JP2018052186A

JP2018052186A - コンパウンドヘリコプタ

Info

Publication number: JP2018052186A
Application number: JP2016187880A
Authority: JP
Inventors: 原田　正志; Masashi Harada; 正志原田
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2016-09-27
Filing date: 2016-09-27
Publication date: 2018-04-05
Anticipated expiration: 2036-09-27
Also published as: JP6784391B2

Abstract

【課題】極めてリジッドなロータブレード及び同軸二重反転ロータを用いることなく高速性能を発揮することができるコンパウンドヘリコプタを提供すること。【解決手段】コンパウンドヘリコプタ１は、交差式二重反転ロータ１０と、交差式二重反転ロータ１０のそれぞれのロータ１２、１４以外で推力を発生するプッシャー式プロペラ２０と、ロータ１２、１４の回転のためのパワが最小となるロータブレード１５の方位角において、ロータブレード１５で発生する揚力が最大となるようにサイクリックピッチをコントロールする機構１６と、ロータブレード１５で発生する揚力により生じる頭あげモーメントをキャンセルする揚力を発生する水平尾翼３０とを具備する。【選択図】図１

Description

本発明は、コンパウンドヘリコプタに関する。

ヘリコプタはホバリングが可能である長所を持つ反面、最高速度が低い短所を持っている。古くから高速化の研究開発が行われており、通常のヘリコプタ形式を採用した英国のＷｅｓｔｌａｎd Ｌｙｎｘ（非特許文献１）が１９８６年に４００．８７ｋｍ／ｈの速度を記録した。２０１０年には米国のＳｉｋｏｒｓｋｙＸ２が４６０ｋｍ／ｈを記録し、２０１３年に欧州のＥｕｒｏｋｏｐｔｅｒＸ３が４７３ｋｍ／ｈを記録している。

ヘリコプタの高速化を阻む要因は二つある。一つは回転するロータブレードに当たる空気の流速が、前進速度とブレード回転速度が加算される方位角９０度（ロータブレード方位角は後方を起点としてロータブレード回転方向を正とする）付近で音速に近づき、圧縮性の影響で抵抗が急増する（以下、抵抗発散）ことにより大きなパワを消費するためであり、一つはロータブレードに当たる空気の流れがブレード回転速度から前進速度が減じられる方位角２７０度付近で逆流する領域が速度の増加とともに拡大し、揚力を生じる事が困難になるためである。

これら問題を解決する手段としてブレード先端形状を工夫することと、前進推力をロータ回転面の前傾による揚力の前傾成分に頼らず、推進用のジェットエンジンまたはプロペラによって発生する手段（コンパウンド方式）がある。前者としてはＷｅｓｔｌａｎd ＬｙｎｘのＢＥＲＰ（特許文献１）が知られている。ＢＥＲＰはロータブレードの先端に後退角をつける事で抵抗発散を抑え、また先端の翼弦長を増して翼面積を稼ぐとともに、後退角の開始点にドッグツースの働きをする張出を設ける事で積極的に縦渦を発生させ、後退側（方位角２７０度近辺）で先端が大きな揚力を発生できる工夫がされている。後者は古くからあった概念であり、１９５７年に英国のＦａｉｒｅｙＲｏｔｏｄｙｎｅ（非特許文献２）がメインロータに加え胴体の左右に推進用のプロペラを二基装備した形態で飛行している。前述のＳｉｋｏｒｓｋｙＸ２では同軸二重反転ロータとプッシャー式プロペラ一基を装備している。またＥｕｒｏｋｏｐｔｅｒＸ３では通常のメインロータに加え、胴体両側に主翼と二基の推進用プロペラを装備している（特許文献２）。

ＥｕｒｏｋｏｐｔｅｒＸ３は高速飛行時にロータ回転数を１５％減らして前進側ブレードの抵抗発散を抑えるとともに、主翼で揚力の７割を発生してロータの負荷を減らし、余剰パワをプロペラに伝達している。

ＳｉｋｏｒｓｋｙＸ２では高速飛行時にロータ回転数を下げて前進側ロータブレードの抵抗発散を抑え、またＡＢＣ（Ａｄｖａｎｃｉｎg ＢｌａｄｅＣｏｎｃｅｐｔ）と呼ばれる揚力を前進側だけで負担する技術を用いている（特許文献３）。通常の関節式ロータやリジッドロータで前進側のみで揚力を負担すると、ジャイロスコピックプレセッションによってフラッピング角が最大となる位置が７０度から９０度遅れる。その結果ロータ回転面は後傾し、頭上げモーメントを発生する。ＡＢＣではロータのフラッピングヒンジを極めてリジッドにしジャイロスコピックプレセッションによるフラッピングの位相遅れを極力０に近づけることで頭上げモーメントを発生させずロールモーメントを発生させている。更にこのロールモーメントは同軸二重反転ロータを採用する事で上下のロータ間で打ち消している。

このようにヘリコプタの高速化の技術としてコンパウンド方式、ＡＢＣ、ＢＥＲＰ、回転数減少、主翼による揚力負担が実用化されてきた。ＳｉｋｏｒｓｋｙＸ２はこのうちＡＢＣ、コンパウンド方式、回転数減少を用いているが更にＢＥＲＰと主翼による揚力負担を組み合わせる事で高速化が期待できる。

米国特許第５１７４７２１号明細書米国特許第２００９／０３２１５５４号明細書米国特許第３４０９２４９号明細書

Ｊａｎｅ'ｓａｌｌｔｈｅｗｏｒｌｄ'ｓａｉｒｃｒａｆｔ１９８６−１９８７, ｐｐ. ３２１. Ｊａｎｅ'ｓａｌｌｔｈｅｗｏｒｌｄ'ｓａｉｒｃｒａｆｔ１９５７−１９５８, ｐｐ. ７７. Ｊａｎｅ'ｓａｌｌｔｈｅｗｏｒｌｄ'ｓａｉｒｃｒａｆｔ１９９２−１９９３，ｐｐ．３９０.

ＳｉｋｏｒｓｋｙＸ２はＡＢＣ、コンパウンド方式、回転数減少を用いて高速性能を獲得しているが、ＡＢＣに次のような問題がある。
・極めてリジッドなロータブレードを実現するためにブレード付根の厚さが大きくなり、空力的に不利である。
・極めてリジッドなロータブレードを使用するため、ロータブレードが発生する曲げモーメントが機体に伝達され、これが大きな振動を生じ乗り心地性が極めて悪い。
・極めてリジッドなロータブレードを使用するため、ブレードがフラッピングしないため、飛行速度に応じて最適なロータ回転面の前後の傾きに調整できず、装着されたロータマストに直角なロータ回転面の傾きしか利用できない。
・同軸二重反転ロータでは上下のロータ間をある程度離す必要があり、ロータ間のロータマストの空気抵抗が大きく高速性能を阻害する。
・同軸二重反転ロータを実用化している企業は限られており、特にスワッシュプレートの設計に高い技術を要する。
・同軸二重反転ロータ用のスワッシュプレートは複雑であるため、高価でありメインテナンス性が悪い。

そこで、本発明の目的は、極めてリジッドなロータブレード及び同軸二重反転ロータを用いることなく高速性能を発揮することができるコンパウンドヘリコプタを提供することにある。

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、交差式二重反転ロータと、前記交差式二重反転ロータのそれぞれのロータ以外で推力を発生する推力発生部と、前記ロータの回転のためのパワが最小となるロータブレードの方位角において、ロータブレードで発生する揚力が最大となるようにサイクリックピッチをコントロールする機構と、前記ロータブレードで発生する揚力により生じる頭あげモーメントをキャンセルする揚力を発生する水平尾翼とを具備する。

前記サイクリックピッチをコントロールする機構は、速度５０m／sあるいはこれ以上の速度で、前記ロータの回転のためのパワが最小となるロータブレードの方位角において、ロータブレードで発生する揚力が最大となるようにサイクリックピッチをコントロールすることが好ましい。

前記ロータブレードの先端速度が音速を超えないよう、高速飛行時には前記ロータブレードの回転数を下げることが好ましい。

前記水平尾翼は、全遊動式水平尾翼であり、当該全遊動式水平尾翼を構成する水平安定板の取付け角の増加又はエレベータを下げ舵にすることで、前記頭あげモーメントをキャンセルする揚力を発生することが好ましい。

前記推力発生部は、尾部に配置された一基のプッシャー式プロペラ又は胴体左右に配置されたプロペラであることが好ましい。

前記ロータは、ヒンジオフセットあるいは等価ヒンジオフセットが３％から２０％である全関節式、セミリジッド式、またはリジッド式であることが好ましい。

それぞれの前記ロータのロータブレードの枚数は、前記ロータの片側につき２枚から４枚であることが好ましく、更には前記ロータの片側につき３枚であることがより好ましい。

前記交差式二重反転ロータのそれぞれの前記ロータが配設されたロータマストの交差角は、５度から４０度であることが好ましい。

本発明により、極めてリジッドなロータブレード及び同軸二重反転ロータを用いることなく高速性能を発揮することができる。従って、簡単な構成で、かつ、低コストで、更に乗り心地の悪化を極力抑え、またロータマストの抵抗を抑えて、高速性能を発揮することができるコンパウンドヘリコプタを汎用性のある技術で実現することができる。

本発明の一実施形態に係るコンパウンドヘリコプタの斜視図である。図１に示したコンパウンドヘリコプタの正面図である。図１に示したコンパウンドヘリコプタの上面図である。図１に示したコンパウンドヘリコプタの側面図である。本発明の一実施形態に係るブレード先端速度と縦のロータ回転面のスケジュールを示すグラフである。本発明の一実施形態に係る釣り合い飛行時の制御量を示すグラフである。本発明の一実施形態に係る釣り合い飛行時の必要パワを示すグラフである。

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は、本発明の一実施形態に係るコンパウンドヘリコプタの斜視図である。図２、図３、図４はそれぞれこのコンパウンドヘリコプタの正面図、上面図、側面図である。
これらの図に示すように、コンパウンドヘリコプタ１は、交差式二重反転ロータ１０と、推力発生部としてのプッシャー式プロペラ２０と、水平尾翼３０とを有する。
このコンパウンドヘリコプタ１は、更に主翼４１、垂直尾翼４２、主車輪４３、主脚４４、尾輪４５、空気取り入れ口４６、キャノピー４７などを有する。

交差式二重反転ロータ１０は、右ロータマスト１１に配設された右ロータ１２及び左ロータマスト１３に配設された左ロータ１４から構成される。それぞれのロータ１２、１４はロータブレード１５を有する。

ここで、ロータ１２、１４は、ヒンジオフセットあるいは等価ヒンジオフセットが３％から２０％である全関節式、セミリジッド式、またはリジッド式である。
交差式二重反転ロータ１０のそれぞれのロータ１２、１４が配設されたロータマストの交差角は、５度から４０度の範囲にある。
それぞれのロータ１２、１４のロータブレード１５の枚数は、ロータ１２、１４の片側につき２枚から４枚であることが好ましく、更にはロータ１２、１４の片側につき３枚であることがより好ましい。
このコンパウンドヘリコプタ１は、ロータブレード１５の先端速度が音速を超えないよう、高速飛行時にはロータブレード１５の回転数を下げるように構成されている。

コンパウンドヘリコプタ１は、典型的には、速度５０m／sあるいはこれ以上の速度で、ロータ１２、１４の回転のためのパワが最小となるロータブレード１５の方位角において、ロータブレード１５で発生する揚力が最大となるようにサイクリックピッチをコントロールする機構１６を有する。この機構１６については一般的なヘリコプタが有する機構と同様であるので、ここでは説明を省略する。

プッシャー式プロペラ２０は、このコンパウンドヘリコプタ１の尾部に一基装備されている。なお、推力発生部としては、典型的にはＥｕｒｏｃｏｐｔｅｒＸ３のように胴体の左右に配置したプロペラなどを用いてもよい。

水平尾翼３０は、典型的には、全遊動式水平尾翼により構成される。全遊動式水平尾翼は、エレベータと水平安定板とが分離されておらず、水平安定板の取り付け角を変更して操縦舵面とする尾翼をいう。
この実施形態では、この水平尾翼３０の水平安定板の取付け角の増加することで、上記の揚力最大となるようなサイクリックピッチコントロールで発生する頭あげモーメントをキャンセルする揚力を発生している。なお、エレベータを下げ舵にすることで、この頭あげモーメントをキャンセルする揚力を発生してもよい。

なお、このコンパウンドヘリコプタ１の構成は、高速飛行時における主翼４１による揚力負担との併用を妨げるものではない。
このコンパウンドヘリコプタ１では、低速では通常のサイクリックピッチコントロールを行うが、速度５０m／sあるいはこれ以上の速度ではロータブレード１５が方位角９０度近辺で最大揚力を発生するようサイクリックピッチコントロールを行う。これにより生じる頭上げモーメントは、全遊動式の水平尾翼３０を構成する水平安定板の取付け角を増す、又はエレベータを下げ舵にし、水平尾翼３０で揚力を発生してキャンセルする。

また、ロータ１２、１４としては、ヒンジオフセット又は等価ヒンジオフセットが３％から２０％である全関節式、セミリジッド式あるいはリジッドロータを使用する。前進側のロータブレード１５の先端速度が音速以下になるよう、高速飛行時には回転速度を下げる。ロータ１２、１４としては、第二次世界大戦中にドイツで使用されたＦｌｅｔｔｎｅｒＦｌ-２８２やＫａｍａｎＫ−ＭＡＸ（非特許文献３）のように交差式二重反転ロータ１０を使用する。尾部のプッシャー式プロペラ２０により推進力を得るコンパウンドヘリコプタ１の形式を採る。

ロータブレード１５の前進側（方位角９０度付近）では逆流領域が無く、前進速度と回転速度が加算された対気速度にさらされ失速の恐れがない。高速飛行時に前進側の抵抗発散が問題となるが、高速飛行時にはロータブレード１５の先端が音速を超えないよう回転数を落とす事で、この問題を回避できる。高速飛行時はこのロータブレード１５の前進側近辺の最適な位置で揚力を負担する。これにより、ロータ１２、１４の回転面が後傾、あるいは左右のどちらかに傾き、前者によって生じる頭あげモーメントは水平尾翼３０が発生する揚力で打ち消し、後者によって生じる横転モーメントは左右の対象なロータ１２、１４によって打ち消される。

このコンパウンドヘリコプタ１では、一般的なフラッピングヒンジを用いるためロータ１２、１４付根の厚みを増して剛性をあげる必要もなく、空力的に有利な薄い翼断面を用いることができる。

ロータブレード１５がフラッピングできるため、飛行速度に応じて最適になるようロータ回転面の前後の傾きを調整でき、高速飛行時にはコンパウンドロータで有利とされるやや後傾した回転面とすることができる。
また、ロータブレード１５に生じる曲げモーメントが伝達されにくく、乗り心地性が改善される。
同軸二重反転ロータでは上下のロータブレード１５の接触の恐れがあるが、交差式二重反転ロータ１０を用いることでこれを回避することができる。
前進飛行時にロータブレード１５は自重を支えるだけの揚力を発生し、推進力を推進用のプッシャー式プロペラ２０で発生させるコンパウンド方式を採用することで高い速度を得ることができる。ロータヘッドもスワッシュプレートも一般的なヘリコプタ技術の流用で製作可能となる。同軸二重反転ヘリコプタよりも露出するロータマスト１１、１３を短くでき、抵抗を低減できる。
〈実施例〉
コンパウンドヘリコプタ１の実施例を以下に示す。

ヒンジオフセットがある場合、２枚ロータブレード１５のロータ１２、１４のロータ回転面が傾くと一回転につき２回のモーメントの脈動が生じる。３枚ロータブレード１５とすれば理論的にモーメントの脈動は消えるため３枚ロータブレード１５が好ましい。ロータブレード１５の枚数は一般に多いほど機体の振動は小さくなるが、交差式二重反転ロータ１０では４枚ロータブレード１５までが、お互いのロータブレード１５の干渉を避けることができる限界である。

プッシャー式プロペラ２０は１０００ｋＷの吸収馬力であれば３ｍをやや上回る直径が適当であるが、地上とのクリアランス確保のために直径が制限される。また地面とプロペラ２０の接触を防ぐために垂直尾翼４２は下方につけ、先端に尾輪４５をつける。主脚４４はプロペラクリアランスの確保のために長くなるが、これを格納するために固定翼を付け、内側引き込み式とする。ロータ回転面が外側にそれぞれ１５度傾いているため、地面との接触を防ぐためにも長い主脚４４は必要となる。

固定翼は主脚格納のために必然的に必要になるが、これに高速飛行時の揚力を負担させることでロータ１２、１４が負担する揚力を軽減させることができる。主翼４１は重心位置に近くに位置するため燃料タンク格納のスペース確保のためにも装備が好ましい。

低速域ではロータブレード１５の先端速度Ｖ_ＴＩＰを２００ｍ／ｓ（ヘリコプタの絶対最低速度）とし、飛行速度が８０ｍ／ｓから１３０ｍ／ｓにかけて漸減させ、飛行速度１３０ｍ／ｓ以上ではＶ_ＴＩＰを１６０ｍ／ｓと一定にする。

更に、低速域ではロータブレード１５は全方位角で一様に揚力を負担するが、飛行速度が８０ｍ／ｓから１２０ｍ／ｓにかけて徐々にロータ回転面を後傾させる。ここではロータ回転面の傾きを表すために慣例的に使われるブレードフラッピング角βの１次のフーリエ級数展開式、
β＝a_０-a_１ｃｏｓΨ-b_１ｓｉｎΨ （式１）
のコサインの係数a_１を徐々に大きくしていく。ここでΨは方位角である。

ロータ回転面の前後の傾きを表すa_１は低速域では０とするが、飛行速度が８０ｍ／ｓから１２０ｍ／ｓにかけて漸増させ、飛行速度１２０ｍ／ｓ以上では１．８度と一定にする。また左右の傾きを表すb_１は常に０とする。この制御を図５にグラフで示した。

一般にブレード取付角θは慣例に基づいて次式で表される。

θ＝θ_０-Ａ_１ｃｏｓΨ-Ｂ_１ｓｉｎΨ （式２）
ここでθ_０、Ａ_１、Ｂ_１が制御量である。また通常のこれら制御量に加え、実施例では水平尾翼３０を全遊動式とし、その取付角θ_Ｔも制御量となる。

表１の諸元を持つ図１から図４に示した形態の機体の数学モデルをつくり、速度０から飛行速度を徐々にあげていったところ、１５０ｍ／ｓ（５４０ｋｍ／ｈ）まで釣り合い飛行が可能であった。この時の制御量の変化を図６に示した。低速時に水平尾翼取付角θ_Ｔが大きな値をとっているが、これはメインロータが作る吹き下ろしのため水平尾翼３０に斜め上から風が当たるためであり、低速時には水平尾翼３０は揚力を発生していない。高速時にはロータヘッドが作る頭上げモーメント、及びロータヘッドに作用する抵抗、揚力の合力がつくる頭上げモーメントが増加し、これを水平尾翼３０の揚力による頭下げモーメントでキャンセルしている。

ロータ１２、１４を回すために必要なパワＰ_{ＲＯＴＯＲ}、ロータ１２、１４と機体の抵抗に釣り合う推力をプロペラ２０で発生させるために必要なパワＰ_ＰＲＯＰ、そしてこれらの合計Ｐ_{ＴＯＴＡＬ}の推移を図７に示す。Ｐ_{ＲＯＴＯＲ}が漸減するのはロータが影響をおよぼす領域に流入する単位時間あたり空気量が増えるため、吹き下ろし速度が低下することと、回転数が飛行速度８０ｍ／ｓから減少するためである。またロータ回転面が後傾しているため、オートジャイロのように自転する力がロータブレード１５に加わるためでもある。プロペラ２０が吸収するパワＰ_ＰＲＯＰが飛行速度とともに急増するが、それでも１５０ｍ／ｓにおいても合計パワは１１５０ｋＷと最大出力を下回った。最大速度は釣り合い飛行可能かで決定され１５０ｍ／ｓ（５４０ｋｍ／ｈ）となった。

本発明に係るコンパウンドヘリコプタ１は、旅客用ヘリコプタ、観測用ヘリコプタ、救助用ヘリコプタなどとして用いることができる。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述の実施形態にのみ限定され
るものではなく種々変更を加え得ることは勿論である。

１コンパウンドヘリコプタ
１０交差式二重反転ロータ
１１右ロータマスト
１２右ロータ
１３左ロータマスト
１４左ロータ
１５ロータブレード
１６サイクリックピッチをコントロールする機構
２０プッシャー式プロペラ
３０水平尾翼

Claims

交差式二重反転ロータと、
前記交差式二重反転ロータのそれぞれのロータ以外で推力を発生する推力発生部と、
前記ロータの回転のためのパワが最小となるロータブレードの方位角において、ロータブレードで発生する揚力が最大となるようにサイクリックピッチをコントロールする機構と、
前記ロータブレードで発生する揚力により生じる頭あげモーメントをキャンセルする揚力を発生する水平尾翼と
を具備するコンパウンドヘリコプタ。
請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
前記サイクリックピッチをコントロールする機構は、速度５０m／s又はこれ以上の速度で、前記ロータの回転のためのパワが最小となるロータブレードの方位角において、ロータブレードで発生する揚力が最大となるようにサイクリックピッチをコントロールする
コンパウンドヘリコプタ。
請求項１又は２に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
前記ロータブレードの先端速度が音速を超えないよう、高速飛行時には前記ロータブレードの回転数を下げる
コンパウンドヘリコプタ。
請求項１から３のうちいずれか１項に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
前記水平尾翼は、全遊動式水平尾翼であり、当該全遊動式水平尾翼を構成する水平安定板の取付け角の増加又はエレベータを下げ舵にすることで、前記頭あげモーメントをキャンセルする揚力を発生する
コンパウンドヘリコプタ。
請求項１から４のうちいずれか１項に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
前記推力発生部は、尾部に配置された一基のプッシャー式プロペラ又は胴体左右に配置されたプロペラである
コンパウンドヘリコプタ。
請求項１から５のうちいずれか１項に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
前記ロータは、ヒンジオフセットあるいは等価ヒンジオフセットが３％から２０％である全関節式、セミリジッド式、またはリジッド式である
コンパウンドヘリコプタ。
請求項１から６のうちいずれか１項に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
それぞれの前記ロータのロータブレードの枚数は、前記ロータの片側につき２枚から４枚である
コンパウンドヘリコプタ。
請求項７に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
それぞれの前記ロータの前記ロータブレードの枚数は、前記ロータの片側につき３枚である
コンパウンドヘリコプタ。
請求項１から８のうちいずれか１項に記載のコンパウンドヘリコプタであって、
前記交差式二重反転ロータのそれぞれの前記ロータが配設されたロータマストの交差角は、５度から４０度である
コンパウンドヘリコプタ。