WO2017094297A1 - ヘリコプタ、ブレード及びロータ - Google Patents

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WO2017094297A1
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helicopter
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rotor
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Inventor
原田　正志
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国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/467—Aerodynamic features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B64C27/48—Root attachment to rotor head

Definitions

  • the present invention relates to a helicopter, a blade, and a rotor. About.
  • GEN H-4 the smallest helicopter in the world is GEN H-4 developed by GEN CORPORATION.
  • GEN H-4 employs a coaxial counter rotating rotor, rigid rotor blade, and fixed pitch rotor blade, and succeeds in simplifying the mechanism and reducing the weight by removing the complicated and heavy swash plate. is doing.
  • the posture control of the yaw is performed by the difference in the number of rotations of the upper and lower rotors, and the vertical and horizontal control is performed by weight shift.
  • the head-up moment that occurs with the increase in speed inherent in the helicopter is superior to the moment that can be generated by weight shift, and it is not possible to achieve a sufficient speed. If high-speed performance is improved, GEN H-4 is expected to play an active role as a personal flight mobile device in North America and other countries.
  • Non-Patent Document 2 and Non-Patent Document 3 the Advanced Blade Concept technology used in ShikoskyS.69 and SikoskyX2 employs a rigid rigid rotor, which suppresses the flapping motion of the blades and suppresses the upper and lower rotor spacing. It is possible to get closer. Furthermore, by causing only the forward blade to bear lift, the problem of stall of the backward blade is solved, and high speed flight is possible.
  • X2 updated the maximum speed of the helicopter in 2010 and achieved horizontal flight at 460 km / h.
  • a rigid rotor with high rigidity has a problem of great vibration and poor ride comfort. In X2, riding comfort is improved by aggressive vibration control.
  • the helicopter tail rotor also does not perform cyclic pitch control, so there is a problem that the rotating surface tilts backward as the speed increases.
  • the ⁇ three hinge described in Patent Document 1 and Non-Patent Document 4 is widely used. Since the three-hinge hinge uses the coupled motion of the feathering angle by tilting the axis of the flapping hinge, it must have a flapping hinge. In the fixed pitch coaxial counter rotating rotor with the upper and lower sides close to each other, there is a risk of contact between the upper and lower rotors, so the flapping hinge cannot be used, and this ⁇ three hinge cannot be used.
  • a fixed-pitch coaxial counter-rotating helicopter that performs control by moving the center of gravity, to which the present invention can be applied, is characterized by being small and easy to control. If the problem of being unable to fly at high speed can be solved, it can become the mainstay of autonomous UAV that can be hovered.
  • the present invention can obtain a sufficient forward speed only by weight movement or movement of a load corresponding to weight movement in a helicopter using a fixed pitch coaxial contra-rotating rotor having no swash plate. It aims at solving the problem that there is not, and also giving the safety that does not reach the excessive speed only by the movement of the weight corresponding to the weight movement or the weight movement.
  • a helicopter according to an aspect of the present invention is a fixed-pitch coaxial counter-rotating helicopter, and the rotor uses airfoil blades having a moment coefficient of 0 or negative.
  • the blade twist center or feathering shaft is provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge.
  • the blade may have an adjustment tab.
  • the rotor has a feathering shaft provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge, and a pair of blades facing each other with the main mast interposed therebetween is integrated. It has a mechanism in which the mounting angle of the blade on one side increases or decreases in the opposite phase, and a mechanism that generates a reaction force that generates a moment to return to the neutral position proportional to the feathering angle. There may be.
  • the spring constant of the mechanism that generates the reaction force may be a value that suppresses the maximum speed to a safe value.
  • a blade according to an embodiment of the present invention is a blade used in a fixed-pitch coaxial counter-rotating helicopter helicopter, using an airfoil with a moment coefficient of 0 or negative, and having a chord length of 25 from the leading edge.
  • a twist center is provided at a position within%.
  • the blade according to one aspect of the present invention may have an adjustment tab.
  • a rotor according to an embodiment of the present invention is a rotor used in a fixed-pitch coaxial counter-rotating helicopter, using an airfoil blade having a moment coefficient of 0 or negative, and a chord length from a leading edge.
  • a feathering shaft at a position within 25% of the distance and integrating a pair of opposing blades across the main mast, the mounting angle of the blade on one side increases or decreases in the opposite phase.
  • a mechanism for generating a reaction force for generating a moment to return to the neutral position proportional to the feathering angle may be a value that suppresses the maximum speed to a safe value.
  • FIG. 1A is a top view
  • FIG. 1B is a rear view
  • FIG. 1C is a side view.
  • FIG. 9 is an exploded perspective view of the rotor head of FIG. 8.
  • 6 is a graph showing calculation results of Example 1.
  • 6 is a graph showing the head-up moment of the aircraft of Example 1.
  • 6 is a perspective view of a rotor according to Embodiment 2.
  • FIG. It is a graph which shows the change of the attachment angle of the braid
  • FIG. 6 is a graph showing a lift change of Example 2. It is a graph which shows the change of the force which acts on the blade element of Example 2.
  • FIG. 6 is a graph showing changes in the head lifting moment of Example 2.
  • FIG. 1A shows a top view of this helicopter.
  • the rotor is clockwise when viewed from above, but in papers and the like, it is assumed to rotate counterclockwise at an angular velocity ⁇ (rad / s) as shown in the figure.
  • the speed 6 due to the rotation of the forward blade 1 at the radius r is r ⁇ .
  • the speed 7 due to the rotation of the backward blade 2 at the radius r is also r ⁇ .
  • the forward side total speed 8 becomes r ⁇ + V inf
  • the backward side total speed 9 becomes r ⁇ V inf .
  • the lift 10 generated by the forward blade 1 is larger than the lift 11 generated by the backward blade 2 as shown in FIG. Since the rotor is rotating here, the applied point shifts by 90 degrees in the rotational direction due to so-called gyro precession, and appears as a head-up moment 12 as shown in FIG. To be precise, the phase is delayed by 90 degrees in the case of a seesaw type rotor head. In the case of an articulated rotor head, the phase delay becomes smaller than 90 degrees as the hinge offset amount increases. In addition, the phase lag is further reduced in a rigid rotor whose flapping motion depends on the elastic deformation of the blade.
  • this phase lag is less than 90 degrees and about 70 degrees. However, since this is a coaxial counter rotating rotor, this phase delay is canceled by the upper and lower rotors, and the phase delay may be substantially 90 degrees.
  • the increase in the head lifting moment accompanying the increase in speed is also called positive stability of the speed of the helicopter, and is a safe phenomenon to suppress the increase in speed.
  • control is performed such that the attachment angle ⁇ of the forward blade 1 is smaller than the attachment angle ⁇ of the backward blade 2 so that the head-up moment 12 becomes zero.
  • the helicopter according to the first embodiment of the present invention is as follows. In a helicopter using a fixed pitch coaxial counter rotating rotor, 1. Use an airfoil with a zero or negative moment coefficient. 2. A feathering shaft is provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge.
  • the mounting angle of the blade on one side increases or decreases in opposite phases. 4). It has a mechanism that generates a reaction force that generates a moment to return to a neutral position proportional to the feathering angle.
  • the spring constant of 5.4 is a value that keeps the maximum speed to a safe value.
  • FIG. 2 shows a schematic diagram of a rotor according to the present invention.
  • the forward blade 1 and the backward blade 2 are connected by a shaft 14. Since the return spring built-in hub 15 holds the shaft 14 in a freely rotating manner, when the attachment angle ⁇ of the forward blade 1 is increased, the attachment angle of the backward blade 2 is reduced. Conversely, when the attachment angle ⁇ of the forward blade 1 is increased, the attachment angle of the backward blade 2 is increased.
  • the return spring built-in hub 15 has a built-in return spring, and always generates a restoring moment in a direction in which the mounting angles of the forward blade 1 and the backward blade 2 are equal.
  • the y-axis is taken in the traveling direction, and the x-axis is taken in the right direction with respect to the traveling direction.
  • An azimuth angle 16, ⁇ is taken counterclockwise from the x-axis.
  • a micro blade element having a width dr at a radius r is considered.
  • FIG. 3 shows the angle, force, and position of the micro blade element at the radius r.
  • Lower inflow rate 21 a vertical component and a horizontal component of the inflow velocity 19, V hitting the blade forward inflow velocity 20, U T, and U P.
  • An angle formed by the forward inflow speed 20 and the downward inflow speed 21 is defined as a blowing angle 22 and ⁇ .
  • the sum of the blade mounting angle 23, ⁇ and the downward inflow velocity 21 is defined as an attack angle 24, ⁇ .
  • the mounting angle changing shaft 25 is set in front of the aerodynamic center 26 located at 25% of the chord length c from the leading edge.
  • the point of lift applied at an angle of attack of 0 ° is set to 27, and the lift coefficient 29 is set to CLO .
  • a is referred to as lift inclination and theoretically takes a value of 2 ⁇ .
  • FIG. 4 shows how the wind pressure center moves forward as the angle of attack 24 of the wing increases.
  • E214 was used as the airfoil.
  • the camber of the airfoil is convex upward, and the center of wind pressure moves forward as the angle of attack 24 increases as shown in the figure.
  • the lift coefficient increases in direct proportion to the increase in the attack angle 24 of the wing. Therefore, the above phenomenon can be paraphrased as the center of wind pressure advances as the lift coefficient increases.
  • the center of wind pressure advances, so the moment coefficient at a certain point is constant. This constant point is theoretically located at 25% of the chord length c from the leading edge and is called the aerodynamic center 26.
  • FIG. 5 shows the principle of moving the wind pressure center using thin blade theory.
  • a camber at an arbitrary angle of attack 24 shown in FIG. 5-a) is represented by a flat plate having the angle of attack 24 shown in FIG. 5-b) and a camber having no angle of attack shown in FIG. 5-c).
  • the lift coefficient at the angle of attack 0 of the flat plate is 0 and increases in proportion to the angle of attack 24.
  • the proportionality constant at that time is the lift gradient a.
  • the wind pressure center of the flat plate is at a fixed position independent of the angle of attack 24, and is always at a position of 25% of the chord length c from the leading edge.
  • the camber that does not wait for the angle of attack naturally generates a constant value CLO without depending on the angle of attack, and its position is constant. Therefore, the lift coefficient CL is given by the following equation.
  • C L a ⁇ + C L0 (Formula 1)
  • the wind pressure center l (distance from the aerodynamic center) can be considered as the point of application of the resultant force of the lift created by the flat plate and the lift created by the camber.
  • the wind pressure center when the angle of attack 24 is 0 is the front. Since it is located at 46% of the chord length c from the edge, the wind pressure center l is given by the following equation.
  • l ⁇ (0.25-0.25) a ⁇ + (0.46-0.25) C L0 ⁇ / (a ⁇ + C L0 ) (Formula 2)
  • Cm 0.25 is a moment coefficient around the aerodynamic center 26, and is a moment generated by FIG.
  • the lift coefficient of the actual airfoil E214 is not exactly proportional to the angle of attack 24, and the moment coefficient is not a constant value.
  • FIG. 6 shows the true values of the lift coefficient and moment coefficient of E214.
  • the moment coefficient around an arbitrary position when an arbitrary position is kc is given by the following equation from FIG.
  • dL (1/2) ⁇ V 2 C L cdrcos ⁇ (Formula 5)
  • dM 1 ⁇ AV 1 2 (a ⁇ 1 l a + C L0 l b )
  • dM 2 ⁇ AV 2 2 (a ⁇ 2 l a + C L0 l b ) (Formula 10)
  • the attachment angles ⁇ 1 and ⁇ 2 of the blade elements 17 and 18 are given by the following equations using the fixed pitch angle ⁇ and the swing angle ⁇ c , respectively.
  • RHS3 + RHS4 ⁇ A (V 1 2 ⁇ V 2 2 ) a ⁇ 0 l a + A (V 1 2 + V 2 2) cos ⁇ a ⁇ c l a
  • RHS3 + RHS4 -4Ar ⁇ V inf cos ⁇ a ⁇ 0 l a -2A (r 2 ⁇ 2 + V inf 2 cos 2 ⁇ + v 2) cos ⁇ a ⁇ c l a (Formula 15)
  • V inf ⁇ r ⁇ holds. Then the following approximation holds.
  • dM 4Ar ⁇ V inf cos ⁇ a (v / r ⁇ ) l a -4Ar ⁇ V inf cos ⁇ a ⁇ 0 l a -2A (r 2 ⁇ 2 + V inf 2 cos 2 ⁇ + v 2) cos ⁇ a ⁇ c l a -4Ar ⁇ V inf cos ⁇ a ⁇ 0 C L0 l b ( Equation 18)
  • dM 4Ar ⁇ V inf cos ⁇ (a ( v / r ⁇ ) l a -a ⁇ 0 l a -C L0 l b) -2A (r 2 ⁇ 2 + V inf 2 cos 2 ⁇ + v 2) cos ⁇ a ⁇ c l a
  • the positive / negative in the first term parenthesis of Equation 19 is considered.
  • Equation 19 takes a negative value if C L > 0. Since the value in the parenthesis in the second term of Equation 19 is always positive, the swing angle ⁇ C must be negative in order to make dM zero.
  • Equation 19 did not take into account a spring that generates a restoring moment.
  • Equation 19 is rewritten as follows in consideration of the spring.
  • dM 4Ar ⁇ V inf cos ⁇ (a (v / r ⁇ ) l a ⁇ a ⁇ 0 l a ⁇ C L0 l b ) -2A (r 2 ⁇ 2 + V inf 2 cos 2 ⁇ + v 2) cos ⁇ a ⁇ c l a -2Ak ⁇ c cos ⁇ (Formula 21)
  • the spring constant is set to 2 Ak for convenience.
  • Equation 23 If C L > 0, the value in parentheses in Equation 23 is more negative than in Equation 20, and the swing angle ⁇ c is negative. That is, the attachment angle of the forward blade 1 automatically decreases, and the attachment angle of the backward blade 3 increases. Further, from Equation 23, the swing angle ⁇ c is proportional to the forward speed V inf . or if you want to increase the absolute value of theta c uses lift coefficient C L0 is larger airfoil when the angle of attack 0, the distance l b is large airfoil of the force application point of the lift when the aerodynamic center and angle of attack 0 Use it. The absolute value of theta c by increasing the spring constant k is small, the absolute value of theta c by reducing the spring constant k increases.
  • the present invention in a helicopter using a fixed pitch coaxial counter rotating rotor, 1. Use an airfoil with a zero or negative moment coefficient. 2. A feathering shaft is provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge.
  • FIG. 8 shows an embodiment of the present invention
  • FIG. 9 shows an exploded view of FIG.
  • the inner hub 32 has a vertical hole through which the main mast 34 passes and a horizontal hole through which the seesaw hinge pin 36 passes.
  • the inner hub 32 is accommodated in the outer hub 33, a hole having a size capable of swinging the inner hub 32 is formed, and a lateral hole through which the seesaw hinge pin 36 is formed is formed.
  • the main mast 34 has a step for determining the vertical position of the outer hub 33, and further has a recess for transmitting torque to the inner hub 32 and the outer hub 33 via a seesaw hinge pin 36.
  • the inner hub 32 and the outer hub 33 are fixed to the main mast 34 by seesaw hinge pins 36.
  • the inner hub 32 is completely fixed to the main mast 34.
  • the outer hub 33 has a gap with the inner hub 32, the inner hub 32 can swing around the seesaw hinge pin 36.
  • the elastomer 42 is in the gap, the swinging is not free and a restoring force that always returns the outer hub 33 to a horizontal level is generated.
  • the seesaw hinge pin 36 in order to make the outer hub 33 swing smoothly, it is desirable to use a material having a small friction coefficient and apply grease.
  • the metal shank 37 extends from the blade 35, and the shank 37 has a mounting hole.
  • the outer hub 33 is provided with a yoke portion for fixing the shank 37, and the shank 37 is fixed to the outer hub 33 by the shank mounting bolt 40 and the shank mounting nut 41.
  • An airfoil having a negative moment coefficient is used as the airfoil of the blade, and the rocking axis of the outer hub 33 is ahead of the position of 25% of the chord length from the leading edge of the blade.
  • the blade 35 exerts a moment to try to level the blade due to the effect of the inertia performance factor.
  • the Chinese weight mounting rod 38 and the Chinese weight serve to cancel this moment and are often used in helicopters, but are not essential in the present invention.
  • the elastomer 42 is used to generate a restoring force, but is not necessarily an elastomer, and may be an elastic member such as a spring, a leaf spring, a disc spring, or a bamboo spring.
  • the effect of the present invention is calculated using the specifications of the Rollinson R-22 BETA shown in Table 1.
  • Calculation uses the model shown in FIG. 2 and uses 2.88 as 75% of the rotor radius as r. 75% of the radius is a value often used as the representative radius of the rotor. Moreover, 0.0959 which is 1/40 of the rotor radius is used as dr. The attachment angle of the root is 10 degrees. It becomes 4.75 degrees at the position of radius r by twisting down.
  • the airfoil uses E214 whose characteristics are shown in FIGS. A spring constant of 2.62 (N.m / deg, per blade element) is used. The induced velocity v is not a constant value, but a value obtained from blade element theory and momentum theory.
  • FIG. 10 shows the calculation result.
  • the horizontal axis is the azimuth angle of the micro blade 17.
  • 10 (a) shows the lift dL generated by the micro blade element 17,
  • FIG. 10 (b) shows the induced velocity v created by the micro blade element 17,
  • FIG. 10 (c) shows the swing angle ⁇ c , and
  • the time average of the head raising moment when the rotor head of the present invention is used is about 25 kg-m. This can be canceled by a 75kg person on the aircraft moving about 0.33m forward.
  • the time average of the head lifting moment when the rotor head of the present invention is not used is 160 kg-m. To cancel this moment, a 75 kg person must move forward 2.1m.
  • R.22 BETA is 4 times as large as GEN H-4 in terms of rotor rotation area.
  • V inf 20 m / s
  • a person weighing 75 kg moves forward 0.66 m. You can keep the head up.
  • the helicopter according to the second embodiment of the present invention is as follows. In a helicopter using a fixed pitch coaxial counter rotating rotor, 1. Use an airfoil with a zero or negative moment coefficient. 2. The blade twist center is provided at a position within 25% of the chord length from the leading edge. 3. Match the center of the blade twist and the center of gravity. 4). Has an adjustment tab.
  • FIG. 12 shows a schematic diagram of a rotor according to a second embodiment of the present invention.
  • a hub 113 is attached to a mast 114, and a blade 115 is connected to a shank 116 by attachment bolts 117.
  • An adjustment tab 118 is attached to the blade 115.
  • the wind pressure center l (distance from the aerodynamic center) can be considered as the point of application of the resultant force of the lift created by the flat plate and the lift created by the camber.
  • C m0.25 is a moment coefficient around the aerodynamic center, which is the moment created by FIG. Equation 25 is shown as a solid line on FIG.
  • the position of the wind pressure center can be obtained from a simple inverse proportional expression.
  • C m ⁇ (l ⁇ h)
  • C L ⁇ ⁇ C m 0.25 / (C L +0.25 -H) ⁇ C L (Formula 26) If C L > 0, C m ⁇ 0, h ⁇ 0.25, then the formula 26 brackets are more negative and C m is negative.
  • a blade shank 116 which is simply a mounting portion of the blade 115, is attached to the hub 113 by mounting bolts 117.
  • the hub 113 and the mast 114 are fastened.
  • An adjustment tab 118 is attached to the rear edge of the blade 115.
  • the blade 115 has an appropriate torsional rigidity, and its twist center is located at a position ahead of or 25% of the blade length. The airfoil moment coefficient is negative.
  • a weight is built in the front edge of the blade 115, and the center of torsion coincides with the position of the center of gravity. Using the specifications of GEN H-4 shown in Table 2, the effect of the present invention was calculated.
  • FIGS. The horizontal axis is the azimuth angle of the blade element.
  • FIG. 13 shows the attachment angle of the blade element
  • FIG. 14 shows the lift coefficient
  • FIG. 15 shows the lift force generated by the blade element.
  • the forward speed V inf was swung to 10 m / s and 20 m / s. Further, the forward speed V inf when the present invention is not used is also shown in the graph with the value at 0 m / s being “fixed”.
  • the mounting angle decreases as the blade advances.
  • FIG. 14 the lift coefficient at the time of forward movement decreases and increases at the time of backward movement.
  • the change in lift shown in FIG. 15 is greatly reduced as compared to the “fixed” case.
  • the present invention is applicable not only to a fixed-pitch coaxial double-reversed rotor type manned helicopter but also to a fixed-pitch coaxial double-reversed rotor type unmanned helicopter.

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Abstract

【課題】スワッシュプレートを有しない固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは十分な前進速度を得られない問題を解決する事、また同様に体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは過大な速度に達しない安全性を付与する事。 【解決手段】固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、 １．モーメント係数が０又は負である翼型を使用する。 ２．前縁から翼弦長の２５％以内の位置にフェザリング軸を設ける。 ３．メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構とする。 ４．フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構を有する。 ５．４のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値とする。

Description

ヘリコプタ、ブレード及びロータ
　本発明は、ヘリコプタ、ブレード及びロータに関する。
に関する。
　現時点で世界最小のヘリコプタはＧＥＮ　ＣＯＲＰＯＲＬＡＴＩＯＮが開発したＧＥＮ　Ｈ－４である。非特許文献１によれば、ＧＥＮ　Ｈ－４では同軸二重反転ロータ、リジッドロータブレード、固定ピッチロータブレードを採用し、複雑で重いスワッシュプレートを取り除いたことで機構の単純化と軽量化に成功している。ヨーの姿勢制御は上下のロータの回転数の差で行い、縦、横の制御は体重移動で行っている。しかし体重移動により発生出来るモーメントより、ヘリコプタ固有の速度増加に伴って発生する頭上げモーメントが卓越して十分な速度を出す事が出来ない。高速性能が改善されればＧＥＮ　Ｈ－４は北米等で個人用飛行移動装置として活躍する事が期待される。
　ＧＥＮ　Ｈ－４と同様に同軸２重反転式ロータを採用した機体にＳｉｋｏｒｓｋｙＳ.６９、ＳｉｋｏｒｓｋｙＸ２などがある。ただしこれらの機体はスワッシュプレートを持っておりサイクリックピッチコントロールを行っている。非特許文献２、非特許文献３によればＳｉｋｏｒｓｋｙＳ.６９、ＳｉｋｏｒｓｋｙＸ２で用いているＡｄｖｌａｎｃｉｎｇ　Ｂｌａｄｅ　Ｃｏｎｃｅｐｔ技術では、剛性の高いリジッドロータを採用する事で、ブレードのフラッピング運動を抑えて上下のロータ間隔を近づける事を可能にしている。更に前進側のブレードにのみ揚力を負担させる事で、後退側のブレードの失速の問題を解決し、高速飛行を可能としている。Ｘ２は２０１０年にヘリコプタの最高速度を更新し、４６０ｋｍ／ｈでの水平飛行を達成した。しかし、剛性の高いリジッドロータは振動が大きく、乗り心地が悪い問題がある。Ｘ２では積極的な制振により乗り心地を改善している。
　ヘリコプタのテイルロータもサイクリックピッチコントロールを行わないため、速度の増加と伴に回転面が後傾する問題がある。これを防ぐために特許文献１、非特許文献４に記述があるδスリーヒンジが広く用いられている。δスリーヒンジではフラッピングヒンジの軸を傾けることによるフェザリング角の連成運動を利用しているため、フラッピングヒンジを持たなければならない。上下を近接させた固定ピッチ同軸二重反転ロータでは上下のロータの接触の危険があるためにフラッピングヒンジを使う事が出来ず、このδスリーヒンジは用いる事が出来ない。
　１００ｋｇクラスのＵＡＶ（Ｕｎｍａｎｎｅｄ　ａｅｒｉａｌ　ｖｅｈｉｃｌｅ）の分野で通常型のガソリンエンジンを動力とするヘリコプタの利用が増加している。また更に軽量な１０kg 以下のクラスではマルチコプタが成功している。無人産業用ヘリコプタでは農薬散布の分野でヤマハＲＭＡＸが多く使われている。しかしＲＭＡＸは通常型のヘリコプタであるため挙動が左右非対称であること、及び様々な操舵のカップリングがあるため、操縦が難しい問題がある。非特許文献５にあるように操縦の負担を減らすために自律化も進められているが、高度な制御則が必要である。一方でマルチコプタはプロペラが４基以上あるため同一重量では大型化するが、制御が容易なためＵＡＶとして撮影等に盛んに利用され、自律化も進められている。
　例えば本発明が適用することが可能な重心移動によって制御を行う固定ピッチ同軸二重反転ロータ式ヘリコプタは、小型である上に制御が簡単である特徴を持つ。高速飛行が出来ない問題を解決出来れば、ホバリング可能な自律ＵＡＶの主力となりうる。
米国特許第２４９９３１４号明細書 特開２０１２－１８４６４５
柳沢源内、二重反転一人乗りヘリコフターＧＥＮ　Ｈ－４ 開発と将来展望、Ｈｅｌｉ　Ｊａｐａｎ　２００２、１１月　２００２ Ｄ.Ｗｌａｓｈ,ｅｔ　ａｌ,　Ｈｉｇｈ　Ａｉｒｓｐｅｅｄ　Ｔｅｓｔ　ｏｆ　ｔｈｅ　Ｓｉｋｏｒｓｋｙ　Ｘ２　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ（登録商標）　Ｄｅｍｏｎｓｔｒｌａｔｏｒ，６７ｔｈ　ＡＨＳ，Ｍａｙ　４，２００１. Ｄ.Ｗａｓｈ,ｅｔ　ａｌ,　Ｈｉｇｈ　Ａｉｒｓｐｅｅｄ　Ｔｅｓｔ　ｏｆ　ｔｈｅ　Ｓｉｋｏｒｓｋｙ　Ｘ２　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ（登録商標）　Ｄｅｍｏｎｓｔｒｌａｔｏｒ，６７ｔｈ　ＡＨＳ，Ｍａｙ　４，２００１. 加藤寛一郎、今永勇生、ヘリコプタ入門、東京大学出版会、１９８５ Ａ．Ｓａｔｏ，Ｔｈｅ　ＲＭＬＡＸ　Ｈｅｌｉｃｏｐｔｏｒ　ＵＡＶ，ＵＡＶ　２００２　Cｏｎｆｅｒｅｎｃｅ＆Ｅｘｈｉｂｉｔｉｏｎ，Ｓｅp．２００３．
　超小型の有人ヘリコプタを成立させようとしたとき、ＧＥＮ　ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮが開発したＧＥＮ　Ｈ－４に見られるスワッシュプレートを有しない同軸二重反転ロータを用いた方式の採用が妥当である。この時、縦と横の制御は体重移動によるが、前進速度が増加すると頭上げを起こして減速する。ヘリコプタは全てこの性質を持っており、この頭上げモーメントの値を自由に制御するため、前進側のブレードの取付け角を減じ、後退側のブレードの取付け角を増す制御、サイクリックピッチコントロールを行う。このサイクリックピッチコントロールはスワッシュプレートを傾けることによって行われるが、スワッシュプレートは複雑で重く、ヘリコプタの機体価格、メインテナンスコスト、機体重量の増加を招いている。
　固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタでは、頭上げモーメントにより十分な前進速度を得られない事が、初心者が操縦した時の安全性を高めている。サイクリックピッチコントロールが可能であると、前進飛行時に持続した緩降下が可能となり、速度超過を引き起こす危険がある。
　以上のような事情に鑑み、本発明は、スワッシュプレートを有しない固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは十分な前進速度を得られない問題を解決する事、また同様に体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは過大な速度に達しない安全性を付与する事を目的としている
　上記目的を達成するため、本発明の一形態に係るヘリコプタは、固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタであって、前記ロータは、モーメント係数が０又は負である翼型のブレードを使用し、前縁から翼弦長の２５％以内の位置にブレードの捻れ中心又はフェザリング軸が設けられている。
　本発明の一形態に係るヘリコプタでは、前記ブレードは、調整タブを有するものであってもよい。
　本発明の一形態に係るヘリコプタでは、前記ロータは、前縁から翼弦長の２５％以内の位置にフェザリング軸が設けられ、メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構と、フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構とを有するものであってもよい。
　本発明の一形態に係るヘリコプタでは、前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値であってもよい。
　本発明の一形態に係るブレードは、固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタに用いられるブレードであって、モーメント係数が０又は負である翼型を使用し、前縁から翼弦長の２５％以内の位置に捻れ中心を設けている。
　本発明の一形態に係るブレードでは、調整タブを有するものであってもよい。
　本発明の一形態に係るロータは、固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタに用いられるロータであって、モーメント係数が０又は負である翼型のブレードを使用し、前縁から翼弦長の２５％以内の位置にフェザリング軸を設け、メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構と、フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構とを有する。
　本発明の一形態に係るロータでは、前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値であってもよい。
　本発明によれば、体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは十分な前進速度を得られない問題を解決し、また同様に体重移動又は体重移動に相当する荷重の移動のみでは過大な速度に達しない安全性を付与することが出来る。
本発明の第１の実施形態に係る前進時のヘリコプタのロータに働く力を説明するための図である。図１（ａ）は上面図、図１（ｂ）は背面図、図１（ｃ）は側面図である。 モデル化した本発明に係るロータの斜視図である。 翼素に加わる力を説明するための図である。 翼に働く揚力の着力点を説明するための図である。 薄翼理論の説明図である。 翼型Ｅ２１４の揚力係数とモーメント係数の関係を示すグラフである。 取付け角変更軸回りのモーメント係数の関係を示すグラフである。 本発明に係るロータヘッドの斜視図である。 図８のロータヘッドの分解斜視図である。 実施例１の計算結果を示すグラフである。 実施例１の機体の頭上げモーメントを示すグラフである。 実施例２のロータの斜視図である。 実施例２のブレードの取付け角の変化を示すグラフである。 実施例２の揚力変化を示すグラフである。 実施例２の翼素に働く力の変化を示すグラフである。 実施例２の頭上げモーメントの変化を示すグラフである。
　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（ａ）にこのヘリコプタの上面図を示す。一般にロータは上から見て時計回りであるが、論文等では図に示すように反時計回りに角速度Ω（ｒａｄ／s）で回るものとする。前進側ブレード１の半径ｒでの回転による速度６はｒΩとなる。後退側ブレード２の半径ｒでの回転による速度７もｒΩとなる。これに前進速度４、Ｖｉｎｆが加わる事により前進側合計速度８はｒΩ＋Ｖｉｎｆ、後退側合計速度９はｒΩ－Ｖｉｎｆとなる。ブレード１、２の取付け角θが等しければ図１（ｂ）に示すように前進側ブレード１が発生する揚力１０は後退側ブレード２が発生する揚力１１より大きくなる。ここでロータが回転しているため、いわゆるジャイロ・プレセッションにより着力点は回転方向に９０度ずれ、図１（ｃ）に示すように頭上げモーメント１２となって現れる。正確には位相が９０度遅れるのはシーソー型ロータヘッドの場合であって、関節型ロータヘッドの場合、ヒンジオフセット量が大きくなる程、位相遅れは９０度より小さくなる。またフラッピング運動をブレードの弾性変形に依存するリジッドロータでは位相遅れは更に小さくなる。ＧＥＮ　Ｈ－４ではリジッドロータを採用しているため、この位相遅れは９０度より小さく７０度程度になる。しかし同軸二重反転ロータであるためにこの位相遅れは上下のロータでキャンセルされ、実質的に位相遅れは９０度としてよい。
　速度増加に伴う頭上げモーメントの増加はヘリコプタの速度の正の安定性とも呼ばれ、速度の増加を抑えるため安全な現象である。スワッシュプレートをもつ一般のヘリコプタでは前進側ブレード１の取付け角θが後退側ブレード２の取付け角θより小さくなる制御を行い、この頭上げモーメント１２が０となるように制御している。
〈第１の実施形態〉
　ここで、本発明の第１の実施形態に係るヘリコプタは、以下のとおりである。
　固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
１．モーメント係数が０又は負である翼型を使用する。
２．前縁から翼弦長の２５％以内の位置にフェザリング軸を設ける。
３．メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構とする。
４．フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構を有する。
５．４のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値とする。
　図２に本発明に係るロータの模式図を示す。前進側ブレード１と後退側ブレード２はシャフト１４によってつながっている。また戻りバネ内蔵ハブ１５はシャフト１４を回転自由に保持しているため、前進側ブレード１の取付け角θを増加させると後退側ブレード２の取付け角が減少する。逆に前進側ブレード１の取付け角θを増加すると後退側ブレード２の取付け角が増加する。戻りバネ内蔵ハブ１５は戻りバネを内蔵しており、常に前進側ブレード１と後退側ブレード２の取付け角が等しくなる方向の復元モーメントを発生する。進行方向にｙ軸をとり、進行方向に対して右方向にｘ軸をとる。ｘ軸から反時計回りに方位角１６、ψをとる。またここでは半径ｒにおける幅ｄｒの微小翼素のみを考える。
　図３に半径ｒでの微小翼素に関する角度、力、位置を示す。翼に当たる流入速度１９、Ｖの水平成分を前方流入速度２０、ＵＴとし垂直成分を下方流入速度２１、ＵＰとする。そして前方流入速度２０と下方流入速度２１のなす角度を吹上げ角２２、φとする。翼の取付け角２３、θと下方流入速度２１の和を迎角２４、αとする。取付け角変更軸２５は、前縁から翼弦長c の２５％の位置にある空力中心２６より前方に設定する。
　また迎角０°の時の揚力の着力点を２７とし、その揚力係数２９をＣＬ０とする。空力中心２６には迎角２４に比例する揚力が働き、その揚力係数２８をａαとする。ここでａを揚力傾斜と呼び、理論的には２πの値をとる。取付け角変更軸２５と空力中心２６の距離３０をｌａとし、取付け角変更軸２５と着力点２７の距離３１をｌｂとする。
　図４に翼の迎角２４の増加に伴って、風圧中心が前方に移動する様子を示す。ここでは翼型としてＥ２１４を用いた。翼型は特殊な例を除きそのキャンバが上に凸であり、図のように迎角２４の増加に伴って、風圧中心が前方に移動する。また翼の迎角２４の増加に正比例して揚力係数は増加する。従って上記の現象を揚力係数の増加に伴って風圧中心が前進すると言い換える事が出来る。揚力係数の増加に伴って風圧中心が前進するため、ある点におけるモーメント係数は一定となる。この一定となる点は理論的には前縁から翼弦長ｃの２５％の位置にあり空力中心２６と呼ぶ。
　図５に薄翼理論を用いて風圧中心が移動する原理を示す。薄翼理論では図５－ａ）に示す任意の迎角２４におけるキャンバを、図５－ｂ）に示すその迎角２４を持つ平板と、図５－ｃ）に示す迎角を持たないキャンバの和として考える。平板の迎角０における揚力係数は０であり、迎角２４に比例して増加する。その時の比例定数が揚力傾斜ａである。また平板の風圧中心は迎角２４に依存せず一定の位置にあり、常に前縁から翼弦長ｃの２５％の位置にある。迎角を待たないキャンバは当然ながら、迎角に依存せず一定の値ＣＬ０を発生し、その位置は一定である。従って揚力係数ＣＬは次式で与えられる。
　ＣL＝ａα＋ＣＬ０　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式１）
また風圧中心ｌ（空力中心からの距離）は平板が作る揚力とキャンバが作る揚力の合力の着力点と考える事が出来、翼型Ｅ２１４の場合、迎角２４が０の時の風圧中心は前縁から翼弦長ｃの４６％の位置にあるから風圧中心ｌは次の式で与えられる。
　ｌ＝｛（０．２５－０．２５）ａα＋（０．４６－０．２５）ＣＬ０｝／（ａα＋ＣＬ０）
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式２）
　ここに現れる０．２５は空力中心位置０．２５ｃの０．２５である。式２は、一般には次式で与えられる。
　ｌ＝Ｃｍ０．２５／ＣＬ　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式３）
ここでＣｍ０．２５は空力中心２６回りのモーメント係数であり、図５－ｃ）が作るモーメントである。
　実際の翼型Ｅ２１４の揚力係数は迎角２４に正確に比例しておらず、またモーメント係数も一定値ではない。図６にＥ２１４の揚力係数とモーメント係数の真値を示す。ここでは簡略化のために翼型Ｅ２１４の揚力係数は迎角２４に比例するものとし、揚力傾斜ｌａ＝６．５６、迎角０のときの揚力係数ＣＬ０＝０．６８１、モーメント係数Ｃｍ０．２５＝－０．１４５とする。この値と（式１）を用いた揚力係数ＣＬのモデル値を破線で示す。
　任意の位置をｋｃとしたときの任意の位置回りでのモーメント係数は図５より次式で与えられる。
　Ｃｍ＝（０．２５－k）ａα＋（０．４６－k）ＣＬ０　　　　　　（式４）
（式４）においてｋ＝０．２としたときのモーメント係数のモデル値と真値を図７に示す。
　以下、図２の翼素１７と翼素１８に働く揚力とモーメントを計算する。
　翼素１７、翼素１８が発生する揚力は次式で与えられる。
　ｄＬ＝（１／２）ρＶ２ＣＬｃｄｒｃｏｓφ　　　　　　　　　　（式５）
ここで揚力係数ＣＬは（式１）で与えられ、Ｖは図３に示すようにＵＴとＵＰのベクトル和である。ＵＰ＜＜ＵＴが一般に成り立つのでφは次のように近似される。
　φ= tan－1（ＵＰ／ＵＴ）≒ＵＰ／ＵＴ　　　　　　　　　　　　　　（式６）
　またφ＜＜１であるのでｃｏｓφ≒１とする。
　翼素１７、１８のＵＰはそれぞれ
　ＵＰ１＝－ｖ
　ＵＰ２＝－ｖ　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式７）
で与えられる。ここでｖは吹き降ろし速度であり、近似解析では一般に定数とする。ＵＰにはこの他にコーニング角、メインマスト後傾角、ブレードフラッピング運動の影響が入るが、ここでは省略する。
　翼素１７、１８のＵＴはそれぞれ
　ＵT１＝ｒΩ＋Ｖｉｎｆｃｏｓψ
　ＵT２＝ｒΩ―Ｖｉｎｆｃｏｓψ　　　　　　　　　　　　　　　　（式８）

で与えられる。
　またこれ以降、（１／２）ρｃｄｒが頻出するため、
　Ａ＝（１／２）ρｃｄｒ　　　　　　　　　　　　　　　　　（式９）
と定義する。
　翼素１７、１８に働く頭上げモーメントｄＭ１、ｄＭ２はそれぞれ次式で与えられる。
　ｄＭ１＝－ＡＶ１ ２（ａα１ｌａ＋ＣＬ０ｌｂ）
　ｄＭ２＝－ＡＶ２ ２（ａα２ｌａ＋ＣＬ０ｌｂ）　　　　　　　　　（式１０）
　図３に示したようにα１、α２は次式で与えられる
　α１＝θ１＋ＵＰ１／ＵＴ１
　α２＝θ２＋ＵＰ２／ＵＴ２　　　　　　　　　　　　　　　　　（式１１）
　翼素１７、１８の取付け角θ１、θ２は固定ピッチ角θと揺動角θｃを用いてそれぞれ次式で与えられる。
　θ１＝θ０＋θｃｃｏｓψ
　θ２＝θ０－θｃｃｏｓψ　　　　　　　　　　　　　　　　　（式１２）
　のちに現れるＶ１ ２－Ｖ２ ２の計算をここで行う。
　Ｖ１ ２－Ｖ２ ２＝（ＵT１ ２＋ＵＰ１ ２）－（ＵT２ ２＋ＵＰ２ ２）
　式７、式８を代入して次式を得る
　Ｖ１ ２－Ｖ２ ２＝４ｒΩＶｉｎｆｃｏｓψ　　　　　　　　　　　（式１３）
　翼素１７には翼素に働く頭上げモーメントだけでなく、シャフト１４によってつなげられた翼素１８のモーメントも加わる。この合計モーメントをｄＭとするとｄＭは式１０、式１１より
　ｄＭ＝－ＡＶ１ ２（（θ１＋ＵＰ１／ＵＴ１）ａｌａ
　　　　＋ＡＶ２ ２（（θ２＋ＵＰ２／ＵＴ２）ａｌａ－Ａ（Ｖ１ ２－Ｖ２ ２）ＣＬ０ｌｂ
となる。本式に式１２を代入して
　ｄＭ＝－ＡＶ１ ２（（ＵＰ１／ＵＴ１）ａｌａ
　　　　＋ＡＶ２ ２（（ＵＰ２／ＵＴ２）ａｌａ－ＡＶ１ ２（θ０＋θｃｃｏｓψ）ａｌａ
　　　　＋ＡＶ２ ２（θ０－θｃｃｏｓψ）ａｌａ－Ａ（Ｖ１ ２－Ｖ２ ２）ＣＬ０ｌｂ
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式１４）
を得る。式１４右辺第３項、第４項を整理して
　ＲＨＳ３＋ＲＨＳ４＝
　　　　　　　－Ａ｛Ｖ１ ２（θ０＋θｃｃｏｓψ）－Ｖ２ ２（θ０－θｃｃｏｓψ）｝ａｌａ
となる。θ０、θｃに関して整理して次式を得る。
　ＲＨＳ３＋ＲＨＳ４＝－Ａ（Ｖ１ ２－Ｖ２ ２）ａθ０ｌａ
　　　　　　　　　　　+Ａ（Ｖ１ ２+Ｖ２ ２）ｃｏｓψａθｃｌａ
　式１３を用いて次式を得る。
　ＲＨＳ３＋ＲＨＳ４＝－４ＡｒΩＶｉｎｆｃｏｓψａθ０ｌａ
　　　　　　　　　　　－２Ａ（ｒ２Ω２+Ｖｉｎｆ ２ｃｏｓ２ψ+ｖ２）ｃｏｓψａθｃｌａ
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式１５）
　ここでＶｉｎｆ＜＜ｒΩが成り立つとする。すると次の近似が成り立つ。
　φ≒ＵＰ１／ＵＴ１≒ＵＰ２／ＵＴ２≒－ｖ／ｒΩ　　　　　　　　（式１６）
　式１４右辺第１項と第２項の和は式１３を用いて
　ＲＨＳ１＋ＲＨＳ２＝４ＡｒΩＶｉｎｆｃｏｓψａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式１７）
を得る。式１４右辺第５項は、式１３を用いて
　ＲＨＳ５＝－４ＡｒΩＶｉｎｆｃｏｓψＣＬ０ｌｂ
　よってｄＭは式１５、式１７、式１８より次式で与えられる。
　ｄＭ＝４ＡｒΩＶｉｎｆｃｏｓψａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ
　　　－４ＡｒΩＶｉｎｆｃｏｓψａθ０ｌａ
　　　－２Ａ（ｒ２Ω２+Ｖｉｎｆ ２ｃｏｓ２ψ+ｖ２）ｃｏｓψａθｃｌａ
　　　－４ＡｒΩＶｉｎｆｃｏｓψａθ０ＣＬ０ｌｂ　　　　　　　（式１８）
整理して次式を得る
　ｄＭ＝４ＡｒΩＶｉｎｆｃｏｓψ（ａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ－ａθ０ｌａ－ＣＬ０ｌｂ）
　　　－２Ａ（ｒ２Ω２+Ｖｉｎｆ ２ｃｏｓ２ψ+ｖ２）ｃｏｓψａθｃｌａ
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式１９）
　ここで式１９の第１項括弧内の正負について考える。
　ｌｂ≧ｌａ、ＣＬ０≧０
であるから、
　（ａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ－ａθ０ｌａ－ＣＬ０ｌｂ）
　　　　　　　　　　≦（ａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ－ａθ０ｌａ－ＣＬ０ｌａ）
となる。この不等式の右辺は式１及び式１１を用いて
　（ａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ－ａθ０ｌａ－ＣＬ０ｌａ）
　　　　　　＝－｛（θ０－ｖ／ｒΩ）ａ＋－ＣＬ０｝ｌａ
　　　　　　＝－ＣＬｌａ
となる。従ってＣＬ＞０であるならば
　（ａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ－ａθ０ｌａ－ＣＬ０ｌｂ）≦０　　　　　式（２０）
となる。よって式１９の第１項はＣＬ＞０ならば負の値をとる。また式１９の第２項の括弧内は常に正であるのでｄＭを０とするには揺動角θＣを負としなければならない。
　Ｖｉｎｆ＝０のときを考える。式１９の第１項は０となる。ここで擾乱としてθＣに任意の正の値を代入するとブレードは右側で取付け角を増し、左側で取付け角を減らすが、式１９の第２項は右側で負の値を左側で正の値をとり、復元力を発生する。つまり取付け角θは安定であり、その復元力はｌａに比例する。したがってθを安定させるためにはｌａ＞０でなければならず、従って取付け角変更軸２５は空力中心２６より前方になければならない。
　式１９では復元モーメントを発生するバネを考慮に入れなかった。ここではバネを考慮して式１９を次のように書き改める。
　ｄＭ＝４ＡｒΩＶｉｎｆｃｏｓψ（ａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ－ａθ０ｌａ－ＣＬ０ｌｂ）
　　　－２Ａ（ｒ２Ω２+Ｖｉｎｆ ２ｃｏｓ２ψ+ｖ２）ｃｏｓψａθｃｌａ
　　　－２Ａｋθｃｃｏｓψ　　　　　　　　　　　　　　　　（式２１）
　ここで便宜上バネ定数を２Ａｋとした。
　今、θｃが定常値を取っているとしてｄＭ＝０とする。すると式２１は
　２ｒΩＶｉｎｆｃｏｓψ（ａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ－ａθ０ｌａ－ＣＬ０ｌｂ）
　　　＝（ｒ２Ω２+Ｖｉｎｆ ２ｃｏｓ２ψ+ｖ２）ｃｏｓψａθｃｌａ＋ｋθｃｃｏｓψ
となり、両辺をｃｏｓψで除し、θｃに関して整理して次式を得る
　｛（ｒ２Ω２+Ｖｉｎｆ ２ｃｏｓ２ψ+ｖ２）ａｌａ＋ｋ｝θｃ
　　　＝２ｒΩＶｉｎｆ（ａ（ｖ／ｒΩ）ｌａ－ａθ０ｌａ－ＣＬ０ｌｂ）
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式２２）
　ここでＶｉｎｆ＜＜ｒΩであるからθｃは
　θｃ＝（ｖ／ｒΩ－θ０ａ－ＣＬ０ｌｂ／ａｌａ）２Ｖｉｎｆ／｛ｒΩ＋（ｋ／ｒ）Ωａｌａ｝
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式２３）
となる。
　ＣＬ＞０であるならば、式２３括弧内は式２０より負となり揺動角θｃは負となる。つまり前進側ブレード１の取付け角は自動的に減少し、後退側ブレード３の取付け角は増加する。また式２３から揺動角θｃは前進速度Ｖｉｎｆに比例する。θｃの絶対値を大きくしたいときは迎角０のときの揚力係数ＣＬ０が大きい翼型を用いるか、空力中心と迎角０のときの揚力の着力点の距離ｌｂが大きい翼型を用いれば良い。またバネ定数ｋを大きくすることでθｃの絶対値は小さくなり、バネ定数ｋを小さくすることでθｃの絶対値は大きくなる。これらＣＬ０、ｌｂ、ｋの値を適切に設定する事で、高速飛行時の頭上げモーメントを小さく出来る上、体重移動では超過禁止速度を超えない程度の値を与えることが出来る。
　本発明は、固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
１．モーメント係数が０又は負である翼型を使用する。
２．前縁から翼弦長の２５％以内の位置にフェザリング軸を設ける。
３．メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構とする。
４．フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構を有する。
５．４のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値とする。
（実施例１）
　図８に本発明に係る実施例を図９に図８の分解図を示す。
　内側ハブ３２にはメインマスト３４を通す縦の穴とシーソーヒンジピン３６を通す横穴が空いている。外側ハブ３３には内側ハブ３２が収まり、内側ハブ３２が揺動可能な大きさの穴が空いており、シーソーヒンジピン３６を通す横穴が空いている。メインマスト３４には外側ハブ３３の上下方向の位置を決める段がついており、更にシーソーヒンジピン３６を介して内側ハブ３２、外側ハブ３３にトルクを伝える凹みがついている。内側ハブ３２、外側ハブ３３はメインマスト３４にシーソーヒンジピン３６によって固定される。内側ハブ３２はメインマスト３４に対して完全に固定されるが、外側ハブ３３は内側ハブ３２との間に隙間があるため、シーソーヒンジピン３６を軸に揺動が可能である。ただし、エラストマー４２が隙間にあるため、揺動は自由ではなく、常に外側ハブ３３を水平に戻す復元力を発生する。シーソーヒンジピン３６には外側ハブ３３の揺動を滑らかにするため、摩擦係数が小さい材料を使い、グリスを塗る事が望ましい。
　ブレード３５からは金属製のシャンク３７が伸びており、シャンク３７には取付け用の穴が空いている。外側ハブ３３にはシャンク３７を固定するためのヨーク部が設けられており、シャンク取付けボルト４０及びシャンク取付けナット４１によってシャンク３７を外側ハブ３３に固定する。ブレードの翼型はモーメント係数が負である翼型が用いられており、外側ハブ３３の揺動軸はブレードの前縁から翼弦長の２５％の位置より前方にある。
　特許文献２によれば、回転中にブレード３５は慣性能率の作用によりブレードを水平にしようとするモーメントが働く。チャイニーズウェイト取付け棒３８及びチャイニーズウェイトはこのモーメントをキャンセルする働きを持ち、ヘリコプタでしばしば用いられるが、本発明では必須ではない。
　エラストマー４２は復元力を発生するために用いられるが、エラストマーである必要はなく、スプリング、板バネ、皿バネ、竹の子バネなどの弾性部材を用いても良い。
　表１に示すＲｏｌｂｉｎｓｏｎ　Ｒ－２２　ＢＥＴＡの諸元を用いて、本発明の効果を計算する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-T000001
　計算は図２に示したモデルを用い、ｒとしてロータ半径の７５％である２．８８を用いる。半径の７５％はロータの代表半径として良く用いられる値である。またｄｒとしてロータ半径の４０分の１である０．０９５９を用いる。付根の取付け角は１０度とする。ねじり下げによって半径ｒの位置では４．７５度となる。翼型は特性を図４、図６で示したＥ２１４を用いる。バネ定数は２．６２（Ｎ.ｍ／ｄｅg、１翼素あたり）を用いる。誘導速度ｖは一定値ではなく、翼素理論と運動量理論から求められる値を用いる。
　図１０に計算結果を示す。横軸は微小翼素１７の方位角である。図１０（ａ）は微小翼素１７が発生する揚力ｄＬ、図１０（ｂ）は微小翼素１７が作る誘導速度ｖ、図１０（ｃ）は揺動角θｃ、図１０（ｄ）は揚力係数ＣＬである。パラメータとして前進速度Ｖｉｎｆを５ｍ／ｓ、１０ｍ／ｓ、１５ｍ／ｓ、２０ｍ／ｓと振った。また本発明を用いなかった場合の前進速度Ｖｉｎｆ＝１０ｍ／ｓにおける値を「固定」としてグラフに併記した。図１０（ｃ）をみるとブレード前進時に揺動角θｃは負の値をとり、後退時に正の値をとっている。これによって図１０（ｄ）に示されたように前進時の揚力係数が減少し、後退時に増加している。また、これらの最大値は前進速度Ｖｉｎｆに比例している。その結果、図１０（ａ）揚力の変化は「固定」の場合に比べて大きく減少している。半径７５％の翼素がブレードの性能を代表していると考え、ブレード全体で図１０（ａ）に示した揚力値を一定に発生しているとし、ブレードが発生する機体の頭上げモーメントを計算すると図１１のようになる。前進速度Ｖｉｎｆ＝１０ｍ／ｓにおいて、本発明のロータヘッドを用いた場合の頭上げモーメントの時間平均は約２５ｋｇ－ｍとなる。これは機体に載った７５ｋｇの人間が前方に０．３３ｍほど移動する事でキャンセル出来る。一方で本発明のロータヘッドを用いなかった場合の頭上げモーメントの時間平均は１６０ｋｇ－ｍとなる。このモーメントをキャンセルするには７５ｋｇの人間が前方に２．１m ほど移動しなければならない。
　Ｒ.２２　ＢＥＴＡはロータ回転面積で換算するとＧＥＮ　Ｈ－４の４倍の機体であるが、この実施例ではＶｉｎｆ＝２０ｍ／ｓの際にも体重７５ｋｇの人間が０．６６ｍ前方に移動する事で頭上げを抑える事が出来る。実際には０．５ｍ以上の体重移動をハンググライダー方式で行うことは難しいため、最大速度は２０m／s に抑さえられている。バネ定数を下げれば最高速度を上げることが可能であるが、飛行する個人移動装置としてはこの程度の最高速度が適当である。
〈第２の実施形態〉
　本発明の第２の実施形態に係るヘリコプタは、以下のとおりである。
　固定ピッチ同軸二重反転ロータを用いたヘリコプタにおいて、
１．モーメント係数が０又は負である翼型を使用する。
２．ブレード捻れ中心を前縁から翼弦長の２５％以内の位置に設ける。
３．ブレード捻れ中心と重心を一致させる。
４．調整タブを持つ。
　ここで、図１２に本発明の第２の実施形態に係るロータの模式図を示す。なお、第２の実施形態に係る前進時のヘリコプタのロータに働く力は図１に示したものと同様なので、説明を省略する。図１２に示すように、このロータは、マスト１１４にハブ１１３が取付けられ、ブレード１１５はシャンク１１６に取付けボルト１１７によってつながっている。ブレード１１５には調整タブ１１８が取付けられている。
　翼の迎角２４の増加に伴って、風圧中心が前方に移動する様子は図４に示したとおりである。ここでは翼型としてＥｐｐｌｅｒ　Ｅ２１４を用いた。翼型は特殊な例を除きそのキャンバが上に凸であり、図のように迎角の増加に伴って、風圧中心が前方に移動する。また翼の迎角の増加に正比例して揚力係数は増加する。従って上記の現象を揚力係数の増加に伴って風圧中心が前進すると言い換える事が出来る。揚力係数の増加に伴って風圧中心が前進するため、ある点におけるモーメント係数は一定となる。この一定となる点は理論的には前縁から翼弦長Ｃの２５％の位置にあり空力中心と呼ぶ。
　薄翼理論を用いて風圧中心が移動する原理は図５に示したとおりである。従って図５の説明より揚力係数ＣＬは以下の式１で示したとおりである。
　ＣＬ＝ａα＋ＣＬ０　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式１）
　また風圧中心ｌ（空力中心からの距離）は平板が作る揚力とキャンバが作る揚力の合力の着力点と考える事が出来、翼型Ｅｐｐｌｅｒ　Ｅ２１４の場合、迎角２４が０の時の風圧中心は前縁から翼弦長ｃの４６％の位置にあるから風圧中心ｌは次の式で与えられる。
　ｌ＝（０．２５ａα＋０．４６ＣＬ０）／（ａα＋ＣＬ０）　　（式２４）
　ここに現れる０．２５は空力中心位置０．２５ｃの０．２５である。式２は、一般には次式で与えられる。
　ｌ＝－Ｃｍ０．２５／（ＣＬ＋０．２５）　　　　　　　　　　　（式２５）
　ここでＣｍ０．２５は空力中心回りのモーメント係数であり、図５（ｃ）が作るモーメントである。
　式２５を図１３の上に実線で示した。このように風圧中心の位置は簡単な反比例の式から得られる。
　よって捻れ中心が前縁からｈの位置にある場合、モーメント係数Ｃｍは次式で与えられる
　Ｃｍ＝－(ｌ－ｈ)ＣＬ＝－｛－Ｃｍ０．２５／（ＣＬ＋０．２５－ｈ）｝ＣＬ
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（式２６）
　ＣＬ＞０、Ｃｍ＜０、ｈ＜０．２５であるならば、式２６大括弧内はより負となりＣｍは負となる。
　また前進側のブレードが受ける動圧は後退側の動圧より大きいため、ねじり下がる角度は前進側ブレードの方が大きくなり、その結果揚力係数も前進側が小さくなる。これらＣｍとブレードのねじれ剛性の値を適切に設定する事で、高速飛行時の頭上げモーメントを小さく出来る上、体重移動では超過禁止速度を超えない程度の値を与えることが出来る。微調整が必要な場合は調整タブで行う。
　このほかに通常のヘリコプタブレードと同様にフラッタ防止の為に捻れ中心と重心位置を一致させる必要がある。
　（実施例２）
　図１２に基づき実施例２を説明する。単にブレード１１５の取付け部であるブレードシャンク１１６が、取付けボルト１１７によってハブ１１３に取付けられている。ハブ１１３とマスト１１４は締結されている。ブレード１１５の後縁には調整タブ１１８を取付ける。ブレード１１５は適切なねじれ剛性を持っており、その捻れ中心は翼翼長の２５％より前方又はその２５％の位置である。また翼型のモーメント係数は負である。ブレード１１５の前縁には、おもりが内蔵されており、捻れ中心と重心位置が一致している。
　表２に示すＧＥＮ　Ｈ－４の諸元を用いて、本発明の効果を計算した。
Figure JPOXMLDOC01-appb-T000002
　半径７５％での翼素のみの計算を行った。半径の７５％はロータの代表半径として近似計計算で良く用いられる値である。また翼素の長さとして０．１ｍを使用した。付根の取付け角は１２度、翼素の捻れ剛性は５．０ｒａｄ／Ｎ－ｍとした。翼型はモーメント係数が－０．１の翼型を、捻れ中心は翼弦長の２０％を用いた。誘導速度ｖは最大出力と単純運動量理論から求められる値の８０％を用いた。
　図１３～図１６に計算結果を示す。横軸は翼素の方位角である。図１３は翼素の取付け角、図１４は揚力係数、図１５は翼素が発生する揚力である。パラメータとして前進速度Ｖｉｎｆを１０ｍ／ｓ、２０ｍ／ｓと振った。また本発明を用いなかった場合の前進速度Ｖｉｎｆを０ｍ／ｓにおける値を「固定」としてグラフに併記した。図１３をみるとブレード前進時に取付け角は減少している。これによって図１４に示されたように前進時の揚力係数が減少し、後退時に増加している。その結果、図１５に示す揚力の変化は「固定」の場合に比べて大きく減少している。
　半径７５％の翼素がブレードの性能を代表していると考え、ブレード全体で図１５に示した揚力を一定に発生しているとし、一枚のブレードが発生する機体の頭上げモーメントを計算すると図１６のようになる。図１６では位相のずれを考慮してある。本発明のブレード１枚が平均して発生する頭上げモーメントは前進速度Ｖｉｎｆ＝１０ｍ／ｓにおいて０．０３ｋｇ－ｍ、前進速度Ｖｉｎｆ＝２０ｍ／ｓにおいて０．０８ｋｇ－ｍとなる。一方「固定」の場合は２０ｍ／ｓにおいて２．３ｋｇ－ｍとなり、４枚ブレードでは９．２ｋｇ－ｍになる。本発明を用いれば、速度増加によって生じる頭上げモーメントを体重移動でキャンセルする必要はほとんど無くなる。翼素の捻れ剛性を本計算の値より大きくするかモーメント係数の負の値が小さい翼を使用する事で適当な安定性を機体に与える事が出来る。
　本発明は、上記の実施形態に限定されることなく、その技術思想の範囲内で変形或いは応用して実施が可能であり、その実施の範囲も本発明の技術的範囲に属するものである。
　例えば、本発明は、固定ピッチ同軸２重反転ロータ式の有人ヘリコプタばかりでなく、固定ピッチ同軸２重反転ロータ式無人ヘリコプタなどにも適用可能である。
１　前進側ブレード又はブレード
２　後退側ブレード又はブレード
３　機体
４　機体前進速度Ｖｉｎｆ
５　ロータ回転速度Ω
６　前進側ブレード回転速度ｒΩ
７　後退側ブレード回転速度ｒΩ
８　前進側合計速度Ｖｉｎｆ＋ｒΩ
９　後退側合計速度Ｖｉｎｆ－ｒΩ
１０　前進側ブレード揚力
１１　後退側ブレード揚力
１２　頭上げモーメント
１３　メインマスト
１４　ブレード１、２をつなぐシャフト
１５　戻りバネ内蔵ハブ
１６　方位角
１７　ブレード１の微小翼素
１８　ブレード２の微小翼素
１９　流入速度Ｖ
２０　前方流入速度ＵＴ
２１　下方流入速度ＵＰ
２２　吹上げ角φ
２３　取付け角θ
２４　迎角α
２５　取付け角変更軸
２６　空力中心
２７　迎角０での風圧中心
２８　αに比例する揚力係数ＣＬα
２９　迎角０での揚力係数ＣＬ０
３０　の距離　ｌａ
３１　距離　ｌｂ
３２　内側ハブ
３３　外側ハブ
３４　メインマスト
３５　ブレード
３６　シーソーヒンジピン
３７　ブレードシャンク
３８　チャイニーズウェイト取付棒
３９　チャイニーズウェイト
４０　シャンク取付けボルト
４１　シャンク取付けナット
４２　エラストマー
４３　ピン取付け穴
１１３　ハブ
１１４　マスト
１１５　ブレード
１１６　シャンク
１１７　調整タブ
１１８　ボルト

Claims (8)

  1. 　固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタであって、
    　前記ロータは、モーメント係数が０又は負である翼型のブレードを使用し、
    　前縁から翼弦長の２５％以内の位置にブレードの捻れ中心又はフェザリング軸が設けられた
    　ヘリコプタ。
  2. 　請求項１に記載のヘリコプタであって、
    　前記ブレードは、調整タブを有する
    　ヘリコプタ。
  3. 　請求項１に記載のヘリコプタであって、
    　前記ロータは、前縁から翼弦長の２５％以内の位置にフェザリング軸が設けられ、
    　メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構と、
    　フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構とを有する
    　ヘリコプタ。
  4. 　請求項３に記載のヘリコプタであって、
    　前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値である
    　ヘリコプタ。
  5. 　固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタに用いられるブレードであって、
    　モーメント係数が０又は負である翼型を使用し、
    　前縁から翼弦長の２５％以内の位置に捻れ中心を設けた
    　ブレード。
  6. 　請求項５に記載のブレードであって、
    　調整タブを有する
    　ブレード。
  7. 　固定ピッチ同軸二重反転ロータ式のヘリコプタに用いられるロータであって、
    　モーメント係数が０又は負である翼型のブレードを使用し、
    　前縁から翼弦長の２５％以内の位置にフェザリング軸を設け、
    　メインマストを挟んで対向する一対のブレードを一体とすることで、片側のブレードの取付け角の増減が対向するブレードの取付け角が逆位相で増減する機構と、
    　フェザリング角に比例した中立位置に戻すモーメントを発生する反力を発生する機構とを有する
    　ロータ。
  8. 　請求項７に記載のロータであって、
    　前記反力を発生する機構のバネ定数は、最高速度を安全な値に抑える値である
    　ロータ。
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