JP2002503593A

JP2002503593A - 最適速度ロータ

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Publication number: JP2002503593A
Application number: JP2000532331A
Authority: JP
Inventors: イー．カーレム，エイブラハム
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1998-02-20
Filing date: 1999-02-19
Publication date: 2002-02-05
Anticipated expiration: 2019-02-19
Also published as: US6007298A; WO1999042360A1; AU3303299A; JP4358435B2; EP1056640A4; DE69931035D1; US20010001033A1; EP1056640B1; DE69931035T2; EP1056640A1

Abstract

(57)【要約】毎分回転数（ＲＰＭ）の単位の最適な角速度でヘリコプタロータを運転することができる可変速度のヘリコプタロータシステムと、このシステムを運転する方法が付与されている。このシステム及び方法により、ロータを回転させるのに要するパワーを最小化し、ヘリコプタ性能効率の改良、ノイズ低減、ロータ、ヘリコプタトランスミッション及びエンジン寿命の改良をもたらす。このシステム及び方法は、ヘリコプタ航続時間を増加させ、離陸、ホバー及び操縦中のヘリコプタ性能を十分に改良する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】発明の分野本発明はヘリコプタに関し、航続時間、航続距離、高度及び速度の十分な増加
と、ノイズレベル及び燃料消費の十分な低減とを実現させるために、可変速度の
ロータを有するヘリコプタに関する。

【０００２】発明の背景固定翼にせよ回転翼航空機にせよ、例えば、巡航、上昇飛行又は最大速度のよ
うな特定の性能を実現するのに要する燃料消費によって表現されるような航空機
の効率は、このような性能を実現するのに要するパワーに直接的に比例する。こ
の所要パワーは、航空機の揚抗比（Ｌ／Ｄ）に逆比例する。航空機の効率を増加
させるために、設計者は、航空機重量に対抗しかつ航空機操縦を可能とするのに
要する揚力レベルで航空機の抗力を最小化することによって揚抗比を増加させる
努力をする。

【０００３】航空機の揚力及び抗力は、以下の公式によってそれぞれ決定される。Ｌ＝１／２・ρＶ²ＳＣ_L （１）Ｄ＝１／２・ρＶ²ＳＣ_D （２）ｒは空気密度、Ｖは気速（対気速度）、Ｓは揚力面（翼又はロータブレード）
の基準面積、Ｃ_L及びＣ_Dは無次元の揚力係数及び抗力係数である。揚抗比Ｌ／
Ｄは、揚力係数対抗力係数の比Ｃ_L／Ｃ_Dと等しい。したがって、揚力係数対抗
力係数の比Ｃ_L／Ｃ_Dは性能に直接的に影響する。Ｃ_L／Ｃ_DはＣ_Lの関数であ
る。図１に示される一般的な翼についてのＣ_L対Ｃ_L／Ｃ_Dグラフに見ることが
できるように、Ｃ_L／Ｃ_DはＣ_Lの関数である。最良の巡航効率のためには、揚
力翼の揚力係数は、最大Ｃ_L／Ｃ_Dのレベルで維持されなければならない。

【０００４】ヘリコプタでは、ロータブレードの揚力及び抗力は、同じ揚力公式Ｌ＝１／２
・ρＶ²ＳＣ_Lに従い、Ｖは、ブレード上の局地的な対気速度であり、ホバリン
グヘリコプタにおいて、このＶは、毎分回転数（ＲＰＭ）の単位のブレードの角
速度の結果である。便宜上、本明細書中に使用される「毎分回転数」はロータの
角速度について言う。さらに、本明細書中に使用される語「ヘリコプタ」は全て
のタイプの回転翼航空機を含む。

【０００５】ホバリングヘリコプタでは、ロータブレードの速度は、半径外方向に向けて増
加する。ロータ中心からの任意の所定の半径距離において、ブレードの速度は以
下の方程式によって与えられる。

【数１】ここでＶ_rは回転速度であり、ｒはロータ中心から測定された半径距離である
。

【０００６】十分な前進速度（例えば、１６０〜３２０ｋｍ／ｈ（１００〜２００ｍｐｈ）
）のヘリコプタには、前進ブレード及び後退ブレードの速度の非対称から生じる
、制御、振動、性能制限の問題がある。前進方向８に移動する時、前進ブレード
１０は、ブレードの回転速度とヘリコプタの前進速度の和と等しい速度であり、
その一方で、後退ブレード１２は、ブレードの回転速度からヘリコプタの前進速
度を引いた速度である。前方に移動する時のブレードの長手軸線に沿った速度を
図２に示す。結果として、前進ブレードは、後退ブレードよりも大きな揚力を有
する。対気速度の非対称によってヘリコプタが転倒するのを避けるために、後退
ブレードに作用する揚力は、増加させられなければならず、その一方で、前進ブ
レードの速度は低減させられなければならない。揚力は、ブレードの回転数（す
なわち速度）の２乗（Ｖ²）に逆比例であるので、後退ブレードの揚力係数（Ｃ _L ）の十分な増加が要求される。所定のブレードについての有効揚力係数は、図
１に示すように制限されている。結果として、前進ブレードと後退ブレードの間
の速度の非対称は制限されなければならず、ヘリコプタの前進速度が制限される
。

【０００７】ロータの毎分回転数を増加させることによって、対気速度の相対的な非対称を
低減し、前進速度の回転制御の制限に対しての影響を低減するが、このような毎
分回転数の増加は、最大許容ロータ先端速度に制限される。先端速度がマッハ１
に到達する時に生じる抗力、振動及びノイズの十分な増加を避けるために、最大
許容先端速度は音速（例えば、マッハ１）よりも一般に小さい。

【０００８】現在のヘリコプタロータは、複雑で厳しいロータ力学的な問題により飛行中一
定の毎分回転数で回転する。一般に、ヘリコプタ設計者は、一速度ロータの発展
に成功すれば満足であり、ヘリコプタ及びロータ構造に過度に負荷をかける振動
荷重を受けることなく、スタート及びストップ中に地面に負荷がかけられない時
、一速度ロータは、ゼロから設計毎分回転数へ達し得る。従来のロータのブレー
ドが揚力を生成する時、ロータブレードの設計毎分回転数からの毎分回転数の著
しい変化は破局的結果を招く可能性がある。

【０００９】従来のヘリコプタロータは、ブレードのフラップ、ラグ及びねじりの固有振動
周波数を実現するように設計されており、これら周波数は、運転毎分回転数にお
いて、毎回転数１、毎回転数２、毎回転数３などの割合で発生するロータ励起周
波数とは離れている。例えば、３６０ｒｐｍで運転しているロータについては、
毎回転数１のロータ励起周波数の発生に対応する周波数は６Ｈｚ（３６０ｒｐｍ
は６ヘルツ）、毎回転数２は１２Ｈｚなど。ロータ毎分回転数が変わると励起周
波数も変わる。便宜上、これらの励起周波数を発生させる周波数は、励起周波数
発生速度として本明細書で言及される。例えば、毎回転数２の速度で発生する励
起周波数を発生させる周波数は、「毎回転数２」の周波数として本明細書中で言
及されている。良好な力学的挙動のため、ブレード荷重及びヘリコプタ振動の両
方を考慮すると、任意の数のブレードを有する従来のロータは、毎回転数１、毎
回転数２、毎回転数３などの周波数を避けるように設計されている。従来のロー
タブレードは、毎回転数１周波数以上の周波数における基本フラップモードで、
設計毎分回転数の１００％で運転するように設計されており、基本ラグモードは
、通常毎回転数１周波数以下であり、時々、毎回転数１と毎回転数２の間であり
、より高いフラップ、ラグねじりモードが毎回転数１、２、３、４、、、ｎの周
波数を避けるように、ブレード力学は調整される。従来のブレード設計モード（
すなわち、モード周波数）が、破局となる可能性がある振動荷重の発生を避ける
ように、毎回転数１、２、３、４、、、ｎの周波数とは離れたままに維持されな
ければならない。最小限として、このような振動荷重により、ヘリコプタがパイ
ロットや乗客にとって受け入れられず、機構及び機器の信頼性を悪化させる。こ
のような振動荷重を避けるため、ロータ角速度は、ロータ負荷が低い又は無くて
低い風速で始動及び運転を除けば、設計毎分回転数の１００％付近の狭い範囲に
制限される。

【００１０】ヘリコプタのロータの毎分回転数は、特定の臨界高度、最大重量で、最大前進
速度のために通常設定されている。ロータの毎分回転数は、最大前進速度におい
て、前進ブレードの先端はマッハ１以下近傍で移動し、マッハ１に到達する速度
で発生する抗力、振動及びノイズの十分な増加を避けるようなものである。任意
の他の飛行条件において、ロータ毎分回転数とロータを回転させるのに要するパ
ワーは、効率的な運転に要求される場合よりも十分に高い。

【００１１】 Lockheed XH-51A 複合ヘリコプタ等のいくつかのリサーチヘリコプタは、要求
される揚力のほとんどを生成するための翼と、所要の前進推力を生成するための
ジェット又はプロペラ駆動エンジンを組み込むことによって、特定の飛行条件に
おいてロータ毎分回転数の低減を実験した。翼及びエンジンの使用により、揚力
及び推力を生成するロータ能力を助け、負荷されていないロータが低減毎分回転
数で運転することができる。この点については、ヘリコプタは、前進ブレードの
先端が音速に到達し、抗力と共に振動及びノイズのレベルを上昇させる前に、よ
り高速で飛行することができる。

【００１２】別の航空機V-22Ospreyは２速傾斜ロータを組み込んでいる。V-22Osprey航空機
は、揚力を発生させるための翼を有する。ロータは、ロータの回転軸線が垂直で
ありかつロータが正規のヘリコプタロータとして作用する第一位置から、ロータ
の回転軸線が比較的に水平でありかつロータが前進推力を生成するプロペラとし
て作用する第二位置へ典型的に「傾斜」させられる。第一位置にある時、これら
のロータは、垂直方向の離陸及び着陸及びホバリングのための揚力を生成するた
めだけに作用する。前進する必要がある時、ロータは、「傾斜」させられ、前進
推力を付与する。前進推力を付与する「傾斜」位置にある時、ロータの毎分回転
数は、ほとんど可変速度プロペラのように変化することができる。

【００１３】２速ギアボックスを使用することによって、ヘリコプタの最大前進速度を改良
する及び／又は最大速度でノイズを低減させる他の試みがなされている。これら
の試みにより、一定のエンジン毎分回転数を維持しながら二つの毎分回転数値で
ロータを回転させることができる。ロータは、高い前進速度の時により低い毎分
回転数で回転させられ、ロータ先端速度を低減させる。他の全ての条件では、ロ
ータは、より高い毎分回転数で回転させられる。しかしながら、これらの試みで
は、燃料消費を低減することによって十分にヘリコプタの効率を改良するわけで
はない。

【００１４】別のヘリコプタは、非常に厳しいノイズ制限に調和するように離陸及び着陸中
のロータ毎分回転数の１０％の低減を採用する。ロータ毎分回転数のこの低減に
より、ヘリコプタ性能は、離陸及び着陸中に折衷させられる。

【００１５】これらの前述の努力は、最大速度を増し、かつ離陸及び着陸中のノイズを低減
させる試みであった。所定の性能について要する消費燃料及びパワーを減らす試
みも、所要の消費燃料及びパワーを増やすことなくヘリコプタ性能を増加させる
試みもなされていない。燃料消費及びノイズレベルを低減しながらヘリコプタの
航続距離、高度及び速度性能を改良するヘリコプタロータシステムについての要
求がある。

【００１６】発明の要約本発明は、可変速度ロータと、燃料消費を低減しながらヘリコプタの性能及び
効率を改良するために可変速度ロータを使用する方法とを付与する。本発明のロ
ータシステムの毎分回転数は、最適な性能及び燃料効率のためのブレード荷重を
維持するように、ヘリコプタ飛行条件に依存して、多数のさらには無限の設定値
に変化させることができる。本発明は、低減前進速度で低減ロータ毎分回転数を
許容し、低い前進速度でロータブレード揚力係数の増加、より高いブレード揚抗
比、より高い空力効率、より低い所要パワー、燃料消費及びノイズレベルを実現
する。ロータの毎分回転数を低減させることによって、低減毎分回転数でロータ
を駆動させるのに要するパワーも低減させられる。ロータ毎分回転数及びパワー
を手動で又は例えばコンピュータによって自動で調節できる。

【００１７】広い毎分回転数範囲にわたって運転できるように、本発明のロータシステムは
、ロータ励起周波数上又は近傍で運転できるように特別に形成されている。この
ような独特な能力を実現するために、ロータブレードは、非常に堅くて軽量であ
るように形成される。ブレードは、従来のロータブレードよりも十分に堅くて軽
くなければならない。

【００１８】例としての実施例において、ロータブレードのフラップ剛性、ラグ剛性及びね
じり剛性は、単位長さ当りのブレード重量と同様に、ブレード根元部からブレー
ド先端へ連続的に減少する。一般に、出願人は、広範囲の角速度での運転を実現
するために、本発明のブレードは、フラップ剛性及びブレード重量を以下のよう
に要求するということを見出した。フラップ剛性：ロータ回転中心から測定されたロータ半径の１０％においてＥＩ_flap≧２５（２０４）Ｄ⁴ ロータ回転中心から測定されたロータ半径の３０％においてＥＩ_flap≧１０（８１．５）Ｄ⁴ ブレード総重量：Ｗ≦０．００１５（０．０２４）Ｄ³ Ｄは、フィート(m) で測定されたロータ直径であり、Ｗはポンド(kg)、ＥＩは
lbs/in²(kg/cm²) である。

【００１９】本発明の詳細な説明本発明は、最適な飛行性能のためにヘリコプタの飛行条件に依存して、多数の
又は無限の設定値に毎分回転数を変化させることができる、最適速度ロータを付
与する。ヘリコプタに組み込まれたときに本発明の最適速度ロータシステムは、
少ない燃料消費及びノイズレベルで、航続距離、高度及び対気速度において十分
に改良する。説明のため、本発明の最適速度ロータシステムは、本明細書中にお
いては最適速度ロータすなわちＯＳＲと呼ぶ。ＯＳＲは、往復機関又はタービン
エンジン等の任意の動力装置によって駆動することができる。

【００２０】本発明は、低減前進速度及び／又は低減ロータ揚力で低減ロータ毎分回転数を
可能とし、ロータブレードの揚力係数の増加、ブレードのより高い揚抗比、より
高い空力効率、より少ない所要パワー、燃料消費及びノイズレベルを実現する。
本発明のＯＳＲは、十分に負荷されながら、すなわち、固定翼の助けなく揚力を
生成しながらこのようなことを実現することができる。

【００２１】ロータブレードの揚力係数は、ブレード角度位置と同様にブレード長手方向に
沿って変化するので、ロータブレード荷重を確認することによってロータブレー
ドの特性である揚力を評価することが一般的である。ブレード荷重（Ｃ_T／σ）
は、ロータブレードの平均揚力係数（Ｃ_L）の関数であるパラメタであり、以下
の方程式によって規定される。

【数２】ここで、Ｔ＝ロータ推力、Ｓ＝ロータディスク面積、Ｖ_T＝ロータ先端速度で
ある。Ｔは、Ｔ＝ｎＷで近似され、ｎは、垂直方向操縦ファクタであり、Ｗはヘリコ
プタ重量である。ソリディティファクタσは、全ブレード面積対ロータディスク
面積の重みをつけられた比である。

【数３】本明細書中で使用される語「ブレード荷重」又は「ロータブレード荷重」は、
Ｃ_T／σについて言う。任意のヘリコプタロータシステムについてのブレード荷
重の有効限界が、実験的に、すなわち、飛行試験によって導き出すことができる
。図３において、一般的なロータシステムについての有効限界ブレード荷重が、
ヘリコプタ進行率ｍ、すなわちヘリコプタ前進速度とロータ先端の回転先端速度
Ｖ_Tの比の関数として曲線１４で与えられている。図３に最もよく見られるよう
に、０．４より大きな進行率で、ブレード荷重限界が鋭く下降する。したがって
、ロータリフト限界の鋭い低減を避けるために、特定の最小ロータ毎分回転数が
、最大の前進速度において、０．４〜０．５を超えて進行率を増加させることを
避け続けなければならない。図３に示すように、ブレード荷重の最適範囲１６は
、進行率の関数として、特定のヘリコプタロータシステムについての飛行試験に
よって導き出すことができる。所定の進行率について、最適ブレード荷重範囲は
、航続時間、航続距離及び上昇率等の種々の飛行性能パラメタを最適化するのに
要するブレード荷重によって規定されている。

【００２２】本発明のＯＳＲは、この最適範囲内にブレード荷重を維持するように、ロータ
毎分回転数の調節できる。毎分回転数の１００％以下で運転することによって、
低減毎分回転数でロータを駆動するのに要するパワーも低減させられる。ロータ
毎分回転数及びパワーは、手動で又は例えばコンピュータによって自動で調節で
きる。手動のＯＳＲにおいて、最も良好な航続時間のために、パイロットは、燃
料消費を最小化するために、（直接的に測定するか、又はエンジンパワーの表示
を観察することによって）ロータ毎分回転数及びエンジンパワーを手動で調節す
る。最も良好な巡航のために、パイロットは、単位燃料当りの移動マイルを最大
化するために毎分回転数及び対気速度を調節する。所定のパワー設定値において
、パイロットは、上昇率を最大化するためにロータ毎分回転数及び対気速度を調
節する。自動化されたＯＳＲは同様に運転する。燃料消費、単位消費燃料当りの
移動マイル等の情報がコンピュータによって監視されている。パイロットは、最
適化される必要がある飛行性能パラメタ、例えば、航続距離、航続時間、上昇率
等を選択し、コンピュータは、選択された性能を最大化するために、ロータ毎分
回転数、パワー及び対気速度をしかるべく調節する。あるいは、進行率の関数と
しての最適ブレード荷重範囲は、飛行試験から予め決定され、コンピュータ上に
記憶されており、コンピュータは、任意のパイロット制御の対気速度及び上昇率
についての所定の範囲内で維持するように、ロータ毎分回転数及びパワー設定値
を調節する。

【００２３】出願人は、低減質量及び増加剛性を有するブレード１８からなるロータシステ
ムを構成することによって、ロータ毎分回転数の著しい変更と関連する構造力学
的な問題を克服できるということを見出した（図４Ａ、４Ｂ、４Ｃ及び７Ｂ）。
出願人は、ブレードの根元部２０からブレードの先端２２へ連続的に減少するフ
ラップ剛性、ラグ剛性及びねじり剛性を有しかつ、ブレードの根元部２０からブ
レードの先端２２へ連続的に減少している質量を有するブレードを設計すること
ができた。フラップ２４、ラグ２６及びねじり２８の方向は、図４Ｂ、４Ｃ及び
４Ｄそれぞれに示されている。ロータハブ上に装着された時、これらのブレード
は、従来のブレードの構造力学的な問題を受けることなく、ロータ毎分回転数の
著しい変化を許容する。このようなブレードの例としての実施例は、図４Ａ、４
Ｂ及び４Ｃに示されており、カーボンエポキシ高性能複合材料からなる。

【００２４】広い毎分回転数範囲にわたって運転できるために、ＯＳＲは、ロータ励起周波
数で又は近傍で運転することができるように特別に形成されている。ＯＳＲは、
このような周波数で又は近傍において十分なロータ揚力の下で長時間運転できる
。このような独特の能力を実現するために、ＯＳＲロータブレードは、非常に堅
くて軽く形成されている。フェザリング軸３０（図４Ａ）に関するブレードのフ
ラップ剛性を増加させることにより、ブレードは、ロータ励起周波数で又は近傍
においてより良好に運転できる。ラグ剛性によって、励起周波数に対してより敏
感でなくなるが、もし一定の割合で平均２より大きなフラップ剛性に維持される
ならば、このフラップ剛性は、振動ラグ方向荷重及びヘリコプタ振動レベルを低
減するのに役立つ。

【００２５】ＯＳＲは、従来のロータブレードよりも十分に堅くて軽くなければならない。
一般に、出願人は、広範囲の角速度での運転を実現するために、ＯＳＲブレード
は、以下のようなフラップ剛性及びブレード重量を要求するということを見出し
た。フラップ剛性：ロータ回転中心から測定されたロータ半径の１０％においてＥＩ_flap≧２５（２０４）Ｄ⁴ ロータ回転中心から測定されたロータ半径の３０％においてＥＩ_flap≧１０（８１．５）Ｄ⁴ ブレード総重量Ｗ≦０．００１５（０．０２４）Ｄ³ Ｄは、フィート(m) で測定されたロータ直径であり、Ｗはポンド(kg)、ＥＩは
lbs/in²(kg/cm²) である

【００２６】図４Ａ、４Ｂ及び４Ｃに示す本発明の例としてのＯＳＲブレードは、約５４４
cm（約１７．８４フィート）のシャンク３３、約４６cm（約１８インチ）の最大
幅３４及び約２３cm（約９インチ）の先端の最小幅３６を有する長さ３２を有す
る。ブレードは、約３６cm（約１４インチ）のシャンク長さ４０と、約９．５cm
（約３．７５インチ）のシャンク直径４２を有する。例としてのブレードは、図
５Ａの表に示すような寸法（インチ）、剛性（lbs/in²(kg/cm²))及び単位長さ当
りの重量（lbs/in(kg/cm))を有する。図５Ａに見ることができるように、例とし
てのブレードは、ハブ中心からブレード先端へ連続的に減少するフラップ剛性及
びラグ剛性を有する。ブレード２０％ステーションにおけるブレード断面５Ｃ−
５Ｃ、７０％ステーションにおけるブレード断面５Ｄ−５Ｄは、図５Ｃ及び図５
Ｄそれぞれに示されている。２０％ステーション及び７０％ステーションは、そ
れぞれ、ロータ回転中心から測定された時のロータ半径の２０％及び７０％であ
る。ブレードシャンクの断面が図５Ｂに示される。ブレードは、カーボンエポキ
シ翼桁又はシャンクとカーボンエポキシ前縁部とで構成されている。後縁部は、
薄いカーボンエポキシ上面外皮層と底面外皮層と全深さの蜂の巣芯部(honeycone
) からなる軽量の部分である。

【００２７】例としてのＯＳＲブレードにおいて、十分なねじり剛性が容易に実現される。
より堅いＯＳＲブレードでは、ハブの可撓性梁の使用により、フェザリング軸３
０の内側でフラップ及びラグ有効ばねを付与し、強固なロータブレードにおいて
典型的な負荷及び振動レベルを低減する。しかし、このような可撓性梁のばね定
数は、固有振動数又は毎分回転数の「交差」、すなわち、ロータ励起周波数を避
けるように「調整」されていない。

【００２８】ブレードは、ヒンジレス、シーソー型又は関節型のような任意のタイプのロー
タハブに装着することができ、ロータシステムを形成する。しかしながら、好適
な実施例においては、ブレードはヒンジレスロータシステムに装着されている。
ヒンジレスロータは当業界で公知である。このヒンジレスロータはブレード１８
を装着するためのスリーブ５９を備えている。スリーブ５９は、ハブマスト６１
に関して固定されている。ヒンジレスロータハブ６０上に装着される時、ブレー
ドは、ハブに関してフラップ及びラグ方向に回動できない（図６）。好適な実施
例のヒンジレスロータは鋼で作られる。ロータハブ構造は、ブレード根元部にお
けるブレードに対応する剛性にハブのフラップ剛性及びラグ剛性を合わせるよう
に選択されている。フェザリング軸回りのブレードのピッチ変化のために組み込
まれている軸受システム６２は、関節型ロータシステムの場合よりも十分に大き
なモーメントに耐えることが要求される。

【００２９】図７Ａ及び７Ｂは、ヒンジレスロータ内に組み込まれている例としてのＯＳＲ
ブレードと、関節型ロータシステムの従来のブレードの寸法及び設計パラメタを
比較した二つの表を示す。図７Ｃは、図７Ａ及び７Ｂの表において比較されてい
るＯＳＲブレード１８と従来のブレード７０の概算された比較を示す。比較され
た従来のブレード７０は、約４０１cm（約１３．１７フィート）の長さ７２と、
約１７．１cm（約６．７５インチ）の一定の幅７４と、約４８cm（約１９インチ
）のシャンク長さ７６とを有する。図７Ａに見ることができるように、ＯＳＲブ
レードは、フラップ方向（上下）及びラグ方向（ロータ平面内の前後）に根元部
でヒンジ留めされた従来の関節付ロータブレードよりも、約１０％半径において
８５倍堅い。従来のブレードは、過剰の上方曲げ（「コーニング角」）を避ける
ように十分な遠心力を実現するために十分に重くなければならない。剛性の８５
倍の増加の代わりに、ブレード表面積当りのＯＳＲブレード重量は、従来のブレ
ードの場合の半分以下である。この剛性の増加とブレード表面積当りの重量の低
減は、傾斜平面図形と大きな根元翼弦と厚い根元翼とを使用しかつ高い剛性／重
量のカーボンエポキシ材料を使用した、最大ブレード厚さの３．５倍の増加によ
ってＯＳＲブレードで実現できる。

【００３０】本発明のロータシステムは、ロータの構造的な保全性を弱めることなく十分な
揚力荷重の下で０〜１００％の毎分回転数で運転することができる。さらに、本
発明のロータによって生成される振動レベルは、乗員の疲労、乗客の快適性及び
ペイロード性能に関して許容のレベルにある。本発明のロータシステムは、広範
囲の毎分回転数にわたったロータの運転と関連した構造的な安定性、負荷及び振
動問題を避けることができる。

【００３１】例としてのＯＳＲを形成する、ヒンジレスロータ上に装着された例としての実
施例のＯＳＲブレードが分析され、最適化され、コンピュータ流体力学、構造、
構造力学及び制御力学用の９つの統合力学的分析ツール(Integrated dynamics a
nalysis tool) を使用して性能が証明される。これらの工具の中で最も重要なも
のは、ハイヤーハーモニックコントロール（Higher Harmonic Control ）を含ん
だ、ロータ安定性、負荷、振動、性能及び制御を評価するために大量に使用され
る、ＣＡＭＲＡＤII（ウェインジョンソン(Wayne Johnson) による創作され、
ワシントン州、レドモンド、アナリティカルメソッド社(Analytical Methods
Inc.) より入手可能である）である。示されている全ての性能及び構造力学デー
タは、不均一なインフローでのＣＡＭＲＡＤIIの実行の結果である。大量なＣＡ
ＭＲＡＤIIの分析において、例としてのＯＳＲは、設計毎分回転数範囲のいずれ
においてもロータの力学的な不安定さを示さなかった。

【００３２】ＣＡＭＲＡＤIIの分析により、例としてのＯＳＲは、角速度を１５０ｒｐｍ（
先端においてマッハ数０．２５）又は他の任意の臨時的な毎分回転数へ低減して
揚抗比を最適化させ、パワーを低減し、より長い航続時間及び航続距離を実現す
ることができ、又は同じパワーレベルにおいて、より高い高度及び前進速度を実
現するいうことが明らかにされた。ＯＳＲのロータ毎分回転数は、最小の重量で
ヘリコプタに所要の揚力を付与しながら、最大ロータ設計毎分回転数の４０％ま
で下げることができるということが期待される。

【００３３】図８〜１０は、効率改良（曲線５０）のための種々の毎分回転数値で、低い抗
力の無人ヘリコプタ胴体を使用して３つのブレード及びヒンジレスハブを備えた
例としての実施例のＯＳＲを運転する時の所要パワーと、海面において６３５ｋ
ｇ（１４００ポンド）、１１７９ｋｇ（２６００ポンド）及び１８１４ｋｇ（４
０００ポンド）それぞれのヘリコプタ重量における３８０ｒｐｍ（曲線５２）の
一定の角速度で同じロータを運転する時のパワー要求性能を示した図である。図
８〜１０は、ＣＡＭＲＡＤII分析から得られるデータで作られている。

【００３４】ＯＳＲの利点は、より低い速度及び軽量の範囲（燃料の終わりで軽いペイロー
ドでぶらぶら(loiter)している）で劇的である。７４〜１４８ｋｍ／ｈ（４０〜
８０ノット）における６３５ｋｇ（１４００ポンド）で要するパワーの６０〜７
０％の低減は、燃料消費においても等しく影響する。前進ブレードの先端のマッ
ハ数（約４０〜５０％）の低減により、ロータノイズレベルの１０〜１５ｄＢだ
け低減する。一定のパワーの２０１ｋＷ（２７０ＨＰ）における速度の２８ｋｍ
／ｈ（１５ノット）の増加と、一定パワーの９０ｋｗ（１２０ＨＰ）における９
３ｋｍ／ｈ（５０ノット）の増加は、特に、低速でぶらぶらしている軽量のヘリ
コプタについて特に、劇的であり、従来の一定の毎分回転数のロータの非効率の
レベルを示している。

【００３５】図９は、１１７９ｋｇ（２６００ポンド）の平均的な重量における性能ゲイン
を示している。図８に見ることができるように、約１１１ｋｍ／ｈ（約６０ノッ
ト）のロイター速度における所要パワー低減と燃料消費の４５％の低減は、同じ
全燃料量について最大航続時間を８２％増加させる。同様に、１４８ｋｍ／ｈ（
８０ノット）で要するパワーの３８％低減により、最大航続距離において６１％
増加させる。

【００３６】図１０は、１８１４ｋｇ（４０００ポンド）の過負荷重量における性能ゲイン
を示す。１２０〜１４８ｋｍ／ｈ（６５〜８０ノット）において要求されている
約２５％のパワーにおける低減と一定のパワーレベルにおける速度の増加は十分
である。

【００３７】グランド外作用（ＯＧＥ）によってホバーするために導かれた、同様な所要パ
ワーの分析によれば、ＯＳＲは、一定のエンジンパワーで着陸重量の２３％の増
加（ほとんどのヘリコプタにおいてペイロードの２倍を付与することができる）
と、（ノイズレベルを８ｄＢだけ低減させることができる）先端速度の３０％の
低減を付与するということが示されている。

【００３８】別の実施例では、広範囲の毎分回転数における運転の代わりに、ＯＳＲは、２
以上の角速度で運転するように作ることができる。このようなＯＳＲを用いれば
、広範囲の毎分回転数にわたって運転するＯＳＲを使用することによって実現さ
れるほど大きくはないが、効率の利益は十分である。

【図面の簡単な説明】

【図１】一般的な翼についての揚力係数対抗力係数の比対揚力係数のグラフを示す。

【図２】前進飛行におけるロータの対気速度の略図である。

【図３】ブレード荷重対進行率のグラフであり、一般的なヘリコプタについての有効限
界ブレード荷重と、最適な範囲のブレード荷重とを示す。

【図４Ａ】本発明の例としての実施例のブレードの上面図である。

【図４Ｂ】本発明の例としての実施例のブレードの側面図である。

【図４Ｃ】本発明の例としての実施例のブレードの端面図である。

【図５Ａ】図４Ａに示す例としての実施例のブレードについての設計データを示す表であ
る。

【図５Ｂ】図４Ａに示す例としての実施例のブレードについてのシャンクの断面図である
。

【図５Ｃ】図４Ａに示す例としての実施例のブレードのブレード２０％ステーションにお
ける断面図である。

【図５Ｄ】図４Ａに示す例としての実施例のブレードのブレード７０％ステーションにお
ける断面図である。

【図６】ヒンジレスロータへ係合させられた、図４Ａに示す例としての実施例のブレー
ドのシャンクの部分断面図である。

【図７Ａ】関節型ロータにおける使用のための従来のヘリコプタブレードと図４Ａに示す
例としての実施例ブレードを比較した表を示す。

【図７Ｂ】関節型ロータにおける使用のための従来のヘリコプタブレードと図４Ａに示す
例としての実施例ブレードを比較したさらなる表を示す。

【図７Ｃ】図７Ａ及び図７Ｂにおいて比較された二つのブレードの上面図を示す。

【図８】海面における、対気速度対、６３５ｋｇ（１４００ポンド）の軽い重量で３８
０ｒｐｍと可変速度で本発明のロータシステムを用いたヘリコプタ運転に要する
パワーのグラフである。

【図９】海面における、対気速度対、１１７９ｋｇ（２６００ポンド）の中重量で３８
０ｒｐｍと可変速度で本発明のロータシステムを用いたヘリコプタ運転に要する
パワーのグラフである。

【図１０】海面における、対気速度対、１８１４ｋｇ（４０００ポンド）の重い重量で３
８０ｒｐｍと可変速度で本発明のロータシステムを用いたヘリコプタ運転に要す
るパワーのグラフである。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＣＹ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＧＷ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＧＭ，ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＺ，ＵＧ，ＺＷ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ) ，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＤ，ＧＥ，ＧＨ，ＧＭ，ＨＲ，ＨＵ，ＩＤ，ＩＬ，ＩＮ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＳ，ＵＺ，ＶＮ，ＹＵ，ＺＷ

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】特定の飛行条件についてのヘリコプタの効率を改良する方法
において、前記ヘリコプタは、半径方向に延びているブレードを有するロータと
、前記ロータを回転させるためにパワーを付与するためのエンジンとを具備し、
前記方法は、前記飛行条件についての効率の改良のための、毎分回転数の関数であるロータ
ブレード荷重を決定する段階と、前記決定されたブレード荷重を実現するための毎分回転数値を確認する段階と
、前記ロータの毎分回転数を前記確認された毎分回転数値に調節する段階とを備
えた、特定の飛行条件についてのヘリコプタの効率を改良する方法。
【請求項２】前記荷重決定段階は、前記飛行条件についての改良効率のた
めに一定範囲のブレード荷重を決定する段階を備え、前記毎分回転数値確認段階
は、前記ブレード荷重の決定された範囲内でブレード荷重を実現するために、毎
分回転数範囲を確認する段階を備えた請求項１に記載の方法。
【請求項３】前記毎分回転数調節段階は、一定範囲の予め規定された毎分
回転数レベル内の毎分回転数レベルへ前記ロータの毎分回転数を調節する段階を
備えた請求項１に記載の方法。
【請求項４】前記毎分回転数調節段階は、最大ロータ毎分回転数の４０％
〜１００％の範囲内で前記ロータの毎分回転数を調節する段階を備えた請求項３
に記載の方法。
【請求項５】前記毎分回転数調節段階は、前記ヘリコプタの前進速度が低
減された時に前記ロータ毎分回転数を低減する段階を備えた請求項１に記載の方
法。
【請求項６】前記ヘリコプタはヒンジレスロータを備えた請求項１に記載
の方法。
【請求項７】前記ブレードは、根元部及び先端を備え、前記ブレードのフ
ラップ剛性、ラグ剛性及びねじり剛性は、前記ブレード根元部から前記ブレード
先端へ連続的に減少する請求項１に記載の方法。
【請求項８】前記ブレードは、根元部及び先端を備え、前記ブレードの単
位長さ当たり重量は、前記ブレード根元部から前記ブレード先端へ連続的に減少
する請求項１に記載の方法。
【請求項９】前記飛行条件について前記決定されたブレード荷重を実現す
るためにエンジンパワーレベルを確認する段階と、前記確認されたパワーレベルへ前記エンジンパワーを調節する段階とをさらに
備えた請求項１に記載の方法。
【請求項１０】前記ロータは、ロータの回転中心から測定される半径と直
径を有し、前記ブレードは、フラップ剛性を有し、前記ロータ半径の１０％にお
いて、lbs/in²(kg/cm²) の単位の前記ブレードのフラップ剛性は、フィート(m)
のロータ直径の４乗の２５（２０４）倍と同じかより大きい請求項１に記載の方
法。
【請求項１１】前記ロータは、ロータの回転中心から測定される半径と直
径を有し、前記ブレードは、フラップ剛性を有し、前記ロータ半径の３０％にお
いて、lbs/in²(kg/cm²) の単位の前記ブレードのフラップ剛性は、フィート(m)
のロータ直径の４乗の１０（８１．５）倍と同じかより大きい請求項１に記載の
方法。
【請求項１２】前記ロータは、直径を有し、ポンド(kg)の単位の各ブレー
ドの総重量は、フィート(m) の単位のロータ直径の３乗の０．００１５（０．０
２４）倍を超えない請求項１に記載の方法。
【請求項１３】燃料消費を低減させることによってヘリコプタの性能を改
良する方法において、前記方法は、動力装置によって回転するように駆動されたロータを付与する段階と、揚力を付与するために前記ロータを運転する段階と、前記燃料消費を監視する段階と、燃料消費を低減するために要求される任意の値へ前記ロータ毎分回転数を変化
させる段階とを備えた、燃料消費を低減させることによってヘリコプタの性能を
改良する方法。
【請求項１４】前記ロータ付与段階は、ヒンジレスロータを付与する段階
を備えた請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】前記ロータ毎分回転数変化段階は、前記動力装置のパワー
出力を変化させる段階をさらに備えた請求項１３に記載の方法。
【請求項１６】前記ロータ毎分回転数変化段階は、前記ヘリコプタの前進
速度を変化させる段階をさらに備えた請求項１３に記載の方法。
【請求項１７】前記燃料消費監視段階は、前記ヘリコプタの移動距離と、
消費燃料とを監視する段階を備え、前記ロータ毎分回転数変化段階は、単位消費
燃料毎についての移動距離を最大化するために、前記ロータ毎分回転数及び前記
ヘリコプタ前進速度を変化させる段階を備えた請求項１３に記載の方法。
【請求項１８】前記ロータは、根元部及び先端を有するブレードを備え、
前記ブレードのフラップ剛性、ラグ剛性及びねじり剛性は、前記ブレード根元部
から前記ブレード先端へ連続的に減少する請求項１３に記載の方法。
【請求項１９】前記ロータは、根元部及び先端を有するブレードを備え、
各ブレードの単位長さ当り重量は、前記ブレード根元部から前記ブレード先端へ
連続的に減少する請求項１３に記載の方法。
【請求項２０】前記ロータは、半径方向に延びているブレードを備え、前
記ロータは、ロータの回転中心から測定される半径と、直径とを有し、前記ブレ
ードは、フラップ剛性を有し、前記ロータ半径の１０％において、lbs/in²(kg/c
m²) の単位の前記ブレードのフラップ剛性は、フィート(m) のロータ直径の４乗
の２５（２０４）倍と同じかより大きい請求項１３に記載の方法。
【請求項２１】前記ロータは、半径方向に延びているブレードを備え、前
記ロータは、ロータの回転中心から測定される半径と、直径とを有し、前記ブレ
ードは、フラップ剛性を有し、前記ロータ半径の３０％において、lbs/in²(kg/c
m²) の単位の前記ブレードのフラップ剛性は、フィート(m) の単位のロータ直径
の４乗の１０（８１．５）倍と同じかより大きい請求項１３に記載の方法。
【請求項２２】前記ロータは、半径方向に延びているブレードと直径を備
え、ポンド(kg)の単位の各ブレードの総重量は、フィート(m) の単位のロータ直
径の３乗の０．００１５（０．０２４）倍を超えない請求項１に記載の方法。
【請求項２３】燃料消費を低減させることによってヘリコプタの性能を改
良する方法において、前記方法は、動力装置によって回転するように駆動されたロータを付与する段階と、揚力を付与するために前記ロータを運転する段階と、前記燃料消費を監視する段階と、燃料消費を低減するための少なくとも三つの毎分回転数値のいずれかへ前記ロ
ータ毎分回転数を変化させる段階とを備えた、燃料消費を低減させることによっ
てヘリコプタの性能を改良する方法。
【請求項２４】前記ロータはヒンジレスロータである請求項２３に記載の
方法。
【請求項２５】ヘリコプタに揚力及び推力を付与するための可変速度ロー
タにおいて、前記ロータは、ロータ回転中心から測定される半径と、直径とを有
し、ロータハブと、前記ハブに半径方向に連結された少なくとも二つのブレードであって、各ブレ
ードは、前記ハブ近傍の根元部と、前記ハブに遠い先端とを有し、ポンド(kg)の
単位の各ブレード重量は、ロータ直径の３乗の０．００１５（０．０２４）倍を
超えず、ロータ半径の１０％において、lbs/in²(kg/cm²) の単位の各ブレードの
フラップ剛性は、ロータ直径の４乗の２５（２０４）倍と同じかより大きい、ブ
レードと、を備えた、ヘリコプタに揚力及び推力を付与するための可変速度ロー
タ。
【請求項２６】前記ロータ半径の３０％において、lbs/in²(kg/cm²) の単
位の各ブレードのフラップ剛性は、ロータ直径の４乗の１０（８１．５）倍と同
じかより大きい請求項２５に記載のロータ。
【請求項２７】各ブレードの単位長さ当りの重量は、前記ブレード根元部
から前記ブレード先端へ連続的に減少する請求項２５に記載のロータ。
【請求項２８】各ブレードのフラップ剛性、ラグ剛性及びねじり剛性は、
前記ブレード根元部から前記ブレード先端へ連続的に減少する請求項２５に記載
のロータ。
【請求項２９】揚力及び推力をヘリコプタに付与するための可変速度ロー
タにおいて、前記ロータは、ロータ回転中心から測定された半径と、直径とを有
し、ロータハブと、前記ハブに半径方向に連結された少なくとも二つのブレードであって、各ブレ
ードは、前記ハブ近傍の根元部と、前記ハブに遠い先端とを有し、ポンド(kg)の
単位の各ブレード重量は、ロータ直径の３乗の０．００１５（０．０２４）倍を
超えず、lbs/in²(kg/cm²) の単位の各ブレードのフラップ剛性は、ロータ半径の
３０％において、ロータ直径の４乗の１０（８１．５）倍よりも小さくない、ブ
レードと、を備えた、揚力及び推力をヘリコプタに付与するための可変速度ロー
タ。