JP6778440B2 - ロータブレード、ドローン、ヘリコプタ及びロータブレードの設計方法 - Google Patents
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Description
本発明に係るロータブレードは、実際のロータブレードの後流に見られる縮流(筒状の流れの半径の縮小)や渦巻き込み(ロールアップ)が反映された形状なので、フィギュアオブメリットが高くする事ができる。
本発明に係るロータブレードは、付け根付近に最大翼弦長を持ち、最大翼弦長の値は半径50%から90%にある翼弦長の極小値の2倍以上であり、その一方で、付け根の取付け角は半径30%付近以下の領域で付け根に行くほど減少している。これは、つまり翼弦長を実現可能な値におさめつつ、正確なロータ後流を用いて最適化を行って得られた形状であり、フィギュアオブメリットが高くする事ができる。
本発明の更に別形態に係るヘリコプタは、上記構成のロータブレードを有する。
図1は本発明の一実施形態に係るロータブレードの上面図である。
図1に示すように、ロータブレード1は、シャフト穴3を有するハブ2に設けられている。
ロータブレード1は、ソリディティが10%以下である。
ロータブレード1の形状は、以下の通りである。
(1)付け根付近に最大翼弦長を持ち、その値は半径50%から90%にある翼弦長の極小値の2倍以上であること。
(2)先端は徐々に細くなっていること。
(3)付け根の取付け角は半径30%付近以下の領域で付け根に行くほど減少していること。
図4に本発明者である原田の渦法を図2のa)の渦モデルを用いて最適化した際の翼弦長分布を、また図5に取付角を示す。ここで計算条件を表1に示す。
図6に本発明者である原田の渦法を図2のb)の渦モデルを用いて最適化した際の翼弦長分布を、また図7に取付角を示す。このときのフィギュアオブメリットは78.8%である。
従って、この実施形態に係るロータブレード1は、フィギュアオブメリットが高く、ドローン、ヘリコプタなどに使用すれば、飛行時間、ペイロード重量を増す事ができる。
本発明は、固定ピッチ同軸2重反転ロータ式有人ヘリコプタや固定ピッチ同軸2重反転ロータ式無人ヘリコプタなどに適用する事ができる。
図10にプロペラの座標系と放出渦を示す。プロペラは回転しながらx軸方向に移動し、移動した軌跡に放出渦が残されると考える。
図11に一枚目のブレードの拡大図を示す。回転軸からri離れたブレード上にi番目の代表点があり、j番目の放出渦は図中白丸で示された様に短い線分に離散化する。j番目の単位強度の放出渦がi番目の代表点に引き起こすx方向の誘導速度をXij、z方向の誘導速度をZijとすると、i番目の代表点に引き起こされるx方向の誘導速度ui、z方向の誘導速度wiはそれぞれ
ui=ΣXijгj (1)
wi=ΣZijгj (2)
で与えられる。ここで、Xij、Zijはビオサバールの法則から得られる定数であり、гjはj番目の放出渦である。
UT=riΩ−wi (3)
で与えられる。ここでΩはプロペラの回転角速度である。またブレードに流入する空気の軸方向成分をUPとするとUPは
UP=U−ui (4)
で与えられる。ここでUはプロペラの前進速度である。流入角φi及び流入速度Viはそれぞれ次式で与えられる。
φi=tan−1(UP/UT) (5)
Vi=√(UP 2+UT 2) (6)
dLi=ρViгidb (7)
で与えられる。ここでρは空気密度、dbは翼素の幅である。または、揚力係数CLを用いて
dLi=1/2・ρVi 2CLcidb (8)
で表される。ここで、ciはi番目の翼素の翼弦長である。(7)、(8)式よりciは次式で与えられる。
ci=2гi/CLVi (9)
i番目の翼素に働く局所抵抗dDiは抵抗係数CDを用いて次式で与えられる。
dDi=1/2・ρVi 2CDcidb (10)
CDはレイノルズ数とCLの関数であるが、CLに定数を用い、CDがレイノルズ数に対しては鈍感であるとして定数としてよい。
局所揚力dLiと局所抵抗dDiの合力の軸方向分力は局所推力dTiとなり、接線方向分力をdNiとするとそれぞれ、
dTi=dLicosφi−dDisinφi (11)
dNi=dLisinφi+dDicosφi (12)
となる。局所吸収パワdPiはdNiriΩであるから次式で与えられる。
dPi=(dLisinφi+dDicosφi)riΩ (13)
結局、推力と吸収パワは(11)式と(13)式よりそれぞれ
T=BΣdTi (14)
P=BΣdPi (15)
で与えられる。ここでBはブレード枚数である。
[条件]:P=P0
のもとで
[目的関数]:−T
を最小化する
最適化問題に帰着する。
2 ハブ
3 シャフト穴
Claims (4)
- ソリディティが10%以下となるロータブレードであり、
前記ロータブレードの形状が、
半径60%付近の領域で翼弦長が極小値となっている部分を持ち、
付け根付近に最大翼弦長を持ち、前記最大翼弦長の値は前記翼弦長の極小値の2倍以上であり、
先端は徐々に細くなっており、
付け根の取付け角は半径30%付近以下の領域で付け根に行くほど減少し、
前記取付角の先端付近の接線は正の値を持ち、前記取付角は半径60%付近で極小値をとり、半径30%付近で極大値をとり、前記取付角の付け根付近の接線は負の値を持つ
ロータブレード。 - 請求項1に記載のロータブレードを有するドローン。
- 請求項1に記載のロータブレードを有するヘリコプタ。
- ロータブレード上の単位強度の放出渦が作る誘導速度を影響係数とし、この影響係数と前記ロータブレード上の循環の積で、前記ロータブレードの軸方向の誘導速度及び周方向の誘導速度を表し、
前記ロータブレードの軸方向の誘導速度及び周方向の誘導速度を翼素理論に用いて、必要パワと推力を表し、
前記必要パワを一定として前記推力を最大にする最適設計問題を解く渦法に、
渦半径が収縮し、かつ前記ロータブレードから放出する渦が後方でロールアップにより翼端と回転中心に集中する放出渦モデルを適用する事で、ロータブレードの形状を得る
ロータブレードの設計方法。
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