(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転駆動部のローターヘッドに基端部が取り付けられたベース翼と、このベース翼の翼端の前側に設けられた小翼とを備える回転翼航空機の回転翼羽根において、
前記小翼は、取付角可変機構によってアジマス角毎に設定された角度に取付角が変化する可動小翼であって、
前記取付角可変機構は、
回転翼航空機内部に固定され、表面に凹凸を有するカムと、
前記ベース翼の内部にスパン方向に延在して設けられ、端部が前記可動小翼を支持するシャフトと、
前記カムと前記シャフトとを連結する連結機構と、で構成され、
前記カムの凹凸に応じて前記シャフトを回転させることにより前記可動小翼の取付角を制御することを特徴とする回転翼航空機の回転翼羽根。
【請求項２】
回転駆動部のローターヘッドに基端部が取り付けられたベース翼と、このベース翼の翼端の前側に設けられた小翼とを備え、前記小翼が取付角可変機構によってアジマス角毎に設定された角度に取付角が変化する可動小翼である回転翼航空機の回転翼羽根を制御するにあたり、
前記ベース翼の翼弦を基準とした前記可動小翼の取付角を、アジマス角が１８０°で最大に、アジマス角が０°で最小になるように制御することを特徴とする回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法。
【請求項３】
前記可動小翼の取付角を、
アジマス角０°で−５°に設定し、
アジマス角０°〜１８０°の範囲で漸次増加させ、
アジマス角１８０°で０°に設定し、
アジマス角１８０°〜３６０°の範囲で漸次減少させる
ことを特徴とする請求項２に記載の回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法。
【請求項４】
前記可動小翼の取付角を、
アジマス角０°〜１３５°の範囲で−５°に設定し、
アジマス角１３５°〜２２５°の範囲で０°に設定し、
アジマス角２２５°〜３６０°の範囲で−５°に設定する
ことを特徴とする請求項２に記載の回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機の回転翼羽根とその制御方法および回転翼航空機のＢＶＩ低減装置の制御方法に関する。特に、ＢＶＩ騒音の低減を図ると同時に前進飛行時などにおける空力特性を向上させ、ひいては、回転翼航空機の飛行時のエネルギー消費を抑制することができる回転翼航空機の回転翼羽根とその制御方法および回転翼航空機のＢＶＩ低減装置の制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、物資の輸送、人命救助、国防などの種々の分野において、回転翼航空機が利用されている。この回転翼航空機が着陸する際などには、図７に示すように、先行する回転翼羽根１００ａの翼端の後縁から流出する翼端渦２００と、後続する回転翼羽根１００ｂとが干渉することによって騒音が発生する。この騒音は、ＢＶＩ（Blade Vortex Interaction）騒音と呼ばれている。
【０００３】
前記ＢＶＩ騒音を低減するための手段として、例えば、図８に示すように、回転翼羽根１００のベース翼１１０の翼端の前側に「１つの」小翼１２０を設けることによって、前記翼端渦を２つに分割して弱める技術が提案されている（J.T.Tanglar、"The design and testing of a tip to reduce blade slap"、第３１回米国ヘリコプター協会フォーラム、１９７５年５月）。
【０００４】
また、図９に示すように、回転翼羽根１００のベース翼１１０の翼端に「複数の」小翼１２０を設けることによって、前記翼端渦を分割し、かつ、積極的に干渉させて拡散させるという技術が提案されている。
【０００５】
前記したような小翼を設ける技術において、例えば図１０に示すように、各小翼１２０をベース翼１１０の翼弦を基準として取付角０°で設けた場合には、前側の小翼１２０の後縁から流出する翼端渦と、ベース翼１１０または後側の小翼１２０の後縁から流出する翼端渦とを干渉させて拡散させ、ＢＶＩ騒音を低減させることができる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、前記したＢＶＩ騒音は、図１１に示すように、回転翼羽根がアジマス角約１３５°〜２２５°の範囲（以下、「ＢＶＩ騒音誘因域」ということがある）Ａ内にあるときに発生する翼端渦が、後続する回転翼羽根と、図１１に示した「ＢＶＩ騒音発生域」Ｂで干渉することで発生している。
【０００７】
前記事実を利用すると、回転翼羽根が前記ＢＶＩ騒音誘因域Ａ内にあるときに翼端渦を干渉させて早期に拡散させれば、より効果的にＢＶＩ騒音の低減を図れることとなる。しかし、前記したような小翼を設ける技術においては、このＢＶＩ騒音誘因域Ａ内で、積極的に翼端渦を干渉・拡散させる旨のコンセプトはみられなかった。
【０００８】
また、回転翼航空機を前進飛行させる場合には、前進側回転翼羽根と後進側回転翼羽根とによって発生する揚力の均衡を図るため、対気速度が減少する後進側回転翼羽根の迎え角を大きくするのが普通であるが、この迎え角に比例して空気抵抗も増大する。
【０００９】
このため、各小翼１２０を、図１０に示した取付角で設けた場合には、後進側回転翼羽根が失速することにより空気抵抗が大きくなり、結果的に飛行時のエネルギー消費を増大させるという問題があった。
【００１０】
一方、図１２に示すように、回転翼羽根１００の翼端から翼半径方向外側へと圧縮空気を噴出させることにより翼端渦の軌道を外側へシフトさせ、後続する回転翼羽根と翼端渦との干渉を少なくしてＢＶＩ騒音を低減するという技術も提案されている（譚、原、進藤、「翼端吹き出しによるＢＶＩ騒音低減効果について」、第３５回飛行機シンポジウム、１９９７）。
【００１１】
しかし、上記技術においては、回転翼羽根１００の翼端から圧縮空気を常に噴出させるため、エネルギーの消費が大きいという問題があった。
【００１２】
本発明の課題は、回転翼航空機において、着陸時などに発生するＢＶＩ騒音を十分に低減すると同時に、前進飛行時などの際の空力特性を向上させ、ひいては、回転翼航空機の飛行時におけるエネルギー消費を抑制することである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
以上の課題を解決するため、請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根は、例えば図１、図４に示すように、回転駆動部のローターヘッドに基端部が取り付けられたベース翼１１と、このベース翼１１の翼端の前側に設けられた小翼とを備える回転翼航空機の回転翼羽根１０において、前記小翼は、取付角可変機構によってアジマス角毎に設定された角度に取付角が変化する可動小翼１２であって、前記取付角可変機構は、回転翼航空機内部に固定され、表面に凹凸を有するカム２２と、前記ベース翼の内部にスパン方向に延在して設けられ、端部が前記可動小翼を支持するシャフト２１と、前記カムと前記シャフトとを連結する連結機構２３と、で構成され、前記カムの凹凸に応じて前記シャフトを回転させることにより前記可動小翼の取付角を制御することを特徴とする。
【００１４】
請求項１記載の発明によれば、回転翼羽根が特定のアジマス角の範囲内にあるとき、例えばＢＶＩ騒音誘因域内にあるときに、取付角可変機構によって、可動小翼の取付角を適切な値に設定することができるので、ＢＶＩ騒音を有効に低減することができ、かつ、回転翼羽根が特定のアジマス角の範囲内にあるとき、例えばＢＶＩ騒音誘因域外にあるときに、取付角可変機構によって、可動小翼の取付角を適切な値に設定することができるので、空力特性を向上させることができる。
また請求項１記載の発明によれば、前記取付角可変機構が、簡易な構造のカム機構であるため、この取付角可変機構を設けた回転翼航空機の回転翼羽根の製造・改造が容易となる。また、前記カム機構は、その構造上、取付角をなめらかにかつ周期的に変化させることができる。
【００１９】
請求項２記載の回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法は、例えば図１、図５、図６に示すように、回転駆動部のローターヘッドに基端部が取り付けられたベース翼１１と、このベース翼１１の翼端の前側に設けられた小翼とを備え、前記小翼が取付角可変機構によってアジマス角毎に設定された角度に取付角が変化する可動小翼１２である回転翼航空機の回転翼羽根１０を制御するにあたり、前記ベース翼の翼弦を基準とした前記可動小翼の取付角を、アジマス角が１８０°で最大に、アジマス角が０°で最小になるように制御することを特徴とする。
【００２０】
請求項２記載の発明によれば、回転翼羽根が特定のアジマス角の範囲内にあるとき、例えばＢＶＩ騒音誘因域内にあるときに、取付角可変機構によって、可動小翼の取付角を適切な値に設定することができるので、ＢＶＩ騒音を有効に低減することができ、かつ、回転翼羽根が特定のアジマス角の範囲内にあるとき、例えばＢＶＩ騒音誘因域外にあるときに、取付角可変機構によって、可動小翼の取付角を適切な値に設定することができるので、空力特性を向上させることができる。
【００２１】
請求項３記載の回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法は、例えば図５に示すように、請求項２記載の回転翼航空機の制御方法において、前記可動小翼１２の取付角θを、アジマス角０°で−５°に設定し、アジマス角０°〜１８０°の範囲で漸次増加させ、アジマス角１８０°で０°に設定し、アジマス角１８０°〜３６０°の範囲で漸次減少させることを特徴とする。
【００２２】
請求項３記載の発明によれば、前記可動小翼の取付角を、−５°からアジマス角約０°〜１８０°の範囲で漸次増加させて、翼端渦の干渉・拡散に好適な値（約０°）とし、かつ、アジマス角約１８０°〜３６０°の範囲でこの値から漸次減少させて空力抵抗の少ない値（約−５°）とするため、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域内にあるときに、効果的にＢＶＩ騒音を低減させることができ、かつ、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域外にあるときに、回転翼航空機の空力特性を向上させることができる。
【００２３】
請求項４記載の回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法は、例えば、図６に示すように、請求項２記載の回転翼航空機の制御方法において、前記可動小翼１２の取付角を、アジマス角０°で−５°に設定し、アジマス角０°〜１８０°の範囲で漸次増加させ、アジマス角１８０°で０°に設定し、アジマス角１８０°〜３６０°の範囲で漸次減少させることを特徴とする。
【００２４】
請求項４記載の発明によれば、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域の全範囲にあるときに、可動小翼の取付角を翼端渦の干渉・拡散に好適な約０°に設定するため、より効果的にＢＶＩ騒音を低減させることができ、かつ、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域外にあるときに、可動小翼の取付角を空力抵抗の少ない−５°に設定するため、回転翼航空機の空力特性をより向上させることができる。
【００２７】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、図を参照して詳細に説明する。
【００２８】
〔第１実施の形態〕
本発明の第１実施の形態を図１によって説明する。
図１は、第１実施の形態に係る回転翼航空機の回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示し、（ａ）はその平面図、（ｂ）はその側面図である。回転翼羽根１０は、ベース翼１１と可動小翼１２とを有する。ベース翼１１の基端部は、図示されていない回転駆動部のローターヘッドに取り付けられる。
【００２９】
可動小翼１２は、ベース翼１１の翼端の前側に設けられており、図示されていない取付角可変機構によって、その取付角θはアジマス角毎に可変とされる。この取付角θは、前記ベース翼１１の翼弦を基準としている。なお、この取付角θの符号は、図１（ｂ）に示すように可動小翼１２の翼弦がベース翼１１の翼弦に対して下向きとされた状態を負とする。
【００３０】
[第２実施の形態]
次いで、本発明の第２実施の形態を図２によって説明する。
図２は、第２実施の形態における回転翼航空機の回転翼羽根１０の翼端近傍部分を示し、（ａ）はその平面図、（ｂ）はその側面図である。この第２実施の形態に係る回転翼羽根は、第１実施の形態に係る回転翼羽根１０の翼端の後側に、固定主翼１３を備えたものであるので、対応する部分に同一符号を付することで、その部分の詳細な説明を省略する。
【００３１】
第２実施の形態に係る回転翼羽根に備えられた固定小翼１３は、前記可動小翼１２とほぼ同一の翼幅を有し、前記ベース翼１１の翼端の後側に前記ベース翼１１の翼弦を基準として取付角約０°で設けられている。この第２実施の形態では、図２（ａ）に示すように、ベース翼１１の翼弦長をｃ、可動小翼１２の翼弦長を０.２５ｃ、固定小翼１３の翼弦長を０.５ｃとした。また、可動小翼１２および固定小翼１３の翼幅をそれぞれ０.２５ｃとした。
【００３２】
第２実施の形態に係る回転翼羽根において、小翼の取付角を変化させたときのＢＶＩ騒音低減性と空力特性についての実験結果を図３によって示す。
【００３３】
図３は、第２実施の形態に係る回転翼羽根の可動小翼１２の取付角θを、０°および−５°に設定した場合のＢＶＩ騒音低減性および空力特性を示したものである。この実験では、可動小翼１２の取付角を０°と−５°に設定した場合において、回転翼羽根の後縁の３翼弦長後方位置における最大渦速度と、回転翼羽根が受ける空気抵抗と、回転翼羽根によって発生する揚力とをそれぞれ測定した。この際の条件は、ベース翼１１の迎え角１０°、風速４０ｍ/ｓ、レイノルズ数９.４×１０4とした。
【００３４】
前記実験によって測定した値から、可動小翼１２の取付角θを０°および−５°に設定した場合における最大渦速度と風速との比、および、前記した揚力と空気抵抗との比（以下、「揚抗比」という）を算出し、これらを比較した。
【００３５】
図３から明らかなように、可動小翼１２の取付角が０°の場合には、最大渦速度と風速との比が０.２８７となりＢＶＩ騒音低減性が比較的良好である（○）が、揚抗比が１１.４３となって空力特性が比較的劣る（×）ことがわかる。これに対し、可動小翼１２の取付角が−５°の場合には、揚抗比が１２.０６となって空力特性が比較的良好である（○）が、最大渦速度と風速との比が０.２９７となってＢＶＩ騒音低減性が比較的劣る（×）ことがわかる。
【００３６】
この図３に示した実験結果から、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域内にある場合に、可動小翼の取付角を０°に設定してＢＶＩ騒音を良好に低減させるという手段はきわめて有効であることがわかる。また、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域外にある場合には、可動小翼の取付角を−５°に設定して空力特性を向上させるという手段もきわめて有効であることがわかる。
【００３７】
図４は、第２実施の形態に係る回転翼羽根の可動小翼１２について、取付角可変機構がカム機構２０である場合を示したものである。このカム機構２０は、図４に示すとおり、取付角可変用シャフト２１と円盤カム２２とを、連結機構２３によって連結した構造とされている。
【００３８】
取付角可変用シャフト２１は、ベース翼１１の内部にスパン方向に延在させて設けられており、その端部はベース翼１１の翼端に突出して可動小翼１２を支持している。円盤カム２２は、回転翼航空機内部に固定される円盤状のカムであり、図４に示すように、その表面の一部を上方に突出させた形状とされている。
【００３９】
前記連結機構２３は、円盤カム２２の表面の凹凸に追随するカム追随装置２４と、このカム追随装置２４に接続され円盤カム２２の表面の凹凸に応じて上下運動可能な第１ロッド２５と、この第１ロッド２５の上下運動を回転運動に変換する第２ロッド２６とからなる。このカム機構２０によって、回転翼羽根の可動小翼１２の取付角θを、アジマス角が特定の範囲にあるときに特定の値に設定することができる。
【００４０】
[第３実施の形態]
次に、第３実施の形態として、第１または第２実施の形態で示した回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法の一例を、図５を用いて説明する。図５は、回転翼羽根の可動小翼の取付角θを縦軸に、アジマス角を横軸にして、アジマス角毎の取付角θの軌跡を示すグラフである。
【００４１】
この第３実施の形態では、図５に示すように、可動小翼の取付角θを、アジマス角０°で−５°に設定し、アジマス角０°〜１８０°の範囲でアジマス角の増加に伴って緩やかに増加させており、アジマス角１８０°で０°に設定している。その後、この取付角θを、アジマス角１８０°〜３６０°の範囲でアジマス角の増加に伴って緩やかに減少させ、アジマス角３６０°（０°）で再び−５°に設定している。なお、図５に示すように、この第３実施の形態における取付角θの軌跡は、周期３６０°の三角関数とされている。
【００４２】
[第４実施の形態]
次に、第４実施の形態として、第１または第２実施の形態で示した回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法の他の例を、図６を用いて説明する。図６は、図５と同様に、回転翼羽根の可動小翼の取付角θを縦軸に、アジマス角を横軸にして、アジマス角毎の取付角θの軌跡を示すグラフである。
【００４３】
この第４の実施の形態では、図６に示すように、可動小翼の取付角θを、アジマス角０°〜１３５°の範囲で−５°に設定し、アジマス角１３５°〜２２５°の範囲で０°に設定し、アジマス角２２５°〜３６０°の範囲で再び−５°に設定している。
【００４４】
この図６から明らかなように、取付角θの軌跡は不連続な段状の軌跡とされている。この第４の実施の形態では、ＢＶＩ騒音誘因域（アジマス角１３５°〜２２５°）の全範囲において取付角θを０°に設定するため、特にＢＶＩ騒音低減効果が高く、前記ＢＶＩ騒音誘因域外では、取付角θを−５°に設定するため、特に空力特性の向上が図られる。
【００４５】
[第５実施の形態]
次に、第５実施の形態として、図１２に示した従来の回転翼航空機のＢＶＩ騒音低減装置３００を制御する例を示す。このＢＶＩ騒音低減装置３００は、空気圧縮機構３１０と圧縮空気通路３２０と圧縮空気噴出口３３０とを備え、圧縮空気の噴出によって翼端渦の軌道を外側にシフトさせるものである。前記圧縮空気通路３２０は、回転翼航空機のドライブシャフトおよび回転翼羽根１００の内部に設けられ、圧縮空気噴出口３３０は、回転翼羽根１００の翼端に設けられている。
【００４６】
このＢＶＩ騒音低減装置３００において、アジマス角約１３５°〜２２５°の範囲で前記圧縮空気を噴出させることにより、回転翼羽根１００がＢＶＩ騒音誘因域にあるときにのみ翼端渦の軌道を外側にシフトさせ、効率的にＢＶＩ騒音を低減することができる。
【００４７】
なお、本発明は、前記した実施の形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更可能である。例えば、第２実施の形態における回転翼羽根の可動小翼の取付角可変機構は、前記したカム機構に限定されるものではなく、例えば、ピエゾ式アクチュエーター、電気式アクチュエーター、油圧式アクチュエーターなどとすることもできる。
【００４８】
また、第３実施の形態の制御方法においては、アジマス角毎の取付角θの軌跡の例として三角関数を示したが、これに限定されるものではなく、直線、二次曲線、三次曲線、双曲線などを組み合わせた周期関数とすることができる。
【００４９】
【発明の効果】
請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根によれば、取付角可変機構によって、回転翼羽根が特定のアジマス角の範囲内にあるときに可動小翼の取付角を適切な値に設定することができるので、ＢＶＩ騒音の低減と空力特性の向上との双方を達成することができる。この結果、回転翼航空機の飛行時におけるエネルギー消費を抑制することができる。
また請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根によれば、前記取付角可変機構がカム機構であるため、この取付角可変機構の製造・改造が容易となる。また、前記カム機構は、その構造上、なめらかにかつ周期的に取付角を変化させることができるので、この請求項１記載の回転翼航空機の回転翼羽根を使用して請求項２，３記載の制御方法を良好に実施することができる。
【００５１】
請求項２記載の回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法によれば、取付角可変機構によって、回転翼羽根が特定のアジマス角の範囲内にあるときに可動小翼の取付角を適切な値に設定することができるので、ＢＶＩ騒音の低減と空力特性の向上との双方を達成することができる。この結果、回転翼航空機の飛行時におけるエネルギー消費を抑制することができる。
【００５２】
請求項３記載の回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法によれば、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域内にあるときに、可動小翼の取付角を翼端渦の干渉・拡散に好適な値（約０°）に近づけて、効果的にＢＶＩ騒音を低減させることができる。また、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域外にあるときに、可動小翼の取付角を空力抵抗の少ない値（約−５°）に近づけて、回転翼航空機の空力特性を向上させることができる。この結果、空気抵抗に起因する回転翼航空機のエネルギー消費を抑制することができる。
【００５３】
請求項４記載の回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法によれば、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域の全範囲内にあるときに、可動小翼の取付角を翼端渦の干渉・拡散に好適な値（約０°）に設定するため、より効果的にＢＶＩ騒音を低減させることができる。また、回転翼羽根がＢＶＩ騒音誘因域外にあるときに、可動小翼の取付角を空力抵抗の少ない値（約−５°）に設定するため、回転翼航空機の空力特性をより向上させることができる。この結果、空気抵抗に起因する回転翼航空機のエネルギー消費を抑制することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１実施の形態に係る回転翼航空機の回転翼羽根の翼端近傍部分を示すものであり、（ａ）はその側面図、（ｂ）はその平面図である。
【図２】本発明の第２実施の形態に係る回転翼航空機の回転翼羽根の翼端近傍部分を示すものであり、（ａ）はその側面図、（ｂ）はその平面図である。
【図３】本発明の第２実施の形態に係る回転翼航空機の回転翼羽根において、可動小翼の取付角が０°および−５°の場合のＢＶＩ騒音低減性と空力特性とを示す図である。
【図４】本発明の第２実施の形態に係る回転翼航空機の回転翼羽根の可動小翼の取付角可変機構の一例を示す斜視図である。
【図５】本発明の第３実施の形態に係る回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法を示すグラフである。
【図６】本発明の第４実施の形態に係る回転翼航空機の回転翼羽根の制御方法を示すグラフである。
【図７】回転翼航空機においてＢＶＩ騒音が発生する際のメカニズムを説明する説明図である。
【図８】従来の回転翼航空機の回転翼羽根の斜視図である。
【図９】従来の回転翼航空機の回転翼羽根の斜視図である。
【図１０】従来の回転翼航空機の回転翼羽根の側面図である。
【図１１】ＢＶＩ騒音誘因域を説明する説明図である。
【図１２】従来のＢＶＩ騒音低減装置を示す概略図である。
【符号の説明】
１０      回転翼羽根
１１      ベース翼
１２      可動小翼
１３      固定小翼
２０      カム機構
２１      取付角可変シャフト
２２      円盤カム
２３      連結機構
２４      カム追随装置
２５      第１ロッド
２６      第２ロッド
１００      回転翼羽根
１００ａ    先行する回転翼羽根
１００ｂ    後続する回転翼羽根
１１０      ベース翼
１２０      小翼
２００      翼端渦
３００      ＢＶＩ騒音低減装置
３１０      空気圧縮機構
３２０      圧縮空気通路
３３０      圧縮空気噴出口
Ａ      ＢＶＩ騒音誘因域
Ｂ      ＢＶＩ騒音発生域
ｃ      ベース翼の翼弦長
θ      取付角
【図１】
0004676636.tif 000002
【図２】
0004676636.tif 000003
【図３】
0004676636.tif 000004
【図４】
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【図５】
0004676636.tif 000006
【図６】
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【図７】
0004676636.tif 000008
【図８】
0004676636.tif 000009
【図９】
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【図１０】
0004676636.tif 000011
【図１１】
0004676636.tif 000012
【図１２】
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