JP6980962B2

JP6980962B2 - メインロータブレード及びヘリコプタ

Info

Publication number: JP6980962B2
Application number: JP2017086872A
Authority: JP
Inventors: 正彦杉浦; 安忠田辺; 昇小曳; 剛史青山
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2017-04-26
Filing date: 2017-04-26
Publication date: 2021-12-15
Anticipated expiration: 2037-04-26
Also published as: US11214364B2; EP3617065A4; WO2018198477A1; JP2018184079A; EP3617065A1; EP3617065B1; US20210094681A1

Description

本発明は、例えばドクターヘリなどの高速ヘリコプタに用いられるメインロータブレード及びそのようなメインロータブレードを有するヘリコプタに関する。

交通事故後１５分以内に治療を行った場合、救命率が高いことが知られているが、日本国内の例でいうと、現状のドクターヘリでは１５分で国土の６０％程度しかカバーできない。一方、ドクターヘリの巡航速度を現行の２倍、例えば現行２５０ｋｍ／ｈ程度から５００ｋｍ／ｈ程度とすれば国土の９０％程度をカバーすることができ、非常に有益である。

特許文献１は、このような高速ヘリコプタ（２５０ｋｔｓ＝４６３ｋｍ／ｈ程度）に用いられるメインロータブレードの形状についての技術を開示する。特許文献１に開示されたメインロータブレードは、同軸反転型の複合式ヘリコプタに用いられるものであり、翼根部を厚くして高速飛行時のフラッピングを抑える必要があるため、高速飛行時の抵抗が増大し、推進効率が悪い。従って、主翼型の高速ヘリコプタでは、在来機の平板に近い薄いメインロータブレードが採用されている。ここでいう同軸反転型とは、メインロータブレードを上下同軸上に配し、上下で反対方向に回転させることでアンチトルクを打ち消す方式である。また、主翼型の高速ヘリコプタは、主翼の両端にプロペラを設けることで、メインロータブレードのアンチトルクを発生させる。

米国特許公報７，２５２，４７９号公報

しかしながら、主翼型の高速ヘリコプタに在来機の平板に近い薄いメインロータブレードを使用すると、高速前進飛行時の抵抗係数が大きくなり、しかも制御が難しくなる、という課題がある。

以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、主翼型などのヘリコプタにおいて高速前進飛行時の抵抗係数を小さくでき、かつ、制御も容易なメインロータブレード及びそのようなメインロータブレードを有する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メインロータブレードは、高速ヘリコプタ用のメインロータブレードであって、ロータ半径の３０％以上の長さの翼根部と、前記翼根部に続くブレード本体とを具備する。
ここで、翼根部においてはブレード断面形状に通常の翼型を用いておらず、典型的には前縁と後縁は丸みのある形状をしている。

ここで、ヘリコプタの高前進率時には、メインロータブレードの後退側で逆流域と呼ばれる領域が大きくなる。これに対して、コレクティブ・ピッチ角を上げても反対に推力が減少する。逆流域とは、メインロータブレードの後縁側から前縁側に主流が来る領域であり、この逆流域が大きくなると、高速前進飛行時の抵抗係数が大きくなり、しかも制御も難しくなる。逆流域が大きくなって制御が難しくなる理由は、逆流域のブレードでは後縁から主流が来るために、通常正の揚力が発生するところで負の揚力となるからである。

本発明では、翼根部の長さをロータ半径の３０％以上とすることで、逆流域内において翼型を有するブレードの範囲を減らしている。これにより、主翼型などのヘリコプタにおいて高速前進飛行時の抵抗係数を小さくでき、かつ、制御も容易になる。

なお、翼根部の長さがロータ半径の６０％を超えると、ホバリング飛行時のフィギュア・オブ・メリットがかなり低下し、ヘリコプタのメインロータブレードとしての実用性がなくなる。

本発明の一形態に係るメインロータブレードでは、
前記翼根部の断面形

（ｘ／ａ）^ｍ＋（ｙ／ｂ）^ｍ＝１
かつ、
ａ＞ｂ
ただし、
ｍ：任意の数
ｘ：コード長方向
ｙ：翼厚方向
であることが好ましい。ｍを変えることにより、翼根部での断面の前縁と後縁の丸みおよび厚さを変えることができ、かつ、少ない設計パラメターで、翼根部の抵抗を低くすることができる。

本発明では、翼根部が翼厚方向に薄くかつ全体が滑らかな形状となり、高速前進飛行時の抵抗係数を小さくすることができる。

本発明の一形態に係るメインロータブレードでは、前記ブレード本体のコード長は、ロータ半径の５０％〜９０％の範囲内の位置で最大値を有し、かつ、前記最大値が前記翼根部と前記ブレード本体との境界部での基準コード長の１．６倍〜１．８倍であることが好ましい。
これにより、ホバリング性能（フィギュア・オブ・メリット）を通常のヘリコプタと同等もしくはより向上させつつ、高速前進飛行時の抵抗係数を小さくすることができる。

本発明の一形態に係るメインロータブレードでは、前記ブレード本体のねじり角は、ロータ半径の８０％〜９５％の位置で極小値を有するように、翼根側及び翼端側から前記位置に向けて漸減していることが好ましい。
これにより、ホバリング性能（フィギュア・オブ・メリット）を通常のヘリコプタより向上させつつ、高速前進飛行時の抵抗係数を小さくすることができる。

本発明の一形態に係るメインロータブレードでは、前記ブレード本体の翼端は、−３０°〜３０°の反角を有することがより好ましい。
ホバリング性能を向上させようと反角を付けると、高速前進飛行時の抵抗係数が上がるおそれがあるが、ブレード本体の翼端が−３０°〜３０°の反角（下反角又は上反角）を有することで抵抗係数の極端な上昇を抑えホバリング性能を向上させることができる。

本発明の一形態に係るメインロータブレードでは、前記ブレード本体の翼端のコード長は、前記翼根部と前記ブレード本体との境界部での基準コード長の３０％以下であることが好ましい。
メインロータブレードの前進側では、マッハ数が大きくなることで衝撃波が発生し、それに伴う高速衝撃騒音も問題となるが、ブレード本体の翼端のコード長を基準コード長の３０％以下とすることで、高速前進飛行時の翼端での衝撃波の発生を抑制できる。

本発明の一形態に係るメインロータブレードでは、前記ブレード本体の翼端は、６０°以下の後退角を有することが好ましい。
ブレード本体の翼端を６０°以下の後退角をもたせることで、上記と同様に、高速前進飛行時の翼端での衝撃波の発生を抑制できる。
本発明の一形態に係るヘリコプタは、上記構成のメインロータブレードを有する。

本発明により、主翼型などのヘリコプタにおいて高速前進飛行時の抵抗係数を小さくでき、かつ、制御も容易になる。

本発明の一実施形態に係るメインロータブレードの構成を示す斜視図である。図１に示した翼根部の断面形状を示すである。図１に示したブレード本体のコード長を示すグラフである。図１に示したブレード本体のねじり角を示すグラフである。メインロータブレードの後退側で逆流域が生じることを説明するための図である。本発明の変形例に係るメインロータブレードの構成を示す側面図である。本発明の別の変形例に係るメインロータブレードの構成を示す上面図である。

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メインロータブレードの構成を示す斜視図である。

図１に示すように、メインロータブレード１は、翼根部１０と、ブレード本体２０とを有する。なお、ここでは、メインロータブレード１は、飛行条件をホバリングと前進率０．８の高速飛行を前提としたヘリコプタに用いられることを前提としている。

メインロータブレード１は、主翼型のヘリコプタに用いられる。

翼根部１０は、メインロータブレード１のうち、翼根側で、翼型の断面形状を持っておらず、揚力を発生しない主に構造の役割を果たす部分である。

翼根部１０の長さＡは、ロータ半径Ｒの３０％〜６０％、より好ましくはロータ半径Ｒの４０％の長さである。ロータ半径Ｒは、ヘリコプタのロータ３０の回転中心３１からメインロータブレード１の翼端２までの長さである。

ブレード本体２０は、翼根部１０から連続して構成され、ヘリコプタのメインロータブレード１のうち、翼型の断面形状を有し、揚力を発生する部分である。

図２は、翼根部１０の断面形状を示すである。
翼根部１０の断面形状は、図２に示すように、

（ｘ／ａ）^ｍ＋（ｙ／ｂ）^ｍ＝１
かつ、
ａ＞ｂ
ただし、
ｍ：任意の数
ｘ：コード長方向
ｙ：翼厚方向
である。

図３は、ブレード本体２０のコード長を示すグラフである。

ブレード本体２０のコード長Ｂは、図３に示すように、ロータ半径Ｒの５０％〜９０％の範囲内の位置で最大値Ｂｍａｘを有する。その最大値は、翼根部１０とブレード本体２０との境界部（ルートカットアウト部）３での基準コード長Ｃの１．６倍〜２．０倍、より好ましくは１．８倍である。

ブレード本体２０のコード長Ｂは、このように翼端２に向かって一旦大きくなり、翼端２部分では極端に短くなる。典型的には、ブレード本体２０の翼端２のコード長Ｄは、境界部３での基準コード長Ｃの３０％以下、より好ましくは２０％となる。これにより、高速前進飛行時の翼端での衝撃波の発生を抑制できる。その理由は、翼端でのコード長を短くすることで、マッハ数が最も高くなるブレード前進側において、ブレード上の衝撃波を発達しにくくするとともに、ブレード上の超音速領域を狭めるからである。

ブレード本体２０のねじり角θは、ロータ半径Ｒの８０％〜９５％の位置で極小値を有するように、翼根４側及び翼端２からこの極小値の位置に向けて漸減している。例えば、ブレード本体２０のねじり角θは、図４に示すように、翼端２より少し翼根４側で、例えばロータ半径Ｒの９０％前後の位置で一旦極小値θ_ｍｉｎとなり、翼端２で少し浅くなっている。ここで、メインロータブレード１におけるねじれ角とは、ブレードの翼根部から翼端部にかけてのそれぞれのスパン位置でのブレード断面の角度である。ヘリコプタにおいては、翼根部から翼端部において、スパン位置によってブレード断面での主流速度が変化するために、スパン方向にねじれ角を設けることによって、それぞれのスパン位置で適切な迎角のもと揚力を発生させる。

図３及び図４に示した分布は、メインロータブレード１のスパン上の３点を３次スプライン関数で補間している。
具体的には、図３に示すコード長分布は、ロータ半径Ｒの位置を変数ｘとして、
ｙ＝−８e−１０x^３−０．２３９３x^２＋１．８３９x−２．７９８４
図４に示すねじり角分布は、
ｙ＝２e−８x^３＋１．７１２５x^２−１６．６０１x＋３４．２９９
となっている。

メインロータブレード１のスパン上のコード長Ｂやねじり角θを多項式で表現することで、隣接する区間との接続点で連続か不連続かを選択できる。すなわち、連続の場合には多項式を微分したｎ−１次の式を用い、不連続の場合にはそれ以外の式を用いればよい。

後述する後退角や下反角（あるいは上反角）も同様に多項式で表現することで、隣接する区間との接続点で連続か不連続かを選択できる。

図５はメインロータブレード１の後退側で逆流域が生じることを説明するための図であり、回転するメインロータブレード１を上面から見た図であり、メインロータブレード１は図中反時計方向に回転し、ヘリコプタの前進方向は図中上方向である。

メインロータブレード１が後退側に位置するとき、水平飛行速度（Ｖ）とロータ半径方向ｒの回転速度（ｒΩ）とが相殺する。例えばΦ＝２７０°の位置でみると、水平飛行速度（Ｖ）の方向とロータ半径方向ｒの回転速度（ｒΩ）の方向とが全く逆になる。ここで、回転速度（ｒΩ）は、ロータ３０の回転中心３１に近づくほど小さくなるので、メインロータブレード１の所定の位置６１から水平飛行速度（Ｖ）＞回転速度（ｒΩ）に逆転、つまりメインロータブレード１の後縁側から前縁側に主流が変わり、そこからロータ３０の回転中心３１まで逆流域６０となる可能性がある。特に、ロータ３０の回転中心３１に近づくほど水平飛行速度（Ｖ）による逆推進力の影響が大きく、しかも高速になるほど、水平飛行速度（Ｖ）による逆推進力の影響が大きい。このメインロータブレード１では、水平飛行速度（Ｖ）による逆推進力が影響しない翼根部１０の長さＡが長いので、翼根４に近い部分について逆流域６０とはならない。これにより、高速前進飛行時の抵抗係数を小さくすることができる。また、制御についても逆流域で負の揚力が発生しにくくなるということで、難しくなることはなくなる。

ここで、逆流域６０となる位置６１は、ロータ３０の回転中心３１からＲμ（Ｒ：ロータ半径、μ：前進率）の距離にある。このメインロータブレード１では、翼根部１０の長さＡがこのＲμの１／２であることが好ましい。これにより、メインロータブレード１のフィギュア・オブ・メリットを生かしつつ、逆流域６０の影響を最小限にとどめることができる。

前進率μとは、水平飛行速度（Ｖ）をロータ３０の翼端速度（ＲΩ（Ｒ：ロータ半径、Ω：回転速度））で割った比率、すなわち
μ＝Ｖ／ＲΩ
である。

また、このメインロータブレード１では、ブレード本体２０のコード長Ｂがロータ半径Ｒの５０％〜９０％の範囲内の位置で基準コード長Ｃの１．６倍〜２．０倍となる最大値Ｂｍａｘを有し、しかもブレード本体２０のねじり角θが翼端２より少し翼根４側の位置で一旦極小値θ_ｍｉｎとなり、翼端２で少し浅くなっているので、メインロータブレード１のフィギュア・オブ・メリットを維持しつつ、抵抗係数を小さくすることができる。このような形状のブレード本体２０を有するメインロータブレード１は、在来機の平板に近いメインロータブレード（コード長及びねじり角が一定）と比べ、フィギュア・オブ・メリットを向上させつつ、抵抗係数を１５％程度低くできた。

更に、このメインロータブレード１では、翼根部１０が図２に示した断面形状を有することで、抵抗係数を低くすることができる。

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。

例えば図６に示すように、ブレード本体２０の翼端２は、下反角あるいは上反角を有してもよい。この例では、ブレード本体２０の翼端２は、３０°の下反角を有しているが、反角の範囲は、−３０°〜３０°が好ましい。これにより、ホバリング時のフィギュア・オブ・メリットを向上できる。その理由は、翼端がブレード本体から遠くなることで、翼端渦がブレード上の揚力分布を急激に変化させる現象を緩和することができ、ロータ面の誘導速度分布が一様に近づくからである。

また、図７に示すように、ブレード本体２０の翼端２は、後退角を有してもよい。この例では、ブレード本体２０の翼端２は、４５°の後退角を有しているが、後退角の範囲は、６０°以下が好ましい。これにより、抵抗係数の上昇を抑えることができる。その理由は、ブレードに対する主流成分が減少し、衝撃波による抵抗増大を防げるからである。この後退翼を有するブレード本体の翼端が図６に示した下反角あるいは上反角を有してもよい。

更に、上記実施形態では、メインロータブレード１は、主翼型のヘリコプタに用いられるものであったが、本発明に係るメインロータブレードは、他の形式のヘリコプタにも用いることができる。また、上記実施形態では、メインロータブレード１は、飛行条件をホバリングと前進率０．８の高速飛行を前提としたヘリコプタに用いられることを前提としていたが、前進率がそれ以下又はそれ以上であってもよい。

１：メインロータブレード
１０：翼根部
２０：ブレード本体
３０：ロータ
Ｒ：ロータ半径

Claims

ロータ半径の３０％以上の長さの翼根部と、
前記翼根部に続くブレード本体と
を具備し、
前記ブレード本体のねじり角は、ロータ半径の８０％〜９５％の位置で極小値を有するように、翼根側及び翼端側から前記位置に向けて漸減している
メインロータブレード。
ロータ半径の３０％以上の長さの翼根部と、
前記翼根部に続くブレード本体と
を具備し、
前記翼根部の断面形状は、（ｘ／ａ）^ｍ＋（ｙ／ｂ）^ｍ＝１、かつ、ａ＞ｂ
ただし、
ｍ：任意の数
ｘ：コード長方向
ｙ：翼厚方向
である
メインロータブレード。
請求項１又は２に記載のメインロータブレードであって、
前記ブレード本体のコード長は、ロータ半径の５０％〜９０％の範囲内の位置で最大値を有し、かつ、前記最大値が前記翼根部と前記ブレード本体との境界部での基準コード長の１．６倍〜１．８倍である
メインロータブレード。
請求項１から３のうちいずれか１項に記載のメインロータブレードであって、
前記ブレード本体の翼端は、−３０°〜３０°の反角を有する
メインロータブレード。
請求項１から４のうちいずれか１項に記載のメインロータブレードであって、
前記ブレード本体の翼端のコード長は、前記翼根部と前記ブレード本体との境界部での基準コード長の３０％以下である
メインロータブレード。
請求項１から５のうちいずれか１項に記載のメインロータブレードであって、
前記ブレード本体の翼端は、６０°以下の後退角を有する
メインロータブレード。
請求項１から６のうちいずれか１項に記載のメインロータブレードを有するヘリコプタ。