JPS6092999A - 航空機用主回転翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は航空機用主回転翼の改良及びこの改良された主
回転翼を装着した航空機に関する。

〔従来技術及び問題点〕

今日の主回転翼は、固定ピッチの場合も可変ピッチの場
合も、ブレードの軸の中心を空力中心に合わせて、推力
、材料疲労、及び振動等を生じないように設計される。

然し乍らこの主回転翼が回転と水平方向の移動を同時に
行う場合には十Ｅする力と水平移動する力との合力が生
じ、この合力は各ブレードの位置によって異り、このブ
レードの位置はこのブレードを装着した航空機の移動即
ち前進運動を支配する。この条件の下では回転翼は回転
時に前進方向の横断方向に移動する傾向即ち回転翼に固
有の前進運動妨害があり、この傾向を機械的に相殺する
装置は構造が複雑であシ、そのために航空機が高価にな
り、脆弱になり、効率が落ち、安全性が乏しくなる等の
欠点が生じ、これらの欠点が操縦士の負担を大きくする
。

〔発明の目的〕

本発明の目的は前記欠点を、回転翼のグレードの自動平
４Ｎ作用によって、軽減乃至除去するものである。

〔発明の概要〕

前記目的は、航空機用主回転翼がその直径方向に延びる
少なくともｌ対のブレードを有し、このブレードは回転
ｙ３のハブを中心として回転するように装着され、この
ブレードの回転中心とハブの回転中心は同一の縦軸上に
あり、この縦軸は各ブレードのｐＸ型の或ろ１点を通り
、この点は前記ブレードの空力中心より前方にあり、こ
のようにして、前記回転界が回転と前進とを同時に行ｌ
よう時に各ブレードを復元させるトルクが生じ、前記ブ
レードが前進運動中の回転界の中における位置に応じて
自動的に迎角を変える時に、前記トルクによって前記各
ブレードが相互に平衡するようにすることによつて達成
できる。

前記各ブレードは１回転開始時の迎角を確実に等しくす
るｔこｄ）に平面用ばねな有するのが好ましく、このば
ねは緩衝装置と協働して振動を吸収する。

前記回転具は各ブレードの迎角な変化させる装置を有し
、この装置が前記各ブレードが休止位置にある時も回転
中又は飛行中と同様前記各ブレードの迎角な変えるよう
にするのが好ましい。

また前記回転翼は横に移動するためにプレーし゛を所望
の方向に向は得る装置を備えるのが好まし−）。

同様に前記回転具は駆動用原動機に着脱自在に係合する
装置を備え、必要に応じて風車のよ５に空転できるよう
にするのが好ましい。

更に、本発明に基く回転翼は中心に水平軸をイ１し、こ
の水平軸にブレードが連接され、このブレードがこのブ
レードに加わる力の機体を上昇させる分と遠心力の分力
に応じて設定され、このようにして前記ブレードに曲げ
応力が生ずるのを防止する・ 最後に前記ブレードは入子式に伸縮自在とし、それによ
−て所要駐磯面ｆＩｔな小さくすることができる。

〔実施例及び作用〕

第１図乃至第５図は従来型の回転具である。この回転翼
のブレードにおいて、前記回転力及び回転速度は空力中
心Ｏに加えられる。第１図においてＡは揚力、Ｗは抗力
即ち移動に対する抵抗、αは迎角即ち翼弦と空気の流線
との角度、ωは角速度、ｒは回転半径、ｖＯは前記ブレ
ードの対気速度、βは前記ブレードの速度と空気流の速
度とがなす角度である。

前記回転具が回転と前進とを同時に行なう場合（即ち前
記航空機が運動の水平分力を有する場合）には、６１１
記ブレードの速度は第２図及び第３図に示すように変化
する。鼓にＶ′は前進速度であυ、この前進速度Ｖ′に
は前記前進した位置における回転速度ω・ｒが加算又は
減算される。このブレードの速度差によ−て揚力Ｂ、Ｃ
（第≠図）に差が生じ、この揚力差のために前記回転翼
は点Ｍを中心に回転し、垂直面に対して傾斜する。理論
的には前記回転翼をりＯ″′′傾斜、垂直面と平行にし
て水平飛行用プロペラとすることが可能ではあるが、現
実には回転翼の重刑りのために前記回転具の傾斜は第５
図に示す如く限定される。舷にＣｇは回転翼の重心であ
シ、この重心Ｃｇは回転翼の傾斜に応じて移動する。如
何なる場合でも回転具が傾斜することはあり得るし、こ
の傾斜を相殺しなければブよら１よいが、そのために前
記回転翼を備えた航空機（１構造が複雑になり、製造、
の費用も嵩む。

この傾斜を相殺するたｄ〕にへりコックに最も広く採用
されているのｔよ、小さい補助プロペラを設け、この補
助プロペラの回転１１＋を主回転Ｖ又の回転転に対して
直角にする方法であυ、この補助プロペラはヘリコプタ
の尾部の側部に取り伺けられる。

これに対して本発明においては、前記各ブレードは、第
を図に示ず如く、各ブレードのを男中心０から距１ｔＪ
Ｉ　ｄだけ離間した点Ｇをよぎる縦通線を軸として回転
するように装着され、この離間距離ｄはブレードの前縁
を基準として１／ｘ（このＸは≠以上とするのが好まし
く、このｌはプレート”の翼弦長である）で表わされる
。従−て前記ブレードの回転軸は第４図の如く空力中心
０よりも概ね前縁側にあるので、前記回転力の合力が前
記空力中心０に働き、前記点Ｇを通る縦通軸線に対する
トルクが生じ、このトルクｔｃが前記グレードをその迎
角な減らすように、従−て揚力を減らすように回転させ
る。

第７図は直径方向に対向して延びる２枚のブレードを示
し、このブレードは前記回転翼のノ・プの回転支持部に
結合装着され、この装着されたブレードによって前記ハ
ブを直径方向によぎる水平回転軸が決まる。前記２枚の
ブレードが共有する面上で、このブレードの回転中心点
Ｇはこの２枚のブレードの共有軸Ｇ上にあり、前記回転
中心Ｇは迎角β、β′が等しい２枚のブレードの空力中
心０゜０′から距離ｄ離れた位置にある。

前記回転翼が同時に回転した時に、迎角が等しければ、
前記１枚のブレードの空力中心に作用する力）１．Ｊは
第７図に示すようにｎなろ。これは前記２枚のブレード
が上述の如く共通軸を中心として回転するように装着さ
れているからである。

然し乍ら、前記一方のブレードの迎角は減少し、他方の
ブレードの迎角は増大し、この迎角の変化は前記Ｈ−Ｊ
が等しくなるまで続く。第２図から判ることは、前記力
Ｈ１Ｊが等しいにも拘らず迎角β、β′が具り、βがβ
′より大きいということである。

第り図はｌ対のブレードの平面図でありこのｌ対のブレ
ードは軸Ｇを共有すると共に２つの空力中心Ｏ１０′を
有し、この２つの空力中心Ｏ１０′は前記軸Ｇから距離
ｄだけ離間している。従−てこの図から前記ユ枚のブレ
ードに加わる力が等しいことが判る。また、このことか
ら回転翼が回転している時には常に前記自己平衡作用が
働き、回転翼が１回転する間に、その前進方向に対する
位置が変化するのに応じて、各ブレードが交互に最大迎
角から最小迎角まで変化することが判る。

前記回転翼の回転開始時のブレードの迎角な確実に等し
くするために、第ｉｏ図に示す如くブレードの前縁と回
転翼のハブとの間にばねＮを取ｐ′付けて、ブレードの
揚力がばねＮを圧縮するようにした。

コルツメイヤ効果（Ｋｏｌｚｍａｙｒ　Ｅｆｆｅｃｔ　
）　とは。

ブレードの典型の前縁が成る面（Ｃ対して絶えず向きを
変える空気流にさらされる場合、その抗力は理論上ゼロ
であるという作用を℃・い、この効果は、第１１図に示
す如く、各ブレードが完全に１回転する場合に表れる。

この効果によって前記回転翼の効率は極めて高くなる。

前記回転翼な最適条件で使用するために、上述のブレー
ドの回転中心を空力中心からはずすという改良と他の改
良、即ちブレードの迎角を任意に変え得るようにし、回
転翼の）・プに駆動用原動機を着脱自在に係合させると
共にブレードを連接させ、ブレードの長さを入子式に伸
縮させる等の改良とを組み合せることができる。第７．
２図に示す回転翼はｌ対のブレードを前記ノ・プに点に
、Ｌで連接したものであシ、このブレードは前記ハブに
対して接線をなす平行軸を中心にして上下に旋回自在で
あり、かつ、各ブレードに加わる合力Ｒの方向に対して
角度をなすように装着され、前記合力Ｒは揚力Ａと遠心
力Ｆｃとの合力である。この構造によって前記グレード
及びその軸方向の支持部に生ずる曲げ応力を小さくする
ことができる。

上述の改良の主な長所は要約すれば次の如くである。

その第１点は、ブレードの自己平衡特性が一定になるこ
とによシ、ブレードの水平方向の前進即ち前記回転翼の
平行移動に固有の移動妨害が除かれることである。

その第２点は、全てのブレードが回転中にどの位置にあ
ろうとも、また垂直上列１、水平飛行、或いは垂直上昇
と水平飛行とを組み合わせた飛行をする時の倒れの時点
においても、前記全てのブレードの荷重倍数及び楊子係
数が等しいことである。

その第３点は、完全な空中安定性を保つために操縦士又
は自動操縦装置その他の機措を必要としないことである
。その理由は修正すべき妨害が生じな℃・からである。

それ数本発明に基く構造の回転翼な用いれば極めて操縦
し易い航空機を製造することができる。

最後に、空気力学的効率が極めて良し・ことである。そ
の理由は前進に対する抵抗（抗力）が最小になる（コル
ツメイヤ効果）からである。

また、指摘しておきたいことは、回転翼が水平前進と自
由回転とを同時に行なう場合即ち回転翼が駆動原動機に
係合せず所謂空転状態に陥った時に、機体の前進によ−
て、第１３図及び第１４図に示ス如く、フレードが風車
の作用をすることである。

この図において、太い矢印は機体の前進運動を示し、細
い矢印はブレードに対する空力的作用を示す・ ヘリコプタと対比すれば、空転状態では回転翼は前進速
度よりも遅くしか回転し得なし・から、ブレードの翼端
速度が回転翼の前進速度より小さくなることｔまあり得
す、本発明においてはプロペラによって飛行速度を大き
くできるから回転翼の前進速度も大きくなる。理論上、
前進速度に基く抵抗はゼロになるから（全体としてのコ
ルツメーヤ−効果により）、ブレードの平均速度は平行
移動速度即ちブレードの対気速度に等い・。ブレードの
楓端速度が大きい場合、即ちマツハｌに近い場合のみ妨
害が生ずる。

従って１本発明に基く回転翼を装着した航空機の速度は
推進機関及び推進力（プロペラ、ジェット噴炎）と、揚
力発生装置である回転翼の抵抗係数とによ−て決まシ、
これらの要素は航空機のタイプ毎に実験的にめて行く他
はない。

回転翼空転時の機体の速度をヘリコプタやオートジャイ
ロより速くなるように、またプロペラやジェットエンジ
ンを装着した軽飛行イ１（と同程度の速度になるように
設計することができろ。

本発明に基く回転翼を、第１！ｉ図に示す如く、着陸用
エアブレーキとして落下傘のよ５に使うこともできる。

この特性にょ−て、本発明に基く回転翼を備えた航空機
は如何なる地形の所にでも着陸することができ、着陸の
安全性は従来の航空機よりも高〜・。その理由は従来の
航空機はエンジンが停止又は故障を起した場合に滑空し
ながら着陸できる場所を選ぶ他に着陸し得る手段がない
からである。

本発明に基〈回転翼を２組ヘリコプタのように２粗分離
して使用することもでき、この場合には一方の回転翼を
前進力発生装置とする。また本発明に基ぐ回転翼を２粗
分離使用してジャイロブレーン即ちオートジャイロとす
ることもでき、この場合にはブレードは空力的に（風車
のように）駆動される。

ヘリコプタとして使用する場合には、機体の安定を保つ
ために操縦士が機体の姿勢を修正する必要はなく、機体
姿勢修正装置も不要であり、また突風によって機体が不
安定になることもない。更に、空中で駆動原動機が係合
せず回転翼が空転状態にな〜た場合、即ち緊急事態に陥
−た場合には、回転翼が落下傘として働くから安全に着
陸できる。

既に説明したとおり１本発明′に基く回転翼をヘリコプ
タのように使用した場合には従来のヘリコプタよりも機
体の操縦及び姿勢制御を細かく行なうことができるので
安全に飛行することができる。

オートジャイロとして使用する場合には、コルツメーヤ
ー効果がよく利くので効率が高くなシ、また速度を上げ
ることもできる。

本発す］に基く回転翼はまた、必要に応じてヘリコプタ
としオートジャイロにもなるように組み合せることもで
きる。この場合、この２つの回転翼の長所を活用するこ
とができる。ヘリコプタとして使用する場合にはホバリ
ング、垂直上昇、及び垂直下降が可能であり、水平速度
を非常に小さくすることができ、塔載量を増大すること
もできる。

オートジャイロとして使用する場合には前進速度を太き
ぐすることができる。

使用者の立場から見れば操縦容易で飛行特性に癖のない
ことが重要であり、その理由は誰でも慣熟訓練不要で容
易に操縦できるのが好まし℃・がらである。また構造や
機構が簡単であれば価格も下がる。

本発明に適する利用分野は航空機であり、この航空機は
スポーツ用及び自家用を含み、特にエアタクシ−又はエ
アバスとして適当であり、この用途にはヘリコプタも軽
飛行機も適していない。ヘリコプタの場合は製造経費が
高額にすぎ、軽飛行機の場合は滑走路や飛行場以外に着
陸できないからである。

最後に、ブレードを入子式に短縮して所要駐機面積を小
さくできるので、輸送機関として使用する場合の最大の
難問を解消できる。直径コ。ｍのオートジャイロに応用
すればブレードを巾≠ｍ、長さｌユ乃至１１ｍまで短縮
でき、この広さは同じ積載量の車両と殆んど同じである
。

本発明に基く回転翼をオートジャイロ又はヘリコプタと
して使用し、乗客数を夕。人とした航空機１００機を収
容しＦＪ＋ｆｆ着陸させるために必要な面積はｌヘクタ
ール以下である。

第１Ａ図に、本発明に基〈回転翼を、単葉機の興を取り
外した機体に装着した状態を示す。本発明を経済的に利
用する場合には、このように簡単且つ迅速に切り換える
という方法をとることができる。

第７７図に、本発明に基く回転翼な、２台のジェットエ
ンジンを備えたオートジャイロ式エアバスに装着した状
態を示す。

前記２例において、設計上のパラメータを適当に選定す
れば飛行速度を３００Ｒｒｒｂ／時のオーダーにするこ
とができる。

〔効果〕

上述の説明から、本発明を応用した装置を用いれば航空
機の飛行条件を改良した主回転翼を提供することができ
る。

【図面の簡単な説明】

１（７図は従来の回転翼ブレードの断面の力と速度の説
明図、第２図はλ枚羽根型回転外の平面図、第３図は回
転しながら平行移動するブレードの断面の力と速度の説
明図、第グ図は回転しながら平行移動する２枚羽根型回
転翼に加わる力を示す斜視図、第５図は第φ図に示す回
転翼に加わる力が回転翼装置の重量によって相殺される
ことを示す説明図、第６図は本発明に基く回転翼のブレ
ードの散型の図面、第７図は本発明に基くλ枚羽根型回
転興に加わる力の説明図、第ｒ図は第７図の回転翼の迎
角が変化した時にこの回転翼をバランスさせる力の説明
図、第り図は本発明に基く２枚羽根型回転「この平面図
、第１Ｏ図はばねを有する回転翼の断面図、第１／図は
コルズメーヤー効果が加わったブレードのＡｍの図面、
第１２図は２枚のブレードを連結して成る回転翼の側面
図、第１３図は空転させている回転翼の斜視図、ｍｌａ
図は７ｇ１３図の回転翼の４１・７断面概念図、第１Ｓ
図は第１３図及び第１μ図の回転翼の空転緩降下時の横
断面概念図、第１Ａ図及び第７７図は本発明に基く回転
翼を装着した航空機の側面図である、 Δ、Ｂ、Ｃ，ＩＩ、Ｊ・・−揚力、Ｃｇ・・・回転翼の
重心。 ｄ、ｄ’・・・離間距ＰＪＩ　、　Ｆｃ・・・遠心力、
Ｇ・・・ブレードの回転中心、に、Ｌ・・・ブレード連
接点、１・・・翼弦長。 ０．０′・・・空力中心、Ｒ・・・合力、ｔｃ・・・ト
ルク、■０゜Ｖ′・・・対気速度、Ｗ・・・抗力、ω・
・・角速度、α、α′。 β、β′・・・迎角。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 ｌ）空力的翼型な有する２枚のブレードと、航空機の機
   体中央部に回転への回転軸を装着する部分とを有し、前
   記ブレードが前記回転翼回転軸を装着する部分から延び
   、その延びる方向が前記回転軸のほぼ半径方向反対方向
   である航空機用主回転翼において、前記回転翼回転軸を
   装着する部分は前記ブレードを回転自在に結合し、前記
   ブレードは回転軸を有し、このブレードの回転軸は前記
   航空機の機体の上方で前記回転翼の回転軸を横断し。 概ね前記ブレードの縦通軸の方向に延びて前記各ブレー
   ドの散型の１点に結合支持され、前記点は前記数州の空
   力中心よシ前方に離間した位置にあり、前記回転翼が回
   転と前進運動とを同時に行なう時に前記各ブレードに復
   元力としてのトルクが生じ、前記各ブレードの迎角が前
   記ブレードの前進運動に対する位置に応じて変化する時
   に、前記トルクが前記ブレードを互いに平衡させること
   を特徴とする航空機用主回転翼。 ２）前記ブレードにばね装置が取υイ」けられ、このば
   ね装置は前記ブレードの回転開始時に前記ブレードを、
   その迎角の平衡する位置まで押し、緩衝装置が前記ばね
   装置と協衝して振動を吸収することを特徴とする特許請
   求の範囲第１項に記載の航空機用主回転翼。 ３）前記ブレードが休止位置にある時に、このブレード
   の回転時又は飛行時と同様に各ブレードの迎角を変化さ
   せ得る装置を有することを特徴とする特許請求の範囲第
   １項に記載の航空機用主回転翼。 ψ）＾１１記ブレードの姿勢を制御する装置を有し。 この装置によ−て前記ブレードの回転時にも水平方向に
   移動する力を生ずることを特徴とする特許請求の範囲第
   １項に記載の航空機用主回転翼。 ｊ）前記回転翼を回転させる駆動装置と、この駆動装置
   に前記回転翼を着脱自在に係合させる装置とを有し、こ
   の装置によ−て前記回転翼が前記駆動装置と係合しない
   時に風車のように空転することを特徴とする特許請求の
   範囲第１項に記載の航空機用主回転翼。 ６）前記回転翼回転軸の装着部は前記ブレードの連接装
   置を有し、この連接装置に前記各ブレードの半径方向内
   側の端部が上下旋回自在に取り付けられ、それによ−て
   前記回転翼の縦通回転軸を含む放射状の面上での各ブレ
   ードの角度がこのブレードに飛行中に作用する揚力及び
   遠心力の影しシを受けないことを特徴とする特許請求の
   範囲Ｅα１項に記載の航空機用主回転翼。 ７）前Ｐｉ８各ブレードｔま入子式装置をイテし、この
   入子式装置が前記回転翼をその半径方向に自動的に伸縮
   させ、それにより前記航空機の駐機場の所要面積を小さ
   くし得ることを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載
   の航空機用主回転翼。 ｇ）回転式ハブを有し、このハブに主回転ｒ′（の少な
   くともｌ対のブレードの半径方向内側の端部が装着され
   、前記ｌ対のブレードが前記ハブからほぼ放射状に直径
   方向反対側に延び、前記各ブレードの断面がＩＺＭを形
   成し、この翼型が空力中心を有し、前記各ハブが前記各
   ブレードをこの各ブレードの縦通軸線を中心として回転
   させる装置を有し、前記回転翼は上方に延びる回転中心
   軸を有し、この回転中心軸が前記ブレードの長手方向の
   軸に概ね直角をなす航空機用主回転界にお〜・て、前記
   直径方向に対向する！対のブレードの２枚のブレードの
   間に結合装置が設けられ、この結合装置が前記ブレード
   を前記ブレードの縦通軸線を中心として回転し得るよう
   に結合し、前記各ブレードの縦通１１１ｂの中心が前記
   ブレードの典型の空力中心より前方にあり、その作用に
   より、前記主回転翼の回転及び前記航空機の水平飛行が
   行なわれる時に、前記対をなす２枚のブレードに加わる
   空力的力が前記／対のブレードに回転による調整を行わ
   せ。 前記各ブレードの表面を流れる空気流の速度の相違に基
   因する前記２枚のブレードの空力的外力の差を少１．Ｃ
   くとも減少させるように前記２枚のグレードの迎角が変
   ることを特徴とする航空機用主回転界。