JPH06199295A - Rotar blade for helicopter - Google Patents
Rotar blade for helicopterInfo
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- JPH06199295A JPH06199295A JP31496292A JP31496292A JPH06199295A JP H06199295 A JPH06199295 A JP H06199295A JP 31496292 A JP31496292 A JP 31496292A JP 31496292 A JP31496292 A JP 31496292A JP H06199295 A JPH06199295 A JP H06199295A
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- pipe
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、揚力を増大することが
できるヘリコプタのロータ・ブレード及びその揚力増大
ブレードを搭載したヘリコプタに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a helicopter rotor blade capable of increasing lift and a helicopter equipped with the lift increasing blade.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ヘリコプタにおいては前進飛行時に、回
転するメイン・ロータの後退側ブレード（図５）の対気
速度が減少する。そのため前進飛行時の後退側ブレード
に十分な揚力を発生させるには、大きな迎角を与える必
要がある。ところが迎角を大きくするとブレード翼面上
に気流の剥離が発生し、逆に揚力を減じて飛行不能とな
ってしまう。この為迎角に制限が生じる。ブレードの揚
力Ｌは迎角αと対気速度Ｖの２乗の積すなわちαＶ2 に
比例するので、迎角αを制限すれば、後退側の対気速度
を増加させる必要が生じる。しかし、そのようなことが
できないので機体の前進速度を低く押さえざるを得な
い。即ち、従来技術のブレードでは後退側の最大揚力に
限度があるため、機体の前進速度を高くすることが出来
ない。この事はヘリコプタの宿命的欠点になっている。2. Description of the Related Art In a helicopter, the airspeed of a retreating blade (FIG. 5) of a rotating main rotor is reduced during forward flight. Therefore, in order to generate sufficient lift force on the backward blade during forward flight, it is necessary to give a large angle of attack. However, if the angle of attack is increased, air flow will be separated on the blade surface, and conversely the lift force will be reduced, making it impossible to fly. Therefore, the angle of attack is limited. The lift L of the blade is the product of the square of the angle of attack α and the airspeed V, ie αV 2 Therefore, if the angle of attack α is limited, it is necessary to increase the airspeed on the backward side. However, since such a thing cannot be done, the forward speed of the airframe must be kept low. That is, with the blade of the conventional technique, the maximum lift force on the backward side is limited, and therefore the forward speed of the airframe cannot be increased. This is a fatal drawback of helicopters.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】従来技術のブレードで
はヘリコプタのメイン・ロータ・ブレードの後退側の揚
力を大きくすることができないため、即ち、大きい迎角
での剥離を防止できず、大きい揚力を維持することがで
きないため、機体の前進速度を大きく出来ないという問
題がある。本発明はブレードの揚力がある迎角迄しか増
大できないという欠点を解決することができるメイン・
ロータ・ブレードを提供すること、及びそのメイン・ロ
ータ・ブレードを搭載することにより機体の前進速度を
増大することができるヘリコプタを提供することを目的
とする。With the blade of the prior art, it is not possible to increase the lift on the retract side of the main rotor blade of the helicopter, that is, separation at a large angle of attack cannot be prevented, and a large lift is required. Since it cannot be maintained, there is a problem that the forward speed of the aircraft cannot be increased. The present invention can solve the drawback that the lift of the blade can be increased only up to a certain angle of attack.
An object of the present invention is to provide a rotor blade, and a helicopter capable of increasing the forward speed of an airframe by mounting the main rotor blade.
【０００４】[0004]
（第１の手段）本発明に係るロータ・ブレードは、ロー
タ・ブレード内をスパン方向に貫通するブレード内配管
４４を設けてシャフト内配管４３からのジェット気流を
通し、ブレードの翼端部に設けた開孔４５からブレード
のスパン方向にジェット気流Ａを吐出することを特徴と
する。(First Means) A rotor blade according to the present invention is provided with an in-blade piping 44 penetrating the inside of the rotor blade in a span direction to allow a jet airflow from an in-shaft piping 43 to pass therethrough and to be provided at a blade tip portion of the blade The jet airflow A is discharged from the open hole 45 in the span direction of the blade.
【０００５】（第２の手段）本発明に係るロータ・ブレ
ードは、ブレードの先端に後退角を有するロータ・ブレ
ードにおいて、ブレード内をスパン方向に貫通するよう
に設けたブレード内配管４４をブレード内部で分枝して
二本の配管とし、一方の配管はブレードの翼端部に設け
た開孔４５に通じて、ブレードのスパン方向にジェット
気流Ｂを吹出し、他方の配管は、後退角が表われるブレ
ード前縁部付近のブレード上面に設けた開孔４６に通じ
て、ブレードの後退角部分のスパン方向にジェット気流
Ｃを吐出することを特徴とする。(Second Means) In a rotor blade according to the present invention, in a rotor blade having a receding angle at the tip of the blade, an in-blade pipe 44 provided so as to penetrate through the blade in the span direction is provided inside the blade. To branch into two pipes, one of which runs through an opening 45 provided at the blade tip of the blade to blow out a jet air flow B in the span direction of the blade, and the other pipe has a receding angle. It is characterized in that the jet airflow C is discharged in the span direction of the receding angle part of the blade through the opening 46 provided in the upper surface of the blade near the leading edge of the blade.
【０００６】（第３の手段）本発明に係るヘリコプタ
は、機体側に固定した空気供給源４１と外部配管４２と
固定リング６と、回転シャフトを共に回転するシャフト
内配管４３とブレード内配管４４を具備し、前記外部配
管４２は空気供給源４１からの気体を固定リング６の間
隙部７に供給し、前記固定リング６はブレードの後退側
位置に対応する位置に間隔角度θの間隙部７を有し、回
転によりロータ・ブレードが後退側位置に来たときの
み、空気供給源４１からの気体をシャフト内配管の入口
穴４７に供給し、前記シャフト内配管４３は固定リング
に設けた間隙部７の気体を第１の手段または第２の手段
のロータ・ブレードのブレード内配管４４に供給するこ
とを特徴とする。(Third Means) A helicopter according to the present invention comprises an air supply source 41 fixed to the machine body, an external pipe 42, a fixed ring 6, an in-shaft pipe 43 and a in-blade pipe 44 for rotating a rotary shaft together. The external pipe 42 supplies the gas from the air supply source 41 to the gap portion 7 of the fixed ring 6, and the fixed ring 6 is provided at the position corresponding to the backward position of the blade with the gap portion 7 having the gap angle θ. The gas from the air supply source 41 is supplied to the inlet hole 47 of the shaft inner pipe only when the rotor blade comes to the retracted position due to rotation, and the shaft inner pipe 43 is provided in the fixed ring. The gas of the portion 7 is supplied to the in-blade piping 44 of the rotor blade of the first means or the second means.
【０００７】[0007]
【作用】ヘリコプタのロータ・ブレードの最大揚力を大
きくする為、ブレード翼端部及びその前縁部にブレード
の長手方向にジェット気流を吹出す。前進側ブレードで
は、対気速度が大きいため揚力は小さい迎角（従って剥
離の心配はない）でも十分である。そのためジェット気
流の吹出しは不要である。In order to increase the maximum lift of the rotor blade of the helicopter, a jet air stream is blown toward the blade tip and its leading edge in the longitudinal direction of the blade. On the advancing blade, since the airspeed is high, the lift force is sufficient even if the angle of attack is small (thus, there is no fear of separation). Therefore, it is not necessary to blow out the jet stream.
【０００８】そこで、本発明ではジェット気流の吹出し
は後退側ブレードのみで実施する。即ち、回転している
ブレードが後退側の領域に来た時にブレード内の空気管
よりジェットを吹出す。ジェット気流はロータ・ブレー
ドを回転するシャフト内の中空部を通って機体内部から
供給される。次にブレードの翼端部及びその前縁部から
の吹出しによって揚力が増大する作用について述べる。Therefore, in the present invention, the jet air flow is blown out only by the backward blade. That is, when the rotating blade comes to the retreat side area, a jet is blown out from the air tube in the blade. The jet stream is supplied from the inside of the airframe through a hollow portion inside a shaft that rotates a rotor blade. Next, the action of increasing the lift force by blowing out from the blade tip and the leading edge of the blade will be described.
【０００９】翼が揚力を発生するのは、翼のまわりに循
環流があるからである。翼のまわりに循環流があるとい
うことは、翼を渦（束縛渦）で置換えてもよいことを示
す。翼端で揚力がなくなるのは、翼端で循環流がなくな
るからである。翼幅の有限な翼を渦で置換えると、その
ままでは翼端で渦が切れて渦の端ができる。しかし渦の
法則によれば、渦は流体中に端をもつことはないから、
渦の法則に矛盾することになる。そこで図６に示すよう
に、翼から後方へ循環Γの一対の渦（随伴渦）が流れて
いると考えると、渦は端がなく一続きとなって渦の法則
に矛盾しなくなる。The blades generate lift because of the circulating flow around them. The presence of circulating flow around the wing indicates that the wing may be replaced by a vortex (bound vortex). Lifting force disappears at the blade tip because there is no circulating flow at the blade tip. If a wing with a finite span is replaced with a vortex, the vortex is cut off at the wing tip and the end of the vortex is created. However, according to the law of vortices, vortices do not have ends in the fluid, so
It contradicts the law of vortex. Therefore, as shown in FIG. 6, assuming that a pair of vortices (adjoining vortices) of the circulation Γ are flowing backward from the blade, the vortices are continuous without end and do not contradict the law of vortices.
【００１０】今、翼に対する一様流の速度をＶ、翼の一
様流に対する迎角をαとする。しかし、翼から出る随伴
渦により翼の所にＷ1 の誘導速度が図７のｙ軸及び一様
流に垂直の方向に導き出されるため、翼の所の実際の流
れの速度及び迎角はそれぞれＶ，αと異なってくる。翼
の所の速度はＶとＷ1 の合速度Ｕ0 となり、Δα＝Ｗ1
／Ｖとすると、図８に示すように迎角は誘導迎角Δαだ
け減じて、有効迎角は（α−Δα）となる。Now, let V be the velocity of the uniform flow to the blade, and α be the angle of attack of the blade to the uniform flow. However, since the induced velocity of W 1 is derived at the wing by the accompanying vortex emitted from the wing in the direction perpendicular to the y-axis and the uniform flow in FIG. 7, the actual flow velocity and angle of attack at the wing are respectively It differs from V and α. The speed at the wing becomes the combined speed U 0 of V and W 1 , and Δα = W 1
Assuming / V, the angle of attack is reduced by the induced angle of attack Δα, as shown in FIG. 8, and the effective angle of attack becomes (α−Δα).
【００１１】従って、ブレードの翼端部には図２に示す
様な渦が存在し、その影響でブレード下面に誘導速度
（下向き気流）が生ずる。その為ブレードに入る気流の
迎角が減少して（α−Δα）となり、揚力低下を招いて
いる。従って翼端部に図１に示すＡ又はＢの様なジェッ
ト気流を与えると、この渦を吹き飛ばしてその影響をな
くすことができる。そのため揚力は図２に示す様に増大
することができる。Therefore, a vortex as shown in FIG. 2 exists at the blade tip portion of the blade, and as a result, an induced velocity (downward airflow) is generated on the lower surface of the blade. Therefore, the angle of attack of the airflow entering the blade is reduced to (α-Δα), resulting in a decrease in lift. Therefore, when a jet stream such as A or B shown in FIG. 1 is applied to the blade tip, this vortex can be blown away to eliminate the effect. Therefore, the lift can be increased as shown in FIG.
【００１２】又、後退角が表われるブレード前縁部にお
いては、図１に示すようにブレード上面にジェット気流
（Ｃ）によるエネルギを与えることにより、すなわち、
図３に示すように、点Ｐから発生している渦にエネルギ
を与えることにより、図２と同様の効果を得ることがで
きる。Further, at the blade leading edge portion where the receding angle appears, as shown in FIG. 1, by applying energy from the jet stream (C) to the upper surface of the blade, that is,
As shown in FIG. 3, by applying energy to the vortex generated from the point P, the same effect as in FIG. 2 can be obtained.
【００１３】[0013]
【実施例】ヘリコプタ・ブレードの翼端部及びその前縁
部にジェット気流を与える為の実施例を図４に示す。図
４において回転シャフト１はブレードを支持する中空の
シャフトで、エンジンにより駆動され、回転する。ハブ
２はブレードと回転シャフトを結合する。ブレード３は
回転シャフト１のまわりに回転し、揚力を発生する。配
管４は外部配管４２とシャフト内配管４３とブレード内
配管４４からなり、空気供給源４１からの気流をブレー
ド翼端等の開孔に送る。気流５は配管４により供給さ
れ、後退側ブレードから吹出して、後退側ブレードの揚
力を増大する。固定リング６は回転シャフトの外部の機
体側に固定されたリングで、回転シャフトの外面と滑ら
かに接する。EXAMPLE FIG. 4 shows an example for applying a jet stream to the tip end portion and the leading edge portion of a helicopter blade. In FIG. 4, a rotary shaft 1 is a hollow shaft that supports a blade, and is driven by an engine to rotate. The hub 2 connects the blade and the rotating shaft. The blade 3 rotates around the rotary shaft 1 and generates lift. The pipe 4 is composed of an external pipe 42, a shaft internal pipe 43, and a blade internal pipe 44, and sends the air flow from the air supply source 41 to an opening such as a blade tip. The air flow 5 is supplied by the pipe 4 and blows out from the retreating blade to increase the lift of the retreating blade. The fixed ring 6 is a ring fixed to the outside of the rotating shaft on the side of the machine body, and smoothly contacts the outer surface of the rotating shaft.
【００１４】間隙部７は固定リング内部に設けた切欠空
間であり、シャフト内配管の入口穴４７がこの間隙部内
に来た時のみ気流が固定リング６からシャフト内配管４
３に通ずる。図４は２枚ブレードの例を示すが、本発明
は３枚以上のブレードの場合も適用できる。The gap 7 is a notched space provided inside the fixed ring, and the air flow from the fixed ring 6 to the pipe 4 inside the shaft only when the inlet hole 47 of the pipe inside the shaft comes into this gap.
Go to 3. Although FIG. 4 shows an example of two blades, the present invention is also applicable to the case of three or more blades.
【００１５】後退側ブレードには気流５が流れるが、前
進側ブレードには気流５が流れない。その理由は後退側
ブレードに連結された配管は、固定リングの間隙部７に
通ずる側にあるが、前進側ブレードに連結された配管は
固定リングの間隙部７に通じない側すなわち間隙部７の
反対側にあるためである。一方、ジェット気流はちょう
ど、ブレードが後退側付近の所定の角度範囲θに来た時
のみ、ブレード内配管４４から吹出される。The air flow 5 flows to the retreating blade, but the air flow 5 does not flow to the advancing blade. The reason is that the pipe connected to the retracting blade is on the side communicating with the gap portion 7 of the fixed ring, whereas the pipe connected to the advancing blade is on the side not communicating with the gap portion 7 of the fixing ring, that is, the gap portion 7. This is because it is on the other side. On the other hand, the jet airflow is blown out from the in-blade piping 44 only when the blade reaches the predetermined angle range θ near the backward side.
【００１６】ジェット気流５は回転シャフト１の下方の
空気供給源から供給され、シャフトの周囲に接する固定
リング（シャフトが回転しても回転しない）６に導かれ
固定リング内の間隙部７に送られる。シャフト内配管の
入口穴４７がちょうど、この間隙部７にある時のみ気流
は配管を通ってシャフト内を上部へ上がり、ブレード３
へと導かれる。The jet airflow 5 is supplied from an air supply source below the rotary shaft 1, guided to a fixed ring (which does not rotate even if the shaft rotates) 6 in contact with the periphery of the shaft, and sent to a gap portion 7 in the fixed ring. To be Only when the inlet hole 47 of the pipe in the shaft is exactly in this gap portion 7, the air flow goes up through the pipe to the upper part in the shaft, and the blade 3
Be led to.
【００１７】固定リング内の間隙部７の角度θを変える
ことによりジェット気流の噴射時間を調節でき、又、間
隙空間の位置を変えることにより噴射のタイミングの調
節が可能となり、気流が配管を通過する時間の遅れに対
処することが。The jet time of the jet airflow can be adjusted by changing the angle θ of the gap portion 7 in the fixed ring, and the injection timing can be adjusted by changing the position of the gap space, so that the airflow passes through the pipe. To deal with the delay in time.
【００１８】[0018]
【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。Since the present invention is constructed as described above, it has the following effects.
【００１９】（１）ブレードの翼端部又は後退翼の前縁
上部に吹出しを与える事により、同一の迎角でも揚力を
増大することができる。従って機体速度が従来ヘリコプ
タより速い状態においても、後退側ブレードの翼端失速
（翼面上の気流の縁離による揚力低下）を招くことな
く、大きい迎角まで十分な揚力を維持することができ
る。(1) The lift can be increased even at the same angle of attack by giving a blowout to the blade tip of the blade or the upper portion of the leading edge of the swept blade. Therefore, even when the aircraft speed is faster than that of the conventional helicopter, sufficient lift can be maintained up to a large angle of attack without causing wing tip stall of the retracting blade (a decrease in lift due to air edge separation on the blade surface). .
【００２０】（２）しかも後退側ブレードに任意のタイ
ミングと任意の気流噴射時間でジェット気流を流す為の
機構を単純化できる。そのため電気的制御や検出器を一
切必要としない。(2) Moreover, the mechanism for flowing the jet airflow to the retreating blade at an arbitrary timing and an arbitrary airflow injection time can be simplified. Therefore no electrical control or detector is required.
【図１】ジェット気流の吹出しを示す図。FIG. 1 is a diagram showing how a jet stream is blown out.
【図２】ジェット気流による揚力分布の増大を示す図。FIG. 2 is a diagram showing an increase in lift distribution due to a jet stream.
【図３】ブレード前縁に沿った吹出しを示す図。FIG. 3 is a view showing blowout along the front edge of the blade.
【図４】ジェット気流用配管を示す図。FIG. 4 is a view showing a jet airflow pipe.
【図５】従来の技術を示す図。FIG. 5 is a diagram showing a conventional technique.
【図６】翼端から後方へ流出する渦（随伴渦）の説明
図。FIG. 6 is an explanatory diagram of a vortex (associated vortex) flowing rearward from a blade tip.
【図７】随伴渦による誘導速度Ｗ1 の説明図。FIG. 7 is an explanatory diagram of the induced velocity W 1 due to an associated vortex.
【図８】随伴渦による誘導迎角と有効迎角の説明図。FIG. 8 is an explanatory diagram of a guided attack angle and an effective attack angle by an associated vortex.
１…回転シャフト、２…ハブ、３…ブレード、４…配
管、５…ジェット気流、６…固定リング、７…間隙部、
４１…空気供給源、４２…外部配管、４３…シャフト内
配管、４４…ブレード内配管、４５…開孔（翼端部）、
４６…開孔（後退翼の前縁上部）、４７…シャフト内配
管の入口。1 ... Rotary shaft, 2 ... Hub, 3 ... Blade, 4 ... Piping, 5 ... Jet airflow, 6 ... Fixing ring, 7 ... Gap,
41 ... Air supply source, 42 ... External piping, 43 ... Shaft internal piping, 44 ... Blade internal piping, 45 ... Open hole (blade end),
46 ... Opening hole (upper front edge of retreat blade), 47 ... Inlet of pipe in shaft.
Claims (3)
するブレード内配管（４４）を設けてシャフト内配管
（４３）からのジェット気流を通し、ブレードの翼端部
に設けた開孔（４５）からブレードのスパン方向にジェ
ット気流（Ａ）を吐出することを特徴とするヘリコプタ
用ロータ・ブレード。1. An opening (45) provided in a blade tip portion of a blade by providing an in-blade piping (44) penetrating in a rotor blade in a span direction to allow a jet airflow from the in-shaft piping (43) to pass therethrough. A helicopter rotor blade characterized in that it jets a jet stream (A) in the span direction of the blade.
・ブレードにおいて、ブレード内をスパン方向に貫通す
るように設けたブレード内配管（４４）をブレード内部
で分枝して二本の配管とし、一方の配管はブレードの翼
端部に設けた開孔（４５）に通じて、ブレードのスパン
方向にジェット気流Ｂを吹出し、他方の配管は、後退角
が表われるブレード前縁部付近のブレード上面に設けた
開孔（４６）に通じて、ブレードの後退角部分のスパン
方向にジェット気流Ｃを吐出することを特徴とするヘリ
コプタ用ロータ・ブレード。2. In a rotor blade having a receding angle at the tip of the blade, an in-blade pipe (44) provided so as to penetrate through the blade in the span direction is branched inside the blade to form two pipes, One pipe communicates with an opening (45) provided at the blade tip of the blade to blow out a jet airflow B in the span direction of the blade, and the other pipe has the upper surface of the blade near the blade leading edge where a receding angle appears. A helicopter rotor blade characterized in that a jet airflow C is discharged in a span direction of a receding angle portion of the blade through an opening (46) provided in the.
外部配管（４２）と固定リング（６）と、回転シャフト
を共に回転するシャフト内配管（４３）とブレード内配
管（４４）を具備し、前記外部配管（４２）は空気供給
源（４１）からの気体を固定リング（６）の間隙部
（７）に供給し、前記固定リング（６）はブレードの後
退側位置に対応する位置に間隔角度（θ）の間隙部
（７）を有し、回転によりロータ・ブレードが後退側位
置に来たときのみ、空気供給源（４１）からの気体をシ
ャフト内配管の入口穴（４７）に供給し、前記シャフト
内配管（４３）は固定リングに設けた間隙部（７）の気
体を請求項１または請求項２のロータ・ブレードのブレ
ード内配管（４４）に供給することを特徴とするヘリコ
プタ。3. An air supply source (41) fixed to the fuselage side, an external pipe (42), a fixing ring (6), a shaft internal pipe (43) and a blade internal pipe (44) for rotating the rotary shaft together. The external pipe (42) supplies gas from the air supply source (41) to the gap portion (7) of the fixed ring (6), and the fixed ring (6) corresponds to the backward position of the blade. There is a gap portion (7) having a gap angle (θ) at the position, and the gas from the air supply source (41) is introduced into the inlet hole (47) of the pipe in the shaft only when the rotor blade comes to the retracted position by the rotation. ) And the in-shaft pipe (43) supplies the gas in the gap (7) provided in the fixed ring to the in-blade pipe (44) of the rotor blade according to claim 1 or 2. Helicopter.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31496292A JPH06199295A (en) | 1992-11-25 | 1992-11-25 | Rotar blade for helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31496292A JPH06199295A (en) | 1992-11-25 | 1992-11-25 | Rotar blade for helicopter |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06199295A true JPH06199295A (en) | 1994-07-19 |
Family
ID=18059767
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31496292A Withdrawn JPH06199295A (en) | 1992-11-25 | 1992-11-25 | Rotar blade for helicopter |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06199295A (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5562414A (en) * | 1994-06-30 | 1996-10-08 | Kawada Industries, Inc. | Noise reduction device for rotorcraft |
| US6948906B2 (en) * | 2003-04-02 | 2005-09-27 | University Of Maryland | Rotor blade system with reduced blade-vortex interaction noise |
| US20130224017A1 (en) * | 2012-02-23 | 2013-08-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Mission adaptive rotor blade |
| CN110667839A (en) * | 2019-09-10 | 2020-01-10 | 河南理工大学 | Helicopter rotor blade |
-
1992
- 1992-11-25 JP JP31496292A patent/JPH06199295A/en not_active Withdrawn
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20000201 |