WO2022190370A1 - コンパウンドヘリコプタ - Google Patents

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WO2022190370A1
WO2022190370A1 PCT/JP2021/010133 JP2021010133W WO2022190370A1 WO 2022190370 A1 WO2022190370 A1 WO 2022190370A1 JP 2021010133 W JP2021010133 W JP 2021010133W WO 2022190370 A1 WO2022190370 A1 WO 2022190370A1
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thrust
blade
propeller blade
angle
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匡史 吉尾
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川崎重工業株式会社
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    • B64C2027/8263—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like
    • B64C2027/8281—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like comprising horizontal tail planes

Definitions

  • the present disclosure relates to compound helicopters.
  • the rotorcraft of Patent Document 1 As a conventional compound helicopter, the rotorcraft of Patent Document 1 is known.
  • the rotorcraft has a fuselage, a main rotor, a pair of propulsion propellers and stabilizers.
  • a main rotor is located above the fuselage, a pair of propulsion propellers are located on either side of the fuselage, and a stabilizer is located at the rear end of the fuselage.
  • Each propulsion propeller has a plurality of blades and the stabilizer is provided with flaps.
  • the present disclosure has been made to solve such problems, and aims to provide a compound helicopter with improved flight efficiency.
  • a compound helicopter includes a fuselage, a first main wing extending rightward and a second main wing extending leftward from the fuselage with respect to a traveling direction of the fuselage, and a main wing provided above the fuselage.
  • the specifications of the first propeller are different from the specifications of the second propeller.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a compound helicopter according to Embodiment 1;
  • FIG. Figure 2 is a perspective view of the first propeller blade of Figure 1;
  • Figure 2B is a cross-sectional view of the first propeller blade of Figure 2A;
  • Figure 2 is a perspective view of the second propeller blade of Figure 1;
  • 3B is a cross-sectional view of the second propeller blade of FIG. 3A;
  • FIG. Figure 2 is a schematic diagram showing the forces in the compound helicopter of Figure 1;
  • FIG. 2 is a graph showing the efficiency of the compound helicopter during hovering of FIG. 1;
  • FIG. FIG. 2 is a graph showing the efficiency of the compound helicopter of FIG. 1 during high speed flight;
  • FIG. 8 is a cross-sectional view of a first propeller blade of a compound helicopter according to Embodiment 2;
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of a second propeller blade;
  • the compound helicopter 10 according to Embodiment 1 is an aircraft equipped with a structure for generating propulsion in addition to a structure for generating lift. As shown in FIG. 1, the compound helicopter 10 includes a fuselage 20, a main wing 30, a main rotor 40, a pair of propellers 50 and 60 having different specifications, a landing gear 70, a tail 80, and a controller 90.
  • the main rotor 40 and the landing gear 70 are arranged so as to sandwich the fuselage 20 in the vertical direction.
  • the side closer to the main rotor 40 than the landing gear 70 is referred to as the upper side, and the opposite side is referred to as the lower side.
  • the first propeller 50 and the second propeller 60 are arranged so as to sandwich the body 20 in the left-right direction.
  • a first propeller 50 is arranged on the right side of the main wing 30 and a second propeller 60 is arranged on the left side of the main wing 30 when facing the traveling direction.
  • the traveling direction is positive, the first propeller 50 generates only positive thrust, and the second propeller 60 generates positive and negative thrust.
  • the specifications of the propeller 60 are different. In the following description, "positive thrust” is also called “forward thrust”, and “negative thrust” is also called “reverse thrust”.
  • the fuselage 20 extends axially from the nose 21 toward the tail 22 .
  • a plane orthogonal to the horizontal direction at the midpoint of the horizontal direction of the trunk 20 is a virtual plane of symmetry VP
  • the trunk 20 has a symmetrical shape with respect to the virtual plane of symmetry VP.
  • the shape of the body 20 may be, for example, an elongated spheroid elongated in the front-rear direction, or may not be symmetrical with respect to the virtual plane of symmetry VP.
  • a main drive section 41 that rotationally drives the main rotor 40 is arranged on the upper portion of the body 20 .
  • the main drive unit 41 is configured by, for example, a prime mover such as an engine.
  • the main rotor 40 has a main rotor rotating shaft 42 and four main rotor blades 43 and generates lift.
  • the main rotor rotating shaft 42 is arranged at the center of the body 20 in the left-right direction and at or forward of the center in the front-rear direction.
  • the main rotor rotating shaft 42 has its lower end attached to the output portion of the main driving portion 41 and extends in the vertical direction.
  • the main rotor rotating shaft 42 may be a tilt rotor that is inclined with respect to the vertical direction.
  • the main rotor blades 43 are, for example, rectangular long members, one end of which is connected to the main rotor rotating shaft 42 .
  • the plurality of main rotor blades 43 are circumferentially arranged around the main rotor rotating shaft 42 at regular intervals and radially extend from the main rotor rotating shaft 42 .
  • the output of the main driving section 41 is transmitted to the main rotor blades 43 via the main rotor rotating shaft 42 to rotate the main rotor blades 43 around the main rotor rotating shaft 42 .
  • the pitch angle of the main rotor blades 43 may be controlled so that the lift generated by the main rotor 40 is maximized.
  • the main wing 30 has a first main wing portion 31 and a second main wing portion 32, and generates lift during forward flight.
  • the first main wing portion 31 extends from the right side of the fuselage 20 with respect to the traveling direction, and the second main wing portion 32 extends from the left side of the fuselage 20 .
  • the first main wing portion 31 and the second main wing portion 32 are formed symmetrically with respect to the virtual plane of symmetry VP, and extend in a direction intersecting (for example, perpendicular to) the virtual plane of symmetry VP.
  • Each of the main wing portions 31 and 32 has a wing root 33 connected to the fuselage 20 and a wing tip 34 .
  • Each of the main wing portions 31 and 32 has, for example, a trapezoidal shape in which the wing root 33 is larger than the wing tip 34 in the longitudinal direction when viewed from above.
  • a first propeller 50 and a second propeller 60 that generate a propulsive force and a first drive unit that rotates the first propeller 50 and the second propeller 60 are provided at the wing tips 34 of the first main wing portion 31 and the second main wing portion 32.
  • 51 and a second drive section 61 are provided.
  • the first drive section 51 and the second drive section 61 are driven by, for example, a drive shaft connected to the main drive section 41 .
  • the first propeller 50 has a first rotating shaft 52 and four first propeller blades 53
  • the second propeller 60 has a second rotating shaft 62 and four second propeller blades 63 .
  • the first rotating shaft 52 and the second rotating shaft 62 extend in a direction parallel to the axial direction, and their rear ends are attached to the output portions of the first driving section 51 and the second driving section 61 .
  • the drive units 51 and 61 rotate the rotating shafts 52 and 62 at a constant speed, for example.
  • a plurality of first propeller blades 53 and second propeller blades 63 are attached to the front ends of the first rotating shaft 52 and the second rotating shaft 62, and rotate around the first rotating shaft 52 and the second rotating shaft 62. equally spaced from each other in the direction.
  • the front ends of the rotating shafts 52 and 62 to which the propeller blades 53 and 63 are attached may have a conical shape such as a conical shape projecting forward.
  • Each propeller blade 53, 63 rotates around each rotation axis 52, 62. At this time, the first propeller blade 53 rotates counterclockwise at a constant speed v, and the second propeller blade 63 rotates clockwise at a constant speed v. Thus, the first propeller blades 53 and the second propeller blades 63 rotate in opposite directions and at the same rotational speed.
  • a first pitch variable mechanism 54 that varies the pitch angle of the first propeller blades 53 is provided at the mounting portion of the first propeller blades 53 .
  • the mounting portion of the second propeller blades 63 is provided with a second pitch variable mechanism 64 that varies the pitch angle of the second propeller blades 63 .
  • the first variable pitch mechanism 54 sets the first propeller blades 53 to a positive pitch angle to generate forward thrust (positive thrust).
  • the second variable pitch mechanism 64 sets the second propeller blades 63 to a positive or negative pitch angle according to flight conditions, and generates forward thrust (positive thrust) or reverse thrust (negative thrust).
  • the first and second propeller blades 53 , 63 are, for example, smaller than the main rotor blades 43 , have a rectangular shape, and extend radially from the respective rotating shafts 52 , 62 .
  • Each propeller blade 53, 63 has base ends 53a, 63a and tip ends 53b, 63b at both ends in the longitudinal direction.
  • the base ends 53a, 63a of the propeller blades 53, 63 are connected to the rotating shafts 52, 62, respectively.
  • the first and second propeller blades 53, 63 have leading edges 53c, 63c and trailing edges 53d, 63d.
  • the front edges 53c, 63c are connected to one end of the proximal end portions 53a, 63a and one end of the distal end portions 53b, 63b.
  • the trailing edges 53d and 63d are connected to the other ends of the base ends 53a and 63a and the other ends of the tip ends 53b and 63b.
  • the first and second propeller blades 53 and 63 have, for example, a blade cross-section that is rounded on the side of the leading edges 53c and 63c and sharp on the side of the trailing edges 53d and 63d. , 63c side.
  • the angles of attack of the first and second propeller blades 53, 63 are twisted downward, decreasing from the base ends 53a, 63a toward the tip ends 53b, 63b.
  • the twist-down angle which is the difference between the installation angles of the base ends 53a, 63a and the tip ends 53b, 63b of the first and second propeller blades 53, 63, is the cord lines 53a1, 63a1 of the base ends 53a, 63a and the tip ends.
  • An acute angle formed by the cord lines 53b1 and 63b1 of the portions 53b and 63b is, for example, 10 degrees or more and 50 degrees or less.
  • the cord line 53a1 is a line that connects the front edge 53c and the rear edge 53d of the base end portion 53a
  • the cord line 53b1 is a line that connects the front edge 53c and the rear edge 53d of the tip portion 53b.
  • the cord line 63a1 is a line that connects the front edge 63c and the rear edge 63d of the base end portion 63a
  • the cord line 63b1 is a line that connects the front edge 63c and the rear edge 63d of the tip portion 63b.
  • the specifications of the first propeller 50 are different from the specifications of the second propeller 60. Specifically, under the condition that the main rotor 40 is rotated counterclockwise and the first propeller blades 53 and the second propeller blades 63 are rotated at the same negative pitch angle and rotational speed, the second propeller 60 The specifications are set so that the generated negative thrust is greater than the negative thrust generated by the first propeller 50 .
  • the specifications are set so that the For example, in the present embodiment, the downward twisting angle ⁇ 2 of the second propeller blades 63 is smaller than the downward twisting angle ⁇ 1 of the first propeller blades 53 .
  • the tail 80 has a vertical tail 81 and a horizontal tail 82 and is T-shaped provided at the tail 22 of the fuselage 20 .
  • the vertical stabilizer 81 generates a rightward lift force in the direction of travel when the main rotor 40 rotates counterclockwise.
  • the landing gear 70 is provided in the lower part of the fuselage 20, and landing gears such as skids are used, for example.
  • the landing gear 70 is a device that receives impact and supports the body 20 and the like when the compound helicopter 10 lands on the ground.
  • the control unit 90 is an arithmetic processing unit such as a processor that is arranged in the fuselage 20 and controls each part in the flight of the compound helicopter 10 .
  • the control unit 90 controls each unit such as the main drive unit 41 and the pitch variable mechanisms 54 and 64 based on outputs from the control device, various sensors, and the like.
  • ASICs Application Specific Integrated Circuits
  • a circuit or processing circuit that includes a combination of A processor is considered a processing circuit or circuit because it includes transistors and other circuits.
  • a circuit, unit, or means is hardware that performs or is programmed to perform the recited functions.
  • the hardware may be the hardware disclosed herein, or other known hardware programmed or configured to perform the recited functions.
  • a circuit, means or unit is a combination of hardware and software where the hardware is a processor which is considered a type of circuit, the software being used to configure the hardware and/or the processor.
  • FIG. 4 is a diagram schematically showing the forces generated during flight of the compound helicopter 10, showing some of the forces contributing to the propulsive force and the yaw rotation of the aircraft.
  • the main rotor 40 rotates counterclockwise when viewed from above. Therefore, when viewed from above, the main rotor blades 43 pass around the main rotor rotating shaft 42 on the stern 22 side (rear side) of the fuselage 20 and the first main wing portion 31 side (right side). It rotates to the nose 21 side (forward side).
  • the first propeller 50 and the second propeller 60 rotate at a constant speed and in a constant direction, respectively.
  • the first propeller 50 and the second propeller 60 rotate in opposite directions. For example, when viewed from the front, the first propeller 50 rotates counterclockwise and the second propeller 60 rotates clockwise.
  • the first propeller 50 In order to cancel the rotational torque of the main rotor 40, the first propeller 50 generates a forward thrust (positive thrust) F0 and the second propeller 60 generates a reverse thrust (negative thrust) S0.
  • the first variable pitch mechanism 54 adjusts the first propeller blades 53 to a positive pitch angle
  • the second variable pitch mechanism 64 adjusts the second propeller blades 63 to a negative pitch angle.
  • the moment M0 is canceled by the positive thrust F0 and the negative thrust S0, and the compound helicopter 10 maintains its attitude without rotating in the yaw direction.
  • the negative thrust S0 is the same as or substantially the same as the positive thrust F0, and the compound helicopter 10 does not move in the front-rear direction either.
  • the first propeller 50 generates positive thrust and the second propeller 60 generates negative thrust.
  • the lift force generated by the main wings 30 further increases, and accordingly the moment of the fuselage 20 decreases to M2. Furthermore, the lift force of the vertical stabilizer 81 increases from R1 to R2. The moment M2 is canceled by the lift force R2, the normal thrust force F2, and the normal thrust force S2, and the compound helicopter 10 maintains its posture without rotating in the yaw direction.
  • the forward speed of the compound helicopter 10 further increases to, for example, 200 kt.
  • the normal thrust of the first propeller 50 is increased from F2 to F3
  • the normal thrust of the second propeller 60 is increased from S2 to S3.
  • the positive thrust of the compound helicopter 10, which is the sum of these, increases to T3 and advances at high speed. Note that the normal thrust S3 is equal or substantially equal to the normal thrust F3.
  • the moment of the fuselage 20 is reduced to M3 as the lift force by the main wings 30 increases due to the increased speed. Also, the lift force of the vertical stabilizer 81 increases to R3. This moment M3 is canceled by the lift R3, and the compound helicopter 10 maintains its posture without rotating in the yaw direction.
  • both the first propeller 50 and the second propeller 60 generate positive thrust during forward flight after low speed.
  • first and second propeller blades 53, 63 for changing the thrust and direction of the first propeller 50 and the second propeller 60 according to the flight conditions of hovering, low speed forward flight, high speed forward flight. is set.
  • FIG. 5A shows a graph of the efficiency of each propeller during hovering of the compound helicopter 10
  • FIG. 5B shows a graph of the efficiency of each propeller during high-speed (200 kt) flight of the compound helicopter 10.
  • the horizontal axis indicates the untwisted angle of each propeller blade 53, 63
  • the vertical axis indicates the horsepower required to rotate each propeller to generate the required thrust during each flight condition.
  • the line passing through the square dots indicates the relationship between the required horsepower of the first propeller 50 and the downward twisting angle ⁇ 1 of the first propeller blade 53.
  • a line passing through the triangle dots indicates the relationship between the sum of the required horsepower of the first propeller 50 and the required horsepower of the second propeller 60 and the twist down angle ⁇ 2 of the second propeller blade 63 .
  • the thick line indicates the propeller horsepower upper limit value (the horsepower upper limit value of the main drive unit 41 minus the horsepower required to rotate the main rotor 40).
  • the scales of the vertical axes in FIGS. 5A and 5B are not necessarily the same. Further, when the compound helicopter 10 moves forward, the main driving section 41 is air-cooled. Therefore, the propeller horsepower upper limit value during high-speed flight in FIG. 5B shows a larger value than the propeller horsepower upper limit value during hovering in FIG. 5A.
  • the first propeller 50 generates positive thrust regardless of flight conditions. Therefore, as shown in FIGS. 5A and 5B, the required horsepower does not change greatly regardless of the lowering angle of twisting, but the larger the lowering angle ⁇ 1 of the first propeller blades 53, the smaller the required horsepower of the first propeller 50. Become. In this case, the twist-down angle ⁇ 1 is 40 degrees, and the required horsepower of the first propeller 50 is minimized. Therefore, the thrust efficiency of the first propeller 50 improves as the untwisting angle ⁇ 1 increases (for example, the untwisting angle ⁇ 1 approaches 40 degrees).
  • the direction of thrust of the second propeller 60 changes according to the speed of the compound helicopter 10, and negative thrust is generated during hovering and low-speed flight, which is the initial stage of forward flight, while positive thrust is generated during high-speed flight. Occur. Therefore, as shown in FIGS. 5A and 5B, the required horsepower of the second propeller 60 changes greatly depending on the lowering angle .theta.2, and the tendency of the change is different between the time of hovering in FIG. 5A and the time of high-speed flight in FIG. 5B. different in Therefore, the twist-down angle ⁇ 2 of the second propeller 60 is set to a value smaller than the upper limit of the propeller horsepower, which reduces the required horsepower both during hovering and during high-speed flight.
  • the required horsepower of the second propeller 60 decreases as the twist-down angle ⁇ 2 of the second propeller blade 63 increases, similarly to the first propeller 50 . Therefore, the thrust efficiency of the second propeller 60 improves as the untwisting angle ⁇ 2 increases (for example, the untwisting angle ⁇ 2 approaches 40 degrees).
  • the upper limit of the lowering angle ⁇ 2 is a value at which the sum of the required horsepower of the first propeller 50 and the required horsepower of the second propeller 60 matches the upper limit of the propeller horsepower. 26 degrees.
  • the lower limit of the lowering angle ⁇ 2 is, for example, 18 degrees, which is the sum of the required horsepower of the first propeller 50 and the required horsepower of the second propeller 60 and the upper limit of the propeller horsepower. Considering the margin in this range, for example, the downward twisting angle ⁇ 2 is set to 22 degrees.
  • the thrust required for the first propeller 50 and the second propeller 60 and the direction of the thrust differ depending on flight conditions such as hovering, low-speed flight, and high-speed flight. It can be an optimum propeller suitable for compound helicopters.
  • the second propeller 60 generates negative thrust, and generates positive thrust after low-speed flight.
  • the first propeller 50 generates positive thrust in any flight state.
  • Propeller specifications are set, for example, by adjusting the twisting angle of the propeller blades.
  • the downward twisting angle ⁇ 2 of the second propeller blade 63 is smaller than the downward twisting angle ⁇ 1 of the first propeller blade 53 .
  • the negative thrust of the second propeller blades 63 is applied to the first propeller blades. 53 negative thrust.
  • first propeller blades 53 and the second propeller blades 63 rotate at the same rotational speed and at the same positive pitch angle + ⁇
  • the first propeller blades 53 generate positive thrust +Fp.
  • the positive thrust +Sp is generated by the second propeller blade 63 .
  • the conditions are such that the first propeller blades 53 and the second propeller blades 63 rotate at the same rotational speed and at the same negative pitch angle, that is, the angle - ⁇ , the first propeller blades 53 generate negative thrust -Fm is generated, and the negative thrust ⁇ Sm is generated by the second propeller blade 63 .
  • the first propeller blades 53 are formed in a shape suitable for generating positive thrust.
  • the second propeller blade 63 is formed in a shape that suppresses a decrease in efficiency with respect to positive thrust and negative thrust. Therefore, the flight efficiency of the compound helicopter 10 is improved.
  • the thrust from the first propeller 50 and the second propeller 60 can increase the speed of the compound helicopter 10 and control the movement of the compound helicopter 10 in the yaw direction.
  • the optimum propeller is obtained by differentiating the untwisting angles of the first propeller 50 and the second propeller 60.
  • the compound helicopter 10 according to the second embodiment In the helicopter 10, as shown in FIG. 6, the first propeller blades 153 and the second propeller blades 163 have different airfoil cross-sectional shapes.
  • the second propeller blade 163 has a camber that is the difference between camber lines 153f and 163f, which are the center lines of the thickness of the cross-sectional shape of the propeller blade, and cord lines 153g and 163g, which are straight lines connecting the leading edge and the trailing edge. Smaller than the first propeller blade 153 .
  • the first propeller blade 153 is a camber blade with a camber greater than zero.
  • the second propeller blade 163 is a symmetrical blade with zero camber. The propeller blades 153 and 163 are not twisted down.
  • the outline lines 153e and 163e are lines representing the cross-sectional shapes of the propeller blades 153 and 163 perpendicular to the longitudinal direction.
  • the center lines 153f and 163f pass through the center between the cord lines 153g and 163g that straightly connect the front edges 153c and 163c and the rear edges 153d and 163d of the outlines 153e and 163e. is a line.
  • the center line 153f is located above the cord line 153g, and the camber 153h is greater than zero. In this case, since the first propeller blades 153 are warped in one direction from the cord line 153g, the first propeller blades 153 tend to generate normal thrust.
  • the center line 163f coincides with the cord line 163g, and the camber is 0.
  • the second propeller blades 163 have a symmetrical shape with respect to the cord line 163g, so that the second propeller blades 163 tend to generate both positive thrust and negative thrust.
  • the compound helicopter 10 can improve the flight efficiency.
  • the propeller blades 153, 163 according to the second embodiment may be provided with the same downward twisting angles ⁇ 1, ⁇ 2 as in the first embodiment. That is, the second propeller blade 163 of the symmetrical blade and the first propeller blade 153 of the camber blade are each twisted down, and the twisted down angle ⁇ 2 of the second propeller blade 163 is the same as that of the first propeller blade 153. smaller than the angle ⁇ 1.
  • first propeller blades 153 and the second propeller blades 163 may be the same or different in terms of shape except twisting and differences in cross-sectional shape.
  • planar shape surrounded by base ends 153a, 163a, tip ends 153b, 163b, leading edges 153c, 163c, and trailing edges 153d, 163d can be made different between the first propeller blade 153 and the second propeller blade 163.
  • Propeller specifications may be set by
  • first propeller 50 and the second propeller 60 are set to have the same number of revolutions, but the first propeller 50 and the second propeller 60 are changed so that the thrust and its direction correspond to the flight conditions. It may be driven at different speeds.
  • first propeller 50 and the first drive section 51 are attached to the first main wing section 31, and the second propeller 60 and the second drive section 61 are attached to the second main wing section 32.
  • first propeller 50 is provided on one side of the fuselage 20 and the second propeller 60 is provided on the other side of the fuselage 20, these positions are not limited to this.
  • first propeller 50 and the first driving section 51 may be attached to one side of the fuselage 20 and the second propeller 60 and the second driving section 61 may be attached to the other side of the fuselage 20 .
  • each propeller blade may be negatively twisted down (twisted up) with an increasing angle of attack from the proximal end to the distal end.
  • the compound helicopter of the present disclosure is useful as a compound helicopter or the like with improved flight efficiency.

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Abstract

コンパウンドヘリコプタ（１０）は、胴体（２０）と、前記胴体の進行方向に対して、前記胴体から右側方へ延びる第１主翼（３１）及び左側方に延びる第２主翼（３２）と、前記胴体よりも上側に設けられたメインロータ（４０）と、前記第１主翼に設けられ、前記進行方向を正としたとき、正の推力を発生させる第１プロペラ（５０）と、前記第２主翼に設けられ、正及び負の推力を発生させる第２プロペラ（６０）と、を備え、前記第１プロペラの諸元が前記第２プロペラの諸元とは異なる。

Description

コンパウンドヘリコプタ
　本開示は、コンパウンドヘリコプタに関する。
　従来のコンパウンドヘリコプタとして、特許文献１の回転翼航空機が知られている。この回転翼航空機は、胴体、メインロータ、一対の推進プロペラ及びスタビライザを有している。メインロータは胴体の上に配置され、一対の推進プロペラは胴体の両側に配置され、スタビライザは胴体の後端に配置されている。各推進プロペラは複数のブレードを有しており、スタビライザにはフラップが設けられている。
米国特許出願公開第２０１０／０２４３７９２号公報
　上記特許文献１の回転翼航空機では、一対の推進プロペラ及びフラップが飛行安定化のために調整されている。しかしながら、推進プロペラにおける飛行効率化については記載されていない。
　本開示はこのような課題を解決するためになされたものであり、飛行効率の向上を図ったコンパウンドヘリコプタを提供することを目的としている。
　本開示のある態様に係るコンパウンドヘリコプタは、胴体と、胴体の進行方向に対して、胴体から右側方へ延びる第１主翼及び左側方に延びる第２主翼と、胴体よりも上側に設けられたメインロータと、第１主翼に設けられ、進行方向を正としたとき、正の推力を発生させる第１プロペラと、第２主翼に設けられ、正及び負の推力を発生させる第２プロペラと、を備え、第１プロペラの諸元が第２プロペラの諸元とは異なる。
実施形態１に係るコンパウンドヘリコプタを示す斜視図である。 図１の第１プロペラブレードの斜視図である。 図２Ａの第１プロペラブレードの断面図である。 図１の第２プロペラブレードの斜視図である。 図３Ａの第２プロペラブレードの断面図である。 図１のコンパウンドヘリコプタにおける力を示した概略図である。 図１のホバリング時におけるコンパウンドヘリコプタの効率を示したグラフである。 図１の高速飛行時におけるコンパウンドヘリコプタの効率を示したグラフである。 実施形態２に係るコンパウンドヘリコプタの第１プロペラブレードの断面図である。 第２プロペラブレードの断面図である。
　（実施の形態１）
　＜コンパウンドヘリコプタの構成＞
　実施の形態１に係るコンパウンドヘリコプタ１０は、揚力を発生する構成に加えて、推進力を発生する構成を備える航空機である。図１に示すように、コンパウンドヘリコプタ１０は、胴体２０、主翼３０、メインロータ４０、諸元の異なる一対のプロペラ５０、６０）、降着装置７０、尾翼８０及び制御部９０を備える。
　メインロータ４０及び降着装置７０は上下方向において胴体２０を挟むように配置されている。降着装置７０よりもメインロータ４０側を上側と称し、その反対側を下側と称する。また、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０は左右方向において胴体２０を挟むように配置されている。進行方向を向いたとき、主翼３０の右側には第１プロペラ５０が配置され、主翼３０の左側には第２プロペラ６０が配置される。後述するように、進行方向を正としたとき、第１プロペラ５０は正の推力のみを発生させ、第２プロペラ６０は正の推力及び負の推力を発生させるため、第１プロペラ５０と第２プロペラ６０の諸元が異なっている。なお、以下の説明においては、「正の推力」は「前進推力」、「負の推力」は「後進推力」とも言う。
　胴体２０は、機首２１から機尾２２に向けて機軸方向に延びている。胴体２０の左右方向の中点において左右方向に直交する面を仮想対称面ＶＰとしたとき、胴体２０は仮想対称面ＶＰに対して対称な形状である。なお、胴体２０の形状は、例えば、前後方向に長い長球でも良く、あるいは仮想対称面ＶＰに対して対称でなくてもよい。
　胴体２０の上部には、メインロータ４０を回転駆動するメイン駆動部４１が配置されている。メイン駆動部４１は、例えば、エンジン等の原動機により構成されている。
　メインロータ４０は、メインロータ回転軸４２及び４つのメインロータブレード４３を有し、揚力を発生させる。メインロータ回転軸４２は、胴体２０における左右方向の中央であって、前後方向の中央又はそれよりも前側に配置されている。メインロータ回転軸４２は、その下端がメイン駆動部４１の出力部に取り付けられており、鉛直方向に延びている。なお、メインロータ回転軸４２は上下方向に対して傾斜させた、ティルトロータとしてもよい。
　メインロータブレード４３は、例えば、矩形状の長尺部材であって、一端部がメインロータ回転軸４２に接続されている。複数のメインロータブレード４３は、メインロータ回転軸４２を中心に周方向に等間隔に配置されて、メインロータ回転軸４２から放射線状に延びている。
　メイン駆動部４１の出力はメインロータ回転軸４２を介してメインロータブレード４３に伝達され、メインロータブレード４３をメインロータ回転軸４２を中心に回転させる。なお、メインロータブレード４３は、メインロータ４０により発生する揚力が最大になるようにピッチ角が制御されていてもよい。
　主翼３０は、第１主翼部３１及び第２主翼部３２を有し、前進飛行時に揚力を発生させる。第１主翼部３１は、進行方向に対して胴体２０の右側方から延びており、第２主翼部３２は胴体２０の左側方から延びている。第１主翼部３１及び第２主翼部３２は、仮想対称面ＶＰに対して対称に形成され、仮想対称面ＶＰに対して交差（例えば、直交）する方向に延びている。
　各主翼部３１、３２は、胴体２０に接続される翼根３３と、翼端３４を有している。各主翼部３１、３２は、例えば、上面視において、前後方向における寸法が翼端３４よりも翼根３３が大きい台形状である。
　第１主翼部３１及び第２主翼部３２の翼端３４には、推進力を発生させる第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０と、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０を回転させる第１駆動部５１及び第２駆動部６１が設けられている。第１駆動部５１及び第２駆動部６１は、例えば、メイン駆動部４１と接続されたドライブシャフトにより駆動される。第１プロペラ５０は第１回転軸５２と４つの第１プロペラブレード５３を有し、第２プロペラ６０は第２回転軸６２と４つの第２プロペラブレード６３を有している。
　第１回転軸５２及び第２回転軸６２は機軸方向と平行な方向に延び、その後端部が第１駆動部５１及び第２駆動部６１の出力部に取り付けられている。これにより、各駆動部５１、６１によって各回転軸５２、６２は、例えば、定速で回転する。
　複数の第１プロペラブレード５３及び第２プロペラブレード６３は、第１回転軸５２及び第２回転軸６２の前端部に取り付けられており、第１回転軸５２及び第２回転軸６２を中心に周方向において互いに等間隔に配置される。なお、各プロペラブレード５３、６３が取り付けられる各回転軸５２、６２の前端部は、前方へ突出する円錐形等の錐体形状であってもよい。
　各プロペラブレード５３、６３は、各回転軸５２、６２を中心に回転する。この際、第１プロペラブレード５３は反時計回りに定速ｖで回転し、第２プロペラブレード６３は時計回りに定速ｖで回転する。このように、第１プロペラブレード５３及び第２プロペラブレード６３は、互いに、逆向きの回転方向かつ同じ回転速度で回転する。
　第１プロペラブレード５３の取付部分には、第１プロペラブレード５３のピッチ角を可変する第１ピッチ可変機構５４が設けられている。同様に、第２プロペラブレード６３の取付部分には、第２プロペラブレード６３のピッチ角を可変する第２ピッチ可変機構６４が設けられている。ピッチ角を変えることにより、各プロペラブレード５３、６３により発生する推進力の方向と大きさが制御される。
　具体的には、第１ピッチ可変機構５４は、第１プロペラブレード５３を正のピッチ角とし、前進推力（正推力）を発生させる。一方、第２ピッチ可変機構６４は、飛行状態に応じて、第２プロペラブレード６３を正または負のピッチ角とし、前進推力（正推力）または後進推力（負推力）を発生させる。
　第１及び第２プロペラブレード５３、６３は、例えば、メインロータブレード４３よりも小さく、矩形状であって、各回転軸５２、６２から放射線状に長く延びている。各プロペラブレード５３、６３は、この長手方向における両端部に基端部５３ａ、６３ａ及び先端部５３ｂ、６３ｂを有している。各プロペラブレード５３、６３の基端部５３ａ、６３ａが各回転軸５２、６２に接続されている。
　図２Ａ、図２Ｂ、図３Ａ、図３Ｂに示すように、第１及び第２プロペラブレード５３、６３は、前縁５３ｃ、６３ｃ及び後縁５３ｄ、６３ｄを有している。前縁５３ｃ、６３ｃは、基端部５３ａ、６３ａの一端と先端部５３ｂ、６３ｂの一端とに接続されている。後縁５３ｄ、６３ｄは、基端部５３ａ、６３ａの他端と先端部５３ｂ、６３ｂの他端とに接続されている。
　第１及び第２プロペラブレード５３、６３は、翼断面が、例えば、前縁５３ｃ、６３ｃ側が丸く、後縁５３ｄ、６３ｄ側が尖った形状であって、後縁５３ｄ、６３ｄ側よりも前縁５３ｃ、６３ｃ側の厚みが大きい。
　第１及び第２プロペラブレード５３、６３の迎え角は、基端部５３ａ、６３ａから先端部５３ｂ、６３ｂに向かって減少する、ねじり下げとしている。
　第１及び第２プロペラブレード５３、６３の基端部５３ａ、６３ａと先端部５３ｂ、６３ｂの取付角の差である、ねじり下げ角は、基端部５３ａ、６３ａのコード線５３ａ１、６３ａ１と先端部５３ｂ、６３ｂのコード線５３ｂ１、６３ｂ１とがなす鋭角であって、例えば、１０度以上であって、５０度以下である。なお、コード線５３ａ１は、基端部５３ａにおける前縁５３ｃと後縁５３ｄとを結ぶ線であって、コード線５３ｂ１は、先端部５３ｂにおける前縁５３ｃと後縁５３ｄとを結ぶ線である。コード線６３ａ１は、基端部６３ａにおける前縁６３ｃと後縁６３ｄとを結ぶ線であって、コード線６３ｂ１は、先端部６３ｂにおける前縁６３ｃと後縁６３ｄとを結ぶ線である。
　ここで、第１プロペラ５０の諸元は、第２プロペラ６０の諸元と異なっている。具体的には、メインロータ４０を反時計回りに回転させ、第１プロペラブレード５３及び第２プロペラブレード６３を負のピッチ角及び回転速度を同一にして回転させる条件下において、第２プロペラ６０が発生する負の推力が、第１プロペラ５０が発生する負の推力よりも大きくなるように諸元が設定される。また、メインロータ４０を反時計回りに回転させ、第１プロペラブレード５３及び第２プロペラブレード６３を正のピッチ角及び回転速度を同一にして回転させたときに発生する推力の絶対値と、第１プロペラブレード５３及び第２プロペラブレード６３を負のピッチ角及び回転速度を同一にして回転させたときに発生する推力の絶対値との差は、第２プロペラ６０の方が第１プロペラ５０よりも小さくなるよう諸元が設定される。例えば、本実施の形態では、第２プロペラブレード６３のねじり下げ角θ２が第１プロペラブレード５３のねじり下げ角θ１よりも小さい。
　尾翼８０は、垂直尾翼８１及び水平尾翼８２を有し、胴体２０の機尾２２に設けられるＴ字形状である。垂直尾翼８１は、メインロータ４０が反時計回りに回転する場合に、進行方向を向いたときの右向きの揚力を発生する。
　降着装置７０は、胴体２０の下部に設けられ、例えば、スキッド等の着陸脚が用いられる。降着装置７０は、コンパウンドヘリコプタ１０が地上に着陸する際に、衝撃を受けて、胴体２０等を支持する装置である。
　制御部９０は、胴体２０内に配置され、コンパウンドヘリコプタ１０の飛行における各部を制御する、プロセッサ等の演算処理装置である。制御部９０は、操縦装置及び各種センサ等からの出力に基づき、メイン駆動部４１及び各ピッチ可変機構５４、６４等の各部を制御している。
　本明細書で開示する要素の機能は、開示された機能を実行するよう構成またはプログラムされた汎用プロセッサ、専用プロセッサ、集積回路、ＡＳＩＣ（Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ　Ｓｐｅｃｉｆｉｃ　Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ　Ｃｉｒｃｕｉｔｓ）、従来の回路、および／または、それらの組み合わせ、を含む回路または処理回路を使用して実行できる。プロセッサは、トランジスタやその他の回路を含むため、処理回路または回路と見なされる。本開示において、回路、ユニット、または手段は、列挙された機能を実行するハードウェアであるか、または、列挙された機能を実行するようにプログラムされたハードウェアである。ハードウェアは、本明細書に開示されているハードウェアであってもよいし、あるいは、列挙された機能を実行するようにプログラムまたは構成されているその他の既知のハードウェアであってもよい。ハードウェアが回路の一種と考えられるプロセッサである場合、回路、手段、またはユニットはハードウェアとソフトウェアの組み合わせであり、ソフトウェアはハードウェアおよび／またはプロセッサの構成に使用される。
　　＜コンパウンドヘリコプタに作用する力＞
　図４は、コンパウンドヘリコプタ１０の飛行時に発生する力を模式的に示した図であり、推進力及び機体のヨー回転に寄与する一部の力を表している。
　コンパウンドヘリコプタ１０の飛行中には、上面視においてメインロータ４０は反時計回りに回転する。このため、メインロータブレード４３は、上から視て、メインロータ回転軸４２の回りを、胴体２０の機尾２２側（後側）、第１主翼部３１側（右側）を経て、胴体２０の機首２１側（前側）へ回転する。
　コンパウンドヘリコプタ１０の飛行中には、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０は一定速度及び一定方向にそれぞれ回転する。ただし、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０は互いに反対方向に回転する。例えば、正面視において、第１プロペラ５０は、反時計回りに回転し、第２プロペラ６０は、時計回りに回転する。
　　＜ホバリング時にコンパウンドヘリコプタに作用する力＞
　コンパウンドヘリコプタ１０のホバリング時には、前進速度が０ｋｔであって、コンパウンドヘリコプタ１０は空中に静止している。この際、メインロータ４０の回転により機体の自重に相当する揚力を発生させるため、メインロータ４０の回転トルクが大きくなる。この回転トルクによって胴体２０は、メインロータ４０の回転方向の反対方向（時計回り）のモーメントＭ０を受ける。このモーメントＭ０は回転トルクに伴い大きい。
　メインロータ４０の回転トルクを打ち消すために、第１プロペラ５０により前進推力（正推力）Ｆ０、第２プロペラ６０により後進推力（負推力）Ｓ０をそれぞれ発生させる。具体的には、第１ピッチ可変機構５４は、第１プロペラブレード５３を正のピッチ角に調整し、第２ピッチ可変機構６４は第２プロペラブレード６３を負のピッチ角に調整する。そして、正推力Ｆ０及び負推力Ｓ０により、モーメントＭ０が相殺されて、コンパウンドヘリコプタ１０はヨー方向に回転することなく姿勢が維持される。また、負推力Ｓ０は正推力Ｆ０と同じ又はほぼ同じであり、コンパウンドヘリコプタ１０は前後方向にも移動しない。
　　＜低速飛行時にコンパウンドヘリコプタに作用する力＞
　ホバリングから低速（例えば、８０ｋｔ）で前進飛行させるために、第１プロペラ５０の正推力をＦ０からＦ１に増加させる。
　この前進によって、主翼３０により揚力が発生し、メインロータ４０による揚力の寄与が小さくなり、メインロータ４０の回転トルクが減少する。このため、回転トルクの反作用である胴体２０のモーメントＭ１はモーメントＭ０よりも小さくなる。これに伴い、メインロータ４０の回転トルクを打ち消すための第２プロペラ６０の負推力を、Ｓ０からＳ１に減少させる。また、前進飛行によって垂直尾翼８１に揚力Ｒ１が右向きに発生する。
　垂直尾翼８１による揚力Ｒ１、正推力Ｆ１及び負推力Ｓ１によりモーメントＭ１が相殺されて、コンパウンドヘリコプタ１０はヨー方向に回転することなく姿勢が維持される。また、正推力Ｆ１が負推力Ｓ１よりも大きく、コンパウンドヘリコプタ１０には前進推力Ｔ１が付与されて前進する。
　このように、ホバリングから前進飛行の初期段階である低速飛行時には、第１プロペラ５０には正推力を発生させ、第２プロペラ６０には負推力を発生させる。
　　＜低速以降の飛行時にコンパウンドヘリコプタに作用する力＞
　コンパウンドヘリコプタ１０の前進速度を１５０ｋｔに増加させるため、第１プロペラ５０の正推力をＦ１からＦ２に増加させる。このとき、第２ピッチ可変機構６４は第２プロペラブレード６３を負のピッチ角から正のピッチ角に変更し、第２プロペラ６０から正推力Ｓ２を発生させる。これにより、第１プロペラ５０の推力Ｆ２及び第２プロペラ６０の推力Ｓ２は、前進推力に用いられ、コンパウンドヘリコプタ１０は正推力Ｔ２にて速度を増して前進する。
　この速度が増すことに伴い、主翼３０による揚力がさらに増加し、これに伴い胴体２０のモーメントがＭ２に低下する。さらに、垂直尾翼８１の揚力がＲ１からＲ２に増加する。この揚力Ｒ２、正推力Ｆ２及び正推力Ｓ２によりモーメントＭ２が相殺されて、コンパウンドヘリコプタ１０はヨー方向に回転することなく姿勢が維持される。
　そして、コンパウンドヘリコプタ１０の前進する速度が一層、増し、例えば、２００ｋｔになる。この前進方向の推進力を上昇するため、第１プロペラ５０の正推力をＦ２からＦ３に増加し、第２プロペラ６０の正推力をＳ２からＳ３に増加する。この和であるコンパウンドヘリコプタ１０の正推力は、Ｔ３に増加して、高速で前進する。なお、正推力Ｓ３は正推力Ｆ３に等しい又はほぼ等しい。
　高速化による主翼３０による揚力の更なる増加に伴い、胴体２０のモーメントがＭ３に低下する。また、垂直尾翼８１の揚力がＲ３に増加する。このモーメントＭ３は揚力Ｒ３により打ち消されて、コンパウンドヘリコプタ１０はヨー方向に回転することなく姿勢が維持される。
　このように、低速以降の前進飛行時には、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０ともに正の推力を発生させる。
　　＜第１プロペラブレード及び第２プロペラブレードのねじり下げ角＞
　ホバリング、低速の前進飛行、高速の前進飛行の飛行状態に応じて、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０の推力と、その向きを変更するため、適切な第１、第２プロペラブレード５３、６３のねじり下げ角が設定される。
　図５Ａは、コンパウンドヘリコプタ１０のホバリング時における各プロペラの効率のグラフを示し、図５Ｂは、コンパウンドヘリコプタ１０の高速（２００ｋｔ）飛行時における各プロペラの効率のグラフを示している。各グラフにおいて、横軸は各プロペラブレード５３、６３のねじり下げ角を示し、縦軸は各飛行状態の際に必要な推力を発生させるために各プロペラを回転させる必要馬力を示している。
　各グラフにおいて、四角形ドットを通る線が第１プロペラ５０の必要馬力と、第１プロペラブレード５３のねじり下げ角θ１との関係を示している。三角形ドットを通る線が第１プロペラ５０の必要馬力と第２プロペラ６０の必要馬力との和と、第２プロペラブレード６３のねじり下げ角θ２との関係を示している。太線は、プロペラ馬力上限値（メイン駆動部４１の馬力上限値からメインロータ４０を回転させる必要馬力を差し引いたもの）を示している。
　なお、図５Ａと図５Ｂの各縦軸のスケールは必ずしも同一ではない。また、コンパウンドヘリコプタ１０が前進すると、メイン駆動部４１は空冷される。このため、図５Ｂの高速飛行時におけるプロペラ馬力上限値は、図５Ａのホバリング時におけるプロペラ馬力上限値よりも大きい値を示す。
　第１プロペラ５０は、飛行状態によらず正推力を発生する。このため、図５Ａ及び図５Ｂに示すように、ねじり下げ角に拘らず必要馬力は大きく変化しないが、第１プロペラブレード５３のねじり下げ角θ１が大きいほど、第１プロペラ５０の必要馬力が小さくなる。この場合には、ねじり下げ角θ１が４０度で、第１プロペラ５０の必要馬力が最小になる。このため、ねじり下げ角θ１が大きい（例えば、ねじり下げ角θ１が４０度に近い）ほど、第１プロペラ５０の推力効率が向上する。
　一方、第２プロペラ６０は、コンパウンドヘリコプタ１０の速度に応じて推力の方向が変わり、ホバリング時及び前進飛行の初期段階である低速飛行時には負推力を発生するのに対し、高速飛行時には正推力を発生する。このため、図５Ａ、図５Ｂに示すように、第２プロペラ６０は、ねじり下げ角θ２によって必要馬力は大きく変化するとともに、その変化の傾向は図５Ａのホバリング時と図５Ｂの高速飛行時とで異なる。そのため、第２プロペラ６０のねじり下げ角θ２は、プロペラ馬力上限値よりも小さい値であって、ホバリング時と高速飛行時の双方の必要馬力が小さくなるような値が設定される。
　例えば、図５Ｂに示すように、高速飛行時には、第１プロペラ５０と同様に、第２プロペラブレード６３のねじり下げ角θ２が大きいほど、第２プロペラ６０の必要馬力が小さくなる。このため、ねじり下げ角θ２が大きい（例えば、ねじり下げ角θ２が４０度に近い）ほど、第２プロペラ６０の推力効率が向上する。
　これに対し、図５Ａに示すように、ホバリング時には、第２プロペラブレード６３のねじり下げ角θ２が小さいほど、第２プロペラ６０の必要馬力が小さくなる。このため、ねじり下げ角θ２が小さいほど、第２プロペラ６０の推力効率が向上する。
　以上のことから、図５Ａによりねじり下げ角θ２の上限は、第１プロペラ５０の必要馬力と第２プロペラ６０の必要馬力との和と、プロペラ馬力上限値とが一致する値である、例えば、２６度である。図５Ｂによりねじり下げ角θ２の下限は、第１プロペラ５０の必要馬力と第２プロペラ６０の必要馬力との和と、プロペラ馬力上限値とが一致する値である、例えば、１８度である。この範囲において、マージンを考慮し、例えば、ねじり下げ角θ２は、２２度に設定される。
　　＜作用、効果＞
　このように、ホバリング、低速飛行、高速飛行の飛行状態によって、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０に要求される推力や推力の向きが異なるため、左右のプロペラの諸元は同一にする必要はなく、コンパウンドヘリコプタに適した最適なプロペラとすることができる。
　具体的には、ホバリング時及び前進飛行の初期である低速飛行時において、第２プロペラ６０には負の推力を発生させ、低速飛行時以降は正の推力を発生させる。一方、第１プロペラ５０にはいずれの飛行状態においても正の推力を発生させる。
　プロペラ諸元は例えばプロペラブレードのねじり下げ角を調整することにより設定される。第２プロペラブレード６３のねじり下げ角θ２は、第１プロペラブレード５３のねじり下げ角θ１よりも小さい。これにより、仮に、第１プロペラブレード５３及び第２プロペラブレード６３が互いに同一の回転速度及び同一の負ピッチ角で回転させる条件とした場合、第２プロペラブレード６３の負の推力は第１プロペラブレード５３の負の推力よりも大きくなる。
　また、仮に、第１プロペラブレード５３及び第２プロペラブレード６３が互いに同一の回転速度及び同一の正ピッチ角である角度＋βで回転させる条件とした場合、第１プロペラブレード５３により正推力＋Ｆｐが発生し、第２プロペラブレード６３により正推力＋Ｓｐが発生する。また、仮に、第１プロペラブレード５３及び第２プロペラブレード６３が互いに同一の回転速度及び同一の負ピッチ角である角度－βで回転させる条件とした場合、第１プロペラブレード５３により負推力－Ｆｍが発生し、第２プロペラブレード６３により負推力－Ｓｍが発生する。
　このとき、ねじり下げ角が０度であって、正ピッチ角の絶対値と負ピッチ角の絶対値が等しい時、正ピッチ角で発生する正推力の絶対値と、負ピッチ角で発生する負推力の絶対値が等しくなる。また、正ピッチ角の絶対値と負ピッチ角の絶対値が等しい時、ねじり下げ角が大きくなるほど、正推力の絶対値が負推力の絶対値よりも大きくなる。この場合、第２プロペラブレード６３の推力の絶対値の差（Ｓｐ－Ｓｍ）は、第１プロペラブレード５３の推力の絶対値の差（Ｆｐ－Ｆｍ）よりも小さくなる。
　このため、第１プロペラブレード５３は、正推力を発生するのに適した形状に形成される。一方、第２プロペラブレード６３は、正推力及び負推力に対する効率の低下を抑制した形状に形成される。よって、コンパウンドヘリコプタ１０の飛行効率の向上が図られる。
　また、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０による推力によって、コンパウンドヘリコプタ１０の高速化が図られると共に、ヨー方向におけるコンパウンドヘリコプタ１０の動きを制御することができる。
　（実施の形態２）
　実施の形態１に係るコンパウンドヘリコプタ１０は、プロペラの諸元のうち、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０のねじり下げ角を異ならせることにより最適なプロペラとしたが、実施の形態２に係るコンパウンドヘリコプタ１０は、図６に示すように、第１プロペラブレード１５３及び第２プロペラブレード１６３の翼断面形状を異ならせている。
　第２プロペラブレード１６３は、プロペラブレードの断面形状の厚みの中心線であるキャンバーライン１５３ｆ、１６３ｆと、前縁と後縁とを結んだ直線であるコード線１５３ｇ、１６３ｇとの差であるキャンバーが第１プロペラブレード１５３よりも小さい。例えば、図６Ａに示すように、第１プロペラブレード１５３は、キャンバーが０よりも大きいキャンバー翼である。図６Ｂに示すように、第２プロペラブレード１６３は、キャンバーが０である対称翼である。なお、各プロペラブレード１５３、１６３にはねじり下げが付けられていない。
　外形線１５３ｅ、１６３ｅは、各プロペラブレード１５３、１６３の長手方向に直交する断面の形状を表す線である。中心線１５３ｆ、１６３ｆは、外形線１５３ｅ、１６３ｅのうち、前縁１５３ｃ、１６３ｃと後縁１５３ｄ、１６３ｄとを直線で結んだコード線１５３ｇ、１６３ｇよりも上側と下側との間の中心を通る線である。
　第１プロペラブレード１５３では、中心線１５３ｆがコード線１５３ｇよりも上側に位置しており、キャンバー１５３ｈが０よりも大きくなる。この場合、第１プロペラブレード１５３は、コード線１５３ｇから一方側に反っていることにより、第１プロペラブレード１５３は正推力を発生し易い。
　第２プロペラブレード１６３では、中心線１６３ｆがコード線１６３ｇと一致しており、キャンバーが０になる。このように、第２プロペラブレード１６３は、コード線１６３ｇに対して対称な形状であることにより、第２プロペラブレード１６３は正推力及び負推力の両方を発生し易い。
　このため、仮に、同一の回転速度及び同一の負ピッチ角で回転させる条件下において、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０が発生する負の推力は、第２プロペラ６０が第１プロペラ５０よりも大きくなる。よって、コンパウンドヘリコプタ１０は、飛行効率の向上を図ることができる。
　（変形例）
　実施の形態２に係る各プロペラブレード１５３、１６３について、実施の形態１と同様のねじり下げ角θ１、θ２をつけてもよい。つまり、対称翼の第２プロペラブレード１６３及びキャンバー翼の第１プロペラブレード１５３のそれぞれにねじり下げが付けられており、第２プロペラブレード１６３のねじり下げ角θ２は、第１プロペラブレード１５３のねじり下げ角θ１よりも小さい。
　上記全ての実施の形態において、ねじり下げ及び断面形状の違いを除いた形状について、第１プロペラブレード１５３及び第２プロペラブレード１６３は、互いに同じであってもよいし、互いに異なっていてもよい。例えば、基端部１５３ａ、１６３ａ、先端部１５３ｂ、１６３ｂ、前縁１５３ｃ、１６３ｃ及び後縁１５３ｄ、１６３ｄにより囲まれた平面形状を、第１プロペラブレード１５３と第２プロペラブレード１６３とで異ならせることによりプロペラの諸元を設定してもよい。
　また、各実施の形態において、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０は同一の回転数としたが、飛行状態に応じた推力とその向きとなるように、第１プロペラ５０及び第２プロペラ６０を異なる回転数で駆動させてもよい。
　上記全ての実施の形態において、第１プロペラ５０及び第１駆動部５１が第１主翼部３１に取り付けられ、第２プロペラ６０及び第２駆動部６１が第２主翼部３２に取り付けられている。但し、第１プロペラ５０が胴体２０の一方側に設けられ、第２プロペラ６０が胴体２０の他方側に設けられていれば、これらの位置はこれに限定されない。例えば、第１プロペラ５０及び第１駆動部５１が胴体２０の一方側に取り付けられ、第２プロペラ６０及び第２駆動部６１が胴体２０の他方側に取り付けられていてもよい。
　なお、第１及び第２プロペラブレード５３、６３の迎え角は、基端部５３ａ、６３ａから先端部５３ｂ、６３ｂに向かって減少する、ねじり下げとしているが、これに限られない。各プロペラブレードは、基端部から先端部に向かって迎え角が増加する、負のねじり下げ（ねじり上げ）としてもよい。
　また、上記全実施の形態は、互いに相手を排除しない限り、互いに組み合わせてもよい。上記説明から、当業者にとっては、本開示の多くの改良や他の実施形態が明らかである。従って、上記説明は、例示としてのみ解釈されるべきであり、本開示を実行する最良の態様を当業者に教示する目的で提供されたものである。本開示の精神を逸脱することなく、その構造及び／又は機能の詳細を実質的に変更できる。
　本開示のコンパウンドヘリコプタは、飛行効率の向上を図ったコンパウンドヘリコプタ等として有用である。
１０　　　：コンパウンドヘリコプタ
２０　　　：胴体
２１　　　：機首
２２　　　：機尾
３０　　　：主翼
３１　　　：第１主翼部
３２　　　：第２主翼部
３３　　　：翼根
３４　　　：翼端
４０　　　：メインロータ
４１　　　：メイン駆動部
４２　　　：メインロータ回転軸
４３　　　：メインロータブレード
５０　　　：第１プロペラ
５１　　　：第１駆動部
５２　　　：第１回転軸
５３　　　：第１プロペラブレード
５３ａ　　：基端部
５３ａ１　：コード線
５３ｂ　　：先端部
５３ｂ１　：コード線
５３ｃ　　：前縁
５３ｄ　　：後縁
５４　　　：第１ピッチ可変機構
６０　　　：第２プロペラ
６１　　　：第２駆動部
６２　　　：第２回転軸
６３　　　：第２プロペラブレード
６３ａ　　：基端部
６３ａ１　：コード線
６３ｂ　　：先端部
６３ｂ１　：コード線
６３ｃ　　：前縁
６３ｄ　　：後縁
６４　　　：第２ピッチ可変機構
７０　　　：降着装置
８０　　　：尾翼
８１　　　：垂直尾翼
８２　　　：水平尾翼
９０　　　：制御部
１５３　　：第１プロペラブレード
１５３ａ　：基端部
１５３ｂ　：先端部
１５３ｃ　：前縁
１５３ｄ　：後縁
１５３ｅ　：外形線
１５３ｆ　：キャンバーライン（中心線）
１５３ｇ　：コード線
１５３ｈ　：キャンバー
１６３　　：第２プロペラブレード
１６３ａ　：基端部
１６３ｂ　：先端部
１６３ｃ　：前縁
１６３ｄ　：後縁
１６３ｅ　：外形線
１６３ｆ　：キャンバーライン（中心線）
１６３ｇ　：コード線

Claims (10)

  1. 　胴体と、
    　前記胴体の進行方向に対して、前記胴体から右側方へ延びる第１主翼及び左側方に延びる第２主翼と、
    　前記胴体よりも上側に設けられたメインロータと、
    　前記第１主翼に設けられ、前記進行方向を正としたとき、正の推力を発生させる第１プロペラと、
    　前記第２主翼に設けられ、正及び負の推力を発生させる第２プロペラと、を備え、
    　　前記第１プロペラの諸元が前記第２プロペラの諸元とは異なる、コンパウンドヘリコプタ。
  2. 　前記第１プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第１プロペラブレードを有し、
    　前記第２プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第２プロペラブレードを有し、
    　前記第１プロペラ及び前記第２プロペラの諸元は、各前記プロペラブレードの基端から先端に向かって迎え角が変化するねじり下げ角、各前記プロペラブレードの翼断面形状、各前記プロペラブレードの平面形状、または前記第１プロペラ及び前記第２プロペラの回転数の少なくともいずれか１つである、請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタ。
  3. 　第１プロペラは、ホバリング時及び前進飛行時のいずれにおいても正の推力を発生させ、
    　第２プロペラは、ホバリング時及び前進飛行の初期時において負の推力を発生させ、前進飛行の初期時以降には正の推力を発生させる、請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタ。
  4. 　前記第１プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第１プロペラブレードを有し、
    　前記第２プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第２プロペラブレードを有し、
    　上面視において前記メインロータを反時計回りに回転させ、かつ、前記第１プロペラブレード及び前記第２プロペラブレードの負のピッチ角及び回転速度を同一にして回転させる条件下において、前記第２プロペラが発生する負の推力は、前記第１プロペラが発生する負の推力よりも大きい、請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタ。
  5. 　前記第１プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第１プロペラブレードを有し、
    　前記第２プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第２プロペラブレードを有し、
    　上面視において前記メインロータを反時計回りに回転させ、かつ、前記第１プロペラ及び前記第２プロペラを同一回転速度及び同一の正ピッチ角である角度βで回転させる条件下において、前記第１プロペラが発生する推力を＋Ｆｐとし、前記第２プロペラが発生する推力を＋Ｓｐとし、
    　上面視において前記メインロータを反時計回りに回転させ、かつ、前記第１プロペラ及び前記第２プロペラを同一回転速度及び同一の負ピッチ角である角度－βで回転させる条件下において、前記第１プロペラが発生する推力を－Ｆｍとし、前記第２プロペラが発生する推力を－Ｓｍとしたとき、以下の式を満たす、請求項１～４のいずれか一項に記載のコンパウンドヘリコプタ。
    　Ｆｐ－Ｆｍ＞Ｓｐ－Ｓｍ
  6. 　前記第１プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第１プロペラブレードを有し、
    　前記第２プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第２プロペラブレードを有し、
    　前記第１プロペラブレード及び前記第２プロペラブレードは、基端から先端に向かって迎え角が変化するねじり下げ角を有し、
    　前記第２プロペラブレードのねじり下げ角は、前記第１プロペラブレードのねじり下げ角よりも小さい、請求項１に記載のコンパウンドヘリコプタ。
  7. 　前記第１プロペラブレードのねじり下げ角は、ホバリング及び前進飛行を行うための推力を発生させる際に必要な前記第１プロペラブレードを回転させる馬力が最小となる値である、請求項６に記載のコンパウンドヘリコプタ。
  8. 　前記第２プロペラブレードのねじり下げ角の下限値は、前進飛行を行う推力を発生させるために必要な前記第１プロペラブレード及び前記第２プロペラブレードを回転させる馬力の和と、プロペラ馬力上限値が一致する値であり、
    　前記第２プロペラブレードのねじり下げ角の上限値は、ホバリングを行う推力を発生させるために必要な前記第１プロペラブレード及び前記第２プロペラブレードを回転させる馬力の和と、プロペラ馬力上限値が一致する値である、請求項６に記載のコンパウンドヘリコプタ。
  9. 　前記第１プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第１プロペラブレードを有し、
    　前記第２プロペラは、機軸方向と平行な方向を回転軸とするプロペラブレードである第２プロペラブレードを有し、
    　各前記プロペラブレードの断面形状の厚みの中心線であるキャンバーラインと、前縁と後縁とを結んだ直線であるコード線との差であるキャンバーは、前記第１プロペラブレードよりも前記第２プロペラブレードが小さい、請求項１～８のいずれか一項に記載のコンパウンドヘリコプタ。
  10. 　前記第１プロペラブレードの前記キャンバーは０よりも大きく、
    　前記第２プロペラブレードの前記キャンバーが０である、請求項９に記載のコンパウンドヘリコプタ。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117227987B (zh) * 2023-11-14 2024-03-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种与操纵面一体化设计的单边膨胀尾喷槽

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100243792A1 (en) 2009-03-27 2010-09-30 Eurocopter Method and a device for optimizing the operation of propulsive propellers disposed on either side of a rotorcraft fuselage
US20200023953A1 (en) * 2018-02-15 2020-01-23 Airbus Helicopters Method of determining an initial leading edge circle of airfoils of a blade and of improving the blade in order to increase its negative stall angle of attack
US20200023940A1 (en) * 2018-02-15 2020-01-23 Airbus Helicopters Method of improving a blade so as to increase its negative stall angle of attack

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3006292B1 (fr) * 2013-05-30 2017-01-27 Eurocopter France Giravion a voilure tournante muni d'une pluralite d'helices
FR3055311B1 (fr) * 2016-08-30 2018-08-17 Airbus Helicopters Giravion muni d'une voilure tournante et d'une helice orientable, et procede applique par ce giravion
US20190118935A1 (en) * 2017-10-24 2019-04-25 General Atomics Aeronautical Systems, Inc. Shape changing aircraft blade
US11008093B2 (en) * 2018-03-22 2021-05-18 Aurora Flight Sciences Corporation Systems and methods for reducing the propeller noise
FR3080605B1 (fr) * 2018-04-26 2020-05-29 Airbus Helicopters Giravion muni d'une voilure tournante et d'au moins deux helices et procede applique par ce giravion

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100243792A1 (en) 2009-03-27 2010-09-30 Eurocopter Method and a device for optimizing the operation of propulsive propellers disposed on either side of a rotorcraft fuselage
US20200023953A1 (en) * 2018-02-15 2020-01-23 Airbus Helicopters Method of determining an initial leading edge circle of airfoils of a blade and of improving the blade in order to increase its negative stall angle of attack
US20200023940A1 (en) * 2018-02-15 2020-01-23 Airbus Helicopters Method of improving a blade so as to increase its negative stall angle of attack

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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