JP3189251B2 - 回転翼機のロータブレード - Google Patents
回転翼機のロータブレードInfo
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- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタなどの
回転翼機のロータブレードに関する。
回転翼機のロータブレードに関する。
【０００２】
【従来の技術】図１３は、ヘリコプタが前進飛行すると
きのロータ空力特性を示す図である。図１３（ａ）に示
すように、ロータ半径Ｒのロータブレードが角速度Ωで
回転するヘリコプタ１が飛行速度Ｖで前進する場合、ロ
ータ速度ΩＲに対して飛行速度Ｖが加算された状態にな
る前進側ブレードと、ロータ速度ΩＲに対して飛行速度
Ｖが減算された状態になる後進側ブレードとでは対気速
度が大きく相違する。
きのロータ空力特性を示す図である。図１３（ａ）に示
すように、ロータ半径Ｒのロータブレードが角速度Ωで
回転するヘリコプタ１が飛行速度Ｖで前進する場合、ロ
ータ速度ΩＲに対して飛行速度Ｖが加算された状態にな
る前進側ブレードと、ロータ速度ΩＲに対して飛行速度
Ｖが減算された状態になる後進側ブレードとでは対気速
度が大きく相違する。
【０００３】アジマス角（ヘリコプタ１の後方を基準と
した反時計回りの角度）Ψ＝９０度の位置で前進側ブレ
ードの対気速度が最大になり、ブレード先端での対気速
度はΩＲ＋Ｖとなる。一方、アジマス角Ψ＝２７０度の
位置で、後退側ブレードの対気速度が最小になり、ブレ
ード先端での対気速度はΩＲ−Ｖとなる。さらに、ブレ
ードの中間位置での対気速度はΩＲ＋ＶとΩＲ−Ｖとを
比例配分した値になり、たとえばΩＲ＝７９５ｋｍ／
ｈ、Ｖ＝２７８ｋｍ／ｈと仮定すると、図１３（ａ）に
示すように、後退側ブレードの根元から約３５パーセン
トの位置で対気速度が０となる。
した反時計回りの角度）Ψ＝９０度の位置で前進側ブレ
ードの対気速度が最大になり、ブレード先端での対気速
度はΩＲ＋Ｖとなる。一方、アジマス角Ψ＝２７０度の
位置で、後退側ブレードの対気速度が最小になり、ブレ
ード先端での対気速度はΩＲ−Ｖとなる。さらに、ブレ
ードの中間位置での対気速度はΩＲ＋ＶとΩＲ−Ｖとを
比例配分した値になり、たとえばΩＲ＝７９５ｋｍ／
ｈ、Ｖ＝２７８ｋｍ／ｈと仮定すると、図１３（ａ）に
示すように、後退側ブレードの根元から約３５パーセン
トの位置で対気速度が０となる。
【０００４】特に、ヘリコプタが高速で飛行する場合、
前進側ブレードの翼端では、対気速度が遷音速となり、
強い衝撃波が発生する。この強い衝撃波は、図１３の斜
線部に示される抵抗発散領域において、ブレードにかか
る抵抗を急激に増大させる。また、強い衝撃波によって
発生する騒音は、高速衝撃騒音と呼ばれる。このとき、
回転運動するロータブレードから見た座標系において、
超音速領域の非局所化と呼ばれる現象が起こる。発生し
た衝撃波は非局所化された超音速領域を伝って遠方まで
伝搬され、遠方に聞こえる騒音が大きくなる。
前進側ブレードの翼端では、対気速度が遷音速となり、
強い衝撃波が発生する。この強い衝撃波は、図１３の斜
線部に示される抵抗発散領域において、ブレードにかか
る抵抗を急激に増大させる。また、強い衝撃波によって
発生する騒音は、高速衝撃騒音と呼ばれる。このとき、
回転運動するロータブレードから見た座標系において、
超音速領域の非局所化と呼ばれる現象が起こる。発生し
た衝撃波は非局所化された超音速領域を伝って遠方まで
伝搬され、遠方に聞こえる騒音が大きくなる。
【０００５】後退側ブレードにおいては対気速度が大き
く低下するため、前進側ブレードと同等な揚力を得るた
めにはブレードの迎角αを大きくする必要があり、一般
にはブレードのピッチ角をアジマス角Ψに応じて制御す
るピッチ制御を行っている。ブレードのピッチ角は、ア
ジマス角Ψ＝９０度で最小、Ψ＝２７０度で最大となる
サイン波で制御されるが、そのときのブレードの迎角α
はブレード自体のフラッピング運動によって、図１３
（ｂ）に示すように、スパン方向に変化する。たとえ
ば、Ψ＝９０度において、ブレードの迎角αは根元で約
０度、先端で約４度となる。また、Ψ＝２７０度におい
て、ブレードの迎角αは根元で約０度、先端で約１６〜
１８度となって、失速角を越えてしまう。迎角αが失速
角を越えると、揚力係数Ｃｌ、ピッチングモーメント係
数Ｃｍが急変し、大きな機体振動およびピッチリンクへ
の疲労荷重の発生へと繋がっていくことになる。
く低下するため、前進側ブレードと同等な揚力を得るた
めにはブレードの迎角αを大きくする必要があり、一般
にはブレードのピッチ角をアジマス角Ψに応じて制御す
るピッチ制御を行っている。ブレードのピッチ角は、ア
ジマス角Ψ＝９０度で最小、Ψ＝２７０度で最大となる
サイン波で制御されるが、そのときのブレードの迎角α
はブレード自体のフラッピング運動によって、図１３
（ｂ）に示すように、スパン方向に変化する。たとえ
ば、Ψ＝９０度において、ブレードの迎角αは根元で約
０度、先端で約４度となる。また、Ψ＝２７０度におい
て、ブレードの迎角αは根元で約０度、先端で約１６〜
１８度となって、失速角を越えてしまう。迎角αが失速
角を越えると、揚力係数Ｃｌ、ピッチングモーメント係
数Ｃｍが急変し、大きな機体振動およびピッチリンクへ
の疲労荷重の発生へと繋がっていくことになる。
【０００６】このように、前進側ブレードの評価項目と
して高速衝撃騒音があり、後退側ブレードの評価項目と
して最大揚力係数Ｃｌｍａｘおよび失速角がある。な
お、最大揚力係数Ｃｌｍａｘは所定の翼型を持つブレー
ドの迎角αを徐々に増加させ、迎角αが失速角に至った
とき、このときの揚力係数Ｃｌの最大値で定義される。
一般に、高速衝撃騒音およびピッチングモーメント係数
Ｃｍの絶対値が小さいほど、また最大揚力係数Ｃｌｍａ
ｘおよび失速角が大きいほど、優れたブレードとされ
る。
して高速衝撃騒音があり、後退側ブレードの評価項目と
して最大揚力係数Ｃｌｍａｘおよび失速角がある。な
お、最大揚力係数Ｃｌｍａｘは所定の翼型を持つブレー
ドの迎角αを徐々に増加させ、迎角αが失速角に至った
とき、このときの揚力係数Ｃｌの最大値で定義される。
一般に、高速衝撃騒音およびピッチングモーメント係数
Ｃｍの絶対値が小さいほど、また最大揚力係数Ｃｌｍａ
ｘおよび失速角が大きいほど、優れたブレードとされ
る。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】高速飛行時の性能を向
上させて高速衝撃騒音を低減するためには、翼端部を薄
翼化する方法があるが、失速角が小さくなり最大揚力係
数も小さくなるため、適当ではない。図１４に示すよう
に、翼端部に単純後退角をつける方法が、上記の方法と
して一般的である。単純後退角をつけた形状とは、翼端
部を一定の後退角で後退させた形状のことである。しか
しながら、翼端部に単純後退角をつけると、図１４に示
すように、翼端部の空力中心が大幅に後方にずれる。ピ
ッチ軸と空力中心とが長さΔＸだけ後方にずれた位置で
は、ピッチ軸回りのモーメントＭが揚力Ｌと長さΔＸと
をかけ合わせた値になる。このように、単純後退角をつ
けた場合、ピッチ角を小さくする方向のピッチングモー
メントが増大し、操縦性能を低下させてしまう。
上させて高速衝撃騒音を低減するためには、翼端部を薄
翼化する方法があるが、失速角が小さくなり最大揚力係
数も小さくなるため、適当ではない。図１４に示すよう
に、翼端部に単純後退角をつける方法が、上記の方法と
して一般的である。単純後退角をつけた形状とは、翼端
部を一定の後退角で後退させた形状のことである。しか
しながら、翼端部に単純後退角をつけると、図１４に示
すように、翼端部の空力中心が大幅に後方にずれる。ピ
ッチ軸と空力中心とが長さΔＸだけ後方にずれた位置で
は、ピッチ軸回りのモーメントＭが揚力Ｌと長さΔＸと
をかけ合わせた値になる。このように、単純後退角をつ
けた場合、ピッチ角を小さくする方向のピッチングモー
メントが増大し、操縦性能を低下させてしまう。
【０００８】本発明の目的は、最大揚力係数Ｃｌｍａｘ
および抵抗発散マッハ数Ｍddが高い高性能の第３世代ヘ
リコプタ用翼型、たとえば特願平１１−４５１９６と組
合せた時、高速飛行時の性能を向上して高速衝撃騒音を
低減でき、かつピッチングモーメントの増大が少なく操
縦性能が良好な回転翼機のロータブレードを提供するこ
とである。
および抵抗発散マッハ数Ｍddが高い高性能の第３世代ヘ
リコプタ用翼型、たとえば特願平１１−４５１９６と組
合せた時、高速飛行時の性能を向上して高速衝撃騒音を
低減でき、かつピッチングモーメントの増大が少なく操
縦性能が良好な回転翼機のロータブレードを提供するこ
とである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、限界飛行速度
である最大飛行マッハ数Ｍ∞およびホバリング時の翼端
速度である翼端マッハ数ＭTIPの飛行特性を有する回転
翼機に搭載されるロータブレードであって、回転駆動用
のロータヘッドに取付られる翼根部１０と、翼根部１０
から直線状に延びた中央部１１と、中央部１１から外側
に延びて前縁２３、側縁２５および後縁３０によって規
定される形状ならびに所定の翼型を有する翼端部１２と
を備え、前記翼端部１２の前縁２３では、ロータの回転
中心から距離ｒの位置の後退角λ（ｒ）は、回転翼機の
ロータブレード長Ｒおよび翼端部１２の翼型から決定さ
れる抵抗発散マッハ数Ｍddによる関係式（１）を満たす
ことを特徴とする回転翼機のロータブレードである。ま
た本発明は、こうしたロータブレードを搭載したことを
特徴とする回転翼機である。
である最大飛行マッハ数Ｍ∞およびホバリング時の翼端
速度である翼端マッハ数ＭTIPの飛行特性を有する回転
翼機に搭載されるロータブレードであって、回転駆動用
のロータヘッドに取付られる翼根部１０と、翼根部１０
から直線状に延びた中央部１１と、中央部１１から外側
に延びて前縁２３、側縁２５および後縁３０によって規
定される形状ならびに所定の翼型を有する翼端部１２と
を備え、前記翼端部１２の前縁２３では、ロータの回転
中心から距離ｒの位置の後退角λ（ｒ）は、回転翼機の
ロータブレード長Ｒおよび翼端部１２の翼型から決定さ
れる抵抗発散マッハ数Ｍddによる関係式（１）を満たす
ことを特徴とする回転翼機のロータブレードである。ま
た本発明は、こうしたロータブレードを搭載したことを
特徴とする回転翼機である。
【００１０】
【数３】
【００１１】図１１は、抵抗発散マッハ数Ｍddを示すグ
ラフである。グラフの横軸は、ある回転翼機の飛行マッ
ハ数Ｍを規格化定数Ｍcrで規格化したものであり、縦軸
は、抵抗係数Ｃdを規格化定数Ｃdincで規格化したもの
である。グラフによれば、飛行マッハ数Ｍが小さいとき
抵抗係数Ｃdはほぼ一定であり、飛行マッハ数Ｍがある
値を越えると急激に抵抗係数Ｃdが大きくなっている。
ブレード上の座標系において、ブレード前縁に当たる空
気のマッハ数が大きくなると、翼面上に超音速の領域が
出現し、衝撃波が立って抵抗が急増するとともに、衝撃
波による大きな騒音が発生する。これらは、空気の圧縮
性の影響によるものである。圧縮性の影響を表す指標と
しては、抵抗発散マッハ数Ｍddがある。抵抗発散マッハ
数Ｍddは、翼型に固有の値であって、ｄＣd／ｄＭが
０．１となったときの飛行マッハ数Ｍとして定義され
る。
ラフである。グラフの横軸は、ある回転翼機の飛行マッ
ハ数Ｍを規格化定数Ｍcrで規格化したものであり、縦軸
は、抵抗係数Ｃdを規格化定数Ｃdincで規格化したもの
である。グラフによれば、飛行マッハ数Ｍが小さいとき
抵抗係数Ｃdはほぼ一定であり、飛行マッハ数Ｍがある
値を越えると急激に抵抗係数Ｃdが大きくなっている。
ブレード上の座標系において、ブレード前縁に当たる空
気のマッハ数が大きくなると、翼面上に超音速の領域が
出現し、衝撃波が立って抵抗が急増するとともに、衝撃
波による大きな騒音が発生する。これらは、空気の圧縮
性の影響によるものである。圧縮性の影響を表す指標と
しては、抵抗発散マッハ数Ｍddがある。抵抗発散マッハ
数Ｍddは、翼型に固有の値であって、ｄＣd／ｄＭが
０．１となったときの飛行マッハ数Ｍとして定義され
る。
【００１２】図１２は、前縁２３の有効マッハ数を示す
図である。ロータの回転中心から距離ｒの位置では、前
縁２３の後退角が後退角λ（ｒ）で表され、ブレード上
の座標系でのマッハ数がブレード長Ｒ、最大飛行マッハ
数Ｍ∞および翼端マッハ数ＭTIPによって（Ｍ∞＋ＭTIP
ｒ／Ｒ）と表される。このうち、ブレードに抵抗を与え
るために有効な有効マッハ数は、前縁２３に直交する方
向の成分であり、（Ｍ∞＋ＭTIPｒ／Ｒ）ｃｏｓλ
（ｒ）と表される。
図である。ロータの回転中心から距離ｒの位置では、前
縁２３の後退角が後退角λ（ｒ）で表され、ブレード上
の座標系でのマッハ数がブレード長Ｒ、最大飛行マッハ
数Ｍ∞および翼端マッハ数ＭTIPによって（Ｍ∞＋ＭTIP
ｒ／Ｒ）と表される。このうち、ブレードに抵抗を与え
るために有効な有効マッハ数は、前縁２３に直交する方
向の成分であり、（Ｍ∞＋ＭTIPｒ／Ｒ）ｃｏｓλ
（ｒ）と表される。
【００１３】本発明に従えば、高速飛行時の抵抗発散が
最も起こりやすい翼端部１２において、その前縁２３の
形状を関係式（１）に従わせる。関係式（１）は、後退
角λ（ｒ）の変動範囲を規定しており、距離ｒの関数λ
（ｒ）は、前縁２３の形状を表している。関係式（１）
のうち、λ（ｒ）の下限を規定する不等式から、有効マ
ッハ数が抵抗発散マッハ数Ｍdd以下であることが判る。
よって、回転翼機が最大飛行マッハ数Ｍ∞で飛行した場
合でも、翼端部１２での抵抗発散を確実に防止すること
ができるので、高速飛行時の性能を向上でき、高速衝撃
騒音の発生を防止できる。
最も起こりやすい翼端部１２において、その前縁２３の
形状を関係式（１）に従わせる。関係式（１）は、後退
角λ（ｒ）の変動範囲を規定しており、距離ｒの関数λ
（ｒ）は、前縁２３の形状を表している。関係式（１）
のうち、λ（ｒ）の下限を規定する不等式から、有効マ
ッハ数が抵抗発散マッハ数Ｍdd以下であることが判る。
よって、回転翼機が最大飛行マッハ数Ｍ∞で飛行した場
合でも、翼端部１２での抵抗発散を確実に防止すること
ができるので、高速飛行時の性能を向上でき、高速衝撃
騒音の発生を防止できる。
【００１４】また、関係式（１）のうち、λ（ｒ）の上
限を規定する不等式から、後退角λ（ｒ）は比較的小さ
く抑えられ、空力中心の後退を可及的に防止することが
できる。よって、ピッチングモーメントの発生を抑制し
て、操縦性能を向上することができる。
限を規定する不等式から、後退角λ（ｒ）は比較的小さ
く抑えられ、空力中心の後退を可及的に防止することが
できる。よって、ピッチングモーメントの発生を抑制し
て、操縦性能を向上することができる。
【００１５】また本発明は、限界飛行速度である最大飛
行マッハ数Ｍ∞およびホバリング時の翼端速度である翼
端マッハ数ＭTIPの飛行特性を有する回転翼機に搭載さ
れるロータブレードであって、回転駆動用のロータヘッ
ドに取付られる翼根部１０と、翼根部１０から直線状に
延びた中央部１１と、中央部１１から外側に延びて、第
１前縁２３ａ、その第１前縁２３ａの外側に位置する第
２前縁２３ｂ、側縁２５および後縁３０によって規定さ
れる形状および所定の翼型を有する翼端部１２とを備
え、前記翼端部１２の第１前縁２３ａでは、ロータの回
転中心から距離ｒの位置の後退角λ（ｒ）は、回転翼機
のロータブレード長Ｒおよび翼端部１２の翼型から決定
される抵抗発散マッハ数Ｍddによる関係式（１）を満た
し、
行マッハ数Ｍ∞およびホバリング時の翼端速度である翼
端マッハ数ＭTIPの飛行特性を有する回転翼機に搭載さ
れるロータブレードであって、回転駆動用のロータヘッ
ドに取付られる翼根部１０と、翼根部１０から直線状に
延びた中央部１１と、中央部１１から外側に延びて、第
１前縁２３ａ、その第１前縁２３ａの外側に位置する第
２前縁２３ｂ、側縁２５および後縁３０によって規定さ
れる形状および所定の翼型を有する翼端部１２とを備
え、前記翼端部１２の第１前縁２３ａでは、ロータの回
転中心から距離ｒの位置の後退角λ（ｒ）は、回転翼機
のロータブレード長Ｒおよび翼端部１２の翼型から決定
される抵抗発散マッハ数Ｍddによる関係式（１）を満た
し、
【００１６】
【数４】
【００１７】翼端部１２の第２前縁２３ｂは、６０度〜
８０度の後退角を有することを特徴とする回転翼機のロ
ータブレードである。また本発明は、こうしたロータブ
レードを搭載したことを特徴とする回転翼機である。
８０度の後退角を有することを特徴とする回転翼機のロ
ータブレードである。また本発明は、こうしたロータブ
レードを搭載したことを特徴とする回転翼機である。
【００１８】本発明に従えば、上記と同様に、翼端部１
２での抵抗発散を確実に防止することができ、かつ空力
中心の後退を可及的に防止することができ、操縦性能を
向上することができる。また、翼端部１２の第２前縁２
３ｂが６０度〜８０度の後退角を有するので、第２前縁
２３ｂでの抵抗発散を確実に防止でき、高迎角時に発生
する翼端渦によって揚力を増大させることができる。
２での抵抗発散を確実に防止することができ、かつ空力
中心の後退を可及的に防止することができ、操縦性能を
向上することができる。また、翼端部１２の第２前縁２
３ｂが６０度〜８０度の後退角を有するので、第２前縁
２３ｂでの抵抗発散を確実に防止でき、高迎角時に発生
する翼端渦によって揚力を増大させることができる。
【００１９】また本発明は、前記前縁２３と後縁３０と
の間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくほど増大することを特
徴とする。
の間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくほど増大することを特
徴とする。
【００２０】本発明に従えば、翼端部１２外側の翼弦長
Ｃ１を長くすることによって、翼厚比を小さくすること
ができるので、衝撃波の発生を抑制でき、高速衝撃騒音
を低減することができる。
Ｃ１を長くすることによって、翼厚比を小さくすること
ができるので、衝撃波の発生を抑制でき、高速衝撃騒音
を低減することができる。
【００２１】また本発明は、前記第１前縁２３ａと後縁
３０との間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくほど増大するこ
とを特徴とする。
３０との間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくほど増大するこ
とを特徴とする。
【００２２】本発明に従えば、上記と同様に、翼端部１
２外側の翼弦長Ｃ１を長くすることによって、翼厚比を
小さくすることができるので、衝撃波の発生を抑制で
き、高速衝撃騒音を低減することができる。
２外側の翼弦長Ｃ１を長くすることによって、翼厚比を
小さくすることができるので、衝撃波の発生を抑制で
き、高速衝撃騒音を低減することができる。
【００２３】また本発明は、前記前縁２３と後縁３０と
の間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦増大した
後に減少することを特徴とする。
の間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦増大した
後に減少することを特徴とする。
【００２４】本発明に従えば、前縁２３から後縁３０ま
での翼弦長Ｃ１は、内側部分では外側にゆくほど長く、
外側部分では外側にゆくほど短い。このように、内側部
分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど長くすることによっ
て、翼厚比を小さくできるので、高速衝撃騒音を低減で
き、かつ外側部分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほどに短く
することによって翼端部の空力中心の後方へのずれが小
さくなり、ピッチングモーメントの増大による操縦性能
悪化を防止できる。また、外側部分の翼弦長Ｃ１が外側
にゆくほど短いので、翼端部の面積減少による摩擦抵抗
の減少と、テーパ効果による翼端部での揚力分布の改善
がはかられ、ロータブレードの揚抗比を向上でき、ホバ
リングおよび中低速性能を向上することができる。
での翼弦長Ｃ１は、内側部分では外側にゆくほど長く、
外側部分では外側にゆくほど短い。このように、内側部
分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど長くすることによっ
て、翼厚比を小さくできるので、高速衝撃騒音を低減で
き、かつ外側部分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほどに短く
することによって翼端部の空力中心の後方へのずれが小
さくなり、ピッチングモーメントの増大による操縦性能
悪化を防止できる。また、外側部分の翼弦長Ｃ１が外側
にゆくほど短いので、翼端部の面積減少による摩擦抵抗
の減少と、テーパ効果による翼端部での揚力分布の改善
がはかられ、ロータブレードの揚抗比を向上でき、ホバ
リングおよび中低速性能を向上することができる。
【００２５】また本発明は、前記第１前縁２３ａと後縁
３０との間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦増
大した後に減少することを特徴とする。
３０との間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦増
大した後に減少することを特徴とする。
【００２６】本発明に従えば、上記と同様に、内側部分
の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど長くし、かつ外側部分の
翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど短くすることにより、ピッ
チングモーメント増大を起こすことなく高速衝撃騒音を
低減できる。また、外側部分の翼弦長Ｃ１を外側にゆく
ほど短くすることによって、２段の後退角と相まって、
さらなる翼端部の面積減少による摩擦抵抗の減少と、テ
ーパ効果による翼端部での揚力分布の改善がはかられ、
ロータブレードの揚抗比を向上でき、ホバリングおよび
中低速性能を向上することができる。
の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど長くし、かつ外側部分の
翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど短くすることにより、ピッ
チングモーメント増大を起こすことなく高速衝撃騒音を
低減できる。また、外側部分の翼弦長Ｃ１を外側にゆく
ほど短くすることによって、２段の後退角と相まって、
さらなる翼端部の面積減少による摩擦抵抗の減少と、テ
ーパ効果による翼端部での揚力分布の改善がはかられ、
ロータブレードの揚抗比を向上でき、ホバリングおよび
中低速性能を向上することができる。
【００２７】また本発明は、前記後縁３０は、後退角０
〜２０度の後退角を有することを特徴とする。
〜２０度の後退角を有することを特徴とする。
【００２８】本発明に従えば、後縁３０も前縁２３また
は第１前縁２３ａに合わせて後退させて後退角を０〜２
０度とするので、適切な翼厚比が保たれ、薄翼化による
断面翼型の揚力特性の悪化を防止できる。
は第１前縁２３ａに合わせて後退させて後退角を０〜２
０度とするので、適切な翼厚比が保たれ、薄翼化による
断面翼型の揚力特性の悪化を防止できる。
【００２９】また、後退角を０〜２０度の範囲で適切に
選ぶことにより、翼端部１２のテーパ比を適切に確保す
ることができ、翼端部での揚力分布の改善が図られ、ロ
ータブレードの揚抗比を向上でき、ホバリングおよび低
中速性能を向上することができる。
選ぶことにより、翼端部１２のテーパ比を適切に確保す
ることができ、翼端部での揚力分布の改善が図られ、ロ
ータブレードの揚抗比を向上でき、ホバリングおよび低
中速性能を向上することができる。
【００３０】また、後退角を０〜２０度の範囲で適切に
選ぶことにより、翼端部の空力中心の後方へのずれを小
さくでき、ピッチングモーメントの増大による操縦性能
悪化を防止できる。
選ぶことにより、翼端部の空力中心の後方へのずれを小
さくでき、ピッチングモーメントの増大による操縦性能
悪化を防止できる。
【００３１】また本発明は、前記中央部１１の外端付近
は、ピッチ角が局部的に小さいことを特徴とする。
は、ピッチ角が局部的に小さいことを特徴とする。
【００３２】本発明に従えば、翼端部１２の付け根付近
はブレード前縁が直線から後退角へ移行するので、その
後方の後縁において気流が剥離しやすい部分であって、
この部分のピッチ角を他よりも局部的に小さくするの
で、この部分で流れの剥離が起こりにくくなり、失速角
を大きくすることができ、最大揚力係数を大きくするこ
とができる。
はブレード前縁が直線から後退角へ移行するので、その
後方の後縁において気流が剥離しやすい部分であって、
この部分のピッチ角を他よりも局部的に小さくするの
で、この部分で流れの剥離が起こりにくくなり、失速角
を大きくすることができ、最大揚力係数を大きくするこ
とができる。
【００３３】また本発明は、前記翼端部１２は、外側に
ゆくほど下方に反っていることを特徴とする。
ゆくほど下方に反っていることを特徴とする。
【００３４】本発明に従えば、翼端部１２を下方に反ら
せることによって、ホバリング時に発生する翼端渦を下
方に掻き落とすことができ、翼端渦とブレードとの干渉
による性能低下を防止することができる。
せることによって、ホバリング時に発生する翼端渦を下
方に掻き落とすことができ、翼端渦とブレードとの干渉
による性能低下を防止することができる。
【００３５】また本発明は、最新の高性能翼型と組合せ
ることにより前記抵抗発散マッハ数Ｍddは、０．８〜
０．８５の範囲内にあることを特徴とする。
ることにより前記抵抗発散マッハ数Ｍddは、０．８〜
０．８５の範囲内にあることを特徴とする。
【００３６】本発明に従えば、抵抗発散マッハ数Ｍddを
比較的大きな０．８〜０．８５の範囲内の数値とするの
で、後退角λ（ｒ）を小さく抑えることができ、翼端部
１２の空力中心のずれを小さく抑えることができる。よ
って、翼端部１２のピッチングモーメントの発生を抑制
して操縦性能を向上することができ、さらには、回転翼
機の飛行限界速度Ｍ∞を引き上げることも可能である。
比較的大きな０．８〜０．８５の範囲内の数値とするの
で、後退角λ（ｒ）を小さく抑えることができ、翼端部
１２の空力中心のずれを小さく抑えることができる。よ
って、翼端部１２のピッチングモーメントの発生を抑制
して操縦性能を向上することができ、さらには、回転翼
機の飛行限界速度Ｍ∞を引き上げることも可能である。
【００３７】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の第１実施形態で
あるロータブレード１０１を示す平面図である。ロータ
ブレード１０１は、翼根部１０、中央部１１および翼端
部１２から成る。翼根部１０は、ロータブレード１０１
を回転駆動するロータヘッドに取付けられる部材であ
る。中央部１１は、翼根部１０から直線状に延びて、ロ
ータブレード１０１の大部分を占める。中央部１１の断
面形状である翼型、および上方から見た平面形状によっ
て、ロータブレード１０１の空力特性の大部分が決定さ
れる。中央部１１を上方から見たときの形状は、互いに
平行な前縁２１および後縁２２によって規定され、中央
部１１の翼弦長Ｃは、前縁２１および後縁２２の距離に
よって定義される。翼端部１２は、中央部１１から翼根
部１０の反対側に延びるロータブレード１０１の先端部
分である。
あるロータブレード１０１を示す平面図である。ロータ
ブレード１０１は、翼根部１０、中央部１１および翼端
部１２から成る。翼根部１０は、ロータブレード１０１
を回転駆動するロータヘッドに取付けられる部材であ
る。中央部１１は、翼根部１０から直線状に延びて、ロ
ータブレード１０１の大部分を占める。中央部１１の断
面形状である翼型、および上方から見た平面形状によっ
て、ロータブレード１０１の空力特性の大部分が決定さ
れる。中央部１１を上方から見たときの形状は、互いに
平行な前縁２１および後縁２２によって規定され、中央
部１１の翼弦長Ｃは、前縁２１および後縁２２の距離に
よって定義される。翼端部１２は、中央部１１から翼根
部１０の反対側に延びるロータブレード１０１の先端部
分である。
【００３８】ロータブレード１０１は、ヘリコプタの主
翼であり、ロータヘッドに回転駆動されることによっ
て、ヘリコプタを飛行させる。
翼であり、ロータヘッドに回転駆動されることによっ
て、ヘリコプタを飛行させる。
【００３９】図２は図１のロータブレード１０１，１０
２の形状を示す部分拡大図であり、図２（ａ）は図１の
ロータブレードの１／４弦線の高さ方向の位置を後方か
ら見た図であり、また図２（ｂ）はロータブレードの平
面形状を示している。ロータブレード１０２は、本発明
の第２実施形態である。図２に書き入れられたグラフの
横軸は、図２（ａ）および図２（ｂ）ともに、ロータの
回転中心からの距離ｒである。
２の形状を示す部分拡大図であり、図２（ａ）は図１の
ロータブレードの１／４弦線の高さ方向の位置を後方か
ら見た図であり、また図２（ｂ）はロータブレードの平
面形状を示している。ロータブレード１０２は、本発明
の第２実施形態である。図２に書き入れられたグラフの
横軸は、図２（ａ）および図２（ｂ）ともに、ロータの
回転中心からの距離ｒである。
【００４０】まず、ロータブレード１０１の翼端部１２
の形状を説明する。翼端部１２の形状は、前縁２３、側
縁２５および後縁３０によって規定される。前縁２３
（図２（ｂ）中の２点鎖線を含む）は、中央部１１の前
縁２１の外端Ｐ１から、外側にゆくほど後退して翼端Ｐ
２まで延びている。ただし、ここでいう外側とはロータ
ブレード１０１のスパン方向である方向Ｘの翼端側を示
し、外端とは、方向Ｘの翼端側の端点を示す。ブレード
長Ｒは、ロータブレード１０１のスパン方向の長さであ
る。外端Ｐ１は、たとえば、ロータブレード１０１の回
転中心から距離０．９０〜０．９４Ｒ程度の位置にあ
る。
の形状を説明する。翼端部１２の形状は、前縁２３、側
縁２５および後縁３０によって規定される。前縁２３
（図２（ｂ）中の２点鎖線を含む）は、中央部１１の前
縁２１の外端Ｐ１から、外側にゆくほど後退して翼端Ｐ
２まで延びている。ただし、ここでいう外側とはロータ
ブレード１０１のスパン方向である方向Ｘの翼端側を示
し、外端とは、方向Ｘの翼端側の端点を示す。ブレード
長Ｒは、ロータブレード１０１のスパン方向の長さであ
る。外端Ｐ１は、たとえば、ロータブレード１０１の回
転中心から距離０．９０〜０．９４Ｒ程度の位置にあ
る。
【００４１】前縁２３の後退角λ（ｒ）は、ロータの回
転中心からの距離ｒに依存する関数であり、関係式
（１）によって定義される。ただし、抵抗発散マッハ数
Ｍddが有効マッハ数（Ｍ∞＋ＭTIPｒ／Ｒ）よりも大き
い場合、λ（ｒ）＝０とする。後退角λ（ｒ）は、前縁
２３を構成する曲線の傾きに等しく、積分することによ
って前縁２３の軌跡が得られる。関係式（１）に従う前
縁２３の形状によって、抵抗発散を防止でき、かつ空力
中心のずれを小さくすることができる。
転中心からの距離ｒに依存する関数であり、関係式
（１）によって定義される。ただし、抵抗発散マッハ数
Ｍddが有効マッハ数（Ｍ∞＋ＭTIPｒ／Ｒ）よりも大き
い場合、λ（ｒ）＝０とする。後退角λ（ｒ）は、前縁
２３を構成する曲線の傾きに等しく、積分することによ
って前縁２３の軌跡が得られる。関係式（１）に従う前
縁２３の形状によって、抵抗発散を防止でき、かつ空力
中心のずれを小さくすることができる。
【００４２】側縁２５は、翼端Ｐ２から翼端Ｐ３まで後
退して延びている。後縁３０は、中央部１１の後縁２２
の外端Ｐ４から外側へ行くに従って後退しており、翼端
Ｐ３まで延びている。外端Ｐ４は、ロータの回転中心か
ら距離０．９２Ｒ程度の位置に配置される。後縁３０の
後退角は、０〜２０度程度である。
退して延びている。後縁３０は、中央部１１の後縁２２
の外端Ｐ４から外側へ行くに従って後退しており、翼端
Ｐ３まで延びている。外端Ｐ４は、ロータの回転中心か
ら距離０．９２Ｒ程度の位置に配置される。後縁３０の
後退角は、０〜２０度程度である。
【００４３】次に第２実施形態のロータブレード１０２
について説明する。ロータブレード１０２は、ほぼロー
タブレード１０１と同一の形状を成すが、前縁の形状が
異なる。前縁は、第１前縁２３ａ、および第１前縁２３
ａの外側に配置された第２前縁２３ｂから成る。第１前
縁２３ａは、ロータブレード１０１の前縁２３の一部と
同一曲線を描き、外端Ｐ１から第１前縁２３ａの外端Ｐ
５まで延びる。外端Ｐ５は、ロータの回転中心からの距
離が０．９６Ｒ〜０．９８Ｒ程度となるように配置され
る。第２前縁２３ｂは、第１前縁２３ａの外端Ｐ５から
外側へ行くに従って後退しており、翼端Ｐ６まで延びて
いる。第２前縁２３ｂの後退角は、前縁２３の後退角よ
りも大きい６０度〜８０度程度であり、直線的に延びて
もよいし、曲線的に延びてもよい。その他の部分につい
ては、ロータブレード１０１と全く同一であるので、説
明を省略する。
について説明する。ロータブレード１０２は、ほぼロー
タブレード１０１と同一の形状を成すが、前縁の形状が
異なる。前縁は、第１前縁２３ａ、および第１前縁２３
ａの外側に配置された第２前縁２３ｂから成る。第１前
縁２３ａは、ロータブレード１０１の前縁２３の一部と
同一曲線を描き、外端Ｐ１から第１前縁２３ａの外端Ｐ
５まで延びる。外端Ｐ５は、ロータの回転中心からの距
離が０．９６Ｒ〜０．９８Ｒ程度となるように配置され
る。第２前縁２３ｂは、第１前縁２３ａの外端Ｐ５から
外側へ行くに従って後退しており、翼端Ｐ６まで延びて
いる。第２前縁２３ｂの後退角は、前縁２３の後退角よ
りも大きい６０度〜８０度程度であり、直線的に延びて
もよいし、曲線的に延びてもよい。その他の部分につい
ては、ロータブレード１０１と全く同一であるので、説
明を省略する。
【００４４】図３はロータブレード１０２の下反角を示
す斜視図であり、図４はロータブレード１０２を後方か
ら矢符Ｂの方向に見た図である。ロータブレード１０２
の翼端部１２は、外側にゆくほど下方に反った形状を成
す。翼端部１２は、図４（ａ）に示すように、直線的に
下方に反っていてもよいし、図４（ｂ）に示すように、
曲線的に下方に反っていてもよい。下反角はともに２０
度程度である。また図２（ａ）に示されるように、ロー
タの回転中心からの距離が０．９４Ｒ〜０．９６Ｒ程度
の位置から、翼端部１２の下方への反りが始まってい
る。
す斜視図であり、図４はロータブレード１０２を後方か
ら矢符Ｂの方向に見た図である。ロータブレード１０２
の翼端部１２は、外側にゆくほど下方に反った形状を成
す。翼端部１２は、図４（ａ）に示すように、直線的に
下方に反っていてもよいし、図４（ｂ）に示すように、
曲線的に下方に反っていてもよい。下反角はともに２０
度程度である。また図２（ａ）に示されるように、ロー
タの回転中心からの距離が０．９４Ｒ〜０．９６Ｒ程度
の位置から、翼端部１２の下方への反りが始まってい
る。
【００４５】このように、翼端部１２に下反角をつける
ことによって、ホバリング時に発生する翼端渦を下方に
掻き落とすことができ、ブレードと渦の干渉を防止でき
る。なお、ロータブレード１０１の翼端部１２も、ロー
タブレード１０２と同様に、外側にゆくほど下方に反っ
た形状を成し、同様にブレードの渦干渉を防止すること
ができる。
ことによって、ホバリング時に発生する翼端渦を下方に
掻き落とすことができ、ブレードと渦の干渉を防止でき
る。なお、ロータブレード１０１の翼端部１２も、ロー
タブレード１０２と同様に、外側にゆくほど下方に反っ
た形状を成し、同様にブレードの渦干渉を防止すること
ができる。
【００４６】図５は、ロータブレード１０１の回転中心
からの距離に対するピッチ角度を示すグラフである。グ
ラフの横軸は、ロータの回転中心からの距離であり、縦
軸はピッチ角度である。グラフに示すように、ロータブ
レード１０１では、外側にゆくほど直線的にピッチ角が
小さくなっている。すなわち、外側にゆくほど捩り下げ
られている。最も内側の距離ゼロの位置では、ピッチ角
８度であり、最も外側の距離Ｒの位置では、ピッチ角−
２．５度である。また、ロータブレード１０１は、図２
（ｂ）に示すように、軸線Ｌ１を軸として捩り下げられ
ている。軸線Ｌ１は、前縁から翼弦長の４分の１だけ後
方に位置する。
からの距離に対するピッチ角度を示すグラフである。グ
ラフの横軸は、ロータの回転中心からの距離であり、縦
軸はピッチ角度である。グラフに示すように、ロータブ
レード１０１では、外側にゆくほど直線的にピッチ角が
小さくなっている。すなわち、外側にゆくほど捩り下げ
られている。最も内側の距離ゼロの位置では、ピッチ角
８度であり、最も外側の距離Ｒの位置では、ピッチ角−
２．５度である。また、ロータブレード１０１は、図２
（ｂ）に示すように、軸線Ｌ１を軸として捩り下げられ
ている。軸線Ｌ１は、前縁から翼弦長の４分の１だけ後
方に位置する。
【００４７】図５のピッチ角の変化は、全体的には線
形、すなわち直線的であって、中央部１１の外端付近の
領域Ａでは、局部的な捩りが形成されており、非線形、
すなわち曲線的にピッチ角が変動している。具体的に
は、ロータの回転中心からの距離が０．９２Ｒ付近の領
域Ａにおいて、ピッチ角の勾配が急激に減少した後、再
び増加して元の勾配にまで復帰している。このように、
領域Ａに局部的な捩りを設けることによって、領域Ａの
後縁付近で発生しやすい流れの剥離を防止でき、翼端失
速を抑制できる。
形、すなわち直線的であって、中央部１１の外端付近の
領域Ａでは、局部的な捩りが形成されており、非線形、
すなわち曲線的にピッチ角が変動している。具体的に
は、ロータの回転中心からの距離が０．９２Ｒ付近の領
域Ａにおいて、ピッチ角の勾配が急激に減少した後、再
び増加して元の勾配にまで復帰している。このように、
領域Ａに局部的な捩りを設けることによって、領域Ａの
後縁付近で発生しやすい流れの剥離を防止でき、翼端失
速を抑制できる。
【００４８】図６（ａ）は比較例のロータブレード回り
のマッハ数（流れの速度と音速の比）分布、図６（ｂ）
は第１実施形態のロータブレード１０１回りのマッハ数
分布、図６（ｃ）は第２実施形態のロータブレード１０
２回りのマッハ数分布をそれぞれ示す図である。なお、
比較例のロータブレードは矩形翼である。
のマッハ数（流れの速度と音速の比）分布、図６（ｂ）
は第１実施形態のロータブレード１０１回りのマッハ数
分布、図６（ｃ）は第２実施形態のロータブレード１０
２回りのマッハ数分布をそれぞれ示す図である。なお、
比較例のロータブレードは矩形翼である。
【００４９】図６（ａ）では、ロータブレード表面の超
音速領域が、遠方の超音速領域とつながる超音速領域の
非局所化と呼ばれる現象が起こっているが、図６（ｂ）
では、ロータブレード１０１の形状効果によって衝撃波
の強度が弱められ、超音速領域の非局所化が発生してい
ない。また、図６（ｃ）でも同様に、ロータブレード１
０２の形状効果によって衝撃波の強度が弱められ、超音
速領域の非局所化が発生していない。
音速領域が、遠方の超音速領域とつながる超音速領域の
非局所化と呼ばれる現象が起こっているが、図６（ｂ）
では、ロータブレード１０１の形状効果によって衝撃波
の強度が弱められ、超音速領域の非局所化が発生してい
ない。また、図６（ｃ）でも同様に、ロータブレード１
０２の形状効果によって衝撃波の強度が弱められ、超音
速領域の非局所化が発生していない。
【００５０】図７（ａ）は比較例のロータブレードによ
る音圧変動を示すグラフであり、図７（ｂ）は第１実施
形態のロータブレード１０１による音圧変動を示すグラ
フであり、図７（ｃ）は第２実施形態のロータブレード
１０２による音圧変動を示すグラフである。グラフの横
軸は時間（単位は秒）を示し、縦軸は音圧（単位はＰ
ａ）を示している。音圧の最小値は、図７（ａ）で約−
５２５Ｐａ、図７（ｂ）で約−３７５Ｐａ、図７（ｂ）
で約−２７５Ｐａである。
る音圧変動を示すグラフであり、図７（ｂ）は第１実施
形態のロータブレード１０１による音圧変動を示すグラ
フであり、図７（ｃ）は第２実施形態のロータブレード
１０２による音圧変動を示すグラフである。グラフの横
軸は時間（単位は秒）を示し、縦軸は音圧（単位はＰ
ａ）を示している。音圧の最小値は、図７（ａ）で約−
５２５Ｐａ、図７（ｂ）で約−３７５Ｐａ、図７（ｂ）
で約−２７５Ｐａである。
【００５１】したがって、第１実施形態のロータブレー
ド１０１は、比較例のロータブレードに比べて、ブレー
ド近傍の音圧変動が少ない。これは、ロータブレード１
０１の形状による効果として、ブレード近傍で発生する
衝撃波が弱化して、高速衝撃騒音が低減されたことを示
している。また、第２実施形態のロータブレード１０２
は、さらにブレード近傍の音圧変動が少ない。これも、
ロータブレード１０２の形状による効果として、ブレー
ド近傍で発生する衝撃波がさらに弱化して、高速衝撃騒
音が低減されたことを示している。
ド１０１は、比較例のロータブレードに比べて、ブレー
ド近傍の音圧変動が少ない。これは、ロータブレード１
０１の形状による効果として、ブレード近傍で発生する
衝撃波が弱化して、高速衝撃騒音が低減されたことを示
している。また、第２実施形態のロータブレード１０２
は、さらにブレード近傍の音圧変動が少ない。これも、
ロータブレード１０２の形状による効果として、ブレー
ド近傍で発生する衝撃波がさらに弱化して、高速衝撃騒
音が低減されたことを示している。
【００５２】図８は、ロータブレードのアドバンス比μ
に対するパワー係数ＣＰを示すグラフである。図８に
は、比較例のロータブレード、第１実施形態のロータブ
レード１０１および第２実施形態のロータブレード１０
２に関する曲線が描かれる。グラフの横軸はアドバンス
比μであり、縦軸はパワー係数ＣＰである。グラフによ
れば、アドバンス比μの広範囲にわたって、比較例より
も第１実施形態の方が、パワー係数ＣＰが少ない。これ
は、同一のアドバンス比μを得るために必要なパワーが
少なく、従って性能が高いことを示している。また、第
２実施形態はさらにパワー係数ＣＰが少なく、必要パワ
ーが少ないので、性能が高い。
に対するパワー係数ＣＰを示すグラフである。図８に
は、比較例のロータブレード、第１実施形態のロータブ
レード１０１および第２実施形態のロータブレード１０
２に関する曲線が描かれる。グラフの横軸はアドバンス
比μであり、縦軸はパワー係数ＣＰである。グラフによ
れば、アドバンス比μの広範囲にわたって、比較例より
も第１実施形態の方が、パワー係数ＣＰが少ない。これ
は、同一のアドバンス比μを得るために必要なパワーが
少なく、従って性能が高いことを示している。また、第
２実施形態はさらにパワー係数ＣＰが少なく、必要パワ
ーが少ないので、性能が高い。
【００５３】また、第１実施形態、第２実施形態ともに
アドバンス比が高くなるにつれて、比較例とのパワー係
数の差が大きくなっている。本例では、アドバンス比
０．４において第１、第２実施形態のパワーが比較例に
比べ、約６％低減されている。これは、第１実施形態お
よび第２実施形態の高速性能が比較例のロータに比べて
優れていることを示している。
アドバンス比が高くなるにつれて、比較例とのパワー係
数の差が大きくなっている。本例では、アドバンス比
０．４において第１、第２実施形態のパワーが比較例に
比べ、約６％低減されている。これは、第１実施形態お
よび第２実施形態の高速性能が比較例のロータに比べて
優れていることを示している。
【００５４】図９は、ホバリング時の推力係数ＣＴに対
するパワー係数ＣＰを示すグラフである。図９には、図
３に示したように下反角をつけたロータブレード１０
１、および下反角をつけないロータブレードに関する曲
線が描かれる。グラフの横軸は推力係数ＣＴであり、縦
軸はパワー係数ＣＰである。グラフによれば、推力係数
ＣＴの広範囲にわたって、「下反角なし」よりも「下反
角あり」のブレードの方が、パワー係数ＣＰが少ない。
これは、ホバリング時に同一の推力を得るために必要な
パワーが少なく、従って性能が高いことを示している。
するパワー係数ＣＰを示すグラフである。図９には、図
３に示したように下反角をつけたロータブレード１０
１、および下反角をつけないロータブレードに関する曲
線が描かれる。グラフの横軸は推力係数ＣＴであり、縦
軸はパワー係数ＣＰである。グラフによれば、推力係数
ＣＴの広範囲にわたって、「下反角なし」よりも「下反
角あり」のブレードの方が、パワー係数ＣＰが少ない。
これは、ホバリング時に同一の推力を得るために必要な
パワーが少なく、従って性能が高いことを示している。
【００５５】図１０（ａ）は第３実施形態のロータブレ
ード１０３を示す図であり、図１０（ｂ）は第４実施形
態のロータブレード１０４を示す図であり、図１０
（ｃ）は第５実施形態のロータブレード１０５を示す図
であり、図１０（ｄ）は第６実施形態のロータブレード
１０６を示す図である。
ード１０３を示す図であり、図１０（ｂ）は第４実施形
態のロータブレード１０４を示す図であり、図１０
（ｃ）は第５実施形態のロータブレード１０５を示す図
であり、図１０（ｄ）は第６実施形態のロータブレード
１０６を示す図である。
【００５６】図１０（ａ）のロータブレード１０３は、
第１実施形態のロータブレード１０１とほぼ同一の形状
を成すが、後縁３０の後退角が前縁２３の後退角よりも
大きい。これによって、前縁２３と後縁３０との間の翼
弦長Ｃ１が、外側にゆくほど増大する。このように、翼
端部１２外側の翼弦長Ｃ１を長くすることによって、翼
厚比を小さくすることができるので、さらに衝撃波の発
生を抑制でき、高速衝撃騒音を低減することができる。
第１実施形態のロータブレード１０１とほぼ同一の形状
を成すが、後縁３０の後退角が前縁２３の後退角よりも
大きい。これによって、前縁２３と後縁３０との間の翼
弦長Ｃ１が、外側にゆくほど増大する。このように、翼
端部１２外側の翼弦長Ｃ１を長くすることによって、翼
厚比を小さくすることができるので、さらに衝撃波の発
生を抑制でき、高速衝撃騒音を低減することができる。
【００５７】図１０（ｂ）のロータブレード１０４は、
第２実施形態のロータブレード１０２とほぼ同一の形状
を成すが、後縁３０の後退角が第１前縁２３ａの後退角
よりも大きい。これによって、第１前縁２３ａと後縁３
０との間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくほど増大する。こ
のように、翼端部１２外側の翼弦長Ｃ１を長くすること
によって、上記と同様に、翼厚比を小さくすることがで
きるので、さらに衝撃波の発生を抑制でき、高速衝撃騒
音を低減することができる。
第２実施形態のロータブレード１０２とほぼ同一の形状
を成すが、後縁３０の後退角が第１前縁２３ａの後退角
よりも大きい。これによって、第１前縁２３ａと後縁３
０との間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくほど増大する。こ
のように、翼端部１２外側の翼弦長Ｃ１を長くすること
によって、上記と同様に、翼厚比を小さくすることがで
きるので、さらに衝撃波の発生を抑制でき、高速衝撃騒
音を低減することができる。
【００５８】図１０（ｃ）のロータブレード１０５は、
第１実施形態のロータブレード１０１とほぼ同一の形状
を成すが、翼端部１２の内側部分では、後縁３０の後退
角が前縁２３の後退角よりも大きく、翼端部１２の外側
部分では、後縁３０の後退角が前縁２３の後退角よりも
小さい。翼弦長Ｃ１が外側にゆくに従って増加から減少
に転じる位置は、ロータの回転中心から０．９３Ｒ〜
０．９５Ｒの位置である。これによって、前縁２３と後
縁３０との間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦
増大した後に減少する。このように、内側部分の翼弦長
Ｃ１を外側にゆくほど長くすることによって、翼厚比を
小さくできるので高速衝撃騒音を低減でき、かつ外側部
分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど短くすることによって
翼端部の空力中心の後方へのずれが小さくなり、ピッチ
ングモーメントの増大による操縦性能悪化を防止でき
る。また、外側部分の翼弦長Ｃ１が外側にゆくほど短い
ので、翼端部の面積減少による摩擦抵抗の減少と、テー
パ効果による翼端部での揚力分布の改善が図られ、ロー
タブレードの揚抗比を向上でき、ホバリングおよび中低
速性能を向上することができる。
第１実施形態のロータブレード１０１とほぼ同一の形状
を成すが、翼端部１２の内側部分では、後縁３０の後退
角が前縁２３の後退角よりも大きく、翼端部１２の外側
部分では、後縁３０の後退角が前縁２３の後退角よりも
小さい。翼弦長Ｃ１が外側にゆくに従って増加から減少
に転じる位置は、ロータの回転中心から０．９３Ｒ〜
０．９５Ｒの位置である。これによって、前縁２３と後
縁３０との間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦
増大した後に減少する。このように、内側部分の翼弦長
Ｃ１を外側にゆくほど長くすることによって、翼厚比を
小さくできるので高速衝撃騒音を低減でき、かつ外側部
分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど短くすることによって
翼端部の空力中心の後方へのずれが小さくなり、ピッチ
ングモーメントの増大による操縦性能悪化を防止でき
る。また、外側部分の翼弦長Ｃ１が外側にゆくほど短い
ので、翼端部の面積減少による摩擦抵抗の減少と、テー
パ効果による翼端部での揚力分布の改善が図られ、ロー
タブレードの揚抗比を向上でき、ホバリングおよび中低
速性能を向上することができる。
【００５９】図１０（ｄ）のロータブレード１０６は、
第２実施形態のロータブレード１０２とほぼ同一の形状
を成すが、翼端部１２の内側部分では、後縁３０の後退
角が第１前縁２３ａの後退角よりも大きく、翼端部１２
の外側部分では、後縁３０の後退角が第１前縁２３ａの
後退角よりも小さい。またロータの回転中心から０．９
３Ｒ〜０．９５Ｒの位置で、翼弦長Ｃ１が増加から減少
に転じる。これによって、第１前縁２３ａと後縁３０と
の間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦増大した
後に減少する。このように、内側部分の翼弦長Ｃ１を外
側にゆくほど長くし、かつ外側部分の翼弦長Ｃ１を外側
にゆくほど短くすることにより、ピッチングモーメント
増大を起こすことなく高速衝撃騒音を低減できる。ま
た、外側部分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど短くするこ
とによって、２段の後退角と相まって、さらなる翼端部
の面積減少による摩擦抵抗の減少と、テーパ効果による
翼端部での揚力分布の改善が図られ、ロータブレードの
揚抗比を向上でき、ホバリングおよび中低速性能を向上
することができる。
第２実施形態のロータブレード１０２とほぼ同一の形状
を成すが、翼端部１２の内側部分では、後縁３０の後退
角が第１前縁２３ａの後退角よりも大きく、翼端部１２
の外側部分では、後縁３０の後退角が第１前縁２３ａの
後退角よりも小さい。またロータの回転中心から０．９
３Ｒ〜０．９５Ｒの位置で、翼弦長Ｃ１が増加から減少
に転じる。これによって、第１前縁２３ａと後縁３０と
の間の翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦増大した
後に減少する。このように、内側部分の翼弦長Ｃ１を外
側にゆくほど長くし、かつ外側部分の翼弦長Ｃ１を外側
にゆくほど短くすることにより、ピッチングモーメント
増大を起こすことなく高速衝撃騒音を低減できる。ま
た、外側部分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど短くするこ
とによって、２段の後退角と相まって、さらなる翼端部
の面積減少による摩擦抵抗の減少と、テーパ効果による
翼端部での揚力分布の改善が図られ、ロータブレードの
揚抗比を向上でき、ホバリングおよび中低速性能を向上
することができる。
【００６０】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、翼端部１
２の前縁２３の形状を関係式（１）に従わせることによ
って、翼端部１２での抵抗発散を確実に防止することが
でき、かつピッチングモーメントの増大を防ぎ操縦性能
を向上することができる。
２の前縁２３の形状を関係式（１）に従わせることによ
って、翼端部１２での抵抗発散を確実に防止することが
でき、かつピッチングモーメントの増大を防ぎ操縦性能
を向上することができる。
【００６１】また本発明によれば、高迎角時に発生する
翼端渦によって揚力を増大させることができる。
翼端渦によって揚力を増大させることができる。
【００６２】また本発明によれば、翼端部１２外側の翼
弦長Ｃ１を長くすることによって、衝撃波の発生を抑制
でき、高速衝撃騒音を低減することができる。
弦長Ｃ１を長くすることによって、衝撃波の発生を抑制
でき、高速衝撃騒音を低減することができる。
【００６３】また本発明によれば、翼端部１２の内側部
分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど長くし、かつ外側部分
の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど短くすることにより、ピ
ッチングモーメント増大を起こすことなく高速衝撃騒音
を低減できる。また同時に、外側部分の翼弦長Ｃ１を外
側にゆくほど短くすることによって、翼端部の面積減少
による摩擦抵抗の減少と、テーパ効果による翼端部での
揚力分布の改善が図られ、ロータブレードの揚抗比を向
上でき、ホバリングおよび中低速性能を向上することが
できる。
分の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど長くし、かつ外側部分
の翼弦長Ｃ１を外側にゆくほど短くすることにより、ピ
ッチングモーメント増大を起こすことなく高速衝撃騒音
を低減できる。また同時に、外側部分の翼弦長Ｃ１を外
側にゆくほど短くすることによって、翼端部の面積減少
による摩擦抵抗の減少と、テーパ効果による翼端部での
揚力分布の改善が図られ、ロータブレードの揚抗比を向
上でき、ホバリングおよび中低速性能を向上することが
できる。
【００６４】また本発明によれば後縁３０も前縁２３ま
たは第１前縁２３ａに合わせて後退させて後退角を０〜
２０度とすることによって、適切な翼厚比が保たれ、薄
翼化による断面翼型の揚力特性の悪化を防止できる。ま
た同様に、後退角を０〜２０度の範囲で適切に選ぶこと
により、翼端部１２のテーパ比を適切に確保することが
でき、翼端部での揚力分布の改善が図られ、ロータブレ
ードの揚抗比を向上でき、ホバリングおよび低中速性能
を向上することができる。
たは第１前縁２３ａに合わせて後退させて後退角を０〜
２０度とすることによって、適切な翼厚比が保たれ、薄
翼化による断面翼型の揚力特性の悪化を防止できる。ま
た同様に、後退角を０〜２０度の範囲で適切に選ぶこと
により、翼端部１２のテーパ比を適切に確保することが
でき、翼端部での揚力分布の改善が図られ、ロータブレ
ードの揚抗比を向上でき、ホバリングおよび低中速性能
を向上することができる。
【００６５】また同様に、後退角を０〜２０度の範囲で
適切に選ぶことにより、翼端部の空力中心の後方へのず
れを小さくでき、ピッチングモーメントの増大による操
縦性能悪化を防止できる。
適切に選ぶことにより、翼端部の空力中心の後方へのず
れを小さくでき、ピッチングモーメントの増大による操
縦性能悪化を防止できる。
【００６６】また本発明によれば、翼端部１２の付け根
付近のピッチ角を局部的に小さくすることによって、失
速角および最大揚力係数を増大させることができる。
付近のピッチ角を局部的に小さくすることによって、失
速角および最大揚力係数を増大させることができる。
【００６７】また本発明によれば、翼端部１２を下方に
反らせることによって、翼端渦とブレードとの干渉によ
る性能低下を防止することができる。
反らせることによって、翼端渦とブレードとの干渉によ
る性能低下を防止することができる。
【００６８】また本発明によれば最新の高性能翼型と組
合わせることにより抵抗発散マッハ数Ｍddを０．８〜
０．８５の範囲内の数値とすることができるので、翼端
部１２に過度な後退角や薄翼を付与する必要がなく、ピ
ッチングモーメントの増大や失速の発生を抑制して操縦
性能を向上することができる。
合わせることにより抵抗発散マッハ数Ｍddを０．８〜
０．８５の範囲内の数値とすることができるので、翼端
部１２に過度な後退角や薄翼を付与する必要がなく、ピ
ッチングモーメントの増大や失速の発生を抑制して操縦
性能を向上することができる。
【図１】本発明の第１実施形態であるロータブレード１
０１を示す平面図である。
０１を示す平面図である。
【図２】図２（ａ）は図１のロータブレードの１／４弦
線の高さ方向の位置を後方から見た図であり、また図２
（ｂ）はロータブレードの平面形を示している。
線の高さ方向の位置を後方から見た図であり、また図２
（ｂ）はロータブレードの平面形を示している。
【図３】ロータブレード１０２の下反角を示す斜視図で
ある。
ある。
【図４】ロータブレード１０２を後方から矢符Ｂの方向
に見た図である。
に見た図である。
【図５】ロータブレード１０１の回転中心からの距離に
対するピッチ角度を示すグラフである。
対するピッチ角度を示すグラフである。
【図６】図６（ａ）は比較例のロータブレード回りのマ
ッハ数（流れの速度と音速の比）分布、図６（ｂ）は第
１実施形態のロータブレード１０１回りのマッハ数分
布、図６（ｃ）は第２実施形態のロータブレード１０２
回りのマッハ数分布をそれぞれ示す図である。なお、比
較例のロータブレードは矩形翼である。
ッハ数（流れの速度と音速の比）分布、図６（ｂ）は第
１実施形態のロータブレード１０１回りのマッハ数分
布、図６（ｃ）は第２実施形態のロータブレード１０２
回りのマッハ数分布をそれぞれ示す図である。なお、比
較例のロータブレードは矩形翼である。
【図７】図７（ａ）は比較例のロータブレードによる音
圧変動を示すグラフであり、図７（ｂ）は第１実施形態
のロータブレード１０１による音圧変動を示すグラフで
あり、図７（ｃ）は第２実施形態のロータブレード１０
２による音圧変動を示すグラフである。
圧変動を示すグラフであり、図７（ｂ）は第１実施形態
のロータブレード１０１による音圧変動を示すグラフで
あり、図７（ｃ）は第２実施形態のロータブレード１０
２による音圧変動を示すグラフである。
【図８】ロータブレードのアドバンス比μに対するパワ
ー係数ＣＰを示すグラフである。
ー係数ＣＰを示すグラフである。
【図９】ホバリング時の推力係数ＣＴに対するパワー係
数ＣＰを示すグラフである。
数ＣＰを示すグラフである。
【図１０】図１０（ａ）は第３実施形態のロータブレー
ド１０３を示す図であり、図１０（ｂ）は第４実施形態
のロータブレード１０４を示す図であり、図１０（ｃ）
は第５実施形態のロータブレード１０５を示す図であ
り、図１０（ｄ）は第６実施形態のロータブレード１０
６を示す図である。
ド１０３を示す図であり、図１０（ｂ）は第４実施形態
のロータブレード１０４を示す図であり、図１０（ｃ）
は第５実施形態のロータブレード１０５を示す図であ
り、図１０（ｄ）は第６実施形態のロータブレード１０
６を示す図である。
【図１１】抵抗発散マッハ数Ｍddを示すグラフである。
【図１２】前縁２３の有効マッハ数を示す図である。
【図１３】ヘリコプタが前進飛行するときのロータ空力
特性を示す図である。
特性を示す図である。
【図１４】単純後退角をつけた翼端部の形状を示す図で
ある。
ある。
１０ 翼根部 １１ 中央部 １２ 翼端部 ２１ 中央部の前縁 ２２ 中央部の後縁 ２３ 翼端部の前縁 ２３ａ 翼端部の第１前縁 ２３ｂ 翼端部の第２前縁 ２５ 翼端部の側縁 ３０ 翼端部の後縁 １０１〜１０６ ロータブレード Ｃ，Ｃ１ 翼弦長 Ｍ∞ 最大飛行マッハ数 ＭTIP 翼端マッハ数 Ｍdd 抵抗発散マッハ数 Ｐ１ 中央部の前縁の外端 Ｐ２，Ｐ３，Ｐ６ 翼端 Ｐ４ 中央部の後縁の外端 Ｐ５ 翼端部の第１前縁の外端 Ｒ ブレード長 ｒ 距離 λ（ｒ） 後退角
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平10−35591（ＪＰ，Ａ) 米国特許4324530（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 27/467
Claims (12)
- 【請求項１】 限界飛行速度である最大飛行マッハ数Ｍ
∞およびホバリング時の翼端速度である翼端マッハ数Ｍ
TIPの飛行特性を有する回転翼機に搭載されるロータブ
レードであって、 回転駆動用のロータヘッドに取付られる翼根部１０と、 翼根部１０から直線状に延びた中央部１１と、 中央部１１から外側に延びて前縁２３、側縁２５および
後縁３０によって規定される形状ならびに所定の翼型を
有する翼端部１２とを備え、 前記翼端部１２の前縁２３では、ロータの回転中心から
距離ｒの位置の後退角λ（ｒ）は、回転翼機のロータブ
レード長Ｒおよび翼端部１２の翼型から決定される抵抗
発散マッハ数Ｍddによる関係式（１）を満たすことを特
徴とする回転翼機のロータブレード。 【数１】 - 【請求項２】 限界飛行速度である最大飛行マッハ数Ｍ
∞およびホバリング時の翼端速度である翼端マッハ数Ｍ
TIPの飛行特性を有する回転翼機に搭載されるロータブ
レードであって、 回転駆動用のロータヘッドに取付られる翼根部１０と、 翼根部１０から直線状に延びた中央部１１と、 中央部１１から外側に延びて、第１前縁２３ａ、その第
１前縁２３ａの外側に位置する第２前縁２３ｂ、側縁２
５および後縁３０によって規定される形状および所定の
翼型を有する翼端部１２とを備え、 前記翼端部１２の第１前縁２３ａでは、ロータの回転中
心から距離ｒの位置の後退角λ（ｒ）は、回転翼機のロ
ータブレード長Ｒおよび翼端部１２の翼型から決定され
る抵抗発散マッハ数Ｍddによる関係式（１）を満たし、 【数２】 翼端部１２の第２前縁２３ｂは、６０度〜８０度の後退
角を有することを特徴とする回転翼機のロータブレー
ド。 - 【請求項３】 前記前縁２３と後縁３０との間の翼弦長
Ｃ１は、外側にゆくほど増大することを特徴とする請求
項１記載の回転翼機のロータブレード。 - 【請求項４】 前記第１前縁２３ａと後縁３０との間の
翼弦長Ｃ１は、外側にゆくほど増大することを特徴とす
る請求項２記載の回転翼機のロータブレード。 - 【請求項５】 前記前縁２３と後縁３０との間の翼弦長
Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦増大した後に減少する
ことを特徴とする請求項１記載の回転翼機のロータブレ
ード。 - 【請求項６】 前記第１前縁２３ａと後縁３０との間の
翼弦長Ｃ１は、外側にゆくにつれて一旦増大した後に減
少することを特徴とする請求項２記載の回転翼機のロー
タブレード。 - 【請求項７】 前記後縁３０は、後退角０〜２０度の後
退角を有することを特徴とする請求項１または２記載の
回転翼機のロータブレード。 - 【請求項８】 前記中央部１１の外端付近は、ピッチ角
が局部的に小さいことを特徴とする請求項１または２記
載の回転翼機のロータブレード。 - 【請求項９】 前記翼端部１２は、外側にゆくほど下方
に反っていることを特徴とする請求項１または２記載の
回転翼機のロータブレード。 - 【請求項１０】 前記抵抗発散マッハ数Ｍddは、０．８
〜０．８５の範囲内にあることを特徴とする請求項１ま
たは２記載の回転翼機のロータブレード。 - 【請求項１１】 限界飛行速度である最大飛行マッハ数
Ｍ∞およびホバリング時の翼端速度である翼端マッハ数
ＭTIPの飛行特性を有する回転翼機であって、 回転駆動用のロータヘッドに取付られる翼根部１０と、 翼根部１０から直線状に延びた中央部１１と、 中央部１１から外側に延びて前縁２３、側縁２５および
後縁３０によって規定される形状ならびに所定の翼型を
有する翼端部１２とを備え、 前記翼端部１２の前縁２３では、ロータの回転中心から
距離ｒの位置の後退角λ（ｒ）は、回転翼機のロータブ
レード長Ｒおよび翼端部１２の翼型から決定される抵抗
発散マッハ数Ｍddによる関係式（１）を満たすロータブ
レードを搭載したことを特徴とする回転翼機。 【数６】 - 【請求項１２】 限界飛行速度である最大飛行マッハ数
Ｍ∞およびホバリング時の翼端速度である翼端マッハ数
ＭTIPの飛行特性を有する回転翼機であって、 回転駆動用のロータヘッドに取付られる翼根部１０と、 翼根部１０から直線状に延びた中央部１１と、 中央部１１から外側に延びて、第１前縁２３ａ、その第
１前縁２３ａの外側に位置する第２前縁２３ｂ、側縁２
５および後縁３０によって規定される形状および所定の
翼型を有する翼端部１２とを備え、 前記翼端部１２の第１前縁２３ａでは、ロータの回転中
心から距離ｒの位置の後退角λ（ｒ）は、回転翼機のロ
ータブレード長Ｒおよび翼端部１２の翼型から決定され
る抵抗発散マッハ数Ｍddによる関係式（１）を満たし、 【数７】 翼端部１２の第２前縁２３ｂは、６０度〜８０度の後退
角を有するロータブレードを搭載したことを特徴とする
回転翼機。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP06752899A JP3189251B2 (ja) | 1999-03-12 | 1999-03-12 | 回転翼機のロータブレード |
| EP99203091A EP1035014A3 (en) | 1999-03-12 | 1999-09-21 | Rotor blade for rotorcraft |
| US09/404,824 US6190132B1 (en) | 1999-03-12 | 1999-09-24 | Rotor blade for rotorcraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP06752899A JP3189251B2 (ja) | 1999-03-12 | 1999-03-12 | 回転翼機のロータブレード |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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| JP3189251B2 true JP3189251B2 (ja) | 2001-07-16 |
Family
ID=13347581
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP06752899A Expired - Lifetime JP3189251B2 (ja) | 1999-03-12 | 1999-03-12 | 回転翼機のロータブレード |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6190132B1 (ja) |
| EP (1) | EP1035014A3 (ja) |
| JP (1) | JP3189251B2 (ja) |
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