JPH08244689A - ヘリコプタの翼厚可変ロータ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 本発明はたとえば機速に対するロータブレー
ドの回転の前進側にあっては翼厚を薄く、後退側にあっ
ては厚くして動圧抵抗、失速抵抗を解消できる、ヘリコ
プタの翼厚可変ロータを提供することを目的とする。 【構成】 本発明はほぼロータブレードの翼弦長に亘っ
て薄肉の中核をなすと共にロータブレードのスパン方向
に所要の長さを有する部材と、同部材を密封状に囲う伸
縮性の高い外皮と、同外皮の内部に流体を出入させて外
皮が形成する翼厚を変える流体供給手段と、同流体供給
手段をロータブレードの作動状態に応じて最適状態に演
算制御する制御手段とを具備してなることを特徴とする
ヘリコプタの翼厚可変ロータ、を構成とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は翼厚を最適状態に変えら
れるヘリコプタのロータに関する。

【０００２】

【従来の技術】従来のヘリコプタではブレードの翼厚は
不変であり、飛行中に任意に変更することはできない。

【０００３】形状可変翼としてはたとえば特願昭６３−
１７７０２０号が提案されている。この翼断面は図４
（ａ），（ｂ）に示すように可変気圧室を用いた簡単な
機構によって翼０１のキャンバを変化させることができ
るものである。これを、ヘリコプタブレードに適用した
場合、ロータ面の後退側の失速の問題は確かに改善でき
るが、キャンバの変化のみで翼厚は不変なのでロータ面
の前進側の形状抵抗の増大の問題には対処できない。

【０００４】また、図５、図６に示すように実願昭６３
−５２１６９号によって翼型を可変にした航空機用翼が
提案されている。

【０００５】図５（ａ）は左舷翼の模式的平面図、
（ｂ），（ｃ）はそのＡ−Ａ矢視断面図、図６の
（ａ），（ｂ）は図５（ｂ），（ｃ）に対応する別の翼
型である。

【０００６】即ち、図５では翼０１ａの上外板と下外板
とをリンク機構０３，０４で連結し、それらを操作する
ことで、翼型（キャンバ、翼厚）を変化させることがで
きる。この方式はヘリコプタブレードに適用する場合、
機構が複雑すぎ実現困難である。

【０００７】図６では翼０１ｂを前部、中央部、後部と
分け、それぞれを気密な室として、それぞれを予圧、減
圧することで翼型を変化させるものであるが、この構造
ではあまり大きな翼型の変化、又はヘリコプタロータ回
転周波数４〜５Ｈｚという速い変化では困難である。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】上記従来のヘリコプタ
のロータでは、高速前進飛行時に下記（１）〜（５）の
問題点があった。

【０００９】（１）左（右）回りのロータの右（左）舷
側（以下、ロータ面の「前進側」という）では対気速度
が大きく、動圧が高いので圧縮性の影響により抵抗が増
大し、必要馬力が増大する。

【００１０】（２）左（右）回りのロータの左（右）舷
側（以下、ロータ面の「後退側」という）では対気速度
が小さく、失速の影響により抵抗が増大し、必要馬力が
増大する。

【００１１】（３）圧縮性の影響による抵抗の増大は、
薄翼にすることで軽減することが出来るものの、薄翼は
失速し易く、後退側で性能が劣化する。

【００１２】（４）上記（３）のような理由から、従来
の翼厚不変のブレードでは、前進側と後退側との性能の
折り合い点で翼厚を設定しており、両側に適切な翼厚の
設定ができない。

【００１３】（５）従来のブレード翼型は、亜音速用で
あり、前進側ブレードの作動状態はマッハ数１以下でな
くてはならず、これがヘリコプタの最高速度を制限して
いる。

【００１４】本発明は上記問題点を解消したヘリコプタ
の翼厚可変ロータを提供することを目的とする。

【００１５】

【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、ほぼロータブレードの翼弦長に亘って薄肉
の中核をなすと共にロータブレードのスパン方向に所要
の長さを有する部材と、同部材を密封状に囲う伸縮性の
高い外皮と、同外皮の内部に流体を出入させて外皮が形
成する翼厚を変える流体供給手段と、同流体供給手段を
ロータブレードの作動状態に応じて最適状態に演算制御
する制御手段とを具備してなることを特徴とするヘリコ
プタの翼厚可変ロータ、を提供しようとするものであ
る。

【００１６】

【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。

【００１７】即ち、部材を密封状に囲う外皮の内部に流
体供給手段によって、かつ、制御手段でその流量が最適
となるよう流体を出入させることによって翼厚を変える
ことができるので、動圧の高いロータ面の前進側にあっ
ては翼厚を薄く、逆に動圧の低いロータ面の後退側にあ
っては翼厚を厚くなるよう制御することによって大きく
抵抗を減らすことができる。これに伴い、高速飛行時の
馬力を低減できる。

【００１８】また、ロータ面の前進側で、マッハ数が１
を超えるような飛行条件にあっては、翼型がロータ面の
前進側では薄翼超音速用翼型、ロータ面後退側では厚翼
亜音速用翼型とすることによってヘリコプタの最高速度
を著しく向上できる。

【００１９】

【実施例】本発明の一実施例を図１〜図３により説明す
る。

【００２０】図１は本実施例に係るヘリコプタの翼厚可
変ロータの（詳しくはブレードの）翼型で亜音速用に厚
翼に形成された状態を、図２は同翼が超音速用に薄翼に
形成された状態を各示す図、図３は図１（図２）に示す
翼型のロータを搭載したヘリコプタの模式的側面図であ
る。

【００２１】図１において、１は部材２の後縁一部を除
いた全体を密封状に囲う、ゴム等の伸縮性の高い材料よ
りなる外皮、２はロータブレードのほぼ翼弦長に亘って
薄肉の中核をなすと共にロータブレードのスパン方向に
所要の長さを有する部材である。

【００２２】なお、部材２はロータブレードの翼弦長及
びスパンを維持すると共にその強度部材としても作用す
る。

【００２３】３は部材２の略全長に亘ってその中心部分
に穿設された圧力伝達路（流体供給孔）、４は圧力伝達
路３からスパン方向に適切な間隔でかつ、前後、上下に
連通して穿孔及び貫通され可変圧力室５に連通された圧
力伝達孔、５は外皮１と部材２間に形成された可変圧力
室、１４ａ，１４ｂは部材２を囲んで密封する外皮１の
両端が部材２の後縁近傍で部材２と接続（接合）される
上面、下面の各接続位置である。

【００２４】次に図３において、６はハブ１１に設けら
れた油圧ポンプ等よりなる圧力発生装置、６ａは圧力発
生装置６で発生された油圧を前記圧力伝達路３に供給す
るため、圧力発生装置６と圧力伝達路３とを連通する圧
力伝達チューブ、７は機体１３内の所要の場所に設けら
れた、前記可変圧力室５に最適量の油を供給して翼厚を
制御するための制御装置である。

【００２５】なお、制御装置７には後述の通り、飛行速
度情報９ａその他の諸情報を用いて可変圧力室５への油
の供給量を最適に算出するための演算器が内蔵されてい
る。

【００２６】８ａは多目的に用いられる飛行制御装置、
８ｂはロータブレードの、詳しくは部材２の先端に設け
られたロータブレード先端部の圧力、対気速度等を検出
するセンサである。以上が本実施例に係る部材、装置等
である。

【００２７】１０は従来同様のハブ１１と部材２とを揺
動可能に連結するヒンジ、１１は同じくロータのハブ、
１２は同じくシャフト、１３は同じく機体である。な
お、諸情報等の記号については作用と共に説明する。

【００２８】次に上記構成の作用について説明する。

【００２９】先ず、図１、図２について概述すると、外
皮１と部材２との間に形成される可変圧力室５の中に
は、油が充填されている。ブレードの外皮１は、翼型を
保持する程度の剛性があり、ブレード作動状態が低速の
場合は図１に示す亜音速用の翼型となっている。部材２
は外皮１の厚さと合して、図２に実線で示すように超音
速用の翼型となっており、ブレード作動状態がマッハ数
１かそれ以上となった場合には、圧力を伝達する圧力伝
達路３により可変圧力室５内の油を吸引し、外皮１を部
材２に密着させ超音速用翼型となる。又、可変圧力室５
内の圧力を（即ち油量を）任意に変化させることで、そ
れら中間の翼厚にも任意に調節可能である。

【００３０】次に図３について説明すると、可変圧力室
５内の圧力は、圧力伝達チューブ６ａ、圧力伝達路３、
圧力伝達孔４を通して、圧力発生装置６によって変化さ
れる。

【００３１】ブレードの翼厚を制御する制御装置７は、
図示しないピトー管からの機体１３の対気速度や飛行制
御装置８ａからの飛行速度情報９ａとブレード上に設置
したセンサ８ｂからのブレード情報９ｂを基に、その瞬
間のブレード翼厚を計算し、その計算された翼厚になる
ようなコントロール情報９ｃを圧力発生装置６に送る。
このようにして圧力発生装置６はブレード翼厚が、刻々
の飛行状態に対し（或は次の瞬間に求められる）最適の
厚さになるよう可変圧力室５に油を送り、又は吸引す
る。

【００３２】以上の通り、本実施例によれば制御装置７
によって制御される圧力発生装置６により、ロータブレ
ードの可変圧力室５に油を出入させて、たとえばロータ
面が前進側になった場合は翼厚を薄く、後退側になった
場合は厚くなるよう制御できるので、動圧抵抗、失速抵
抗が解消又は低減して飛行抵抗が著しく小さくなり、相
応して馬力が小さくて足りるという利点がある。

【００３３】また、ロータ面の前進側でマッハ数１以上
になるような飛行条件では、ロータ面を、前進側で薄翼
超音速用翼型、後退側で厚翼亜音速用翼型とすることに
より最高速度（ヘリコプタの対気速度）を従来より遙か
に大きくできるという利点がある。

【００３４】また、翼厚を加減できるので、固定翼厚の
ため、前進側と後退側との性能の折り合いで翼厚設定さ
ぜるを得なかった従来例と相違し、翼厚を後退側におけ
る失速限界以上に自由に保つことができ、失速を生じる
ことがないという利点がある。

【００３５】

【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の（１）〜（３）の効果を有する。

【００３６】（１）ヘリコプタのロータブレードの翼厚
を変化できる流体供給手段と同手段を制御する制御手段
とによって、前進側の動圧が高いブレード作動状態では
翼厚を薄くしてロータブレードの形状抵抗を縮減し、後
退側の失速の起こり易いブレード作動状態では、翼厚を
厚くして失速が起こりにくくして、失速によるロータブ
レード空力抵抗を低減することができる。

【００３７】（２）ロータブレードの空気抵抗が低減す
るため高速飛行時に於けるロータの必要馬力が小さくて
足りる。

【００３８】（３）ロータ面の前進側に於いてブレード
翼型を超音速用の翼型とすることにより、ロータブレー
ド作動状態を積極的にマッハ１以上にでき、ヘリコプタ
の最高巡航速度を大幅に向上できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例に係るヘリコプタの翼厚可変
ロータの翼型で、亜音速用の厚翼に形成された状態を示
す図、

【図２】図１の翼型が超音速用の薄翼に形成された状態
を示す図、

【図３】図１（図２）に示す翼型のロータを搭載したヘ
リコプタの模式的側面図、

【図４】従来の形状可変翼の翼型で（ａ）は通常の状態
を、（ｂ）はキャンバを生じさせた状態を各示す図（翼
厚不変）、

【図５】従来の別の翼型可変の航空機用翼の図で、
（ａ）は左舷翼の模式的平面図、（ｂ），（ｃ）は
（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図、即ち、翼型で、（ｂ）は高
速時（薄翼）を、（ｃ）は低速時（厚翼）を各示す図、

【図６】従来の更に別の翼型可変の航空機用翼の図で、
翼型内を前部、中央部、後部と気密に仕切り、各区画の
圧力を加減することによって翼型を微小変化させるもの
で、（ａ）は中央部を加圧厚翼とした低速時用を、
（ｂ）は中央部を減圧、薄翼とした高速時用を各示す図
である。

【符号の説明】

１ 外皮 ２ 部材 ３ 圧力伝達路 ４ 圧力伝達孔 ５ 可変圧力室 ６ 圧力発生装置 ６ａ 圧力伝達チューブ ７ 制御装置 ８ａ 飛行制御装置 ８ｂ センサ

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ほぼロータブレードの翼弦長に亘って薄
   肉の中核をなすと共にロータブレードのスパン方向に所
   要の長さを有する部材と、同部材を密封状に囲う伸縮性
   の高い外皮と、同外皮の内部に流体を出入させて外皮が
   形成する翼厚を変える流体供給手段と、同流体供給手段
   をロータブレードの作動状態に応じて最適状態に演算制
   御する制御手段とを具備してなることを特徴とするヘリ
   コプタの翼厚可変ロータ。