JP2003513838A - 回転翼航空機のロータ・ブレードの調節可能ブレード翼型 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、ブレード翼型がブレード本体および２つの翼型縁から形成され、および少なくとも１つの翼型縁がブレード縦軸に沿って縦方向に伸長する軸方向の周りに調節可能である、回転翼航空機のロータ・ブレードの調節可能ブレード翼型に関するものである。ヘリコプタのロータ・ブレードの空気力学的翼型の空気力学を、飛行条件に、およびブレードの前進側回転とブレードの後退側回転との間の揚力調整にさらに良好に適合可能であり且つ同時にほとんど費用を必要としないように、前記ヘリコプタのロータ・ブレードの空気力学的翼型を調節可能にすることが本発明の課題である。この課題は請求項１の特徴項に記載の特徴により解決される。本発明の利点は回転ブレードの自動調節翼型変化にある。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】 本発明は、ブレード翼型がブレード本体および２つの翼型縁から形成され、お
よび少なくとも１つの翼型縁がブレード縦軸に沿って縦方向に伸長する軸方向の
周りに調節可能である、回転翼航空機のロータ・ブレードの調節可能ブレード翼
型に関するものである。

【０００２】 ヘリコプタのマルチ・ブレード・ロータの回転ロータ・ブレードは、飛行中に
、ロータ・ブレードにおける前進側回転と後退側回転との間の揚力調整を行うた
めに、前進側回転に対してのみならず後退側回転に対しても、スワッシュ・プレ
ートによりそのピッチ角βが調節される。この場合に飛行中にブレードに発生す
る振動は、それがヘリコプタの胴体にまで障害となる作用を与えるので不利であ
る。スワッシュ・プレートは、ロータ・ブレードに急激に発生する空気渦流を、
ロータ・ブレードの付加的な適応反応によっては調整することができないので、
この振動は増幅される。

【０００３】 米国特許第５２２４８２６号は、特にこの特許の図１において、ヘリコプタ用
ロータ・ブレードを説明している。ここに示されているブレード翼型はブレード
本体から形成され、ブレード本体は翼型前縁および翼型後縁と結合されている。
翼型後縁は調節可能に構成され、この場合、調節可能翼型後縁は、ブレード上側
においてはブレード本体との継手領域においてブレード縦軸に沿って伸長する軸
方向に沿って揺動可能であり、ブレード下側においてはブレード本体に対して自
由に可動である。継手領域はたわみ性材料により形成される。調節可能翼型後縁
は可動フラップに対応する。ロータ・ブレードの内部に制御手段が設けられ、制
御手段の片側はロータ・ブレード本体の翼桁と固定結合されている。制御手段の
反対側端部はブレード内部のサスペンションを介してブレード上側の継手領域と
結合されている。制御手段はプレートとして形成され、プレートは好ましくは圧
電材料により被覆されている。２つの圧電層の制御は、ラインを介して２つの層
と結合されている外部制御により行われる。対応する電界が圧電層内に曲げを発
生し、この曲げは強制的にプレートに伝達されるので、制御手段のサスペンショ
ンを介して継手領域内において翼型後縁（フラップ）を調節可能である。

【０００４】 既知の方法により、飛行中にロータ・ブレードにより発生される、ヘリコプタ
胴体に顕著な障害を与える振動は確かに低減される。しかしながら、（例えば急
な空気渦流の発生において）実際にロータ・ブレードに作用する空気力学的制御
を行う測定装置が欠けている。ヘリコプタの種々の飛行条件に対して、翼型後縁
を正確に調節するために、それに対応してリアル・タイムに作動する制御プログ
ラムが利用可能でなければならない。これは高い技術的労力を必要とする。さら
に、回転ロータから制御ユニットに電気ラインが供給されなければならないこと
が欠点である。ロータ・ブレードの空気力学を実際の飛行条件にほぼ適合させる
ことは、多大な努力を払ってのみ、この解決方法によって成功する。

【０００５】 ヘリコプタのロータ・ブレードの空気力学的翼型の空気力学を、飛行条件およ
びブレードの前進側回転とブレードの後退側回転との間の揚力の調整にさらに良
好に適合可能であり且つ同時にほとんど費用を必要としないように、前記ヘリコ
プタのロータ・ブレードの空気力学的翼型を調節可能にすることが本発明の課題
である。

【０００６】 この課題は請求項１の特徴項に記載の特徴により解決される。

【０００７】 調節可能翼型縁（フラップに対応する）とブレード本体との間に少なくとも１
つのばね手段が設けられている。ばね手段は、ロータ・ブレードの１回転中に、
調節可能翼型縁に作用する揚力変化（±ΔＦ_A）およびばね手段に作用する遠心
力（Ｆ_ZF）の関数として、そのばね特性を変化させることができる。変化可能な
ばね特性は、ばねストロークおよび／またはばね剛性である。このばね手段は調
節可能翼型縁の自動調節を可能にする。この場合に、調節可能翼型縁並びにブレ
ード本体に対する使用材料およびその寸法は十分な固有減衰特性を有していなけ
ればならない。繊維複合材料がこのために適している。

【０００８】 本発明の利点は回転ブレードの自動調節翼型変化にある。自動調節翼型変化は
特にロータ・ブレードの前進側回転および後退側回転からの揚力変化（±ΔＦ_A
）の関数として可能なので、飛行中にロータ・ブレードの１回転に対してほぼ一
定の揚力が達成可能である。この結果、ロータ・ブレードにより発生される振動
レベルが著しく低減される。

【０００９】 ばね手段を適切に高い振動数を有する寸法にした場合、自動調節翼型変化によ
り、制御棒を有する従来のスワッシュ・プレートを使用しなくてすむことになる
であろう。

【００１０】 他の実施態様において、ブレード先端の方向へ半径方向に相前後して複数のば
ね手段が位置決めされていてもよい。調節可能翼型縁内の種々の位置に基づき、
ばね手段はそのローカル位置に対応して異なる寸法に形成されるべきである。こ
の実施態様により、翼型縁の調節特性が改善される。

【００１１】 他の実施態様により、ばね手段は減衰要素と共に設けられている。

【００１２】 ばね手段が減衰要素および制御要素を備えていることが有利である。これはば
ね−質量減衰系の最適形態に対応する。制御要素により準静的にこの系の調節が
可能である。ばね特性は調節可能である。

【００１３】 ばね手段として板ばねを使用することが簡単且つコスト的に有利な方法である
。板ばねは、調節可能翼型縁とブレード本体との間で、その凹曲面が半径方向に
ブレード先端へ向けられて配置されている。板ばねの端部は曲面をブレード根元
の方向に向けて位置決めされ且つ片側が調節可能翼型縁の突出部におよび他方側
がブレード本体に支持されている。

【００１４】 板ばねの一端（ブレード本体の方向の端部）が制御要素と結合されていること
が有利である。これにより、ばね−質量減衰系の固有振動数が調節可能である。
制御ユニットは、ブレード縦方向に個々の板ばね端部を移動させ且つ固定する機
械的棒であってもよい。同様な機能は、板ばねと結合されている圧電制御アクチ
ュエータが行ってもよい。

【００１５】 他の実施態様により、ばね特性曲線が励起関数に適合されているとき、ブレー
ド上に空気渦流が発生しているときにおいてもばね手段は応答することができる
。

【００１６】 ばね手段および減衰要素を有する調節可能フラップはばね−質量減衰系を形成
する。このようなばね−質量減衰系がロータ回転数による励起よりも高い振動数
に調節されているとき、調節可能ブレード翼型により、空気渦流のような局部的
な流動変化に直ちに応答することが可能である。利点はブレードにおける渦流調
整である。

【００１７】 さらに、自動調節ブレード翼型を用いて回転ロータ・ブレード上の流動を改善
することが可能である。特にロータの最大回転数においてロータ・ブレードにお
ける流動剥離を遅らせることができ、この結果、全揚力が上昇される。

【００１８】 以下に本発明の実施態様を詳細に説明し且つそれを図面に示す。

【００１９】 最新式のマルチ・ブレード・ロータは例えば４枚の個別ロータ・ブレードを有
している。個別ブレードの回転中に、ブレード先端に例えば８００ｋｍ／ｈの周
速ｖが形成される。ヘリコプタがある飛行方向に移動している場合、ロータ・ブ
レードにさらにヘリコプタの前進速度ｕが加えられる。この前進速度ｕが例えば
１５０ｋｍ／ｈであったとする。ロータ・ブレードの前進側回転においては前進
速度ｕが周速ｖに加算され、これにより９５０ｋｍ／ｈの対気速度ｖ＋ｕが形成
される。後退側回転においてはこの関係は異なってくる。周速ｖは前進速度ｕだ
け低減されるので、６５０ｋｍ／ｈの対気速度ｖ−ｕが存在する。３６０°の１
回転の間のこの異なる対気速度に基づいて、ロータ・ブレードに揚力の差が発生
する。前進側回転と後退側回転との間の揚力変化（±ΔＦ_A）のこの差を調整す
るために、ブレードの前進側回転に対してのみならずブレードの後退側回転に対
してもロータ・ブレードのピッチ角βが調節されなければならない。この場合、
ピッチ角βは翼型弦とロータ回転面との間の角度に対応する。この調節はスワッ
シュ・プレートにより行われる。スワッシュ・プレートは、前進側回転において
はロータ・ブレードのピッチ角βを低減させ、後退側回転においてはロータ・ブ
レードのピッチ角βを増大させる。この場合、ロータ・ブレードは回転中にスワ
ッシュ・プレートから制御棒を介してそのブレード縦軸内の回転により調節され
る。

【００２０】 図１はヘリコプタのロータ・ブレードＢの一部分を示し、ロータ・ブレードＢ
は図示されていない回転可能なロータ・ヘッドに固定されている。ロータ・ブレ
ードＢはブレード根元Ｂ_W（ここでは完全には図示されていない）に付属の固定
手段によりロータ・ヘッドまたはロータ・ヘッド・プレートのブレード接続アー
ムに固定される。ブレード長さはブレード根元Ｂ_Wからブレード先端Ｂ_Sまで伸び
る。ロータ・ブレードＢは翼型縁Ｐ_Kを有している。翼型縁Ｐ_Kとして翼型前縁Ｐ _V および翼型後縁Ｐ_Hが示されている。翼型前縁Ｐ_Vの一部分および翼型後縁Ｐ_Hの
一部分は調節可能であり、したがって調節可能翼型前縁ＶＰ_Vないし調節可能翼
型後縁ＶＰ_Hとして示される。「調節可能」という表現は調節可能翼型前縁ＶＰ_V 並びに調節可能性翼型後縁ＶＰ_Hの両方に適用されるので、以下においてはこの
両方を用語「調節可能翼型縁ＶＰ_K」で表わすことにする。調節可能翼型縁ＶＰ_K はロータ・ブレードにおける調節可能フラップに対応する。

【００２１】 ブレード上面Ｂ_Oとブレード下面Ｂ_Uとの間に仮想ブレード縦軸Ｌが伸長してい
る。ロータ・ブレードＢは矢印に対応して回転方向Ｒに回転する。

【００２２】 ロータ・ブレードＢに、ブレード根元Ｂ_Wからブレード先端Ｂ_Sまで、調節可能
翼型前縁ＶＰ_Vおよび／または調節可能翼型後縁ＶＰ_Hが設けられていてもよい。
この変更態様は要求されるヘリコプタの飛行条件に基づくものである。他方で、
ブレード先端Ｂ_Sの範囲内に最高揚力が発生されるので、調節可能翼型縁ＶＰ_Kを
ブレード先端Ｂ_Sの範囲内に設けることが有効である。ここでは、調節可能翼型
縁ＶＰ_Kはブレード上面Ｂ_Oにおいて軸Ｓの周りに揺動可能である。この場合、機
械式継手または仮想継手を形成するたわみ継手領域Ｎが使用されてもよい。継手
は、ブレード縦軸Ｌに平行な方向を向く（仮想）軸Ｓを形成する。

【００２３】 図２により調節可能ブレード翼型に対する部分断面の詳細がわかり、この場合
、見る方向はブレード根元Ｂ_Wからブレード先端Ｂ_Sへの方向である（Ｘ方向に対
応する）。詳細図が示すように、ブレード翼型はブレード本体５（一部が示され
ている）および調節可能翼型縁ＶＰ_Kから形成される。調節可能翼型縁ＶＰ_Kはブ
レード上面Ｂ_Oにおいてたわみ継手領域Ｎ内でブレード本体５に対して（ブレー
ド縦軸Ｌに平行に伸長している軸Ｓの周りに）揺動可能であり、ブレード下面Ｂ _U においてはブレード本体５に対して自由に可動である。継手領域Ｎは、例えば
たわみ性繊維複合材料、特にガラス繊維強化プラスチックから製造されていても
よい。

【００２４】 ブレード本体５と調節可能翼型縁ＶＰ_Kとの間の結合内に少なくとも１つのば
ね手段１が設けられている。ブレードＢの回転中に、ばね手段１は、調節可能翼
型縁ＶＰ_Kに作用する揚力変化±ΔＦ_Aおよびばね手段１に作用する遠心力Ｆ_ZFの
関数としてそのばね特性を変化させる。ばね特性として、ばねストロークｘおよ
び／またはばね剛性Ｃ_Hが変化可能である。ばねストロークｘは、翼型縁ＶＰ_Kと
共に可動なばね端部が移動したことによる、好ましくは板ばねの可動ばね端部と
固定ばね端部との間のストローク距離から与えられる。

【００２５】 例えば揚力変化Ｆ_A±ΔＦ_Aの場合に、翼型縁ＶＰ_Kは、翼型縁ＶＰ_Kに作用する
揚力モーメントＭ_FAが翼型縁ＶＰ_Kに作用する反対方向の引張モーメントＭ_Zに常
に等しくなるように調節される。

【００２６】 ばね手段１はその端部により調節可能翼型縁ＶＰ_Kとブレード本体５とに結合
されている。この場合、調節可能翼型縁ＶＰ_Kおよびブレード本体５の使用材料
および寸法は十分な固有減衰特性を有していなければならない。

【００２７】 調節可能翼型縁ＶＰ_Kの質量ｍの運動を所定どおりに減衰させるために、減衰
要素３が設けられていることが有効的である。例えば、減衰要素は、ブレード本
体５のリブ７と調節可能翼型縁ＶＰ_Kのストッパ６との間に設けられている。減
衰要素３はゴム弾性管状要素であってもよい。他の適切な減衰要素が例えばばね
手段１自体の上に設けられていてもよい。ロータ・ブレード内で使用可能であり
且つ翼型縁の運動を減衰可能な減衰要素が適している。この場合、受動減衰パッ
ドのほかに能動減衰系（例えば圧電要素）が使用されてもよい。

【００２８】 ばね手段１は板ばね２として形成されていることが有効的である。板ばね２に
おいて、凸曲面がブレード先端Ｂ_Sの方向（Ｘ方向に対応）に向けられているの
で、ブレードが回転したとき板ばね２は遠心力Ｆ_ZFにより所定の緊張位置に保持
される。作用する遠心力Ｆ_ZFにより板ばね２はその端部に力Ｆ_Z（調節可能翼型
縁において示されている）を発生する。

【００２９】 有利な実施態様（図２ａ）において、ばね手段１の端部とブレード本体５との
間に制御要素４が設けられているように設計されてもよい。

【００３０】 図３は線図によりばね手段１の機能原理を説明している。ばね特性曲線即ちば
ね手段１のばね剛性Ｃ_Hおよびロータ・ブレード翼型の揚力係数Ｃ_Aが示されてい
る。座標は力Ｆおよびばねストロークｘにより形成される。ばね手段として例え
ば板ばねが使用されていてもよい。しかしながら、揚力変化および遠心力に応答
する、他の形状のばねが使用されてもよい。

【００３１】 ロータ・ブレード翼型の動作に対する２つの基本的な動作状態を考察する。

【００３２】 動作状態Ｉはロータ・ブレードが一定周速ｖで回転している地上に停止中のヘ
リコプタにより表わされる。ヘリコプタのホバリング飛行（静止飛行）が同様な
状態である。風は無視することができる。ヘリコプタの前進速度ｕは存在しない
。一定周速ｖにより揚力Ｆ_Aが発生する。この揚力Ｆ_Aはブレードの１回転あたり
定である。一定周速ｖにより板ばね２には一定の遠心力Ｆ_ZFが作用し、この一定
の遠心力Ｆ_ZFが板ばねの凸曲面をブレード先端Ｂ_Sの方向（Ｘ方向に対応する）
に引っ張ることになる。この場合、板ばね２はその端部に一定の力Ｆ_Zを発生す
る。この場合に形成されるばねストロークｘ₀（板ばね２の両端部間のストロー
ク）は一定のままである。

【００３３】 ばねストロークｘ₀の値は作用点ＡＰにおいてばね特性曲線を交差させる。作
用点ＡＰの位置は自動調節翼型（揚力係数Ｃ_A）の関数として調節されなければ
ならない。

【００３４】 両方の力即ち揚力Ｆ_A並びに力Ｆ_Zは作用点ＡＰの調節により調節可能翼型縁Ｖ
Ｐ_K（即ちフラップ）にそれぞれその作用方向が反対方向のモーメントを発生す
るので、ブレード翼型は一定の揚力係数Ｃ_Aで調節され、即ち調節可能翼型縁Ｖ
Ｐ_Kは翼型の一定調節位置において軸Ｓの周りに揺動する。図３ｂは、翼型縁Ｖ
Ｐ_Kの複数の調節位置が一目でわかるように、ブレードが静止状態にある該当調
節位置（位置ｖ＝０）およびホバリング状態にあるヘリコプタないし地上に停止
しているヘリコプタのブレードの回転中における該当調節位置（位置ｖ）を示す
。

【００３５】 他の動作状態ＩＩが図３ａを用いて求められる。動作状態ＩＩは、ヘリコプタ
が飛行しているときに該当する。図３ａが略図で示すように、ヘリコプタのロー
タ・ブレード面に対する平面図内に、ロータ・ブレードの１回転の間の４つの位
置０ないし２π、π／２、π、３π／２がマークされている。回転方向（矢印）
内の０からπまでの位置はブレードの前進側回転を表わし、πから２πまでの位
置はブレードの後退側回転を表わす。前進側回転においては、ロータ・ブレード
の対気速度は周速ｖおよびヘリコプタの前進速度ｕが加算されて求められる。前
進側回転においては、揚力Ｆ_Aは位置０からπ／２までは値＋ΔＦ_Aだけ上昇され
、位置π／２からπまではこの値が初期揚力Ｆ_Aから低減される。後退側回転に
おいては、対気速度は周速ｖの値から前進速度ｕを減算することにより求められ
る。したがって、位置３π／２に対しては揚力Ｆ_Aは値−ΔＦ_Aだけ低減される。
揚力低減のこの経過は（揚力上昇と同様に）ほぼｃｏｓないしｓｉｎ形状の経過
に対応する（π、３π／２、２π）。

【００３６】 対気速度の値が前進側回転と後退側回転との間で切り換わることが、ロータ・
ブレードにおいて揚力Ｆ_A±ΔＦ_Aが切り換わる理由である。

【００３７】 この理由から、ロータ・ブレードの各回転の間に、一定周速ｖにおいて存在す
る揚力Ｆ_Aの値に対して値ΔＦ_Aだけが変動する。即ち、前進側回転において揚力
Ｆ_Aが＋ΔＦ_A以下の値だけ大きくなるとき、作用点ＡＰから離れ、且つ自動的に
即ち自動調節により、板ばね２は、揚力Ｆ_A＋ΔＦ_Aが調節可能翼型縁ＶＰ_Kを（
仮想）軸Ｓの周りでＺ方向（図２参照）に揺動させることにより伸長される。こ
の場合、板ばね２のばねストロークｘは値ｘ₀から値ｘ₂に増大する。板ばねは伸
長され且つこのために行われた伸長仕事を貯える。ばねストロークｘ₂に付属の
ばね剛性Ｃ_Hの値Ｃ_H2が得られる。板ばねの伸長により、同時にロータ・ブレー
ド翼型が変化される。ブレード翼型は伸長される。翼型曲面はより平坦になる。
ブレード翼型の揚力係数Ｃ_Aはより小さくなる。前進側回転のπ／２におけるブ
レード翼型の対応調節位置ｖ＋ｕが図３ｂに示されている。揚力Ｆ_Aがさらに値
＋ΔＦ_Aだけ増大するのに対応して、板ばね２の移動により翼型の揚力係数Ｃ_A2
は低減される。ばねストロークｘおよび揚力係数Ｃ_Aは一定のままではない。ば
ねストロークの変化が大きければ大きいほど、それだけ揚力係数の低下は大きく
なる。この結果、翼型はより平坦になり、揚力はより小さくなる。上昇された揚
力Ｆ_A＋ΔＦ_Aは翼型の伸長により直ちに値−ΔＦ_Aだけ低減される。

【００３８】 ブレード翼型の自動調節変化ないし適合により揚力調整が行われる。この適合
は調節可能翼型縁ＶＰ_Kの自動調節により行われる。前進速度ｕの関数である揚
力モーメントＭ_FA（ｕ）は、図２に示すように、矢印方向に（仮想）軸Ｓに対し
て正の回転方向に作用する。これとは反対方向に引張モーメントＭ_Zが作用する
。揚力の成分＋ΔＦ_Aに対して等価の力が反対方向に作用される。これは揚力調
整に対応する。

【００３９】 同様のことが、図３ａに示す回転位置π、３π／２および２πに対応するブレ
ードの後退側回転に対しても適用される。

【００４０】 より小さい対気速度ｖ−ｕにより、ロータ・ブレードに、より低い揚力Ｆ_A−
ΔＦ_Aが得られる。揚力Ｆ_A−ΔＦ_Aは位置３π／２において調節される最小値に
対応する。調節可能翼型縁における揚力モーメントＭ_FA（ｕ）はより弱くなる。
板ばね２はばねストロークをｘ₀からｘ₁へ短くすることができ、これによりばね
剛性はＣ_H1となる。ブレード翼型の調節はこれと関係づけられ、即ち翼型の曲率
は板ばね２の収縮により著しく大きくなり、揚力係数はＣ_A1となり、これにより
揚力は上昇される。後退側回転において低減された揚力Ｆ_A−ΔＦ_Aは、それに対
応して翼型曲率の増大により増加した反作用として働く揚力により調整されるの
で、実際には有効に働くことはない。これにより揚力調整が達成される。この結
果として、後退側回転においては翼型曲率はより強くなる。これは図３ｂに示す
調節位置ｖ−ｕに対応する。調節可能翼型縁ＶＰ_Kの０から２πまでの回転中に
、調節位置は位置ｖ＋ｕから位置ｖ−ｕへ切り換わる。これは回転した数だけ周
期的に反復される。図３ｂは飛行状態におけるブレードの前進側回転の場合の翼
型縁ＶＰ_Kの調節位置（位置ｖ＋ｕ）および後退側回転における調節位置（位置
ｖ−ｕ）を一目でわかるように示している。

【００４１】 ブレード翼型の変化を迅速に実行可能にするために、ばね手段１は、例えば６
Ｈｚのロータ・ブレード角周波数を用いた励起よりも本質的により高い振動数の
ばね−質量減衰系として形成されなければならない。例えば９０Ｈｚの系の固有
振動数においては（質量ｍ＝１５ｇ、ｃ＝５０００ｒｐｍ、δ＝０．０４）、例
えば０．３°のラグ角фが得られ、これは完全に十分であろう。

【００４２】 即ち、ばね手段１がロータの励起に対して十分に高い振動数を有しているとき
、ロータ・ブレードは局部的な流動変化（渦流ｗ）にも応答することができる。
翼型のこの調節位置ｗ（図３ｂ）は渦流成分が前進速度ｕの方向を向いていると
きに得られ、この場合、例えば揚力の追加上昇Ｆ_A＋ΔＦ_A＋Ｆ_Awが形成される。
ばね手段１はそのばねストロークが必然的にｘ₀からｘ₃に伸長する（図３）。こ
れは位置ｗ（図３ｂ）が示すような翼型の著しい伸長（曲率の低下）に対応する
。

【００４３】 ばね−質量減衰系の振動数を調節可能にするために、ばね手段１に制御要素４
が設けられている（図２ａ参照）。機械式制御棒４０（図４）によりばね手段１
（板ばね２）のＸ方向位置を変化させ且つ調節することができる。この場合、ば
ね手段の個々の端部の最初の固定位置は他の固定位置に移動される。ばね手段の
一端はスタート位置から他の終端位置へ移動される。

【００４４】 図５に示す例においては、制御要素４が圧電アクチュエータ４１を備えている
。このアクチュエータ４１はプレートとして形成されていてもよく、この場合、
その底面はブレード本体５と固定結合され且つその表面は板ばね２の一端と固定
結合されている。各アクチュエータ４１は制御ラインを介して対応電気制御装置
（図示されていない）と結合されている。この電気制御装置はコンピュータから
制御プログラムにより制御される。制御の結果として、両方向矢印のいずれかの
方向へのアクチュエータ４１の運動が可能である。したがって、板ばね２の位置
はＸ方向に変化され、即ちばね２（図２参照）の剛性は変化し、したがって振動
数特性が変化する。したがって引張力Ｆ_Zもまた変化する。さらに、これにより
系の減衰特性を制御することができる。

【００４５】 図６に示す他の実施態様により、制御要素が、圧電アクチュエータとして、板
ばね２の片側で（例えば凸曲面側で）板ばね２上に支持されていてもよい。この
場合、板ばね２上に支持されている圧電繊維積層４２が適切であろう。これによ
り同様に、上記の効果を達成することができる。

【００４６】 板ばね２が形状記憶合金または電気制限材料ないし磁気制限材料を用いて構成
されていてもよい。このような場合、圧電アクチュエータまたは機械式制御棒は
必要ではない。板ばね２それ自身を希望位置に制御させることができる。

【００４７】 振動数の変化は準静的に系の調節を可能にする。この調節を自動化するために
、機械式制御要素の場合に、調節要素を介して制御要素４を希望位置に調節する
制御装置が設けられていてもよい。

【００４８】 ばね手段１が有効に調節可能であり、他方でばね手段１が、より高い振動数の
個々の妨害過程（空気渦流）を、即ち翼型における応答の速い調節過程の導入に
より直ちに調整するのに適しているという利点が得られる。

【００４９】 調節可能翼型縁の全長にわたり（縦軸Ｌに沿って）半径方向に複数のばね手段
１が相前後して設けられていることが有利である。個々のばね手段の配置は、ば
ね手段がストローク変化ｘないしＸ方向の位置変化の場合に相互に妨害しないよ
うに行われている。したがって、翼型変化を連続的に且つ有効に翼型縁ＶＰ_Kの
全長にわたり実行可能であることが保証される。この場合、各ばね手段１の寸法
は個々に決定されなければならない。寸法の決定を簡単にするために、すべての
板ばね２がその凹曲面の範囲内で機械的に例えば棒Ｓｔおよび適切な結合手段に
より結合されてもよい。このような集合結合（図７）は当該板ばね２に対して力
Ｆ_Zの同じ値を与えることを可能にする。

【００５０】 図８、８ａ、８ｂは本発明の他の実施態様を示す。図８にブレード先端Ｂ_Sの
範囲が部分展開図で示され、この場合、調節可能翼型縁ＶＰ_Kはここでは取り外
されているので、調節可能翼型縁ＶＰ_Kに対する保持部および支持部を見ること
が可能である。矢印は回転方向Ｒを示す。相前後して配置された、管ボルト９を
受け入れる複数の軸受台８、８０、８１、８２が示されている。図８ａ、８ｂは
組み込まれている調節可能翼型縁ＶＰ_Kの対応断面図を示す。

【００５１】 翼型縁ＶＰ_Kは複数のリブを有し、この場合、図示の断面はリブ１０を示し、
リブ１０に軸受台と同一軸上にそれぞれ内孔が設けられている。これは他のリブ
に対しても適用される。管ボルト９は相互に相前後して存在するリブ内の内孔を
貫通して案内されている。したがって、管ボルト９は軸受台８、８０、８１、８
２内に支持され且つ翼型縁ＶＰ_Kに対する軸を形成する。既知の手段を用いて、
この軸は軸方向移動が防止されている。

【００５２】 図８ｂから、調節可能翼型縁ＶＰ_Kがストッパ６１を突出形成していることが
わかり、この場合ストッパの長さは例えば調節可能翼型縁ＶＰ_Kの長さに対応し
ている。このストッパ６１上に、相互に半径方向に間隔をなしてばね手段１が固
定され、ばね手段１の他方側はブレード本体５と結合されている。ばね−質量減
衰系として機能する装置は、上記のように、ストッパ６１のリフトを調節し、し
たがって翼型を有効に変化させることができる。

【００５３】 図９は、制御要素４が組み合わせ制御棒として形成されていてもよいことを示
している。この組み合わせ制御棒により２つの板ばね２の位置が調節される。こ
のようなケースは、ブレードが例えば前方調節可能フラップおよび後方調節可能
フラップを有しているときに適用される。ストッパ６は前方フラップに付属し、
ストッパ６０は後方フラップに付属している。図９はさらに、ブレード上面から
見たときの２つの隣接する制御棒１１、１１０を示している。制御棒１１、１１
０は、それらが制御ディスク１２によりそのストロークが与えられたとき、同時
に即ち同期してストローク（両方向矢印参照）を形成する。制御ディスク１２は
例えば制御装置を有する電動駆動装置により駆動される。両方の制御棒１１、１
１０とブレード本体５との間に制御ばね１３が設けられ、制御ばね１３はＸ方向
の制御棒１１、１１０のストロークを可能にする。制御ばね１３は制御力Ｆ_Sが
最小となるという利点を提供する。制御ばね１３の固有振動数は渦流ないし非対
称空気乱流による励起振動数に到達することがある。したがって、板ばね２はリ
アル・タイムで渦流ないし非対称空気乱流に応答し且つ翼型の適合を可能にする
。組み合わせ制御棒１１、１１０を調節するための力Ｆ_Sは制御ディスク１２に
より提供される。

【００５４】 ロータ・ブレード内に装着されたばね手段１は、分解することなく検査が可能
であるという利点を有している。これは、新たに製作されたロータ・ブレードに
おける品質検査並びにイベント終了後の停止中のロータ・ブレードにおける検査
に適用される。

【００５５】 例えばばね手段１に対する掃引共振試験が検査の可能性を提供する。発振器が
ロータ・ブレードにおける既知の励起振動数を発生し且つ対応振動数応答が測定
技術により測定され且つ評価される。比較的長い運転時間ののちに行われた掃引
共振試験が、振動数応答が許容値内にあることを与えた場合、ばね手段１の品質
には異常がない。「正常な」振動数応答に対して（例えば異常な摩耗または破損
による）偏差が決定された場合、保守の必要性が存在する。掃引共振試験におい
てロータ・ブレードがロータ・ヘッドから取り外される必要がないことは有利で
ある。

【図面の簡単な説明】

【図１】 図１はヘリコプタのロータ・ブレードの部分図を示す。

【図２】 図２はばね手段および減衰要素を有する調節可能翼型縁を示し、図２ａは制御
要素を追加図示した図２の略示図を示す。

【図３】 図３は自動調節翼型変化の作動方式の線図を示す。

【図４】 図４は機械式制御要素を示す。

【図５】 図５は板ばねとブレード本体との間の圧電アクチュエータを示す。

【図６】 図６は圧電層を有する板ばねを示す。

【図７】 図７は複数の板ばねと棒との結合を示す。

【図８】 図８はブレード先端範囲内の調節可能翼型縁に対する軸受手段および保持手段
の部分分解図を示し、図８ａは図８のＤ−Ｄ断面図を示し、および図８ｂは図８
のＥ−Ｅ断面図を示す。

【図９】 図９は組み合わせ制御棒を示す。

【手続補正書】特許協力条約第３４条補正の翻訳文提出書

【提出日】平成１２年１２月１３日（２０００．１２．１３）

【手続補正１】

【補正対象書類名】明細書

【補正対象項目名】請求項１

【補正方法】変更

【補正の内容】

【手続補正２】

【補正対象書類名】明細書

【補正対象項目名】０００１

【補正方法】変更

【補正の内容】

【０００１】 本発明は、ブレード翼型がブレード本体および２つの翼型縁から形成され、お
よび少なくとも１つの翼型縁がブレード縦軸に沿って縦方向に伸長する軸方向の
周りに調節可能であり、および調節可能翼型縁とブレード本体との間に少なくと も１つのばね手段が設けられている 、回転翼航空機のロータ・ブレードの調節可
能ブレード翼型に関するものである。 米国特許第４５１４１４３号は、フラップをブレードと結合する捩り棒を記載 する。捩り棒はフラップに対する支持部および回転軸を形成する。捩り棒はここ ではばね手段として働く。フラップを調節または調整するのは揚力ではなく、捩 り棒の曲げ力（捩り力）である。捩り棒がフラップを調整且つ調節する。この方 法はフラップの調節のために捩り棒の介在を必要とする。

【手続補正書】

【提出日】平成１３年９月１８日（２００１．９．１８）

【手続補正１】

【補正対象書類名】明細書

【補正対象項目名】請求項８

【補正方法】変更

【補正の内容】

【請求項８】 板ばね（２）は、その凸曲面が半径方向にブレード先端（Ｂ _S ）へ向けられていることを特徴とする請求項７の調節可能ブレード翼型。

【手続補正書】

【提出日】平成１３年１０月１１日（２００１．１０．１１）

【手続補正１】

【補正対象書類名】明細書

【補正対象項目名】００１３

【補正方法】変更

【補正の内容】

【００１３】 ばね手段として板ばねを使用することが簡単且つコスト的に有利な方法である
。板ばねは、調節可能翼型縁とブレード本体との間で、その凸曲面が半径方向に
ブレード先端へ向けられて配置されている。板ばねの端部は曲面をブレード根元
の方向に向けて位置決めされ且つ片側が調節可能翼型縁の突出部におよび他方側
がブレード本体に支持されている。

Claims (15)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ブレード翼型がブレード本体および２つの翼型縁から形成さ
   れ、および少なくとも１つの翼型縁がブレード縦軸に沿って縦方向に伸長する軸
   方向の周りに調節可能である、回転翼航空機のロータ・ブレードの調節可能ブレ
   ード翼型において、 調節可能翼型縁（ＶＰ_K）とブレード本体（５）との間に少なくとも１つのば
   ね手段（１）が設けられ、ばね手段（１）が、ロータ・ブレード（Ｂ）の１回転
   中に、調節可能翼型縁（ＶＰ_K）に作用する揚力変化（±ΔＦ_A）およびばね手段
   （１）に作用する遠心力（Ｆ_ZF）の関数として、そのばね特性を変化させること
   を特徴とする回転翼航空機のロータ・ブレードの調節可能ブレード翼型。
2. 【請求項２】 ばね特性として、ばねストローク（ｘ）および／またはばね
   剛性（Ｃ_H）が可変であることを特徴とする請求項１の調節可能ブレード翼型。
3. 【請求項３】 ブレード先端（Ｂ_S）の方向へ半径方向に相前後して複数の
   ばね手段（１）が設けられていることを特徴とする請求項１の調節可能ブレード
   翼型。
4. 【請求項４】 ばね手段（１）が減衰要素（３）と共に設けられていること
   を特徴とする請求項１の調節可能ブレード翼型。
5. 【請求項５】 ばね手段（１）が制御要素（４、４０、４１、４２、４３）
   と結合されていることを特徴とする請求項１ないし４のいずれかの調節可能ブレ
   ード翼型。
6. 【請求項６】 制御要素（４、４０、４１、４２、４３）がばね手段（１）
   のばね特性を調節することを特徴とする請求項５の調節可能ブレード翼型。
7. 【請求項７】 ばね手段（１）が板ばね（２）であることを特徴とする請求
   項１ないし６のいずれかの調節可能ブレード翼型。
8. 【請求項８】 板ばね（２）は、その凹曲面が半径方向にブレード先端（Ｂ _S ）へ向けられていることを特徴とする請求項７の調節可能ブレード翼型。
9. 【請求項９】 板ばね（２）の一端が可動制御棒（４０）と結合されている
   ことを特徴とする請求項７および８のいずれかの調節可能ブレード翼型。
10. 【請求項１０】 板ばね（２）の一端が圧電アクチュエータ（４１）と結合
    されていることを特徴とする請求項７および８のいずれかの調節可能ブレード翼
    型。
11. 【請求項１１】 板ばね（２）が圧電層（４２）を有することを特徴とする
    請求項７および８のいずれかの調節可能ブレード翼型。
12. 【請求項１２】 板ばね（２）のばね特性曲線が作動範囲（ｘ）内で設計に
    応じてそれぞれ線形または非線形に変化していることを特徴とする請求項７の調
    節可能ブレード翼型。
13. 【請求項１３】 板ばね（２）のばね特性曲線が作動範囲（ｘ）内で線形お
    よび非線形変化を有することを特徴とする請求項７の調節可能ブレード翼型。
14. 【請求項１４】 板ばね（２）が形状記憶合金を用いて構成されていること
    を特徴とする請求項７の調節可能ブレード翼型。
15. 【請求項１５】 板ばね（２）がそれに作用する遠心力Ｆ_ZFを力Ｆ_Zに変換
    することを特徴とする請求項１の調節可能ブレード翼型。