陸前にヘリコプターモードへとロータを傾斜させる必要なく着陸することができ、特に安全性という観点から有利である。よって、乗員の作業量を軽減することができる。
【００１４】
しかしながら、飛行機モードにおいて転換式航空機が着陸するという能力は、通常は、ロータのサイズを小さくすることによって行われている。あるいは、場合によっては、乗員がロータを交換することによって行われている。この構成は、ウィング傾斜式として知られている転換式航空機の第３の公知構成をなす。この場合、航空機ウィングは、ナセルと一緒に傾斜軸回りに、全体がまたは一部が回転する。
【００１５】
さて、ロータのサイズを小さくすることは、ＶＴＯＬ（鉛直方向離着陸）タイプの航空機の性能に影響を与えることが知られている。これら影響には、次のようなものがある。
−空中停止飛行時のおよび低速飛行時の性能が、悪くなってしまうこと。これは、ロータによる揚力効率が、サイズの減少とともに急速に低下するからである。よって、例えばナセルおよびロータと一緒にウィングが傾斜する実施形態においては、ロータの下方におけるウィングの効果を目立たせないようにすることによって得られる見かけのゲインが除去される。
−ロータ円における負荷（ロータ円の面積によって割算した最大質量）の増大に関連した外部ノイズが増加してしまうこと。
−ロータ円における負荷の増大に関連して、気流によって自動的に回転する能力が低下してしまうこと。
【００１６】
本発明の第２の目的は、ヘリコプターモードにおいておよび飛行機モードとヘリコプターモードとの間の転換時において良好な振舞いのための周期的縦揺れ制御（ウィング傾斜という実施形態においては通常は存在しない）かつ集中的縦揺れ制御を行いつつホバーリング（空中停止）飛行を行うに際し最適の性能をもたらすようなサイズとされた比較的大きなサイズのロータを使用することによって、上記欠点を克服することである。そのような大きなサイズのロータは、固定ウィングに対して傾斜可能とされる。そのため、このタイプのウィング構造に特有の利点を有している。特に、部分的にまたは完全に傾斜したウィングの場合と比較して、ヘリコプターモードにおける前方飛行時の抵抗を制限するという利点をもたらし（エンジン故障時の離陸に際しての性能を向上させる）、転換時の振舞いを良好なものとする。加えて、転換式航空機のウィング構造は、比較的大きなサイズのロータの存在にかかわらず、飛行機モードでの着陸を可能とし得るよう構成されている。
【００１７】
上述したような本発明の第１目的を達成する効果によって、本発明による転換式航空機は、各固定ウィングには、胴体からナセルへと向かう実質的に幅方向においてそれぞれのナセルよりも外側に、少なくとも１つのウィング外側構造部が設置され、この少なくとも１つのウィング外側構造部の少なくとも一部は、ロータおよびナセルの少なくとも前部とは個別的に、転換式航空機に対して実質的に横方向に延在する関節結合軸回りに回転するとともに、配向可能制御面を構成し、この配向可能制御面の、関節結合軸回りの回転は、ｂを各ロータをなすブレードの数としΩを各ロータの回転周波数としさらにＫを１以上の整数としたときに、少なくともＫｂΩの程度の周波数であるように、少なくとも１つの被駆動アクチュエータによって、制御され、これにより、胴体および固定ウィングおよび安定板付き尾翼における、少なくとも、各ロータの回転によって本来的に生成する振動を、少なくとも減衰できるようになっている。
【００１８】
通常動作時にロータによって生成される振動の制御すなわちロータによる本来的な自然振動であってロータ回転軸上に生成される振動の制御とは別に、配向可能なウィング外側制御面を使用することにより、渦巻フラッターや尾翼シェイクといった現象の一方または双方によって引き起こされる振動の動的制御を行うことができる。渦巻フラッター現象は、飛行機モードにおける高速飛行時にロータと対応ウィングとの間におけるルーピングに起因する空気力学的不安定性である。尾翼シェイクは、転換式航空機の尾翼ブームやナセル後部や胴体後部の振動に対応している。この場合、尾翼ブームやナセル後部や胴体後部が、ロータからの後流（気流の乱れ）によって励起され、数Ｈｚという周波数で進展し、多くの場合、４Ｈｚ近辺の周波数で進展する。この動的制御は、与えられた最大速度に対しておよび／または航空機の最大速度を増大させるに際して、固定ウィングの硬さをしたがって質量を減少させることができる。
【００１９】
この目的に対し、配向可能制御面の回転は、渦巻フラッター現象に対抗し得るよう、被駆動アクチュエータによって、一時的に、ＫｂΩよりも小さな、４〜６Ｈｚの程度の周波数へと変更される。あるいは、尾翼シェイク現象に対抗し得るよう、被駆動アクチュエータによって、一時的に、ＫｂΩよりも小さな、一般的には４Ｈｚの程度とされる数Ｈｚの程度の周波数へと変更される。
【００２０】
動的振動制御システム内に組み込まれたときには、ウィングの先端に配置された小さく駆動されるエルロンとして動作するあるいは動的空気力学的フラップとして動作するエレボンとして配置された外側配向可能制御面は、ロータによって生成される励起に対抗するために使用される空気力学的力を生成し、付加的質量の追加を不要とする。
【００２１】
よって、上述したタイプの転換式航空機は、外側配向可能制御面すなわちウィング先端における被駆動エルロンや動的空気力学的フラップとして動作する外側エレボンをベースとした自己調節型振動対抗システムを備えている。この場合、制御面の配向角度すなわち入射角度は、少なくとも１つの操作アクチュエータを駆動制御する少なくとも１つのコンピュータによって制御される。この場合、第１アクチュエータは、周波数ｂΩで制御され、第２アクチュエータは、周波数２ｂΩで制御され、第３アクチュエータは、周波数３ｂΩで制御され、等である。これにより、ロータの励起力とは逆向きの空気力学的力が生成される。よって、胴体や安定板付き尾翼や固定ウィングやナセルの固定後部において存在している振動レベルを最小化することができる。この振動対抗システムは、飛行機モードにおいて動作するのに特に好適である。
【００２２】
この目的のために、有利には、アクチュエータは、弾性手段による静的作用および動的調整作用に抗して、配向可能制御面を操作する励起ラムとされ、この励起ラムは、少なくとも１つの動的かつ自己調節型振動制御用コンピュータによって自動的に駆動制御され、このコンピュータは、胴体および／またはロータおよび／または安定板付き尾翼上の少なくとも１つの所定箇所に配置された特に負荷センサや加速度メータセンサやジャイロメータセンサといったようなセンサから受領した信号に基づいて、ラムを駆動制御する。
【００２３】
有利には、弾性手段は、配向可能面の静的な力を吸収するとともに、動的な観点からは、弾性手段の硬さが、少なくとも配向可能面とラムの可動部とからなる可動アセンブリの慣性と結合することによって、二次共鳴システムを形成し、可動アセンブリの共鳴周波数が、ラムの励起周波数と一致するように調節されている。これにより、制御力を著しく小さくすることができ、したがって、ラムのサイズを著しく小さくすることができる。
【００２４】
実用的には、可動アセンブリは、ｋを弾性手段の硬さとし、Ｉを可動アセンブリの慣性としたときに、
【数２】
0004405704.tif 000002
によって表される共振周波数（ｆ）を有し、ラムの励起周波数は、ｂΩが実質的にｆに等しくなるよう、通常はｂΩに一致するよう調節される。
【００２５】
転換式航空機の２つのロータが、３個のブレードを有してなるロータとされ、ロータの公称回転速度が与えられたときには、ラムの励起周波数は、通常は、実質的に約２０Ｈｚに等しくなるように調節される。
【００２６】
加えて、尾翼シェイクおよび渦巻フラッターという現象に対抗するために、センサが尾翼シェイクおよび渦巻フラッターのいずれかの証拠を示す信号を検出したときには、ラムの励起周波数は、有利には、一時的に、約４Ｈｚ〜約６Ｈｚという周波数へと調節され、その後、それら現象が減衰されたときにはあるいは消滅したときには、実質的にｂΩという周波数へと戻される。
【００２７】
そのような（ナセルよりも外側における）外側配向可能面は、また、他方のナセルよりも外側の配向可能面とは、異なる命令を受領することができ、これにより、曲がりを制御するためのエルロンとして動作することができ、必要とされる迅速な動特性でもって、飛行機モードにおける横揺れを制御することができる。外側配向可能面によってもたらされるこのような横揺れ制御は、固定ウィングの後方エッジ上の内側（ナセルと胴体との間）配向可能制御面によるゆっくりとした揚力増減機能とは、切り離されている。
【００２８】
この変形例においては、各エレボンまたは各外側配向可能面の励起ラムが、特に曲がり制御といったような操縦制御（転換式航空機の乗員による操縦制御）によっても駆動制御できるようになっている。この場合、励起ラムが操縦制御によって駆動制御されている時には、振動制御用コンピュータによる励起ラムの制御は、キャンセルされるようになっている。
【００２９】
欧州特許公開明細書第０ ４１６ ５９０号および米国特許明細書第３，６６６，２０９号には、ウィング構造が、駆動ナセルよりも（翼幅に沿って）外側に、および、固定されたウィング内側部よりも外側に、空気力学的揚力生成用の回転可能面を有した転換式航空機が記載されている。しかしながら、各駆動ナセルは、回転軸回りにウィング部材と一緒に回転する。このことは、ウィング傾斜式構造として知られている転換式航空機の上記第３の公知構成であることを意味している。しかも、外側空力面およびその回転は、航空機の重心回りの姿勢の変動を修正することを意図している。したがって、外側空力面は、コックピットからの飛行制御によって駆動制御される制御面でしかない。各飛行制御または操縦制御は、横揺れや縦揺れや偏揺れに関する１つの軸回りに、航空機を移動させることができる。
【００３０】
この場合、上記回転可能面は、飛行機モードにおける飛行の曲がり（横揺れ軸回りの回転）を可能とする、あるいは、ヘリコプターモードにおける鉛直方向飛行における偏揺れの移動を可能とする、エルロンのようなものとすることができる。
【００３１】
本発明においては、ウィング外側構造部材の回転部分は、欧州特許公開明細書第０ ４１６ ５９０号および米国特許明細書第３，６６６，２０９号とは違い、エレボンである。エレボンの機能は、上述したように、航空機構造内における少なくとも上記３つのタイプの振動を最小化するための自己制御型のものである。すなわち、通常動作時におけるロータによって生成される振動と尾翼シェイク現象による振動と渦巻フラッターによる振動とという３つのタイプの振動を最小化するための自己制御型のものである。
【００３２】
本発明による外側配向可能面は、また、（２つのエンジンの故障時に）気流によって自動的にロータを回転させることによって航空機の降下速度を低減するために使用することができる。これにより、外側配向可能面を風に対して向けたときには、航空機に揚力を与えることに寄与する。
【００３３】
さらに、そのような外側配向可能面の存在は、ウィング構造の空気力学的長さを増大させるという影響をもたらす。したがって、誘起される抵抗を減少させ、これにより、上昇時や巡航飛行時や繊細な飛行時において、飛行機モードにおける性能を向上させる。よって、（エンジン故障時における）無動力飛行時の降下速度の低減化をもたらす。
【００３４】
従来のエルロンおよびフラップという実施形態との類似により、各ウィング外側構造部の回転部分すなわち配向可能制御面は、対応ナセルを超えたところにおける固定ウィングの先端部分を構成している固定部分の後方エッジのところに配置されたエレボン回転部分とすることができる。しかしながら、他の実施形態においては、各ウィング外側構造部は、関節結合軸回りに全体が回転できるものとされたウィング外側部分とすることができ、この場合には、ナセルよりも外側に位置したウィング構造部分の全体が、隣接ナセルに対してまた固定ウィングに対して関節結合回りに回転するエレボンとして構成することができる。
【００３５】
上述したような本発明の第２目的を達成するために、本発明による転換式航空機においては、固定ウィングが胴体の上部に対して固定された高所ウィングとされ、これにより、ナセルおよびロータが、飛行機モードにおける着陸を可能とし得るようなロータと地面との最小クリアランスを保証できるだけの十分な高さ位置とされている。このクリアランスおよび／またはロータ直径は、胴体の上部に対しての高所ウィングの取付位置を高くすることによって、増大する。
【００３６】
しかしながら、さらに有利には、固定高所ウィングは、胴体とナセルとの間において、上向き上反角（正の上反角）を有している。これにより、同時に、クリアランスおよび／またはロータ直径をさらに増大させることができ、胴体の上方における固定ウィングの隆起に基づく抵抗増大という不利を制限することができる。
【００３７】
胴体に対して隆起され上向き上反角を有した固定ウィングは、明らかに、ロータが飛行機モードとされた状態での着陸能力を改良する。
【００３８】
ナセルよりも外側において、外側配向可能制御面を有したまたはこのような外側配向可能制御面として構成されたウィング外側構造部は、正の（上向きの）上反角を有することができる、あるいは、ゼロという上反角を有することができる（実質的に水平とすることができる）。しかしながら、有利には、固定ウィングが正の上反角であることによる空気力学的に不利な影響を、少なくとも部分的に補償することができる。ウィング外側構造部は、負の（下向きの）上反角を有しており、これにより、転換式航空機の固定ウィング構造が、実質的にカモメ型翼の形態とすることができる。
【００３９】
上向き上反角を有した隆起高所取付ウィングに対して、ナセルよりも先端側に、正のまたはゼロのまたは負の上反角を有したウィング外側構造部材が設置されている構成に関連した特徴点は、転換式航空機の外側配向可能制御面の構造や配置や操作や制御に関連して上述した他の特徴点とは個別的に、上記タイプの転換式航空機において使用することができることに注意されたい。より詳細には、そのような外側配向可能面を、転換式航空機の固定ウィング構造のウィング先端に配置することができる。固定ウィング構造は、高所ウィングとしなくても良く、高所配置する必要もなく、正の上反角を有する必要もない。
【００４０】
【発明の実施の形態】
添付図面を参照した、本発明を限定するものではない例示としての以下の実施形態についての説明により、本発明がより明瞭に理解され、本発明の他の特徴点および利点が明瞭となるであろう。
【００４１】
図１〜図３に示す転換式航空機（１）は、飛行機の胴体のようなタイプの胴体（２）を備えている。胴体（２）には、前部に、コックピット（３）と、後部に、安定板付きのＴ字形尾翼（４）と、が設けられている。転換式航空機（１）は、さらに、２つの固定式高所ウィング（５）を備えている。この例においては、固定ウィングは、後退角がゼロとされているとともに一定の翼弦を有しており（平面視において矩形）、従来通り、胴体（２）の両側方に延出されている。各固定ウィング（５）は、長さ方向において胴体（２）とは反対側の外側端部分に、それぞれのウィング（５）に対して後部（７）において固定された関節結合駆動ナセル（６）を支持している。変形例においては、尾翼（４）は、他のいくつかの幾何形状のものとすることができる。例えば、十字形状やＶ字形状とすることができ、あるいは、２重安定板を有したものとするものとすることができ、あるいは、他の構成とすることができる。転換式航空機には、１つまたは不安定板を有した１つまたは複数の尾翼（４）を設けることができる。
【００４２】
各ナセル（６）は、実質的にオジーブ（蛋形部）の形状とされた流線形前部（８）を有している。前部（８）は、ナセル（６）の固定後部（７）に対してしたがって対応する固定ウィング（５）に対して、胴体（２）に関して横方向をなす傾斜軸（Ｘ−Ｘ）回りに、より詳細には転換式航空機（１）の長さ方向軸（Ａ−Ａ）を通過する長さ方向対称面に対して実質的に垂直な傾斜軸（Ｘ−Ｘ）回りに、傾斜し得るように取り付けられている。
【００４３】
航空機がこのような空気力学的構成とされているときには、傾斜軸（Ｘ−Ｘ）は、転換式航空機（１）の長さ方向軸（Ａ−Ａ）に対して垂直でありかつ固定ウィング（５）の空気力学的圧力の中心を通る直線を含有している平面に対して平行とされている。傾斜軸（Ｘ−Ｘ）は、固定ウィング（５）の前方エッジから後方エッジに向けて固定ウィング（５）の弦の値の約２５％のところに位置した圧力中心線よりもわずかに後方に位置している。
【００４４】
各ナセル（６）の傾斜前部（８）には、ロータ円（９）の形態で概略的に図示されている例えば３ブレードタイプまたは４ブレードタイプといったようなロータが、ロータ軸回りに回転可能であるようにして、また、ナセル前部（８）に対して軸（Ｘ−Ｘ）回りに傾斜可能であるようにして、取り付けられている。各ロータ（９）は、回転駆動のためのシャフトを有しており、このシャフトは、仏国特許出願明細書第９９  ０３７３５号において詳細に記載されている構成と同様に、トランスミッションを介して、ナセル（６）の固定後部（７）内に固定されたタービンエンジンユニットに対して連結されている。この構成の詳細については、仏国特許出願明細書第９９  ０３７３５号を参照することができ、この文献は参考のためここに組み込まれる。
【００４５】
傾斜軸（Ｘ−Ｘ）回りにおけるロータ（９）やナセル（６）の傾斜前部（８）の傾斜状態にかかわらず、タービンエンジンユニットの一方または他方が故障したときにでも２つのロータ（９）を駆動するために、２つのトランスミッションは、図３において符号（１０）によって概略的に図示されている相互連結シャフトによって、互いに連結されている。ロータ（９）の２つのトランスミッションに対しての相互連結シャフト（１０）による様々な可能な連結に関しての詳細についても、仏国特許出願明細書第９９  ０３７３５号を参照することができる。相互連結シャフト（１０）は、本質的に、２つの直線部分から構成されており、各直線部分は、固定ウィング（５）の長さ方向に沿って、胴体（２）とそれぞれ対応するナセル（６）との間にわたって延在している。相互連結シャフト（１０）は、長さ方向軸（Ａ−Ａ）に対して垂直でありかつ傾斜軸（Ｘ−Ｘ）を含む平面に対して、実質的に平行であるとともに、その平面に対し、例えば固定ウィング（５）の後方側へと、オフセットされている（図３参照）。相互連結シャフト（１０）の２つの直線部分は、胴体（２）の上部において互いに連結されており、固定高所ウィング（５）を胴体（２）の上部に対して固定しておりかつ胴体（２）から隆起している隆起ボックス構造（１１）の中に収容された駆動ユニットアセンブリに対して、連結されている。
【００４６】
対応ナセル（６）の傾斜前部（８）に対して傾斜した各ロータ（９）を、このナセル（６）の固定後部（７）内に収容されたタービンエンジンユニットによって、あるいは、他方の固定ウィング（５）のナセル（６）内に収容された他方のタービンエンジンユニットにより駆動される相互連結シャフト（１０）によって、ロータ軸回りに回転駆動可能とするために、双方のエンジンの回転速度の差をキャンセルし得るようフリーホイール特性を有した各トランスミッションは、トランスミッション前方部材すなわちトランスミッション前部減速ギヤアセンブリを備えている。トランスミッション前部減速ギヤアセンブリは、ロータ（９）のシャフトを駆動するものであって、ナセル（６）の傾斜前部（８）内に収容されており、傾斜軸（Ｘ−Ｘ）回りに傾斜可能とされている。前部減速ギヤアセンブリは、トランスミッション後方部材すなわちトランスミッション後部減速ギヤアセンブリに対して、常に係合状態とされている。トランスミッション後部減速ギヤアセンブリは、傾斜可能とはされておらず、動力伝達のために、相互連結シャフト（１０）の対応端部に対しておよび対応タービンエンジンユニットの出力シャフトに対して、常に係合している。傾斜不可能とされている後部減速ギヤアセンブリは、タービンエンジンユニットに対して、ナセル（６）の後部（７）に対して、相互連結シャフト（１０）に対して、および、固定ウィング（５）に対して、固定された位置関係とされている。後部減速ギヤアセンブリは、ナセル（６）の固定後部（７）内に部分的に収容されており、可能であれば、ナセル固定後部（７）と対応ウィング（５）との間の流線形コネクタすなわち整形板の少なくとも一方内に収容されている。
【００４７】
転換式航空機（１）は、符号（８’）が付されたナセル前部上においてロータが符号（９’）で示されているとともにヘリコプターモードとしての動作のために各ロータ（９’）が実質的に鉛直方向を向いた軸回りに回転駆動されるヘリコプターモードと、符号（８）が付されたナセル前部の前方において各ロータが符号（９）で示されている（図１〜図３）とともに飛行機モードとしての動作のために実質的に飛行方向を向いた軸回りに回転駆動されるプロペラとして各ロータが機能する飛行機モードと、の間にわたって各々が傾斜可能とされた２つの傾斜ロータを備えている。
【００４８】
実用的には、各ナセル（６）の傾斜前部（８）は、仏国特許出願明細書第９９  ０３９５６号に記載されているように、このナセル（６）の固定後部（７）の２つの側方延出部材間における中央後部を介して傾斜する。
【００４９】
エンジンに対してのエアの良好な供給を確保するために、固定後部（７）には、下部空気取入口（１２）が設けられており、この下部空気取入口（１２）は、ナセル（６）の傾斜前部（８）の下方において前方側に開口している。
【００５０】
隆起ボックス構造（１１）によって胴体（１２）よりも高所に設置されている固定ウィング（５）は、正の上反角を有している（図２参照）。すなわち、固定ウィング（５）の各々は、ナセル（６）を支持している先端部分（外側端部分）が、胴体（２）に対しての連結部をなす隆起ボックス構造（１１）よりも、上方に位置している。よって、ナセル（６）は、したがって、ロータ（９）は、地面よりも高所に配置される。このため、ロータ（９）が比較的大きな半径のものであったにしても、ロータ（９）が飛行機モードとされた状況において航空機（１）が着陸できるよう、ロータ（９）と地面との間に十分な着陸クリアランスを確保することができるようになっている。とりわけ、双方のエンジンが故障した場合には、ロータ（９）は、エンジンから解放され、気流によって自動的に回転することとなる。とにかく、ロータ（９）がエンジンによって駆動されていてもあるいは静止していても、航空機は、飛行機モードで着陸することもできる。
【００５１】
高所ウィング（５）に対して正の上反角を与えることにより、航空機（１）は、ロータ（９）の位置にかかわらず、損傷なく着陸することができる。このことは、傾斜可能なロータ（９）を使用しているシステムの危険性を低減する。飛行機モードにおいて双方のエンジンが故障したときには、航空機は、滑空によって降下することができ、着陸前にロータ（９）をヘリコプターモードへと傾斜させる必要なく、着陸することができる。
【００５２】
固定ウィング（５）を高所に位置させるために胴体（２）よりも隆起ボックス構造（１１）が隆起することによって形成されたフリースペースは、隆起ボックス構造（１１）内に収容された中間ギヤボックスによって駆動される例えば交流電源や流体圧ポンプ等といったような付加的設備の収納のために使用することができ、相互連結シャフト（１０）をなす２つの直線部分どうしの相互連結に寄与する。このことは、各ナセル（６）内におけるエンジンとトランスミッション後方部材との収容をより容易なものとし、また、ナセル（６）のサイズ低減化を可能とする。
【００５３】
固定ウィング（５）を正の上反角とすることは、飛行機モードでの着陸を可能とし得るだけの十分な高さにまでロータ（９）を位置させ得るだけでなく、ヘリコプターモードにおいておよび飛行機モードとヘリコプターモードとの間の転換時において良好な振舞いのための周期的かつ集中的縦揺れ制御を行いつつホバーリング（空中停止）飛行を行うに際し最適の性能をもたらすようなサイズとし得るよう十分に大きなサイズのロータ（９）を使用することを可能とする。
【００５４】
さらに、胴体（２）上へと固定ウィング（５）を高所配置するための隆起ボックス構造（１１）の存在による抵抗力発生という観点からの不利は、正の上反角を有した固定ウィング（５）を使用することによって制限される。
【００５５】
正の上反角を有した固定ウィング（５）から派生するこのような利点は、固定ウィングであることによる利点に加えて、特に、部分的にまたは完全に傾斜したウィングの場合と比較してヘリコプターモードにおける前方飛行時の抵抗を制限するという利点をもたらし、ウィング（５）が失速をもたらさないことにより転換時の振舞いを良好なものとする。ヘリコプターモードにおける前方飛行に際してのこのような抵抗の制限は、エンジン故障時の離陸に際しての性能を向上させる。
【００５６】
本発明による転換式航空機（１）の他の特徴点においては、航空機（１）のウィング構造は、各固定ウィング（５）の実質的に延長上において、各ナセル（６）よりも外側にすなわち胴体（２）からは遠い方の端部に、ウィング外側構造部（１３）を備えている。このウィング外側構造部（１３）の少なくとも一部は、航空機（１）に対して実質的に横方向を向いた関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに回転することができ、好ましくは、航空機（１）の長さ方向軸（Ａ−Ａ）に対して垂直な平面内に含まれている。すなわち、ロータ（９）の傾斜軸（Ｘ−Ｘ）に対して平行でありかつナセル（６）の少なくとも前部（８）とトランスミッションの前方部材とを有する平面内に含まれている。
【００５７】
図１〜図３に示す例においては、各ウィング外側構造部（１３）は、関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに、全体が回転可能とされたウィング外側部分である。２つのウィング外側構造部（１３）の各々は、平面視において実質的に台形形状であって（図３参照）、直線状前方エッジと直線状後方エッジとが、側方へと向かうにつれて先端側へと互いに収束しているとともに小さな先端整形板（１４）によって互いに連結されている。各ウィング外側構造部（１３）は、配向制御可能な制御面を構成している。関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りにおける各制御面の回転は、操縦制御用コンピュータ内に組み込むことができるコンピュータによって駆動される例えばラムといったようなアクチュエータによって、制御される。このような配向可能面（１３）は、ナセル（６）を超えたところにおいて固定ウィング（５）の先端に配置された被駆動エルロンおよび／または動的空気力学的フラップとしての機能を果たす。したがって、配向可能面（１３）は、縦揺れ制御面としておよび曲がり制御面として動作することができるエレボンを構成する。関節結合軸（Ｙ−Ｙ）は、各エレボン（１３）の入射角を制御することができ、関節結合軸の操作ラム（図示せず）は、エレボン（１３）の配向制御のために、コンピュータによって、常に従動的に駆動制御される。
【００５８】
ナセル（６）よりも外側に配置されエルロンとして動作する配向可能エレボン（１３）は、飛行機モードにおける横揺れという点において、航空機（１）の制御を可能とする。この横揺れ制御は、迅速な動的応答を要するものである。そのため、ナセル（６）と胴体（２）との間において固定ウィング（５）の後方エッジに沿って設置された配向可能制御面であって内側エルロンおよび／またはフラップ（１５）を構成している制御面によってもたらされる揚力増減機能とは、隔離されている。内側エルロンおよび／またはフラップ（１５）は、数的に少なく、関節結合軸（Ｙ’−Ｙ’）回りに回転可能とされ、胴体（２）に対して実質的に横方向に延在している。例えば、１個の固定ウィング（５）につき、２個の内側エルロンおよび／またはフラップ（１５）が設置される（図２および図３参照）。
【００５９】
その結果、この少数の内側配向可能面（１５）は、少数のゆっくりとした動的アクチュエータによって制御することができる。よって、単純な構成とすることができて経済的である。加えて、内側配向可能面（１５）の構造を単純化することができるとともに、内側配向可能面（１５）の数を、１個の固定ウィング（５）について１個の内側配向制御面（１５）へと減らすことさえ可能である。２つの固定ウィング（５）間の非対称配向が必要になるにつれて、負配向（上向き配向）の必要性が消失する。この変形例において、この状況下では、２つの配向可能面（１５）間の機械的リンクは、単純な方法で、単にフラップとして動作し一般的にはエレボンとしても動作することができる配向可能面（１５）の非対称配向に応答した横揺れという観点から航空機（１）が制御できなくなるというリスクをカバーすることができる。
【００６０】
飛行機モードにおける航空機（１）の横揺れ制御という二次的機能に加えて、外側配向可能面（１３）（または、外側エレボン（１３））は、主に、自動的に駆動される空気力学的フラップとして使用することができる。このような自動的に駆動される空気力学的フラップは、動的な振動制御をもたらす。特に、ロータ（９）に関して本来的な自然振動であってロータ回転軸に生成される自然振動の制御をもたらす。さらに、尾翼シェイクや渦巻フラッターとして公知の現象に関連した振動の制御をもたらす。尾翼シェイクや渦巻フラッターは、本質的に、飛行機モードにおいて高速飛行をしている際の、ロータ（９）と固定ウィング（５）との間の連結に由来する空力弾性的不安定性である。図４および図５を参照して詳細に後述するような動的制御においては、図２の左側において概略的に図示しているように、特にロータ（９）によってもたらされる励起力（Ｆ１）に対抗し得るよう、エレボン（１３）上に空気力学的力（Ｆ２）を発現させる。この場合、ラムを駆動しているコンピュータからの命令を受領することによって、各エレボン（１３）のラムを操作することにより、常にかつ自動的に、エレボンの入射角度の変動を制御する。コンピュータは、例えば胴体（２）やロータ（９）や安定板付き尾翼（４）の各所といったような転換式航空機上の様々なところに設置された加速度計やジャイロメータセンサや負荷センサからの信号に基づいて、命令を計算する。各外側エレボン（１３）に対しては、操作ラムに対して負荷が印加されていない時にはエレボン（１３）を中性位置に戻すよう付勢する弾性手段の作用に抗して、関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに入射角を制御することができる。弾性手段は、さらなる機能を有している。１つは、エレボン（１３）に対しての静的な力を吸収するという機能である。これにより、対応する操作ラムを緩和することができる。そのため、可動部（本質的に、エレボン（１３）、および、操作ラムの可動部）の慣性と、弾性手段の動的な硬さと、の結合によって、二次共鳴システムが形成される。可動部の共鳴周波数は、励起周波数に調節される。これにより、制御に要する力をかなり小さくすることができ、したがって、操作ラムのサイズをかなり小さくすることができる。
【００６１】
よって、外側エレボン（１３）の制御によって導入された付加的空気力学的力に基づいた動的自己制御型かつ自己調節型振動対抗システムが形成され、これにより、特に胴体（２）や安定板付き尾翼（４）や固定ウィング（５）やナセル（６）の非傾斜後部（７）といったような航空機（１）の非回転部分のすべてにおける振動を最小化することができる。
【００６２】
したがって、動的振動制御に際しての外側エレボン（１３）の使用により、与えられた最大速度に対しておよび／または航空機（１）の最大速度を増大させるに際して、固定ウィング（５）の硬さをしたがって質量を減少させることができる。
【００６３】
外側エレボン（１３）は、フラップとして使用されたときには、双方のエンジンが故障した場合であっても、航空機の下降速度を低減することができる。この場合、２つのロータ（９）は、気流によって自動的に回転することとなり、エレボン（１３）が気流内に向けられたときには、飛行機モードとされた航空機（１）に揚力を与えることに寄与する。
【００６４】
最後に、実際に固定ウィング（５）の外側端にエレボン（１３）設置していることにより、エレボン（１３）は、ウィング構造の空気力学的長さを増大させる。このことは、誘起される抵抗を減少させる。したがって、上昇時や巡航飛行時や繊細な飛行時において、飛行機モードにおける性能が向上する（つまり、無動力飛行時の下降速度が減少する）。
【００６５】
図２に示すように、外側エレボン（１３）は、先端整形板（１４）において誇張されているように、わずかに負の（下向きの）上反角を有している。したがって、固定ウィング（５）の上反角とは逆向きにおいて、固定ウィング（５）の正の上反角がもたらすすべての影響を、補償することができる。
【００６６】
また、部分的に傾斜可能とされたナセル（６）を使用することにより（エンジンとトランスミッション後方部材とがナセルの固定後部（７）内に収容され、ロータ（９）とトランスミッション前方部材とナセル（６）の前部（８）とが傾斜可能とされている構成を使用することにより）、ナセル（６）に対しての外側エレボン（１３）の構造的連結を容易なものとし得ることは、理解されるであろう。
【００６７】
変形例においては、外側エレボンすなわちウィング外側構造部（１３）は、上反角をゼロとすることも、あるいは、実質的に固定ウィング（５）の上反角の延長をなすようにして正の上反角を有するものとすることも、できる。しかしながら、ウィング外側構造表面（１３）は、主ウィンドウ構造をカモメ型翼とし得るよう、わずかに負の上反角を有したものとすることが好ましい（図２参照）。
【００６８】
図４において一部を概略的に示している変形例においても、各固定ウィング（５’）は、胴体（２）の上部に対して高所に固定されており、正の上反角を有している。この例においては、平面視において前方エッジ（１６）の後退角がゼロとされかつ後方エッジ（１７）が負の後退角を有した台形形状とされ、２つの内側エレボン（１５）が設けられている。固定ウィングは、外側部分において、ナセル（６）を支持しており、このナセル（６）の少なくとも前部（８）は、ロータ（９）と一緒に傾斜する。外側エレボン（１３’）は、平面視において固定ウィング（５’）の前方エッジ（１６）および後方エッジ（１７）のそれぞれに対して実質的に連続する前方エッジおよび後方エッジを有した台形形状を有するものであって、ナセル（６）よりも外側において、関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに、外側エレボンの全体が回転可能であるように取り付けられている。この変形例においては、内側エレボン（１５）の関節結合軸（Ｙ’−Ｙ’）は、航空機に関して垂直方向を向くとともに外側エレボン（１３’）の関節結合軸（Ｙ−Ｙ）を含有する平面に対して、傾斜している。この点は、内側エレボン（１５）の関節結合軸（Ｙ’−Ｙ’）と、外側エレボン（１３）の関節結合軸（Ｙ−Ｙ）と、が互いに平行な横方向平面内に位置しているような、図１〜図３における例とは、相違している。
【００６９】
図５は、図４に示す外側エレボン（１３’）の、関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りにおける、配向制御の様子を概略的に示している。外側エレボン（１３’）を使用した自己調節型振動対抗システムを形成するために、各外側エレボン（１３’）の配向角度が、コンピュータ（１８）によって制御される。コンピュータ（１８）は、航空機の特に胴体（２）やロータ（９）や安定板付き尾翼（４）上の様々なポイントに配置されたジャイロメータや負荷センサといったような付属装置からの信号（１９）を受領する。コンピュータ（１８）は、直線状ラムとされた励起ラム（２０）を従動的に駆動する。励起ラム（２０）のシリンダ（２１）は、例えばナセル（６）の固定後部（７）の近傍の固定ポイント（２２）に対して、あるいは、固定ウィング（５’）上の固定ポイント（２２）に対して、固定されている。一方、ラム（２０）のピストンロッド（２３）は、関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに回転可能であるようにしてエレボン（１３’）に対して固定された小さなレバー（２４）を駆動する。この駆動は、スプリング（２５）の静的作用および動的調整作用に抗して行われる。スプリング（２５）は、一端においてレバー（２４）を付勢しており、他端が、ナセル（６）近傍における固定ポイント（２６）上に、あるいは、固定ウィング（５’）上における固定ポイント（２６）上に、固定されている。よって、ラム（２０）の下側において両端矢印でもって概略的に示すようなラムロッド（２３）の前後進直線移動は、図５においてエレボン（１３’）の前方部分において湾曲した両端矢印でもって示す方向における関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りにおけるエレボン（１３’）の回転移動へと、変換される。よって、コンピュータ（１８）とラム（２０）とによって駆動される外側エレボン（１３’）の配向角度により、ロータ（９）の励起力（例えば、図２におけるＦ１）とは逆向きの、空気力学的力（例えば、図２におけるＦ２）を生成することができる。よって、特に飛行機モードにおいて、航空機の胴体や安定器付き尾翼や固定ウィングの振動レベルを最小化することができる。概略的には、ロータ（９）の励起は、図１〜図４の例においては、外側エレボン（１３’または１３）上の揚力によって、対抗される。上述したように、スプリング（２５）は、エレボン（１３’）の静的な力を吸収し、ラム（２０）を緩和することができる。また、スプリング（２５）の動的な硬さと、主にレバー（２４）付きエレボン（１３’）とラム（２０）のピストンロッド（２３）とスプリング（２５）とからなる可動アセンブリの慣性と、が結合することによって、二次共鳴システムを形成し、可動アセンブリの共鳴周波数は、ラム（２０）の励起周波数と一致するように調節される。これにより、ラム（２０）から伝達する制御力を低減することができ、したがって、ラム（２０）のパワーとサイズとを小さくすることができる。
【００７０】
操縦制御によってラム（２０）が制御されるときには、振動制御用コンピュータ（１８）によるラム（２０）の制御がキャンセルされ、これにより、エレボン（１３，１３’）を縦揺れ制御面または曲がり制御面として動作させることができることに注意されたい。
【００７１】
よって、例示するならば、平面視において弦長さが０．５６ｍとされかつ幅が０．２５ｍとされた実質的に矩形形状であるとともに±５°という配向角度でもって駆動される外側エレボン（１３，１３’）であれば、１０００Ｎという励起力および飛行機モードにおける航空機の約１５０ｍ／ｓという最大速度に対しては、１個のエレボンあたりの見積り質量が約２ｋｇとなり、十分な作用をもたらすことができる。
【００７２】
振動レベルの変化に対して動的な力によって良好な影響をもたらすためには、エレボン（１３，１３’）は、エレボンの重心が、関節結合軸（Ｙ−Ｙ）上における回転中心よりも前方側に位置するように形成される。この場合、エレボンの回転中心は、圧力の空気力学的中心に位置している。これにより、空気力学的力によるモーメントを避けることができる。このことは、駆動力を最小化する。
【００７３】
ナセル（６）よりも外側における各ウィング外側構造部は、全体が配向可能面である必要はない。すなわち、図４の変形例を図示している図６に概略的に示されているように、ウィング外側構造部（２７）における前方エッジに沿った前部は、固定されたウィング外側部分（２８）とされている。この固定されたウィング外側部分（２８）の後方側に、配向可能部分（２９）が取り付けられている。配向可能部分（２９）は、関節結合軸（Ｙ−Ｙ）回りに回転可能に取り付けられており、エルロンとしておよび／またはフラップとして動作する配向可能制御面を構成している。したがって、配向可能部分（２９）は、先の例におけるエレボン（１３，１３’）と同様のものである。
【００７４】
図１〜図３における例や図４における例や図６における例においては、外側エレボン（１３，１３’，２９）は、関節結合軸（Ｙ−Ｙ）が固定ウィング（５，５’）の捻り中心を実質的に通過している場合には、ナセル（６）の固定構造内にあるいは固定ウィング（５，５’）の固定構造内に、剪断力および曲げモーメントを導入するものの、捻りモーメントをほとんど導入することがないあるいは全く導入することがない。
【００７５】
エレボン（１３，１３’，２９）の関節結合軸（Ｙ−Ｙ）を、固定ウィング（５，５’）の捻り中心に対して前後方向のどちらかにずらすことにより、エレボンは、付加的に、固定ウィング（５，５’）の構造内に、捻りモーメントを導入することができる。このような捻りモーメントは、渦巻フラッターという現象が発生した場合に、この現象に対抗するために、必要とされる。
【００７６】
例示したすべての実施形態においては、エレボン（１３，１３’，２９）は、転換式航空機の構造内において、少なくとも上記タイプの振動を、主には渦巻フラッターや尾翼シェイクといった現象に起因する振動や、通常動作時のロータにより生成される振動を、減衰するために自己制御される。
【００７７】
渦巻フラッター現象に関しては、例えば突風の影響やウィングに硬さを付与しているウィング部材の破損等といったような状況下において、転換式航空機の一方のロータ（９）が回転平面からずれてしまった場合には、このロータ（９）をなすブレードの入射角の寄生振動が起こり、これは、このロータ（９）を励起しズレを引き起こすような付加的な空気力学的力を導入することは理解されるであろう。したがって、対応する固定ウィング（５，５’）が変形し、これにより、ロータ回転平面からのロータ（９）のズレを助長する。そして、固定ウィング（５，５’）がこのようなズレを減衰させ平衡位置にまでアセンブリを復帰させ得るに十分なほどの硬さを有していない場合には、上記現象が進展してしまい、ウィング（５，５’）をなす部材やロータ（９）をなす部材が破損してしまうこととなる。
【００７８】
その場合、ウィング（５，５’）の移動は、全体的な曲がりおよび捻れ移動であり、特に、ウィング（５，５’）の主には鉛直方向移動を引き起こす。この移動、および、この移動に基づく振動は、正に、エレボン（１３，１３’，２７）によって減衰させさらには除去すべき移動および振動である。
【００７９】
このような不安定現象は、およそ４〜６Ｈｚという程度の周波数に対応する。
【００８０】
尾翼シェイクとして公知の振動現象に関しては、これは、転換式航空機のナセル（６）の後部（７）および胴体（２）の後部の振動である。このような振動は、これら後部が、ロータ（９）からの後流（気流の乱れ）によって励起されることに起因する。このような振動は、数Ｈｚという周波数で進展し、多くの場合、４Ｈｚ近辺の周波数で進展する。
【００８１】
通常動作時のロータ（９）によって生成される振動に関しては、すなわち、ロータ（９）に固有の振動であってロータ回転軸上に生成される振動に関しては、このような振動が、特にＫｂΩおよび（Ｋｂ±１）Ωという、３つのレベルであることが知られている。ここで、ｂは、ブレードの数であり、Ωは、各ロータ（９）の回転周波数であり、Ｋは、１以上の整数である。しかしながら、ロータの励起の性質（フラッピングまたは抵抗）にかかわらず、また、励起周波数のレベルおよび位置（Ｋ＝１，２，３，４，…）にかかわらず、固定参照平面内における励起やフラッピングによる励起や曲げおよび捻りによる励起は、ＫｂΩという周波数において起こる。
【００８２】
言い換えれば、固定軸内においては、すなわち、転換式航空機の胴体（２）や安定板付き尾翼（４）や固定ウィング（５，５’）やナセル（６）の固定後部（７）においては、ＫｂΩという振動だけが、観測される。
【００８３】
人間（すなわち、乗客および乗員）にとって最も不快な周波数が低周波数であることにより、Ｋ＝１の場合のｂΩという周波数の振動を、特に転換式航空機の２つのロータ（９）が３個のブレードからなるロータである場合には３Ωという周波数の振動を、少なくとも減衰させ可能であれば除去することが、優先的に行われる。各ロータ（９）の公称回転速度を４００ｒｐｍとすれば、Ωは、６〜７Ｈｚの程度となり、除去しなければならない励起力の周波数が、１８〜２１Ｈｚの程度、すなわち約２０Ｈｚの程度、となる。これは、比較的大きな駆動周波数である。
【００８４】
本質的にエレボン（１３’）とそのレバー（２４）とラム（２０）のピストンロッド（２３）とスプリング（２５）とを備えてなる可動アセンブリの共鳴周波数が、ｋをスプリング（２５）の硬さ、Ｉを可動アセンブリの慣性としたときに、
【数３】
0004405704.tif 000003
によって表される図５に示すような周波数（ｆ）であることにより、可動アセンブリは、共鳴周波数（ｆ）が、３個のブレードからなるロータ（９）の場合には約２０Ｈｚであるような減衰すべき主周波数（ｂΩ）に対して一致するように、構成される。
【００８５】
まず最初に、コンピュータ（１８）は、励起周波数が、ｆに等しいｂΩに一致するように、ラム（２０）を駆動する。これにより、ラム（２０）に対して供給する力が最小であるようにして、エレボン（１３，１３’，２９）を駆動することができる。共鳴周波数で振動する機械的システムを駆動するためには、非常に小さな付加的エネルギーしか必要とされない。したがって、小さなサイズのラム（２０）を使用することができ、これは、特に質量と容量とを低減したいという要望に適合する。
【００８６】
したがって、エレボン（１３，１３’，２９）は、限定された小さな寸法のものとされ、そのため慣性が小さく、２０Ｈｚという程度の周波数で容易に駆動することができる。このことは、システムに対して、良好な動特性をもたらす。
【００８７】
例示するならば、２つのロータ（９）の各々の直径が約９〜１０ｍであるとともに２つのロータ（９）の軸どうしの間の距離が１２〜１５ｍであるような転換式航空機に対して、平面視において矩形であるようなエレボンは、カーボンファイバ製であるとともに、４ｋｇという質量であり、さらに、例えば弦長さが０．５ｍでありかつ幅が０．５ｍであるといったようにして平面視における面積が０．２５ｍ2 であるような、エレボンとされる。このエレボンは、５°という平均入射角にセットされる。
【００８８】
ｂΩという振動を主に減衰させるというこの機能は、内側フラップ（ナセル（６）と胴体（２）との間に配置されたフラップ）によっては、いかようにしても達成し得ないこと、また、固定ウィングの内側部材の傾斜によっては、いかようにしても達成し得ないこと、ことは理解されるであろう。その理由は、いずれの場合においても、特に固定ウィングの弦長さと固定ウィングの厚さ（弦長さに比例する）とによって決定されるこれら内側部材のサイズが大きいことにより、これら内側部材の回転慣性が非常に大きいからであり、このため、十分に大きな駆動周波数を得ることができないからである。特に、内側フラップの経路バンドが小さすぎるため、動作周波数は、２〜３Ｈｚの程度にしかならない。
【００８９】
図５に示す自己制御型かつ自己調節型動的振動対抗システムに関する説明に話を戻すと、このシステムは、動的増幅効果を良好に使用できるという利点を有している。これにより、可動アセンブリがエレボン（１３’）とレバー（２４）とラム（２０）のピストンロッド（２３）とスプリング（２５）とからなる場合に、エレボン（１３’）の駆動が、ラム（２０）に対しての非常に小さな制御力によって得ることができる。動的機械的システムとして動作したときには、図７におけるベル形状によって概略的に図示されているように、非常に大きな増幅効果がもたらされる。この場合、図７は、周波数（ｆ）の関数として、ラム（２０）の励起強度に対してのエレボン（１３’）の移動度合いの比（ｅ／ｄ０）の変化を、示している。比（ｅ／ｄ０）のこのような増幅効果は、固有周波数がｂΩという周波数に一致するように可動アセンブリが構成されることにより、図５の可動アセンブリ（１３’−２４−２３−２５）の共鳴周波数において最大とされる。よって、最大の増幅効果は、ｂΩという周波数において得られる。尾翼シェイク現象が起こる４Ｈｚという程度の周波数（ｆｔｓ）に対しての増幅比、および、渦巻フラッター現象が起こる実質的に４〜６Ｈｚという例えば５Ｈｚという程度の周波数（ｆＷＦ）に対しての増幅比は、図７における曲線の頂部における例えば４という程度の増幅比よりは小さいものの、常に１よりも大きい。図５のシステムは、例えば周波数ｂΩといったように、一度にはただ１つの励起周波数に対してしか最大効率でもっては対抗することができないことは、理解されるであろう。しかしながら、このシステムは、周波数ｂΩにおける振動を最大効率でもって減衰し得るように構成されているけれども、最大効率ではないものの、例えばｆｔｓやｆＷＦといったような他の周波数における振動も、減衰させることができる。
【００９０】
しかしながら、転換式航空機上のセンサが渦巻フラッターや尾翼シェイクといったような現象の兆候を検出したときにこれらの現象に起因する振動を減衰させるためにはまた可能であれば除去するためには、コンピュータ（１８）は、通常の動作周波数がｂΩとされているラム（２０）の励起周波数を、一時的に、渦巻フラッターの場合には４〜６Ｈｚの周波数とするように、また、尾翼シェイクの場合には４Ｈｚの程度の周波数とするように、命令する。コンピュータ（１８）は、その後、渦巻フラッターや尾翼シェイクといったような現象が十分に減衰された直後にはあるいは除去された直後には、ラム（２０）の励起周波数を、周波数ｂΩへと戻す。コンピュータ（１８）は、渦巻フラッターや尾翼シェイクといったような現象の減衰や除去の様子を、センサから受領した情報（１９）に基づいて決定することができる。
【００９１】
同様に、ロータ（９）の回転周波数（Ω）が変化した場合にも、この変化が負荷センサや加速度センサやジャイロメータセンサによって検出され、コンピュータ（１８）は、ラム（２０）の励起周波数を、新たに決定された周波数ｂΩに一致するように、調節することができる。よって、コンピュータ（１８）は、ロータ（９）の回転周波数の変動に、一般的には回転周波数の大きさの限定された変動に、適応することができる。
【００９２】
よって、エレボン（１３，１３’，２９）は、転換式航空機上の様々な場所に設置されたセンサからの信号（１９）を受領しこれら信号に基づき振動過程を識別するコンピュータ（１８）によって、減衰させるべきあるいは除去すべき振動現象の周波数に対して実質的に一致した周波数とされる。エレボンは、特に、上記のような様々な空力弾性的励起や振動励起を受けるアセンブリである２つのロータ（９）とエレボン（１３，１３’，２９）とからなるアセンブリから、胴体（２）に対して印加される励起力に対して敏感なものとされる。一般に、コンピュータ（１８）に対して信号を送出する負荷センサや加速度センサやジャイロメータセンサは、転換式航空機上の様々な場所に設置することができる。２つのエレボン（１３，１３’，２９）は、測定される振動レベルを最小化する構成が得られるまで、同一のコンピュータ（１８）によって一緒に制御される。
【００９３】
ウィングの先端にエレボン（１３，１３’，２９）を配置することは、固定ウィング（５，５’）の両端に設置されたナセル（６）よりも外側にエレボン（１３，１３’，２９）を配置することは、以下の理由のために、最適であると考えられる。
−実質的な励起が、ロータ（９）に起因するという理由。ロータ（９）自体が、固定ウィング（５，５’）の両端に配置されている。このことは、エレボン（１３，１３’，２９）による揚力の結果が励起力に近接しているほど（このため、固定ウィング（５，５’）に対しては、実質的なモーメントをもたらさない）、実質的な励起に対しての対抗が容易となることを意味している。
−エレボン（１３，１３’，２９）をナセル（６）よりも外側に配置することにより、固定ウィング（５，５’）自体上への、また、固定ウィングの制御フラップ（１５）に対しての、望ましくない相互作用を避けることができる。これに対し、高周波数で駆動されかつナセル（６）よりも内側に配置された（ナセル（６）と胴体（２）との間に配置された）エレボンの場合には、特に乱流妨害といったようなそのような望ましくない相互作用が、フラップ（１５）上に誘起されてしまうこととなる。
−負荷が一定の場合に、固定ウィング（５，５’）とナセル（６）とからなるアセンブリの形態の変形が最大となるのは、固定ウィング（５，５’）とナセル（６）とからなるアセンブリよりも外側に配置されたエレボン（１３，１３’，２９）の場合である。したがって、図５におけるエレボン（例えばエレボン１３’）とスプリング（例えばスプリング２５）とを備えてなるシステムの有効性は、エレボンが固定ウィングとナセルとからなるアセンブリよりも外側に配置された場合に最大となる。言い換えれば、負荷が一定の場合に、外力の作用が、負荷と角度変位（回転）との積に等しいことにより、最大効率は、固定ウィングとナセルとからなるアセンブリよりも外側における撓みおよび／または動的回転の結果として、得られる。
【００９４】
上記のようにして、転換式航空機に、質量や重心や構造的分散や回転速度条件にかかわらず飛行機モードにおける飛行中に最適の調節能力を有した動的かつ自己調節式振動対抗システムを、装備することができる。これは、胴体（２）やロータ（９）上に設置された加速度センサやジャイロメータセンサや負荷センサからの信号に基づいて、例えばコンピュータ（１８）といったような１つまたは複数のコンピュータが、振動に対抗することを意図した空気力学的力を生成するための例えば外側エレボン（１３，１３’，２９）といったような外側エレボンを操作するための例えばラム（２０）といったようなラムを駆動制御する命令を、決定するからである。ラムによって駆動制御されるエレボンによってもたらされる空気力学的力は、常に、振動レベルに応じて調節される。そのため、振動レベルは、例えば最小２乗法基準や他の基準といったような所定基準内において、最小化される。
【００９５】
当然のことながら、上述したような本発明は、仏国特許出願明細書第９９  ０３７３５号や仏国特許出願明細書第９９  ０３９５６号に記載されているような、関節結合された駆動ナセルを有したタイプの転換式航空機に限定されるものではなく、米国特許明細書第５，０５４，７１６号に記載されているような、駆動ナセルがロータと一緒に傾斜するタイプの転換式航空機に対しても、適用可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  カモメ型翼とされた固定ウィング構造と先端ウィング構造部とを備えた転換式航空機の第１実施形態を示す側面図であって、先端ウィング構造部は、関節結合軸回りに全体的に回転する先端ウィング部として構成され、そのため、非駆動エルロンとして動作しおよび／または動的空気力学的フラップとして機能するエレボンを形成している。
【図２】  同、正面図である。
【図３】  同、平面図である。
【図４】  飛行機モードにおける第２実施形態の一部を示す概略的な平面図である。
【図５】  図４の例における先端配向可能面と、その動作制御手段と、を示す概略的な断面図である。
【図６】  図４の実施形態の変形例を示す図である。
【図７】  周波数の関数として、図５における機械的システムにおける、制御ラムの励起強度に対してのエレボンの移動度合いの増幅効果を示すグラフである。
【符号の説明】
１    ロータ傾斜型転換式航空機
２    胴体
４    安定板付き尾翼
５    固定ウィング
５’  固定ウィング
６    ナセル
８    前部
９    ロータ
１３    外側エレボン（配向可能面、ウィング外側構造部）
１３’  外側エレボン（配向可能面、ウィング外側構造部）
１８    振動制御用コンピュータ
１９    信号
２０    励起ラム（被駆動アクチュエータ）
２３    ピストンロッド（可動部）
２５    スプリング（弾性手段）
２７    ウィング外側構造部
２８    固定されたウィング外側部分（固定部分）
２９    外側エレボン（配向可能面、回転部分）
【図１】
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【図３】
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【図２】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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