JP4676633B2

JP4676633B2 - Rotor blade of rotorcraft

Info

Publication number: JP4676633B2
Application number: JP2001092989A
Authority: JP
Inventors: 孝則塚原; 正裕小生方
Original assignee: Fuji Jukogyo KK; Society of Japanese Aerospace Companies
Current assignee: Subaru Corp; Society of Japanese Aerospace Companies
Priority date: 2001-03-28
Filing date: 2001-03-28
Publication date: 2011-04-27
Anticipated expiration: 2021-03-28
Also published as: JP2002284099A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機の回転翼羽根に関し、特に、回転翼航空機の着陸時などに発生する騒音の低減を図り、かつ、前進飛行時などにおける遷音速特性を向上させた回転翼航空機の回転翼羽根に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、物資の輸送、人命救助、国防などの種々の分野において、回転翼航空機が利用されている。この回転翼航空機が着陸する際などには、図１３に示すように、先行する回転翼羽根１００ａの翼端から発生する翼端渦１０１と、後続する回転翼羽根１００ｂとが干渉することによって騒音が発生する。この騒音は、ＢＶＩ（Blade Vortex Interaction）騒音と呼ばれている。
【０００３】
上記したＢＶＩ騒音の要因の一つとなる翼端渦の強さは、回転翼羽根の翼端形状に影響されることがわかっている。従来は、この回転翼羽根の翼端形状は矩形形状とされていたが、上記したＢＶＩ騒音を低減するため、特開平４−２６２９９４号公報に記載のヘリコプターロータブレードが提案された（図１４参照）。これは、ベース翼１１１の先端に、ベース翼１１１の中央部の翼弦長の５０％よりも大きな平均翼弦長と翼幅長を有する先端羽根１１２を設けたものである。
【０００４】
上記したヘリコプターロータブレードでは、ベース翼１１１および先端羽根１１２によって２つのほぼ等しい強さの翼端渦１１１ａおよび１１２ａを分割させて発生させ、先行する翼端渦と後続する回転翼羽根との干渉を防ごうとするものである。
【０００５】
しかし、上記したヘリコプターロータブレードでは、分割発生させた２つの翼端渦１１１ａおよび１１２ａが積極的に干渉し合わないため、これら２つの翼端渦は拡散し難く、十分にＢＶＩ騒音を低減させることができないという欠点があった。また、上記ヘリコプターロータブレードの先端羽根１１２は、その翼幅が比較的長いため、その翼根部の強度を特に高める必要があった。
【０００６】
上記ヘリコプターロータブレードにおける欠点を解消したものとして、特開平４−３１４６９３号公報に記載の回転翼が挙げられる（図１５参照）。この回転翼は、ブレード１２１の先端にのこぎり状の歯部１２２を形成し、翼端渦１２３をこの歯部に沿って放出させて、歯部１２２の数だけ翼端渦１２３を分割して弱くするというものである。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、回転翼航空機が前進飛行する際には、前進側回転翼羽根には、その回転速度に飛行速度が加算される。このため、回転翼羽根の対気速度が遷音速域に突入する、すなわち、回転翼羽根の表面の一部で対気速度が音速を超える、という状況が発生する場合がある。かかる場合には、回転翼羽根の表面の一部で衝撃波が発生して急激に抵抗が増大し、飛行状態に悪影響を及ぼすことがある。従って、回転翼航空機においては、上記したＢＶＩ騒音を低減させる、という課題とともに、遷音速状態下における飛行特性を向上させるという課題を解決する必要がある。
【０００８】
上記したのこぎり状の歯部１２２を有するブレード１２１は、歯部１２２によって翼端渦を弱めることはできるが、上記した遷音速状態下における飛行特性という観点からみた場合、十分でなかった。すなわち、上記したブレード１２１の翼端の平面形状は全体として矩形形状を呈するため、上記した遷音速状態下においては依然として衝撃波が発生し、飛行特性の向上は改善されていなかった。
【０００９】
本発明の課題は、回転翼航空機において、着陸時などに発生するＢＶＩ騒音を十分に低減するとともに、前進飛行時などの際に回転翼羽根の対気速度が遷音速域に達した場合の飛行特性を向上させることである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
以上の課題を解決するため、請求項１記載の発明は、例えば、図１に示すように、
回転駆動部のローターヘッドに基端部が取り付けられた回転翼航空機の回転翼羽根１０において、上記回転翼羽根１０は、基端部が回転駆動部のローターヘッドに取り付けられた主翼１１と、この主翼１１の先端部に設けられた副翼１２とを備え、上記主翼１１および副翼１２は、それぞれ前縁１１ａ（１２ａ）よりも後縁１１ｂ（１２ｂ）が翼端外側に延長されてなり、上記副翼１２は、主翼１１の前縁１１ａに連続する前縁１２ａと、主翼１１の翼弦長ｃよりも短い翼弦長ｃ１とを有し、その翼幅の後縁が、上記主翼１１の翼弦長ｃの０〜５０％で０でない長さｂ１だけ、主翼１１の後縁よりも翼端外側に延長されてなることを特徴とする。
【００１１】
請求項１記載の発明によれば、主翼１１の先端部に特定の形状の副翼１２を設けることで、副翼１２の翼端から発生する翼端渦と、主翼１１の翼端から発生する翼端渦との２つの弱い翼端渦に分割して発生させることができる。これら２つの翼端渦は、相互に近接しているため、積極的に干渉し合い、相互に弱められた上で拡散されることとなる。
【００１２】
この結果、回転翼航空機が着陸する際には、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根１０と干渉する前に積極的な相互干渉によって弱められる。従って、ＢＶＩ騒音は格段に低減されることとなる。
【００１３】
また、請求項１記載の発明によれば、主翼１１、副翼１２ともに、前縁１１ａ（１２ａ）よりも後縁１１ｂ（１２ｂ）の方が翼端外側に延長されているため、前縁１１ａ（１２ａ）の先端と後縁１１ｂ（１２ｂ）の先端とが、直線状または曲線状の翼端縁で接続されて、後退角が設けられることとなる。それゆえ、図５に示すように、主翼１１、副翼１２の翼端縁に対して垂直な方向の対気速度を小さくすることができ、衝撃波の発生を従来の回転翼羽根よりも遅らせることができる。すなわち、従来の回転翼羽根では衝撃波が発生して抵抗が増大するような速度に達した場合でも、通常の飛行特性を維持することができる。
【００１４】
請求項２記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図１および図９に示すように、上記副翼１２は、その翼幅が、上記主翼１１の翼弦長ｃの０〜５０％の長さｂ１だけ、主翼１１の翼幅よりも翼端外側に延長されてなることを特徴とする。
【００１５】
さらに、請求項１記載の発明によれば、副翼１２の翼幅を、主翼１１の翼幅よりも特定の長さｂ１だけ翼端外側に突出させることにより、この副翼１２の翼端から発生する翼端渦と、主翼１１の翼端から発生する翼端渦とを、特定の距離だけ離隔させた状態で発生させることができる。この結果、これら２つの翼端渦をさらに積極的に相互に干渉させて弱めることができる。
【００１６】
請求項２記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図７に示すように、上記主翼１１および副翼１２は、それぞれ０〜３０°の下反角δ１、δ２を有することを特徴とする。
【００１７】
請求項２記載の発明によれば、主翼１１および副翼１２がそれぞれ下反角δ１、δ２を有することにより、回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出される。このため、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根１０と干渉し難くなり、この結果、ＢＶＩ騒音はより一層効果的に低減されることとなる。
【００１８】
また、請求項２記載の発明によれば、回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出されるため、翼端渦により誘導された流れによる後続回転翼羽根での部分的失速を抑制することができる。この結果、回転翼駆動の際のエネルギー損失を低減させることができ、回転翼航空機を空中停止させる際のホバリング性能を向上させることができる。
【００１９】
請求項３記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図１および図９に示すように、上記副翼１２は、上記主翼１１の翼弦長ｃの１０〜３０％の翼弦長ｃ１を有することを特徴とする。
【００２０】
請求項３記載の発明によれば、副翼１２の翼弦長ｃ１を特定の長さに設定することにより、翼端渦の強さを調節することができ、この副翼１２の翼端から発生する翼端渦と、主翼１１の翼端から発生する翼端渦とを、より効果的に干渉させて弱めることができる。
【００２１】
請求項４記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図８に示すように、上記副翼１２は、上記主翼１１に対して−５°〜５°の取付け角θを有することを特徴とする。
【００２２】
請求項４記載の発明によれば、主翼１１に対する副翼１２の取付け角θを特定の値に設定することによって、翼端渦の強さを調節することができ、主翼１１の翼端から発生する翼端渦と、副翼１２の翼端から発生する翼端渦とを、より効果的に干渉させて弱めることができる。
【００２３】
請求項５記載の発明は、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、例えば、図１０および図１１に示すように、上記副翼１２は、主翼１１に対して後退していることを特徴とする。
【００２４】
請求項５記載の発明によれば、副翼１２が、主翼１１に対して後退しているため、この副翼１２の翼端から発生する翼端渦と、主翼１１の翼端から発生する翼端渦とを、より効果的に干渉させて弱めることができる。また、副翼１２の翼端縁に対する対気速度がさらに減少するため、遷音速特性をより向上させることができる。
【００２５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る回転翼航空機の回転翼羽根の実施の形態を、図を参照して詳細に説明する。
【００２６】
〔第１の実施の形態〕
本発明の第１の実施例を図１から図６によって説明する。
図１は、本実施の形態における回転翼航空機の回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図である。図１に示す回転翼羽根１０は、図示していないロータハブに複数枚取り付けられて回転翼を形成する。
【００２７】
回転翼羽根１０は、主翼１１と副翼１２とを備え、これら主翼１１および副翼１２は、それぞれ前縁１１ａ、１２ａよりも後縁１１ｂ、１２ｂが翼端側に延長されてなる。
【００２８】
この実施例では、図１に示したように、主翼１１は、その前縁１１ａの先端まではほぼ一様な翼弦長ｃを有し、この主翼１１の翼端形状は、前縁１１ａの先端と後縁１１ｂの先端とが、なめらかな放物線状の翼端縁で接続された形状とされている。副翼１２も、主翼１１と同様の翼端形状を有する。
【００２９】
副翼１２の前縁１２ａは、主翼１１の前縁１１ａに連続しており、この副翼１２の翼弦長ｃ１は、主翼１１の翼弦長ｃよりも短くされており、主翼１１の翼弦長ｃの１０〜３０％の長さとされる。また、副翼１２の後縁１２ｂは、主翼１１の後縁１１ｂよりも翼端外側に延長されており、この延長された長さｂ１は、主翼１１の翼弦長ｃの０〜５０％の長さとされる。
【００３０】
上記した副翼１２の翼弦長ｃ１は、上記した長さの範囲内で、回転翼羽根１０の大きさや回転速度、回転翼航空機の飛行速度に応じて適宜決めることができる。
【００３１】
同様に、副翼１２の翼幅を主翼１１の翼幅よりも翼端外側に延長する長さｂ１は、回転翼羽根１０の大きさや回転速度、回転翼航空機の飛行速度に応じて適宜決めることができる。
【００３２】
上記した本実施の形態による回転翼羽根１０と、従来の矩形形状の翼端を有する回転翼羽根１００とにおいて、それぞれ翼端渦拡散の状況を図２に示して比較した。
図２（ａ）に示す従来の矩形形状の翼端を有する回転翼羽根１００においては、翼端から１つの強い翼端渦１００ａが発生し、この翼端渦１００ａは拡散されずに後方に流れる。
【００３３】
これに対し、図２（ｂ）に示す本実施の形態の回転翼羽根１０によると、翼端から発生する翼端渦は、主翼１１の翼端から発生する翼端渦（以下、「主翼渦１１ｃ」という）と、副翼１２の翼端から発生する翼端渦（以下、「副翼渦１２ｃ」という）との比較的弱い２つの渦に分割され、それぞれ、後方に流れる。ここで、副翼１２の翼幅は、主翼１１の翼幅よりも翼端外側に延長されているため、副翼渦１２ｃは、主翼１１の翼端の外側近傍を通過しながら後方に流れ、主翼渦１１ｃと積極的に干渉し合うこととなる。
【００３４】
すなわち、図２（ｃ）に後方から見た主翼渦１１ｃと副翼渦１２ｃとを示すように、反時計方向に回転する主翼渦１１ｃの右側部分が、同方向に回転する副翼渦１２ｃの左側部分と相殺し、全体として渦の強さが弱められた状態で拡散されることとなる。
【００３５】
この結果、先行する回転翼羽根１０から発生する翼端渦の強さが大幅に弱められ、この翼端渦と、後続する回転翼羽根１０との干渉によって発生するＢＶＩ騒音が、大幅に低減されることとなる。
【００３６】
次いで、図３および図４によって、従来の回転翼羽根１００と、本実施の形態による回転翼羽根１０との翼端渦の発生状況を、風洞実験結果により比較する。
【００３７】
図３および図４は、従来の回転翼羽根１００および本実施の形態による回転翼羽根１０について、渦度等高線ｈおよび後流速度ベクトルｖを、各回転翼羽根の後縁の３翼弦長後方位置で測定したものである。なお、このときの条件は、風速４０ｍ／ｓ、迎角１０°であり、渦度等高線ｈの密度が疎であるもの、および、後流速度ベクトルｖの長さが短いものほど渦拡散が良好であり、ＢＶＩ騒音の低減が図られる。
【００３８】
図３と図４の風洞実験結果を比較すると、従来の回転翼羽根１００の翼端渦は、図３に示した渦度等高線ｈの密度や、後流速度ベクトルｖの長さから、強い渦であることが明らかである。
【００３９】
これに対し、本実施の形態による回転翼羽根１０の翼端渦は、図４に示すとおり、主翼渦１１ｃと副翼渦１２ｃとに分割され、渦度等高線ｈは全体として「疎」になっており、後流速度ベクトルｖの長さも、図３に示した後流速度ベクトルと比較すると３０％も短くなっており、上記した主翼渦１１ｃと副翼渦１２ｃとの積極的な干渉によって、効果的に弱められていることが明らかである。
【００４０】
次いで、図５および図６により、本実施の形態による回転翼羽根１０の遷音速特性を実証する。
【００４１】
図５は、本実施の形態による回転翼羽根１０の副翼１２（主翼１１）の翼端近傍部分を示したものである。回転翼羽根１０に対する一様流速度をＶ∞とすると、図５から明らかなように、点Ｐにおいて、副翼１２（主翼１１）の翼端縁に垂直な方向の対気速度は、後退角Λの効果によりＶ∞cosΛとされる
【００４２】
特に、本実施の形態による回転翼羽根１０の副翼１２（主翼１１）は、その前縁１２ａ（１１ａ）の先端と後縁１２ｂ（１１ｂ）の先端とが、後縁側になるに従って漸次後退角Λが増大する放物線状の翼端縁で接続されているため、副翼１２（主翼１１）の翼端縁に垂直な方向の対気速度は、後縁側になるほど小さくなる。
【００４３】
それゆえ、一様流速度Ｖ∞が音速に近づいた場合でも、回転翼羽根１０の副翼１２（主翼１１）の翼端縁に垂直な方向の対気速度は、一様流速度Ｖ∞よりも小さくなるため音速に達し難く、衝撃波も発生し難い。この結果、急激な抵抗増加を回避することができる。
【００４４】
図６は、本実施の形態による回転翼羽根１０の遷音速特性を実証する風洞試験結果を示している。この図６において、縦軸のＣ_Dは抵抗係数、横軸のＭはマッハ数であり、点線は、従来の矩形形状の翼端を有する回転翼羽根１００におけるＣ_D−Ｍ曲線を、実線は、本実施の形態による回転翼羽根１０におけるＣ_D−Ｍ曲線を示す。
【００４５】
上記した２つのＣ_D−Ｍ曲線に接線（傾き０.１）を引き、Ｍ_DD（抵抗が急増するマッハ数）の値を求めて比較した。図６から明らかなように、本実施の形態による回転翼羽根１０は、Ｍ_DDの値が、従来の矩形形状の翼端を有する回転翼羽根１００よりも約０.０１５大きく、遷音速特性に優れていることがわかった。
【００４６】
[第２の実施の形態]
続いて、図７によって本発明の第２の実施の形態を説明する。
なお、図７は、上記第１実施の形態における図１に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図（ａ）および（後縁側からみた）側面図（ｂ）であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００４７】
本実施の形態による回転翼羽根１０は、図７（ｂ）に示すように、主翼１１および副翼１２ともに、下反角を有する。主翼１１の下反角δ１および副翼１２の下反角δ２は、いずれも、０°〜３０°の範囲で設定することができる。
【００４８】
上記した主翼１１の下反角δ１および副翼１２の下反角δ２は、上記した値の範囲内で、回転翼羽根の大きさや回転速度、回転翼航空機の飛行速度に応じて、適宜決めることができる。
【００４９】
このように形成された本実施の形態の回転翼羽根１０によると、上記第１実施の形態に加え、主翼１１および副翼１２が、それぞれ下反角δ１、δ２を有することから、翼端渦が下方に放出されることとなる。このため、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根１０と干渉し難くなり、この結果、ＢＶＩ騒音はより一層効果的に低減されることとなる。
【００５０】
また、本実施の形態の回転翼羽根１０によると、回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出されるため、翼端渦により誘導された流れによる後続回転翼羽根における部分的失速を抑制することができる。この結果、回転翼駆動の際のエネルギー損失を低減させることができ、回転翼航空機を空中停止させる際のホバリング性能を向上させることができる。
【００５１】
[第３の実施の形態]
続いて、図８によって本発明の第３の実施の形態を説明する。
なお、図８は、上記第１実施の形態における図１に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図（ａ）および（翼端側からみた）側面図（ｂ）であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００５２】
本実施の形態による回転翼羽根１０の副翼１２は、図８（ｂ）に示すように、取付け角θを有する。この取付け角θは、−５°〜５°の範囲で設定することができる。この取付け角θは、上記した値の範囲内で、回転翼羽根１０の大きさや回転速度、回転翼航空機の飛行速度に応じて適宜決めることができる。
【００５３】
このように形成された本実施の形態の回転翼羽根１０によると、上記第１実施の形態に加え、副翼１２が取付け角θを最適な値に設定することにより、翼端渦の強さを調節することができるため、より効果的に渦を拡散させることができる。この結果、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根１０と干渉し難くなり、ＢＶＩ騒音はより一層効果的に低減されることとなる。
【００５４】
[第４の実施の形態]
続いて、図９によって本発明の第４の実施の形態を説明する。
なお、図９は、上記第１実施の形態における図１に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００５５】
本実施例では、図９に示したように、主翼１１（副翼１２）の翼端形状は、前縁１１ａ（１２ａ）の先端と後縁１１ｂ（１２ｂ）の先端とが直線状の翼端縁で接続された形状とされている。
【００５６】
このように形成された本実施の形態によると、主翼１１および副翼１２が上記のような翼端縁を有するため、図１ないし図６で示した第１実施の形態における回転翼羽根１０と同様に翼端渦拡散によるＢＶＩ騒音低減効果を発揮し、かつ、一様流速度Ｖ∞が音速に近づいた場合でも、回転翼羽根１０の副翼１２（主翼１１）の翼端縁に垂直な方向の対気速度は、一様流速度Ｖ∞よりも小さくなるため、音速に達し難く、衝撃波も発生し難い。この結果、急激な抵抗増加を回避することができる。
【００５７】
[第５の実施の形態]
続いて、図１０によって本発明の第５の実施の形態を説明する。
なお、図１０は、上記第１実施の形態における図１に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００５８】
本実施例では、図１０に示したように、回転翼羽根１０の翼端近傍部分において、まず、前縁１１ａを一定の後退角で後退させ、この前縁１１ａと平行になるように後縁１１ｂをも一定の後退角で後退させ、次いで、後縁１１ｂをさらに翼端外側に延長させ、前縁１１ａの先端と後縁１１ｂの先端とを、なめらかな放物線状の翼端縁で接続したものである。また、副翼１２は、主翼１１の前縁１１ａの後退させた部分に連続する前縁１２ａを有する。
【００５９】
このように形成された本実施の形態によると、主翼１１の翼端近傍部分において、前縁および後縁が一定の後退角で後退され、かつ、図１ないし図６で示した第１実施の形態における回転翼羽根１０と同様に放物線状の翼端縁を有するため、第１実施の形態における回転翼羽根１０よりも優れた遷音速特性を発揮する。
【００６０】
なお、このように形成された本実施の形態による場合、副翼１２の翼根における翼弦が、主翼１１の翼根における翼弦に対して後方に傾斜しており、これによって、副翼の翼端縁に対して垂直な方向の対気速度をさらに減少させることができ、遷音速特性をさらに向上させることができる。
【００６１】
[第６の実施の形態]
続いて、図１１によって本発明の第６の実施の形態を説明する。
なお、図１１は、上記第５実施の形態における図１０に対応する回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略し、異なる部分を主として説明する。
【００６２】
本実施例では、図１１に示したように、副翼１２は、主翼１１の前縁１１ａの後退させた部分に連続する前縁１２ａを有し、この副翼１２の翼端形状は、前縁１２ａの先端と後縁１２ｂの先端とが、直線状の翼端縁で接続された形状とされている。すなわち、本実施例は、上記した第５の実施例における主翼１１に、上記した第４の実施例における副翼１２を取り付けたものである。
【００６３】
このように形成された本実施の形態によると、主翼１１の翼端近傍部分において、前縁および後縁が一定の後退角で後退され、かつ、図１ないし図６で示した第１実施の形態における回転翼羽根１０と同様の放物線状の翼端縁を有するため、第５の実施の形態における回転翼羽根１０と同様に、第１の実施の形態における回転翼羽根１０よりも優れた遷音速特性を発揮する。
【００６４】
なお、本発明は、上記した実施の形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更可能である。例えば、第１の実施例ないし第６の実施例において、主翼１１および副翼１２の前縁側（後縁側）から見た翼端形状は、図１２（ａ）に示したように上面と下面とを直線で接続した矩形形状とすることができるだけでなく、図１２（ｂ）で示したように、上面と下面とを円弧、放物線などの曲線で接続した形状（整形形状）とすることもできる。
【００６５】
【発明の効果】
以上説明した本発明の回転翼航空機の回転翼羽根によると、基端部が回転駆動部のロータヘッドに取り付けられた回転翼羽根の主翼の先端部に、主翼の前縁に連続する前縁と、主翼の翼弦長よりも短い翼弦長とを有する副翼を設けたため、主翼の翼端と副翼の翼端とから発生する翼端渦が、積極的に相互に干渉し合って弱められ、拡散される。この結果、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦と、後続する回転翼羽根とが干渉して発生するＢＶＩ騒音を、効果的に低減することができる。
【００６６】
また、本発明の回転翼航空機の回転翼羽根によると、主翼および副翼が、それぞれ前縁よりも後縁が翼端外側に延長されてなり、前縁の先端と後縁の先端とが、直線状または曲線状の翼端縁で接続されて後退角が設けられることとなるため、この翼端縁に対して垂直な方向の対気速度を小さくすることができる。このため、回転翼航空機の前進飛行時などに、回転翼羽根の対気速度が遷音速域に達した場合でも、衝撃波の発生を従来の回転翼羽根よりも遅らせることができる。すなわち、遷音速特性を向上させることができる。
【００６７】
また、副翼の翼幅を、主翼の翼幅よりも適切な長さだけ翼端外側に延長することにより、主翼の翼端から発生する翼端渦と、副翼の翼端から発生する翼端渦とを、より効果的に干渉させることができ、この結果、上記したＢＶＩ騒音を、さらに効果的に低減することができる。
【００６８】
また、主翼および副翼に、それぞれ下反角を付することにより、回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出されることとなり、このため、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦は、後続する回転翼羽根と干渉し難くなり、この結果、ＢＶＩ騒音はより一層効果的に低減されることとなる。そのうえ、回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦が下方へと放出されるため、翼端渦により誘導された流れによる後続回転翼羽根での部分的失速を抑制することができる。この結果、回転翼駆動の際のエネルギー損失を低減させることができ、回転翼航空機を空中停止させる際のホバリング性能を向上させることができる。
【００６９】
また、副翼の翼弦長を適切な値に設定することにより、翼端渦の強さを調節することができるため、さらに効果的に主翼の翼端から発生する翼端渦と、副翼の翼端から発生する翼端渦とを干渉させることができる。この結果、上記したＢＶＩ騒音を、さらに効果的に低減することができる。
【００７０】
また、主翼に対する副翼の取付け角を適切な値に設定することにより、翼端渦の強さを調節することができるため、より効果的に主翼の翼端から発生する翼端渦と、副翼の翼端から発生する翼端渦とを干渉させることができる。この結果、上記したＢＶＩ騒音を、さらに効果的に低減することができる。
【００７１】
また、副翼を主翼に対して後退させることにより、副翼の翼端縁に対して垂直な方向の対気速度をさらに低減させることができる。この結果、遷音速特性をさらに向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第１実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図２】翼端渦拡散の説明図であり、（ａ）は従来の回転翼羽根の翼端渦の説明図、（ｂ）は本実施の形態による回転翼羽根の翼端渦の説明図、（ｃ）は、（ｂ）の翼端渦を後方から見た状態示す説明図である。
【図３】従来の回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図４】本実施の形態による回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図５】本実施の形態による回転翼羽根における後退角効果を示す説明図である。
【図６】本実施の形態による回転翼羽根における遷音速効果を示す風洞実験結果である。
【図７】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第２実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は後縁側からみた図である。
【図８】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第３実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す説明図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は翼端側からみた図である。
【図９】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第４実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図１０】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第５実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図１１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第６実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図１２】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の翼端を前縁側（後縁側）から見た図であって、（ａ）は矩形形状の場合、（ｂ）は整形形状の場合である。
【図１３】従来の回転翼航空機の回転翼羽根の概要を示す説明図である。
【図１４】従来の回転翼羽根の概要を示す説明図である。
【図１５】従来の回転翼羽根の概要を示す説明図である。
【符号の説明】
１０回転翼羽根
１１主翼
１１ａ主翼の前縁
１１ｂ主翼の後縁
１１ｃ主翼渦
１２副翼
１２ａ副翼の前縁
１２ｂ副翼の後縁
１２ｃ副翼渦
ｃ主翼の翼弦長
ｃ１副翼の翼弦長
ｂ１副翼の翼幅を主翼の翼幅よりも翼端外側に延長させた長さ
ｈ渦度等高線
ｖ後流速度ベクトル
Ｃ_D 抵抗係数
Ｍマッハ数
Ｍ_DD 抵抗が急増するマッハ数
Ｖ∞ 一様流速度
δ１主翼の下反角
δ２副翼の下反角
Λ 後退角
θ 取付け角[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a rotary wing blade of a rotary wing aircraft, and in particular, the rotation of a rotary wing aircraft that reduces noise generated during landing of the rotary wing aircraft and has improved transonic characteristics during forward flight. Related to wing feathers.
[0002]
[Prior art]
Conventionally, rotary wing aircraft have been used in various fields such as transportation of goods, lifesaving, and national defense. When this rotary wing aircraft lands, as shown in FIG. 13, the wing tip vortex 101 generated from the wing tip of the preceding rotary wing blade 100a interferes with the subsequent rotary wing blade 100b, resulting in noise. Will occur. This noise is called BVI (Blade Vortex Interaction) noise.
[0003]
It has been found that the strength of the blade tip vortex, which is one of the causes of the BVI noise described above, is affected by the blade tip shape of the rotor blade. Conventionally, the blade tip shape of the rotor blade is rectangular, but a helicopter rotor blade described in JP-A-4-262994 has been proposed to reduce the BVI noise described above (see FIG. 14). ). In this configuration, a tip blade 112 having an average chord length and a blade width length larger than 50% of the chord length at the center of the base blade 111 is provided at the tip of the base blade 111.
[0004]
In the above-described helicopter rotor blade, two substantially equal strength blade tip vortices 111a and 112a are divided by the base blade 111 and the tip blade 112 to generate interference between the preceding blade tip vortex and the subsequent rotor blade. It is something to prevent.
[0005]
However, in the above-described helicopter rotor blade, the two blade tip vortices 111a and 112a generated by splitting do not actively interfere with each other, so these two blade tip vortices are difficult to diffuse and sufficiently reduce BVI noise. There was a drawback that could not. Further, since the tip blade 112 of the helicopter rotor blade has a relatively long blade width, it is necessary to particularly increase the strength of the blade root portion.
[0006]
A rotor blade described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 4-314669 can be given as a solution to the drawbacks of the helicopter rotor blade (see FIG. 15). This rotary blade forms a sawtooth portion 122 at the tip of the blade 121, discharges the blade tip vortex 123 along the tooth portion, and divides the blade tip vortex 123 by the number of the tooth portions 122 to weaken it. It is to do.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
By the way, when the rotary wing aircraft flies forward, the flight speed is added to the rotational speed of the forward-side rotor blade. For this reason, a situation may occur in which the airspeed of the rotor blades enters the transonic region, that is, the airspeed exceeds the sound speed on a part of the surface of the rotor blades. In such a case, a shock wave is generated on a part of the surface of the rotor blade and resistance increases rapidly, which may adversely affect the flight state. Therefore, in the rotary wing aircraft, it is necessary to solve the problem of improving the flight characteristics under the transonic state in addition to the problem of reducing the BVI noise described above.
[0008]
The blade 121 having the sawtooth portion 122 described above can weaken the wing tip vortex by the tooth portion 122, but is not sufficient from the viewpoint of the flight characteristics under the transonic state described above. That is, since the planar shape of the blade tip of the blade 121 has a rectangular shape as a whole, a shock wave is still generated under the above-described transonic state, and the improvement of the flight characteristics has not been improved.
[0009]
It is an object of the present invention to sufficiently reduce BVI noise generated when landing on a rotary wing aircraft and to fly when the airspeed of the rotor blades reaches the transonic range during forward flight or the like. It is to improve the characteristics.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
In order to solve the above problems, the invention described in claim 1 is, for example, as shown in FIG.
In a rotary wing blade 10 of a rotary wing aircraft in which a base end portion is attached to a rotor head of a rotary drive unit, the rotary wing blade 10 includes a main wing 11 whose base end portion is attached to a rotor head of the rotary drive unit, A sub wing 12 provided at the tip of the main wing 11, and the main wing 11 and the sub wing 12 each have a trailing edge 11b (12b) extending from the leading edge 11a (12a) to the outside of the wing tip, The sub wing 12 has a leading edge 12a that is continuous with the leading edge 11a of the main wing 11, and a chord length c1 that is shorter than the chord length c of the main wing 11. Trailing edge Is 0 to 50% of the chord length c of the main wing 11 Is not 0 Only the length b1 of the main wing 11 Trailing edge It is characterized by being extended to the outside of the wing tip.
[0011]
According to the first aspect of the present invention, the secondary wing 12 having a specific shape is provided at the tip of the main wing 11, thereby generating the tip vortex generated from the wing tip of the sub wing 12 and the wing tip of the main wing 11. It can be generated by dividing it into two weak tip vortices, the tip vortex. Since these two blade tip vortices are close to each other, they actively interfere with each other and are diffused after being weakened.
[0012]
As a result, when the rotorcraft lands, the tip vortex generated from the tip of the preceding rotor blade 10 is weakened by active mutual interference before interfering with the following rotor blade 10. Therefore, the BVI noise is significantly reduced.
[0013]
Further, according to the first aspect of the present invention, since both the main wing 11 and the sub wing 12 have the trailing edge 11b (12b) extended outward from the leading edge 11a (12a), the leading edge 11a. The tip of (12a) and the tip of the trailing edge 11b (12b) are connected by a straight or curved blade tip edge to provide a receding angle. Therefore, as shown in FIG. 5, the airspeed in the direction perpendicular to the blade edge of the main wing 11 and the sub wing 12 can be reduced, and the generation of shock waves can be delayed as compared with the conventional rotor blade. Can do. In other words, the conventional rotor blades can maintain normal flight characteristics even when the shock wave is generated and the resistance increases.
[0014]
According to a second aspect of the present invention, in the rotary wing blade of the rotary wing aircraft according to the first aspect, for example, as shown in FIGS. 1 and 9, the auxiliary wing 12 has a wing width of the wing of the main wing 11. The chord length c is extended to the outside of the blade tip by a length b1 of 0 to 50% of the chord length c.
[0015]
further, Claim 1 According to the described invention, the wing tip vortex generated from the wing tip of the sub wing 12 is caused by projecting the wing width of the sub wing 12 to the outside of the wing tip by a specific length b1 than the wing width of the main wing 11. And the tip vortex generated from the tip of the main wing 11 can be generated in a state separated by a specific distance. As a result, these two blade tip vortices can be weakened by more actively interfering with each other.
[0016]
Claim 2 In the rotary wing blade of the rotary wing aircraft according to the first aspect, for example, as shown in FIG. 7, the main wing 11 and the sub wing 12 have the dihedral angles δ1 and δ2 of 0 to 30 °, respectively. It is characterized by having.
[0017]
Claim 2 According to the described invention, the main wing 11 and the sub wing 12 have the lower angles δ1 and δ2, respectively, so that the tip vortex generated from the tip of the rotary blade 10 is released downward. For this reason, the blade tip vortex generated from the blade tip of the preceding rotor blade 10 becomes difficult to interfere with the subsequent rotor blade 10, and as a result, the BVI noise is more effectively reduced.
[0018]
Claims 2 According to the described invention, since the tip vortex generated from the tip of the rotor blade 10 is released downward, partial stall in the subsequent rotor blade due to the flow induced by the tip vortex is suppressed. be able to. As a result, energy loss at the time of driving the rotor can be reduced, and hovering performance when stopping the rotor aircraft in the air can be improved.
[0019]
Claim 3 In the rotary wing blade of the rotary wing aircraft according to the first aspect, for example, as shown in FIGS. 1 and 9, the sub wing 12 is 10 to 30% of the chord length c of the main wing 11. The chord length c1 is as follows.
[0020]
Claim 3 According to the described invention, the strength of the blade tip vortex can be adjusted by setting the chord length c1 of the secondary blade 12 to a specific length, and the blade generated from the blade tip of the secondary blade 12 can be adjusted. The tip vortex and the tip vortex generated from the tip of the main wing 11 can be weakened by more effectively interfering with each other.
[0021]
Claim 4 In the rotary wing blade of the rotary wing aircraft according to the first aspect, for example, as shown in FIG. 8, the auxiliary wing 12 has an attachment angle θ of −5 ° to 5 ° with respect to the main wing 11. It is characterized by having.
[0022]
Claim 4 According to the described invention, the strength of the blade tip vortex can be adjusted by setting the attachment angle θ of the sub blade 12 to the main blade 11 to a specific value, and the blade tip generated from the blade tip of the main blade 11 can be adjusted. The vortex and the tip vortex generated from the tip of the sub wing 12 can be weakened by more effectively interfering with each other.
[0023]
Claim 5 The invention described in the above is characterized in that, in the rotor blade of the rotorcraft according to claim 1, for example, as shown in FIGS. 10 and 11, the sub wing 12 is retracted with respect to the main wing 11. To do.
[0024]
Claim 5 According to the described invention, since the sub wing 12 is retreated with respect to the main wing 11, the wing tip vortex generated from the wing tip of the sub wing 12 and the wing tip vortex generated from the wing tip of the main wing 11 Can be weakened by interfering more effectively. Moreover, since the airspeed with respect to the blade edge of the sub wing 12 further decreases, the transonic characteristics can be further improved.
[0025]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
DESCRIPTION OF EMBODIMENTS Hereinafter, embodiments of a rotor blade of a rotorcraft according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
[0026]
[First Embodiment]
A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
FIG. 1 is a plan view showing the vicinity of the tip of a rotor blade 10 of a rotorcraft according to the present embodiment. A plurality of rotor blades 10 shown in FIG. 1 are attached to a rotor hub (not shown) to form a rotor blade.
[0027]
The rotary blade 10 includes a main wing 11 and a sub wing 12, and the main wing 11 and the sub wing 12 have rear edges 11 b and 12 b extending from the front edges 11 a and 12 a to the blade tip side.
[0028]
In this embodiment, as shown in FIG. 1, the main wing 11 has a substantially uniform chord length c up to the tip of the leading edge 11a, and the wing tip shape of the main wing 11 is that of the leading edge 11a. The tip and the tip of the trailing edge 11b are connected by a smooth parabolic blade edge. The sub wing 12 also has a blade tip shape similar to that of the main wing 11.
[0029]
The leading edge 12 a of the sub wing 12 is continuous with the leading edge 11 a of the main wing 11, and the chord length c 1 of the sub wing 12 is shorter than the chord length c of the main wing 11. The length is 10 to 30% of the chord length c. Further, the trailing edge 12b of the sub wing 12 is extended outward from the trailing edge 11b of the main wing 11, and this extended length b1 is 0 to 50% of the chord length c of the main wing 11. It is said to be length.
[0030]
The chord length c1 of the sub wing 12 described above can be appropriately determined in accordance with the size and rotation speed of the rotary wing blade 10 and the flight speed of the rotary wing aircraft within the range of the length described above.
[0031]
Similarly, the length b1 of extending the wing width of the sub wing 12 to the wing tip outside of the wing width of the main wing 11 is appropriately determined according to the size and rotation speed of the rotary wing blade 10 and the flight speed of the rotary wing aircraft. Can do.
[0032]
FIG. 2 shows a comparison of blade tip vortex diffusion between the rotary blade 10 according to the present embodiment and the conventional rotary blade 100 having a rectangular blade tip.
In the conventional rotary blade 100 having a rectangular blade tip shown in FIG. 2A, one strong blade vortex 100a is generated from the blade tip, and this blade vortex 100a flows backward without being diffused. .
[0033]
On the other hand, according to the rotor blade 10 of the present embodiment shown in FIG. 2B, the blade tip vortex generated from the blade tip is the blade tip vortex generated from the blade tip of the main wing 11 (hereinafter referred to as “main blade vortex”). 11 c ”) and a tip vortex generated from the tip of the sub wing 12 (hereinafter referred to as“ sub wing vortex 12 c ”), which are divided into two relatively weak vortices, each flowing backward. Here, since the blade width of the sub wing 12 is extended to the outside of the wing tip than the wing width of the main wing 11, the sub wing vortex 12c flows backward while passing near the outside of the wing tip of the main wing 11, It will actively interfere with the main wing vortex 11c.
[0034]
That is, as shown in FIG. 2 (c), the main wing vortex 11c and the sub wing vortex 12c viewed from the rear, the right side portion of the main wing vortex 11c rotating in the counterclockwise direction is the sub wing vortex 12c rotating in the same direction. It will cancel out with the left part and diffuse as a whole with the strength of the vortex being weakened.
[0035]
As a result, the strength of the tip vortex generated from the preceding rotor blade 10 is greatly reduced, and the BVI noise generated by the interference between the tip vortex and the subsequent rotor blade 10 is greatly reduced. The Rukoto.
[0036]
3 and FIG. 4, the state of occurrence of the blade tip vortex between the conventional rotor blade 100 and the rotor blade 10 according to the present embodiment will be compared based on wind tunnel test results.
[0037]
3 and FIG. 4 show the vorticity contour line h and the wake velocity vector v for the conventional rotor blade 100 and the rotor blade 10 according to the present embodiment. Measured at position. The conditions at this time are: wind speed 40 m / s, angle of attack 10 °, vorticity contour h is sparse, and wake velocity vector v is shorter in vortex diffusion. Therefore, the BVI noise can be reduced.
[0038]
Comparing the wind tunnel test results of FIG. 3 and FIG. 4, the blade tip vortex of the conventional rotary blade 100 is a strong vortex due to the density of the vorticity contour h shown in FIG. 3 and the length of the wake velocity vector v. It is clear that
[0039]
On the other hand, as shown in FIG. 4, the blade tip vortex of the rotary blade 10 according to the present embodiment is divided into a main blade vortex 11c and a sub blade vortex 12c, and the vorticity contour line h becomes "sparse" as a whole. The length of the wake velocity vector v is 30% shorter than that of the wake velocity vector shown in FIG. 3, and due to the positive interference between the main wing vortex 11c and the sub wing vortex 12c, It is clear that it is effectively weakened.
[0040]
Next, FIG. 5 and FIG. 6 demonstrate the transonic characteristics of the rotor blade 10 according to the present embodiment.
[0041]
FIG. 5 shows the vicinity of the blade tip of the sub blade 12 (main wing 11) of the rotary blade 10 according to the present embodiment. Assuming from FIG. 5 that the uniform flow velocity with respect to the rotor blade 10 is V∞, the airspeed in the direction perpendicular to the blade edge of the auxiliary blade 12 (main wing 11) at the point P is the receding angle. V∞cosΛ due to the effect of Λ
[0042]
In particular, the sub-wing 12 (main wing 11) of the rotary blade 10 according to the present embodiment gradually recedes as the leading edge 12a (11a) and the trailing edge 12b (11b) become the trailing edge. Since they are connected by a parabolic blade edge that increases Λ, the air speed in the direction perpendicular to the blade edge of the sub-wing 12 (main wing 11) decreases toward the trailing edge.
[0043]
Therefore, even when the uniform flow velocity V∞ approaches the sonic velocity, the airspeed in the direction perpendicular to the blade edge of the sub blade 12 (main wing 11) of the rotor blade 10 is higher than the uniform flow velocity V∞. Therefore, it is difficult to reach the speed of sound and shock waves are hardly generated. As a result, a sudden increase in resistance can be avoided.
[0044]
FIG. 6 shows a wind tunnel test result demonstrating the transonic characteristics of the rotor blade 10 according to the present embodiment. In FIG. 6, C on the vertical axis _D Is the resistance coefficient, M on the horizontal axis is the Mach number, and the dotted line is C in the rotary blade 100 having a conventional rectangular blade tip. _D -M curve, solid line is C in rotor blade 10 according to the present embodiment _D -M curve is shown.
[0045]
The above two C _D Draw a tangent (slope 0.1) on the -M curve, _DD The value of (Mach number at which the resistance rapidly increases) was obtained and compared. As is apparent from FIG. 6, the rotor blade 10 according to the present embodiment has M _DD Was about 0.015 larger than that of the conventional rotary blade 100 having a rectangular blade tip, and it was found that the transonic characteristics were excellent.
[0046]
[Second Embodiment]
Subsequently, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
7 is a plan view (a) and a side view (viewed from the trailing edge side) showing a portion near the blade tip of the rotary blade 10 corresponding to FIG. 1 in the first embodiment. By attaching the same reference numerals to the parts to be performed, detailed description of the parts will be omitted, and different parts will be mainly described.
[0047]
As shown in FIG. 7B, the rotary blade 10 according to the present embodiment has a lower angle as both the main wing 11 and the sub wing 12. Both the lower angle δ1 of the main wing 11 and the lower angle δ2 of the auxiliary wing 12 can be set in the range of 0 ° to 30 °.
[0048]
The lower angle δ1 of the main wing 11 and the lower angle δ2 of the auxiliary wing 12 are appropriately determined in accordance with the size and rotational speed of the rotary wing blades and the flight speed of the rotary wing aircraft within the range of the above values. Can do.
[0049]
According to the thus formed rotor blade 10 of the present embodiment, in addition to the first embodiment, the main wing 11 and the sub wing 12 have the opposite angles δ1 and δ2, respectively. Will be released downward. For this reason, the blade tip vortex generated from the blade tip of the preceding rotor blade 10 becomes difficult to interfere with the subsequent rotor blade 10, and as a result, the BVI noise is more effectively reduced.
[0050]
Further, according to the rotor blade 10 of the present embodiment, the blade tip vortex generated from the blade tip of the rotor blade 10 is released downward, so that in the subsequent rotor blade due to the flow induced by the blade tip vortex Partial stall can be suppressed. As a result, energy loss at the time of driving the rotor can be reduced, and hovering performance when stopping the rotor aircraft in the air can be improved.
[0051]
[Third embodiment]
Next, a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
FIG. 8 is a plan view (a) and a side view (b) viewed from the blade tip side showing a portion near the blade tip of the rotary blade 10 corresponding to FIG. 1 in the first embodiment, Corresponding portions are denoted by the same reference numerals, detailed description thereof is omitted, and different portions are mainly described.
[0052]
As shown in FIG. 8B, the sub blade 12 of the rotary blade 10 according to the present embodiment has an attachment angle θ. This attachment angle θ can be set in the range of −5 ° to 5 °. This attachment angle θ can be appropriately determined in accordance with the size and rotation speed of the rotary wing blade 10 and the flight speed of the rotary wing aircraft within the above range of values.
[0053]
According to the rotor blade 10 of the present embodiment formed in this way, in addition to the first embodiment, the auxiliary blade 12 sets the mounting angle θ to an optimum value, thereby increasing the strength of the blade tip vortex. Therefore, the vortex can be more effectively diffused. As a result, the blade tip vortex generated from the blade tip of the preceding rotor blade 10 becomes difficult to interfere with the subsequent rotor blade 10 and BVI noise is further effectively reduced.
[0054]
[Fourth embodiment]
Subsequently, a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
FIG. 9 is a plan view showing the vicinity of the blade tip of the rotary blade 10 corresponding to FIG. 1 in the first embodiment. Detailed description will be omitted, and different parts will be mainly described.
[0055]
In this embodiment, as shown in FIG. 9, the blade tip shape of the main wing 11 (sub blade 12) is such that the tip of the leading edge 11a (12a) and the tip of the trailing edge 11b (12b) are linear. The shape is connected at the edge.
[0056]
According to the present embodiment formed in this way, the main wing 11 and the sub wing 12 have the blade edge as described above, so that the rotor blade 10 in the first embodiment shown in FIGS. Similarly, the BVI noise reduction effect by blade tip vortex diffusion is exhibited, and even when the uniform flow velocity V∞ approaches the sound velocity, it is perpendicular to the blade edge of the sub blade 12 (main blade 11) of the rotor blade 10. Since the airspeed in the direction is smaller than the uniform flow velocity V∞, it is difficult to reach the speed of sound and shock waves are not easily generated. As a result, a sudden increase in resistance can be avoided.
[0057]
[Fifth embodiment]
Subsequently, a fifth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
FIG. 10 is a plan view showing the vicinity of the blade tip of the rotary blade 10 corresponding to FIG. 1 in the first embodiment. Detailed description will be omitted, and different parts will be mainly described.
[0058]
In this embodiment, as shown in FIG. 10, in the vicinity of the blade tip of the rotary blade 10, first, the leading edge 11a is retracted at a constant receding angle, and the trailing edge is parallel to the leading edge 11a. 11b is also retracted at a constant receding angle, then the trailing edge 11b is further extended to the outside of the blade tip, and the leading edge of the leading edge 11a and the leading edge of the trailing edge 11b are connected by a smooth parabolic blade edge. Is. Further, the sub wing 12 has a leading edge 12 a that is continuous with a portion of the leading wing 11 that is retracted from the leading edge 11 a.
[0059]
According to the present embodiment thus formed, the leading edge and the trailing edge are retracted at a constant receding angle in the vicinity of the tip of the main wing 11, and the first embodiment shown in FIGS. Since it has a parabolic blade edge like the rotor blade 10 in the embodiment, it exhibits transonic characteristics superior to the rotor blade 10 in the first embodiment.
[0060]
In the case of this embodiment formed in this way, the chord at the blade root of the sub wing 12 is inclined backward with respect to the chord at the blade root of the main wing 11. The airspeed in the direction perpendicular to the blade edge can be further reduced, and the transonic characteristics can be further improved.
[0061]
[Sixth embodiment]
Subsequently, a sixth embodiment of the present invention will be described with reference to FIG.
FIG. 11 is a plan view showing the vicinity of the blade tip of the rotary blade 10 corresponding to FIG. 10 in the fifth embodiment. Detailed description will be omitted, and different parts will be mainly described.
[0062]
In the present embodiment, as shown in FIG. 11, the secondary wing 12 has a leading edge 12 a that is continuous with the retracted portion of the leading edge 11 a of the main wing 11. The tip of the edge 12a and the tip of the trailing edge 12b are connected by a straight blade tip edge. That is, in this embodiment, the sub wing 12 in the fourth embodiment is attached to the main wing 11 in the fifth embodiment.
[0063]
According to the present embodiment thus formed, the leading edge and the trailing edge are retracted at a constant receding angle in the vicinity of the tip of the main wing 11, and the first embodiment shown in FIGS. Since it has a parabolic blade edge similar to the rotor blade 10 in the embodiment, the transition is superior to the rotor blade 10 in the first embodiment as in the rotor blade 10 in the fifth embodiment. Demonstrate sound speed characteristics.
[0064]
Note that the present invention is not limited to the above-described embodiment, and various modifications can be made without departing from the spirit of the present invention. For example, in the first to sixth embodiments, the blade tip shapes viewed from the front edge side (rear edge side) of the main wing 11 and the sub wing 12 are the upper surface and the lower surface as shown in FIG. As shown in FIG. 12B, the upper surface and the lower surface can be formed in a shape (shaped shape) in which the upper surface and the lower surface are connected by a curve such as an arc or a parabola. .
[0065]
【The invention's effect】
According to the rotary wing blade of the rotary wing aircraft of the present invention described above, the leading edge of the main wing of the rotary wing blade attached to the rotor head of the rotary drive unit is connected to the leading edge of the main wing. Because the sub wings have a chord length shorter than the main wing chord length, the tip vortices generated from the main wing tip and the sub wing tip actively interfere with each other and weaken. And diffused. As a result, the BVI noise generated by the interference between the blade tip vortex generated from the blade tip of the preceding rotor blade and the subsequent rotor blade can be effectively reduced.
[0066]
Further, according to the rotary wing blades of the rotary wing aircraft of the present invention, the main wing and the sub wing are each configured such that the trailing edge extends outward from the leading edge, and the leading edge tip and trailing edge tip are Since a receding angle is provided by connecting with straight or curved blade edges, the airspeed in the direction perpendicular to the blade edges can be reduced. For this reason, even when the airspeed of the rotor blades reaches the transonic range, such as during forward flight of the rotorcraft, the generation of shock waves can be delayed compared to the conventional rotor blades. That is, the transonic characteristics can be improved.
[0067]
In addition, by extending the wing width of the sub wing to the outside of the wing tip by an appropriate length than the wing width of the main wing, the wing vortex generated from the wing tip of the main wing and the wing generated from the wing tip of the sub wing The edge vortex can be made to interfere more effectively, and as a result, the above-mentioned BVI noise can be further effectively reduced.
[0068]
In addition, by attaching a lower angle to each of the main wing and the sub wing, the tip vortex generated from the blade tip of the rotor blade is released downward. The tip vortex generated from the end is less likely to interfere with subsequent rotor blades, and as a result, BVI noise is further effectively reduced. In addition, since the tip vortex generated from the blade tip of the rotor blade is released downward, partial stall in the subsequent rotor blade due to the flow induced by the blade tip vortex can be suppressed. As a result, energy loss at the time of driving the rotor can be reduced, and hovering performance when stopping the rotor aircraft in the air can be improved.
[0069]
In addition, since the strength of the tip vortex can be adjusted by setting the chord length of the secondary wing to an appropriate value, the tip vortex generated from the wing tip of the main wing and the secondary wing more effectively. Can interfere with the tip vortex generated from the tip of the blade. As a result, the above-mentioned BVI noise can be further effectively reduced.
[0070]
Also, since the strength of the tip vortex can be adjusted by setting the attachment angle of the sub wing to the main wing to an appropriate value, the tip vortex generated from the tip of the main wing and the secondary vortex It is possible to cause interference with the tip vortex generated from the tip of the wing. As a result, the above-mentioned BVI noise can be further effectively reduced.
[0071]
Further, by retracting the auxiliary wing with respect to the main wing, the airspeed in the direction perpendicular to the blade edge of the auxiliary wing can be further reduced. As a result, the transonic characteristics can be further improved.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a plan view showing a blade tip of a rotor blade for explaining a first embodiment of the rotor blade of the rotorcraft according to the present invention.
2A and 2B are explanatory diagrams of blade tip vortex diffusion, in which FIG. 2A is an explanatory diagram of a blade tip vortex of a conventional rotor blade, and FIG. 2B is an explanatory diagram of a blade tip vortex of a rotor blade according to the present embodiment; (C) is explanatory drawing which shows the state which looked at the blade tip vortex of (b) from back.
FIG. 3 is a result of a wind tunnel experiment showing a state of generation of a tip vortex of a conventional rotor blade.
FIG. 4 is a wind tunnel experiment result showing a state of generation of a blade tip vortex of a rotary blade according to the present embodiment.
FIG. 5 is an explanatory diagram showing a receding angle effect in the rotor blade according to the present embodiment.
FIG. 6 is a wind tunnel experiment result showing a transonic effect in the rotor blade according to the present embodiment.
FIGS. 7A and 7B are explanatory views showing a blade tip of a rotor blade for explaining a second embodiment of the rotor blade of the rotorcraft according to the present invention, wherein FIG. 7A is a plan view, and FIG. FIG.
FIGS. 8A and 8B are explanatory views showing a blade tip of a rotor blade for explaining a third embodiment of the rotor blade of the rotorcraft according to the present invention, wherein FIG. 8A is a plan view and FIG. 8B is a blade tip side; FIG.
FIG. 9 is a plan view showing a tip of a rotor blade for explaining a fourth embodiment of the rotor blade of the rotorcraft according to the present invention.
FIG. 10 is a plan view showing the tip of a rotor blade for explaining a fifth embodiment of the rotor blade of the rotorcraft according to the present invention.
FIG. 11 is a plan view showing the tip of a rotor blade for explaining a sixth embodiment of the rotor blade of the rotorcraft according to the present invention.
FIGS. 12A and 12B are views of the tip of a rotor blade of a rotorcraft according to the present invention as seen from the front edge side (rear edge side), where FIG. 12A shows a rectangular shape and FIG. 12B shows a shaped shape. is there.
FIG. 13 is an explanatory view showing an outline of a rotary wing blade of a conventional rotary wing aircraft.
FIG. 14 is an explanatory view showing an outline of a conventional rotor blade.
FIG. 15 is an explanatory view showing an outline of a conventional rotor blade.
[Explanation of symbols]
10 Rotor blade
11 Wings
11a Leading edge of the main wing
11b Trailing edge of the main wing
11c wing vortex
12 Sub wing
12a Front edge of secondary wing
12b Trailing edge of secondary wing
12c Sub wing vortex
c Chord length of the main wing
c1 The chord length of the secondary wing
b1 Length obtained by extending the wingspan of the auxiliary wings to the outside of the wing tip than the wings of the main wing
h Vorticity contour
v Wake velocity vector
C _D Resistance coefficient
M Mach number
M _DD Mach number at which resistance increases rapidly
V∞ Uniform flow velocity
δ1 Diagonal angle of the main wing
δ2 Lower angle of sub wing
Λ receding angle
θ Mounting angle

Claims

In the rotor blade of a rotary wing aircraft in which the base end is attached to the rotor head of the rotary drive unit,
The rotor blades are
A main wing whose base end is attached to the rotor head of the rotary drive;
A sub wing provided at the tip of the main wing,
The main wing and sub wing are
Each trailing edge is extended outside the wing tip than the leading edge,
The secondary wing is
A leading edge continuous to the leading edge of the main wing, and a chord length shorter than the chord length of the main wing,
Rotation of a rotary wing aircraft characterized in that the trailing edge of the wing width is extended to the outside of the wing tip from the trailing edge of the main wing by a length which is 0 to 50% of the chord length of the main wing and not 0 Wings feather.

The main wing and sub wing are
The rotor blade of a rotorcraft according to claim 1, wherein each rotor blade has a dihedral angle of 0 to 30 °.

The secondary wing is
3. A rotor blade of a rotary wing aircraft according to claim 1, wherein the rotor blade has a chord length of 10 to 30% of a chord length of the main wing.

The secondary wing is
The rotor blade of a rotorcraft according to claim 1, 2 or 3, wherein the rotor blade has an attachment angle of -5 ° to 5 ° with respect to the main wing.

The secondary wing is
The rotor blade of a rotorcraft according to claim 1, 2, 3 or 4, wherein the rotor blade is retracted with respect to the main wing.