回転翼機の翼端渦について

いつもお世話になっております。
中途半端な飛行機好きの疑問です。

先日某回転翼機のメンテナンス工場を見学させて頂いた際、
メインローターの先端の形がとても特殊な形をしていました。

質問をすると翼端渦を増幅させるためとだけ説明を受けましたが、
それ以上の詳しいことは教えていただけませんでした。

ここで皆様のご意見を伺いたいのが、
(1)固定翼機の場合は翼端渦を軽減するためにウイングレットやウイングチップという装置がつけられているのに、
どうして回転翼機の場合は逆に増幅させようとしているのか？

(2)プロペラ機も同様な形にブレードをすると、効率よく推進力を得ることができるのか？

以上２点お願いいたします。

参考までにウィキペディアにあったブレードの写真を添付しておきます。

No.3 回答者： funflier 回答日時： 2013/03/08 21:52

No.1・2です。

原型機名称で「UH-60/ブラックホーク」と書いてしまって
いましたが、正しくは「SH-60/ シーホーク」、このブレードを採用して
いる機体については型式どおり「SH-60K」と呼称すべきでした。
訂正します。

No.2 回答者： funflier 回答日時： 2013/03/08 21:38

No.1です。

判明した事があるので追記します。
ご質問の添付画像はUH-60Kのものなのですね。
http://ja.wikipedia.org/wiki/SH-60K_(%E8%88%AA%E …

写真では「上から見て左回り」なので右回りであるユーロコプターの
騒音軽減のための「BLUE EDGE」では無いので、
http://www.wired.com/autopia/2010/02/eurocopter- …
「BERP BLADE」の話と思ったのですが、ブラックホークの話でしたらこの名称
ではありませんでした。訂正します。

しかし、この「高性能メインローターシステム」は根本的には同じ技術と
思われます。この「渦」発生によって得られる効果は、
1）衝撃波発生を遅らす。これは前進側ブレードがもっと速く前進出来る。
2）失速を遅らす。これは後退側ブレードが失速しにくくなるので、より
　大きい迎え角（ピッチ）を取ることが出来、最大揚力が増す。
端的に言えば「既存ローターよりも速く飛べ、よりペイロードが積める」
ことになります。これを前回のリンクでは「フライトエンベロープの増加」
が得られる、と言っています。

一方冒頭のwikiや三菱の公表するところによると、
http://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/425/4 …
同じ効果が得られています。ただリンクスはこれにより高速化も実現した
のに比べ、UH-60はペイロードの増加を主眼にした様です。事情は双方
変わらない筈ですが、やはり渦発生は抗力増加であって必要馬力は増す
のでエンジン利用馬力がついていかない場合は速度低下になり、UH-60では
返って最大速度が低下する、という結果になっているものと考えます。

No.1 ベストアンサー 回答者： funflier 回答日時： 2013/03/06 21:43

話題にされているのは恐らくこの「BERP BLADE」の事だと思いますが、

http://en.wikipedia.org/wiki/BERP_rotor
「＞それ以上の詳しいことは教えていただけませんでした」のは、これは
説明がどうしても簡単には出来ないからだと思います。正直難しいです。
私も理解した部分だけでも説明しようとすると、相当な量になることに気付き
ましたので極力簡単にします。

多分前提として知っていなくてはならない主なこととして、
・ヘリコプターの前進時の最大迎え角が後退側ブレード先端にある事実と理由。
・ヘリコプターの前進最大速度が制限される理由。
があります。これらは、ヘリコプターの前進速度を上げるには「前進側ブレード
の衝撃波発生を遅らす」ことと「後退側ブレード失速を遅らすこと」が必要で
ある理由で今回最も関係することです。

ここで「BERP BLADE」について見ると、どう作用するのかがあります。
http://terpconnect.umd.edu/~leishman/Aero/berp.h …
（翻訳サイトでは相当無茶苦茶な訳になります。またこの文中、「diskontinuity」
は「discontinuity」のミススペルです。）
この中で「渦（vortex）」を積極的に発生させる理由ですが、「デルタ翼の様に
（as on a delta wing aircraft）」、安定した渦が形成され、これが前進側
ブレードの圧縮性の影響を減らし（reducing compressibility effects on the
advancing blade ）、後退側の失速を遅らす（ delaying the onset of
retreating blade stall）のだそうです。これが起こる理由については文面だけ
では私も理解出来ませんので、ここでは「そういうもの」として理解して頂く
しかありません。

ご質問の項目については、
＞（1）固定翼機の場合は翼端渦を軽減するためにウイングレットやウイング
＞チップという装置がつけられているのに、どうして回転翼機の場合は逆に
＞増幅させようとしているのか？
「目的が違う」からということになります。翼端渦の強制発生は決して抗力減
にならない筈ですが、「失速を遅らす」ことには効果があります。例えば前術の
デルタ翼の発生する渦です。一般的な主翼よりも大きい失速角を得ます。
http://en.wikipedia.org/wiki/Vortex_lift
揚抗比を犠牲にしてでも他のメリットを取っています。ヘリの場合は前進時の
ブレード衝撃波問題と失速問題が先に来ているので、この解決策に「渦発生」を
選んだからということになると考えます。

＞(2)プロペラ機も同様な形にブレードをすると、効率よく推進力を得ること
＞ができるのか？
既にお解かりの様に、ヘリコプター独自の問題解決の為の手段なので、プロペラ
にそのまま適用出来るものではありません。もともと、「基本止まった空気」を
相手にするヘリのローターと「空気に速度を持って当たる」プロペラでは考えが
異なります。ローターのねじり下げ（wash-out）とプロペラのねじり（twist）
も理由は違います。これは以前回答に書いたことがあります。
http://oshiete.goo.ne.jp/qa/5683030.html
http://oshiete.goo.ne.jp/qa/7735479.html
プロペラでは衝撃波発生を遅らせるには現在別の形状が用いられています。
http://en.wikipedia.org/wiki/Scimitar_propeller
http://ja.wikipedia.org/wiki/%E3%83%97%E3%83%AD% …

この回答へのお礼

funflierさん
とても詳しく、またご丁寧にご回答いただきありがとうございました。
自分は固定翼機の方はそれなりに知識はあったのですが、
回転翼機はまったくで、理解するのにそれなりに勉強が必要でした。

少々時間はかかりましたが、仕組みや翼端渦の意外な特性も理解し、
自分でも納得することができ、今はすっきりとした気分です。

どうもありがとうございました。

お礼日時：2013/03/13 15:19