JPH10264896A - 回転翼機のロータブレード - Google Patents
回転翼機のロータブレードInfo
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- JPH10264896A JPH10264896A JP9070214A JP7021497A JPH10264896A JP H10264896 A JPH10264896 A JP H10264896A JP 9070214 A JP9070214 A JP 9070214A JP 7021497 A JP7021497 A JP 7021497A JP H10264896 A JPH10264896 A JP H10264896A
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- Japan
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- edge
- leading edge
- blade
- outer end
- trailing edge
- Prior art date
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-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 超音速領域の非局所化を解消して、高速衝撃
騒音を低減できる回転翼機のロータブレードを提供す
る。 【解決手段】 根元部９は、回転駆動用のロータヘッド
に取付られる。中央部１１は、根元部９から互いに平行
に直線状に伸びる前縁２１、後縁２２およびその間の翼
弦長Ｃによって特徴づけられる空力特性を有する。翼端
部１２の平面形状は、中央部１１前縁２１の外端Ｐ１か
ら外側ほど前方に張り出す第１前縁２３、第１前縁２３
の外端Ｐから外側ほど後方に退く第２前縁２４、側縁２
５、中央部１１後縁２２の外端Ｐ５から外側ほど前方に
張り出す第１後縁２６、および第１後縁の外端Ｐ６から
外側ほど後方へ退く第２後縁２７によって規定される。
このような構成によると、超音速領域の非局所化を解消
し、高速衝撃騒音を大幅に低減することができる。
騒音を低減できる回転翼機のロータブレードを提供す
る。 【解決手段】 根元部９は、回転駆動用のロータヘッド
に取付られる。中央部１１は、根元部９から互いに平行
に直線状に伸びる前縁２１、後縁２２およびその間の翼
弦長Ｃによって特徴づけられる空力特性を有する。翼端
部１２の平面形状は、中央部１１前縁２１の外端Ｐ１か
ら外側ほど前方に張り出す第１前縁２３、第１前縁２３
の外端Ｐから外側ほど後方に退く第２前縁２４、側縁２
５、中央部１１後縁２２の外端Ｐ５から外側ほど前方に
張り出す第１後縁２６、および第１後縁の外端Ｐ６から
外側ほど後方へ退く第２後縁２７によって規定される。
このような構成によると、超音速領域の非局所化を解消
し、高速衝撃騒音を大幅に低減することができる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタなどの
回転翼機のロータブレードに関し、特に、翼端部の平面
形状に特徴を有する回転翼機のロータブレードに関す
る。
回転翼機のロータブレードに関し、特に、翼端部の平面
形状に特徴を有する回転翼機のロータブレードに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】図８は、ヘリコプタが前進飛行するとき
のロータ空力特性を示す図である。図８（ａ）に示すよ
うに、ロータ半径Ｒのロータが角速度Ωで回転するヘリ
コプタ１が飛行速度Ｖで前進する場合、ロータ速度ΩＲ
に対して飛行速度Ｖが加算された状態になる前進側ブレ
ードと、ロータ速度ΩＲに対して飛行速度Ｖが減算され
た状態になる後進側ブレードとでは対気速度が大きく相
違する。
のロータ空力特性を示す図である。図８（ａ）に示すよ
うに、ロータ半径Ｒのロータが角速度Ωで回転するヘリ
コプタ１が飛行速度Ｖで前進する場合、ロータ速度ΩＲ
に対して飛行速度Ｖが加算された状態になる前進側ブレ
ードと、ロータ速度ΩＲに対して飛行速度Ｖが減算され
た状態になる後進側ブレードとでは対気速度が大きく相
違する。
【０００３】アジマス角（ヘリコプタ１の後方を基準と
して反時計回りの角度）Ψ＝９０度の位置で前進側ブレ
ードの対気速度が最大になり、ブレード先端での対気速
度はΩＲ＋Ｖとなる。一方、アジマス角Ψ＝２７０度の
位置で、後退側ブレードの対気速度が最小になり、ブレ
ード先端での対気速度はΩＲ−Ｖとなる。さらに、ブレ
ードの中間位置での対気速度はΩＲ＋ＶとΩＲ−Ｖとを
比例配分した値になり、たとえばΩＲ＝７９５ｋｍ／
ｈ、Ｖ＝２７８ｋｍ／ｈと仮定すると、図８（ａ）に示
すように、後退側ブレードの根元から約３５パーセント
の位置で対気速度が０となる。
して反時計回りの角度）Ψ＝９０度の位置で前進側ブレ
ードの対気速度が最大になり、ブレード先端での対気速
度はΩＲ＋Ｖとなる。一方、アジマス角Ψ＝２７０度の
位置で、後退側ブレードの対気速度が最小になり、ブレ
ード先端での対気速度はΩＲ−Ｖとなる。さらに、ブレ
ードの中間位置での対気速度はΩＲ＋ＶとΩＲ−Ｖとを
比例配分した値になり、たとえばΩＲ＝７９５ｋｍ／
ｈ、Ｖ＝２７８ｋｍ／ｈと仮定すると、図８（ａ）に示
すように、後退側ブレードの根元から約３５パーセント
の位置で対気速度が０となる。
【０００４】特に、ヘリコプタが高速で飛行する場合、
前進側の翼端では、対気速度が遷音速となり、強い衝撃
波が発生する。この強い衝撃波によって発生する騒音
は、高速衝撃騒音と呼ばれる。このとき、回転運動する
ロータブレードから見た座標系において、超音速領域の
非局所化と呼ばれる現象が起こる。発生した衝撃波は非
局所化された超音速領域を伝って遠方まで伝搬され、遠
方に聞こえる騒音が大きくなる。
前進側の翼端では、対気速度が遷音速となり、強い衝撃
波が発生する。この強い衝撃波によって発生する騒音
は、高速衝撃騒音と呼ばれる。このとき、回転運動する
ロータブレードから見た座標系において、超音速領域の
非局所化と呼ばれる現象が起こる。発生した衝撃波は非
局所化された超音速領域を伝って遠方まで伝搬され、遠
方に聞こえる騒音が大きくなる。
【０００５】後退側ブレードにおいては対気速度が大き
く低下するため、前進側ブレードと同等な揚力を得るた
めにはブレードの迎角αを大きくする必要があり、一般
にはブレードのピッチ角をアジマス角Ψに応じて制御す
るピッチ制御を行っている。ブレードのピッチ角は、ア
ジマス角Ψ＝９０度で最小、Ψ＝２７０度で最大となる
サイン波で制御されるが、そのときのブレードの迎角α
はブレード自体のフラッピング運動によって、図８
（ｂ）に示すように、スパン方向に変化する。たとえ
ば、Ψ＝９０度において、ブレードの迎角αは根元で約
０度、先端で約４度となる。また、Ψ＝２７０度におい
て、ブレードの迎角αは根元で約０度、先端で約１６〜
１８度となって、失速角を越えてしまう。迎角αが失速
角を越えると、揚力係数Ｃｌ、ピッチングモーメント係
数Ｃｍが急変し、大きな機体振動およびピッチリンクへ
の疲労荷重の発生へと繋がっていくことになる。
く低下するため、前進側ブレードと同等な揚力を得るた
めにはブレードの迎角αを大きくする必要があり、一般
にはブレードのピッチ角をアジマス角Ψに応じて制御す
るピッチ制御を行っている。ブレードのピッチ角は、ア
ジマス角Ψ＝９０度で最小、Ψ＝２７０度で最大となる
サイン波で制御されるが、そのときのブレードの迎角α
はブレード自体のフラッピング運動によって、図８
（ｂ）に示すように、スパン方向に変化する。たとえ
ば、Ψ＝９０度において、ブレードの迎角αは根元で約
０度、先端で約４度となる。また、Ψ＝２７０度におい
て、ブレードの迎角αは根元で約０度、先端で約１６〜
１８度となって、失速角を越えてしまう。迎角αが失速
角を越えると、揚力係数Ｃｌ、ピッチングモーメント係
数Ｃｍが急変し、大きな機体振動およびピッチリンクへ
の疲労荷重の発生へと繋がっていくことになる。
【０００６】このように、前進側ブレードの評価項目と
して高速衝撃騒音があり、後退側ブレードの評価項目と
して最大揚力係数Ｃｌｍａｘおよび失速角がある。な
お、最大揚力係数Ｃｌｍａｘは所定の翼型を持つブレー
ドの迎角αを徐々に増加させ、迎角αが失速角に至った
とき、このときの揚力係数の最大値で定義される。一般
に、高速衝撃騒音およびピッチングモーメント係数Ｃｍ
の絶対値が小さいほど、また最大揚力係数Ｃｌｍａｘお
よび失速角が大きいほど、優れたブレードとされる。
して高速衝撃騒音があり、後退側ブレードの評価項目と
して最大揚力係数Ｃｌｍａｘおよび失速角がある。な
お、最大揚力係数Ｃｌｍａｘは所定の翼型を持つブレー
ドの迎角αを徐々に増加させ、迎角αが失速角に至った
とき、このときの揚力係数の最大値で定義される。一般
に、高速衝撃騒音およびピッチングモーメント係数Ｃｍ
の絶対値が小さいほど、また最大揚力係数Ｃｌｍａｘお
よび失速角が大きいほど、優れたブレードとされる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】高速衝撃騒音を低減す
る方法として、翼端部に後退角をつけることが挙げられ
る。後退角をつけることによって衝撃波は弱まり、騒音
は若干低減されるが、超音速領域の非局所化そのものは
存在しており、依然として騒音は大きいままである。さ
らに大きな後退角をつけると、小さい迎角で翼端失速を
起こし、ピッチングモーメント係数Ｃｍは急変し、最大
揚力係数Ｃｌｍａｘは減少してしまう。
る方法として、翼端部に後退角をつけることが挙げられ
る。後退角をつけることによって衝撃波は弱まり、騒音
は若干低減されるが、超音速領域の非局所化そのものは
存在しており、依然として騒音は大きいままである。さ
らに大きな後退角をつけると、小さい迎角で翼端失速を
起こし、ピッチングモーメント係数Ｃｍは急変し、最大
揚力係数Ｃｌｍａｘは減少してしまう。
【０００８】本発明の目的は、超音速領域の非局所化を
解消して、高速衝撃騒音を低減できる回転翼機のロータ
ブレードを提供することである。
解消して、高速衝撃騒音を低減できる回転翼機のロータ
ブレードを提供することである。
【０００９】また本発明の目的は、失速角を増大させて
飛行性能の良好な回転翼機のロータブレードを提供する
ことでもある。
飛行性能の良好な回転翼機のロータブレードを提供する
ことでもある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明は、回転駆動用の
ロータヘッドに取付られる根元部と、根元部から互いに
平行に直線状に伸びる前縁、後縁およびその間の翼弦長
によって特徴づけられる空力特性を有する中央部と、中
央部前縁の外端から外側ほど前方に張り出す第１前縁、
第１前縁の外端から外側ほど後方に退く第２前縁、側縁
および後縁によって規定される平面形状を有する翼端部
とを備える回転翼機のロータブレードにおいて、前記ロ
ータの回転中心を基準としてブレード長で規格化した第
１前縁の外端Ｐまでの距離Ｒ１は、下記の条件式（１）
を満たすことを特徴とする回転翼機のロータブレードで
ある。 ０．８８≦Ｒ１≦０．９２ …（１） 本発明に従えば、超音速領域の非局所化を解消し、高速
衝撃騒音を大幅に低減することができる。つまり、従来
の矩形のブレードやテーパ角を有するブレードでは、回
転運動するブレードの座標系から見て、翼端部の前方に
音速を越える空気の速度領域が形成され、しかも超音速
領域内では速度勾配が急で、大きな衝撃波が発生しやす
く、超音速領域は遠方へ繋がって非局所化されるので、
遠方まで大きな騒音が伝搬しやすい。これに対して、本
発明では張り出しの頂上すなわち外端Ｐの位置が０．８
８〜０．９２となるように、張り出しを設けることによ
って、同位置に発生する衝撃波を弱め、非局所化を解消
するので、高速衝撃騒音を低減できる。
ロータヘッドに取付られる根元部と、根元部から互いに
平行に直線状に伸びる前縁、後縁およびその間の翼弦長
によって特徴づけられる空力特性を有する中央部と、中
央部前縁の外端から外側ほど前方に張り出す第１前縁、
第１前縁の外端から外側ほど後方に退く第２前縁、側縁
および後縁によって規定される平面形状を有する翼端部
とを備える回転翼機のロータブレードにおいて、前記ロ
ータの回転中心を基準としてブレード長で規格化した第
１前縁の外端Ｐまでの距離Ｒ１は、下記の条件式（１）
を満たすことを特徴とする回転翼機のロータブレードで
ある。 ０．８８≦Ｒ１≦０．９２ …（１） 本発明に従えば、超音速領域の非局所化を解消し、高速
衝撃騒音を大幅に低減することができる。つまり、従来
の矩形のブレードやテーパ角を有するブレードでは、回
転運動するブレードの座標系から見て、翼端部の前方に
音速を越える空気の速度領域が形成され、しかも超音速
領域内では速度勾配が急で、大きな衝撃波が発生しやす
く、超音速領域は遠方へ繋がって非局所化されるので、
遠方まで大きな騒音が伝搬しやすい。これに対して、本
発明では張り出しの頂上すなわち外端Ｐの位置が０．８
８〜０．９２となるように、張り出しを設けることによ
って、同位置に発生する衝撃波を弱め、非局所化を解消
するので、高速衝撃騒音を低減できる。
【００１１】また本発明は、回転駆動用のロータヘッド
に取付られる根元部と、根元部から互いに平行に直線状
に伸びる前縁、後縁およびその間の翼弦長によって特徴
づけられる空力特性を有する中央部と、中央部前縁の外
端から外側ほど前方に張り出す第１前縁、第１前縁の外
端から外側ほど後方に退く第２前縁、側縁および後縁に
よって規定される平面形状を有する翼端部とを備える回
転翼機のロータブレードにおいて、前記後縁は、中央部
後縁の外端から外側ほど前方に張り出す第１後縁、およ
び第１後縁の外端から外側ほど後方へ退く第２後縁から
成ることを特徴とする回転翼機のロータブレードであ
る。本発明に従えば、翼端部の前縁に張り出しを設ける
ことで、失速角および最大揚力係数Ｃｌｍａｘを増大さ
せ、なおかつ、前縁の張り出しに合わせて後縁をも前方
に窪ませることで、翼端部の翼弦長を中央部の翼弦長に
近づけることができ、張り出しを設けた部分の翼厚比が
小さくなることによる翼の性能低下を防ぐことができ
る。これによって、飛行性能を格段に向上することがで
きる。
に取付られる根元部と、根元部から互いに平行に直線状
に伸びる前縁、後縁およびその間の翼弦長によって特徴
づけられる空力特性を有する中央部と、中央部前縁の外
端から外側ほど前方に張り出す第１前縁、第１前縁の外
端から外側ほど後方に退く第２前縁、側縁および後縁に
よって規定される平面形状を有する翼端部とを備える回
転翼機のロータブレードにおいて、前記後縁は、中央部
後縁の外端から外側ほど前方に張り出す第１後縁、およ
び第１後縁の外端から外側ほど後方へ退く第２後縁から
成ることを特徴とする回転翼機のロータブレードであ
る。本発明に従えば、翼端部の前縁に張り出しを設ける
ことで、失速角および最大揚力係数Ｃｌｍａｘを増大さ
せ、なおかつ、前縁の張り出しに合わせて後縁をも前方
に窪ませることで、翼端部の翼弦長を中央部の翼弦長に
近づけることができ、張り出しを設けた部分の翼厚比が
小さくなることによる翼の性能低下を防ぐことができ
る。これによって、飛行性能を格段に向上することがで
きる。
【００１２】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の一形態を
示す平面図である。ロータブレード１０は、回転してヘ
リコプタを飛行させる主翼であり、根元部９と中央部１
１と翼端部１２とを備える。根元部９は、ロータブレー
ド１０を回転駆動するロータヘッドに、取付けられる部
材である。中央部１１は根元部から直線状に伸びて形成
され、互いに平行な前縁２１および後縁２２を有する。
中央部１１の翼弦長Ｃは、前縁２１および後縁２２の距
離によって定義される。また、中央部１１はこれら前縁
２１、後縁２２および翼弦長Ｃによって特徴づけられる
空力特性を有する。
示す平面図である。ロータブレード１０は、回転してヘ
リコプタを飛行させる主翼であり、根元部９と中央部１
１と翼端部１２とを備える。根元部９は、ロータブレー
ド１０を回転駆動するロータヘッドに、取付けられる部
材である。中央部１１は根元部から直線状に伸びて形成
され、互いに平行な前縁２１および後縁２２を有する。
中央部１１の翼弦長Ｃは、前縁２１および後縁２２の距
離によって定義される。また、中央部１１はこれら前縁
２１、後縁２２および翼弦長Ｃによって特徴づけられる
空力特性を有する。
【００１３】ブレードの平面形状については、最初に図
２を用いて概略を説明し、次に各部の長さ等を説明し、
さらに数式による形状定義を説明する。
２を用いて概略を説明し、次に各部の長さ等を説明し、
さらに数式による形状定義を説明する。
【００１４】図２は、図１のロータブレード１０を示す
部分拡大図である。翼端部１２は、中央部１１の根元部
９に対向する側に形成されており、その平面形状は、第
１前縁２３、第２前縁２４、側縁２５、第１後縁２６、
および第２後縁２７で規定される。第１前縁２３は、中
央部１１の前縁２１の外端Ｐ１から外側へ行くに従って
前方に張り出しており、第１前縁２３の外端Ｐまで延び
ている。ただし、ここでいう外側とはロータブレード１
０のＹ方向（スパン方向）の翼端側を示し、前縁の外端
とは、ロータブレード１０のスパン方向の翼端側端点を
示す。
部分拡大図である。翼端部１２は、中央部１１の根元部
９に対向する側に形成されており、その平面形状は、第
１前縁２３、第２前縁２４、側縁２５、第１後縁２６、
および第２後縁２７で規定される。第１前縁２３は、中
央部１１の前縁２１の外端Ｐ１から外側へ行くに従って
前方に張り出しており、第１前縁２３の外端Ｐまで延び
ている。ただし、ここでいう外側とはロータブレード１
０のＹ方向（スパン方向）の翼端側を示し、前縁の外端
とは、ロータブレード１０のスパン方向の翼端側端点を
示す。
【００１５】また第２前縁２４は、第１前縁２３の外端
Ｐから外側へ行くに従って後方に退いており、第２前縁
２４の外端Ｐ３まで延びている。側縁２５は、第２前縁
２４の外端Ｐ３から外側へ行くに従って後方に退いてお
り、側縁２５の後端Ｐ４まで延びている。第１後縁２６
は、中央部１１の後縁２２の外端Ｐ５から外側へ行くに
従って前方に張り出しており、第１後縁２６の外端Ｐ６
まで延びている。第２後縁２７は、外側へ行くに従って
後方に退いており、側縁２５の後端Ｐ４まで延びてい
る。
Ｐから外側へ行くに従って後方に退いており、第２前縁
２４の外端Ｐ３まで延びている。側縁２５は、第２前縁
２４の外端Ｐ３から外側へ行くに従って後方に退いてお
り、側縁２５の後端Ｐ４まで延びている。第１後縁２６
は、中央部１１の後縁２２の外端Ｐ５から外側へ行くに
従って前方に張り出しており、第１後縁２６の外端Ｐ６
まで延びている。第２後縁２７は、外側へ行くに従って
後方に退いており、側縁２５の後端Ｐ４まで延びてい
る。
【００１６】さらに図２には、様々な大きさのヘリコプ
タ実機に適用できるように、ブレード長Ｒおよび中央部
１１の翼弦長Ｃで規格化された各部の寸法が記入されて
いる。
タ実機に適用できるように、ブレード長Ｒおよび中央部
１１の翼弦長Ｃで規格化された各部の寸法が記入されて
いる。
【００１７】前縁の張り出しの位置、すなわち回転中心
から外端ＰまでのＹ方向の距離Ｒ１は、衝撃波を弱化さ
せるために、 ８８％Ｒ＜Ｒ１＜９２％Ｒ …（１） としている。また衝撃波の発生を抑制し、かつ頭上げ方
向のピッチングモーメントが増大しないように、前縁の
張り出しの量、すなわち前縁２１から外端Ｐまでの距離
Ｃ２は、２５〜３５％Ｃとされている。また翼厚比をな
るべく中央部１１と同じ値に合わせるために、後縁の窪
みの位置を前縁の張り出しの位置に合わせ、すなわち第
１後縁２６の外端Ｐ６までの距離を距離Ｒ２に合わせ、
さらに、外端Ｐを中央部１１の後縁２２から１０〜３０
％Ｃの距離にとっている。また前縁の張り出しによって
生じる頭上げ方向のピッチングモーメントを打ち消すた
めに、外端Ｐ３までのＹ方向の距離Ｒ３を９６％Ｒと
し、外端Ｐ３を通る翼弦長もほぼＣとし、第２前縁２４
の後退角を２０〜３０度としている。さらに、超音速領
域の非局所化を抑制するために、側縁２５を外端Ｐ３か
ら後退角６０〜７５度の急角度で後退させ、翼端を細く
している。
から外端ＰまでのＹ方向の距離Ｒ１は、衝撃波を弱化さ
せるために、 ８８％Ｒ＜Ｒ１＜９２％Ｒ …（１） としている。また衝撃波の発生を抑制し、かつ頭上げ方
向のピッチングモーメントが増大しないように、前縁の
張り出しの量、すなわち前縁２１から外端Ｐまでの距離
Ｃ２は、２５〜３５％Ｃとされている。また翼厚比をな
るべく中央部１１と同じ値に合わせるために、後縁の窪
みの位置を前縁の張り出しの位置に合わせ、すなわち第
１後縁２６の外端Ｐ６までの距離を距離Ｒ２に合わせ、
さらに、外端Ｐを中央部１１の後縁２２から１０〜３０
％Ｃの距離にとっている。また前縁の張り出しによって
生じる頭上げ方向のピッチングモーメントを打ち消すた
めに、外端Ｐ３までのＹ方向の距離Ｒ３を９６％Ｒと
し、外端Ｐ３を通る翼弦長もほぼＣとし、第２前縁２４
の後退角を２０〜３０度としている。さらに、超音速領
域の非局所化を抑制するために、側縁２５を外端Ｐ３か
ら後退角６０〜７５度の急角度で後退させ、翼端を細く
している。
【００１８】上記平面形状を規定する縁取り線は、それ
ぞれ曲線から成り、相互に滑らかにつながれている。た
とえばＸＹ平面において、ロータブレード１０の平面形
状は下記の数式（２）〜（１１）によって定義される曲
線から成る。ただし、ＸＹ座標の原点をロータの回転中
心にとり、Ｙ軸はフェザリング軸線Ｌ１に一致させてい
る。Ｘ軸の方向はブレードの後側を正にとり、Ｙ軸の方
向はブレードの翼端側を正にとっている。フェザリング
軸とは、ブレードの迎角を様々に変更するときに、ブレ
ードが回転する軸のことである。
ぞれ曲線から成り、相互に滑らかにつながれている。た
とえばＸＹ平面において、ロータブレード１０の平面形
状は下記の数式（２）〜（１１）によって定義される曲
線から成る。ただし、ＸＹ座標の原点をロータの回転中
心にとり、Ｙ軸はフェザリング軸線Ｌ１に一致させてい
る。Ｘ軸の方向はブレードの後側を正にとり、Ｙ軸の方
向はブレードの翼端側を正にとっている。フェザリング
軸とは、ブレードの迎角を様々に変更するときに、ブレ
ードが回転する軸のことである。
【００１９】 ０＜Ｙ＜Ａ１、Ｘｆ＝Ｂ１ …（２） Ａ１＜Ｙ＜Ａ２、Ｘｆ＝√（Ｂ２2−（Ｙ−Ａ１）2）＋Ｂ２＋Ｂ１ …（３） Ａ２＜Ｙ＜Ａ３、Ｘｆ＝ｔａｎ（−６０）（Ｙ−Ａ２）＋Ｂ３＋Ｂ１ …（４） Ａ３＜Ｙ＜Ａ４、Ｘｆ＝−√（Ｂ２2−（Ｙ−Ａ７）2）＋Ｂ４＋Ｂ１ …（５） Ａ４＜Ｙ＜Ａ５、Ｘｆ＝ｔａｎ（２０）（Ｙ−Ａ４）＋Ｂ５＋Ｂ１ …（６） Ａ５＜Ｙ＜Ａ６、Ｘｆ＝Ｂ６Ｙ2＋Ｂ７Ｙ＋Ｂ８＋Ｂ１ …（７） ０＜Ｙ＜Ａ１、Ｘｒ＝Ｃ１＋Ｂ１ …（８） Ａ１＜Ｙ＜Ａ７、Ｘｒ＝Ｃ２Ｙ3＋Ｃ３Ｙ2＋Ｃ４Ｙ＋Ｃ５＋Ｂ１ …（９） Ａ７＜Ｙ＜Ａ５、Ｘｒ＝Ｃ６Ｙ3＋Ｃ７Ｙ2＋Ｃ８Ｙ＋Ｃ９＋Ｂ１ …（10） Ａ５＜Ｙ＜Ａ６、Ｘｒ＝ｔａｎ（１０）（Ｙ−Ａ５）＋Ｃ１０＋Ｂ１ …（11） 前縁２１は、数式（２）の直線で定義される。第１前縁
２３は、数式（３）、数式（４）および数式（５）の一
部で定義され、ロータの回転中心側から順に円の一部、
直線、円の一部を表している。第２前縁２４は、数式
（５）の一部および数式（６）で定義され、円の一部お
よび直線を表している。側縁２５は、数式（７）に示さ
れる放物線で定義される。後縁２２は、数式（８）の直
線で定義される。第１後縁２６は、数式（９）に示され
る３次曲線で定義される。第２後縁２７は、数式（１
０）に示される３次曲線、および数式（１１）の直線で
定義される。
２３は、数式（３）、数式（４）および数式（５）の一
部で定義され、ロータの回転中心側から順に円の一部、
直線、円の一部を表している。第２前縁２４は、数式
（５）の一部および数式（６）で定義され、円の一部お
よび直線を表している。側縁２５は、数式（７）に示さ
れる放物線で定義される。後縁２２は、数式（８）の直
線で定義される。第１後縁２６は、数式（９）に示され
る３次曲線で定義される。第２後縁２７は、数式（１
０）に示される３次曲線、および数式（１１）の直線で
定義される。
【００２０】たとえば、ブレード長Ｒおよび翼弦長Ｃの
比率を一定値Ｒ／Ｃ＝１８．０６６８５に固定したとき
は、Ａ１＝０．８９５５４０１８５， Ａ２＝０．９０
３０２９９５１６， Ａ３＝０．９０６０２５８５８
３， Ａ４＝０．９１６４７３５６４８， Ａ５＝０．
９６５４０６２５， Ａ６＝１， Ａ７＝０．９１３５
１５６２５， Ｂ１＝−０．０１３８３３５， Ｂ２＝
−０．００８６４８４３７５， Ｂ３＝−０．００４３
２４２１８８， Ｂ４＝−０．００５１８９０６２５，
Ｂ５＝−０．０１３３１５９３５４， Ｂ６＝３７．
９３６２３７９４３２， Ｂ７＝−７２．８８３７９０
７， Ｂ８＝３５．０１００３８７８７７， Ｃ１＝
０．０５５３５， Ｃ２＝２３８２．４２３９４０４２
８８， Ｃ３＝−６４６４．９０６８０６９７３６，
Ｃ４＝５８４７．１１１２５６０，Ｃ５＝−１７６２．
５５８３８９１５６８， Ｃ６＝−９７．８７９６００
５４１９， Ｃ７＝２７７．５６１２０９２７０３，
Ｃ８＝−２６２．０６８２６８３， Ｃ９＝８２．４４
１４５１６９８６， Ｃ１０＝０．０５９８４４１０５
５である。
比率を一定値Ｒ／Ｃ＝１８．０６６８５に固定したとき
は、Ａ１＝０．８９５５４０１８５， Ａ２＝０．９０
３０２９９５１６， Ａ３＝０．９０６０２５８５８
３， Ａ４＝０．９１６４７３５６４８， Ａ５＝０．
９６５４０６２５， Ａ６＝１， Ａ７＝０．９１３５
１５６２５， Ｂ１＝−０．０１３８３３５， Ｂ２＝
−０．００８６４８４３７５， Ｂ３＝−０．００４３
２４２１８８， Ｂ４＝−０．００５１８９０６２５，
Ｂ５＝−０．０１３３１５９３５４， Ｂ６＝３７．
９３６２３７９４３２， Ｂ７＝−７２．８８３７９０
７， Ｂ８＝３５．０１００３８７８７７， Ｃ１＝
０．０５５３５， Ｃ２＝２３８２．４２３９４０４２
８８， Ｃ３＝−６４６４．９０６８０６９７３６，
Ｃ４＝５８４７．１１１２５６０，Ｃ５＝−１７６２．
５５８３８９１５６８， Ｃ６＝−９７．８７９６００
５４１９， Ｃ７＝２７７．５６１２０９２７０３，
Ｃ８＝−２６２．０６８２６８３， Ｃ９＝８２．４４
１４５１６９８６， Ｃ１０＝０．０５９８４４１０５
５である。
【００２１】上記のように各定数をとると、各部の座標
は、Ｒ＝１を基準とした座標で表される。実機に適用す
るときには、各部の長さをＲ倍すればよい。
は、Ｒ＝１を基準とした座標で表される。実機に適用す
るときには、各部の長さをＲ倍すればよい。
【００２２】よって、Ｙ＝９１．３５１５６２５％Ｒの
位置を頂上とするように、翼端部１２前縁が張り出すの
で、超音速領域の非局所化が解消され、高速衝撃騒音を
低減化できる。これとともに、同Ｙ＝９１．３５１５６
２５％Ｒの位置を底とするように、翼端部１２後縁が窪
むので、失速角および最大揚力係数Ｃｌｍａｘを増大さ
せつつ、ピッチングモーメント係数Ｃｎの急変を抑制で
きる。
位置を頂上とするように、翼端部１２前縁が張り出すの
で、超音速領域の非局所化が解消され、高速衝撃騒音を
低減化できる。これとともに、同Ｙ＝９１．３５１５６
２５％Ｒの位置を底とするように、翼端部１２後縁が窪
むので、失速角および最大揚力係数Ｃｌｍａｘを増大さ
せつつ、ピッチングモーメント係数Ｃｎの急変を抑制で
きる。
【００２３】なお、上記のように決定した形状でも、製
造工程において、各座標数値Ｘｆ、Ｘｒ、Ｙに±３％程
度の製造誤差を生じることがある。また、製造後でも熱
による変形などによって、各座標数値Ｘｆ、Ｘｒ、Ｙに
±３％程度の誤差を生じることがある。
造工程において、各座標数値Ｘｆ、Ｘｒ、Ｙに±３％程
度の製造誤差を生じることがある。また、製造後でも熱
による変形などによって、各座標数値Ｘｆ、Ｘｒ、Ｙに
±３％程度の誤差を生じることがある。
【００２４】次に、図３〜図４を用いて、超音速領域の
非局所化について説明する。
非局所化について説明する。
【００２５】図３はロータブレード１０およびその比較
例として用いたロータブレードの形状を示す平面図であ
り、図４はＣＦＤ解析による結果を示す等マッハ線図で
ある。
例として用いたロータブレードの形状を示す平面図であ
り、図４はＣＦＤ解析による結果を示す等マッハ線図で
ある。
【００２６】図３（ａ）に示されるロータブレード５１
は、矩形を成す。図３（ｂ）に示されるロータブレード
５２は、翼端部の前縁が後退角３０度で後退しており、
そのテーパ比は０．５である。図３（ｃ）に示されるロ
ータブレード５３は、米国特許４０７７７４１に記載さ
れる形状であり、翼端部の前縁は張り出し、さらに翼端
側にかけて滑らかに後退する形状を成す。図３（ｄ）
は、図１，図２に同じロータブレード１０を示す。以降
の図では、ロータブレード１０をＡＴ１と呼ぶことにす
る。
は、矩形を成す。図３（ｂ）に示されるロータブレード
５２は、翼端部の前縁が後退角３０度で後退しており、
そのテーパ比は０．５である。図３（ｃ）に示されるロ
ータブレード５３は、米国特許４０７７７４１に記載さ
れる形状であり、翼端部の前縁は張り出し、さらに翼端
側にかけて滑らかに後退する形状を成す。図３（ｄ）
は、図１，図２に同じロータブレード１０を示す。以降
の図では、ロータブレード１０をＡＴ１と呼ぶことにす
る。
【００２７】図４中の破線はマッハ１の位置を示し、破
線で囲まれた領域は、マッハ１以上の領域すなわち超音
速領域を示している。図４（ａ）に示すように、ロータ
ブレード５１では、翼端部周縁の前方部分にある領域
が、ブレードから翼端側に離れた遠方に広がって繋がっ
ている。この現象は一般に、超音速領域の非局所化と呼
ばれる。図４（ｂ）に示すように、ロータブレード５２
では、ロータブレード５１のときよりもマッハ数が減少
している。しかし、翼端部の前方の領域は、依然として
遠方の領域に繋がり、超音速領域は非局所化されてい
る。図４（ｃ）に示すように、ロータブレード１０で
は、ロータブレード５１，５２と異なり、翼端部の前方
の領域は遠方と隔離されて、超音速領域の非局所化は起
こっていない。
線で囲まれた領域は、マッハ１以上の領域すなわち超音
速領域を示している。図４（ａ）に示すように、ロータ
ブレード５１では、翼端部周縁の前方部分にある領域
が、ブレードから翼端側に離れた遠方に広がって繋がっ
ている。この現象は一般に、超音速領域の非局所化と呼
ばれる。図４（ｂ）に示すように、ロータブレード５２
では、ロータブレード５１のときよりもマッハ数が減少
している。しかし、翼端部の前方の領域は、依然として
遠方の領域に繋がり、超音速領域は非局所化されてい
る。図４（ｃ）に示すように、ロータブレード１０で
は、ロータブレード５１，５２と異なり、翼端部の前方
の領域は遠方と隔離されて、超音速領域の非局所化は起
こっていない。
【００２８】図５は各ロータブレードから遠方（回転中
心から３Ｒ）における音圧変動を解析した結果を示すグ
ラフである。グラフの横軸は時間（単位は秒）を示し、
縦軸は音圧を示している。ロータブレード１０は、ロー
タブレード５１〜５３に比べて、遠方での音圧の変動が
少ない。これは、ブレード上で発生した衝撃波に起因す
る圧力変動が遠方へ伝わりにくいことを示している。
心から３Ｒ）における音圧変動を解析した結果を示すグ
ラフである。グラフの横軸は時間（単位は秒）を示し、
縦軸は音圧を示している。ロータブレード１０は、ロー
タブレード５１〜５３に比べて、遠方での音圧の変動が
少ない。これは、ブレード上で発生した衝撃波に起因す
る圧力変動が遠方へ伝わりにくいことを示している。
【００２９】図５は揚力係数の迎角依存性を示すグラフ
であり、図６はピッチングモーメント係数の迎角依存性
を示すグラフである。グラフの横軸はブレードの迎角α
（単位はｄｅｇ）を示し、縦軸は各係数を示している。
ロータブレード１０は、ロータブレード５１，５２に比
べて、失速角および最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きくな
り、ピッチングモーメント係数Ｃｍの急変は抑制されて
いる。
であり、図６はピッチングモーメント係数の迎角依存性
を示すグラフである。グラフの横軸はブレードの迎角α
（単位はｄｅｇ）を示し、縦軸は各係数を示している。
ロータブレード１０は、ロータブレード５１，５２に比
べて、失速角および最大揚力係数Ｃｌｍａｘが大きくな
り、ピッチングモーメント係数Ｃｍの急変は抑制されて
いる。
【００３０】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、超音速領
域の非局所化を解消して、高速衝撃騒音を大幅に低減化
することができる。
域の非局所化を解消して、高速衝撃騒音を大幅に低減化
することができる。
【００３１】また、失速角および最大揚力係数Ｃｌｍａ
ｘを増大させ、ピッチングモーメント係数Ｃｍの急変を
抑制して、飛行性能を格段に向上することができる。
ｘを増大させ、ピッチングモーメント係数Ｃｍの急変を
抑制して、飛行性能を格段に向上することができる。
【図１】本発明の実施の一形態を示す平面図である。
【図２】図１のロータブレード１０を示す部分拡大図で
ある。
ある。
【図３】ロータブレード１０およびその比較例の形状を
示す平面図である。
示す平面図である。
【図４】ＣＦＤ解析による等マッハ数線図である。
【図５】音響解析による各ブレードから翼端側の遠方に
おける音圧変動を示すグラフである。
おける音圧変動を示すグラフである。
【図６】各ブレードの揚力係数Ｃｌの迎角依存性を示す
グラフである。
グラフである。
【図７】各ブレードのピッチングモーメントＣｍの迎角
依存性を示すグラフである。
依存性を示すグラフである。
【図８】ヘリコプタが前進飛行するときのロータ空力特
性を示す図である。
性を示す図である。
９ 根元部 １０ ロータブレード １１ 中央部 １２ 翼端部 ２１ 中央部の前縁 ２２ 中央部の後縁 ２３ 翼端部の第１前縁 ２４ 翼端部の第２前縁 ２５ 翼端部の側縁 ２６ 翼端部の第１後縁 ２７ 翼端部の第２後縁 Ｐ１ 中央部の前縁の外端 Ｐ 翼端部の第１前縁の外端 Ｐ３ 翼端部の第２前縁の外端 Ｐ４ 翼端部の側縁の後端 Ｐ５ 中央部の後縁の外端 Ｐ６ 翼端部の第２後縁の外端
Claims (2)
- 【請求項１】 回転駆動用のロータヘッドに取付られる
根元部と、 根元部から互いに平行に直線状に伸びる前縁、後縁およ
びその間の翼弦長によって特徴づけられる空力特性を有
する中央部と、 中央部前縁の外端から外側ほど前方に張り出す第１前
縁、第１前縁の外端から外側ほど後方に退く第２前縁、
側縁および後縁によって規定される平面形状を有する翼
端部とを備える回転翼機のロータブレードにおいて、 前記ロータの回転中心を基準としてブレード長で規格化
した第１前縁の外端Ｐまでの距離Ｒ１は、下記の条件式
（１）を満たすことを特徴とする回転翼機のロータブレ
ード。 ０．８８≦Ｒ１≦０．９２ …（１） - 【請求項２】 回転駆動用のロータヘッドに取付られる
根元部と、 根元部から互いに平行に直線状に伸びる前縁、後縁およ
びその間の翼弦長によって特徴づけられる空力特性を有
する中央部と、 中央部前縁の外端から外側ほど前方に張り出す第１前
縁、第１前縁の外端から外側ほど後方に退く第２前縁、
側縁および後縁によって規定される平面形状を有する翼
端部とを備える回転翼機のロータブレードにおいて、 前記後縁は、中央部後縁の外端から外側ほど前方に張り
出す第１後縁、および第１後縁の外端から外側ほど後方
へ退く第２後縁から成ることを特徴とする回転翼機のロ
ータブレード。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP07021497A JP3170470B2 (ja) | 1997-03-24 | 1997-03-24 | 回転翼機のロータブレード |
| US08/925,526 US6231308B1 (en) | 1997-03-24 | 1997-09-08 | Rotor blade for rotary wing aircraft |
| EP97202756A EP0867363A3 (en) | 1997-03-24 | 1997-09-09 | Rotor blade for rotary wing aircraft. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP07021497A JP3170470B2 (ja) | 1997-03-24 | 1997-03-24 | 回転翼機のロータブレード |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10264896A true JPH10264896A (ja) | 1998-10-06 |
| JP3170470B2 JP3170470B2 (ja) | 2001-05-28 |
Family
ID=13425067
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP07021497A Expired - Fee Related JP3170470B2 (ja) | 1997-03-24 | 1997-03-24 | 回転翼機のロータブレード |
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| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6231308B1 (ja) |
| EP (1) | EP0867363A3 (ja) |
| JP (1) | JP3170470B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012116477A (ja) * | 2010-12-02 | 2012-06-21 | Agustawestland Ltd | 翼 |
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| US6666648B2 (en) | 2002-05-17 | 2003-12-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Directional elastomeric coupler |
| US6769872B2 (en) | 2002-05-17 | 2004-08-03 | Sikorsky Aircraft Corporation | Active control of multi-element rotor blade airfoils |
| US6932569B2 (en) | 2002-05-17 | 2005-08-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Active control of multi-element rotor blade airfoils |
| US6986642B2 (en) * | 2002-08-30 | 2006-01-17 | Cartercopters, L.L.C. | Extreme mu rotor |
| US6976829B2 (en) * | 2003-07-16 | 2005-12-20 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade tip section |
| US20050281676A1 (en) * | 2004-06-16 | 2005-12-22 | Egolf Thomas A | Multi-hedral rotary wing |
| US20060038058A1 (en) * | 2004-08-23 | 2006-02-23 | Routery Edward E | Active control of airfoils |
| US7246998B2 (en) * | 2004-11-18 | 2007-07-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Mission replaceable rotor blade tip section |
| US8128376B2 (en) * | 2005-08-15 | 2012-03-06 | Abe Karem | High performance outboard section for rotor blades |
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| US8262344B2 (en) * | 2008-04-02 | 2012-09-11 | Hamilton Sundstrand Corporation | Thermal management system for a gas turbine engine |
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| ES3040742T3 (en) * | 2008-06-20 | 2025-11-04 | Aviation Partners Inc | Curved wing tip |
| DE102009025843B4 (de) | 2009-05-19 | 2022-11-17 | Kronen Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zum Trennen von Pflanzenteilen |
| EP2505500B1 (en) * | 2011-03-31 | 2016-09-14 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Noise and performance improved rotor blade for a helicopter |
| DK3650337T3 (da) | 2011-06-09 | 2021-02-22 | Aviation Partners Inc | Delt "blended" winglet |
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| FR3017165B1 (fr) * | 2014-02-05 | 2016-01-22 | Snecma | Pale pour une helice de turbomachine, notamment a soufflante non carenee, helice et turbomachine correspondantes |
| RU2603710C1 (ru) * | 2015-08-24 | 2016-11-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Лопасть винта винтокрылого летательного аппарата |
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| US10899440B2 (en) * | 2017-03-09 | 2021-01-26 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade tip design for improved hover and cruise performance |
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| GB2615311A (en) * | 2022-01-31 | 2023-08-09 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wing with movable wing tip device |
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| GB2628523B (en) * | 2022-11-16 | 2025-07-09 | Airbus Operations Ltd | Aircraft wing |
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-
1997
- 1997-03-24 JP JP07021497A patent/JP3170470B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1997-09-08 US US08/925,526 patent/US6231308B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1997-09-09 EP EP97202756A patent/EP0867363A3/en not_active Withdrawn
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| JP2017024717A (ja) * | 2010-12-02 | 2017-02-02 | アグスタウエストランド リミテッド | 翼 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0867363A2 (en) | 1998-09-30 |
| JP3170470B2 (ja) | 2001-05-28 |
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| US6231308B1 (en) | 2001-05-15 |
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