JP6778440B2 - How to design rotor blades, drones, helicopters and rotor blades - Google Patents
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Description
本発明は、ドローンやヘリコプタなどに用いられるロータブレード、そのようなロータブレードを有するドローン及びヘリコプタに関する。 The present invention relates to rotor blades used for drones, helicopters, etc., and drones and helicopters having such rotor blades.
近年、４発以上のロータブレードを持つドローンと呼ばれる飛行体が撮影、観測目的で盛んに利用されている。ドローンは通常プラスチック製の２枚羽の固定ピッチロータを使用しており、このロータブレードの性能によりペイロードの重さ及び飛行時間が左右される。ロータブレード形状は様々であり、単純テーパから古典プロペラ理論（非特許文献１）を応用したと思われる、付け根の翼弦長が広く、そこから先端に向けて急激に翼弦長を減らし、ある程度小さなテーパ比に移行し、先端を丸めた形状のものなどが見られる。 In recent years, flying objects called drones with four or more rotor blades have been actively used for photography and observation purposes. Drones usually use a two-bladed fixed pitch rotor made of plastic, and the performance of this rotor blade affects the weight of the payload and the flight time. There are various rotor blade shapes, and it seems that the classical propeller theory (Non-Patent Document 1) was applied from the simple taper. The root chord length is wide, and the chord length is sharply reduced from there toward the tip to some extent. Some have a rounded tip with a shift to a smaller taper ratio.
また有人小型ヘリコプタとしてＧＥＮ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮが開発したＧＥＮ Ｈ−４（非特許文献２）同様に固定ピッチブレードを使用しており、ロータブレードに単純テーパを採用している。ヘリコプタの分野では英国のＷｅｓｔｒａｎｄ ＬｉｎｘがＢＥＲＰ（非特許文献３，特許文献１）と呼ばれる先端の翼弦長を拡大し、後退角を持たせたロータブレードを使用し、世界速度記録を達成している。本ロータブレードは先端の翼弦を拡大した不連続な前縁を飛行機で使用されるドッグツースとして機能させ、縦渦を発生させて上面の剥離を抑えることで後退側での揚力係数を稼ぐとともに、先端の後退角によって前進側での造波抵抗を減少させる事を目的としている。 Further, as a manned small helicopter, a fixed pitch blade is used as in GEN H-4 (Non-Patent Document 2) developed by GEN CORPORATION, and a simple taper is adopted for the rotor blade. In the field of helicopters, Westland Linx of the United Kingdom achieved a world speed record by using a rotor blade with a swept angle by expanding the chord length of the tip called BERP (Non-Patent Document 3 and Patent Document 1). There is. This rotor blade uses the discontinuous leading edge with an enlarged tip chord to function as a dog tooth used in airplanes, generates a vertical vortex and suppresses peeling of the upper surface, thereby gaining a lift coefficient on the backward side and gaining lift coefficient. The purpose is to reduce the wave-making resistance on the forward side by the receding angle of the tip.
ヘリコプタは単純運動理論とロータ回転面積と入力パワから求められる理論最大揚力で実際の揚力を除したフィギュアオブメリット（非特許文献４）と最大速度をトレードオフしなければならないため、ロータブレード形状は矩形か先端に弱いテーパがついた形状のものが多く使用されている。これに対してドローンはホバリングする時間が長いためフィギュアオブメリットの高いロータブレードを使用し、飛行時間及びペイロードを増加させようとする要求が高い。 Since the helicopter must trade off the maximum speed with the figure of merit (Non-Patent Document 4) in which the actual lift is divided by the theoretical maximum lift obtained from the simple motion theory, the rotor rotation area and the input power, the rotor blade shape is Many are rectangular or have a shape with a weak taper at the tip. On the other hand, drones have a long hovering time, so there is a high demand for using rotor blades with high figure of merit to increase flight time and payload.
フィギュアオブメリットの大きいロータブレードを設計する際に有効な手法としてＡｄｋｉｎｓらの方法（非特許文献１）がある。しかしＡｄｋｉｎｓらの方法は実際のロータブレードの後流に見られる縮流（筒状の流れの半径の縮小）や、渦巻き込み（ロールアップ）を反映できなかった。そのためフィギュアオブメリットは最大とはなっていなかった。 There is a method by Adkins et al. (Non-Patent Document 1) as an effective method when designing a rotor blade having a large figure of merit. However, the method of Adkins et al. Could not reflect the contraction (reduction of the radius of the tubular flow) and swirl (roll-up) seen in the wake of the actual rotor blade. Therefore, the figure of merit was not the maximum.
以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、フィギュアオブメリットが高くする事ができるロータブレード、そのようなロータブレードを有するドローン及びヘリコプタを提供することにある。 In view of the above circumstances, an object of the present invention is to provide a rotor blade capable of increasing the figure of merit, a drone having such a rotor blade, and a helicopter.
上記課題を解決するために、本発明に係るロータブレードは、ソリディティが１０％以下となるロータブレードであり、付け根付近に最大翼弦長を持ち、前記最大翼弦長の値は半径５０％から９０％にある翼弦長の極小値の２倍以上であり、先端は徐々に細くなっており、付け根の取付け角は半径３０％付近以下の領域で付け根に行くほど減少している。
本発明に係るロータブレードは、実際のロータブレードの後流に見られる縮流（筒状の流れの半径の縮小）や渦巻き込み（ロールアップ）が反映された形状なので、フィギュアオブメリットが高くする事ができる。
本発明に係るロータブレードは、付け根付近に最大翼弦長を持ち、最大翼弦長の値は半径５０％から９０％にある翼弦長の極小値の２倍以上であり、その一方で、付け根の取付け角は半径３０％付近以下の領域で付け根に行くほど減少している。これは、つまり翼弦長を実現可能な値におさめつつ、正確なロータ後流を用いて最適化を行って得られた形状であり、フィギュアオブメリットが高くする事ができる。In order to solve the above problems, the rotor blade according to the present invention is a rotor blade having a solidity of 10% or less, has a maximum chord length near the base, and the value of the maximum chord length is from a radius of 50%. It is more than twice the minimum value of the chord length at 90%, the tip is gradually narrowed, and the attachment angle of the base decreases toward the base in the region with a radius of about 30% or less.
The rotor blade according to the present invention has a shape that reflects the contraction (reduction of the radius of the tubular flow) and swirl (roll-up) seen in the wake of the actual rotor blade, so that the figure of merit is enhanced. Can do things.
The rotor blade according to the present invention has a maximum chord length near the base, and the value of the maximum chord length is more than twice the minimum value of the chord length in a radius of 50% to 90%, while on the other hand. The attachment angle of the base decreases toward the base in a region with a radius of about 30% or less. This is a shape obtained by optimizing the chord length using an accurate rotor wake while keeping the chord length within a feasible value, and the figure of merit can be enhanced.
本発明の別形態に係るドローンは、上記構成のロータブレードを有する。
本発明の更に別形態に係るヘリコプタは、上記構成のロータブレードを有する。The drone according to another embodiment of the present invention has a rotor blade having the above configuration.
The helicopter according to still another embodiment of the present invention has a rotor blade having the above configuration.
本発明により、フィギュアオブメリットが高く、ドローン、ヘリコプタなどに使用すれば、飛行時間、ペイロード重量を増す事ができる。 According to the present invention, the figure of merit is high, and if it is used for a drone, a helicopter, etc., the flight time and the payload weight can be increased.
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ロータブレードの上面図である。
図１に示すように、ロータブレード１は、シャフト穴３を有するハブ２に設けられている。Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a top view of a rotor blade according to an embodiment of the present invention.
As shown in FIG. 1, the rotor blade 1 is provided in a hub 2 having a shaft hole 3.
ここで、Ａｄｋｉｎｓらの方法では図２のａ）に示す、一定ピッチかつ一定半径の後流しか扱えない。これに対して、本発明者である原田の渦法（後述する）では図２のｂ）に示すように渦半径が実験と同様に収縮し、かつ図３に示すようにロータブレード１から放出する渦が後方でロールアップにより翼端と回転中心に集中する放出渦モデルを適用する事で、以下の形態を特徴するロータブレード１を得、そのような形態のロータブレード１を使用する事で高いフィギュアオブメリットを得るものである。
ロータブレード１は、ソリディティが１０％以下である。
ロータブレード１の形状は、以下の通りである。
（１）付け根付近に最大翼弦長を持ち、その値は半径５０％から９０％にある翼弦長の極小値の２倍以上であること。
（２）先端は徐々に細くなっていること。
（３）付け根の取付け角は半径３０％付近以下の領域で付け根に行くほど減少していること。
図４に本発明者である原田の渦法を図２のａ）の渦モデルを用いて最適化した際の翼弦長分布を、また図５に取付角を示す。ここで計算条件を表１に示す。Here, the method of Adkins et al. Can handle only the wake with a constant pitch and a constant radius as shown in a) of FIG. On the other hand, in Harada's vortex method (described later), which is the inventor of the present invention, the vortex radius contracts as shown in b) of FIG. 2, and is emitted from the rotor blade 1 as shown in FIG. By applying the emission vortex model in which the vortex to be rolled up is concentrated in the blade tip and the center of rotation by rolling up in the rear, a rotor blade 1 characterized by the following forms can be obtained, and by using the rotor blade 1 in such a form. It is a high figure of merit.
The rotor blade 1 has a solidity of 10% or less.
The shape of the rotor blade 1 is as follows.
(1) It has a maximum chord length near the base, and its value is at least twice the minimum chord length in a radius of 50% to 90%.
(2) The tip should be gradually thinned.
(3) The attachment angle of the base should decrease toward the base in the area with a radius of about 30% or less.
FIG. 4 shows the chord length distribution when the vortex method of Harada, the inventor of the present invention, was optimized using the vortex model of FIG. 2a), and FIG. 5 shows the mounting angle. Here, the calculation conditions are shown in Table 1.
図４に示すように付け根の翼弦長が７．５ｃｍに達しているため、実際的ではない。市販のドローンの中にはこのロータブレードの付け根の翼弦長を４ｃｍ程度に切り落として使用している例がある。
図６に本発明者である原田の渦法を図２のｂ）の渦モデルを用いて最適化した際の翼弦長分布を、また図７に取付角を示す。このときのフィギュアオブメリットは７８．８％である。As shown in FIG. 4, the chord length at the base has reached 7.5 cm, which is not practical. In some commercially available drones, the chord length at the base of the rotor blade is cut off to about 4 cm.
FIG. 6 shows the chord length distribution when the vortex method of Harada, the inventor of the present invention, is optimized using the vortex model of b) in FIG. 2, and FIG. 7 shows the mounting angle. The figure of merit at this time is 78.8%.
得られた翼弦長の先端の接線ＡＢは負の勾配を持ち、半径６５％付近での接線ＣＤは正の勾配を持ち、半径６０％付近の点Ｅにおいて極小値Ｆをとり、付け根付近の点Ｇで最大値Ｈをとる。 The tangent line AB at the tip of the obtained chord length has a negative gradient, the tangent line CD near a radius of 65% has a positive gradient, has a minimum value F at a point E near a radius of 60%, and is near the base. The maximum value H is taken at the point G.
このＨの値はＦの２倍以上である。また得られた取付角の先端付近の接線ＩＪは正の値を持ち、半径６０％付近の点Ｍで極小値Ｎをとり、半径３０％付近の点Ｏで極大値Ｐをとり、付け根付近の接線ＫＬは負の値を持つ。この形状でも翼付け根付近で翼弦長が７ｃｍとなる。 The value of H is more than twice that of F. The tangent line IJ near the tip of the obtained mounting angle has a positive value, takes a minimum value N at a point M near a radius of 60%, takes a maximum value P at a point O near a radius of 30%, and takes a maximum value near the base. The tangent KL has a negative value. Even with this shape, the chord length is 7 cm near the base of the wing.
本発明者である原田の渦法は評価関数を最小化する事で解を得るので例えば翼弦長が４ｃｍを超えるときに値が大きくなるペナルティ関数を評価関数に加えることで翼弦長の制限を課す事ができる。このときの翼弦長を図８に、取付角を図９に示す。このときのフィギュアオブメリットは７８．６％である。 Harada's vortex method, which is the inventor of the present invention, obtains a solution by minimizing the evaluation function. Therefore, for example, the chord length is limited by adding a penalty function that increases the value when the chord length exceeds 4 cm to the evaluation function. Can be imposed. The chord length at this time is shown in FIG. 8, and the mounting angle is shown in FIG. The figure of merit at this time is 78.6%.
先の結果と同様に、得られた翼弦長の先端の接線ＡＢは負の勾配を持ち、半径６５％付近での接線ＣＤは正の勾配を持ち、半径６０％付近の点Ｅにおいて極小値Ｆをとり、付け根付近の点Ｇで最大値Ｈをとる。 Similar to the previous result, the tangent AB at the tip of the chord length obtained has a negative gradient, the tangent CD near a radius of 65% has a positive gradient, and the minimum value at point E near a radius of 60%. Take F and take the maximum value H at the point G near the base.
このＨの値はＦの２倍以上である。また得られた取付角の先端付近の接線ＩＪは正の値を持ち、半径６０％付近の点Ｍで極小値Ｎをとり、半径３０％付近の点Ｏで極大値Ｐをとり、付け根付近の接線ＫＬは負の値を持つ。 The value of H is more than twice that of F. The tangent line IJ near the tip of the obtained mounting angle has a positive value, takes a minimum value N at a point M near a radius of 60%, takes a maximum value P at a point O near a radius of 30%, and takes a maximum value near the base. The tangent KL has a negative value.
ここで、代表的なドローンのロータの諸元を用いて計算したところ、実用性の観点より、翼弦長を極小値の２倍に制限した時は０．３％のフィギュアオブメリットの低下、翼弦長を極小値の１．５倍に制限した時は１．０％のフィギュアオブメリットの低下が見られた。これに対して、本発明に係るロータブレード１では、このように翼弦長を制限しながらその中でフィギュアオブメリットを最大にする様に取付け角を最適に設定することで、すなわち付根の取付け角を半径３０％付近以下の領域で付根に行くほど減少させることで、翼弦制限によるフィギュアオブメリットの低下をこの項で最小限に抑えることができる。
従って、この実施形態に係るロータブレード１は、フィギュアオブメリットが高く、ドローン、ヘリコプタなどに使用すれば、飛行時間、ペイロード重量を増す事ができる。
本発明は、固定ピッチ同軸２重反転ロータ式有人ヘリコプタや固定ピッチ同軸２重反転ロータ式無人ヘリコプタなどに適用する事ができる。Here, when calculated using the specifications of a typical drone rotor, from the viewpoint of practicality, when the chord length is limited to twice the minimum value, the figure of merit decreases by 0.3%. When the chord length was limited to 1.5 times the minimum value, a 1.0% decrease in figure of merit was observed. On the other hand, in the rotor blade 1 according to the present invention, the attachment angle is optimally set so as to maximize the figure of merit while limiting the chord length in this way, that is, the attachment of the root. By reducing the angle toward the root in the region with a radius of about 30% or less, the decrease in figure of merit due to chord restriction can be minimized in this section.
Therefore, the rotor blade 1 according to this embodiment has a high figure of merit, and if it is used for a drone, a helicopter, or the like, the flight time and the payload weight can be increased.
The present invention can be applied to a fixed pitch coaxial double reversing rotor type manned helicopter, a fixed pitch coaxial double reversing rotor type unmanned helicopter, and the like.
次に、上述した原田の渦法を説明する。
図１０にプロペラの座標系と放出渦を示す。プロペラは回転しながらｘ軸方向に移動し、移動した軌跡に放出渦が残されると考える。
図１１に一枚目のブレードの拡大図を示す。回転軸からｒｉ離れたブレード上にｉ番目の代表点があり、ｊ番目の放出渦は図中白丸で示された様に短い線分に離散化する。ｊ番目の単位強度の放出渦がｉ番目の代表点に引き起こすｘ方向の誘導速度をＸｉｊ、ｚ方向の誘導速度をＺｉｊとすると、ｉ番目の代表点に引き起こされるｘ方向の誘導速度ｕｉ、ｚ方向の誘導速度ｗｉはそれぞれ
ｕｉ＝ΣＸｉｊгｊ （１）
ｗｉ＝ΣＺｉｊгｊ （２）
で与えられる。ここで、Ｘｉｊ、Ｚｉｊはビオサバールの法則から得られる定数であり、гｊはｊ番目の放出渦である。Next, the Harada vortex method described above will be described.
FIG. 10 shows the coordinate system of the propeller and the emission vortex. It is considered that the propeller moves in the x-axis direction while rotating, and a emission vortex is left in the moved trajectory.
FIG. 11 shows an enlarged view of the first blade. There is an i-th representative point on the blade r i away from the axis of rotation, and the j-th emission vortex is discretized into short line segments as shown by the white circles in the figure. Assuming that the induction velocity in the x direction caused by the emission vortex of the jth unit intensity at the i-th representative point is X ij and the induction velocity in the z direction is Z ij , the induction velocity in the x direction caused by the i-th representative point u i, each guiding speed w i the z-direction u i = ΣX ij г j ( 1)
w i = ΣZ ij г j (2)
Given in. Here, X ij and Z ij are constants obtained from Biot-Savart's law, and г j is the j-th emission vortex.
図１２にブレードの断面と流入速度を示す。ブレードに流入する空気の接線方向成分をＵＴとするとＵＴは
ＵＴ＝ｒｉΩ−ｗｉ （３）
で与えられる。ここでΩはプロペラの回転角速度である。またブレードに流入する空気の軸方向成分をＵＰとするとＵＰは
ＵＰ＝Ｕ−ｕｉ （４）
で与えられる。ここでＵはプロペラの前進速度である。流入角φｉ及び流入速度Ｖｉはそれぞれ次式で与えられる。
φｉ＝ｔａｎ−１（ＵＰ／ＵＴ） （５）
Ｖｉ＝√（ＵＰ ２＋ＵＴ ２） （６）FIG. 12 shows the cross section of the blade and the inflow velocity. When the tangential component of the air flowing into the blades and U T U T is U T = r i Ω-w i (3)
Given in. Here, Ω is the rotational angular velocity of the propeller. Further, when the axial component of the air flowing into the blades and U P U P is U P = U-u i ( 4)
Given in. Where U is the forward speed of the propeller. Each inflow angle phi i and inlet velocity V i is given by the following equation.
φ i = tan -1 (U P / U T) (5)
V i = √ (U P 2 + U T 2) (6)
図１３にブレード翼素に働く力を示す。ｉ番目の翼素に働く局所揚力ｄＬｉはクッタ=ジューコフスキーの定理により
ｄＬｉ＝ρＶｉгｉｄｂ （７）
で与えられる。ここでρは空気密度、ｄｂは翼素の幅である。または、揚力係数ＣＬを用いて
ｄＬｉ＝１／２・ρＶｉ ２ＣＬｃｉｄｂ （８）
で表される。ここで、ｃｉはｉ番目の翼素の翼弦長である。（７）、（８）式よりｃｉは次式で与えられる。
ｃｉ＝２гｉ／ＣＬＶｉ （９）
ｉ番目の翼素に働く局所抵抗ｄＤｉは抵抗係数ＣＤを用いて次式で与えられる。
ｄＤｉ＝１／２・ρＶｉ ２ＣＤｃｉｄｂ （１０）
ＣＤはレイノルズ数とＣＬの関数であるが、ＣＬに定数を用い、ＣＤがレイノルズ数に対しては鈍感であるとして定数としてよい。
局所揚力ｄＬｉと局所抵抗ｄＤｉの合力の軸方向分力は局所推力ｄＴｉとなり、接線方向分力をｄＮｉとするとそれぞれ、
ｄＴｉ＝ｄＬｉｃｏｓφｉ−ｄＤｉｓｉｎφｉ （１１）
ｄＮｉ＝ｄＬｉｓｉｎφｉ＋ｄＤｉｃｏｓφｉ （１２）
となる。局所吸収パワｄＰｉはｄＮｉｒｉΩであるから次式で与えられる。
ｄＰｉ＝（ｄＬｉｓｉｎφｉ＋ｄＤｉｃｏｓφｉ）ｒｉΩ （１３）
結局、推力と吸収パワは（１１）式と（１３）式よりそれぞれ
Ｔ＝ＢΣｄＴｉ （１４）
Ｐ＝ＢΣｄＰｉ （１５）
で与えられる。ここでＢはブレード枚数である。FIG. 13 shows the force acting on the blade blade element. The local lift dL i acting on the i-th wing element is based on the Kutta-Jukowski theorem dL i = ρV i г i db (7)
Given in. Here, ρ is the air density and db is the width of the blade element. Or, by using the lift coefficient C L dL i = 1/2 · ρV i 2 C L c i db (8)
It is represented by. Here, c i is the chord length of the i-th blade element. (7), c i from equation (8) is given by the following equation.
c i = 2г i / C L V i (9)
i-th local resistance dD i acting on blade element of is given by the following equation using the resistance coefficient C D.
dD i = 1/2 · ρV i 2 CD d c i db (10)
C D but is a function of the Reynolds number and C L, using a constant C L, C D is good as a constant as a insensitive to Reynolds number.
The axial component of the resultant force of the local lift dL i and the local resistance dD i is the local thrust dT i , and the tangential component is dN i , respectively.
dT i = dL i cosφ i − dD i sinφ i (11)
dN i = dL i sinφ i + dD i cosφ i (12)
Will be. Since the local absorption power dP i is dN i r i Ω, it is given by the following equation.
dP i = (dL i sinφ i + dD i cosφ i ) r i Ω (13)
After all, the thrust and absorption power are T = BΣdT i (14) from equations (11) and (13), respectively.
P = BΣdP i (15)
Given in. Here, B is the number of blades.
プロペラの最適設計問題はＣＬ、ＣＤ、Ω、設計パワＰ０を設定し、гｉを未知数として、
［条件］：Ｐ＝Ｐ０
のもとで
［目的関数］：−Ｔ
を最小化する
最適化問題に帰着する。Optimal design problem of propeller C L, C D, Ω, to set the design power P 0, as unknowns Gi,
[Condition]: P = P 0
Under [objective function]: -T
It comes down to an optimization problem that minimizes.
１ ロータブレード
２ ハブ
３ シャフト穴1 Rotor blade 2 Hub 3 Shaft hole
Claims (4)
前記ロータブレードの形状が、
半径６０％付近の領域で翼弦長が極小値となっている部分を持ち、
付け根付近に最大翼弦長を持ち、前記最大翼弦長の値は前記翼弦長の極小値の２倍以上であり、
先端は徐々に細くなっており、
付け根の取付け角は半径３０％付近以下の領域で付け根に行くほど減少し、
前記取付角の先端付近の接線は正の値を持ち、前記取付角は半径６０％付近で極小値をとり、半径３０％付近で極大値をとり、前記取付角の付け根付近の接線は負の値を持つ
ロータブレード。 It is a rotor blade with a solidity of 10% or less.
The shape of the rotor blade
It has a part where the chord length is the minimum value in the area near the radius of 60%.
Has a maximum chord length near the base, wherein the maximum chord length of the value is more than twice the minimum value of the chord length,
The tip is getting thinner
The attachment angle of the base decreases toward the base in the area with a radius of about 30% or less .
The tangent near the tip of the mounting angle has a positive value, the mounting angle has a minimum value near a radius of 60%, a maximum value near a radius of 30%, and a tangent near the base of the mounting angle is negative. Rotor blade with value .
前記ロータブレードの軸方向の誘導速度及び周方向の誘導速度を翼素理論に用いて、必要パワと推力を表し、The axial induction speed and the circumferential induction speed of the rotor blades are used in the blade element theory to express the required power and thrust.
前記必要パワを一定として前記推力を最大にする最適設計問題を解く渦法に、For the vortex method that solves the optimum design problem that maximizes the thrust while keeping the required power constant.
渦半径が収縮し、かつ前記ロータブレードから放出する渦が後方でロールアップにより翼端と回転中心に集中する放出渦モデルを適用する事で、ロータブレードの形状を得るThe shape of the rotor blade is obtained by applying a emission vortex model in which the radius of the vortex contracts and the vortex emitted from the rotor blade is concentrated at the blade tip and the center of rotation by rolling up backward.
ロータブレードの設計方法。How to design a rotor blade.
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