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| 後退刃側 | 前進ブレード側 |
回転翼航空機の航空力学における揚力の非対称性[1] : 2–20 [2]（揚力の非対称性[3] : 342 [4]または非対称揚力[5] [6]とも呼ばれる）とは、ローターディスクの両側の揚力の大きさが不均等であることを指す。これは、前進飛行中の単ローターヘリコプターやオートジャイロに影響を与える現象である。
航空機の進行方向と同じ方向に動くローターブレードは前進ブレード、反対方向に動くローターブレードは後退ブレードと呼ばれます。上空から見ると、ほとんどのアメリカのヘリコプターのローターは反時計回りに回転しますが、フランスとロシアのヘリコプターは時計回りに回転します。[3] : 141
ローターディスク全体の揚力のバランスをとることは、ヘリコプターの安定性にとって重要です。翼型によって発生する揚力は、その対気速度（速度）の2乗に比例します。ホバリング中は、ローターブレードの対気速度は等しく、したがって揚力も等しくなります。しかし、前進飛行中は、前進ブレードの対気速度が後退ブレードよりも高くなるため、ローターディスク全体の揚力に不均一が生じます。[7] [8] : 1–104
分析
静止空気中のシングルローターヘリコプターを考えてみましょう。静止（ホバリング）状態のヘリコプターでは、長さrメートルのブレードが毎秒ωラジアンで回転しており、ブレード先端は毎秒rωメートルの速度で移動しています。ブレードが回転している間、ブレード先端の空気に対する相対速度は一定です。
さて、ヘリコプターが毎秒vメートルの速度で前進飛行していると想像してください。図の点Aにおけるブレード先端の空気に対する相対速度は、ブレード先端の速度とヘリコプターの前進速度の和、 r ω + vです。一方、点Bにおけるブレード先端の空気に対する相対速度は、ブレード先端の回転速度と前進速度の差、 r ω - vです。
翼型によって発生する揚力は、相対的な対気速度が増加するにつれて増加するため、前進中のヘリコプターでは、位置Aのブレード先端が点Bよりも大きな揚力を発生させます。そのため、ローターディスクは（アメリカ式ヘリコプターの場合）右側よりも左側でより大きな揚力を発生させます。この不均衡が「揚力の非対称性」です。
効果
揚力の非対称性はロールではなく後方へのピッチングを引き起こす。[1] : 2–20
前進速度が非常に速い場合、後退ブレードの対気速度が揚力を維持するのに不十分になり、後退ブレード失速と呼ばれる状態になります。この状態により、ヘリコプターは後退側へロールし、機首が上がります。この状況をすぐに認識しないと、機体の操縦性が著しく低下する可能性があります。後退ブレード失速は、ヘリコプターの最大前進速度、すなわち絶対最高速度（V NE）を決定する要因です。
前進速度が非常に高い場合、前進ブレードは超音速に達する可能性があります。これは、超過しない速度を決定するもう一つの要因です。
対策
揚力の非対称性は、前進ブレードの迎え角を減少させ、後退ブレードの迎え角を増加させることで相殺されます。これは、ブレードのフラッピングとサイクリング・フェザリングによって行われます。
ブレードのフラッピングは、揚力の非対称性を打ち消すための主要な手段です。[1] : 2–14 ローターブレードはフラップするように設計されており、前進側のブレードはフラップアップし、相対的な風のベクトルの変化により迎え角が小さくなるため、剛性ブレードよりも揚力は小さくなります。逆に、後退側のブレードはフラップダウンし、相対的な風のベクトルの変化により迎え角が大きくなり、より大きな揚力を生成します。フラッピングは、ローターディスクが後方に傾くフラップバックを引き起こします。
揚力の非対称性は、循環フェザリング、つまり、ハブの周りを回転するときのローターブレードの迎え角の変化によっても相殺されます。
迎え角の変化によって揚力の非対称性を打ち消すことができる範囲には限界があります。この限界によりヘリコプターの最大前進速度が制限される可能性がありますが、実際には出力制限が制限要因となることがよくあります。
デュアルローター
同軸ローターを備えたヘリコプターでは、2枚のローターディスクが逆方向に回転します。片方のローターディスクの揚力の非対称性は、もう片方のローターディスクの揚力の非対称性によって打ち消されます。[要出典]
CH-47チヌークのようなタンデムローターヘリコプターは、ローターが互いにオフセットしているため、揚力の非対称性という問題を抱えています。タンデムローターヘリコプターには、自動サイクリックフェザリングシステムが搭載されています。低速時には、ブレードのフラッピングによって揚力の非対称性が補正されます。速度が上昇すると（通常70ノット以上）、これらのシステムにより胴体姿勢がより水平になり、ローター駆動機構へのストレスが軽減されます。[8] : 1–112
参照
参考文献
- ^ abc 「2. 飛行の空気力学」ヘリコプター飛行ハンドブック（PDF）連邦航空局、2012年。 2022年1月17日閲覧。
- ^ フィル・クラウチャー（2007年）『プロフェッショナル・ヘリコプター・パイロット・スタディーズ』Lulu.com、p.2-21、ISBN 9780978026905. 2022年1月18日閲覧。
- ^ ab ワトキンソン、ジョン (2004). 『ヘリコプターの芸術』オックスフォード: エルゼビア・バターワース・ハイネマン. ISBN 9780080472034。
- ^ Keith-Lucas, D (1958年5月29日). 「垂直離陸機：設計上のいくつかの問題点」. New Scientist .
- ^ Leishman, J. Gordon (2006). 『ヘリコプターの空気力学の原理（第2版）』ケンブリッジ：ケンブリッジ大学出版局. p. 699. ISBN 9780521858601。
- ^ 1967年度NASA認可：第89議会第2会期S.2909に関する公聴会。米国議会上院航空宇宙科学委員会。1966年、485ページ。
- ^ヘリコプター飛行ハンドブック （ FAA-H-8083-21A版）。FAA。2012年 。pp.2-18-2-19。
- ^ ab "1". 飛行の基礎 FM 3-04.203 (PDF) . 米国陸軍. 2007年5月.
外部リンク
- ポール・カントレルの記事
