(57)【要約】  本発明は、構造骨格（５）と、前記構造骨格（５）と一体化した揚力および推進力を得るための少なくとも１つのメインロータ（１０）と、動力伝達ギアボックス（１１）および少なくとも１つのメインエンジン（１２ａ、１２ｂ）を備える前記メインロータ（１０）を駆動するためのドライブトレインとを備えるヘリコプターであって、前記構造骨格（５）に固定され、ヘリコプターのドライブトレインの故障の場合はヘリコプターの追加の揚力を供給することができるように構成される複数の追加のブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）をさらに備えることを特徴とする、ヘリコプターに関する。
2018529564.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
構造骨格（５）と、前記構造骨格（５）と一体化した揚力および推進力を得るための少なくとも１つのメインロータ（１０）と、動力伝達ギアボックス（１１）および少なくとも１つのメインエンジン（１２ａ、１２ｂ）を備える前記メインロータ（１０）を駆動するためのドライブトレインとを備えるヘリコプターにして、前記構造骨格（５）に固定され、ヘリコプターのドライブトレインの故障の場合はヘリコプターの追加の揚力を供給することができるように構成される複数の追加ブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）をさらに備えるヘリコプターであって、各ブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）が、構造骨格（５）に着脱自在に取り付けられることを特徴とする、ヘリコプター。
【請求項２】
構造骨格（５）が、揚力および推進力を得るためのメインロータ（１０）の近傍に配置される上部フレーム（６）をさらに備え、前記追加のブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）が、前記上部フレーム（６）に固定されることを特徴とする、請求項１に記載のヘリコプター。
【請求項３】
前記追加のブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）が、火工装置を備えることを特徴とする、請求項１または２に記載のヘリコプター。
【請求項４】
前記追加のブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）が、それぞれのものが同一の推進力を供給できるように構成されており、それらが収束点（Ｃ）と呼ばれる単一の点で交差する方向にスラスト力を加えるように前記構造骨格（５）に配置され、方向付けられることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のヘリコプター。
【請求項５】
前記収束点（Ｃ）が、追加のブースタ動力装置のスラスト力の合力が垂直であり、ロータマストの先端に加えられるように、ロータブレード（９）の平面においてロータ（１０）の中心に配置されることを特徴とする、請求項４に記載のヘリコプター。
【請求項６】
前記収束点（Ｃ）が、ヘリコプターの重心であることを特徴とする、請求項４に記載のヘリコプター。
【請求項７】
各ブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）に接続され、ヘリコプターのドライブトレインの故障の場合は各ブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）の起動を制御するように構成される制御ユニットを備えることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のヘリコプター。
【請求項８】
前記制御ユニットが、地面に近づくにつれて追加のブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）を自動的に起動することができるように構成されることを特徴とする、請求項７に記載のヘリコプター。
【請求項９】
前記構造骨格（５）上に均一に配置される４つの追加のブースタ動力装置（２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄ）を備えることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載のヘリコプター。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ヘリコプター、特に、メインエンジンの故障の場合に緊急揚力補助のための装置を備えたヘリコプターに関する。
【背景技術】
【０００２】
ヘリコプターは、従来、主伝達ギアボックスとターボエンジンなどの少なくとも１つのメインエンジンとを備えるドライブトレインによって駆動される、回転翼を形成する揚力および推進力を得るためのメインロータを備える。ヘリコプターの主伝達ギアボックスの目的は、特に、ロータの揚力をヘリコプターの構造全体に伝達することである。ヘリコプターはまた、反トルク手段を備えるが、これは、ドライブトレインに結合される第２のロータ、テールロータによって形成されることが多い。
【０００３】
シングルエンジンのヘリコプター、すなわちそのドライブトレインが単一のエンジンのみを備えるヘリコプターがある。また、マルチエンジンヘリコプター、特にツインエンジンまたはトリプルエンジンヘリコプター、すなわちそのドライブトレインがいくつかのエンジンを備えるヘリコプターもある。
【０００４】
問題のヘリコプターのタイプ（シングルエンジンまたはマルチエンジン）にかかわらず、ドライブトレインのエンジンの故障は、ヘリコプターの揚力および推進力を得るためのメインロータへのドライブトレインによって供給される動力を低減し、これは、ヘリコプターおよびその乗客にとって大災害を引き起こす結果となる場合がある。
【０００５】
たとえば、シングルエンジンヘリコプターの場合は、メインエンジンの動力の損失は、パイロットが緊急着陸のために自転という難しい操縦を引き受ける必要がある。ある特定の条件においては、この操縦は「難しい」着陸を招き、ヘリコプターに重大な損傷を引き起こす場合があるということを統計は示している。
【０００６】
したがって、追加の動力を極めて迅速に供給することができるヘリコプターに対する手段を設置して、この操縦の段階のいずれかにおいてロータ速度の急低下を防止することによってシングルエンジンヘリコプターの自転の安全な操縦を確実にすることが特に出願人によって提案されている。
【０００７】
また、マルチエンジンヘリコプターの場合は、十分な動力がヘリコプターロータのレベルで維持されるようになっている余剰動力を供給するために、特に出願人によってさまざまな解決策が提案されている。たとえば、提案されている解決策の１つは、一時的にその動力を増加させ、したがってエンジンの損失または故障を克服するように動作中のタービンに流体を注入することからなる。もう１つの解決策は、この動作中のタービンのガス発生器に機械的動力を供給することによる動作中のタービンに対する機械的補助からなる。もう１つの解決策は、ヘリコプターロータにまたはドライブトレインの主伝達ギアボックスに余剰動力を直接供給することからなる。
【０００８】
シングルエンジンまたはマルチエンジンのアプリケーションに関して提案された解決策は全て、メインロータのレベルで余剰動力を最終的に供給するためにヘリコプターのドライブトレインに余剰動力を供給することを目的としており、それにより、ロータ速度の急低下を制限し、したがってヘリコプターが飛行し続けるのに十分な揚力を維持するか、またはヘリコプターがそこで降下する速度を少なくとも減少させることができる。
【０００９】
これらのさまざまな解決策によって共有される欠点の１つは、揚力を得るためのメインロータ（主伝達ギアボックス、ロータ、ピッチ制御装置、テールロータ、等）の運動連鎖の機能不全が動力を供給することによって補償され得ないことである。したがって、提案された解決策のいずれによっても、メインロータの運動連鎖の機能不全を克服することができない。
【００１０】
そのうえ、マルチエンジンヘリコプターの場合は、エンジンのうちの１つの故障の場合にヘリコプターが飛行し続けることができるようにターボエンジンをオーバーサイズにすることが必要である。これらの特大のターボエンジンは、重量および燃料消費の点で不利益である。
【００１１】
そのうえ、文献米国特許第４６７６４５７号明細書においては、降下の速度を制限するために胴体に組み込まれた推進ユニットをヘリコプターに備え付けることが提案されている。しかしながら、必要に応じて余剰推進力を供給することができるようにヘリコプターに追加の装置を装備する解決策に関しては、これは、ヘリコプターおよびドライブトレインのより複雑な構造を必要とし、ヘリコプターをさらに重くし、これはまた、重量および燃料消費の点で不利益である。
【００１２】
したがって、出願人は、知られている解決策の欠点を克服する新規な解決策を探している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】米国特許第４６７６４５７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
本発明は、ヘリコプターのドライブトレインに応力を加えることなく、追加の垂直推力を発生させることができるヘリコプターを供給することを目的としている。
【００１５】
本発明はまた、本発明の少なくとも１つの実施形態において、ヘリコプターのドライブトレインとは無関係に、エンジン故障の場合に余剰動力を供給することを目的としている。
【００１６】
本発明はまた、本発明の少なくとも１つの実施形態において、揚力を得るためのメインロータの故障の場合を含めて、あるレベルの揚力を維持することができるヘリコプターを供給することを目的としている。
【００１７】
本発明はまた、本発明の少なくとも１つの実施形態において、重量または燃料消費に関して不利益な特徴を有さないこの種のヘリコプターを供給することを目的としている。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
このために、本発明は、構造骨格と、前記構造骨格と一体化した揚力および推進力を得るための少なくとも１つのメインロータと、動力伝達ギアボックスおよび少なくとも１つのメインエンジンを備える前記メインロータを駆動するためのドライブトレインとを備えるヘリコプターに関する。
【００１９】
本発明によるヘリコプターは、前記構造骨格に固定され、ヘリコプターのドライブトレインの故障の場合はヘリコプターの追加の揚力を供給することができるように構成される複数の追加のブースタ動力装置をさらに備える。
【００２０】
本発明によるヘリコプターは、各ブースタ動力装置が構造骨格上に着脱自在に取り付けられていることを特徴とする。
【００２１】
この追加の揚力は、特に、重大な状況でドライブトレインの動力の不足を補うことができる。
【００２２】
本文全体を通じて、ヘリコプターの構造骨格は、ヘリコプターの機体を形成するように一緒に組み立てられる、フレーム、クロスビーム、ピラー、ボックス、アーチ、プレート、等などの剛性部材から形成される剛構造体を表す。
【００２３】
したがって、本発明によるヘリコプターは、そのドライブトレイン（動力伝達ギアボックス、エンジン、ロータ、等）のいかなる故障も補い、ヘリコプターの構造骨格に固定される追加のブースタ動力装置を使用することによってある程度の揚力を維持することができる。換言すれば、本発明によるヘリコプターは、必要に応じて、揚力および推進力を得るためのヘリコプターのロータを必要とすることなく、追加の垂直推力を発生させることができる。本発明によるヘリコプターの追加のブースタ動力装置は、ヘリコプターの緊急揚力補助のための装置を形成する。
【００２４】
追加のブースタ動力装置はドライブトレインから独立しているので、それらは、あまり侵入的ではなく、通常の状況においてはヘリコプターの動きを変更しない。そのうえ、それらは、ヘリコプターの設計変更を必要としない。
【００２５】
また、本発明によるヘリコプターにより、追加のブースタ動力装置は必要な場合にのみ取り付けられるようになっている。特に、追加のブースタ動力装置は、この場合、異なるヘリコプターに備え付けることができる。たとえば、ヘリコプター飛行隊の複数のヘリコプターに備え付けるよう意図されているいくつかの追加のブースタ動力装置を有することができる。各ミッションについて、追加のブースタ動力装置は、このミッションのために選ばれた飛行隊からヘリコプターに取り付けられる。その後のミッションについて、もう１つのヘリコプターが選択される場合は、同じ動力装置が、この場合、第１のヘリコプターから取り外され、新たに選択されたヘリコプターに取り付けられ得る。
【００２６】
本発明によるヘリコプターは、知られているヘリコプターと比較して改善された安全性を提供する。
【００２７】
そのうえ、マルチエンジンヘリコプターの場合は、本発明は、ターボエンジンの起こり得る故障を補うためにエンジンをオーバーサイズにすることがもはや必要でないことを意味する。したがって、メインエンジンの消費率が改善される。
【００２８】
有利なことに、本発明によれば、構造骨格は、揚力および推進力を得るためのメインロータの近傍に配置される上部フレームを備え、追加のブースタ動力装置は、これらの上部フレームに固定される。
【００２９】
この有利な実施形態によれば、追加のブースタ動力装置は、メインロータの近傍に配置される構造骨格の上部フレームに固定される。これらの上部フレームは、垂直揚力をヘリコプターの機体に伝達する。ヘリコプターの構造骨格の上部のレベルにおける動力装置の配置により、動力装置の起動時の横揺れまたは制御不能の危険性を制限することができる。
【００３０】
有利なことに、本発明によれば、追加のブースタ動力装置は、火工装置を備える。
【００３１】
この有利な実施形態によれば、動力装置は、火工装置を使用する。これらの火工装置により、推力が多くのスペースを取ることなく非常に迅速に生成されるようになっている。これらの火工装置は、たとえば、固体推進剤ガス発生器、電気的に制御され、点火装置を起動させるためにコンピュータに接続される、固体推進剤を点火するための装置、およびガスのための排出ノズルを備える。
【００３２】
有利なことに、本発明によれば、追加のブースタ動力装置は、各々が同一の推進力を供給することができるように構成されており、それらが収束点と呼ばれる単一の点で交差する方向にスラスト力を加えるように、構造骨格に配置され、方向付けられる。
【００３３】
有利なことに、この変形によれば、収束点は、追加のブースタ動力装置のスラスト力の合力が垂直であり、ロータマストの先端に加えられるように、ロータブレードの平面においてロータの中心に配置される。
【００３４】
動力装置のこの配置および向きにより、スラスト力の垂直方向の合力を発生させることができる。さらに、構造骨格に加えられるトルクは、収束点においてゼロであり、これにより、動力装置に起因するヘリコプターの回転を引き起こす危険性が排除される。
【００３５】
有利なことに、本発明によれば、収束点は、ヘリコプターの重心である。
【００３６】
有利なことに、本発明によるヘリコプターは、各ブースタ動力装置に接続され、ヘリコプターのドライブトレインの故障の場合は各ブースタ動力装置の起動を制御するように構成される制御ユニットをさらに備える。
【００３７】
この制御ユニットは、たとえば、ヘリコプターを制御するための電子計算機である（英語の頭字語ＥＥＣＵでよりよく知られている）。この計算機は、たとえば、全自動デジタルエンジンコントロールに対して英略語ＦＡＤＥＣによって知られている、ターボエンジンを制御する装置と一体化される。また、制御ユニットは、ヘリコプターのターボエンジンのうちの１つに対して検出された故障に関連していったん臨界高度に達すると、動力装置の起動の自動制御のために高度計などのヘリコプターの高度を検出するための装置に接続され得る。この変形によれば、制御ユニットは、地面に近づくにつれて追加のブースタ動力装置を自動的に起動することができるように構成される。
【００３８】
本発明の有利な変形によれば、ヘリコプターは、構造骨格上に均一に配置される４つの追加のブースタ動力装置を備える。
【００３９】
また、本発明は、上述のまたは下述の特徴の一部あるいは全てによる組み合わせで特徴付けられるヘリコプターに関する。
【００４０】
本発明の他の目的、特徴、および利点は、単に非網羅的に与えられる次の説明を読み、添付の図を参照すると明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】本発明の１つの実施形態によるヘリコプターを形成するように緊急揚力補助のための装置を備えることを目的としているヘリコプターの概略図である。
【図２】本発明の１つの実施形態によるヘリコプターの一部を断面にした概略図である。
【図３】本発明のもう１つの実施形態によるヘリコプターの一部を断面にした概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００４２】
図面においては、縮尺および比率は、説明および明瞭さのために厳密に守られていない。次の詳細な説明全体を通じて、図を参照して、特に明記されていない限り、ヘリコプターの各要素は、ヘリコプターが水平である場合に配置されるように説明される。この配置が、図１から図３に示されている。
【００４３】
さらに、同一の、同様の、または類似した要素は、全ての図において同じ参照符号で示されている。最後に、縦方向の（ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ）、横向きの（ｔｒａｎｓｖｅｒｓｅ）、および垂直の（ｖｅｒｔｉｃａｌ）という用語は、図に示されるようにＬ、Ｔ、Ｖ軸系を基準にして非網羅的に使用されている。縦方向は、ヘリコプターの主方向に対応する。
【００４４】
図１は、構造骨格５を備えるヘリコプターを示している。この構造骨格５は、図１においては点線で示されている。この骨格は、ヘリコプターの機体を形成し、ヘリコプターの機体を形成するように一緒に組み立てられる、上部フレーム６、ピラー７、下部フレーム８、クロスビーム、等を備える。
【００４５】
ヘリコプターはまた、構造骨格５と一体化した揚力および推進力を得るためのメインロータ１０を備える。ロータ１０は、揚力および推進力を得るためにブレード９に連結される。ヘリコプターはまた、メインロータ１０を駆動するためのドライブトレインを備える。このドライブトレインは、動力伝達ギアボックス１１、および２つのメインエンジン１２ａ、１２ｂを備える。
【００４６】
図２は、図１のヘリコプターから始まって得られる本発明の１つの実施形態によるヘリコプターの概略図である。この図は、構造骨格５の上部フレーム、ピラー、下部フレーム、クロスビーム、等を示すように断面にしている。このヘリコプターは、図１と関連して説明された部材および要素に加えて、構造骨格５の上部フレーム６に固定された４つの追加のブースタ動力装置２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄを備える。各動力装置は、ヘリコプターのメインエンジン１２ａ、１２ｂの故障の場合はヘリコプターの追加の揚力を指令で供給することができるように構成される。
【００４７】
動力装置は、たとえば、固体推進剤ガス発生器と、固体推進剤を点火するための装置と、ガスを排出するためのノズルとを備える火工ロケットである。任意の他のタイプの動力装置が、本発明を実施するために使用され得る。
【００４８】
動力装置は全て、同一であり、同じ電力を供給することができるように構成されることが好ましい。それらは、たとえば、ねじ−ナット型のシステムを備えた固定カラーによって、構造骨格５の上部フレーム６に着脱自在に固定される。そのうえ、それらは、下向きのスラスト力を加えるように下方に向けられる。各動力装置２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄによって生成される推力は、参照文字Ｐの矢印で図２および図３において概略的に示されている。
【００４９】
有利な実施形態によれば、各動力装置からの揚力の供給が抑えられる。このために、動力装置は、それが生成することができる最大パワーが、ヘリコプターのメインエンジンの最大パワーの２０％程度であり、３０秒程度の時間の間であるように構成される。動力装置は、地面付近においてヘリコプターの下降をほんの一瞬遅くし、ヘリコプターの１つまたは複数のメインエンジンの故障の場合は飛行の継続を行わないようにのみ意図されている。
【００５０】
図３は、本発明のもう１つの実施形態によるヘリコプターの概略図であり、その場合、追加のブースタ動力装置２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄは、それらが収束点と呼ばれる単一の点で交差する方向にスラスト力Ｐを加えるように構造骨格５上に配置され、方向付けられる。この点は、図３においては文字Ｃで参照されている。また、図３の図は、構造骨格５の上部フレーム、ピラー、下部フレーム、クロスビーム、等を示すように断面にしている。図３の実施形態においては、収束点Ｃは、ブレード９の平面においてロータ１０の中心に配置される。この実施形態によれば、追加のブースタ動力装置２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄのスラスト力Ｐの合力は、垂直であり、これにより、ヘリコプターの横揺れおよび回転の危険性が制限される。
【００５１】
動力装置の起動は、各ブースタ動力装置に接続される制御ユニットによって制御され、ヘリコプターのドライブトレインの故障の場合は各ブースタ動力装置の起動を制御するように構成され得る。
【００５２】
また、この制御ユニットは、高度計または任意の同等の装置などのヘリコプターの高度を検出するための装置に接続され得る。この制御ユニットはまた、必要に応じて、たとえば緊急の場合には、障害物を回避し、または敵の砲火の下で回避行動を取るように、ミッション中にパイロットによって手動で制御され得る。
【００５３】
有利な実施形態によれば、動力装置のスラスト軸は、ヘリコプターの水平姿勢を確実にするように、ノズルまたはフラップ式の手段を用いて方向付け可能であり得る。
【００５４】
本発明は、説明された実施形態だけに限定されるものではない。また、本発明は、シングルエンジンのヘリコプターにも適用される。本発明はまた、緊急揚力補助を与えるための４つの追加のブースタ動力装置よりも多く（またはより少ない）のものを備えることができる。
【００５５】
そのうえ、詳細な説明は、ヘリコプターの構造骨格の上部フレームに取り付けられる動力装置を説明している。示されていない他の実施形態によれば、動力装置は、もちろん、特にヘリコプタースキッド上の構造骨格の任意の点に配置され得る。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【国際調査報告】
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2018529564.tif 000007
2018529564.tif 000008
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