JPS5828160B2 - ロ−タ翼 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタのための比較的剛性の高いヒンジ
なしロータ装置用のロータ翼に関し、特にロータ翼に要
求される翼角度（ローフ翼の回転平面に対し翼弦がなす
角度）の範囲の全域に亙ってロータ翼の回転面に対し翼
桁の主軸（翼桁の横断面に於ける最小剛性軸線）がなす
角度を最小限とすべく翼型構造体の主軸（翼型構造体の
横断面に於ける最小剛性軸線）に対する翼桁の主軸が予
め成る角度に設定されている如きロータ翼の構造に係る
。

ヘリコプタはそのロータが比較的複雑である点に特徴が
ある。

ヘリコプタにはこれまで完全に関節結合式に構成された
ロータが成功裏に使用されてきた。

しかし間接結合式のロータは翼にフラッピング、ランキ
ング及びピッチングの運動を与えるために複雑なバブ機
構を備えており、そのために製造と保守に高いコストを
必要とする。

かかる欠点は重く且高価ではあるが複雑さを幾分解消る
エラストマ軸受を用いることによって成る程度解決され
、間接結合式でない即ちヒンジなしのロータを使用する
ことを可能にした。

しかしヒンジなしロータもまたそれ特有の問題を有して
いる。

例えば、ロータ翼の回転平面に沿う方向の固有振動の振
動数とこれに垂直な方向の固有振動の振動数とは分離さ
れるのが好ましいが、翼ピツチが変えられると、これら
の固有振動の振動数も変化しこれらの固有振動の共鳴が
生ずるという問題がある。

かかる問題は翼桁に沿う各部の翼型部の角度を変えるこ
とによって解決されることが知られている。

米国特許第２１５２８６１号明細書には楕円形断面の翼
桁の主軸が翼型構造体の主軸と一致していない関節式ロ
ータの構造が示されている。

この場合、かかる構造とされた唯一の理由は、翼桁の成
形２容易にし、その上面に滑らかな表面を得るためであ
る。

米国特許第２２７２４３９号及び第３６４７３１７号の
明細書には、翼桁の主軸が翼型構造体の主軸と一致して
いないように見える翼構造が示されているが、これに対
する理由は何ら与えられていない。

本発明の一つの目的は、ヘリコプタ用の改良されたロー
フ翼を提供することである。

本発明の他の一つの目的は、一つの回転平面に沿って回
転するヒンジなしロータのロータ翼の通常の翼角度範囲
に於て固有振動数による好ましくない振動を最小にする
ヘリコプタ用ロータ翼構造を提供することである。

本発明によれば、ヒンジなし構造のロータのロータ翼装
置は、１９７１年４月８日付米国特許出願第１３２４５
９号に於て示されている如き一本の横ぼりによる翼桁を
用いている。

この場合の翼桁は実質的に長方形の横断面を有するもの
である。

翼の翼型構造体はこの翼桁の周りに該翼桁に対して該翼
の平均翼角度に等しい角度傾けられて構成されている。

本発明の上述の目的及びその他の目的、特徴及び利点は
以下に添付の図を参照しつつ行われる本発明の好ましい
実施例についての詳細な説明より明らかとなるであろう
。

一つの平面内にて回転するロータ翼の該平面内（即ち略
翼端から翼端へ向かう方向或いは略翼弦に沿う方向）の
固有振動の振動数は翼のフェザリング角に伴って変化す
る。

これは翼の回転軸線に対し平行及び垂直な二つの直交面
に対する構造的剛性と遠心力の作用による剛性とが異な
るごとによるものである。

通常の作動に於けるピンチ角範囲は約３０度であり、第
１図に示されている如く、この角度範囲は一方の方向に
偏っており、従ってその平均角度は零ではない。

第１図の例では、この角度範囲は一５°から＋２５°で
あり、この場合の平均翼角度は＋１００である。

従来の翼に於ては、第２図にその典型的な例を示す如く
、翼の構成部材は翼型に対し整列された状態に配置され
ている。

従ってこの場合、最大剛性及び最小剛性の軸線はそれぞ
れ翼型の対し垂直及び平行であり、これらの軸線は翼型
が翼角度を変えるとき同じ角度だけ傾く。

通常のピッチ角或いは翼角度の作動範囲に於ては、その
固有振動数は個々の翼の設計に応じてローター回転当り
０．３〜０．４の間に変化し、翼角度に対し固有振動数
をグラフに描くと、翼角度が増大するにつれて固有振動
数は低下するような非線形の態様を示す。

ここで問題は、ロータの設計に当ってその固有振動数を
その作動の全域に互つて異なる次数の励振力の振動数の
中間位置にもたらすことである。

更にこの場合、動的な不安定性を避けるために、任意の
二つの振動モードの間を十分に開けることが必要である
。

第３図は一つの平面内にて回転する剛性のロータ翼につ
いての翼角度に対する励振力の振動数と翼の固有振動数
とを翼の回転数に対する倍数（即ち回転数或いは回転振
動数に対する励振力振動数及び固有振動数の比）にて示
すグラフである。

このグラフに於ける水平な線１．ｉロータ翼の回転平面
に垂直な方向の固有振動数を示す。

曲線Ｂは従来の設計による翼に於ける翼の回転平面に沿
う方向の、即ち略翼端から翼端へ向かう方向の翼固有振
動を示すものであり、この固有振動数は翼角度が増大す
るほど、最小剛性の軸線の周りの曲げが増大することに
より、減少している。

かかる翼固有振動数が倒れかの次数の励振力の振動数に
近付くと、共振が生じ、翼の応力が増大する。

好ましい翼の設計は、成る選択された翼角度の全域に亙
って、最小翼角度より平均翼角度までは翼角度の増大に
つれて翼の固有振動数が増大し、その後は翼角度が最大
翼角度まで増大するにつれて翼の固有振動数が減少する
ようなものである。

これは第３図に於て破線による曲ｍＣにて示されている
。

本発明の実施例の構造が第４図〜第８図に示されている
。

第４図はヘリコプタロータの平面図であり、このロータ
は駆動軸１２の軸線の周りに回転する。

このロータは前記駆動軸より互に反対方向に延在する一
体物よりなる一本の翼桁１４を有する複合構造のもので
ある。

翼桁１４は第５図〜第８図に見えている如き実質的に長
方形の横断面を有するものである。

翼桁の半径方向両端部には、その一つが第４図に示され
ている如く、翼１８を郭定する翼型構造体１６がその周
りに形成されている。

そしてその端部には先端キャップ２０が取付けられてい
る。

また翼のピッチ角を制御するために翼の半径方向内側部
にはピッチホーン２２が取付けられている。

翼桁の主軸は略翼弦の方向に延在しているが、翼の迎え
角即ち翼型部の主軸が翼の回転平面に対しなす角度が平
均作動角にあるとき、翼桁の主軸は翼の回転平面に対し
零の迎え角をなすようになっている。

第１図に示す翼の翼角度範囲に於ては、平均翼角度は＋
１０°である。

捩れのない翼の場合には、この＋１０°なる設定角は翼
桁に沿って同じであるが、捩れ翼の場合には、この設定
角は例えば翼の根元から翼端へ向けて翼幅の７５優の位
置にある如き翼桁に沿う成る一つの位置にて生じ、この
設定角は翼端に向かうにつれて小さくなり、翼の根元に
向かうにつれて大きくなるように設定される。

第５図〜第８図は第４図に於ける切断線５−５．６−６
、？−７及び８−８による翼の断面である。

これらの図は異型構造体１６と翼桁１４との間の相対的
角度関係を示している。

これらの図より分かる如く、翼桁の上面と底面とはその
端部に於て面取りされており、これによってその周りを
囲む異型構造体との干渉がさけられるようになっている
。

適当な材料よりなる充填材２８が翼桁１４と翼の外皮３
０との間に充填されている。

以上に於ては本発明をその一つの好ましい実施例につい
て詳細に説明したが、かかる実施例について本発明の範
囲内にて種々の修正が可能であることは当業者にとって
明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図はヘリコプタロータ翼の翼角度を典型的な作動領
域に於ける両極端位置と平均位置にて示す概略図である
。 第２図は従来のヘリコプタロータ翼に於ける最大剛性軸
線と最小剛性軸線とを示す概略図である。 第３図は一つの平面内にて回転する典型的な比較的剛性
の高いヘリコプタロータ翼の翼角度に対する固有振動数
を回転振動数に対する比にて示すグラフである。 第４図は本発明に従って構成されたヘリコプタロータ翼
の平面図である。 第５図〜第８図は第４図に示す翼の第４図に於ける各切
断線に対応する断面図であり、翼桁に対する異型構造体
の関係を示す図である。 １・・・ロータ、１２・・・駆動軸、１４・・・翼桁、
１６・・・異型構造体、１８・・・翼、２０・・・先端
キャップ、２２・・・ピッチホーン、２８・・・充填物
、３０・・・翼皮。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 翼幅の大部分に亙って延在する翼桁と該翼桁の周り
   を囲みロータ翼の翼型を郭定する翼型構造体とを有し、
   前記翼桁及び前記翼型構造体はそれぞれその横断面につ
   いて主軸を有し、成る一つの最小角度から成る一つの最
   大角度までの翼角度範囲にて作動するロータ翼にして、
   前記翼桁の主軸と前記翼型構造体の主軸との間の角度が
   該ロータ翼の翼幅方向に沿う少なくとも一箇所に於ける
   翼角度範囲のうちの平均翼角度に実質的に等しく、該ロ
   ータ翼桁前記平均翼角度に設定されているとき前記翼桁
   の主軸は実質的に該ロータ翼の回転平面内にあることを
   特徴とするロータ翼。