JPH05178292A - ヘリコプタ - Google Patents
ヘリコプタInfo
- Publication number
- JPH05178292A JPH05178292A JP74692A JP74692A JPH05178292A JP H05178292 A JPH05178292 A JP H05178292A JP 74692 A JP74692 A JP 74692A JP 74692 A JP74692 A JP 74692A JP H05178292 A JPH05178292 A JP H05178292A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- tip
- lift
- generated
- vortex
- 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.)
- Withdrawn
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)
Abstract
(57)【要約】
【目的】簡単な構造でブレードの揚力を上げることがで
き、翼回転トルクを低減し、燃費を向上させることがで
きるヘリコプタを提供する。 【構成】主ロータ２のブレード４の先端部６を上向きに
曲げて上反角を設けたことを特徴とする。 【作用】先行するブレードの翼先端部で発生した翼端渦
が空気流れを誘発して後続するブレードの上反角を有す
る翼先端に傾斜した流れが入ってくるようになり、この
流れにより翼先端に揚力が発生し、ウイングレット効果
により揚力を発生させる。
き、翼回転トルクを低減し、燃費を向上させることがで
きるヘリコプタを提供する。 【構成】主ロータ２のブレード４の先端部６を上向きに
曲げて上反角を設けたことを特徴とする。 【作用】先行するブレードの翼先端部で発生した翼端渦
が空気流れを誘発して後続するブレードの上反角を有す
る翼先端に傾斜した流れが入ってくるようになり、この
流れにより翼先端に揚力が発生し、ウイングレット効果
により揚力を発生させる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、主ロータにおける揚力
の向上を図ったヘリコプタに関する。
の向上を図ったヘリコプタに関する。
【０００２】
【従来の技術】ヘリコプタは、比較的直径の大きな複数
枚のブレード（羽根）をもった主ロータを略垂直な主軸
によって回転させることによりこれらブレードを旋回さ
せ、これらブレードで空気に下向きの速度を与え、この
反作用としてブレードに揚力を発生させて垂直昇降やホ
バーリングおよび前進飛行などを可能とした航空機であ
ることは知られている。
枚のブレード（羽根）をもった主ロータを略垂直な主軸
によって回転させることによりこれらブレードを旋回さ
せ、これらブレードで空気に下向きの速度を与え、この
反作用としてブレードに揚力を発生させて垂直昇降やホ
バーリングおよび前進飛行などを可能とした航空機であ
ることは知られている。
【０００３】特にヘリコプタの特徴は空中で停止飛行
（ホバーリング）が可能な点にある。しかしながら、上
記ホバーリング時には、前進飛行することなく単に空中
で停止しているだけであるにも拘らず、燃料の消費量が
比較的多いという問題がある。このホバーリング時の燃
費効率を改善すれば運航全体に対する燃費効率が著しく
向上することが期待できる。
（ホバーリング）が可能な点にある。しかしながら、上
記ホバーリング時には、前進飛行することなく単に空中
で停止しているだけであるにも拘らず、燃料の消費量が
比較的多いという問題がある。このホバーリング時の燃
費効率を改善すれば運航全体に対する燃費効率が著しく
向上することが期待できる。
【０００４】ところで、燃費を改善するには揚力を増す
必要がある。この手段として従来からブレードの先端形
状についての研究開発がなされている。つまり、主ロー
タの回転速度は、ブレードの翼端（翼先端）が最大速度
となり、この部分の形状変化が揚力性能に大きな影響を
及ぼす。
必要がある。この手段として従来からブレードの先端形
状についての研究開発がなされている。つまり、主ロー
タの回転速度は、ブレードの翼端（翼先端）が最大速度
となり、この部分の形状変化が揚力性能に大きな影響を
及ぼす。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従来におけるブレード
の翼端形状を、図６ないし図８にもとづき説明する。
の翼端形状を、図６ないし図８にもとづき説明する。
【０００６】図６は、最も多く用いられている矩形翼の
例であり、この場合はブレード６０の翼端付近で翼端渦
が発生し、この翼端渦により誘導抵抗が生じて大きな翼
回転トルクを必要とする。
例であり、この場合はブレード６０の翼端付近で翼端渦
が発生し、この翼端渦により誘導抵抗が生じて大きな翼
回転トルクを必要とする。
【０００７】図７はテーパ翼の例であり、ブレード７０
先端側の面積を根元に比べて次第に小さくしたものであ
る。この場合はブレードの先端部で空気荷重が減少する
ので、翼端渦を弱めることができ、よって誘導抵抗を減
少させることができる。しかし、この場合、ブレード７
０の先端側の面積が減少した分、揚力が低下する欠点が
ある。この揚力を補うためにブレードの迎え角を大きく
しようとすると抵抗が増大し、失速などの原因になり、
結局は揚力上昇の成果は期待できない。図８は、ブレー
ド８０の先端部８１を下向きに折り曲げて下反角を付け
た場合である。
先端側の面積を根元に比べて次第に小さくしたものであ
る。この場合はブレードの先端部で空気荷重が減少する
ので、翼端渦を弱めることができ、よって誘導抵抗を減
少させることができる。しかし、この場合、ブレード７
０の先端側の面積が減少した分、揚力が低下する欠点が
ある。この揚力を補うためにブレードの迎え角を大きく
しようとすると抵抗が増大し、失速などの原因になり、
結局は揚力上昇の成果は期待できない。図８は、ブレー
ド８０の先端部８１を下向きに折り曲げて下反角を付け
た場合である。
【０００８】しかし、一般にブレードから発生する翼端
渦は吹きおろしにより下向き内側に移動する性質があ
り、図６のような矩形翼の場合は、後続するブレードは
先行するブレードの翼端渦の上を通るようになるが、先
端を下向きに積極させた図８のような形状では、先行す
るブレードで発生した翼端渦の領域に後続するブレード
の先端部が進入してしまい、迎え角が局所的に変化する
ので振動などの原因となり、空力特性が低下する。
渦は吹きおろしにより下向き内側に移動する性質があ
り、図６のような矩形翼の場合は、後続するブレードは
先行するブレードの翼端渦の上を通るようになるが、先
端を下向きに積極させた図８のような形状では、先行す
るブレードで発生した翼端渦の領域に後続するブレード
の先端部が進入してしまい、迎え角が局所的に変化する
ので振動などの原因となり、空力特性が低下する。
【０００９】また、下反角を設けた先端部では、下向き
に押される力が発生し、いわゆるマイナスの揚力が発生
する欠点があり、むしろ逆に、大きな翼回転トルクを必
要とする不具合がある。
に押される力が発生し、いわゆるマイナスの揚力が発生
する欠点があり、むしろ逆に、大きな翼回転トルクを必
要とする不具合がある。
【００１０】本発明はこのような事情に鑑みなされたも
ので、その目的とするところは、簡単な構造でブレード
の揚力を上げることができ、翼回転トルクを低減し、燃
費を向上させることができるヘリコプタを提供しようと
するものである。
ので、その目的とするところは、簡単な構造でブレード
の揚力を上げることができ、翼回転トルクを低減し、燃
費を向上させることができるヘリコプタを提供しようと
するものである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明は上記目的を達成
するため、主ロータのブレード先端部を上向きに曲げて
上反角を形成し、このブレード先端部に揚力を発生させ
るようにしたことを特徴とする。
するため、主ロータのブレード先端部を上向きに曲げて
上反角を形成し、このブレード先端部に揚力を発生させ
るようにしたことを特徴とする。
【００１２】
【作用】本発明のようにブレードの先端に上反角を設け
た場合は、ホバ−リング中においては、ブレード先端部
で発生する翼端渦を、通常の矩形翼の場合に比べて少し
上から発生させることができ、この翼端渦が後続するブ
レードに当たるようになる。この場合、渦自体はブレー
ドの先端から接線方向に流れるが、この翼端渦は、図１
の（ｂ）図のような旋回円の接線方向の流れであり、ブ
レードが進行しているので後続するブレードからみると
螺旋状の渦が進入してくるようにみえる。このような螺
旋状の渦は、前方斜め下から後方斜め上向きの空気流れ
を誘起する。この結果、上反角を有する翼先端部に揚力
が発生する。すなわちウイングレット効果により前に傾
く揚力を発生させることができ、したがって翼回転トル
クを低減して燃費を向上させることができる。
た場合は、ホバ−リング中においては、ブレード先端部
で発生する翼端渦を、通常の矩形翼の場合に比べて少し
上から発生させることができ、この翼端渦が後続するブ
レードに当たるようになる。この場合、渦自体はブレー
ドの先端から接線方向に流れるが、この翼端渦は、図１
の（ｂ）図のような旋回円の接線方向の流れであり、ブ
レードが進行しているので後続するブレードからみると
螺旋状の渦が進入してくるようにみえる。このような螺
旋状の渦は、前方斜め下から後方斜め上向きの空気流れ
を誘起する。この結果、上反角を有する翼先端部に揚力
が発生する。すなわちウイングレット効果により前に傾
く揚力を発生させることができ、したがって翼回転トル
クを低減して燃費を向上させることができる。
【００１３】
【実施例】以下本発明について、図１ないし図５に示す
一実施例にもとづいて説明する。図５に示すヘリコプタ
において、１は機体、２は主ロータ、３は主軸、４…は
主ロータ２のブレード、５は尾部補助ロータを示す。
一実施例にもとづいて説明する。図５に示すヘリコプタ
において、１は機体、２は主ロータ、３は主軸、４…は
主ロータ２のブレード、５は尾部補助ロータを示す。
【００１４】上記各ブレード４…は断面形状が、図２に
示すＮＡＣＡ型などのように、下面の長さよりも上面の
長さが大きな翼形状をなしている。また、各ブレード４
…は、翼前端縁が水平面に対して上向きとなるようなピ
ッチ角αを有している。
示すＮＡＣＡ型などのように、下面の長さよりも上面の
長さが大きな翼形状をなしている。また、各ブレード４
…は、翼前端縁が水平面に対して上向きとなるようなピ
ッチ角αを有している。
【００１５】なお、ブレード４…は旋回中心側（根元
側）のピッチ角に比べて翼端側のピッチ角が小さくなる
ようなねじり（ツイスト）を与えられており、これによ
りブレード４…全体に発生する揚力分布を、速度の大き
な翼端側が相対的に小さくなるようにしてある。なお、
翼端側のピッチ角αはマイナスになることはない。
側）のピッチ角に比べて翼端側のピッチ角が小さくなる
ようなねじり（ツイスト）を与えられており、これによ
りブレード４…全体に発生する揚力分布を、速度の大き
な翼端側が相対的に小さくなるようにしてある。なお、
翼端側のピッチ角αはマイナスになることはない。
【００１６】このようなブレード４…においては、翼端
の所定長さ部分が上向きに所定角度で折り曲げられてお
り、いわゆる上反角θが付けられている。この先端折曲
部６は、本実施例の場合、折り曲げ線７がブレード４…
の旋回円の接線方向に沿うようにしてある。このような
構成のヘリコプタについて、作用を説明する。
の所定長さ部分が上向きに所定角度で折り曲げられてお
り、いわゆる上反角θが付けられている。この先端折曲
部６は、本実施例の場合、折り曲げ線７がブレード４…
の旋回円の接線方向に沿うようにしてある。このような
構成のヘリコプタについて、作用を説明する。
【００１７】主ロータ２が旋回されると、各ブレード４
が主軸３の回りに旋回する。ブレード４が旋回すると、
各ブレ−ド４に揚力が発生し、この揚力が機体１の重量
に打ち勝つと機体１は上昇する。
が主軸３の回りに旋回する。ブレード４が旋回すると、
各ブレ−ド４に揚力が発生し、この揚力が機体１の重量
に打ち勝つと機体１は上昇する。
【００１８】ところで、ヘリコプタがホバーリングして
いる場合は、機体が移動しないから各ブレード４は同一
旋回面を旋回し、したがって後続するブレード４は先行
するブレード４の通過経路を辿って旋回する。そして、
各ブレード４の翼端では翼端渦Γが発生し、この翼端渦
Γは後続するブレード４からみれば図１の（ｂ）図に示
すように、時計回り方向の渦流れとなっている。
いる場合は、機体が移動しないから各ブレード４は同一
旋回面を旋回し、したがって後続するブレード４は先行
するブレード４の通過経路を辿って旋回する。そして、
各ブレード４の翼端では翼端渦Γが発生し、この翼端渦
Γは後続するブレード４からみれば図１の（ｂ）図に示
すように、時計回り方向の渦流れとなっている。
【００１９】このような時計回り方向の翼端渦Γは、後
続するブレード４の折曲された先端折曲部６に当たり、
かつ前方斜め下から後ろ斜め上に向かう流れｆを誘発す
る。この流れｆは、図４に示すような揚力を発する。つ
まり、先行するブレード４先端に発生した翼端渦により
前方斜め下から後ろ斜め上に向かう流れｆが誘発され、
この誘導流れは後続するブレード４の先端折曲部６に対
して、その下面に前方斜め下から後ろ斜め上に向かって
当たる。このため先端折曲部６には流れｆの方向に沿う
抵抗Ｍと、これと直交する方向の揚力Ｕが生じる。これ
ら揚力Ｕは斜め前方に傾いて発生するので、抵抗Ｍと揚
力Ｕとの合力Ｆが生じ、この合力Ｆは前に傾斜している
ため前向きの力、つまり推力Ｔを生じる。
続するブレード４の折曲された先端折曲部６に当たり、
かつ前方斜め下から後ろ斜め上に向かう流れｆを誘発す
る。この流れｆは、図４に示すような揚力を発する。つ
まり、先行するブレード４先端に発生した翼端渦により
前方斜め下から後ろ斜め上に向かう流れｆが誘発され、
この誘導流れは後続するブレード４の先端折曲部６に対
して、その下面に前方斜め下から後ろ斜め上に向かって
当たる。このため先端折曲部６には流れｆの方向に沿う
抵抗Ｍと、これと直交する方向の揚力Ｕが生じる。これ
ら揚力Ｕは斜め前方に傾いて発生するので、抵抗Ｍと揚
力Ｕとの合力Ｆが生じ、この合力Ｆは前に傾斜している
ため前向きの力、つまり推力Ｔを生じる。
【００２０】つまり、先行するブレード４で発生した翼
端渦Γにより誘発された後ろ斜め上に向かう流れｆは、
後続するブレード４の先端折曲部６に対して揚力Ｕおよ
び推力Ｔを発生させるようになり、トルクＱを減少させ
ることができる。
端渦Γにより誘発された後ろ斜め上に向かう流れｆは、
後続するブレード４の先端折曲部６に対して揚力Ｕおよ
び推力Ｔを発生させるようになり、トルクＱを減少させ
ることができる。
【００２１】したがって、このような構造によれば翼面
積を減じることなく、トルクを減少させることができ、
またピッチ角αを大きくすることなく、したがって翼抵
抗を増大させることもなく先端折曲部６によって揚力お
よび推力を補填することができる。このことから、主ロ
ータ２を駆動するためのトルクを低減することができ、
ロータ効率が向上し、燃料消費量を節約することができ
る。
積を減じることなく、トルクを減少させることができ、
またピッチ角αを大きくすることなく、したがって翼抵
抗を増大させることもなく先端折曲部６によって揚力お
よび推力を補填することができる。このことから、主ロ
ータ２を駆動するためのトルクを低減することができ、
ロータ効率が向上し、燃料消費量を節約することができ
る。
【００２２】なお、上記実施例の場合、先端折曲部６の
折り曲げ線７がブレード４の旋回円の接線方向に沿うよ
うにしたが、折り曲げ線を接線方向に対して傾斜させる
ようにすれば、先端折曲部６がねじられて立ち上がるよ
うになり、このようにすると先端折曲部６のねじり方向
およびねじり量に応じて揚力および推力を変更すること
ができる。
折り曲げ線７がブレード４の旋回円の接線方向に沿うよ
うにしたが、折り曲げ線を接線方向に対して傾斜させる
ようにすれば、先端折曲部６がねじられて立ち上がるよ
うになり、このようにすると先端折曲部６のねじり方向
およびねじり量に応じて揚力および推力を変更すること
ができる。
【００２３】
【発明の効果】以上説明したように本発明によれば、先
行するブレードにより発生した翼端渦が空気流れを誘発
して後続するブレードに形成した上反角を有する翼先端
部に揚力を発生させるようになり、つまりウイングレッ
ト効果により揚力を発生させることができ、したがって
翼回転トルクを低減することができ、燃費を向上させる
ことができる。
行するブレードにより発生した翼端渦が空気流れを誘発
して後続するブレードに形成した上反角を有する翼先端
部に揚力を発生させるようになり、つまりウイングレッ
ト効果により揚力を発生させることができ、したがって
翼回転トルクを低減することができ、燃費を向上させる
ことができる。
【図１】本発明の一実施例のブレードを示すもので、
（ａ）図は平面図、（ｂ）図は後面図。
（ａ）図は平面図、（ｂ）図は後面図。
【図２】同実施例のブレードの断面図。
【図３】同実施例のブレードの翼端渦の流れを示す図。
【図４】同実施例のブレードの作用を説明するためのベ
クトル線図。
クトル線図。
【図５】同実施例のヘリコプタ全体の側面図。
【図６】従来の矩形ブレードを示すもので、（ａ）図は
平面図、（ｂ）図は後面図。
平面図、（ｂ）図は後面図。
【図７】従来のテー形ブレードを示すもので、（ａ）図
は平面図、（ｂ）図は後面図。
は平面図、（ｂ）図は後面図。
【図８】従来の下反角付ブレードを示すもので、（ａ）
図は平面図、（ｂ）図は後面図。
図は平面図、（ｂ）図は後面図。
１…機体、２…主ロータ、３…主軸、４…ブレード、５
…補助ロータ、６…先端折曲部。
…補助ロータ、６…先端折曲部。
Claims (1)
- 【請求項１】 主ロータのブレード先端部を上向きに折
り曲げて上反角を付けたことを特徴とするヘリコプタ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP74692A JPH05178292A (ja) | 1992-01-07 | 1992-01-07 | ヘリコプタ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP74692A JPH05178292A (ja) | 1992-01-07 | 1992-01-07 | ヘリコプタ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05178292A true JPH05178292A (ja) | 1993-07-20 |
Family
ID=11482266
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP74692A Withdrawn JPH05178292A (ja) | 1992-01-07 | 1992-01-07 | ヘリコプタ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05178292A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005239147A (ja) * | 2004-02-27 | 2005-09-08 | Agusta Spa | ヘリコプタ |
| WO2007147640A1 (en) * | 2006-06-23 | 2007-12-27 | Alessandro Quercetti & C. - Fabbrica Giocattoli Formativi - S.P.A. | A flying aircraft supported by a birotor having dihedral blades |
-
1992
- 1992-01-07 JP JP74692A patent/JPH05178292A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005239147A (ja) * | 2004-02-27 | 2005-09-08 | Agusta Spa | ヘリコプタ |
| WO2007147640A1 (en) * | 2006-06-23 | 2007-12-27 | Alessandro Quercetti & C. - Fabbrica Giocattoli Formativi - S.P.A. | A flying aircraft supported by a birotor having dihedral blades |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6168383B1 (en) | Rotor blade for rotary-wing aircraft | |
| US8651813B2 (en) | Fluid dynamic body having escapelet openings for reducing induced and interference drag, and energizing stagnant flow | |
| US9593582B2 (en) | Propulsion device having unducted counter-rotating and coaxial rotors | |
| US4917332A (en) | Wingtip vortex turbine | |
| US7530787B2 (en) | Rotor hub fairing system for a counter-rotating, coaxial rotor system | |
| JP3414785B2 (ja) | 後退角先端を有する航空機回転翼の羽根 | |
| US20010023907A1 (en) | Rotary blade of helicopter | |
| US6302652B1 (en) | Elliptical propeller and windmill blade assembly | |
| JPH06305492A (ja) | 回転翼羽根 | |
| US7600976B2 (en) | Rotor blade twist distribution for a high speed rotary-wing aircraft | |
| US20120251326A1 (en) | Noise and performance improved rotor blade for a helicopter | |
| US5918835A (en) | Wingtip vortex impeller device for reducing drag and vortex cancellation | |
| CN107428410A (zh) | 与机身集成的螺旋桨驱动的推进系统 | |
| JP2011506160A (ja) | 航空機の翼端渦を低減するための小翼延長部 | |
| EP0482932B1 (en) | Helicopter rotor blades | |
| US5100085A (en) | Aircraft wingtip vorticity redistribution apparatus | |
| US4533101A (en) | Wingtip vortex propeller | |
| CN207826548U (zh) | 一种高效低噪旋翼 | |
| US20070262205A1 (en) | Retractable multiple winglet | |
| JPH1035591A (ja) | プロペラ | |
| JPH09240593A (ja) | ヘリコプタブレード用翼型 | |
| JP2622670B2 (ja) | 超音速航空機の主翼 | |
| JP4676633B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
| JPH05178292A (ja) | ヘリコプタ | |
| RU2118270C1 (ru) | Многоэлементная законцовка |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990408 |