JPH1035591A - プロペラ - Google Patents
プロペラInfo
- Publication number
- JPH1035591A JPH1035591A JP9104776A JP10477697A JPH1035591A JP H1035591 A JPH1035591 A JP H1035591A JP 9104776 A JP9104776 A JP 9104776A JP 10477697 A JP10477697 A JP 10477697A JP H1035591 A JPH1035591 A JP H1035591A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- propeller
- wing tip
- blade
- leading edge
- edge
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/463—Blade tips
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 衝撃が航空機の胴体にぶつかって客室内に騒
音が伝わり、乗客に不快感を与えるようなことがなく、
また、遷移飛行中に、プロップ・ロータの羽根からの騒
音と羽根による渦の相互作用のため、降下飛行中の航空
機の運転に対して飛行制限を課す必要がないプロペラを
提供する。 【解決手段】 プロペラ１０ａは、複数のプロペラ羽根
９ａからなる。各プロペラ羽根は、中央のプロペラディ
スク１２ａに取着される根元端部１１ａと、該根元端部
から延びると共に、前縁１４ａ及び後縁１５ａの間を翼
弦方向に延びる翼状断面の中間部分１３ａとを有する。
根元端部から離間した中間部分の端部のところに翼端１
９を有し、該翼端は、中間部分の前縁との結合部２１か
ら前方に延びる前縁部分２０を有していて、この結合部
のところでプロペラ羽根の前縁に不連続性もしくは切込
み２５を設けている。
音が伝わり、乗客に不快感を与えるようなことがなく、
また、遷移飛行中に、プロップ・ロータの羽根からの騒
音と羽根による渦の相互作用のため、降下飛行中の航空
機の運転に対して飛行制限を課す必要がないプロペラを
提供する。 【解決手段】 プロペラ１０ａは、複数のプロペラ羽根
９ａからなる。各プロペラ羽根は、中央のプロペラディ
スク１２ａに取着される根元端部１１ａと、該根元端部
から延びると共に、前縁１４ａ及び後縁１５ａの間を翼
弦方向に延びる翼状断面の中間部分１３ａとを有する。
根元端部から離間した中間部分の端部のところに翼端１
９を有し、該翼端は、中間部分の前縁との結合部２１か
ら前方に延びる前縁部分２０を有していて、この結合部
のところでプロペラ羽根の前縁に不連続性もしくは切込
み２５を設けている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、プロペラに関し、
限定する意味ではないが、特に、主翼両端に回転翼をも
つティルトウイングもしくはティルトロータ航空機のよ
うな垂直離着機（ＶＴＯＬ）のプロップ・ロータのため
のプロペラに関するものである。しかし、本発明は、通
常の固定翼航空機のプロペラにも適用しうる。
限定する意味ではないが、特に、主翼両端に回転翼をも
つティルトウイングもしくはティルトロータ航空機のよ
うな垂直離着機（ＶＴＯＬ）のプロップ・ロータのため
のプロペラに関するものである。しかし、本発明は、通
常の固定翼航空機のプロペラにも適用しうる。
【０００２】
【従来の技術及び課題】ティルトロータ及びティルトウ
イングのＶＴＯＬ航空機は、プロップ・ロータの設計に
対して重要な要求をしている。特に、プロップ・ロータ
は、航空機がホバリング（空中停止飛行）したり上昇飛
行したりするのを可能にするために十分な静止スラスト
を提供することができなければならず、また、プロップ
・ロータが主として軸流の中にある場合に、経済的な巡
航高度において例えば３５０ノットに達する速度で航空
機を推進するためのプロペラとして動作するのに適切な
推進力を提供しなければならない。
イングのＶＴＯＬ航空機は、プロップ・ロータの設計に
対して重要な要求をしている。特に、プロップ・ロータ
は、航空機がホバリング（空中停止飛行）したり上昇飛
行したりするのを可能にするために十分な静止スラスト
を提供することができなければならず、また、プロップ
・ロータが主として軸流の中にある場合に、経済的な巡
航高度において例えば３５０ノットに達する速度で航空
機を推進するためのプロペラとして動作するのに適切な
推進力を提供しなければならない。
【０００３】ホバリングのために必要な推進力を限られ
た直径のプロップ・ロータから提供するためには、重量
が所望値よりも大きくなり且つ飛行機モードにおいて必
要な羽根面積との不整合になるような過大な翼弦幅をプ
ロップ・ロータが有しているのでなければ、大きな翼端
速度が必要である。航空機がホバリングしたり上昇飛行
したりするのを可能にするためにプロップ・ロータがロ
ータとして動作するときと、航空機が巡航飛行する際に
プロペラとして動作するときとの推進力の可能出力（th
rust capability)の整合を得るために、翼端速度は、航
空機が巡航飛行しているときに、減少されうるが、それ
でも翼端のマッハ数は高い値に留まっている。
た直径のプロップ・ロータから提供するためには、重量
が所望値よりも大きくなり且つ飛行機モードにおいて必
要な羽根面積との不整合になるような過大な翼弦幅をプ
ロップ・ロータが有しているのでなければ、大きな翼端
速度が必要である。航空機がホバリングしたり上昇飛行
したりするのを可能にするためにプロップ・ロータがロ
ータとして動作するときと、航空機が巡航飛行する際に
プロペラとして動作するときとの推進力の可能出力（th
rust capability)の整合を得るために、翼端速度は、航
空機が巡航飛行しているときに、減少されうるが、それ
でも翼端のマッハ数は高い値に留まっている。
【０００４】従って、衝撃が翼端のところで翼表面に垂
直に生じて、プロペラ羽根の先端から半径方向の外方に
伝播し、そして、特に少なくとも航空機が巡航飛行して
いるときには、衝撃が航空機の胴体にぶつかる。そのた
め、航空機の客室内に騒音が伝わって、乗客に相当な不
快感を与える。また、ティルトロータ航空機では、ホバ
リングを行うために必要な位置と巡航飛行のために必要
な位置との間にプロップ・ロータが方向を変えるとき、
即ち遷移飛行中に、プロップ・ロータの羽根からの騒音
と羽根による渦の相互作用が問題になる。これは、降下
飛行中の航空機の運転に対して飛行制限を課す必要があ
ることを意味している。
直に生じて、プロペラ羽根の先端から半径方向の外方に
伝播し、そして、特に少なくとも航空機が巡航飛行して
いるときには、衝撃が航空機の胴体にぶつかる。そのた
め、航空機の客室内に騒音が伝わって、乗客に相当な不
快感を与える。また、ティルトロータ航空機では、ホバ
リングを行うために必要な位置と巡航飛行のために必要
な位置との間にプロップ・ロータが方向を変えるとき、
即ち遷移飛行中に、プロップ・ロータの羽根からの騒音
と羽根による渦の相互作用が問題になる。これは、降下
飛行中の航空機の運転に対して飛行制限を課す必要があ
ることを意味している。
【０００５】例えば英国特許第１５３８０５５号明細書
に示されているように、大きな迎え角では、ヘリコプタ
の主サステイニングロータの後退羽根の性能が、この主
サステイニングロータの羽根に、後方に後退した翼端縁
を与えることにより、向上できることは既知である。
に示されているように、大きな迎え角では、ヘリコプタ
の主サステイニングロータの後退羽根の性能が、この主
サステイニングロータの羽根に、後方に後退した翼端縁
を与えることにより、向上できることは既知である。
【０００６】また、上記英国特許は、ヘリコプタロータ
の前進羽根に対して衝撃が高速で発達することは、後退
した翼端形状により抑止できることを開示している。
の前進羽根に対して衝撃が高速で発達することは、後退
した翼端形状により抑止できることを開示している。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明の第１の側面によ
ると、複数のプロペラ羽根からなり、各プロペラ羽根
が、中央のプロペラディスクに取着される根元端部と、
該根元端部から延びると共に、前縁及び後縁の間を翼弦
方向に延びる、ほぼ翼状の断面を有する中間部分と、前
記根元端部から離間した前記中間部分の端部のところに
翼端を有し、該翼端は、前記中間部分の前縁との結合部
から前方に延びる前縁部分を有していて、前記結合部の
ところで前記プロペラ羽根の前縁に不連続性もしくは切
込みを設けているプロペラが提供される。
ると、複数のプロペラ羽根からなり、各プロペラ羽根
が、中央のプロペラディスクに取着される根元端部と、
該根元端部から延びると共に、前縁及び後縁の間を翼弦
方向に延びる、ほぼ翼状の断面を有する中間部分と、前
記根元端部から離間した前記中間部分の端部のところに
翼端を有し、該翼端は、前記中間部分の前縁との結合部
から前方に延びる前縁部分を有していて、前記結合部の
ところで前記プロペラ羽根の前縁に不連続性もしくは切
込みを設けているプロペラが提供される。
【０００８】従って、ヘリコプタの主サステイニングロ
ータについて英国特許第１５３８０５５号明細書に記載
され確定された技術は、プロペラの設計に有利に適用し
うることが分かった。
ータについて英国特許第１５３８０５５号明細書に記載
され確定された技術は、プロペラの設計に有利に適用し
うることが分かった。
【０００９】前記プロペラ羽根の前記翼端の前記前縁部
分は、前記中間部分の前記前縁との前記結合部から、前
記中間部分の前記前縁の前方に位置した第１の部位のと
ころまで延びていてよい。前記プロペラ羽根の前記翼端
は、前記第１の部位から第２の部位まで後方に後退する
第２の前縁部分を有することができる。前記プロペラ羽
根の前記翼端は、前記第２の前縁部分よりも大きい後退
量で後方に後退すると共に、第３の部位まで延びる翼端
縁部を有しうる。好適には、前記翼端の前記第２の前縁
部分は、湾曲した接合部により前記翼端縁部に合成され
ている。前記プロペラ羽根の前記翼端は、前記中間部分
の後縁との結合部から前記第３の部位まで延びる後方に
後退した後縁を更に含むことができる。従って、前記プ
ロペラ羽根の前記後退した翼端は、前記中間部分の前記
前縁及び後縁間の翼弦寸法よりも大きい翼弦寸法を有す
る。
分は、前記中間部分の前記前縁との前記結合部から、前
記中間部分の前記前縁の前方に位置した第１の部位のと
ころまで延びていてよい。前記プロペラ羽根の前記翼端
は、前記第１の部位から第２の部位まで後方に後退する
第２の前縁部分を有することができる。前記プロペラ羽
根の前記翼端は、前記第２の前縁部分よりも大きい後退
量で後方に後退すると共に、第３の部位まで延びる翼端
縁部を有しうる。好適には、前記翼端の前記第２の前縁
部分は、湾曲した接合部により前記翼端縁部に合成され
ている。前記プロペラ羽根の前記翼端は、前記中間部分
の後縁との結合部から前記第３の部位まで延びる後方に
後退した後縁を更に含むことができる。従って、前記プ
ロペラ羽根の前記後退した翼端は、前記中間部分の前記
前縁及び後縁間の翼弦寸法よりも大きい翼弦寸法を有す
る。
【００１０】このようにして、後退が外側領域に適用さ
れたときの縦揺れモーメントのバランスを維持するため
にヘリコプタの主サステイニングロータに対して設けら
れた、不連続性もしくは切込みをもたらすために翼端に
ある前方への延びにより、上記切込みに近い翼端に対す
る衝撃強度を緩和する点で好適な、プロペラ羽根に対す
る空力的干渉効果をもたらすことが分かった。切込みの
ところにある、羽根の前縁における翼弦方向の片寄りが
圧力場の不整合を導くため、プロペラ羽根においては、
衝撃が生じて翼端を越えて半径方向の外方に伝播する傾
向が非常に軽減される。迎え角即ち負荷が増大するとき
に、切込みの近くの吸引領域もしくは超速度（super ve
locity）が前方に移動するので、不整合が持続される。
従って、発生した衝撃は切込みのところで途切れる。平
面図形(planform)によるこの好適な空力干渉効果が、後
退により即ち翼形厚さ対翼弦の比により得ることができ
る効果に加わる。
れたときの縦揺れモーメントのバランスを維持するため
にヘリコプタの主サステイニングロータに対して設けら
れた、不連続性もしくは切込みをもたらすために翼端に
ある前方への延びにより、上記切込みに近い翼端に対す
る衝撃強度を緩和する点で好適な、プロペラ羽根に対す
る空力的干渉効果をもたらすことが分かった。切込みの
ところにある、羽根の前縁における翼弦方向の片寄りが
圧力場の不整合を導くため、プロペラ羽根においては、
衝撃が生じて翼端を越えて半径方向の外方に伝播する傾
向が非常に軽減される。迎え角即ち負荷が増大するとき
に、切込みの近くの吸引領域もしくは超速度（super ve
locity）が前方に移動するので、不整合が持続される。
従って、発生した衝撃は切込みのところで途切れる。平
面図形(planform)によるこの好適な空力干渉効果が、後
退により即ち翼形厚さ対翼弦の比により得ることができ
る効果に加わる。
【００１１】本発明によるプロペラの羽根においては、
翼形キャンバーが切込みの外側で減少するので、切込み
の外側の翼弦寸法の増加は、一様な循環分布（circulat
iondistribution）を助成にすると共に、外側の翼形の
厚さ対翼弦の比を減少させるのに都合がよい。そのた
め、この領域における２次元の翼上にさもなければ存在
する局部的な超速度により衝撃が発生する傾向は更に減
少される。従って、切込みの外側における衝撃強度の減
少は、前述したように切込みによりもたらされる平面図
形の片寄りの好適な３次元空力干渉効果による、翼の２
次元特性のみを考慮することにより期待される減少より
も大きい。
翼形キャンバーが切込みの外側で減少するので、切込み
の外側の翼弦寸法の増加は、一様な循環分布（circulat
iondistribution）を助成にすると共に、外側の翼形の
厚さ対翼弦の比を減少させるのに都合がよい。そのた
め、この領域における２次元の翼上にさもなければ存在
する局部的な超速度により衝撃が発生する傾向は更に減
少される。従って、切込みの外側における衝撃強度の減
少は、前述したように切込みによりもたらされる平面図
形の片寄りの好適な３次元空力干渉効果による、翼の２
次元特性のみを考慮することにより期待される減少より
も大きい。
【００１２】後退がプロペラ羽根の翼端に沿って徐々に
増大することを可能にすることにより、圧縮性効果（co
mpressibility effects)の持続的な抑制が行われる。従
って、後退した翼端縁を備えたときのプロペラ羽根に対
する衝撃の発生は、もっと大きな翼端速度になるまで遅
延される。また、最翼端縁における後退の程度が大きい
と、羽根の外側領域において翼端で偶発的に発生するこ
とがある弱い衝撃が翼端の縁を越えて伝播するのが防止
される。
増大することを可能にすることにより、圧縮性効果（co
mpressibility effects)の持続的な抑制が行われる。従
って、後退した翼端縁を備えたときのプロペラ羽根に対
する衝撃の発生は、もっと大きな翼端速度になるまで遅
延される。また、最翼端縁における後退の程度が大きい
と、羽根の外側領域において翼端で偶発的に発生するこ
とがある弱い衝撃が翼端の縁を越えて伝播するのが防止
される。
【００１３】前記プロペラ羽根の前記翼端の、前方に延
びる縁部部分は、前記プロペラ羽根の前記中間部分の前
記前縁と前記結合部で連絡した丸味付き部分を有しう
る。同様に、前記プロペラ羽根の前記翼端の前記第１の
前縁部分及び前記第２の前縁部分は丸味付き部分により
連絡しうる。
びる縁部部分は、前記プロペラ羽根の前記中間部分の前
記前縁と前記結合部で連絡した丸味付き部分を有しう
る。同様に、前記プロペラ羽根の前記翼端の前記第１の
前縁部分及び前記第２の前縁部分は丸味付き部分により
連絡しうる。
【００１４】好適には、前記プロペラ羽根の前記翼端の
外側領域は、翼端縁に向かって厚さが徐々に減少してい
る。
外側領域は、翼端縁に向かって厚さが徐々に減少してい
る。
【００１５】以上のような特徴は、前進羽根の性能を制
限することになる高い制御負荷を避けるために、ヘリコ
プタの主サステイニングロータに関して重要であり、ま
た、航空機の遠距離電磁界における騒音抑制の点で音響
上の有意な利点をもたらす。
限することになる高い制御負荷を避けるために、ヘリコ
プタの主サステイニングロータに関して重要であり、ま
た、航空機の遠距離電磁界における騒音抑制の点で音響
上の有意な利点をもたらす。
【００１６】ティルトロータ又はティルトウイングのＶ
ＴＯＬ航空機や、非常に負荷がかかった、大きな翼端速
度のプロペラ羽根を有する通常の固定翼航空機について
は、近距離場の騒音が重要である。近距離場において翼
端から発した衝撃を通過させること（passing)は、正確
には、プロペラが胴体の側部に接近していてロータ羽根
により発生された衝撃が胴体表面にぶつかるときに激し
くなる客室の騒音のためである。
ＴＯＬ航空機や、非常に負荷がかかった、大きな翼端速
度のプロペラ羽根を有する通常の固定翼航空機について
は、近距離場の騒音が重要である。近距離場において翼
端から発した衝撃を通過させること（passing)は、正確
には、プロペラが胴体の側部に接近していてロータ羽根
により発生された衝撃が胴体表面にぶつかるときに激し
くなる客室の騒音のためである。
【００１７】従って、本発明は、改良式ヘリコプタのロ
ータ羽根の特徴のうちの少なくとも幾つかをプロペラ羽
根において使用可能とする。ティルトウイング又はティ
ルトロータの性能を有するＶＴＯＬ航空機においては、
かかるプロペラ羽根を備えたプロップ・ロータがロータ
として動作しているとき、ヘリコプタのロータにこれら
の特徴を設けることによる既知の主な利点を享受するこ
とができる。
ータ羽根の特徴のうちの少なくとも幾つかをプロペラ羽
根において使用可能とする。ティルトウイング又はティ
ルトロータの性能を有するＶＴＯＬ航空機においては、
かかるプロペラ羽根を備えたプロップ・ロータがロータ
として動作しているとき、ヘリコプタのロータにこれら
の特徴を設けることによる既知の主な利点を享受するこ
とができる。
【００１８】所望ならば、少なくとも前記プロペラ羽根
の前記中間部分が実質的に螺旋形のねじり部を有するこ
とができ、また、少なくとも前記翼端の外側領域は下反
りでよい。ヘリコプタへの適用例においては、主サステ
イニングロータの羽根にかかる下反りを用いることは、
ホバリングに必要な動力を低減することが分かった。こ
の利点は、ホバリングモードで飛行しているときのティ
ルトロータ又はティルトウイング航空機にも同様に適用
される。翼端の外側領域のところで下反りを採用してい
る本発明によるプロペラ羽根は、軸流高速巡航の状況に
おいて有害ではない。従って、ホバリングに必要な動力
がティルトロータ又はティルトウイングの航空機につい
ては減少され、通常のプロペラに関する所定動力のため
の静止スラストを増大する可能性がある。
の前記中間部分が実質的に螺旋形のねじり部を有するこ
とができ、また、少なくとも前記翼端の外側領域は下反
りでよい。ヘリコプタへの適用例においては、主サステ
イニングロータの羽根にかかる下反りを用いることは、
ホバリングに必要な動力を低減することが分かった。こ
の利点は、ホバリングモードで飛行しているときのティ
ルトロータ又はティルトウイング航空機にも同様に適用
される。翼端の外側領域のところで下反りを採用してい
る本発明によるプロペラ羽根は、軸流高速巡航の状況に
おいて有害ではない。従って、ホバリングに必要な動力
がティルトロータ又はティルトウイングの航空機につい
ては減少され、通常のプロペラに関する所定動力のため
の静止スラストを増大する可能性がある。
【００１９】ヘリコプタの通常の主サステイニングロー
タにある後退翼端縁の重要な利点は、失速フラッターの
傾向を抑制する能力であり、また、ＶＴＯＬのティルト
ウイング又はティルトロータ航空機に適用されるときに
は、静的条件における疲労荷重及び振動の成長により、
プロペラ、特にプロップ・ロータの性能に対する限界と
なる失速フラッターを抑制することができる。
タにある後退翼端縁の重要な利点は、失速フラッターの
傾向を抑制する能力であり、また、ＶＴＯＬのティルト
ウイング又はティルトロータ航空機に適用されるときに
は、静的条件における疲労荷重及び振動の成長により、
プロペラ、特にプロップ・ロータの性能に対する限界と
なる失速フラッターを抑制することができる。
【００２０】本発明によるプロペラ羽根は、米国特許第
５,４９２,４４８号明細書に開示されているように、ヘ
リコプタの主サステイニングロータの大きく負荷されて
いる羽根に用いられているような後縁近くのフラップ状
の装置を備えることができる。
５,４９２,４４８号明細書に開示されているように、ヘ
リコプタの主サステイニングロータの大きく負荷されて
いる羽根に用いられているような後縁近くのフラップ状
の装置を備えることができる。
【００２１】
【発明の実施の形態】図１を参照すると、複数の羽根の
うちの１つのみを示す通常のプロペラ１０が描かれてい
る。各羽根９は、プロペラディスク又はハブ１２に取り
付けられる根元端部１１を備えており、このプロペラハ
ブ１２によりプロペラ１０が回転軸線Ａを中心として回
転される。
うちの１つのみを示す通常のプロペラ１０が描かれてい
る。各羽根９は、プロペラディスク又はハブ１２に取り
付けられる根元端部１１を備えており、このプロペラハ
ブ１２によりプロペラ１０が回転軸線Ａを中心として回
転される。
【００２２】該羽根９は更に、前縁１４と後縁１５との
間に延在する翼形断面の中間部分１３を備え、前縁及び
後縁間が翼弦寸法ｄである。この例において、翼弦寸法
は根元端部１１から翼端縁１６に向かって減少してお
り、中間部分１３は、根元端部１１及び翼端縁１６の間
でほぼ螺旋状に捩られた形状のものである。羽根９のピ
ッチ角は、軸線Ｂ−Ｂ回りの回転により、発生したスラ
ストの制御手段を提供するように、変更できる。固定翼
航空機における通常のプロペラとして使用される場合、
ピッチ角は、全ての羽根について同じであるが、ＶＴＯ
Ｌ航空機のプロップ・ロータについては、ピッチ角は、
ヘリコプタのサステイニングロータと同様に、回転と共
に周期的にもしくはサイクリックに変更して、遷移的な
運転の間の制御を可能にすることができる。
間に延在する翼形断面の中間部分１３を備え、前縁及び
後縁間が翼弦寸法ｄである。この例において、翼弦寸法
は根元端部１１から翼端縁１６に向かって減少してお
り、中間部分１３は、根元端部１１及び翼端縁１６の間
でほぼ螺旋状に捩られた形状のものである。羽根９のピ
ッチ角は、軸線Ｂ−Ｂ回りの回転により、発生したスラ
ストの制御手段を提供するように、変更できる。固定翼
航空機における通常のプロペラとして使用される場合、
ピッチ角は、全ての羽根について同じであるが、ＶＴＯ
Ｌ航空機のプロップ・ロータについては、ピッチ角は、
ヘリコプタのサステイニングロータと同様に、回転と共
に周期的にもしくはサイクリックに変更して、遷移的な
運転の間の制御を可能にすることができる。
【００２３】使用中に、羽根９が軸線Ａの回りに回転す
るとき、衝撃は、符号Ｃで示すように、羽根９の外端に
向かって上側表面に発生し、翼端縁１６を越えて外方に
伝播し、矢印Ｄで示すように近距離場に伝わる。
るとき、衝撃は、符号Ｃで示すように、羽根９の外端に
向かって上側表面に発生し、翼端縁１６を越えて外方に
伝播し、矢印Ｄで示すように近距離場に伝わる。
【００２４】プロペラ１０がティルトロータ又はティル
トウイングのＶＴＯＬ航空機においてプロップ・ロータ
として用いられるときには、同プロペラは、軸線Ａがほ
ぼ垂直に延びて航空機がホバリング及び上昇飛行できる
第１の方向もしくは位置において、ロータとして動作す
ると共に、軸線Ａが航空機の運動の方向にほぼ水平に延
びる第２の方向もしくは位置において動作して、プロペ
ラ１０が軸方向の気流中にあって航空機の巡航飛行を可
能とする。勿論、プロペラ１０は、同プロペラが低い対
気速度で持続飛行（sustaining flight)しながら若干の
推進を与える役割を遂行するときには、第１の位置及び
第２の位置の間で遷移モードでも動作する。
トウイングのＶＴＯＬ航空機においてプロップ・ロータ
として用いられるときには、同プロペラは、軸線Ａがほ
ぼ垂直に延びて航空機がホバリング及び上昇飛行できる
第１の方向もしくは位置において、ロータとして動作す
ると共に、軸線Ａが航空機の運動の方向にほぼ水平に延
びる第２の方向もしくは位置において動作して、プロペ
ラ１０が軸方向の気流中にあって航空機の巡航飛行を可
能とする。勿論、プロペラ１０は、同プロペラが低い対
気速度で持続飛行（sustaining flight)しながら若干の
推進を与える役割を遂行するときには、第１の位置及び
第２の位置の間で遷移モードでも動作する。
【００２５】限定の意味ではないが、特に、プロップ・
ロータのプロペラ１０が巡航飛行のための推進を与える
ときの方向もしくは位置にあるとき、翼端縁１６を越え
て伝播する衝撃は、航空機の胴体にぶつかるので、翼端
縁１６に接近する航空機客室内にいる乗客を不快にす
る。このプロペラ１０が固定翼航空機において通常のプ
ロペラとして使用されるときにも、同様の問題がある。
ロータのプロペラ１０が巡航飛行のための推進を与える
ときの方向もしくは位置にあるとき、翼端縁１６を越え
て伝播する衝撃は、航空機の胴体にぶつかるので、翼端
縁１６に接近する航空機客室内にいる乗客を不快にす
る。このプロペラ１０が固定翼航空機において通常のプ
ロペラとして使用されるときにも、同様の問題がある。
【００２６】図２を参照すると、図１において符号１０
で示されたものに類似する本発明のプロペラ１０ａの羽
根９ａが示されている。同様の部分には、同一の符号に
文字“ａ”が付されている。この実施形態においては、
翼端１９は前側領域１７及び後側領域１８を含んでい
る。
で示されたものに類似する本発明のプロペラ１０ａの羽
根９ａが示されている。同様の部分には、同一の符号に
文字“ａ”が付されている。この実施形態においては、
翼端１９は前側領域１７及び後側領域１８を含んでい
る。
【００２７】翼端１９は、羽根１０ａの中間部分１３ａ
の前縁１４ａとの結合部２１から前方へ、中間部分１３
ａの前縁１４ａの前方に位置した第１の部位Ｐ１まで延
びる第１の前縁部分２０と、第１の部位Ｐ１から第２の
部位Ｐ２まで後方に後退した第２の前縁部分２２とを有
し、翼端縁１６ａは第２の部位Ｐ２から第３の部位Ｐ３
まで後方に後退されていて、該第２の部位Ｐ２は、好適
な実施形態においては下反りもしくは羽根ドループ（垂
下）を含む大きく後退した最翼端縁１６ａと、第２の前
縁部分２２との間の合成湾曲接合部内に含まれる。
の前縁１４ａとの結合部２１から前方へ、中間部分１３
ａの前縁１４ａの前方に位置した第１の部位Ｐ１まで延
びる第１の前縁部分２０と、第１の部位Ｐ１から第２の
部位Ｐ２まで後方に後退した第２の前縁部分２２とを有
し、翼端縁１６ａは第２の部位Ｐ２から第３の部位Ｐ３
まで後方に後退されていて、該第２の部位Ｐ２は、好適
な実施形態においては下反りもしくは羽根ドループ（垂
下）を含む大きく後退した最翼端縁１６ａと、第２の前
縁部分２２との間の合成湾曲接合部内に含まれる。
【００２８】従って、翼端１９は、翼端の直ぐ内側にお
ける中間部分１３ａの翼弦寸法ｄ１よりも大きな翼弦寸
法ｄ２を有する。翼端１９の外側領域は、符号１６ａで
示す翼端縁に向かって厚さが徐々に減少されていてよ
い。
ける中間部分１３ａの翼弦寸法ｄ１よりも大きな翼弦寸
法ｄ２を有する。翼端１９の外側領域は、符号１６ａで
示す翼端縁に向かって厚さが徐々に減少されていてよ
い。
【００２９】このように、本発明によるプロペラ１０ａ
の羽根９ａにおいては、ノッチもしくは切込み２５があ
り、そこで羽根９ａの中間部分１３ａが翼端１９と合体
する。
の羽根９ａにおいては、ノッチもしくは切込み２５があ
り、そこで羽根９ａの中間部分１３ａが翼端１９と合体
する。
【００３０】図３を参照すると、羽根９ａに沿って発生
した衝撃（概略的に図示）は、符号Ｅで示された領域に
おいては切込み２５の近くで途切れており、従って、不
連続性もしくは切込み２５を設けたことにより生ずる好
適な空力的干渉効果のために、衝撃は翼端縁１６ａを越
えて伝播されない。更に、翼端縁１６ａの後退した端部
形状のために、翼端１９のところで衝撃が再発生する可
能性はない。従って、翼端１９の表面上の衝撃が抑制さ
れたので、衝撃が半径方向に翼端を越えて拡がることは
最早なく、航空機の客室に向かう音響波の伝播を無くす
か、又は少なくとも軽減することができる。
した衝撃（概略的に図示）は、符号Ｅで示された領域に
おいては切込み２５の近くで途切れており、従って、不
連続性もしくは切込み２５を設けたことにより生ずる好
適な空力的干渉効果のために、衝撃は翼端縁１６ａを越
えて伝播されない。更に、翼端縁１６ａの後退した端部
形状のために、翼端１９のところで衝撃が再発生する可
能性はない。従って、翼端１９の表面上の衝撃が抑制さ
れたので、衝撃が半径方向に翼端を越えて拡がることは
最早なく、航空機の客室に向かう音響波の伝播を無くす
か、又は少なくとも軽減することができる。
【００３１】本発明の範囲から逸脱することなく種々の
変形が可能である。例えば、本発明は、ＶＴＯＬティル
トウイング又はティルトロータ航空機のプロップ・ロー
タ羽根９ａに関して特に説明したが、本発明は、通常の
固定翼航空機の非常に負荷がかけられたプロペラ羽根に
も、限定されるわけではないが、適用しうる。
変形が可能である。例えば、本発明は、ＶＴＯＬティル
トウイング又はティルトロータ航空機のプロップ・ロー
タ羽根９ａに関して特に説明したが、本発明は、通常の
固定翼航空機の非常に負荷がかけられたプロペラ羽根に
も、限定されるわけではないが、適用しうる。
【００３２】翼端１９は、図２及び図３に示した形状の
ものである必要はなく、色々と変更しうる。例えば、図
示の実施形態においては、後方に後退した翼端縁１６ａ
は、翼端１９の隣接する第２の前縁部分２２よりも実質
的に大きな後退量のものであるが、図示の場合よりも相
対的にもっと大きな又はもっと小さな後退量のものでも
よい。また、好ましくは、第２の前縁部分２２及び後方
に後退した翼端縁１６ａの間の第２の部位Ｐ２は、この
第２の前縁部分２２及び後方に後退した翼端縁１６ａが
互いに合成した湾曲接合部内に含まれているが、第２の
部位Ｐ２はもっと急な設計とすることができる。
ものである必要はなく、色々と変更しうる。例えば、図
示の実施形態においては、後方に後退した翼端縁１６ａ
は、翼端１９の隣接する第２の前縁部分２２よりも実質
的に大きな後退量のものであるが、図示の場合よりも相
対的にもっと大きな又はもっと小さな後退量のものでも
よい。また、好ましくは、第２の前縁部分２２及び後方
に後退した翼端縁１６ａの間の第２の部位Ｐ２は、この
第２の前縁部分２２及び後方に後退した翼端縁１６ａが
互いに合成した湾曲接合部内に含まれているが、第２の
部位Ｐ２はもっと急な設計とすることができる。
【００３３】翼端１９は、図示のように後方に且つ外方
に後退していることが好ましいが、このように設計する
ことは、全ての翼端に必須ではない。
に後退していることが好ましいが、このように設計する
ことは、全ての翼端に必須ではない。
【００３４】前述した発明の詳細な説明、特許請求の範
囲又は添付図面において開示され、特定の実施形態で、
或いは開示した機能を遂行するための手段又は開示され
た結果を実現するための方法又は過程の見地から適切な
ものとして説明された種々の特徴は、本発明を種々の形
態で実現するために、それ等単独で又は組み合わせて使
用しうる。
囲又は添付図面において開示され、特定の実施形態で、
或いは開示した機能を遂行するための手段又は開示され
た結果を実現するための方法又は過程の見地から適切な
ものとして説明された種々の特徴は、本発明を種々の形
態で実現するために、それ等単独で又は組み合わせて使
用しうる。
【図１】 従来のプロペラの一部の図である。
【図２】 本発明によるプロペラの、図１と同様の図で
ある。
ある。
【図３】 羽根の先端に向かう衝撃の先端がどのように
して途切れるかを示すためた、図２に示すプロペラの羽
根の外端を拡大した詳細図である。
して途切れるかを示すためた、図２に示すプロペラの羽
根の外端を拡大した詳細図である。
９ａ…羽根（プロペラ羽根）、１０ａ…プロペラ、１１
ａ…根元端部、１２ａ…プロペラハブもしくはディス
ク、１３ａ…中間部分、１４ａ…前縁、１５ａ…後縁、
１６ａ…翼端縁、１７…前側領域、１８…後側領域、１
９…翼端、２０…第１の前縁部分、２１…結合部、２２
…第２の前縁部分、２５…切込み、ｄ１…翼弦寸法、ｄ
２…翼弦寸法、Ｐ１…第１の部位、Ｐ２…第２の部位、
Ｐ３…第３の部位。
ａ…根元端部、１２ａ…プロペラハブもしくはディス
ク、１３ａ…中間部分、１４ａ…前縁、１５ａ…後縁、
１６ａ…翼端縁、１７…前側領域、１８…後側領域、１
９…翼端、２０…第１の前縁部分、２１…結合部、２２
…第２の前縁部分、２５…切込み、ｄ１…翼弦寸法、ｄ
２…翼弦寸法、Ｐ１…第１の部位、Ｐ２…第２の部位、
Ｐ３…第３の部位。
フロントページの続き (71)出願人 596135825 ＷＥＳＴＬＡＮＤ ＷＯＲＫＳ， ＹＥＯ ＶＩＬ， ＳＯＭＥＲＳＥＴ ＢＡ20 ２ ＹＢ， ＵＮＩＴＥＤ ＫＩＮＧＤＯＭ (72)発明者 アラン・ブロックルハースト イギリス国、ドーセット・ディティ９・６ エスジー、シャーボーン、ブラッドフォー ド・アバス、クロス・ロード ９、“ソレ ント" (72)発明者 ロバート・ジョン・ハリソン イギリス国、サマーセット、サウス・ピサ ートン、ウエスト・ランブルック 723、 ウィステリア・コテッジ
Claims (14)
- 【請求項１】 複数のプロペラ羽根からなり、各プロペ
ラ羽根が、中央のプロペラディスクに取着される根元端
部と、該根元端部から延びると共に、前縁及び後縁の間
を翼弦方向に延びる、ほぼ翼状の断面を有する中間部分
と、前記根元端部から離間した前記中間部分の端部のと
ころに翼端を有し、該翼端は、前記中間部分の前縁との
結合部から前方に延びる前縁部分を有していて、前記結
合部のところで前記プロペラ羽根の前縁に不連続性もし
くは切込みを設けているプロペラ。 - 【請求項２】 前記プロペラ羽根の前記翼端の前記前縁
部分は、前記中間部分の前記前縁との前記結合部から、
前記中間部分の前記前縁の前方に位置した第１の部位の
ところまで延びている請求項１に記載のプロペラ。 - 【請求項３】 前記プロペラ羽根の前記翼端は、前記第
１の部位から第２の部位まで後方に後退する第２の前縁
部分を有する請求項２に記載のプロペラ。 - 【請求項４】 前記プロペラ羽根の前記翼端は、前記第
２の前縁部分よりも大きい後退量で後方に後退すると共
に、第３の部位まで延びる翼端縁を有する請求項３に記
載のプロペラ。 - 【請求項５】 前記翼端の前記第２の前縁部分は、湾曲
接合部により前記翼端縁に合成されている請求項３又は
４に記載のプロペラ。 - 【請求項６】 前記プロペラ羽根の前記翼端は、前記中
間部分の後縁との結合部から前記第３の部位まで延びる
後方に後退した後縁を含む請求項４に記載のプロペラ。 - 【請求項７】 前記プロペラ羽根の前記後退した翼端
は、前記中間部分の前記前縁及び後縁間の翼弦寸法より
も大きい翼弦寸法を有する請求項６に記載のプロペラ。 - 【請求項８】 前記プロペラ羽根の前記翼端の、前方に
延びる縁部部分は、前記プロペラ羽根の前記中間部分の
前記前縁と前記結合部で合成されている丸味付き部分を
有する請求項１〜７のいずれか１つに記載のプロペラ。 - 【請求項９】 前記プロペラ羽根の前記翼端の前記第１
の前縁部分及び前記第２の前縁部分が丸味付き部分によ
り合成されている請求項３〜８のいずれか１つに記載の
プロペラ。 - 【請求項１０】 前記プロペラ羽根の前記翼端の外側領
域は、翼端縁に向かって太さが徐々に減少している請求
項１〜９のいずれか１つに記載のプロペラ。 - 【請求項１１】 少なくとも前記プロペラ羽根の前記中
間部分が実質的に螺旋形のねじり部を有する請求項１〜
９のいずれか１つに記載のプロペラ。 - 【請求項１２】 垂直離着機用のプロップ・ロータのた
めのものである請求項１１に記載のプロペラ。 - 【請求項１３】 少なくとも前記翼端の外側領域は下反
りである請求項１〜１２のいずれか１つに記載のプロペ
ラ。 - 【請求項１４】 複数のプロペラ羽根からなり、各プロ
ペラ羽根が、中央のプロペラディスクに取着される根元
端部と、該根元端部から延びると共に、前縁及び後縁の
間を翼弦方向に延びてほぼ翼状の断面積を有する中間部
分と、前記根元端部から離間した前記中間部分の端部の
ところに翼端を有し、該翼端は、前記中間部分の前縁と
の結合部から前方に延びる前縁部分を有していて、前記
結合部のところで前記プロペラ羽根の前縁に不連続性も
しくは切込みを設けているプロペラからなるプロップ・
ロータを有する垂直離着機。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB9608838.0 | 1996-04-30 | ||
| GB9608838A GB2312712A (en) | 1996-04-30 | 1996-04-30 | Propeller/rotor blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1035591A true JPH1035591A (ja) | 1998-02-10 |
Family
ID=10792819
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9104776A Pending JPH1035591A (ja) | 1996-04-30 | 1997-04-22 | プロペラ |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5927948A (ja) |
| EP (1) | EP0805107A3 (ja) |
| JP (1) | JPH1035591A (ja) |
| CA (1) | CA2203816C (ja) |
| GB (1) | GB2312712A (ja) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19743694C2 (de) * | 1997-10-02 | 2001-11-15 | Aloys Wobben | Rotorblatt und Windenergieanlage mit einem Rotorblatt |
| US20050281676A1 (en) * | 2004-06-16 | 2005-12-22 | Egolf Thomas A | Multi-hedral rotary wing |
| US7246998B2 (en) * | 2004-11-18 | 2007-07-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Mission replaceable rotor blade tip section |
| ES2356788B1 (es) * | 2007-12-18 | 2012-02-22 | Airbus Operations, S.L. | Método y sistema para un cálculo rápido de las fuerzas aerodinámicas en una aeronave. |
| US8066219B2 (en) * | 2008-04-25 | 2011-11-29 | Karem Aircraft, Inc. | Anhedral tip blades for tiltrotor aircraft |
| AT507091B1 (de) * | 2008-09-22 | 2010-02-15 | Walter Enthammer | Strömungsmaschine |
| US8842000B2 (en) | 2012-07-17 | 2014-09-23 | 4Front Engineered Solutions, Inc. | Fire control systems |
| US9874214B2 (en) | 2014-01-28 | 2018-01-23 | 4Front Engineered Solutions, Inc. | Fan with fan blade mounting structure |
| US10723451B2 (en) * | 2014-04-22 | 2020-07-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Propeller rotor for a vertical take off and landing aircraft |
| US9726192B2 (en) | 2015-03-31 | 2017-08-08 | Assa Abloy Entrance Systems Ab | Fan blades and associated blade tips |
| CN109071005A (zh) * | 2017-07-28 | 2018-12-21 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 螺旋桨、动力组件及飞行器 |
| WO2019227268A1 (zh) * | 2018-05-28 | 2019-12-05 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 螺旋桨组件、动力组件及飞行器 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2014242A (en) * | 1933-12-29 | 1935-09-10 | Weichwald John | Propeller |
| US2802630A (en) * | 1956-03-26 | 1957-08-13 | Northrop Aircraft Inc | Wing leading edge device |
| US3066742A (en) * | 1957-01-11 | 1962-12-04 | Georgia Tech Res Inst | Rotor blade |
| US3467197A (en) * | 1968-05-07 | 1969-09-16 | Bell Aerospace Corp | Rotor blade |
| GB1391940A (en) * | 1971-09-22 | 1975-04-23 | United Aircraft Corp | Helicopter rotor blades |
| GB1538055A (en) * | 1975-05-19 | 1979-01-10 | Westland Aircraft Ltd | Helicopter rotor blades |
| US4012172A (en) * | 1975-09-10 | 1977-03-15 | Avco Corporation | Low noise blades for axial flow compressors |
| US4130377A (en) * | 1977-07-13 | 1978-12-19 | United Technologies Corporation | Helicopter blade and rotor |
| FR2479132A1 (fr) * | 1980-03-25 | 1981-10-02 | Aerospatiale | Pale a hautes performances pour rotor d'helicoptere |
| DE3175016D1 (en) * | 1980-03-28 | 1986-09-04 | Westland Plc | Helicopter rotor blade |
| GB8815955D0 (en) * | 1988-07-05 | 1988-11-16 | Westland Helicopters | Helicopter rotor blades |
| GB9022271D0 (en) * | 1990-10-13 | 1991-02-20 | Westland Helicopters | Helicopter rotor blades |
| GB9022281D0 (en) * | 1990-10-13 | 1991-02-20 | Westland Helicopters | Helicopter rotor blades |
| GB9023141D0 (en) * | 1990-10-24 | 1991-07-10 | Westland Helicopters | Helicopter rotor blades |
| GB9112835D0 (en) * | 1991-06-14 | 1992-05-27 | Westland Helicopters | Helicopter rotor blades |
| US5337974A (en) * | 1992-04-15 | 1994-08-16 | The Boeing Company | Wing pivot structure |
-
1996
- 1996-04-30 GB GB9608838A patent/GB2312712A/en not_active Withdrawn
-
1997
- 1997-04-18 EP EP97106460A patent/EP0805107A3/en not_active Ceased
- 1997-04-22 JP JP9104776A patent/JPH1035591A/ja active Pending
- 1997-04-23 US US08/839,177 patent/US5927948A/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-04-25 CA CA002203816A patent/CA2203816C/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0805107A2 (en) | 1997-11-05 |
| EP0805107A3 (en) | 1998-03-25 |
| GB9608838D0 (en) | 1996-07-03 |
| CA2203816A1 (en) | 1997-10-30 |
| US5927948A (en) | 1999-07-27 |
| CA2203816C (en) | 2006-02-14 |
| GB2312712A (en) | 1997-11-05 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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