(57)【要約】【課題】構造強度及び重量の面で有利で、フレックスビームの形状を簡略化し、コストを下げ、且つ回転翼航空機の運用時の信頼性の向上を図ることができるロータハブシステムの提供。【解決手段】回転翼航空機のロータハブ構造において、シャフト１に軸支され遠心力と捩り荷重を受け持つ棒状部材（６、７）と、シャフトに軸支されて前記棒状部材の略両端部を支持する支持部材８とを有する。この構成により、荷重が棒状部材と支持部材に分散されることによって、強度的に有利になり、構造の簡略化、重量の軽減、及び、低コストを図ることができ、且つ信頼性の高いロータハブ構造が可能になる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転翼航空機のロータハブ構造において、シャフトに軸支され、両端部に回転翼航空機の回転翼が結合され、前記回転翼の回転により作用する遠心力及び捩り荷重を受け持つ棒状部材と、前記シャフトに軸支されて、前記棒状部材の略両端部を軸受けを介して支持する支持部材とを有することを特徴とするロータハブ構造。
【請求項２】
前記支持部材は、さらに、前記棒状部材における前記略両端部よりも回転中心側の部位を支持していることを特徴とする請求項１に記載のロータハブ構造。
【請求項３】
回転翼航空機のロータハブ構造において、その両端部に回転翼航空機の回転翼が結合され、これを支持するように設けられた棒状部材であって、シャフトに軸支され、前記回転翼の回転により作用する遠心力を受け持つフレックスビーム及び捩り荷重を受け持つトルクチューブとを備える棒状部材と、前記シャフトに軸支されて、前記棒状部材の略両端部を軸受けを介して支持する支持部材とを有しており、前記フレックスビームの一部又は全部は、前記トルクチューブの内部に配置されていることを特徴とするロータハブ構造。
【請求項４】
前記棒状部材のピッチ角を変化させるピッチ角制御手段が、前記棒状部材の前記略両端部と前記シャフトに隣接する部位との間にあるトルクチューブに設けられていることを特徴とする請求項３記載のロータハブ構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、回転翼航空機において、シャフトからトルクをブレードに伝達するロータハブ構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
回転翼航空機のロータハブ構造において、全関節型ロータ、無関節型ロータ（ベアリングレスロータ又はヒンジレスロータ）等がある。
【０００３】
全関節型ロータとは、ブレードがフラッピング・ヒンジ(Ｆｌａｐｐｉｎｇ Ｈｉｎｇｅ)、フェザリング・ヒンジ(Ｆｅａｔｈｅｒｉｎｇ Ｈｉｎｇｅ)、リード・ラグ・ヒンジ(Ｌｅａｄ−ｌａｇ Ｈｉｎｇｅ)、によってフラッピング運動、フェザリング運動、リード・ラグ運動、それぞれの運動ができるようになっている形式のロータをいい、無関節型ロータとは、フラッピング・ヒンジ及びリード・ラグ・ヒンジを持たないロータをいう。無関節型ロータは、ハブあるいはブレードの付け根部分に、曲げ剛性が小さく、たわみやすい部分を設けることによって、フラッピング運動及びリード・ラグ運動を許容している。
【０００４】
なお、ヒンジに対する呼び方は様々で、リード・ラグ・ヒンジはドラッグ・ヒンジ(Ｄｒａｇ Ｈｉｎｇｅ)、フェザリング・ヒンジはトーション・ヒンジ(Ｔｏｒｓｉｏｎ Ｈｉｎｇｅ)とも呼ばれている。
【０００５】
無関節型ロータハブシステムにおいては、フレックスビームにハブプレートが形成されており、ハブプレートと回転翼航空機の回転軸とを固定することによって、回転軸からトルクがハブプレートに伝わり揚力を得ることができる。フレックスビームとハブプレートを固定する手段としては、例えば、特許文献１や特許文献２に記載されたものがある。前記文献によれば、ハブプレートに複数の穴を穿設し、回転軸上端部に設けられた取付け金具にも同様に複数の穴を穿設し、ハブプレートと取付け金具とをボルトを介して接合している。これにより、ハブプレートと取付け金具とボルトによりブレードからの遠心力、揚力、トルク、曲げモーメントを支持している。
【特許文献１】特開昭６１−２１８９４号
【特許文献２】特開平６−２７０８９３号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかし、無関節型ロータはフラッピング・ヒンジ及びリード・ラグ・ヒンジがないことを特徴としており、フラッピング方向、リード・ラグ方向の荷重は、ハブプレート、取付け金具、ボルトで支持している。したがって、ブレードの付け根にあたるハブプレート、取付け金具、ボルトには大きな応力が生じる。特に、運動性を向上させるためにフラッピング・ヒンジ・オフセットをフレックスビームの回転軸から離れた位置に設けようとすると、ハブプレートに付加される曲げ荷重が増大する。さらにハブプレートは遠心力を受け持つ必要があった。そのためハブプレートは、その荷重に耐え得るよう肉厚にする必要があるので、回転翼型航空機の重量が増すことになる。このことは、運用効率の低下を招く結果となる。
【０００７】
また、フラッピング方向及びリード・ラグ方向の荷重を許容するためにフレックスビームの強度を上げようとすると、肉厚なフレックスビームとなってしまう。すると、フレックスビームの重量増加及び捩り剛性の増加につながってしまい、運用効率の低下を招く結果となる。そこで、この荷重を許容するためにフレックスビームの形状を複雑にし、フレックスビームをよりたわみ易くしあたかもヒンジがあるかのような構造にすることが考えられた。このような構成については、例えば特許文献３に示されている。しかし、このような構成を採用すると製造コストの増加を招く結果となる。
【０００８】
その他にも、ハブプレートの強度を上げるために複合材料を用いることも考えられるが、多くの複合材は難削材であり、正確な穴をあけることが困難であるために、多くの穴をハブプレート及び、取付け金具に穿設してこれらをボルトで接合しても精度が悪い。したがって、実際には数個のボルトで接合しているのと同じ状態になるので、強度的に不利である。
【特許文献３】特開平１０−２８７２９７号公報
【０００９】
以上のことを鑑み、本発明は、製造コストを抑えつつ、回転翼型航空機の運用時にも十分な強度を持ち、信頼性向上を目指し、且つ重量的にも有利な構造をもつ回転翼型航空機用ロータハブシステムの提供を目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明にかかるロータハブ構造は、シャフトに軸支され、両端部に回転翼航空機の回転翼が結合され、回転翼の回転により作用する遠心力及び捩り荷重を受け持つ棒状部材と、
シャフトに軸支されて、前記棒状部材の略両端部を軸受けを介して支持する支持部材とを有することを特徴とする。
【００１１】
この構成により、回転翼航空機の運用時に、ブレードにより発生するフラッピング方向及びリード・ラグ方向の曲げ荷重は、棒状部材から支持部を経て支持部材に伝わる。
【００１２】
また、軸受けは棒状部材のフェザリング方向の捩り荷重及び遠心力に対して拘束しないので、運用時にブレードにより発生するフェザリング方向の捩り荷重及び遠心力は、支持部材に伝わらないで棒状部材に伝わる。
【００１３】
このことにより、支持部材は回転翼航空機の運用時にフラッピング方向及びリード・ラグ方向の荷重のみを許容すればよく、棒状部材はフェザリング方向の荷重及び遠心力のみを許容すればよいことになる。
【００１４】
このように、運用時にブレードにより発生する荷重を支持部材と棒状部材に分散させることにより、支持部材の薄肉化及び軽量化を図ることができ、回転翼航空機の運用効率の向上につながる。また、棒状部材の形状を簡略化することができるので、製造コストを大幅に削減することができる。
【００１５】
本発明にかかるロータハブ構造では、さらに、棒状部材における略両端部よりも回転中心側の部位を支持していることを特徴としている。
【００１６】
したがって、棒状部材の略両端部、及び、棒状部材における略両端部よりも回転中心側の部位の少なくとも４点を軸受けを介して支持部材が支持している。このことにより、従来の回転翼航空機の運用時より棒状部材を安定して支持することができるとともに、略両端部より中心軸側にせん断荷重が加わらないので支持部材及び棒状部材は強度的に有利になる。
【００１７】
本発明にかかるロータハブ構造では、
その両端部に回転翼航空機の回転翼が結合され、これを支持するように設けられた棒状部材であって、シャフトに軸支され、回転翼の回転により作用する遠心力を受け持つフレックスビーム及び捩り荷重を受け持つトルクチューブとを備える棒状部材と、
シャフトに軸支されて、棒状部材の略両端部を軸受けを介して支持する支持部材とを有しており、
フレックスビームの一部又は全部は、トルクチューブの内部に配置されていることを特徴としている。
【００１８】
回転翼航空機の運用時において、ブレードからの曲げによるせん断荷重はトルクチューブが軸受けを介して支持部材へ伝えるので、フレックスビームは遠心力のみを受け持てばよい。これにより、フレックスビームの形状を単純化することができ、製造コストを大幅に削減でき、且つシンプルな構造なので高い信頼性を得ることができる。
【００１９】
支持部材は棒状部材の略両端部を軸受けを介して支持しているので、ブレードからの曲げによるせん断荷重のみを受け持つことになる。これにより支持部材の薄肉化が可能になり、重量的及び強度的に有利になる。
【００２０】
本発明にかかるロータハブ構造体は、棒状部材のピッチ角を変化させるピッチ角制御手段が、棒状部材の略両端部とシャフトに隣接する部位との間にある捩り荷重を受け持つトルクチューブに設けられていることを特徴としている。
【００２１】
棒状部材が、遠心力を受け持つフレックスビームと捩り荷重を受け持つトルクチューブとを備えている。トルクチューブは捩り荷重を受け持つようになっているので、ピッチ角制御手段をトルクチューブに設けることができる。このことにより、ピッチ角制御手段を、支持部材によって支持されている棒状部材の略両端部より内部に配置することができるので、空気抵抗の低減を図ることができる。
【発明の効果】
【００２２】
本発明にかかるロータハブ構造によれば、
運用時にブレードから発生する荷重を支持部材と棒状部材に分散させることにより、支持部材は薄肉化及び軽量化を図ることができ、回転翼航空機の運用効率の向上につながる。また、棒状部材の形状は簡略化することができるので、製造コストが大幅に削減できる。
【００２３】
また、支持部材が支持している棒状部材の略両端部と略シャフト隣接部との間にあるトルクチューブにピッチ角制御手段が設けられているので、空気抵抗の低減を図ることができる。
【００２４】
また、棒状部材の略両端部及びシャフト略隣接部位を支持部材が支持していることにより、従来の回転翼航空機の運用時より棒状部材を安定して支持することができる。また、このような構成により、荷重が分散され、支持部材及び棒状部材は強度的に有利になる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２５】
つぎに、本発明の実施形態の一例について図を用いて示す。図1は、本発明の実施例のロータハブ構造の断面図である。
【００２６】
まず断面図について説明する。
【００２７】
シャフト1はプレッシャプレート４に結合されており、前記プレッシャプレート４はハブ５（支持部材）にボルト１３などを介して結合されている。
【００２８】
フレックスビーム６を含む棒状部材は、フレックスビーム取付け部１１によってシャフトに取り付けられており、フレックスビーム６のシャフト１に略隣接する部位と略両端部との間にフェザリングエレメント６ａと呼ばれるフェザリング運動を許容するためのエレメントが形成されている。また、フレックスビーム６は、抗張力で低捩り剛性が実現できる複合材料が好ましい。そして、フレックスビーム６の一部又は全部が捩り荷重を伝達する中空棒状のトルクチューブ７の内部に配置されている。また、ハブ５は、インナーベアリング８ａ及びアウターベアリング８ｂを介してトルクチューブ７を支持している。
【００２９】
スワッシュプレート２はピッチコントロールロッド３（ピッチ角制御手段の一部）と結合されており、ピッチコントロールロッド３はトルクチューブ７と結合されている。ピッチコントロールロッド３とトルクチューブ７との結合部はインナーベアリング８ａとアウターベアリング８ｂとの間に設けられている。
【００３０】
トルクチューブ７のアウターベアリング８ｂによって支持された部位に隣接する外側位置にはブレード９が結合されている。また、ブレード９のトルクチューブ７との結合部の近接部に、回転翼航空機の運用時に発生する揚力をブレード材料の弾性変形により許容するフラッピングエレメント９ａと、ブレードの運動に必要なリード・ラグ方向のヒンジの役割をし、ロータ始動時及び停止時に発生する慣性力を許容するリード・ラグ・エレメント９ｂとが形成されている。
【００３１】
また、ハブ５と略同直径のフェアリング１０と呼ばれる構造部材がフェアリング支持部材１２によってシャフト１に結合されている。
【００３２】
つぎに、それぞれの部位の機能について説明する。
【００３３】
ロータシャフト１からプレッシャプレート４を介してハブ５にトルクが伝達される。ハブ５に伝達されたトルクはインナーベアリング８ａ及びアウターベアリング８ｂを介してトルクチューブ７に伝達され、トルクチューブ７からブレード９にトルクが伝達される。
【００３４】
また、スワッシュプレート２の動きをピッチコントロールロッド３がトルクチューブ７に伝え、ブレード９を必要なピッチ角に変化させる。
ここで、ピッチコントロールロッド３から、トルクチューブ７にピッチコントロールロッドの長手方向へのせん断荷重を伝えることで、ブレード９のピッチ角方向への捩り荷重が伝達される。
【００３５】
ブレードからのせん断荷重は、トルクチューブ７を支持しているインナーベアリング８ａ及びアウターベアリング８ｂを介してハブ５に伝達され、ハブにより許容される。
また、捩り荷重は、トルクチューブ７を支持しているインナーベアリング８ａ及びアウターベアリング８ｂで拘束されず、トルクチューブ７と結合しているフレックスビーム６により許容される。
【００３６】
ブレード９に発生する遠心力は、ブレード９から一部トルクチューブ７を介して、フレックスビーム６に伝達され、フレックスビーム取付け部１１でお互いに遠心力がキャンセルされる。このため、インナーベアリング８ａとアウターベアリング８ｂは、フレックスビーム６の遠心力方向の変位を拘束しないベアリング構造となっている。
【００３７】
また、ハブ５の内部にトルクチューブ７を配置することができるため、ピッチコントロールロッド３をハブ５の内部に設けることができ、ハブ５の内部にピッチ角制御機構及びその他の制御機構の一部若しくは全部を配置することができるので、運用時の空気抵抗を低減することができる。
【００３８】
さらに、ハブ５と略同直径のフェアリング１０と呼ばれる構造部材１０がフェアリング支持部材１２によってハブ５上部に結合されている。フェアリング１０とハブ５によって囲まれた空間に回転翼航空機のロータ制御機構の一部又は全部を収めることにより空気抵抗の低減を図ることができる。
【００３９】
さらに、フェアリング及びハブは、ロータ制御機構及びトルクチューブ７及びフレックスビーム６等を外部からの飛翔物などの衝突による損傷から防ぐ効果もある。
【００４０】
図２は、トルクチューブ６を支えるベアリング８付近の拡大図である。ベアリング８は遠心力方向及び捩り方向の変位を拘束せず、フラッピング方向及びリード・ラグ方向を剛で支持する構造となっている。このため、ベアリング８は曲げ荷重に耐え得る軸受けベアリングあるいはテフロン（登録商標）ベアリングで形成される。
【００４１】
言うまでもないが、ベアリングの種類は上記に挙げたベアリングに限定されるものではない。
【００４２】
また、本実施例は一実施例に過ぎず、本発明は本実施例に限定されるものではない。
【００４３】
以上のように本発明に従えば、棒状部材及び支持部材の薄肉化が可能であり、大幅な重量軽減が可能になる。また、ロータハブ構造の製作コストの低減及び運用時の空気抵抗の低減、及び、ハブ５内部の制御機構を保護することによる運用時の信頼性の向上を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００４４】
【図１】本発明のロータハブ構造の断面図である。
【００４５】
【図２】本発明のトルクチューブを支えるベアリング８の詳細図である。
【符号の説明】
【００４６】
１   ロータシャフト
２   スワッシュプレート
３   ピッチコントロールロッド
４   プレッシャプレート
５   ハブ
６   フレックスビーム
６ａ  フェザリングエレメント
７   トルクチューブ
８   ベアリング
８ａ  インナーベアリング
８ｂ  アウターベアリング
９   ブレード
９ａ  フラッピングエレメント
９ｂ  リード・ラグ・エレメント
１０  フェアリング
１１  フレックスビーム取付け部
１２  フェアリング支持部材
１３  ボルト
【図１】
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【図２】
2006160167.tif 000004