(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ヘリコプターの回転翼の回転中および前記ヘリコプターの前進中に、該回転翼の各構成羽根（１）が先行の羽根によって発生した先端渦に当たることによって該回転翼が発生する騒音を減少させるために、前記羽根の各々の外側先端付近に後縁フラップ（２）を配置する方法であって、
−前記羽根（１）がピーク強度の前記騒音を招く先端渦を発生する時の少なくとも１つの前記羽根（１）の方位角についての値Ψｏを決定し、ここで、前記方位角は、航空機の長手方向軸線Ｘ−Ｘの後部に対応する０°方位角から前記羽根の回転方向に計算されるものであり、
−速度循環が最大になる各羽根（１）の部分（７）を決定し、
−前記先端渦（１０）に平行な少なくとも１つの補助渦（１１）を、速度循環が最大である前記羽根部分（７）と前記羽根の先端部分（３）との少なくともほぼ中間に位置する前記羽根の部分（８）に付随して発生するように、前記後縁フラップ（２）を各羽根（１）上に配置し
−前記フラップ（２）に、方位角に対して一定の値であるが、方位角の前記値Ψｏでは、前記補助渦（１１）が付随する前記羽根部分（８）付近の速度循環が最大速度循環の少なくともほぼ半分になるような偏向を加えることを特徴とする方法。
【請求項２】
前記羽根（１）の方位角の前記値Ψｏは、１２０°〜１５０°であることを特徴とする請求項１記載の方法。
【請求項３】
各羽根（１）は、前記羽根先端部分（３）まで延在した後縁フラップ（２）を有することを特徴とする請求項１または２項記載の方法。
【請求項４】
各羽根（１）は、前記羽根（１）の先端部材（１９）によって前記羽根先端部分（３）から隔てられた後縁フラップ（１８）を有することを特徴とする請求項１または２項記載の方法。
【請求項５】
速度循環は、揚力情報によって表され、
前記揚力情報は、前記羽根上で実施される圧力測定から生成され、このため、前記羽根の、速度循環が最大である前記部分内と、該部分と前記羽根先端部分とのほぼ中間に位置する羽根部分内とに圧力センサが配置されていることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載の方法。
【請求項６】
速度循環は、前記羽根で測定されたひずみ情報によって表されることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載の方法。
【請求項７】
前記羽根の、速度循環が最大である前記部分内と、該部分と前記羽根先端部分とのほぼ中間に位置する羽根部分内とにひずみ計が配置されていることを特徴とする請求項６記載の方法。
【請求項８】
ｄα／ｄｔが、前記フラップの偏向角αの時間変化率を表し、
Г７が、方位角Ψｏでの前記羽根付近の速度循環の最大値であり、
Г８が、方位角Ψｏでの前記補助渦（１１）が付随する前記羽根部分付近の速度循環の値であり、
Ｋが、一定の係数である時、
前記フラップの偏向法則は、
ｄα／ｄｔ＝Ｋ（Г７−２Г８）
であることを特徴とする請求項２乃至７のいずれか１項記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
本発明は、回転翼によって発生する、当該技術分野では一般的にＢＶＩ騒音と呼ばれる羽根−渦相互作用騒音を減少させる方法に関する。それはまた、そのような方法を実施する回転翼に関する。
【０００２】
低速飛行中、特に着陸前の下降時に、ヘリコプターまたは同様な航空機の回転翼の羽根は、後流の近くで動くと、渦すなわち先端付近に発生して一般的に「先端渦」と呼ばれる渦と相互作用する。これらの相互作用は羽根に加えられる圧力を急激に変動させて、渦が強いほど、また羽根の近くを通るほど、これらの圧力変動の振幅が大きい。これが、特に可聴周波数帯の大きい騒音の原因である。羽根−渦相互作用騒音は、下方および前方に、すなわちヘリポートの周囲に拡散するため、ヘリコプターの開発における最も困った騒音問題の１つである。特に騒音問題に関する国際基準の強化のため、それの減少が現在では主要な産業上の課題である。
【０００３】
ＢＶＩ騒音の強度を減少させるために、羽根先端渦の強度を減少させることと、それらの渦を羽根から離すことにある２つの方策が知られている。これらの方策は融合させてもよく、受動または能動手段で実行することができる。
【０００４】
たとえば、フランス特許第２６３６５９３号、ヨーロッパ特許第０４８２９３２号および国際特許第９７／０７０１９号は、渦の強度を減少させることを意図した羽根、特に羽根の先端の幾何学的形状によって形成された上記形式の受動手段を記載している。
【０００５】
この形式の受動手段は特に、ある飛行形態に対して最適化されている。それらは、一定の技術的簡略化という利点を有する。他方、それらの有効性は、飛行形態によって大きく左右される。すなわち、ＢＶＩ騒音の状態は、ヘリコプターの飛行速度および下降角度の関数として変化する。さらに、提案の技法は、ＢＶＩ騒音を発生しない飛行形態では不必要であり、その場合には一般的に回転翼の空力性能の点で不都合であることがわかっている。
【０００６】
ＢＶＩ騒音を減少させる能動手段は、たとえば、ヨーロッパ特許第０６８９９９０号および米国特許第５５８８８００号に記載されている。これらの書類の最初のものは、先端渦の強度および羽根からの距離を減少させるために、羽根の後縁および先端に空気ジェットを用いている。第２のものは、羽根の先端付近に後縁フラップを使用しており、このフラップの偏向が周期的であって、先端渦の垂直対流を加速し、それによってそれらを羽根から離すように定められている。
【０００７】
この形式の能動手段は、上記受動手段より技術的に複雑であるが、それらは航空機の飛行形態の関数として調整可能である。したがって、それらは必要時だけ作動させることができ、より広範な飛行範囲で最適化されるであろう。他方、それらの作動様式において、実際の飛行状態での飛行形態とそれらの制御との間に連続的な反作用関係がない。さらに、それらの作動様式は大きな動力を必要とする。特に、米国特許第５５８８８００号の装置の場合、回転翼に高力を与え、空力フラップを数度の振幅で２０Ｈｚ程度の振動数で振動させることができなければならない。
【０００８】
本発明の目的は、これらの欠点を解決することである。それは、後縁フラップを有する形式のＢＶＩ騒音を減少させる能動手段で、後縁フラップの偏向を実際の飛行状態に関連させてフィードバック制御することができ、それの作動に必要な動力が比較的小さいものに関する。
【０００９】
このため、本発明によれば、ヘリコプターなどの航空機の回転翼の回転中および航空機の前進中に、上記回転翼の各構成羽根が先行の羽根によって発生した先端渦に当たることによって前記回転翼が発生する騒音を減少させるために、上記羽根の各々の外側先端付近に配置された少なくとも１つの後縁フラップを実現する方法は、
−上記羽根がピーク強度の上記騒音を招く先端渦を発生する時の少なくとも１つの上記羽根の方位角についての値Ψｏを決定し、
−速度循環が最大になる各羽根の部分を決定し、
−上記先端渦に平行な少なくとも１つの補助渦を、速度循環が最大である羽根部分と上記羽根の先端部分との間に位置する上記羽根の部分に付随して発生するように、上記後縁フラップを各羽根に配置し、
−上記フラップの各々に、方位角に対して一定の値であるが、方位角の上記値Ψｏでは、上記補助渦が付随する上記羽根部分付近の速度循環が最大速度循環の特定割合になるような偏向を加えることを特徴とする。
【００１０】
本発明は、ＢＶＩ騒音が回転翼の回転軸線の周りに均一に発生するのではなく、各回転サイクル中に回転翼の各羽根が、負荷および羽根の幾何学的形状との間に関連性がある特徴、たとえば発生位置、大きさ、強度などを有する渦を発生することに基づいている。本出願人は特に、優勢なＢＶＩ騒音の原因となる羽根の先端渦が、何枚の羽根が回転翼を構成しているかに関係なく、特定方位角にある、一般的に航空機の長手方向軸線の後部に対応する０°方位角から羽根の回転方向に計算して１２０°〜１５０°、多くの場合にほぼ１３０°に位置する羽根によって発生することがわかった。したがって、ＢＶＩ騒音は、各回転サイクル中に、この特定方位角で発生した先端渦との相互作用に対応する少なくとも１つのピーク強度を含む。
【００１１】
方位角の値Ψｏは、速度循環が最大になる各羽根の部分と共に、計算か、試験によって決定することができる。
【００１２】
このため、本発明によれば、方位角ΨｏまたはΨｏ付近の方位角において、回転翼の羽根は、本発明を実施しない場合に羽根の先端で発生するような単一渦より弱い幾つかの渦を発生する。従って、本発明はこれらの単一渦の各々を、後続の羽根から離すのではなく、低速循環の幾つかの渦に分割することができる。その結果、ＢＶＩ騒音の大部分を減少させることができる。
【００１３】
もちろん、必要な場合は、本発明に従った方法を、羽根の方位角の単一の特定値Ψｏにではなく、発生した先端渦がＢＶＩの原因になる時の方位角の幾つかの値Ψｏ１、Ψｏ２、．．．Ψｏｎに適用することができる。
【００１４】
同様に、本発明によれば、各羽根に複数の後縁フラップを用いて、発生する渦を複数の補助渦に分割することも可能である。しかし、この場合、互いに接近しすぎた補助渦が結合して単一渦になる危険性がある。
【００１５】
また、本発明の好適な実施形態では、
−各羽根に１つの後縁フラップが用いられており、
−上記補助渦が付随する上記羽根部分は、速度循環が最大である上記部分と上記羽根の上記前記先端部分との少なくともほぼ中間に位置し、
−上記補助渦が付随する上記羽根部分の周囲の速度循環は、上記最大速度循環の少なくともほぼ半分である。
【００１６】
このため、各羽根は、方位角の値Ψｏおよびその付近において、羽根先端の単一渦のほぼ半分の循環を有する２つの渦を発生する。このように優勢なＢＶＩ騒音の原因となる先端渦が発生する時の単一の羽根方位角値Ψｏ付近で発生渦を２つの同様な渦に分割することによって、上記ＢＶＩ騒音が７ｄＢ程度減少することがわかっている。
【００１７】
もちろん、上記フラップは、公知の機械、電気、空気圧または油圧手段によって作動させることができる。
【００１８】
本発明に従った方法では、羽根の方位角値Ψｏでのフラップの偏向が、同方位角値での羽根の負荷によって決まり、実際に上記羽根部分付近で速度循環を実施する。
【００１９】
回転翼の各羽根は、羽根先端部分まで延在する後縁フラップを有することができる。上記羽根がこの１つのフラップだけを含む場合、このフラップは、上記羽根先端部分と、速度循環が最大である上記部分と上記羽根先端部分とのほぼ中間に位置する羽根部分との間に延在している。この場合、単一後縁フラップは、その先端に付随した２つの同様な渦を発生する。
【００２０】
変更例として、回転翼の各羽根は、上記羽根の先端部材によって上記羽根先端部分から隔てられた後縁フラップを有する。上記羽根がこの１つのフラップだけを含む場合、羽根先端部材は、上記羽根先端部分と、速度循環が最大である上記部分と上記羽根先端部分とのほぼ中間に位置する羽根部分との間に延在している。この場合、上記先端部分に付随した１つと、上記後縁フラップの先端に付随した他の２つとを含む３つの渦が発生する。フラップの内側先端に付随した渦が他の２つを妨害すること、および騒音の原因になることの両方またはいずれか一方を防止するために、上記フラップのスパンが比較的大きく、たとえば少なくとも３Ｃ（Ｃは羽根翼形の翼弦である）であることによって、フラップの上記内側先端が、したがってそれに付随した渦が他の２つの渦から上記回転翼の軸線の方向に離れることが好ましい。
【００２１】
しかし、各羽根がその羽根の先端の位置に１つのフラップだけを備えて、そのスパンが約０．４Ｃ〜３Ｃ、好ましくは１．２Ｃであることが好ましい。
羽根上の上記フラップの配置に関係なく、上記フラップの奥行きを０．１Ｃ〜０．４Ｃに、好ましくは０．２５Ｃに選択することが好都合である。
【００２２】
本発明に従った方法を実行するために、最大循環の羽根部分付近およびそれと先端部分との中間の部分付近の速度循環を集めるために、揚力情報、圧力情報またはひずみ情報を使用することができる。この情報は、センサからの送出、および搭載コンピュータでの計算の両方またはいずれか一方で得られる。
【００２３】
このため、本発明により、ＢＶＩ騒音、少なくとも特定値Ψｏで生じる先端渦による騒音の減少が得られるように、上記フラップを容易に制御することができる。このために、上記フラップの偏向角αをフィードバック制御することができる。
【００２４】
動力の理由から、フィードバック制御を特定値Ψｏだけでの上記フラップの偏向角αに関連させることが好都合である。
【００２５】
このように、本発明の主要な利点は、低動力と共に、小さい寸法の後縁フラップを実現することができることにある。すなわち、フラップの偏向は、飛行形態の変化時だけ変更される。したがって、フラップのフィードバック制御は、比較的長時間にわたる（一般的に１０分の数秒）低振幅移動を発生させる。この低動力によって、電気制御部およびフラップ用の電気的変形可能材料製の関節部分を用いることが可能になる。最後になるが、フラップは、各羽根で独立的に調整することができ、したがって、それらの特性および挙動の差をうまく処理することができる。
【００２６】
添付の図面は、本発明をいかに実施できるかを明らかにしている。図面では、同一参照番号で同様部材を表している。
【００２７】
図１は、回転軸線Ｚ−Ｚを有するヘリコプターの回転翼の羽根の１つを示しており、この回転翼はそれ以上には示されていない。
長手方向軸線Ｌ−Ｌを有する羽根１は、回転翼の回転軸線Ｚ−Ｚを中心に回転し、その回転中に、羽根１の方位角Ψが、ヘリコプター（図示せず）の長手方向軸線の後部Ｘ−Ｘから回転Ｚ−Ｚの方向に測定される。
【００２８】
さらに、羽根１は、羽根１の外側先端部分３まで延在して、その軸線２Ａ（図３を参照）を中心に回動することができる後縁フラップ２を有する。
【００２９】
周知のように、後縁フラップ２が存在しなければ、羽根１付近にそれのスパンＬ−Ｌに沿って速度循環が見られ、軸線Ｌ−Ｌ、Ｚ−Ｚの系で曲線４Ａ、４Ｂのプロフィールが示される。曲線４Ａ、４Ｂは、羽根１の付け根５から羽根の先端部分３に向かって増加して最大値６をとおる部分４Ａと、この最大値６から羽根の先端部分３でのゼロ値まで減少する弧状部分４Ｂとを示す。最大値６には、速度循環Γが最大値Γｍをとる羽根部分７が対応している。同様に、羽根１の先端にＢＶＩ騒音を生じる渦を発生するのは、曲線４Ａ、４Ｂのうちのこの減少部分４Ｂである。
【００３０】
また、本発明によれば、先端渦がＢＶＩ騒音のピーク強度の原因になる時の方位角Ψの少なくとも１つの値Ψｏにおいて、後縁フラップ２によって曲線４Ａ、４Ｂの部分４Ｂを変更する。一般的に、少なくとも１つの値Ψｏは、１２０°〜１５０°の間にあり、さらに一般的はこの値Ψｏはほぼ１３０°である。
【００３１】
フラップ２のスパンｅは、それが最大速度循環部分７と先端部分３とのほぼ中間に位置する羽根部分８付近から延在するように選択される。
【００３２】
このようにして、後縁フラップ２に偏向αを加えることができ、この偏向の値は、方位角Ψに対して一定であるが、値Ψｏではこの偏向によって上記曲線４Ａ、４Ｂの部分４Ｂが変形して、２つの減少連続弧４Ｂ１および４Ｂ２の形になることができる。弧４Ｂ１は、速度循環が最大値をとってΓｍである羽根部分７に対応する最大値６から、速度循環が少なくとも約１／２×Γｍである羽根部分８に対応する点９まで減少する。弧４Ｂ２の部分では、その点９から先端部分３のゼロ値まで減少する。
【００３３】
したがって、後縁フラップ２の作用によって、方位角値Ψｏまたはその付近において、それぞれ先端部分３および部分８に付随した２つの同様な渦１０および１１が羽根先端１付近に発生し、これらの渦の速度循環は１／２×Γｍである。したがって、方位角の値Ψｏ付近で生じる渦によるＢＶＩ騒音の大幅な低下（数デシベル）が得られる。
【００３４】
周知のように、羽根部分付近の速度循環は、その部分の揚力係数に比例しており、その揚力係数自体は、その部分の底面と上面との間の圧力差の関数である。
【００３５】
また、図２および図３に概略的に示されているように、本方法を実施するために、
・羽根部分７またはその付近において、羽根１の上面に少なくとも１つの圧力センサ１２を、この羽根の底面に少なくとも１つの圧力センサ１３を、また、
・羽根部分８またはその付近において、羽根１の上面に少なくとも１つの圧力センサ１４を、この羽根の底面に少なくとも１つの圧力センサ１５を
配置することができる。
【００３６】
したがって、コンピュータ１６が、センサ１２〜１５から送られた信号を受け取ると共に、羽根１の方位角Ψを連続的に掌握することによって、方位角の値Ψｏまたはその付近での、部分７および部分８のそれぞれの揚力係数を計算することができる。これらの揚力係数の助けにより、コンピュータ１６は羽根部分７付近の速度循環Γ７＝Γｍおよび羽根部分８付近の速度循環Γ８を計算して偏向コマンドを生成し、これをアクチュエータ１７へ送ってフラップ２の偏向を制御する。図１の実施形態では、この偏向コマンドは、速度循環Γ８が速度循環Γ７の半分になるようにするものである。
【００３７】
偏向コマンドは、偏向角αの（コンピュータ１６による）計算値にすることができる。この偏向コマンドは、時間ｔに関する偏向角の変化率ｄα／ｄｔにすることもできる。図１の方法に適したそのような偏向コマンドは、Ｋを一定係数とした時、
ｄα／ｄｔ＝Ｋ（Γ７−２Γ８）
の形にすることができる。
【００３８】
回転翼航空機が飛行コンピュータを有する時、それが飛行状態（負荷、速度、上昇率または下降率、など）および羽根１の形式に基づいて、揚力のスパン方向分布を、したがって部分７および８付近の速度循環を計算することができることがわかるであろう。この場合、センサ１２〜１５を省略することができるが、飛行コンピュータによる計算結果を確証するために使用してもよい。
【００３９】
Γ７およびΓ８の測定または計算は、各羽根の回転毎に実施されるため、後縁フラップ２が閉ループフィードバック制御部であると見なすことができることがわかるであろう。
【００４０】
さらに、羽根部分７および８付近の速度循環は、羽根１の局部曲げモーメントの測定によって間接的に決定することができることに注意されたい。したがって、圧力センサ１２〜１５の代わりに、この種の局部曲げモーメントを測定することができるひずみ計または同様なセンサを用いることができる。
【００４１】
したがって、以上の説明から、圧力または局部ひずみの局部測定および計算の両方またはいずれか一方によって、比較的単純な制御１６、１７を介してフラップ２の偏向をフィードバック制御して、飛行形態およびその変動に関係なく、羽根先端の渦をもっと小さい２つの渦１０および１１に平衡分割し続けることができることがわかるであろう。
【００４２】
図４に示されている本発明の変更実施形態では、各羽根１が、フラップ２の代わりに、この羽根１の先端部材１９によって羽根先端部分３から隔てられた後縁フラップ１８を有する。この羽根先端部材１９は、羽根先端部分３と、速度循環が最大である部分７と羽根先端部分３との少なくともほぼ中間に位置する羽根部分８との間に延在している。この場合、羽根部分３および８に付随した渦１０および１１に加えて、このフラップ１８の内側先端２１に付随した渦２０が発生する。この渦２０に騒音発生効果がまったくないようにするためには、フラップ１８のスパンを十分に大きくして、この渦２０が先端部分３から回転軸線Ｚ−Ｚの方向に離れるようにするだけでよい。
【００４３】
実験から、羽根１の翼形の翼弦をＣとして、フラップ１８のスパンｅが少なくとも３Ｃである時にそのような条件が満たされることがわかっている。
【００４４】
実験から、スパンが０．４Ｃ〜３Ｃ、好ましくは１．２Ｃ程度の単一のフラップだけを羽根１に設けることが好都合であることがわかっている。
【００４５】
また、実験から、フラップ２および１８の奥行きｐが０．１Ｃ〜０．４Ｃ、好ましくは０．２５Ｃ程度であることが好都合であることがわかっている。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の方法を概略的に示している。
【図２】  回転翼の羽根の上の圧力センサの位置を示している。
【図３】  図２に示されているフラップの制御装置の概略図である。
【図４】  本発明に従った方法の変更形実施形態を概略的に示している。
【符号の説明】
１  羽根
２、１８  フラップ
３  羽根先端部分
７、８  羽根部分
１０、１１、２０  渦
【図１】
0004268761.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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