WO2017094297A1 - ヘリコプタ、ブレード及びロータ - Google Patents
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Definitions
- the present invention relates to a helicopter, a blade, and a rotor. About.
- GEN H-4 the smallest helicopter in the world is GEN H-4 developed by GEN CORPORATION.
- GEN H-4 employs a coaxial counter rotating rotor, rigid rotor blade, and fixed pitch rotor blade, and succeeds in simplifying the mechanism and reducing the weight by removing the complicated and heavy swash plate. is doing.
- the posture control of the yaw is performed by the difference in the number of rotations of the upper and lower rotors, and the vertical and horizontal control is performed by weight shift.
- the head-up moment that occurs with the increase in speed inherent in the helicopter is superior to the moment that can be generated by weight shift, and it is not possible to achieve a sufficient speed. If high-speed performance is improved, GEN H-4 is expected to play an active role as a personal flight mobile device in North America and other countries.
- Non-Patent Document 2 and Non-Patent Document 3 the Advanced Blade Concept technology used in ShikoskyS.69 and SikoskyX2 employs a rigid rigid rotor, which suppresses the flapping motion of the blades and suppresses the upper and lower rotor spacing. It is possible to get closer. Furthermore, by causing only the forward blade to bear lift, the problem of stall of the backward blade is solved, and high speed flight is possible.
- X2 updated the maximum speed of the helicopter in 2010 and achieved horizontal flight at 460 km / h.
- a rigid rotor with high rigidity has a problem of great vibration and poor ride comfort. In X2, riding comfort is improved by aggressive vibration control.
- the helicopter tail rotor also does not perform cyclic pitch control, so there is a problem that the rotating surface tilts backward as the speed increases.
- the ⁇ three hinge described in Patent Document 1 and Non-Patent Document 4 is widely used. Since the three-hinge hinge uses the coupled motion of the feathering angle by tilting the axis of the flapping hinge, it must have a flapping hinge. In the fixed pitch coaxial counter rotating rotor with the upper and lower sides close to each other, there is a risk of contact between the upper and lower rotors, so the flapping hinge cannot be used, and this ⁇ three hinge cannot be used.
- a fixed-pitch coaxial counter-rotating helicopter that performs control by moving the center of gravity, to which the present invention can be applied, is characterized by being small and easy to control. If the problem of being unable to fly at high speed can be solved, it can become the mainstay of autonomous UAV that can be hovered.
- the present invention can obtain a sufficient forward speed only by weight movement or movement of a load corresponding to weight movement in a helicopter using a fixed pitch coaxial contra-rotating rotor having no swash plate. It aims at solving the problem that there is not, and also giving the safety that does not reach the excessive speed only by the movement of the weight corresponding to the weight movement or the weight movement.
- a helicopter according to an aspect of the present invention is a fixed-pitch coaxial counter-rotating helicopter, and the rotor uses airfoil blades having a moment coefficient of 0 or negative.
- the blade twist center or feathering shaft is provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge.
- the blade may have an adjustment tab.
- the rotor has a feathering shaft provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge, and a pair of blades facing each other with the main mast interposed therebetween is integrated. It has a mechanism in which the mounting angle of the blade on one side increases or decreases in the opposite phase, and a mechanism that generates a reaction force that generates a moment to return to the neutral position proportional to the feathering angle. There may be.
- the spring constant of the mechanism that generates the reaction force may be a value that suppresses the maximum speed to a safe value.
- a blade according to an embodiment of the present invention is a blade used in a fixed-pitch coaxial counter-rotating helicopter helicopter, using an airfoil with a moment coefficient of 0 or negative, and having a chord length of 25 from the leading edge.
- a twist center is provided at a position within%.
- the blade according to one aspect of the present invention may have an adjustment tab.
- a rotor according to an embodiment of the present invention is a rotor used in a fixed-pitch coaxial counter-rotating helicopter, using an airfoil blade having a moment coefficient of 0 or negative, and a chord length from a leading edge.
- a feathering shaft at a position within 25% of the distance and integrating a pair of opposing blades across the main mast, the mounting angle of the blade on one side increases or decreases in the opposite phase.
- a mechanism for generating a reaction force for generating a moment to return to the neutral position proportional to the feathering angle may be a value that suppresses the maximum speed to a safe value.
- FIG. 1A is a top view
- FIG. 1B is a rear view
- FIG. 1C is a side view.
- FIG. 9 is an exploded perspective view of the rotor head of FIG. 8.
- 6 is a graph showing calculation results of Example 1.
- 6 is a graph showing the head-up moment of the aircraft of Example 1.
- 6 is a perspective view of a rotor according to Embodiment 2.
- FIG. It is a graph which shows the change of the attachment angle of the braid
- FIG. 6 is a graph showing a lift change of Example 2. It is a graph which shows the change of the force which acts on the blade element of Example 2.
- FIG. 6 is a graph showing changes in the head lifting moment of Example 2.
- FIG. 1A shows a top view of this helicopter.
- the rotor is clockwise when viewed from above, but in papers and the like, it is assumed to rotate counterclockwise at an angular velocity ⁇ (rad / s) as shown in the figure.
- the speed 6 due to the rotation of the forward blade 1 at the radius r is r ⁇ .
- the speed 7 due to the rotation of the backward blade 2 at the radius r is also r ⁇ .
- the forward side total speed 8 becomes r ⁇ + V inf
- the backward side total speed 9 becomes r ⁇ V inf .
- the lift 10 generated by the forward blade 1 is larger than the lift 11 generated by the backward blade 2 as shown in FIG. Since the rotor is rotating here, the applied point shifts by 90 degrees in the rotational direction due to so-called gyro precession, and appears as a head-up moment 12 as shown in FIG. To be precise, the phase is delayed by 90 degrees in the case of a seesaw type rotor head. In the case of an articulated rotor head, the phase delay becomes smaller than 90 degrees as the hinge offset amount increases. In addition, the phase lag is further reduced in a rigid rotor whose flapping motion depends on the elastic deformation of the blade.
- this phase lag is less than 90 degrees and about 70 degrees. However, since this is a coaxial counter rotating rotor, this phase delay is canceled by the upper and lower rotors, and the phase delay may be substantially 90 degrees.
- the increase in the head lifting moment accompanying the increase in speed is also called positive stability of the speed of the helicopter, and is a safe phenomenon to suppress the increase in speed.
- control is performed such that the attachment angle ⁇ of the forward blade 1 is smaller than the attachment angle ⁇ of the backward blade 2 so that the head-up moment 12 becomes zero.
- the helicopter according to the first embodiment of the present invention is as follows. In a helicopter using a fixed pitch coaxial counter rotating rotor, 1. Use an airfoil with a zero or negative moment coefficient. 2. A feathering shaft is provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge.
- the mounting angle of the blade on one side increases or decreases in opposite phases. 4). It has a mechanism that generates a reaction force that generates a moment to return to a neutral position proportional to the feathering angle.
- the spring constant of 5.4 is a value that keeps the maximum speed to a safe value.
- FIG. 2 shows a schematic diagram of a rotor according to the present invention.
- the forward blade 1 and the backward blade 2 are connected by a shaft 14. Since the return spring built-in hub 15 holds the shaft 14 in a freely rotating manner, when the attachment angle ⁇ of the forward blade 1 is increased, the attachment angle of the backward blade 2 is reduced. Conversely, when the attachment angle ⁇ of the forward blade 1 is increased, the attachment angle of the backward blade 2 is increased.
- the return spring built-in hub 15 has a built-in return spring, and always generates a restoring moment in a direction in which the mounting angles of the forward blade 1 and the backward blade 2 are equal.
- the y-axis is taken in the traveling direction, and the x-axis is taken in the right direction with respect to the traveling direction.
- An azimuth angle 16, ⁇ is taken counterclockwise from the x-axis.
- a micro blade element having a width dr at a radius r is considered.
- FIG. 3 shows the angle, force, and position of the micro blade element at the radius r.
- Lower inflow rate 21 a vertical component and a horizontal component of the inflow velocity 19, V hitting the blade forward inflow velocity 20, U T, and U P.
- An angle formed by the forward inflow speed 20 and the downward inflow speed 21 is defined as a blowing angle 22 and ⁇ .
- the sum of the blade mounting angle 23, ⁇ and the downward inflow velocity 21 is defined as an attack angle 24, ⁇ .
- the mounting angle changing shaft 25 is set in front of the aerodynamic center 26 located at 25% of the chord length c from the leading edge.
- the point of lift applied at an angle of attack of 0 ° is set to 27, and the lift coefficient 29 is set to CLO .
- a is referred to as lift inclination and theoretically takes a value of 2 ⁇ .
- FIG. 4 shows how the wind pressure center moves forward as the angle of attack 24 of the wing increases.
- E214 was used as the airfoil.
- the camber of the airfoil is convex upward, and the center of wind pressure moves forward as the angle of attack 24 increases as shown in the figure.
- the lift coefficient increases in direct proportion to the increase in the attack angle 24 of the wing. Therefore, the above phenomenon can be paraphrased as the center of wind pressure advances as the lift coefficient increases.
- the center of wind pressure advances, so the moment coefficient at a certain point is constant. This constant point is theoretically located at 25% of the chord length c from the leading edge and is called the aerodynamic center 26.
- FIG. 5 shows the principle of moving the wind pressure center using thin blade theory.
- a camber at an arbitrary angle of attack 24 shown in FIG. 5-a) is represented by a flat plate having the angle of attack 24 shown in FIG. 5-b) and a camber having no angle of attack shown in FIG. 5-c).
- the lift coefficient at the angle of attack 0 of the flat plate is 0 and increases in proportion to the angle of attack 24.
- the proportionality constant at that time is the lift gradient a.
- the wind pressure center of the flat plate is at a fixed position independent of the angle of attack 24, and is always at a position of 25% of the chord length c from the leading edge.
- the camber that does not wait for the angle of attack naturally generates a constant value CLO without depending on the angle of attack, and its position is constant. Therefore, the lift coefficient CL is given by the following equation.
- C L a ⁇ + C L0 (Formula 1)
- the wind pressure center l (distance from the aerodynamic center) can be considered as the point of application of the resultant force of the lift created by the flat plate and the lift created by the camber.
- the wind pressure center when the angle of attack 24 is 0 is the front. Since it is located at 46% of the chord length c from the edge, the wind pressure center l is given by the following equation.
- l ⁇ (0.25-0.25) a ⁇ + (0.46-0.25) C L0 ⁇ / (a ⁇ + C L0 ) (Formula 2)
- Cm 0.25 is a moment coefficient around the aerodynamic center 26, and is a moment generated by FIG.
- the lift coefficient of the actual airfoil E214 is not exactly proportional to the angle of attack 24, and the moment coefficient is not a constant value.
- FIG. 6 shows the true values of the lift coefficient and moment coefficient of E214.
- the moment coefficient around an arbitrary position when an arbitrary position is kc is given by the following equation from FIG.
- dL (1/2) ⁇ V 2 C L cdrcos ⁇ (Formula 5)
- dM 1 ⁇ AV 1 2 (a ⁇ 1 l a + C L0 l b )
- dM 2 ⁇ AV 2 2 (a ⁇ 2 l a + C L0 l b ) (Formula 10)
- the attachment angles ⁇ 1 and ⁇ 2 of the blade elements 17 and 18 are given by the following equations using the fixed pitch angle ⁇ and the swing angle ⁇ c , respectively.
- RHS3 + RHS4 ⁇ A (V 1 2 ⁇ V 2 2 ) a ⁇ 0 l a + A (V 1 2 + V 2 2) cos ⁇ a ⁇ c l a
- RHS3 + RHS4 -4Ar ⁇ V inf cos ⁇ a ⁇ 0 l a -2A (r 2 ⁇ 2 + V inf 2 cos 2 ⁇ + v 2) cos ⁇ a ⁇ c l a (Formula 15)
- V inf ⁇ r ⁇ holds. Then the following approximation holds.
- dM 4Ar ⁇ V inf cos ⁇ a (v / r ⁇ ) l a -4Ar ⁇ V inf cos ⁇ a ⁇ 0 l a -2A (r 2 ⁇ 2 + V inf 2 cos 2 ⁇ + v 2) cos ⁇ a ⁇ c l a -4Ar ⁇ V inf cos ⁇ a ⁇ 0 C L0 l b ( Equation 18)
- dM 4Ar ⁇ V inf cos ⁇ (a ( v / r ⁇ ) l a -a ⁇ 0 l a -C L0 l b) -2A (r 2 ⁇ 2 + V inf 2 cos 2 ⁇ + v 2) cos ⁇ a ⁇ c l a
- the positive / negative in the first term parenthesis of Equation 19 is considered.
- Equation 19 takes a negative value if C L > 0. Since the value in the parenthesis in the second term of Equation 19 is always positive, the swing angle ⁇ C must be negative in order to make dM zero.
- Equation 19 did not take into account a spring that generates a restoring moment.
- Equation 19 is rewritten as follows in consideration of the spring.
- dM 4Ar ⁇ V inf cos ⁇ (a (v / r ⁇ ) l a ⁇ a ⁇ 0 l a ⁇ C L0 l b ) -2A (r 2 ⁇ 2 + V inf 2 cos 2 ⁇ + v 2) cos ⁇ a ⁇ c l a -2Ak ⁇ c cos ⁇ (Formula 21)
- the spring constant is set to 2 Ak for convenience.
- Equation 23 If C L > 0, the value in parentheses in Equation 23 is more negative than in Equation 20, and the swing angle ⁇ c is negative. That is, the attachment angle of the forward blade 1 automatically decreases, and the attachment angle of the backward blade 3 increases. Further, from Equation 23, the swing angle ⁇ c is proportional to the forward speed V inf . or if you want to increase the absolute value of theta c uses lift coefficient C L0 is larger airfoil when the angle of attack 0, the distance l b is large airfoil of the force application point of the lift when the aerodynamic center and angle of attack 0 Use it. The absolute value of theta c by increasing the spring constant k is small, the absolute value of theta c by reducing the spring constant k increases.
- the present invention in a helicopter using a fixed pitch coaxial counter rotating rotor, 1. Use an airfoil with a zero or negative moment coefficient. 2. A feathering shaft is provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge.
- FIG. 8 shows an embodiment of the present invention
- FIG. 9 shows an exploded view of FIG.
- the inner hub 32 has a vertical hole through which the main mast 34 passes and a horizontal hole through which the seesaw hinge pin 36 passes.
- the inner hub 32 is accommodated in the outer hub 33, a hole having a size capable of swinging the inner hub 32 is formed, and a lateral hole through which the seesaw hinge pin 36 is formed is formed.
- the main mast 34 has a step for determining the vertical position of the outer hub 33, and further has a recess for transmitting torque to the inner hub 32 and the outer hub 33 via a seesaw hinge pin 36.
- the inner hub 32 and the outer hub 33 are fixed to the main mast 34 by seesaw hinge pins 36.
- the inner hub 32 is completely fixed to the main mast 34.
- the outer hub 33 has a gap with the inner hub 32, the inner hub 32 can swing around the seesaw hinge pin 36.
- the elastomer 42 is in the gap, the swinging is not free and a restoring force that always returns the outer hub 33 to a horizontal level is generated.
- the seesaw hinge pin 36 in order to make the outer hub 33 swing smoothly, it is desirable to use a material having a small friction coefficient and apply grease.
- the metal shank 37 extends from the blade 35, and the shank 37 has a mounting hole.
- the outer hub 33 is provided with a yoke portion for fixing the shank 37, and the shank 37 is fixed to the outer hub 33 by the shank mounting bolt 40 and the shank mounting nut 41.
- An airfoil having a negative moment coefficient is used as the airfoil of the blade, and the rocking axis of the outer hub 33 is ahead of the position of 25% of the chord length from the leading edge of the blade.
- the blade 35 exerts a moment to try to level the blade due to the effect of the inertia performance factor.
- the Chinese weight mounting rod 38 and the Chinese weight serve to cancel this moment and are often used in helicopters, but are not essential in the present invention.
- the elastomer 42 is used to generate a restoring force, but is not necessarily an elastomer, and may be an elastic member such as a spring, a leaf spring, a disc spring, or a bamboo spring.
- the effect of the present invention is calculated using the specifications of the Rollinson R-22 BETA shown in Table 1.
- Calculation uses the model shown in FIG. 2 and uses 2.88 as 75% of the rotor radius as r. 75% of the radius is a value often used as the representative radius of the rotor. Moreover, 0.0959 which is 1/40 of the rotor radius is used as dr. The attachment angle of the root is 10 degrees. It becomes 4.75 degrees at the position of radius r by twisting down.
- the airfoil uses E214 whose characteristics are shown in FIGS. A spring constant of 2.62 (N.m / deg, per blade element) is used. The induced velocity v is not a constant value, but a value obtained from blade element theory and momentum theory.
- FIG. 10 shows the calculation result.
- the horizontal axis is the azimuth angle of the micro blade 17.
- 10 (a) shows the lift dL generated by the micro blade element 17,
- FIG. 10 (b) shows the induced velocity v created by the micro blade element 17,
- FIG. 10 (c) shows the swing angle ⁇ c , and
- the time average of the head raising moment when the rotor head of the present invention is used is about 25 kg-m. This can be canceled by a 75kg person on the aircraft moving about 0.33m forward.
- the time average of the head lifting moment when the rotor head of the present invention is not used is 160 kg-m. To cancel this moment, a 75 kg person must move forward 2.1m.
- R.22 BETA is 4 times as large as GEN H-4 in terms of rotor rotation area.
- V inf 20 m / s
- a person weighing 75 kg moves forward 0.66 m. You can keep the head up.
- the helicopter according to the second embodiment of the present invention is as follows. In a helicopter using a fixed pitch coaxial counter rotating rotor, 1. Use an airfoil with a zero or negative moment coefficient. 2. The blade twist center is provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge. 3. Match the center of the blade twist and the center of gravity. 4). Has an adjustment tab.
- FIG. 12 shows a schematic diagram of a rotor according to a second embodiment of the present invention.
- a hub 113 is attached to a mast 114, and a blade 115 is connected to a shank 116 by attachment bolts 117.
- An adjustment tab 118 is attached to the blade 115.
- the wind pressure center l (distance from the aerodynamic center) can be considered as the point of application of the resultant force of the lift created by the flat plate and the lift created by the camber.
- C m0.25 is a moment coefficient around the aerodynamic center, which is the moment created by FIG. Equation 25 is shown as a solid line on FIG.
- the position of the wind pressure center can be obtained from a simple inverse proportional expression.
- C m ⁇ (l ⁇ h)
- C L ⁇ ⁇ C m 0.25 / (C L +0.25 -H) ⁇ C L (Formula 26) If C L > 0, C m ⁇ 0, h ⁇ 0.25, then the formula 26 brackets are more negative and C m is negative.
- a blade shank 116 which is simply a mounting portion of the blade 115, is attached to the hub 113 by mounting bolts 117.
- the hub 113 and the mast 114 are fastened.
- An adjustment tab 118 is attached to the rear edge of the blade 115.
- the blade 115 has an appropriate torsional rigidity, and its twist center is located at a position ahead of or 25% of the blade length. The airfoil moment coefficient is negative.
- a weight is built in the front edge of the blade 115, and the center of torsion coincides with the position of the center of gravity. Using the specifications of GEN H-4 shown in Table 2, the effect of the present invention was calculated.
- FIGS. The horizontal axis is the azimuth angle of the blade element.
- FIG. 13 shows the attachment angle of the blade element
- FIG. 14 shows the lift coefficient
- FIG. 15 shows the lift force generated by the blade element.
- the forward speed V inf was swung to 10 m / s and 20 m / s. Further, the forward speed V inf when the present invention is not used is also shown in the graph with the value at 0 m / s being “fixed”.
- the mounting angle decreases as the blade advances.
- FIG. 14 the lift coefficient at the time of forward movement decreases and increases at the time of backward movement.
- the change in lift shown in FIG. 15 is greatly reduced as compared to the “fixed” case.
- the present invention is applicable not only to a fixed-pitch coaxial double-reversed rotor type manned helicopter but also to a fixed-pitch coaxial double-reversed rotor type unmanned helicopter.
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Abstract
【課題】スワッシュプレートを有しない固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは十分な前進速度を得られない問題を解決する事、また同様に体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは過大な速度に達しない安全性を付与する事。 【解決手段】固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、 1.モーメント係数が0又は負である翼型を使用する。 2.前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸を設ける。 3.メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構とする。 4.フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構を有する。 5.4のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値とする。
Description
本発明は、ヘリコプタ、ブレード及びロータに関する。
に関する。
に関する。
現時点で世界最小のヘリコプタはGEN CORPORLATIONが開発したGEN H-4である。非特許文献1によれば、GEN H-4では同軸二重反転ロータ、リジッドロータブレード、固定ピッチロータブレードを採用し、複雑で重いスワッシュプレートを取り除いたことで機構の単純化と軽量化に成功している。ヨーの姿勢制御は上下のロータの回転数の差で行い、縦、横の制御は体重移動で行っている。しかし体重移動により発生出来るモーメントより、ヘリコプタ固有の速度増加に伴って発生する頭上げモーメントが卓越して十分な速度を出す事が出来ない。高速性能が改善されればGEN H-4は北米等で個人用飛行移動装置として活躍する事が期待される。
GEN H-4と同様に同軸2重反転式ロータを採用した機体にSikorskyS.69、SikorskyX2などがある。ただしこれらの機体はスワッシュプレートを持っておりサイクリックピッチコントロールを行っている。非特許文献2、非特許文献3によればSikorskyS.69、SikorskyX2で用いているAdvlancing Blade Concept技術では、剛性の高いリジッドロータを採用する事で、ブレードのフラッピング運動を抑えて上下のロータ間隔を近づける事を可能にしている。更に前進側のブレードにのみ揚力を負担させる事で、後退側のブレードの失速の問題を解決し、高速飛行を可能としている。X2は2010年にヘリコプタの最高速度を更新し、460km/hでの水平飛行を達成した。しかし、剛性の高いリジッドロータは振動が大きく、乗り心地が悪い問題がある。X2では積極的な制振により乗り心地を改善している。
ヘリコプタのテイルロータもサイクリックピッチコントロールを行わないため、速度の増加と伴に回転面が後傾する問題がある。これを防ぐために特許文献1、非特許文献4に記述があるδスリーヒンジが広く用いられている。δスリーヒンジではフラッピングヒンジの軸を傾けることによるフェザリング角の連成運動を利用しているため、フラッピングヒンジを持たなければならない。上下を近接させた固定ピッチ同軸二重反転ロータでは上下のロータの接触の危険があるためにフラッピングヒンジを使う事が出来ず、このδスリーヒンジは用いる事が出来ない。
100kgクラスのUAV(Unmanned aerial vehicle)の分野で通常型のガソリンエンジンを動力とするヘリコプタの利用が増加している。また更に軽量な10kg 以下のクラスではマルチコプタが成功している。無人産業用ヘリコプタでは農薬散布の分野でヤマハRMAXが多く使われている。しかしRMAXは通常型のヘリコプタであるため挙動が左右非対称であること、及び様々な操舵のカップリングがあるため、操縦が難しい問題がある。非特許文献5にあるように操縦の負担を減らすために自律化も進められているが、高度な制御則が必要である。一方でマルチコプタはプロペラが4基以上あるため同一重量では大型化するが、制御が容易なためUAVとして撮影等に盛んに利用され、自律化も進められている。
例えば本発明が適用することが可能な重心移動によって制御を行う固定ピッチ同軸二重反転ロータ式ヘリコプタは、小型である上に制御が簡単である特徴を持つ。高速飛行が出来ない問題を解決出来れば、ホバリング可能な自律UAVの主力となりうる。
柳沢源内、二重反転一人乗りヘリコフターGEN H-4 開発と将来展望、Heli Japan 2002、11月 2002
D.Wlash,et al, High Airspeed Test of the Sikorsky X2 Technology(登録商標) Demonstrlator,67th AHS,May 4,2001.
D.Wash,et al, High Airspeed Test of the Sikorsky X2 Technology(登録商標) Demonstrlator,67th AHS,May 4,2001.
加藤寛一郎、今永勇生、ヘリコプタ入門、東京大学出版会、1985
A.Sato,The RMLAX Helicoptor UAV,UAV 2002 Conference&Exhibition,Sep.2003.
超小型の有人ヘリコプタを成立させようとしたとき、GEN CORPORATIONが開発したGEN H-4に見られるスワッシュプレートを有しない同軸二重反転ロータを用いた方式の採用が妥当である。この時、縦と横の制御は体重移動によるが、前進速度が増加すると頭上げを起こして減速する。ヘリコプタは全てこの性質を持っており、この頭上げモーメントの値を自由に制御するため、前進側のブレードの取付け角を減じ、後退側のブレードの取付け角を増す制御、サイクリックピッチコントロールを行う。このサイクリックピッチコントロールはスワッシュプレートを傾けることによって行われるが、スワッシュプレートは複雑で重く、ヘリコプタの機体価格、メインテナンスコスト、機体重量の増加を招いている。
固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタでは、頭上げモーメントにより十分な前進速度を得られない事が、初心者が操縦した時の安全性を高めている。サイクリックピッチコントロールが可能であると、前進飛行時に持続した緩降下が可能となり、速度超過を引き起こす危険がある。
以上のような事情に鑑み、本発明は、スワッシュプレートを有しない固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは十分な前進速度を得られない問題を解決する事、また同様に体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは過大な速度に達しない安全性を付与する事を目的としている
上記目的を達成するため、本発明の一形態に係るヘリコプタは、固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタであって、前記ロータは、モーメント係数が0又は負である翼型のブレードを使用し、前縁から翼弦長の25%以内の位置にブレードの捻れ中心又はフェザリング軸が設けられている。
本発明の一形態に係るヘリコプタでは、前記ブレードは、調整タブを有するものであってもよい。
本発明の一形態に係るヘリコプタでは、前記ブレードは、調整タブを有するものであってもよい。
本発明の一形態に係るヘリコプタでは、前記ロータは、前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸が設けられ、メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構と、フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構とを有するものであってもよい。
本発明の一形態に係るヘリコプタでは、前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値であってもよい。
本発明の一形態に係るヘリコプタでは、前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値であってもよい。
本発明の一形態に係るブレードは、固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタに用いられるブレードであって、モーメント係数が0又は負である翼型を使用し、前縁から翼弦長の25%以内の位置に捻れ中心を設けている。
本発明の一形態に係るブレードでは、調整タブを有するものであってもよい。
本発明の一形態に係るブレードでは、調整タブを有するものであってもよい。
本発明の一形態に係るロータは、固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタに用いられるロータであって、モーメント係数が0又は負である翼型のブレードを使用し、前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸を設け、メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構と、フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構とを有する。
本発明の一形態に係るロータでは、前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値であってもよい。
本発明の一形態に係るロータでは、前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値であってもよい。
本発明によれば、体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは十分な前進速度を得られない問題を解決し、また同様に体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは過大な速度に達しない安全性を付与することが出来る。
以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。
図1(a)にこのヘリコプタの上面図を示す。一般にロータは上から見て時計回りであるが、論文等では図に示すように反時計回りに角速度Ω(rad/s)で回るものとする。前進側ブレード1の半径rでの回転による速度6はrΩとなる。後退側ブレード2の半径rでの回転による速度7もrΩとなる。これに前進速度4、Vinfが加わる事により前進側合計速度8はrΩ+Vinf、後退側合計速度9はrΩ-Vinfとなる。ブレード1、2の取付け角θが等しければ図1(b)に示すように前進側ブレード1が発生する揚力10は後退側ブレード2が発生する揚力11より大きくなる。ここでロータが回転しているため、いわゆるジャイロ・プレセッションにより着力点は回転方向に90度ずれ、図1(c)に示すように頭上げモーメント12となって現れる。正確には位相が90度遅れるのはシーソー型ロータヘッドの場合であって、関節型ロータヘッドの場合、ヒンジオフセット量が大きくなる程、位相遅れは90度より小さくなる。またフラッピング運動をブレードの弾性変形に依存するリジッドロータでは位相遅れは更に小さくなる。GEN H-4ではリジッドロータを採用しているため、この位相遅れは90度より小さく70度程度になる。しかし同軸二重反転ロータであるためにこの位相遅れは上下のロータでキャンセルされ、実質的に位相遅れは90度としてよい。
速度増加に伴う頭上げモーメントの増加はヘリコプタの速度の正の安定性とも呼ばれ、速度の増加を抑えるため安全な現象である。スワッシュプレートをもつ一般のヘリコプタでは前進側ブレード1の取付け角θが後退側ブレード2の取付け角θより小さくなる制御を行い、この頭上げモーメント12が0となるように制御している。
〈第1の実施形態〉
ここで、本発明の第1の実施形態に係るヘリコプタは、以下のとおりである。
固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
1.モーメント係数が0又は負である翼型を使用する。
2.前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸を設ける。
〈第1の実施形態〉
ここで、本発明の第1の実施形態に係るヘリコプタは、以下のとおりである。
固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
1.モーメント係数が0又は負である翼型を使用する。
2.前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸を設ける。
3.メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構とする。
4.フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構を有する。
5.4のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値とする。
4.フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構を有する。
5.4のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値とする。
図2に本発明に係るロータの模式図を示す。前進側ブレード1と後退側ブレード2はシャフト14によってつながっている。また戻りバネ内蔵ハブ15はシャフト14を回転自由に保持しているため、前進側ブレード1の取付け角θを増加させると後退側ブレード2の取付け角が減少する。逆に前進側ブレード1の取付け角θを増加すると後退側ブレード2の取付け角が増加する。戻りバネ内蔵ハブ15は戻りバネを内蔵しており、常に前進側ブレード1と後退側ブレード2の取付け角が等しくなる方向の復元モーメントを発生する。進行方向にy軸をとり、進行方向に対して右方向にx軸をとる。x軸から反時計回りに方位角16、ψをとる。またここでは半径rにおける幅drの微小翼素のみを考える。
図3に半径rでの微小翼素に関する角度、力、位置を示す。翼に当たる流入速度19、Vの水平成分を前方流入速度20、UTとし垂直成分を下方流入速度21、UPとする。そして前方流入速度20と下方流入速度21のなす角度を吹上げ角22、φとする。翼の取付け角23、θと下方流入速度21の和を迎角24、αとする。取付け角変更軸25は、前縁から翼弦長c の25%の位置にある空力中心26より前方に設定する。
また迎角0°の時の揚力の着力点を27とし、その揚力係数29をCL0とする。空力中心26には迎角24に比例する揚力が働き、その揚力係数28をaαとする。ここでaを揚力傾斜と呼び、理論的には2πの値をとる。取付け角変更軸25と空力中心26の距離30をlaとし、取付け角変更軸25と着力点27の距離31をlbとする。
図4に翼の迎角24の増加に伴って、風圧中心が前方に移動する様子を示す。ここでは翼型としてE214を用いた。翼型は特殊な例を除きそのキャンバが上に凸であり、図のように迎角24の増加に伴って、風圧中心が前方に移動する。また翼の迎角24の増加に正比例して揚力係数は増加する。従って上記の現象を揚力係数の増加に伴って風圧中心が前進すると言い換える事が出来る。揚力係数の増加に伴って風圧中心が前進するため、ある点におけるモーメント係数は一定となる。この一定となる点は理論的には前縁から翼弦長cの25%の位置にあり空力中心26と呼ぶ。
図5に薄翼理論を用いて風圧中心が移動する原理を示す。薄翼理論では図5-a)に示す任意の迎角24におけるキャンバを、図5-b)に示すその迎角24を持つ平板と、図5-c)に示す迎角を持たないキャンバの和として考える。平板の迎角0における揚力係数は0であり、迎角24に比例して増加する。その時の比例定数が揚力傾斜aである。また平板の風圧中心は迎角24に依存せず一定の位置にあり、常に前縁から翼弦長cの25%の位置にある。迎角を待たないキャンバは当然ながら、迎角に依存せず一定の値CL0を発生し、その位置は一定である。従って揚力係数CLは次式で与えられる。
CL=aα+CL0 (式1)
CL=aα+CL0 (式1)
また風圧中心l(空力中心からの距離)は平板が作る揚力とキャンバが作る揚力の合力の着力点と考える事が出来、翼型E214の場合、迎角24が0の時の風圧中心は前縁から翼弦長cの46%の位置にあるから風圧中心lは次の式で与えられる。
l={(0.25-0.25)aα+(0.46-0.25)CL0}/(aα+CL0)
(式2)
ここに現れる0.25は空力中心位置0.25cの0.25である。式2は、一般には次式で与えられる。
l=Cm0.25/CL (式3)
ここでCm0.25は空力中心26回りのモーメント係数であり、図5-c)が作るモーメントである。
l={(0.25-0.25)aα+(0.46-0.25)CL0}/(aα+CL0)
(式2)
ここに現れる0.25は空力中心位置0.25cの0.25である。式2は、一般には次式で与えられる。
l=Cm0.25/CL (式3)
ここでCm0.25は空力中心26回りのモーメント係数であり、図5-c)が作るモーメントである。
実際の翼型E214の揚力係数は迎角24に正確に比例しておらず、またモーメント係数も一定値ではない。図6にE214の揚力係数とモーメント係数の真値を示す。ここでは簡略化のために翼型E214の揚力係数は迎角24に比例するものとし、揚力傾斜la=6.56、迎角0のときの揚力係数CL0=0.681、モーメント係数Cm0.25=-0.145とする。この値と(式1)を用いた揚力係数CLのモデル値を破線で示す。
任意の位置をkcとしたときの任意の位置回りでのモーメント係数は図5より次式で与えられる。
Cm=(0.25-k)aα+(0.46-k)CL0 (式4)
(式4)においてk=0.2としたときのモーメント係数のモデル値と真値を図7に示す。
以下、図2の翼素17と翼素18に働く揚力とモーメントを計算する。
翼素17、翼素18が発生する揚力は次式で与えられる。
dL=(1/2)ρV2CLcdrcosφ (式5)
任意の位置をkcとしたときの任意の位置回りでのモーメント係数は図5より次式で与えられる。
Cm=(0.25-k)aα+(0.46-k)CL0 (式4)
(式4)においてk=0.2としたときのモーメント係数のモデル値と真値を図7に示す。
以下、図2の翼素17と翼素18に働く揚力とモーメントを計算する。
翼素17、翼素18が発生する揚力は次式で与えられる。
dL=(1/2)ρV2CLcdrcosφ (式5)
ここで揚力係数CLは(式1)で与えられ、Vは図3に示すようにUTとUPのベクトル和である。UP<<UTが一般に成り立つのでφは次のように近似される。
φ= tan-1(UP/UT)≒UP/UT (式6)
またφ<<1であるのでcosφ≒1とする。
翼素17、18のUPはそれぞれ
UP1=-v
UP2=-v (式7)
φ= tan-1(UP/UT)≒UP/UT (式6)
またφ<<1であるのでcosφ≒1とする。
翼素17、18のUPはそれぞれ
UP1=-v
UP2=-v (式7)
で与えられる。ここでvは吹き降ろし速度であり、近似解析では一般に定数とする。UPにはこの他にコーニング角、メインマスト後傾角、ブレードフラッピング運動の影響が入るが、ここでは省略する。
翼素17、18のUTはそれぞれ
UT1=rΩ+Vinfcosψ
UT2=rΩ―Vinfcosψ (式8)
で与えられる。
またこれ以降、(1/2)ρcdrが頻出するため、
A=(1/2)ρcdr (式9)
と定義する。
翼素17、18に働く頭上げモーメントdM1、dM2はそれぞれ次式で与えられる。
dM1=-AV1 2(aα1la+CL0lb)
dM2=-AV2 2(aα2la+CL0lb) (式10)
図3に示したようにα1、α2は次式で与えられる
α1=θ1+UP1/UT1
α2=θ2+UP2/UT2 (式11)
翼素17、18の取付け角θ1、θ2は固定ピッチ角θと揺動角θcを用いてそれぞれ次式で与えられる。
θ1=θ0+θccosψ
θ2=θ0-θccosψ (式12)
のちに現れるV1 2-V2 2の計算をここで行う。
V1 2-V2 2=(UT1 2+UP1 2)-(UT2 2+UP2 2)
式7、式8を代入して次式を得る
V1 2-V2 2=4rΩVinfcosψ (式13)
翼素17、18のUTはそれぞれ
UT1=rΩ+Vinfcosψ
UT2=rΩ―Vinfcosψ (式8)
で与えられる。
またこれ以降、(1/2)ρcdrが頻出するため、
A=(1/2)ρcdr (式9)
と定義する。
翼素17、18に働く頭上げモーメントdM1、dM2はそれぞれ次式で与えられる。
dM1=-AV1 2(aα1la+CL0lb)
dM2=-AV2 2(aα2la+CL0lb) (式10)
図3に示したようにα1、α2は次式で与えられる
α1=θ1+UP1/UT1
α2=θ2+UP2/UT2 (式11)
翼素17、18の取付け角θ1、θ2は固定ピッチ角θと揺動角θcを用いてそれぞれ次式で与えられる。
θ1=θ0+θccosψ
θ2=θ0-θccosψ (式12)
のちに現れるV1 2-V2 2の計算をここで行う。
V1 2-V2 2=(UT1 2+UP1 2)-(UT2 2+UP2 2)
式7、式8を代入して次式を得る
V1 2-V2 2=4rΩVinfcosψ (式13)
翼素17には翼素に働く頭上げモーメントだけでなく、シャフト14によってつなげられた翼素18のモーメントも加わる。この合計モーメントをdMとするとdMは式10、式11より
dM=-AV1 2((θ1+UP1/UT1)ala
+AV2 2((θ2+UP2/UT2)ala-A(V1 2-V2 2)CL0lb
となる。本式に式12を代入して
dM=-AV1 2((UP1/UT1)ala
+AV2 2((UP2/UT2)ala-AV1 2(θ0+θccosψ)ala
+AV2 2(θ0-θccosψ)ala-A(V1 2-V2 2)CL0lb
(式14)
を得る。式14右辺第3項、第4項を整理して
RHS3+RHS4=
-A{V1 2(θ0+θccosψ)-V2 2(θ0-θccosψ)}ala
となる。θ0、θcに関して整理して次式を得る。
RHS3+RHS4=-A(V1 2-V2 2)aθ0la
+A(V1 2+V2 2)cosψaθcla
式13を用いて次式を得る。
RHS3+RHS4=-4ArΩVinfcosψaθ0la
-2A(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla
(式15)
ここでVinf<<rΩが成り立つとする。すると次の近似が成り立つ。
φ≒UP1/UT1≒UP2/UT2≒-v/rΩ (式16)
式14右辺第1項と第2項の和は式13を用いて
RHS1+RHS2=4ArΩVinfcosψa(v/rΩ)la
(式17)
を得る。式14右辺第5項は、式13を用いて
RHS5=-4ArΩVinfcosψCL0lb
よってdMは式15、式17、式18より次式で与えられる。
dM=4ArΩVinfcosψa(v/rΩ)la
-4ArΩVinfcosψaθ0la
-2A(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla
-4ArΩVinfcosψaθ0CL0lb (式18)
整理して次式を得る
dM=4ArΩVinfcosψ(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
-2A(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla
(式19)
ここで式19の第1項括弧内の正負について考える。
lb≧la、CL0≧0
であるから、
(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
≦(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0la)
となる。この不等式の右辺は式1及び式11を用いて
(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0la)
=-{(θ0-v/rΩ)a+-CL0}la
=-CLla
となる。従ってCL>0であるならば
(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)≦0 式(20)
dM=-AV1 2((θ1+UP1/UT1)ala
+AV2 2((θ2+UP2/UT2)ala-A(V1 2-V2 2)CL0lb
となる。本式に式12を代入して
dM=-AV1 2((UP1/UT1)ala
+AV2 2((UP2/UT2)ala-AV1 2(θ0+θccosψ)ala
+AV2 2(θ0-θccosψ)ala-A(V1 2-V2 2)CL0lb
(式14)
を得る。式14右辺第3項、第4項を整理して
RHS3+RHS4=
-A{V1 2(θ0+θccosψ)-V2 2(θ0-θccosψ)}ala
となる。θ0、θcに関して整理して次式を得る。
RHS3+RHS4=-A(V1 2-V2 2)aθ0la
+A(V1 2+V2 2)cosψaθcla
式13を用いて次式を得る。
RHS3+RHS4=-4ArΩVinfcosψaθ0la
-2A(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla
(式15)
ここでVinf<<rΩが成り立つとする。すると次の近似が成り立つ。
φ≒UP1/UT1≒UP2/UT2≒-v/rΩ (式16)
式14右辺第1項と第2項の和は式13を用いて
RHS1+RHS2=4ArΩVinfcosψa(v/rΩ)la
(式17)
を得る。式14右辺第5項は、式13を用いて
RHS5=-4ArΩVinfcosψCL0lb
よってdMは式15、式17、式18より次式で与えられる。
dM=4ArΩVinfcosψa(v/rΩ)la
-4ArΩVinfcosψaθ0la
-2A(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla
-4ArΩVinfcosψaθ0CL0lb (式18)
整理して次式を得る
dM=4ArΩVinfcosψ(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
-2A(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla
(式19)
ここで式19の第1項括弧内の正負について考える。
lb≧la、CL0≧0
であるから、
(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
≦(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0la)
となる。この不等式の右辺は式1及び式11を用いて
(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0la)
=-{(θ0-v/rΩ)a+-CL0}la
=-CLla
となる。従ってCL>0であるならば
(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)≦0 式(20)
となる。よって式19の第1項はCL>0ならば負の値をとる。また式19の第2項の括弧内は常に正であるのでdMを0とするには揺動角θCを負としなければならない。
Vinf=0のときを考える。式19の第1項は0となる。ここで擾乱としてθCに任意の正の値を代入するとブレードは右側で取付け角を増し、左側で取付け角を減らすが、式19の第2項は右側で負の値を左側で正の値をとり、復元力を発生する。つまり取付け角θは安定であり、その復元力はlaに比例する。したがってθを安定させるためにはla>0でなければならず、従って取付け角変更軸25は空力中心26より前方になければならない。
式19では復元モーメントを発生するバネを考慮に入れなかった。ここではバネを考慮して式19を次のように書き改める。
dM=4ArΩVinfcosψ(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
-2A(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla
-2Akθccosψ (式21)
ここで便宜上バネ定数を2Akとした。
今、θcが定常値を取っているとしてdM=0とする。すると式21は
2rΩVinfcosψ(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
=(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla+kθccosψ
となり、両辺をcosψで除し、θcに関して整理して次式を得る
{(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)ala+k}θc
=2rΩVinf(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
(式22)
ここでVinf<<rΩであるからθcは
θc=(v/rΩ-θ0a-CL0lb/ala)2Vinf/{rΩ+(k/r)Ωala}
(式23)
となる。
式19では復元モーメントを発生するバネを考慮に入れなかった。ここではバネを考慮して式19を次のように書き改める。
dM=4ArΩVinfcosψ(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
-2A(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla
-2Akθccosψ (式21)
ここで便宜上バネ定数を2Akとした。
今、θcが定常値を取っているとしてdM=0とする。すると式21は
2rΩVinfcosψ(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
=(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)cosψaθcla+kθccosψ
となり、両辺をcosψで除し、θcに関して整理して次式を得る
{(r2Ω2+Vinf 2cos2ψ+v2)ala+k}θc
=2rΩVinf(a(v/rΩ)la-aθ0la-CL0lb)
(式22)
ここでVinf<<rΩであるからθcは
θc=(v/rΩ-θ0a-CL0lb/ala)2Vinf/{rΩ+(k/r)Ωala}
(式23)
となる。
CL>0であるならば、式23括弧内は式20より負となり揺動角θcは負となる。つまり前進側ブレード1の取付け角は自動的に減少し、後退側ブレード3の取付け角は増加する。また式23から揺動角θcは前進速度Vinfに比例する。θcの絶対値を大きくしたいときは迎角0のときの揚力係数CL0が大きい翼型を用いるか、空力中心と迎角0のときの揚力の着力点の距離lbが大きい翼型を用いれば良い。またバネ定数kを大きくすることでθcの絶対値は小さくなり、バネ定数kを小さくすることでθcの絶対値は大きくなる。これらCL0、lb、kの値を適切に設定する事で、高速飛行時の頭上げモーメントを小さく出来る上、体重移動では超過禁止速度を超えない程度の値を与えることが出来る。
本発明は、固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
1.モーメント係数が0又は負である翼型を使用する。
2.前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸を設ける。
本発明は、固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
1.モーメント係数が0又は負である翼型を使用する。
2.前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸を設ける。
3.メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構とする。
4.フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構を有する。
5.4のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値とする。
(実施例1)
図8に本発明に係る実施例を図9に図8の分解図を示す。
4.フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構を有する。
5.4のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値とする。
(実施例1)
図8に本発明に係る実施例を図9に図8の分解図を示す。
内側ハブ32にはメインマスト34を通す縦の穴とシーソーヒンジピン36を通す横穴が空いている。外側ハブ33には内側ハブ32が収まり、内側ハブ32が揺動可能な大きさの穴が空いており、シーソーヒンジピン36を通す横穴が空いている。メインマスト34には外側ハブ33の上下方向の位置を決める段がついており、更にシーソーヒンジピン36を介して内側ハブ32、外側ハブ33にトルクを伝える凹みがついている。内側ハブ32、外側ハブ33はメインマスト34にシーソーヒンジピン36によって固定される。内側ハブ32はメインマスト34に対して完全に固定されるが、外側ハブ33は内側ハブ32との間に隙間があるため、シーソーヒンジピン36を軸に揺動が可能である。ただし、エラストマー42が隙間にあるため、揺動は自由ではなく、常に外側ハブ33を水平に戻す復元力を発生する。シーソーヒンジピン36には外側ハブ33の揺動を滑らかにするため、摩擦係数が小さい材料を使い、グリスを塗る事が望ましい。
ブレード35からは金属製のシャンク37が伸びており、シャンク37には取付け用の穴が空いている。外側ハブ33にはシャンク37を固定するためのヨーク部が設けられており、シャンク取付けボルト40及びシャンク取付けナット41によってシャンク37を外側ハブ33に固定する。ブレードの翼型はモーメント係数が負である翼型が用いられており、外側ハブ33の揺動軸はブレードの前縁から翼弦長の25%の位置より前方にある。
特許文献2によれば、回転中にブレード35は慣性能率の作用によりブレードを水平にしようとするモーメントが働く。チャイニーズウェイト取付け棒38及びチャイニーズウェイトはこのモーメントをキャンセルする働きを持ち、ヘリコプタでしばしば用いられるが、本発明では必須ではない。
エラストマー42は復元力を発生するために用いられるが、エラストマーである必要はなく、スプリング、板バネ、皿バネ、竹の子バネなどの弾性部材を用いても良い。
表1に示すRolbinson R-22 BETAの諸元を用いて、本発明の効果を計算する。
表1に示すRolbinson R-22 BETAの諸元を用いて、本発明の効果を計算する。
計算は図2に示したモデルを用い、rとしてロータ半径の75%である2.88を用いる。半径の75%はロータの代表半径として良く用いられる値である。またdrとしてロータ半径の40分の1である0.0959を用いる。付根の取付け角は10度とする。ねじり下げによって半径rの位置では4.75度となる。翼型は特性を図4、図6で示したE214を用いる。バネ定数は2.62(N.m/deg、1翼素あたり)を用いる。誘導速度vは一定値ではなく、翼素理論と運動量理論から求められる値を用いる。
図10に計算結果を示す。横軸は微小翼素17の方位角である。図10(a)は微小翼素17が発生する揚力dL、図10(b)は微小翼素17が作る誘導速度v、図10(c)は揺動角θc、図10(d)は揚力係数CLである。パラメータとして前進速度Vinfを5m/s、10m/s、15m/s、20m/sと振った。また本発明を用いなかった場合の前進速度Vinf=10m/sにおける値を「固定」としてグラフに併記した。図10(c)をみるとブレード前進時に揺動角θcは負の値をとり、後退時に正の値をとっている。これによって図10(d)に示されたように前進時の揚力係数が減少し、後退時に増加している。また、これらの最大値は前進速度Vinfに比例している。その結果、図10(a)揚力の変化は「固定」の場合に比べて大きく減少している。半径75%の翼素がブレードの性能を代表していると考え、ブレード全体で図10(a)に示した揚力値を一定に発生しているとし、ブレードが発生する機体の頭上げモーメントを計算すると図11のようになる。前進速度Vinf=10m/sにおいて、本発明のロータヘッドを用いた場合の頭上げモーメントの時間平均は約25kg-mとなる。これは機体に載った75kgの人間が前方に0.33mほど移動する事でキャンセル出来る。一方で本発明のロータヘッドを用いなかった場合の頭上げモーメントの時間平均は160kg-mとなる。このモーメントをキャンセルするには75kgの人間が前方に2.1m ほど移動しなければならない。
R.22 BETAはロータ回転面積で換算するとGEN H-4の4倍の機体であるが、この実施例ではVinf=20m/sの際にも体重75kgの人間が0.66m前方に移動する事で頭上げを抑える事が出来る。実際には0.5m以上の体重移動をハンググライダー方式で行うことは難しいため、最大速度は20m/s に抑さえられている。バネ定数を下げれば最高速度を上げることが可能であるが、飛行する個人移動装置としてはこの程度の最高速度が適当である。
〈第2の実施形態〉
本発明の第2の実施形態に係るヘリコプタは、以下のとおりである。
固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
1.モーメント係数が0又は負である翼型を使用する。
2.ブレード捻れ中心を前縁から翼弦長の25%以内の位置に設ける。
3.ブレード捻れ中心と重心を一致させる。
4.調整タブを持つ。
〈第2の実施形態〉
本発明の第2の実施形態に係るヘリコプタは、以下のとおりである。
固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
1.モーメント係数が0又は負である翼型を使用する。
2.ブレード捻れ中心を前縁から翼弦長の25%以内の位置に設ける。
3.ブレード捻れ中心と重心を一致させる。
4.調整タブを持つ。
ここで、図12に本発明の第2の実施形態に係るロータの模式図を示す。なお、第2の実施形態に係る前進時のヘリコプタのロータに働く力は図1に示したものと同様なので、説明を省略する。図12に示すように、このロータは、マスト114にハブ113が取付けられ、ブレード115はシャンク116に取付けボルト117によってつながっている。ブレード115には調整タブ118が取付けられている。
翼の迎角24の増加に伴って、風圧中心が前方に移動する様子は図4に示したとおりである。ここでは翼型としてEppler E214を用いた。翼型は特殊な例を除きそのキャンバが上に凸であり、図のように迎角の増加に伴って、風圧中心が前方に移動する。また翼の迎角の増加に正比例して揚力係数は増加する。従って上記の現象を揚力係数の増加に伴って風圧中心が前進すると言い換える事が出来る。揚力係数の増加に伴って風圧中心が前進するため、ある点におけるモーメント係数は一定となる。この一定となる点は理論的には前縁から翼弦長Cの25%の位置にあり空力中心と呼ぶ。
薄翼理論を用いて風圧中心が移動する原理は図5に示したとおりである。従って図5の説明より揚力係数CLは以下の式1で示したとおりである。
CL=aα+CL0 (式1)
薄翼理論を用いて風圧中心が移動する原理は図5に示したとおりである。従って図5の説明より揚力係数CLは以下の式1で示したとおりである。
CL=aα+CL0 (式1)
また風圧中心l(空力中心からの距離)は平板が作る揚力とキャンバが作る揚力の合力の着力点と考える事が出来、翼型Eppler E214の場合、迎角24が0の時の風圧中心は前縁から翼弦長cの46%の位置にあるから風圧中心lは次の式で与えられる。
l=(0.25aα+0.46CL0)/(aα+CL0) (式24)
ここに現れる0.25は空力中心位置0.25cの0.25である。式2は、一般には次式で与えられる。
l=-Cm0.25/(CL+0.25) (式25)
ここでCm0.25は空力中心回りのモーメント係数であり、図5(c)が作るモーメントである。
式25を図13の上に実線で示した。このように風圧中心の位置は簡単な反比例の式から得られる。
よって捻れ中心が前縁からhの位置にある場合、モーメント係数Cmは次式で与えられる
Cm=-(l-h)CL=-{-Cm0.25/(CL+0.25-h)}CL
(式26)
CL>0、Cm<0、h<0.25であるならば、式26大括弧内はより負となりCmは負となる。
l=(0.25aα+0.46CL0)/(aα+CL0) (式24)
ここに現れる0.25は空力中心位置0.25cの0.25である。式2は、一般には次式で与えられる。
l=-Cm0.25/(CL+0.25) (式25)
ここでCm0.25は空力中心回りのモーメント係数であり、図5(c)が作るモーメントである。
式25を図13の上に実線で示した。このように風圧中心の位置は簡単な反比例の式から得られる。
よって捻れ中心が前縁からhの位置にある場合、モーメント係数Cmは次式で与えられる
Cm=-(l-h)CL=-{-Cm0.25/(CL+0.25-h)}CL
(式26)
CL>0、Cm<0、h<0.25であるならば、式26大括弧内はより負となりCmは負となる。
また前進側のブレードが受ける動圧は後退側の動圧より大きいため、ねじり下がる角度は前進側ブレードの方が大きくなり、その結果揚力係数も前進側が小さくなる。これらCmとブレードのねじれ剛性の値を適切に設定する事で、高速飛行時の頭上げモーメントを小さく出来る上、体重移動では超過禁止速度を超えない程度の値を与えることが出来る。微調整が必要な場合は調整タブで行う。
このほかに通常のヘリコプタブレードと同様にフラッタ防止の為に捻れ中心と重心位置を一致させる必要がある。
(実施例2)
このほかに通常のヘリコプタブレードと同様にフラッタ防止の為に捻れ中心と重心位置を一致させる必要がある。
(実施例2)
図12に基づき実施例2を説明する。単にブレード115の取付け部であるブレードシャンク116が、取付けボルト117によってハブ113に取付けられている。ハブ113とマスト114は締結されている。ブレード115の後縁には調整タブ118を取付ける。ブレード115は適切なねじれ剛性を持っており、その捻れ中心は翼翼長の25%より前方又はその25%の位置である。また翼型のモーメント係数は負である。ブレード115の前縁には、おもりが内蔵されており、捻れ中心と重心位置が一致している。
表2に示すGEN H-4の諸元を用いて、本発明の効果を計算した。
表2に示すGEN H-4の諸元を用いて、本発明の効果を計算した。
半径75%での翼素のみの計算を行った。半径の75%はロータの代表半径として近似計計算で良く用いられる値である。また翼素の長さとして0.1mを使用した。付根の取付け角は12度、翼素の捻れ剛性は5.0rad/N-mとした。翼型はモーメント係数が-0.1の翼型を、捻れ中心は翼弦長の20%を用いた。誘導速度vは最大出力と単純運動量理論から求められる値の80%を用いた。
図13~図16に計算結果を示す。横軸は翼素の方位角である。図13は翼素の取付け角、図14は揚力係数、図15は翼素が発生する揚力である。パラメータとして前進速度Vinfを10m/s、20m/sと振った。また本発明を用いなかった場合の前進速度Vinfを0m/sにおける値を「固定」としてグラフに併記した。図13をみるとブレード前進時に取付け角は減少している。これによって図14に示されたように前進時の揚力係数が減少し、後退時に増加している。その結果、図15に示す揚力の変化は「固定」の場合に比べて大きく減少している。
半径75%の翼素がブレードの性能を代表していると考え、ブレード全体で図15に示した揚力を一定に発生しているとし、一枚のブレードが発生する機体の頭上げモーメントを計算すると図16のようになる。図16では位相のずれを考慮してある。本発明のブレード1枚が平均して発生する頭上げモーメントは前進速度Vinf=10m/sにおいて0.03kg-m、前進速度Vinf=20m/sにおいて0.08kg-mとなる。一方「固定」の場合は20m/sにおいて2.3kg-mとなり、4枚ブレードでは9.2kg-mになる。本発明を用いれば、速度増加によって生じる頭上げモーメントを体重移動でキャンセルする必要はほとんど無くなる。翼素の捻れ剛性を本計算の値より大きくするかモーメント係数の負の値が小さい翼を使用する事で適当な安定性を機体に与える事が出来る。
本発明は、上記の実施形態に限定されることなく、その技術思想の範囲内で変形或いは応用して実施が可能であり、その実施の範囲も本発明の技術的範囲に属するものである。
例えば、本発明は、固定ピッチ同軸2重反転ロータ式の有人ヘリコプタばかりでなく、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も適用可能である。
1 前進側ブレード又はブレード
2 後退側ブレード又はブレード
3 機体
4 機体前進速度Vinf
5 ロータ回転速度Ω
6 前進側ブレード回転速度rΩ
7 後退側ブレード回転速度rΩ
8 前進側合計速度Vinf+rΩ
9 後退側合計速度Vinf-rΩ
10 前進側ブレード揚力
11 後退側ブレード揚力
12 頭上げモーメント
13 メインマスト
14 ブレード1、2をつなぐシャフト
15 戻りバネ内蔵ハブ
16 方位角
17 ブレード1の微小翼素
18 ブレード2の微小翼素
19 流入速度V
20 前方流入速度UT
21 下方流入速度UP
22 吹上げ角φ
23 取付け角θ
24 迎角α
25 取付け角変更軸
26 空力中心
27 迎角0での風圧中心
28 αに比例する揚力係数CLα
29 迎角0での揚力係数CL0
30 の距離 la
31 距離 lb
32 内側ハブ
33 外側ハブ
34 メインマスト
35 ブレード
36 シーソーヒンジピン
37 ブレードシャンク
38 チャイニーズウェイト取付棒
39 チャイニーズウェイト
40 シャンク取付けボルト
41 シャンク取付けナット
42 エラストマー
43 ピン取付け穴
113 ハブ
114 マスト
115 ブレード
116 シャンク
117 調整タブ
118 ボルト
2 後退側ブレード又はブレード
3 機体
4 機体前進速度Vinf
5 ロータ回転速度Ω
6 前進側ブレード回転速度rΩ
7 後退側ブレード回転速度rΩ
8 前進側合計速度Vinf+rΩ
9 後退側合計速度Vinf-rΩ
10 前進側ブレード揚力
11 後退側ブレード揚力
12 頭上げモーメント
13 メインマスト
14 ブレード1、2をつなぐシャフト
15 戻りバネ内蔵ハブ
16 方位角
17 ブレード1の微小翼素
18 ブレード2の微小翼素
19 流入速度V
20 前方流入速度UT
21 下方流入速度UP
22 吹上げ角φ
23 取付け角θ
24 迎角α
25 取付け角変更軸
26 空力中心
27 迎角0での風圧中心
28 αに比例する揚力係数CLα
29 迎角0での揚力係数CL0
30 の距離 la
31 距離 lb
32 内側ハブ
33 外側ハブ
34 メインマスト
35 ブレード
36 シーソーヒンジピン
37 ブレードシャンク
38 チャイニーズウェイト取付棒
39 チャイニーズウェイト
40 シャンク取付けボルト
41 シャンク取付けナット
42 エラストマー
43 ピン取付け穴
113 ハブ
114 マスト
115 ブレード
116 シャンク
117 調整タブ
118 ボルト
Claims (8)
- 固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタであって、
前記ロータは、モーメント係数が0又は負である翼型のブレードを使用し、
前縁から翼弦長の25%以内の位置にブレードの捻れ中心又はフェザリング軸が設けられた
ヘリコプタ。 - 請求項1に記載のヘリコプタであって、
前記ブレードは、調整タブを有する
ヘリコプタ。 - 請求項1に記載のヘリコプタであって、
前記ロータは、前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸が設けられ、
メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構と、
フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構とを有する
ヘリコプタ。 - 請求項3に記載のヘリコプタであって、
前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値である
ヘリコプタ。 - 固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタに用いられるブレードであって、
モーメント係数が0又は負である翼型を使用し、
前縁から翼弦長の25%以内の位置に捻れ中心を設けた
ブレード。 - 請求項5に記載のブレードであって、
調整タブを有する
ブレード。 - 固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタに用いられるロータであって、
モーメント係数が0又は負である翼型のブレードを使用し、
前縁から翼弦長の25%以内の位置にフェザリング軸を設け、
メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構と、
フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構とを有する
ロータ。 - 請求項7に記載のロータであって、
前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値である
ロータ。
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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Families Citing this family (1)
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CH717385A1 (de) | 2020-05-06 | 2021-11-15 | Kopter Group Ag | Heckrotorkopf eines ummantelten Heckrotors eines Drehflügelflugzeugs und Blatthalterung. |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5594198A (en) * | 1979-01-10 | 1980-07-17 | Hitachi Ltd | Laundry drain processing method |
JP2008542110A (ja) * | 2005-05-31 | 2008-11-27 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | 高速回転翼航空機のロータブレード |
US20120201678A1 (en) * | 2011-02-09 | 2012-08-09 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flexbeam rotor |
US20160207620A1 (en) * | 2013-08-28 | 2016-07-21 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor hub for rotary wing aircraft |
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- 2015-12-03 JP JP2015236669A patent/JP2017100620A/ja active Pending
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2016
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Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5594198A (en) * | 1979-01-10 | 1980-07-17 | Hitachi Ltd | Laundry drain processing method |
JP2008542110A (ja) * | 2005-05-31 | 2008-11-27 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | 高速回転翼航空機のロータブレード |
US20120201678A1 (en) * | 2011-02-09 | 2012-08-09 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flexbeam rotor |
US20160207620A1 (en) * | 2013-08-28 | 2016-07-21 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor hub for rotary wing aircraft |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2019189929A1 (ja) * | 2018-03-30 | 2019-10-03 | 株式会社ナイルワークス | 薬剤散布用ドローン |
JPWO2019189929A1 (ja) * | 2018-03-30 | 2020-07-30 | 株式会社ナイルワークス | 薬剤散布用無人マルチコプター、ならびにその制御方法および制御プログラム |
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