JPH08258795A - フラップ付きヘリコプタロータ - Google Patents
フラップ付きヘリコプタロータInfo
- Publication number
- JPH08258795A JPH08258795A JP7068415A JP6841595A JPH08258795A JP H08258795 A JPH08258795 A JP H08258795A JP 7068415 A JP7068415 A JP 7068415A JP 6841595 A JP6841595 A JP 6841595A JP H08258795 A JPH08258795 A JP H08258795A
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- JP
- Japan
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- flap
- blade
- hinge
- center
- rotor
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
- B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
- B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
- B64C27/615—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including flaps mounted on blades
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
- B64C27/72—Means acting on blades
- B64C2027/7205—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC]
- B64C2027/7261—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps
- B64C2027/7266—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps actuated by actuators
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/30—Wing lift efficiency
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 ブレード重心に作用する遠心力の影響を大幅
に軽減し、フラップ制御機構の小型軽量化が可能なフラ
ップ付きヘリコプタロータを提供する。 【構成】 ロータのブレード11は主ロータ軸12に取
付けられ、上方から見て反時計回りに高速回転する。ブ
レード11の翼端付近には、後端の一部を切欠くよう
に、翼断面形状のフラップ13がヒンジによって角変位
自在に軸支されている。ヒンジの角変位中心を示すヒン
ジライン14は、ロータ回転中心Cおよびフラップ重心
Gを通る直線Lに対して平行になるように形成される。
に軽減し、フラップ制御機構の小型軽量化が可能なフラ
ップ付きヘリコプタロータを提供する。 【構成】 ロータのブレード11は主ロータ軸12に取
付けられ、上方から見て反時計回りに高速回転する。ブ
レード11の翼端付近には、後端の一部を切欠くよう
に、翼断面形状のフラップ13がヒンジによって角変位
自在に軸支されている。ヒンジの角変位中心を示すヒン
ジライン14は、ロータ回転中心Cおよびフラップ重心
Gを通る直線Lに対して平行になるように形成される。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、フラップ付きヘリコプ
タロータに関する。
タロータに関する。
【0002】
【従来の技術】通常のヘリコプタの操縦は、アクチュエ
ータ、スワッシュプレート、リンク機構等を介して、主
ロータのブレード翼根においてピッチ角を制御すること
によって実現している。
ータ、スワッシュプレート、リンク機構等を介して、主
ロータのブレード翼根においてピッチ角を制御すること
によって実現している。
【0003】ヘリコプタロータは高速の回転物体であ
り、しかも振動レベルも相当高いため、ブレードのピッ
チ角を制御する機構は高精度のものが要求される。ま
た、ブレード全体に渡ってフェザリング軸回りに発生す
る空力モーメントも大きく、ロータ駆動機構の質量にも
打ち勝ってブレードピッチ角を変化させるには、高出力
のアクチュエータおよび油圧機構が必要となる。そのた
め機体重量の軽減化が困難になる一因となっている。
り、しかも振動レベルも相当高いため、ブレードのピッ
チ角を制御する機構は高精度のものが要求される。ま
た、ブレード全体に渡ってフェザリング軸回りに発生す
る空力モーメントも大きく、ロータ駆動機構の質量にも
打ち勝ってブレードピッチ角を変化させるには、高出力
のアクチュエータおよび油圧機構が必要となる。そのた
め機体重量の軽減化が困難になる一因となっている。
【0004】その対策として、動圧が十分高いブレード
翼端付近に比較的小さいフラップを取付け、この部分に
発生する大きな空気力を利用してブレードピッチ角を制
御する方法が提案されている(特開平6−107293
号、米国特許第3077934、米国特許第31297
69号、米国特許第3589831号、米国特許第44
61611号など)。フラップをブレード翼端付近に設
けることによって、小さな操舵力で制御可能になり、全
体の制御機構は軽量かつコンパクトになる。
翼端付近に比較的小さいフラップを取付け、この部分に
発生する大きな空気力を利用してブレードピッチ角を制
御する方法が提案されている(特開平6−107293
号、米国特許第3077934、米国特許第31297
69号、米国特許第3589831号、米国特許第44
61611号など)。フラップをブレード翼端付近に設
けることによって、小さな操舵力で制御可能になり、全
体の制御機構は軽量かつコンパクトになる。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】従来のヘリコプタロー
タでは、ロータの高速回転によってフラップの重心に作
用する遠心力も大きくなり、たとえばブレード翼端付近
で重力の約1000倍という大きな値になる。
タでは、ロータの高速回転によってフラップの重心に作
用する遠心力も大きくなり、たとえばブレード翼端付近
で重力の約1000倍という大きな値になる。
【0006】図4は、従来のヘリコプタロータの一例を
示す部分斜視図である。ロータのブレード1は主ロータ
軸2に取付けられ、上方から見て反時計回りに高速回転
する。ブレード1の翼端付近には、後端の一部を切欠く
ように、翼断面形状のフラップ3がヒンジ(不図示)に
よって角変位自在に軸支されている。ヒンジの角変位中
心を示すヒンジライン4は、ブレード1の長手方向に対
して平行に設定され、ロータ回転中心Cおよびフラップ
重心Gを通る直線Lに対して、約2.5度で交差してい
る。
示す部分斜視図である。ロータのブレード1は主ロータ
軸2に取付けられ、上方から見て反時計回りに高速回転
する。ブレード1の翼端付近には、後端の一部を切欠く
ように、翼断面形状のフラップ3がヒンジ(不図示)に
よって角変位自在に軸支されている。ヒンジの角変位中
心を示すヒンジライン4は、ブレード1の長手方向に対
して平行に設定され、ロータ回転中心Cおよびフラップ
重心Gを通る直線Lに対して、約2.5度で交差してい
る。
【0007】フラップ重心Gに作用する遠心力CFは、
ヒンジライン4に沿った分力F1と、ヒンジライン4に
直交する面内であってフラップ3の翼弦方向に沿った分
力F2およびフラップ3の翼厚方向に沿った分力F3と
に分解される。分力F1、F2はヒンジによって支持さ
れるが、分力F3はヒンジライン4回りのヒンジモーメ
ントとなって、フラップ3を角変位するように作用す
る。
ヒンジライン4に沿った分力F1と、ヒンジライン4に
直交する面内であってフラップ3の翼弦方向に沿った分
力F2およびフラップ3の翼厚方向に沿った分力F3と
に分解される。分力F1、F2はヒンジによって支持さ
れるが、分力F3はヒンジライン4回りのヒンジモーメ
ントとなって、フラップ3を角変位するように作用す
る。
【0008】こうして遠心力によってフラップにヒンジ
モーメントが作用することになり、以下のような問題が
発生する。 1)遠心力によるモーメントが余分な負荷となって、フ
ラップ駆動機構に対する荷重条件が厳しくなり、強度保
証を優先すると機構のコンパクトな設計が困難になる。 2)フラップ駆動アクチュエータの出力値を高くする必
要があり、アクチュエータおよび油圧系統のコンパクト
設計が困難になる。 3)遠心力のうちフラップ面に垂直な成分がブレード対
してねじりやフラッピングを引き起こして、ブレード翼
素の有効迎角に予期せぬ変化を発生するような空弾性現
象が起こり、飛行性能、飛行特性、振動レベルに悪影響
を及ぼす。
モーメントが作用することになり、以下のような問題が
発生する。 1)遠心力によるモーメントが余分な負荷となって、フ
ラップ駆動機構に対する荷重条件が厳しくなり、強度保
証を優先すると機構のコンパクトな設計が困難になる。 2)フラップ駆動アクチュエータの出力値を高くする必
要があり、アクチュエータおよび油圧系統のコンパクト
設計が困難になる。 3)遠心力のうちフラップ面に垂直な成分がブレード対
してねじりやフラッピングを引き起こして、ブレード翼
素の有効迎角に予期せぬ変化を発生するような空弾性現
象が起こり、飛行性能、飛行特性、振動レベルに悪影響
を及ぼす。
【0009】本発明の目的は、ブレード重心に作用する
遠心力の影響を大幅に軽減し、フラップ制御機構の小型
軽量化が可能なフラップ付きヘリコプタロータを提供す
ることである。
遠心力の影響を大幅に軽減し、フラップ制御機構の小型
軽量化が可能なフラップ付きヘリコプタロータを提供す
ることである。
【0010】
【課題を解決するための手段】本発明は、ブレードに対
して角変位自在にフラップを軸支するヒンジが取付けら
れたフラップ付きヘリコプタロータにおいて、ロータ回
転中心およびフラップ重心を通る直線に対して平行にな
るようにヒンジラインを形成したことを特徴とするフラ
ップ付きヘリコプタロータである。
して角変位自在にフラップを軸支するヒンジが取付けら
れたフラップ付きヘリコプタロータにおいて、ロータ回
転中心およびフラップ重心を通る直線に対して平行にな
るようにヒンジラインを形成したことを特徴とするフラ
ップ付きヘリコプタロータである。
【0011】
【作用】本発明に従えば、ロータ回転中心およびフラッ
プ重心を通る直線に対して平行になるようにヒンジライ
ンを形成することによって、フラップ重心に作用する遠
心力はヒンジラインに平行に働くため、ヒンジライン回
りのヒンジモーメントは空力的なモーメントのみとなり
大幅に軽減される。そのためフラップ駆動機構や駆動用
のアクチュエータおよび油圧系統のコンパクト設計が可
能になる。またフラップ自体に余分な荷重が作用しなく
なるため、ヘリコプタの飛行特性等が向上する。
プ重心を通る直線に対して平行になるようにヒンジライ
ンを形成することによって、フラップ重心に作用する遠
心力はヒンジラインに平行に働くため、ヒンジライン回
りのヒンジモーメントは空力的なモーメントのみとなり
大幅に軽減される。そのためフラップ駆動機構や駆動用
のアクチュエータおよび油圧系統のコンパクト設計が可
能になる。またフラップ自体に余分な荷重が作用しなく
なるため、ヘリコプタの飛行特性等が向上する。
【0012】
【実施例】図1は、本発明の一実施例を示す部分斜視図
である。ロータのブレード11は主ロータ軸12に取付
けられ、上方から見て反時計回りに高速回転する。ブレ
ード11の翼端付近には、後端の一部を切欠くように、
翼断面形状のフラップ13がヒンジ(不図示)によって
角変位自在に軸支されている。ヒンジの角変位中心を示
すヒンジライン14は、ロータ回転中心Cおよびフラッ
プ重心Gを通る直線Lに対して平行になるように形成さ
れ、たとえばブレードの翼幅方向の直線に対して約2.
5度の角度をなす。
である。ロータのブレード11は主ロータ軸12に取付
けられ、上方から見て反時計回りに高速回転する。ブレ
ード11の翼端付近には、後端の一部を切欠くように、
翼断面形状のフラップ13がヒンジ(不図示)によって
角変位自在に軸支されている。ヒンジの角変位中心を示
すヒンジライン14は、ロータ回転中心Cおよびフラッ
プ重心Gを通る直線Lに対して平行になるように形成さ
れ、たとえばブレードの翼幅方向の直線に対して約2.
5度の角度をなす。
【0013】フラップ重心Gに作用する遠心力CFは、
ヒンジライン14に平行に働くため、ヒンジライン回り
のヒンジモーメントは空力的なモーメントのみとなる。
したがって図4に示す従来のロータと比べてヒンジモー
メントに約5分の1になり、大幅に軽減される。そのた
めフラップ13の駆動機構や駆動用のアクチュエータお
よび油圧系統のコンパクト設計が可能になり、しかもヘ
リコプタの飛行特性等が向上する。
ヒンジライン14に平行に働くため、ヒンジライン回り
のヒンジモーメントは空力的なモーメントのみとなる。
したがって図4に示す従来のロータと比べてヒンジモー
メントに約5分の1になり、大幅に軽減される。そのた
めフラップ13の駆動機構や駆動用のアクチュエータお
よび油圧系統のコンパクト設計が可能になり、しかもヘ
リコプタの飛行特性等が向上する。
【0014】図2は、フラップ駆動機構の各例を示す。
図2(a)において、フラップ13はヒンジ15によっ
てブレード11に軸支され、フラップ13の下面に別の
ヒンジ16が取付けられる。ヒンジ16には、アクチュ
エータ18によって駆動されるプッシュプルロッド17
がピン結合されている。こうしてプッシュプルロッド1
7の直線変位量に応じて、フラップ13の角度が制御さ
れる。
図2(a)において、フラップ13はヒンジ15によっ
てブレード11に軸支され、フラップ13の下面に別の
ヒンジ16が取付けられる。ヒンジ16には、アクチュ
エータ18によって駆動されるプッシュプルロッド17
がピン結合されている。こうしてプッシュプルロッド1
7の直線変位量に応じて、フラップ13の角度が制御さ
れる。
【0015】図2(b)は、アクチュエータ18の位置
を遠心力の小さなブレードの内側部へ移動した例であ
る。
を遠心力の小さなブレードの内側部へ移動した例であ
る。
【0016】一方、図2(c)において、フラップ13
はヒンジ15によってブレード11に軸支され、フラッ
プ13の周面の一部にラック20が形成され、このラッ
ク20と噛合するピニオン21がサーボモータ22によ
って駆動される。こうしてサーボモータ22の回転量に
応じて、フラップ13の角度が制御される。
はヒンジ15によってブレード11に軸支され、フラッ
プ13の周面の一部にラック20が形成され、このラッ
ク20と噛合するピニオン21がサーボモータ22によ
って駆動される。こうしてサーボモータ22の回転量に
応じて、フラップ13の角度が制御される。
【0017】図3は、フラップの形状の各種例を示す部
分平面図である。図3(a)は図1に示したものと同様
に、ブレード11の翼端付近には、後端の一部を切欠く
ように、翼断面形状のフラップ13が角変位自在に軸支
されている。ヒンジライン14は、ロータ回転中心Cお
よびフラップ重心Gを通る直線Lに対して平行になるよ
うに設定される。
分平面図である。図3(a)は図1に示したものと同様
に、ブレード11の翼端付近には、後端の一部を切欠く
ように、翼断面形状のフラップ13が角変位自在に軸支
されている。ヒンジライン14は、ロータ回転中心Cお
よびフラップ重心Gを通る直線Lに対して平行になるよ
うに設定される。
【0018】図3(b)では、フラップ13がブレード
11の翼端と翼根の中間に軸支されている。ヒンジライ
ン14は、ロータ回転中心Cおよびフラップ重心Gを通
る直線Lに対して平行になるように設定される。
11の翼端と翼根の中間に軸支されている。ヒンジライ
ン14は、ロータ回転中心Cおよびフラップ重心Gを通
る直線Lに対して平行になるように設定される。
【0019】図3(c)では、2つのフラップ13がブ
レード11の翼端付近において、互いに独立に制御され
るように軸支されている。各ヒンジライン14は、ロー
タ回転中心Cおよび各フラップの重心Gを通る直線Lに
対してそれぞれ平行になるように設定される。
レード11の翼端付近において、互いに独立に制御され
るように軸支されている。各ヒンジライン14は、ロー
タ回転中心Cおよび各フラップの重心Gを通る直線Lに
対してそれぞれ平行になるように設定される。
【0020】図3(d)では、三角形状のフラップ13
がブレード11の翼端付近に軸支されている。ヒンジラ
イン14は、ロータ回転中心Cおよびフラップ重心Gを
通る直線Lに対して平行になるように設定される。
がブレード11の翼端付近に軸支されている。ヒンジラ
イン14は、ロータ回転中心Cおよびフラップ重心Gを
通る直線Lに対して平行になるように設定される。
【0021】図3(e)では、三角形状のフラップ13
がブレード11の翼端付近において、後端から突出する
ように軸支されている。ヒンジライン14は、ロータ回
転中心Cおよびフラップ重心Gを通る直線Lに対して平
行になるように設定される。
がブレード11の翼端付近において、後端から突出する
ように軸支されている。ヒンジライン14は、ロータ回
転中心Cおよびフラップ重心Gを通る直線Lに対して平
行になるように設定される。
【0022】図3(f)では、ブレードの翼端付近で端
面が滑らかな曲線になるように形成されており、三角形
状のフラップ13がその後端から突出するように軸支さ
れている。ヒンジライン14は、ロータ回転中心Cおよ
びフラップ重心Gを通る直線Lに対して平行になるよう
に設定される。
面が滑らかな曲線になるように形成されており、三角形
状のフラップ13がその後端から突出するように軸支さ
れている。ヒンジライン14は、ロータ回転中心Cおよ
びフラップ重心Gを通る直線Lに対して平行になるよう
に設定される。
【0023】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、フ
ラップのヒンジライン回りのヒンジモーメントを大幅に
軽減できるため、フラップ駆動機構や駆動用のアクチュ
エータおよび油圧系統のコンパクト設計が可能になり、
しかもヘリコプタの飛行特性等が向上する。
ラップのヒンジライン回りのヒンジモーメントを大幅に
軽減できるため、フラップ駆動機構や駆動用のアクチュ
エータおよび油圧系統のコンパクト設計が可能になり、
しかもヘリコプタの飛行特性等が向上する。
【図1】本発明の一実施例を示す部分斜視図である。
【図2】フラップ駆動機構の各例を示す。
【図3】フラップの形状の各種例を示す部分平面図であ
る。
る。
【図4】従来のヘリコプタロータの一例を示す部分斜視
図である。
図である。
11 ブレード 12 主ロータ軸 13 フラップ 14 ヒンジライン 15、16 ヒンジ 17 プッシュプルロッド 18 アクチュエータ 20 ラック 21 ピニオン 22 サーボモータ C ロータ回転中心 G フラップ重心 L 直線 CF 遠心力 F1、F2、F3 分力
Claims (1)
- 【請求項1】 ブレードに対して角変位自在にフラップ
を軸支するヒンジが取付けられたフラップ付きヘリコプ
タロータにおいて、 ロータ回転中心およびフラップ重心を通る直線に対して
平行になるようにヒンジラインを形成したことを特徴と
するフラップ付きヘリコプタロータ。
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP7068415A JP2617281B2 (ja) | 1995-03-27 | 1995-03-27 | フラップ付きヘリコプタロータ |
US08/607,103 US5639215A (en) | 1995-03-27 | 1996-02-26 | Helicopter rotor equipped with flaps |
DE69606212T DE69606212T2 (de) | 1995-03-27 | 1996-03-01 | Hubschrauberrotor mit Klappen |
EP96200549A EP0734947B1 (en) | 1995-03-27 | 1996-03-01 | Helicopter rotor equipped with flaps |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP7068415A JP2617281B2 (ja) | 1995-03-27 | 1995-03-27 | フラップ付きヘリコプタロータ |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH08258795A true JPH08258795A (ja) | 1996-10-08 |
JP2617281B2 JP2617281B2 (ja) | 1997-06-04 |
Family
ID=13373032
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP7068415A Expired - Fee Related JP2617281B2 (ja) | 1995-03-27 | 1995-03-27 | フラップ付きヘリコプタロータ |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5639215A (ja) |
EP (1) | EP0734947B1 (ja) |
JP (1) | JP2617281B2 (ja) |
DE (1) | DE69606212T2 (ja) |
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WO1999012809A1 (fr) * | 1996-03-11 | 1999-03-18 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Systeme de commande de rotor |
US6273681B1 (en) | 1999-03-03 | 2001-08-14 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Rotor blade flap driving apparatus |
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JP2009538773A (ja) * | 2006-05-31 | 2009-11-12 | エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 航空機に空気力学的抵抗を発生させる方法及び装置 |
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JP3053620B1 (ja) * | 1999-02-25 | 2000-06-19 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | ロ―タブレ―ドのフラップ駆動装置 |
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