JPH04176795A - ヘリコプタ回転翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明はヘリコプタの回転翼に関する。

（従来の技術〕 ヘリコプタの回転翼は、回転していることによってその
特性が著しく固定翼と相違し、機体の進行方向に対し、
前進側と後退側では対気速度が著しく異ること、前進側
は機速か相加されるので対気速度が大きいが、回転翼で
あるため、翼端が最大対気速度となること等の特徴があ
る。

このような事情からヘリコプタの回転翼はその翼端形状
が重要な意味を持ち、特性改善のためにさまざまな翼形
状が提案されている。

これら従来のヘリコプタの回転翼形状の特性は次の樺に
まとめられる。

（１）矩形翼（第７図）では、高速前進飛行時前進側の
翼では先端付近で衝撃波が発生し、抵抗が増す。また後
退側では迎角が大きくなるため失速を起こす。

（２）後退角付翼（第８図）では高速前進飛行時の前進
側の翼の衝撃波発生を抑えることが可能であるが、後退
側の失速改善にはならない。なお、第８図（ａ）は特開
昭５６−１６７５９９によって、第８図（ｂ）は特開昭
５７−２０９４９９によって、第８図（ｃ）は特開平１
−２２６９８によって、第８図（ｄ）は特開平１−１６
４９８によってそれぞれ提案されている翼形状である（
（ｅ）は（ｄ）の下面図である）。

（３）先進形状型（第９図）としては特開昭５６−１４
９２９７が提案されており、抵抗特性、失速特性ともに
向上するが形状が複雑で振動の発生をまね（。また翼端
渦の発生は抑えられない。

〔発明が解決しようとする課題］ 上記従来のヘリコプタの回転翼には解決すべき次の課題
があった。

（１）高速前進飛行時の前進側の翼先端では高速になる
ため衝撃波が発生し、抵抗の増大、振動の発生を引き起
こす。そのため、前進飛行速度を大きくするためには衝
撃波の発生を遅らせる必要がある。

（２）高速前進飛行時、後退側の翼では速度が遅（なる
ため、揚力を確保するために迎角を大きくとる。このと
き、翼端部が失速を起こすと、左右のバランスが取れな
（なり飛行不能となる。

そのため失速を起こしにくい形状とする必要がある。

（３）翼端より発生する翼端渦が後続の翼に当たると振
動や騒音を発生し、さらに空力的性能を低下させる。し
たがって翼としての性能を向上するためにはこの翼端渦
の発生を抑える必要がある。

本発明は従来のヘリコプタの回転翼が有する以上のよう
な問題点を解消した、性能の良好なヘリコプタ回転翼を
提供することを目的とする。

［課題を解決するための手段］ 本発明は上記課題の解決手段として、ヘリコプタ回転翼
の先端部に回転翼の内側から外側にむかって２段階に設
けられるとともに外側の後退角が内側の後退角より小さ
い後退角を具備してなることを特徴とするヘリコプタ回
転翼を提供しようとするものである。

〔作用］ 本発明は上記のように構成されるので次の作用を有する
。

（１）ヘリコプタ回転翼の８０％半径位置より先端側で
は高速前進飛行時、前進側にある時、対気速度が最も大
きくなり衝撃波の発生による抵抗増加となる。上記構成
ではこの領域、即ち先端部に後退角を設けるので後退角
効果により実質的な対気速度を減じることとなり衝撃波
の発生が抑えられる。

（２）高速前進飛行時、後退側の翼では対気速度が小さ
くなるため迎角は大きくなる。このため剥離を起こしや
すくなり安定した飛行が出来なくなる。上記構成では２
段階の後退角を設けるので各後退角が変化するところで
は迎角が大きくなった場合、流れがこの部分の下面から
上面に回り込む現象が起こり、これにより翼上面に渦が
発生する。この渦は剥離しかけた上面の空気に運動エネ
ルギーを与え、結果的に剥離を抑えることになり失速を
回避する。

（３）揚力を持つ３次元翼では翼端から強い翼端渦が発
生し、ヘリコプタの場合、後続の翼に振動等の有害な影
響を与える。上記構成では２段階の後退角を設けるので
各後退角が変化するところからも渦が発生し、実質的に
翼端から出る渦を拡散し弱めることができる。これによ
って後続の翼に与える影響を小さくし、振動騒音を減少
する。

〔実施例〕

本発明の第１実施例を第１図〜第５図を参照しながら説
明する。

第１図は回転中心に対し、一方の側で示した本実施例の
ヘリコプタ回転翼１０の平面図で、ハンチングを施した
近傍が本実施例の要部をなす部分である。

第２図は第１図のヘリコプタ回転翼１０の翼先端部の拡
大図である。これらの図において、１はヘリコプタ回転
翼１０の先端部に、内側から外側にむかって２段階に設
けられた、後述する後退角のうち、内側の後退角よりな
る先端部内側、２は同しく外側の後退角よりなる先端部
外側、３は先端部内側ｌと先端部外側２との境界点に相
当する後退角変化部、４は翼端である。

第２図に示すように先端部内側１はヘリコプタ回転翼１
０のスパン方向に対し、内側後退角Δ、を、先端部外側
２は外側後退角Δ２を有しており、先端部内側１の内側
後退角Δ１は先端部外側２の外側後退角Δ２より大きく
なっている。すなわちＡ１〉Ａ２である。

次に上記構成の作用について説明する。

第３図は後退角効果を表わした説明図で、Ａ２の後退角
を有する翼への空気流入速度はｖ’＝Ｖｗ　ｃｏｓ　Ａ
　ｚとなり、後退角が無い翼にくらべて小さくなるため
衝撃波の発生を抑制することができる。

第４図は高迎角時のダブルデルタ効果を表わした説明図
で、後退角変化部３で発生する渦Ｏ１が翼上面の流れに
運動エネルギーを与え、剥離の発生を抑えることにより
大迎角αでの失速を回避することができる。

第５図は矩形翼と本実施例の翼（ヘリコプタ回転翼１０
）の翼端渦の発生の違いを表わした説明図で、（ａ）は
矩形翼の、（ｂ）は本実施例の翼の各翼端渦を示す。（
ａ）の場合、翼端より強い渦ｏ１が発生し、この渦０１
が後続の翼に有害な影響を与えるが（＋））の場合は渦
０１を後退角変化部３と翼端４の２個所に分散できるた
め、後続の翼への影響を抑えることができ、かつ、振動
騒音も減少する。

次に本発明の第２実施例を第６図により説明する。

第６図はダブルデルタ型で先端に可動翼端１０ａを備え
、先端部が可動となっている翼で、（ａ）は中立状態を
、（ｂ）は前進側を、（ｃ）は後退側を表わしている。

即ちアクチュエータ５により先端外側の可動翼端１０ａ
は支点Ｐまわりに回転し、外側後退角Δ２を変化させる
。（ｂ）は高速前進飛行時の前進側で後退角Δ２を大き
くすることにより衝撃波の発生をよりよく抑制する。（
ｃ）は後退側で後退角Δ２を小さくし、後退角変化部３
を大きくすることで発生する渦を大きくし、失速を遅ら
せる。

以上の通り、第１、第２実施例によれば、衝撃波の発生
を抑制することができるので、相応して抵抗の増大や振
動の発生が抑制され、前進飛行速度を大きくできるとい
う利点がある。

また、内側後退角と外側後退角との間、即ち、後退角変
化部で発生する渦が翼端近傍の剥離を抑えるので後退側
に有効な迎角を与えても前進側で失速を生しることがな
いという利点がある。また、後退角変化部と、翼端との
２個所に翼端渦が分散されるので後続の翼への影響が稀
釈化されるという利点がある。

（発明の効果〕 本発明は上記のように構成されるので次の効果を有する
。

（１）回転翼先端の後退角効果により抵抗を低減するこ
とができ飛行効率を上げることができる。

（２）後退角を２段階に亘って設けることによるダブル
デルタ効果により、剥離を抑えることができるため、後
退側翼の失速を遅らせることができ、より高速でも安定
に飛行可能となる。

（３）従来は翼端渦の影響を回避するため翼のピッチ角
のねじり下げ分布をこの渦に合わせてホバリング効率を
犠牲にしていたが、上記構成ではこの渦の影響を滅じた
ことによりホバリングに最適なねじり分布を選ぶことが
でき効率向上に結びつく。

（４）後退角を可動とする場合は飛行状態によって上記
（１）〜（３）の効果が一層大きくなる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１実施例に係るヘリコプタ回転翼の
全体平面図、第２図は第１図に示すヘリコプタ回転翼の
先端の拡大図、第３図は上記実施例の効果の説明図、第
４図は上記実施例の別の効果即ちダブルデルタ効果の説
明図、第５図は上記実施例の更に別の効果即ち翼端渦の
拡散を一従来例、即ち矩形翼と比較して示す説明図で、
（ａ）は従来例、（ｂ）は実施例の図、第６図は本発明
の第２実施例に係る可変後退角付のヘリコプタ回転翼の
平面図で（ａ）は中立状態を、（ｂ）は前進側を、（ｃ
）は後退側をそれぞれ示す図、第７図は従来の矩形翼の
平面図、第８図は従来の後退角付翼の諸例の平面図、第
９図は従来の先進形状型先端を有する翼の平面図である
。 ■・・・先端部内側、　　　２・・・先端部外側。 ３・・・後退角変化部、　　４・・・翼端。 ５・・・アクチュエータ、　１０・・・ヘリコプタ回転
翼。 Ａ１・・・内側後退角、　　Ａ２・・・外側後退角。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. ヘリコプタ回転翼の先端部に回転翼の内側から外側にむ
   かって２段階に設けられるとともに外側の後退角が内側
   の後退角より小さい後退角を具備してなることを特徴と
   するヘリコプタ回転翼。