JPH06199295A - ヘリコプタ用ロータ・ブレード - Google Patents
ヘリコプタ用ロータ・ブレードInfo
- Publication number
- JPH06199295A JPH06199295A JP31496292A JP31496292A JPH06199295A JP H06199295 A JPH06199295 A JP H06199295A JP 31496292 A JP31496292 A JP 31496292A JP 31496292 A JP31496292 A JP 31496292A JP H06199295 A JPH06199295 A JP H06199295A
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- JP
- Japan
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- blade
- pipe
- shaft
- span direction
- helicopter
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Abstract
(57)【要約】
【目的】本発明は、ヘリコプタの前進速度を増大するこ
とができるロータ・ブレードを提供することを目的とす
る。 【構成】本発明に係るロータ・ブレードは、ブレード内
をスパン方向に貫通するブレード内配管４４を設けてシ
ャフト内配管４３からのジェット気流を通し、ブレード
の翼端部に設けた開孔４５からブレードのスパン方向に
ジェット気流Ａを吐出することにより、ブレードの翼端
部に発生する渦を吹き飛ばし、ブレードの揚力を増大す
る。
とができるロータ・ブレードを提供することを目的とす
る。 【構成】本発明に係るロータ・ブレードは、ブレード内
をスパン方向に貫通するブレード内配管４４を設けてシ
ャフト内配管４３からのジェット気流を通し、ブレード
の翼端部に設けた開孔４５からブレードのスパン方向に
ジェット気流Ａを吐出することにより、ブレードの翼端
部に発生する渦を吹き飛ばし、ブレードの揚力を増大す
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、揚力を増大することが
できるヘリコプタのロータ・ブレード及びその揚力増大
ブレードを搭載したヘリコプタに関する。
できるヘリコプタのロータ・ブレード及びその揚力増大
ブレードを搭載したヘリコプタに関する。
【０００２】
【従来の技術】ヘリコプタにおいては前進飛行時に、回
転するメイン・ロータの後退側ブレード（図５）の対気
速度が減少する。そのため前進飛行時の後退側ブレード
に十分な揚力を発生させるには、大きな迎角を与える必
要がある。ところが迎角を大きくするとブレード翼面上
に気流の剥離が発生し、逆に揚力を減じて飛行不能とな
ってしまう。この為迎角に制限が生じる。ブレードの揚
力Ｌは迎角αと対気速度Ｖの２乗の積すなわちαＶ2 に
比例するので、迎角αを制限すれば、後退側の対気速度
を増加させる必要が生じる。しかし、そのようなことが
できないので機体の前進速度を低く押さえざるを得な
い。即ち、従来技術のブレードでは後退側の最大揚力に
限度があるため、機体の前進速度を高くすることが出来
ない。この事はヘリコプタの宿命的欠点になっている。
転するメイン・ロータの後退側ブレード（図５）の対気
速度が減少する。そのため前進飛行時の後退側ブレード
に十分な揚力を発生させるには、大きな迎角を与える必
要がある。ところが迎角を大きくするとブレード翼面上
に気流の剥離が発生し、逆に揚力を減じて飛行不能とな
ってしまう。この為迎角に制限が生じる。ブレードの揚
力Ｌは迎角αと対気速度Ｖの２乗の積すなわちαＶ2 に
比例するので、迎角αを制限すれば、後退側の対気速度
を増加させる必要が生じる。しかし、そのようなことが
できないので機体の前進速度を低く押さえざるを得な
い。即ち、従来技術のブレードでは後退側の最大揚力に
限度があるため、機体の前進速度を高くすることが出来
ない。この事はヘリコプタの宿命的欠点になっている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従来技術のブレードで
はヘリコプタのメイン・ロータ・ブレードの後退側の揚
力を大きくすることができないため、即ち、大きい迎角
での剥離を防止できず、大きい揚力を維持することがで
きないため、機体の前進速度を大きく出来ないという問
題がある。本発明はブレードの揚力がある迎角迄しか増
大できないという欠点を解決することができるメイン・
ロータ・ブレードを提供すること、及びそのメイン・ロ
ータ・ブレードを搭載することにより機体の前進速度を
増大することができるヘリコプタを提供することを目的
とする。
はヘリコプタのメイン・ロータ・ブレードの後退側の揚
力を大きくすることができないため、即ち、大きい迎角
での剥離を防止できず、大きい揚力を維持することがで
きないため、機体の前進速度を大きく出来ないという問
題がある。本発明はブレードの揚力がある迎角迄しか増
大できないという欠点を解決することができるメイン・
ロータ・ブレードを提供すること、及びそのメイン・ロ
ータ・ブレードを搭載することにより機体の前進速度を
増大することができるヘリコプタを提供することを目的
とする。
【０００４】
（第１の手段）本発明に係るロータ・ブレードは、ロー
タ・ブレード内をスパン方向に貫通するブレード内配管
４４を設けてシャフト内配管４３からのジェット気流を
通し、ブレードの翼端部に設けた開孔４５からブレード
のスパン方向にジェット気流Ａを吐出することを特徴と
する。
タ・ブレード内をスパン方向に貫通するブレード内配管
４４を設けてシャフト内配管４３からのジェット気流を
通し、ブレードの翼端部に設けた開孔４５からブレード
のスパン方向にジェット気流Ａを吐出することを特徴と
する。
【０００５】（第２の手段）本発明に係るロータ・ブレ
ードは、ブレードの先端に後退角を有するロータ・ブレ
ードにおいて、ブレード内をスパン方向に貫通するよう
に設けたブレード内配管４４をブレード内部で分枝して
二本の配管とし、一方の配管はブレードの翼端部に設け
た開孔４５に通じて、ブレードのスパン方向にジェット
気流Ｂを吹出し、他方の配管は、後退角が表われるブレ
ード前縁部付近のブレード上面に設けた開孔４６に通じ
て、ブレードの後退角部分のスパン方向にジェット気流
Ｃを吐出することを特徴とする。
ードは、ブレードの先端に後退角を有するロータ・ブレ
ードにおいて、ブレード内をスパン方向に貫通するよう
に設けたブレード内配管４４をブレード内部で分枝して
二本の配管とし、一方の配管はブレードの翼端部に設け
た開孔４５に通じて、ブレードのスパン方向にジェット
気流Ｂを吹出し、他方の配管は、後退角が表われるブレ
ード前縁部付近のブレード上面に設けた開孔４６に通じ
て、ブレードの後退角部分のスパン方向にジェット気流
Ｃを吐出することを特徴とする。
【０００６】（第３の手段）本発明に係るヘリコプタ
は、機体側に固定した空気供給源４１と外部配管４２と
固定リング６と、回転シャフトを共に回転するシャフト
内配管４３とブレード内配管４４を具備し、前記外部配
管４２は空気供給源４１からの気体を固定リング６の間
隙部７に供給し、前記固定リング６はブレードの後退側
位置に対応する位置に間隔角度θの間隙部７を有し、回
転によりロータ・ブレードが後退側位置に来たときの
み、空気供給源４１からの気体をシャフト内配管の入口
穴４７に供給し、前記シャフト内配管４３は固定リング
に設けた間隙部７の気体を第１の手段または第２の手段
のロータ・ブレードのブレード内配管４４に供給するこ
とを特徴とする。
は、機体側に固定した空気供給源４１と外部配管４２と
固定リング６と、回転シャフトを共に回転するシャフト
内配管４３とブレード内配管４４を具備し、前記外部配
管４２は空気供給源４１からの気体を固定リング６の間
隙部７に供給し、前記固定リング６はブレードの後退側
位置に対応する位置に間隔角度θの間隙部７を有し、回
転によりロータ・ブレードが後退側位置に来たときの
み、空気供給源４１からの気体をシャフト内配管の入口
穴４７に供給し、前記シャフト内配管４３は固定リング
に設けた間隙部７の気体を第１の手段または第２の手段
のロータ・ブレードのブレード内配管４４に供給するこ
とを特徴とする。
【０００７】
【作用】ヘリコプタのロータ・ブレードの最大揚力を大
きくする為、ブレード翼端部及びその前縁部にブレード
の長手方向にジェット気流を吹出す。前進側ブレードで
は、対気速度が大きいため揚力は小さい迎角（従って剥
離の心配はない）でも十分である。そのためジェット気
流の吹出しは不要である。
きくする為、ブレード翼端部及びその前縁部にブレード
の長手方向にジェット気流を吹出す。前進側ブレードで
は、対気速度が大きいため揚力は小さい迎角（従って剥
離の心配はない）でも十分である。そのためジェット気
流の吹出しは不要である。
【０００８】そこで、本発明ではジェット気流の吹出し
は後退側ブレードのみで実施する。即ち、回転している
ブレードが後退側の領域に来た時にブレード内の空気管
よりジェットを吹出す。ジェット気流はロータ・ブレー
ドを回転するシャフト内の中空部を通って機体内部から
供給される。次にブレードの翼端部及びその前縁部から
の吹出しによって揚力が増大する作用について述べる。
は後退側ブレードのみで実施する。即ち、回転している
ブレードが後退側の領域に来た時にブレード内の空気管
よりジェットを吹出す。ジェット気流はロータ・ブレー
ドを回転するシャフト内の中空部を通って機体内部から
供給される。次にブレードの翼端部及びその前縁部から
の吹出しによって揚力が増大する作用について述べる。
【０００９】翼が揚力を発生するのは、翼のまわりに循
環流があるからである。翼のまわりに循環流があるとい
うことは、翼を渦（束縛渦）で置換えてもよいことを示
す。翼端で揚力がなくなるのは、翼端で循環流がなくな
るからである。翼幅の有限な翼を渦で置換えると、その
ままでは翼端で渦が切れて渦の端ができる。しかし渦の
法則によれば、渦は流体中に端をもつことはないから、
渦の法則に矛盾することになる。そこで図６に示すよう
に、翼から後方へ循環Γの一対の渦（随伴渦）が流れて
いると考えると、渦は端がなく一続きとなって渦の法則
に矛盾しなくなる。
環流があるからである。翼のまわりに循環流があるとい
うことは、翼を渦（束縛渦）で置換えてもよいことを示
す。翼端で揚力がなくなるのは、翼端で循環流がなくな
るからである。翼幅の有限な翼を渦で置換えると、その
ままでは翼端で渦が切れて渦の端ができる。しかし渦の
法則によれば、渦は流体中に端をもつことはないから、
渦の法則に矛盾することになる。そこで図６に示すよう
に、翼から後方へ循環Γの一対の渦（随伴渦）が流れて
いると考えると、渦は端がなく一続きとなって渦の法則
に矛盾しなくなる。
【００１０】今、翼に対する一様流の速度をＶ、翼の一
様流に対する迎角をαとする。しかし、翼から出る随伴
渦により翼の所にＷ1 の誘導速度が図７のｙ軸及び一様
流に垂直の方向に導き出されるため、翼の所の実際の流
れの速度及び迎角はそれぞれＶ，αと異なってくる。翼
の所の速度はＶとＷ1 の合速度Ｕ0 となり、Δα＝Ｗ1
／Ｖとすると、図８に示すように迎角は誘導迎角Δαだ
け減じて、有効迎角は（α−Δα）となる。
様流に対する迎角をαとする。しかし、翼から出る随伴
渦により翼の所にＷ1 の誘導速度が図７のｙ軸及び一様
流に垂直の方向に導き出されるため、翼の所の実際の流
れの速度及び迎角はそれぞれＶ，αと異なってくる。翼
の所の速度はＶとＷ1 の合速度Ｕ0 となり、Δα＝Ｗ1
／Ｖとすると、図８に示すように迎角は誘導迎角Δαだ
け減じて、有効迎角は（α−Δα）となる。
【００１１】従って、ブレードの翼端部には図２に示す
様な渦が存在し、その影響でブレード下面に誘導速度
（下向き気流）が生ずる。その為ブレードに入る気流の
迎角が減少して（α−Δα）となり、揚力低下を招いて
いる。従って翼端部に図１に示すＡ又はＢの様なジェッ
ト気流を与えると、この渦を吹き飛ばしてその影響をな
くすことができる。そのため揚力は図２に示す様に増大
することができる。
様な渦が存在し、その影響でブレード下面に誘導速度
（下向き気流）が生ずる。その為ブレードに入る気流の
迎角が減少して（α−Δα）となり、揚力低下を招いて
いる。従って翼端部に図１に示すＡ又はＢの様なジェッ
ト気流を与えると、この渦を吹き飛ばしてその影響をな
くすことができる。そのため揚力は図２に示す様に増大
することができる。
【００１２】又、後退角が表われるブレード前縁部にお
いては、図１に示すようにブレード上面にジェット気流
（Ｃ）によるエネルギを与えることにより、すなわち、
図３に示すように、点Ｐから発生している渦にエネルギ
を与えることにより、図２と同様の効果を得ることがで
きる。
いては、図１に示すようにブレード上面にジェット気流
（Ｃ）によるエネルギを与えることにより、すなわち、
図３に示すように、点Ｐから発生している渦にエネルギ
を与えることにより、図２と同様の効果を得ることがで
きる。
【００１３】
【実施例】ヘリコプタ・ブレードの翼端部及びその前縁
部にジェット気流を与える為の実施例を図４に示す。図
４において回転シャフト１はブレードを支持する中空の
シャフトで、エンジンにより駆動され、回転する。ハブ
２はブレードと回転シャフトを結合する。ブレード３は
回転シャフト１のまわりに回転し、揚力を発生する。配
管４は外部配管４２とシャフト内配管４３とブレード内
配管４４からなり、空気供給源４１からの気流をブレー
ド翼端等の開孔に送る。気流５は配管４により供給さ
れ、後退側ブレードから吹出して、後退側ブレードの揚
力を増大する。固定リング６は回転シャフトの外部の機
体側に固定されたリングで、回転シャフトの外面と滑ら
かに接する。
部にジェット気流を与える為の実施例を図４に示す。図
４において回転シャフト１はブレードを支持する中空の
シャフトで、エンジンにより駆動され、回転する。ハブ
２はブレードと回転シャフトを結合する。ブレード３は
回転シャフト１のまわりに回転し、揚力を発生する。配
管４は外部配管４２とシャフト内配管４３とブレード内
配管４４からなり、空気供給源４１からの気流をブレー
ド翼端等の開孔に送る。気流５は配管４により供給さ
れ、後退側ブレードから吹出して、後退側ブレードの揚
力を増大する。固定リング６は回転シャフトの外部の機
体側に固定されたリングで、回転シャフトの外面と滑ら
かに接する。
【００１４】間隙部７は固定リング内部に設けた切欠空
間であり、シャフト内配管の入口穴４７がこの間隙部内
に来た時のみ気流が固定リング６からシャフト内配管４
３に通ずる。図４は２枚ブレードの例を示すが、本発明
は３枚以上のブレードの場合も適用できる。
間であり、シャフト内配管の入口穴４７がこの間隙部内
に来た時のみ気流が固定リング６からシャフト内配管４
３に通ずる。図４は２枚ブレードの例を示すが、本発明
は３枚以上のブレードの場合も適用できる。
【００１５】後退側ブレードには気流５が流れるが、前
進側ブレードには気流５が流れない。その理由は後退側
ブレードに連結された配管は、固定リングの間隙部７に
通ずる側にあるが、前進側ブレードに連結された配管は
固定リングの間隙部７に通じない側すなわち間隙部７の
反対側にあるためである。一方、ジェット気流はちょう
ど、ブレードが後退側付近の所定の角度範囲θに来た時
のみ、ブレード内配管４４から吹出される。
進側ブレードには気流５が流れない。その理由は後退側
ブレードに連結された配管は、固定リングの間隙部７に
通ずる側にあるが、前進側ブレードに連結された配管は
固定リングの間隙部７に通じない側すなわち間隙部７の
反対側にあるためである。一方、ジェット気流はちょう
ど、ブレードが後退側付近の所定の角度範囲θに来た時
のみ、ブレード内配管４４から吹出される。
【００１６】ジェット気流５は回転シャフト１の下方の
空気供給源から供給され、シャフトの周囲に接する固定
リング（シャフトが回転しても回転しない）６に導かれ
固定リング内の間隙部７に送られる。シャフト内配管の
入口穴４７がちょうど、この間隙部７にある時のみ気流
は配管を通ってシャフト内を上部へ上がり、ブレード３
へと導かれる。
空気供給源から供給され、シャフトの周囲に接する固定
リング（シャフトが回転しても回転しない）６に導かれ
固定リング内の間隙部７に送られる。シャフト内配管の
入口穴４７がちょうど、この間隙部７にある時のみ気流
は配管を通ってシャフト内を上部へ上がり、ブレード３
へと導かれる。
【００１７】固定リング内の間隙部７の角度θを変える
ことによりジェット気流の噴射時間を調節でき、又、間
隙空間の位置を変えることにより噴射のタイミングの調
節が可能となり、気流が配管を通過する時間の遅れに対
処することが。
ことによりジェット気流の噴射時間を調節でき、又、間
隙空間の位置を変えることにより噴射のタイミングの調
節が可能となり、気流が配管を通過する時間の遅れに対
処することが。
【００１８】
【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。
で、以下に記載するような効果を奏する。
【００１９】（１）ブレードの翼端部又は後退翼の前縁
上部に吹出しを与える事により、同一の迎角でも揚力を
増大することができる。従って機体速度が従来ヘリコプ
タより速い状態においても、後退側ブレードの翼端失速
（翼面上の気流の縁離による揚力低下）を招くことな
く、大きい迎角まで十分な揚力を維持することができ
る。
上部に吹出しを与える事により、同一の迎角でも揚力を
増大することができる。従って機体速度が従来ヘリコプ
タより速い状態においても、後退側ブレードの翼端失速
（翼面上の気流の縁離による揚力低下）を招くことな
く、大きい迎角まで十分な揚力を維持することができ
る。
【００２０】（２）しかも後退側ブレードに任意のタイ
ミングと任意の気流噴射時間でジェット気流を流す為の
機構を単純化できる。そのため電気的制御や検出器を一
切必要としない。
ミングと任意の気流噴射時間でジェット気流を流す為の
機構を単純化できる。そのため電気的制御や検出器を一
切必要としない。
【図１】ジェット気流の吹出しを示す図。
【図２】ジェット気流による揚力分布の増大を示す図。
【図３】ブレード前縁に沿った吹出しを示す図。
【図４】ジェット気流用配管を示す図。
【図５】従来の技術を示す図。
【図６】翼端から後方へ流出する渦（随伴渦）の説明
図。
図。
【図７】随伴渦による誘導速度Ｗ1 の説明図。
【図８】随伴渦による誘導迎角と有効迎角の説明図。
１…回転シャフト、２…ハブ、３…ブレード、４…配
管、５…ジェット気流、６…固定リング、７…間隙部、
４１…空気供給源、４２…外部配管、４３…シャフト内
配管、４４…ブレード内配管、４５…開孔（翼端部）、
４６…開孔（後退翼の前縁上部）、４７…シャフト内配
管の入口。
管、５…ジェット気流、６…固定リング、７…間隙部、
４１…空気供給源、４２…外部配管、４３…シャフト内
配管、４４…ブレード内配管、４５…開孔（翼端部）、
４６…開孔（後退翼の前縁上部）、４７…シャフト内配
管の入口。
Claims (3)
- 【請求項１】 ロータ・ブレード内をスパン方向に貫通
するブレード内配管（４４）を設けてシャフト内配管
（４３）からのジェット気流を通し、ブレードの翼端部
に設けた開孔（４５）からブレードのスパン方向にジェ
ット気流（Ａ）を吐出することを特徴とするヘリコプタ
用ロータ・ブレード。 - 【請求項２】 ブレードの先端に後退角を有するロータ
・ブレードにおいて、ブレード内をスパン方向に貫通す
るように設けたブレード内配管（４４）をブレード内部
で分枝して二本の配管とし、一方の配管はブレードの翼
端部に設けた開孔（４５）に通じて、ブレードのスパン
方向にジェット気流Ｂを吹出し、他方の配管は、後退角
が表われるブレード前縁部付近のブレード上面に設けた
開孔（４６）に通じて、ブレードの後退角部分のスパン
方向にジェット気流Ｃを吐出することを特徴とするヘリ
コプタ用ロータ・ブレード。 - 【請求項３】 機体側に固定した空気供給源（４１）と
外部配管（４２）と固定リング（６）と、回転シャフト
を共に回転するシャフト内配管（４３）とブレード内配
管（４４）を具備し、前記外部配管（４２）は空気供給
源（４１）からの気体を固定リング（６）の間隙部
（７）に供給し、前記固定リング（６）はブレードの後
退側位置に対応する位置に間隔角度（θ）の間隙部
（７）を有し、回転によりロータ・ブレードが後退側位
置に来たときのみ、空気供給源（４１）からの気体をシ
ャフト内配管の入口穴（４７）に供給し、前記シャフト
内配管（４３）は固定リングに設けた間隙部（７）の気
体を請求項１または請求項２のロータ・ブレードのブレ
ード内配管（４４）に供給することを特徴とするヘリコ
プタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31496292A JPH06199295A (ja) | 1992-11-25 | 1992-11-25 | ヘリコプタ用ロータ・ブレード |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31496292A JPH06199295A (ja) | 1992-11-25 | 1992-11-25 | ヘリコプタ用ロータ・ブレード |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06199295A true JPH06199295A (ja) | 1994-07-19 |
Family
ID=18059767
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31496292A Withdrawn JPH06199295A (ja) | 1992-11-25 | 1992-11-25 | ヘリコプタ用ロータ・ブレード |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06199295A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5562414A (en) * | 1994-06-30 | 1996-10-08 | Kawada Industries, Inc. | Noise reduction device for rotorcraft |
| US6948906B2 (en) * | 2003-04-02 | 2005-09-27 | University Of Maryland | Rotor blade system with reduced blade-vortex interaction noise |
| US20130224017A1 (en) * | 2012-02-23 | 2013-08-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Mission adaptive rotor blade |
| CN110667839A (zh) * | 2019-09-10 | 2020-01-10 | 河南理工大学 | 一种直升机旋翼叶片 |
-
1992
- 1992-11-25 JP JP31496292A patent/JPH06199295A/ja not_active Withdrawn
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5562414A (en) * | 1994-06-30 | 1996-10-08 | Kawada Industries, Inc. | Noise reduction device for rotorcraft |
| US6948906B2 (en) * | 2003-04-02 | 2005-09-27 | University Of Maryland | Rotor blade system with reduced blade-vortex interaction noise |
| US20130224017A1 (en) * | 2012-02-23 | 2013-08-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Mission adaptive rotor blade |
| US9505492B2 (en) * | 2012-02-23 | 2016-11-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Mission adaptive rotor blade |
| CN110667839A (zh) * | 2019-09-10 | 2020-01-10 | 河南理工大学 | 一种直升机旋翼叶片 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
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