JP2933949B2 - ヘリコプタ用ロータ・ブレード、ヘリコプタ用メイン・ロータ及びヘリコプタ - Google Patents
ヘリコプタ用ロータ・ブレード、ヘリコプタ用メイン・ロータ及びヘリコプタInfo
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- JP2933949B2 JP2933949B2 JP1172094A JP17209489A JP2933949B2 JP 2933949 B2 JP2933949 B2 JP 2933949B2 JP 1172094 A JP1172094 A JP 1172094A JP 17209489 A JP17209489 A JP 17209489A JP 2933949 B2 JP2933949 B2 JP 2933949B2
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/463—Blade tips
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Toys (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 本発明はヘリコプタ用ロータ・ブレードに関し、特
に、ヘリコプタ用のメイン・ロータ・ブレードに関する
ものである。
に、ヘリコプタ用のメイン・ロータ・ブレードに関する
ものである。
英国特許GB−Ａ−1538055号明細書には、ヘリコプタ
用メイン・ロータ・ブレードが開示されており、このブ
レードは、大きく後退した翼最端縁（swept extreme ti
p edge、単に「後退翼最端縁」とも称する）を少なくと
も特徴の一部とする翼端部の平面形状を有しており、こ
のような後退翼最端縁は、大きな迎え角で運転される場
合に前縁うずを制御するための後退した前縁の延長とし
て機能する。このようなロータ・ブレードは、ロータの
許容運用包囲線図を大きく拡大するという著しい成功を
おさめており、1986年にウェストランド・リンクス（We
stland Lynx）のヘリコプタによって記録された400.81k
m/hr（249.10mph）のヘリコプタの世界最高速度記録樹
立の重要な一要素となっている。
用メイン・ロータ・ブレードが開示されており、このブ
レードは、大きく後退した翼最端縁（swept extreme ti
p edge、単に「後退翼最端縁」とも称する）を少なくと
も特徴の一部とする翼端部の平面形状を有しており、こ
のような後退翼最端縁は、大きな迎え角で運転される場
合に前縁うずを制御するための後退した前縁の延長とし
て機能する。このようなロータ・ブレードは、ロータの
許容運用包囲線図を大きく拡大するという著しい成功を
おさめており、1986年にウェストランド・リンクス（We
stland Lynx）のヘリコプタによって記録された400.81k
m/hr（249.10mph）のヘリコプタの世界最高速度記録樹
立の重要な一要素となっている。
しかしながら、振動操縦負荷（vibratory control lo
ad）を増大させる空力縦揺れモーメントの原因が、大き
く後退した翼最端縁を有するロータ・ブレードに関連し
ていることが分かった。縦揺れモーメントは、主に、前
進飛行時において、回転翼円板の前方部分と後方部分で
生じ、ヘリコプタの機首の上方でブレードを前下がりす
るようねじると共に、ヘリコプタの後尾の上方でブレー
ドを前上がりするようねじるべく作用する主要第１調波
振動負荷（primarily first harmonic vibratory loa
d）の形態をとる。これらのモーメントは、前進飛行
時、翼の入射の周期的変化率のために、ヘリコプタのロ
ータ・ブレード全体にわたって生ずる１回転毎の空力モ
ーメントを増大させる働きを有する、という問題点があ
る。
ad）を増大させる空力縦揺れモーメントの原因が、大き
く後退した翼最端縁を有するロータ・ブレードに関連し
ていることが分かった。縦揺れモーメントは、主に、前
進飛行時において、回転翼円板の前方部分と後方部分で
生じ、ヘリコプタの機首の上方でブレードを前下がりす
るようねじると共に、ヘリコプタの後尾の上方でブレー
ドを前上がりするようねじるべく作用する主要第１調波
振動負荷（primarily first harmonic vibratory loa
d）の形態をとる。これらのモーメントは、前進飛行
時、翼の入射の周期的変化率のために、ヘリコプタのロ
ータ・ブレード全体にわたって生ずる１回転毎の空力モ
ーメントを増大させる働きを有する、という問題点があ
る。
米国特許第4324530号及び第4334828号の各明細書は、
緩やかな前縁の後退度及び後退していない翼最端縁を特
徴とする、後退した翼端部を有するヘリコプタ用ロータ
・ブレードを開示している。米国特許は、ブレードが取
り付けられるヘリコプタのホバー性能を改良するため
に、ロータ後流を形成する後縁うずを、後続のブレード
から下方に離れるよう変位させるべく、一定の翼幅の下
反りを利用している。
緩やかな前縁の後退度及び後退していない翼最端縁を特
徴とする、後退した翼端部を有するヘリコプタ用ロータ
・ブレードを開示している。米国特許は、ブレードが取
り付けられるヘリコプタのホバー性能を改良するため
に、ロータ後流を形成する後縁うずを、後続のブレード
から下方に離れるよう変位させるべく、一定の翼幅の下
反りを利用している。
前述したように、前記米国特許のブレードは、前記英
国特許GB−Ａ−1538055号明細書のブレードを特徴づけ
るような大きく後退した翼最端縁を使用していない。従
って、前記米国特許明細書で、前進飛行時における回転
翼円板の前方部分と後方部分での、大きく後退した翼最
端縁を有するロータ・ブレードの使用に関する前記問題
点を認識していないことは当然であり、よって、その問
題点の解決手段を導き出すことはできない。
国特許GB−Ａ−1538055号明細書のブレードを特徴づけ
るような大きく後退した翼最端縁を使用していない。従
って、前記米国特許明細書で、前進飛行時における回転
翼円板の前方部分と後方部分での、大きく後退した翼最
端縁を有するロータ・ブレードの使用に関する前記問題
点を認識していないことは当然であり、よって、その問
題点の解決手段を導き出すことはできない。
米国特許第3411738号明細書は、前縁から後縁にかけ
て広がる下反りを有する翼端部について開示している。
しかし、特に翼端部の幅寸法は、翼弦寸法に比して小さ
く、本発明の場合とは異なっていることは明らかであろ
う。その翼端部は、固定羽根翼に使用される関係で述べ
られており、この固定羽根翼は、ヘリコプタ用ロータ・
ブレードが受けるような縦揺れモーメントを生じないこ
とは勿論、後縁うずを低減すると共にその後縁うずを下
方に偏向させるべく考えられたものである。
て広がる下反りを有する翼端部について開示している。
しかし、特に翼端部の幅寸法は、翼弦寸法に比して小さ
く、本発明の場合とは異なっていることは明らかであろ
う。その翼端部は、固定羽根翼に使用される関係で述べ
られており、この固定羽根翼は、ヘリコプタ用ロータ・
ブレードが受けるような縦揺れモーメントを生じないこ
とは勿論、後縁うずを低減すると共にその後縁うずを下
方に偏向させるべく考えられたものである。
本発明の目的は、前述した空力縦揺れモーメントを低
減若しくは除去するようになっている後退翼最端縁を有
するヘリコプタ用メイン・ロータ・ブレードを提供する
ことにある。
減若しくは除去するようになっている後退翼最端縁を有
するヘリコプタ用メイン・ロータ・ブレードを提供する
ことにある。
従って、本発明の一形態においては、ロータ・ヘッド
に取り付けられるようになっている付根端と、該付根端
から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の翼弦を有する
翼断面から成る中央部分と、前記付根端の反対側の前記
中央部分の端部に設けられ翼幅を定める後退した翼端部
であって、後退翼最端縁を有する前記翼端部とを備える
ヘリコプタ用ロータ・ブレードにおいて、前記後退翼最
端縁は垂れ下がっていて、前記ロータ・ブレードが取り
付けられるヘリコプタの前進飛行中における回転翼円板
の前方部分及び後方部分の前記ロータ・ブレードの空力
縦揺れモーメントを減じるために、前記後退翼最端縁上
での翼幅方向の気流により生ぜられる束縛うずの分布を
変更するよう、ブレードにドループ（垂れ下がり）を与
えていることを特徴とするヘリコプタ用ロータ・ブレー
ドを提供するものである。
に取り付けられるようになっている付根端と、該付根端
から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の翼弦を有する
翼断面から成る中央部分と、前記付根端の反対側の前記
中央部分の端部に設けられ翼幅を定める後退した翼端部
であって、後退翼最端縁を有する前記翼端部とを備える
ヘリコプタ用ロータ・ブレードにおいて、前記後退翼最
端縁は垂れ下がっていて、前記ロータ・ブレードが取り
付けられるヘリコプタの前進飛行中における回転翼円板
の前方部分及び後方部分の前記ロータ・ブレードの空力
縦揺れモーメントを減じるために、前記後退翼最端縁上
での翼幅方向の気流により生ぜられる束縛うずの分布を
変更するよう、ブレードにドループ（垂れ下がり）を与
えていることを特徴とするヘリコプタ用ロータ・ブレー
ドを提供するものである。
第１の実施例において、ドループは、平坦な下反りド
ループであり、別の実施例では、コニカルキャンバドル
ープである。これらは以下のように定義される。
ループであり、別の実施例では、コニカルキャンバドル
ープである。これらは以下のように定義される。
ブレードのドループの輪郭は、フェザリング軸に平行
であり且つ翼端部の内側にある翼弦方向の第１基準軸と
該第１基準軸の外側にある翼弦方向の第２基準軸との間
で延びる複数の平面に位置された同一の幾何学的形状の
ドループ線（垂れ下がり線）から構成されるドループ面
（垂れ下がり面）上に、翼端部の平面形状を投影するこ
とにより形成される。
であり且つ翼端部の内側にある翼弦方向の第１基準軸と
該第１基準軸の外側にある翼弦方向の第２基準軸との間
で延びる複数の平面に位置された同一の幾何学的形状の
ドループ線（垂れ下がり線）から構成されるドループ面
（垂れ下がり面）上に、翼端部の平面形状を投影するこ
とにより形成される。
第１基準軸は、フェザリング軸に直角であり、翼幅の
約95％の位置に配置される。
約95％の位置に配置される。
第２基準軸は、フェザリング軸に直角であり、翼幅の
100％の位置に配置される。
100％の位置に配置される。
或はまた、第２基準軸は、該第２基準軸を延長した場
合に、前縁の前方の点で第１基準軸と交差するように、
フェザリング軸に対して所定の角度をもって配置される
ようにしても良い。この場合、第２基準軸の角度は、後
退翼最端縁の後退角度と実質的に等しく、前記後退翼最
端縁と一致するのが好適である。
合に、前縁の前方の点で第１基準軸と交差するように、
フェザリング軸に対して所定の角度をもって配置される
ようにしても良い。この場合、第２基準軸の角度は、後
退翼最端縁の後退角度と実質的に等しく、前記後退翼最
端縁と一致するのが好適である。
ドループ面は、平坦であり、第１基準軸から外方且つ
下方に約20度の角度をもって延びるようにしても良く、
或は、ドループ面は、湾曲していても良い。
下方に約20度の角度をもって延びるようにしても良く、
或は、ドループ面は、湾曲していても良い。
後退翼最端縁の後退角度は、フェザリング軸から55度
〜85度の角度で、特に、約70度とするのが好適である。
〜85度の角度で、特に、約70度とするのが好適である。
本発明の別の形態において、運転中に回転翼円板を画
成するために垂直軸の回りで回転するようロータ・ヘッ
ドに取り付けられるようになっている付根端と、該付根
端から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の翼弦を有す
る翼断面から成る中央部分と、該中央部分の端部に設け
られ翼幅を定めると共に後退翼最端縁を有する翼端部と
を備えるヘリコプタ用ロータ・ブレードは、前記後退翼
最端縁に直角な前記ロータ・ブレードの断面が、前記ロ
ータ・ブレードが取り付けられるヘリコプタの前進飛行
中に、前記回転翼円板の前方部分及び後方部分で遭遇す
る翼幅方向の気流によって生ずる空力縦揺れモーメント
を減じるように、前記翼端部の周辺の気流特性を決定す
る所定のドループを前記後退翼最端縁に与える翼断面と
なっていることを特徴とする。
成するために垂直軸の回りで回転するようロータ・ヘッ
ドに取り付けられるようになっている付根端と、該付根
端から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の翼弦を有す
る翼断面から成る中央部分と、該中央部分の端部に設け
られ翼幅を定めると共に後退翼最端縁を有する翼端部と
を備えるヘリコプタ用ロータ・ブレードは、前記後退翼
最端縁に直角な前記ロータ・ブレードの断面が、前記ロ
ータ・ブレードが取り付けられるヘリコプタの前進飛行
中に、前記回転翼円板の前方部分及び後方部分で遭遇す
る翼幅方向の気流によって生ずる空力縦揺れモーメント
を減じるように、前記翼端部の周辺の気流特性を決定す
る所定のドループを前記後退翼最端縁に与える翼断面と
なっていることを特徴とする。
また、本発明の更に別の形態において、運転中に回転
翼円板を画成するように垂直軸の回りで回転ためのロー
タ・ヘッドに取り付けられるようになっている付根端
と、該付根端から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の
翼弦を有する翼断面から成る中央部分と、前記付根端の
反対側の前記中央部分の端部に設けられた後退した翼端
部とを備えるヘリコプタ用ロータ・プレードであって、
前記翼端部が、前記中央部分の前縁との継ぎ目から該中
央部分の前方に位置する第１の点まで前方に延びる第１
の前縁部分と、前記第１の点から第２の点に後退する第
２の前縁部分と、該第２の前縁部分よりも後退の度合い
が大きく且つ第３の点に延びる後退翼最端縁と、前記第
２の前縁部分を前記後退翼最端縁に融合させる湾曲した
結合部分と、前記中央部分の後縁部分との継ぎ目から前
記第３の点まで延びる後退した後縁部分とを有する共
に、前記中央部分の翼弦よりも長い翼弦を有し、前記翼
端部の外側部分の厚さが前記後退翼最端縁に向かうほど
漸進的に小さくなっている前記ロータ・ブレードは、前
記ロータ・ブレードが取り付けられるヘリコプタの前進
飛行中に、前記回転翼円板の前方部分及び後方部分で遭
遇する翼幅方向の気流のために生ずる空力縦揺れモーメ
ントを減じるために、前記後退翼最端縁の領域で前記翼
端部が前記第３の点に向かって下方に偏向されているこ
とを特徴とする。
翼円板を画成するように垂直軸の回りで回転ためのロー
タ・ヘッドに取り付けられるようになっている付根端
と、該付根端から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の
翼弦を有する翼断面から成る中央部分と、前記付根端の
反対側の前記中央部分の端部に設けられた後退した翼端
部とを備えるヘリコプタ用ロータ・プレードであって、
前記翼端部が、前記中央部分の前縁との継ぎ目から該中
央部分の前方に位置する第１の点まで前方に延びる第１
の前縁部分と、前記第１の点から第２の点に後退する第
２の前縁部分と、該第２の前縁部分よりも後退の度合い
が大きく且つ第３の点に延びる後退翼最端縁と、前記第
２の前縁部分を前記後退翼最端縁に融合させる湾曲した
結合部分と、前記中央部分の後縁部分との継ぎ目から前
記第３の点まで延びる後退した後縁部分とを有する共
に、前記中央部分の翼弦よりも長い翼弦を有し、前記翼
端部の外側部分の厚さが前記後退翼最端縁に向かうほど
漸進的に小さくなっている前記ロータ・ブレードは、前
記ロータ・ブレードが取り付けられるヘリコプタの前進
飛行中に、前記回転翼円板の前方部分及び後方部分で遭
遇する翼幅方向の気流のために生ずる空力縦揺れモーメ
ントを減じるために、前記後退翼最端縁の領域で前記翼
端部が前記第３の点に向かって下方に偏向されているこ
とを特徴とする。
前記第２の前縁部分は、翼幅の約87％の位置を始点と
し、下方に偏向された後退翼最端縁は、翼幅の約95％の
位置を始点とする。
し、下方に偏向された後退翼最端縁は、翼幅の約95％の
位置を始点とする。
次に、本発明を添付図面を参照して、単に例示として
説明する。
説明する。
第１図において、ヘリコプタのメイン・ロータ・ブレ
ード11は、間に翼弦を画成する前縁12及び後縁13と、付
根端１と、後退していない翼最端縁を備えた翼端部15と
を有している。このブレード11は、回転翼円板を画成す
るように、ほぼ垂直の軸16の回りで矢印17で示される方
向に回転するよう設けられており、約四分の一翼弦点の
位置にフェザリング軸18を有している。
ード11は、間に翼弦を画成する前縁12及び後縁13と、付
根端１と、後退していない翼最端縁を備えた翼端部15と
を有している。このブレード11は、回転翼円板を画成す
るように、ほぼ垂直の軸16の回りで矢印17で示される方
向に回転するよう設けられており、約四分の一翼弦点の
位置にフェザリング軸18を有している。
前述の望ましくない空力縦揺れモーメントを起こす仕
組みの理解を助けるために、同じ強さの束縛うず要素
（bound vortex element）の揚力面として、ロータ・ブ
レード11を視覚化するのが有効である。ブレード11への
荷重の主要成分は、矢印19により示されるように、ブレ
ード11の前縁12に直角に近付く速度成分VNを有する気流
の入射により決定され、ブレード11の揚力作用は、図示
するように、ブレード11の前縁12の方向に集中される同
一の強さΓの翼幅方向束縛うず要素20の分布により表さ
れる。この集中は、翼端部及び他の不連続部分から離れ
た位置でロータ・ブレード11に入射することによる揚力
中心が翼弦のほぼ四分の一の位置であるためであり、四
分の一翼弦点の前方の領域が、揚力を示すために、その
後方の領域と同じ多さのうず要素を含むべきだからであ
る。
組みの理解を助けるために、同じ強さの束縛うず要素
（bound vortex element）の揚力面として、ロータ・ブ
レード11を視覚化するのが有効である。ブレード11への
荷重の主要成分は、矢印19により示されるように、ブレ
ード11の前縁12に直角に近付く速度成分VNを有する気流
の入射により決定され、ブレード11の揚力作用は、図示
するように、ブレード11の前縁12の方向に集中される同
一の強さΓの翼幅方向束縛うず要素20の分布により表さ
れる。この集中は、翼端部及び他の不連続部分から離れ
た位置でロータ・ブレード11に入射することによる揚力
中心が翼弦のほぼ四分の一の位置であるためであり、四
分の一翼弦点の前方の領域が、揚力を示すために、その
後方の領域と同じ多さのうず要素を含むべきだからであ
る。
局部揚力は、空気の密度（ρ）と、束縛うず要素20に
直角な空気の速度成分（VN）と、束縛うず要素20の強さ
（Γ）との積により与えられ、この結果としての通常の
揚力分布（ΣρVNΓ）は、第１図において符号21で示さ
れる。この説明の目的で、図示説明における不必要な複
雑化を防止するために、通常の揚力分布21は、翼幅方向
の束縛うず要素20について一定の強さを与えると仮定さ
れていることに注意されたい。
直角な空気の速度成分（VN）と、束縛うず要素20の強さ
（Γ）との積により与えられ、この結果としての通常の
揚力分布（ΣρVNΓ）は、第１図において符号21で示さ
れる。この説明の目的で、図示説明における不必要な複
雑化を防止するために、通常の揚力分布21は、翼幅方向
の束縛うず要素20について一定の強さを与えると仮定さ
れていることに注意されたい。
束縛うず要素20は、翼端部15に近付くほど、それら
は、第１図において符号22で示される束縛うずのように
後縁13の方に偏倚し、その結合された強さは、後縁13に
向かうほど増加する。
は、第１図において符号22で示される束縛うずのように
後縁13の方に偏倚し、その結合された強さは、後縁13に
向かうほど増加する。
束縛うず22が後縁13を離れると、それらは結合して翼
端部のあと引きうず23を形成し、その強さは、それが形
成される個々の要素の強さの合計（即ち、ΣΓ）と等し
く、また、あと引きうず23は、気流と共に移動自在とな
っている。
端部のあと引きうず23を形成し、その強さは、それが形
成される個々の要素の強さの合計（即ち、ΣΓ）と等し
く、また、あと引きうず23は、気流と共に移動自在とな
っている。
前進飛行時には、束縛うず22は、ヘリコプタの並進運
動（translational motion）のために、ヘリコプタの機
首及び後尾の上方にあるロータ・ブレードと接する翼幅
方向の気流24に起因して、束縛うず22の方向に直角な気
流の速度成分（VS）と交差する。これにより、翼端部15
に隣接して集中し、且つフェザリング軸18の後方に中心
がおかれた局部揚力荷重分布25が生じる。そして、この
局部揚力荷重分布25は、空気の密度と、束縛うず要素22
に直角な空気速度成分と、束縛うず要素22の強さとの積
により与えられる（即ち、ΣρVSΓ）。
動（translational motion）のために、ヘリコプタの機
首及び後尾の上方にあるロータ・ブレードと接する翼幅
方向の気流24に起因して、束縛うず22の方向に直角な気
流の速度成分（VS）と交差する。これにより、翼端部15
に隣接して集中し、且つフェザリング軸18の後方に中心
がおかれた局部揚力荷重分布25が生じる。そして、この
局部揚力荷重分布25は、空気の密度と、束縛うず要素22
に直角な空気速度成分と、束縛うず要素22の強さとの積
により与えられる（即ち、ΣρVSΓ）。
ロータ・ブレードがヘリコプタの機首の上方にある場
合、ロータ・ブレード11に対する翼幅方向速度の向き
は、第１図において符号24で示されており、結果として
生じる局所揚力荷重分布25は、ブレードのフェザリング
軸18の充分後方に中心が置かれるので、翼端部15におい
てフェザリング軸18を中心として関連の前下がりのモー
メントを引き起こす。ブレード11がヘリコプタの後尾の
上方にある場合に、ブレード11に対する翼幅方向速度の
向き24は逆に、前上がりのモーメントを生ずる。
合、ロータ・ブレード11に対する翼幅方向速度の向き
は、第１図において符号24で示されており、結果として
生じる局所揚力荷重分布25は、ブレードのフェザリング
軸18の充分後方に中心が置かれるので、翼端部15におい
てフェザリング軸18を中心として関連の前下がりのモー
メントを引き起こす。ブレード11がヘリコプタの後尾の
上方にある場合に、ブレード11に対する翼幅方向速度の
向き24は逆に、前上がりのモーメントを生ずる。
従って、１回転毎に１回生ずる翼幅方向速度の変化
が、１回転毎に１回の縦揺れモーメントを起こす。
が、１回転毎に１回の縦揺れモーメントを起こす。
しかしながら、第１図に示すように、翼幅方向の束縛
うず要素22はまた、符号27で示すように、ブレード11の
付根端14に隣接する後縁13に偏倚し、反対向きで同じ大
きさの局部揚力荷重分布28を生ずると共に、付根端14に
同じ大きさで反対向きの関連のモーメントを形成し、こ
のモーメントは、後退していない翼最端縁を有するブレ
ード11についての翼端部15でのモーメントを完全に相殺
する。
うず要素22はまた、符号27で示すように、ブレード11の
付根端14に隣接する後縁13に偏倚し、反対向きで同じ大
きさの局部揚力荷重分布28を生ずると共に、付根端14に
同じ大きさで反対向きの関連のモーメントを形成し、こ
のモーメントは、後退していない翼最端縁を有するブレ
ード11についての翼端部15でのモーメントを完全に相殺
する。
ブレード11が後退翼最端縁を有するならば、このバラ
ンスは失われる。これは第２図に示され、図中、同一参
照符号は、第１図の相当部分を示すものとして使用され
る。
ンスは失われる。これは第２図に示され、図中、同一参
照符号は、第１図の相当部分を示すものとして使用され
る。
第２図において、ブレード11は、大きく後退した翼最
端縁を備えた翼端部30を有しており、この結果、翼弦方
向の束縛うず要素22の長さが第１図のものと比較して増
大している。これによって生ぜられる揚力荷重分布31
は、第１図の対応する揚力荷重分布25よりも、また、ロ
ータ・ブレード11の付根端14にて生じる反対向きの揚力
荷重分布28よりも、フェザリング軸18から後方に延びて
いる。
端縁を備えた翼端部30を有しており、この結果、翼弦方
向の束縛うず要素22の長さが第１図のものと比較して増
大している。これによって生ぜられる揚力荷重分布31
は、第１図の対応する揚力荷重分布25よりも、また、ロ
ータ・ブレード11の付根端14にて生じる反対向きの揚力
荷重分布28よりも、フェザリング軸18から後方に延びて
いる。
この結果、翼端部30と付根端14とにおける揚力荷重分
布31及び28によって生ずるフェザリング軸18回りのモー
メントは相殺されず、ブレード11がヘリコプタの機首の
上方にある場合には前下がりの正味翼端モーメントを形
成し、ブレード11がヘリコプタの後尾の上方にある場合
には、前上がりの正味翼端モーメントを形成する。
布31及び28によって生ずるフェザリング軸18回りのモー
メントは相殺されず、ブレード11がヘリコプタの機首の
上方にある場合には前下がりの正味翼端モーメントを形
成し、ブレード11がヘリコプタの後尾の上方にある場合
には、前上がりの正味翼端モーメントを形成する。
揚力荷重分布31は、フェザリング軸18から後方に更に
偏倚されるようになる結果、翼の平面形状面積が最翼端
に向かって急激に小さくなったとしても、翼幅方向の揚
力荷重分布は維持される傾向があるので、不平衡による
この正味モーメントは、翼最端縁の後退角度が増大する
ほど大きくなる。
偏倚されるようになる結果、翼の平面形状面積が最翼端
に向かって急激に小さくなったとしても、翼幅方向の揚
力荷重分布は維持される傾向があるので、不平衡による
この正味モーメントは、翼最端縁の後退角度が増大する
ほど大きくなる。
英国特許GB−Ａ−1538055号明細書に開示されるよう
な翼の平面形状を有するロータ・ブレードの利点は、高
速前進飛行時に後退羽根が大きな迎え角で作動している
場合、後退翼最端縁の上方に形成され、且つ迎え角が増
大した場合に後退翼最端縁に沿って前方に延びる前縁う
ずによりもたらされ、これは、通常の失速を防止するた
めに分離された安定流を提供する。前縁うずは、このよ
うなブレードを失速することなく非常に大きな迎え角
（一般的には20度）まで作動させることができるが、そ
の前縁うずの存在は、抗力における相当な増大と関連さ
れる。また、動的ヘッドが低く、それによって緩やかな
動力損失となる部位の後退羽根上では効力ペナルティを
容認できるが、十分な前縁の分離及び大きな抗力は、他
の方位位置では容認され得ない。
な翼の平面形状を有するロータ・ブレードの利点は、高
速前進飛行時に後退羽根が大きな迎え角で作動している
場合、後退翼最端縁の上方に形成され、且つ迎え角が増
大した場合に後退翼最端縁に沿って前方に延びる前縁う
ずによりもたらされ、これは、通常の失速を防止するた
めに分離された安定流を提供する。前縁うずは、このよ
うなブレードを失速することなく非常に大きな迎え角
（一般的には20度）まで作動させることができるが、そ
の前縁うずの存在は、抗力における相当な増大と関連さ
れる。また、動的ヘッドが低く、それによって緩やかな
動力損失となる部位の後退羽根上では効力ペナルティを
容認できるが、十分な前縁の分離及び大きな抗力は、他
の方位位置では容認され得ない。
大きな迎え角まで運転できるその能力に関して、大き
く後退した翼最端縁を有するロータ・ブレードは、固定
翼航空機の細長いデルタ翼と全く同じように機能する。
この類推から、巡航状態よりも、迎え角に対する分離流
の始まりを遅らすために、且つ、局部うず揚力ベクトル
（これは局部翼表面に直角に作用する）を、流れの分離
が最終的に形成された場合に、抗力を減じるべく前方に
傾斜させるために、デルタ翼の前縁にキャンバ（cambe
r）すなわちドループ（droop/垂れ下がり）を付けるの
が一般的である。
く後退した翼最端縁を有するロータ・ブレードは、固定
翼航空機の細長いデルタ翼と全く同じように機能する。
この類推から、巡航状態よりも、迎え角に対する分離流
の始まりを遅らすために、且つ、局部うず揚力ベクトル
（これは局部翼表面に直角に作用する）を、流れの分離
が最終的に形成された場合に、抗力を減じるべく前方に
傾斜させるために、デルタ翼の前縁にキャンバ（cambe
r）すなわちドループ（droop/垂れ下がり）を付けるの
が一般的である。
前進飛行におけるヘリコプタ用ロータ・ブレードにデ
ルタ翼のキャンバ技術の開発の応用結果を研究している
間に、ヘリコプタ用ロータ・ブレードの後退翼最端縁に
ドループを取り入れると、後退翼最端縁から起こる望ま
しくない空力縦揺れモーメントを制御する助けとなるこ
とを、本願発明者は見いだした。従って、前述したよう
に、不平衡による翼端モーメントは、うず要素の力と、
翼幅方向の流れ成分の積の結果であり、うず要素が変更
され得るならば、結果としての不平衡によるモーメント
も変化される。そこで、本願発明者は、局部うず要素の
強さが、局部前縁に対して直角な入射による荷重の通常
成分の強さを表していることに鑑みて、大きく後退した
翼最端縁をブレードの大部分の平面から偏向させること
により、ロータ・ブレードの翼端部での束縛うずの分布
を変更する手段を実現化した。後退翼最端縁が下方に偏
向させられたならば、局部入射は、ブレードがヘリコプ
タの機首の上方にある場合に減じられ、前述の望ましく
ない不平衡によるモーメントを減じ或はまた反転するよ
う、うず要素の強さを減じることとなるものと考えられ
る。同様に、改良されたブレードがヘリコプタの後尾の
上方にある場合に、前述とは反対のことが同様な有益な
結果を伴って生ずる。
ルタ翼のキャンバ技術の開発の応用結果を研究している
間に、ヘリコプタ用ロータ・ブレードの後退翼最端縁に
ドループを取り入れると、後退翼最端縁から起こる望ま
しくない空力縦揺れモーメントを制御する助けとなるこ
とを、本願発明者は見いだした。従って、前述したよう
に、不平衡による翼端モーメントは、うず要素の力と、
翼幅方向の流れ成分の積の結果であり、うず要素が変更
され得るならば、結果としての不平衡によるモーメント
も変化される。そこで、本願発明者は、局部うず要素の
強さが、局部前縁に対して直角な入射による荷重の通常
成分の強さを表していることに鑑みて、大きく後退した
翼最端縁をブレードの大部分の平面から偏向させること
により、ロータ・ブレードの翼端部での束縛うずの分布
を変更する手段を実現化した。後退翼最端縁が下方に偏
向させられたならば、局部入射は、ブレードがヘリコプ
タの機首の上方にある場合に減じられ、前述の望ましく
ない不平衡によるモーメントを減じ或はまた反転するよ
う、うず要素の強さを減じることとなるものと考えられ
る。同様に、改良されたブレードがヘリコプタの後尾の
上方にある場合に、前述とは反対のことが同様な有益な
結果を伴って生ずる。
ヘリコプタのロータ・ブレードにおける後退翼最端縁
のドループの２つの基本的形態が、研究された。即ち、
下反り型と、コニカルキャンバ型とがあり、更に前者は
２つのバリエーションが考えられる。次に、これらの形
態のドループを、大きく後退した翼最端縁を有するヘリ
コプタのロータ・ブレードに適用した場合について、第
３図〜第５図に沿って説明するが、各図において、ロー
タ・ブレードは実際のロータ・ブレードの翼弦線と一致
するものと仮定される平板として概略的に示されてい
る。尚、同一参照符号は、同様の部分を示すものとして
用いられる。
のドループの２つの基本的形態が、研究された。即ち、
下反り型と、コニカルキャンバ型とがあり、更に前者は
２つのバリエーションが考えられる。次に、これらの形
態のドループを、大きく後退した翼最端縁を有するヘリ
コプタのロータ・ブレードに適用した場合について、第
３図〜第５図に沿って説明するが、各図において、ロー
タ・ブレードは実際のロータ・ブレードの翼弦線と一致
するものと仮定される平板として概略的に示されてい
る。尚、同一参照符号は、同様の部分を示すものとして
用いられる。
ロータ・ブレード32は、前縁33と、後縁34と、後退翼
最端縁36を有する非ドループ（垂れ下がりの無い）状態
の後退した翼端部（破線で示す）35とを備えている。こ
のブレード32は、四分の一弦長点と一致するフェザリン
グ軸37を有する。
最端縁36を有する非ドループ（垂れ下がりの無い）状態
の後退した翼端部（破線で示す）35とを備えている。こ
のブレード32は、四分の一弦長点と一致するフェザリン
グ軸37を有する。
翼幅の付根側から95％の位置に配置された第１基準軸
38が、フェザリング軸37に直角に翼弦線に沿って延び、
また、翼幅の100％の位置において、第２基準軸39が、
第１基準軸38に平行、即ちフェザリング軸37に直角に配
置されている。第３図の２カ所に示される２本の直線状
のドループ線（垂れ下がり線）40は、互いに平行で、そ
の内の１本のドループ線は、フェザリング軸37を含む平
面内に配置され、第１基準軸38から外方且つ下方に延
び、第３基準軸41で終端している。この第３基準軸41
は、翼端部35の最翼端43における所望最大偏倚量に一致
する符号42で示される寸法だけ、第２基準軸39から下方
に離隔されている。２本のドループ線40は、翼弦の長さ
にわたり均等に下方に延びるドループ面（垂れ下がり
面；直線38、40、41及び40に囲まれる面）を画成し、比
率についても同様であり、フェザリング軸37を含む平面
内にある線に沿った結果のドループ面の実際の垂れ下が
り寸法は、第１基準軸38と第２基準軸との間の寸法に比
例する。第３図の実施例において、第１及び第２基準軸
38及び39は平行であり、形成されたドループ面の垂れ下
がり長さは、両ドループ線側において一定である。
38が、フェザリング軸37に直角に翼弦線に沿って延び、
また、翼幅の100％の位置において、第２基準軸39が、
第１基準軸38に平行、即ちフェザリング軸37に直角に配
置されている。第３図の２カ所に示される２本の直線状
のドループ線（垂れ下がり線）40は、互いに平行で、そ
の内の１本のドループ線は、フェザリング軸37を含む平
面内に配置され、第１基準軸38から外方且つ下方に延
び、第３基準軸41で終端している。この第３基準軸41
は、翼端部35の最翼端43における所望最大偏倚量に一致
する符号42で示される寸法だけ、第２基準軸39から下方
に離隔されている。２本のドループ線40は、翼弦の長さ
にわたり均等に下方に延びるドループ面（垂れ下がり
面；直線38、40、41及び40に囲まれる面）を画成し、比
率についても同様であり、フェザリング軸37を含む平面
内にある線に沿った結果のドループ面の実際の垂れ下が
り寸法は、第１基準軸38と第２基準軸との間の寸法に比
例する。第３図の実施例において、第１及び第２基準軸
38及び39は平行であり、形成されたドループ面の垂れ下
がり長さは、両ドループ線側において一定である。
ブレードの翼端部35の形状がドループ面上に投影され
ることによって、第３図に実線36aで示されるように、
後退された翼最端部36に沿う翼端部35のドループ輪郭
（垂れ下がり輪郭）が画成される。第３図から明らかな
ように、符号42で示される後退翼最端縁36aの偏倚量
は、ブレード32の前縁33の方ほど小さい。このようにし
て形成されたブレードのドループを、ここでは、平坦な
下反りドループと称する。
ることによって、第３図に実線36aで示されるように、
後退された翼最端部36に沿う翼端部35のドループ輪郭
（垂れ下がり輪郭）が画成される。第３図から明らかな
ように、符号42で示される後退翼最端縁36aの偏倚量
は、ブレード32の前縁33の方ほど小さい。このようにし
て形成されたブレードのドループを、ここでは、平坦な
下反りドループと称する。
第４図は、第３図とほぼ同様であるが、ドループ線40が
第３図と同じ最大偏倚量42となる緩やかに下方に湾曲し
た線である点が異なり、ここでは、形成された湾曲ドル
ープを湾曲した下反りドループと呼ぶ。
第３図と同じ最大偏倚量42となる緩やかに下方に湾曲し
た線である点が異なり、ここでは、形成された湾曲ドル
ープを湾曲した下反りドループと呼ぶ。
第５図において、第２基準軸39は、フェザリング軸37
に一定の角度で配置され、その角度は後退翼最端縁36の
後退角度に一致しており、この第２基準軸39を延長する
ならば、ブレード32の前縁33の前方の点44で第１基準軸
38と交差する。湾曲したドループ線40は、第４図のもの
と同様に緩やかに下方に湾曲するドループ面を提供する
が、この形状においては、第３基準軸41も点44を通って
延び、ドループ面の実際の垂れ下がり長さ及び偏倚量42
は、両方とも、収束する基準軸38、39及び41のために、
ブレードの前縁33に向かうほど小さくなっている。
に一定の角度で配置され、その角度は後退翼最端縁36の
後退角度に一致しており、この第２基準軸39を延長する
ならば、ブレード32の前縁33の前方の点44で第１基準軸
38と交差する。湾曲したドループ線40は、第４図のもの
と同様に緩やかに下方に湾曲するドループ面を提供する
が、この形状においては、第３基準軸41も点44を通って
延び、ドループ面の実際の垂れ下がり長さ及び偏倚量42
は、両方とも、収束する基準軸38、39及び41のために、
ブレードの前縁33に向かうほど小さくなっている。
第５図の実施例では、基準軸38、39及び41は、略円錐
形状を画成することとなり、この円錐形の湾曲したドル
ープ面をコニカルキャンバドループと称する。
形状を画成することとなり、この円錐形の湾曲したドル
ープ面をコニカルキャンバドループと称する。
明らかなように、形成されたブレードの翼端部の幾何
学的形状は、詳細には、特定の実施例で下反り型又はコ
ニカルキャンバ型のいずれかが適用される点だけで異な
り、これは両者が所定のドループを備える後退翼最端縁
に直角な翼断面を形成するからである。これは、特に大
きく後退した翼最端縁を有するロータ・ブレードのため
の、本発明の重要な特徴である。何故ならば、後退翼最
端縁に直角方向のブレード形状は、空気が後退翼最端縁
の回りを円滑に流れるか、或は分離流を形成するかを決
定するからである。
学的形状は、詳細には、特定の実施例で下反り型又はコ
ニカルキャンバ型のいずれかが適用される点だけで異な
り、これは両者が所定のドループを備える後退翼最端縁
に直角な翼断面を形成するからである。これは、特に大
きく後退した翼最端縁を有するロータ・ブレードのため
の、本発明の重要な特徴である。何故ならば、後退翼最
端縁に直角方向のブレード形状は、空気が後退翼最端縁
の回りを円滑に流れるか、或は分離流を形成するかを決
定するからである。
後退翼最端縁のドループの幾つかの形状を述べたが、
大きく後退した翼最端縁に沿うドループを形成するいか
なる幾何学的形状も、前進飛行中における望ましくない
空力縦揺れモーメントに有効であることは理解されるべ
きである。
大きく後退した翼最端縁に沿うドループを形成するいか
なる幾何学的形状も、前進飛行中における望ましくない
空力縦揺れモーメントに有効であることは理解されるべ
きである。
英国特許GB−Ａ−1538055号明細書に開示されている
ような翼端部形状を有するロータ・ブレードが取り付け
られた模型ロータの風洞試験、及び、後退翼最端縁の領
域に翼幅の外側５％部分全体にわたり画成された前述の
如き平坦は下反りドループ又はコニカルキャンバドルー
プを与えたように改良されたロータ・ブレードが取り付
けられた模型ロータの風洞試験が行われ、その結果を第
６図のグラフに示す。第６図のグラフは、前進率（μ）
に対する第１調波操縦負荷係数（first harmonic contr
ol load coefficient（β））をプロットしたもので、
この負荷係数はブレードの１回転毎に１回のねじりモー
メントを示すものである。この結果のグラフは、平坦な
下反りドループ（20度）を与えたブレード、及びコニカ
ルキャンバドループを与えたブレードが、両者とも、後
退翼最端縁と関連した１回転毎のブレードのねじりモー
メントを減ずることを明瞭に示している。
ような翼端部形状を有するロータ・ブレードが取り付け
られた模型ロータの風洞試験、及び、後退翼最端縁の領
域に翼幅の外側５％部分全体にわたり画成された前述の
如き平坦は下反りドループ又はコニカルキャンバドルー
プを与えたように改良されたロータ・ブレードが取り付
けられた模型ロータの風洞試験が行われ、その結果を第
６図のグラフに示す。第６図のグラフは、前進率（μ）
に対する第１調波操縦負荷係数（first harmonic contr
ol load coefficient（β））をプロットしたもので、
この負荷係数はブレードの１回転毎に１回のねじりモー
メントを示すものである。この結果のグラフは、平坦な
下反りドループ（20度）を与えたブレード、及びコニカ
ルキャンバドループを与えたブレードが、両者とも、後
退翼最端縁と関連した１回転毎のブレードのねじりモー
メントを減ずることを明瞭に示している。
第７図において、ヘリコプタのメイン・ロータ・ブレ
ード45は、前縁47と、後縁48と、一定寸法の翼弦49とを
有する翼断面の中央部分46を備えている。このブレード
45は、更に、ロータ・ヘッド（図示せず）に取り付けら
れるようになっている内側の付根端50と、後退した翼端
部51とを備えている。ブレード45は、通常の垂直回転軸
（図示せず）から翼端部51の最も外方の点までの作動半
径Ｒと、四分の一翼弦点を通る線に一致するフェザリン
グ軸52とを有している。
ード45は、前縁47と、後縁48と、一定寸法の翼弦49とを
有する翼断面の中央部分46を備えている。このブレード
45は、更に、ロータ・ヘッド（図示せず）に取り付けら
れるようになっている内側の付根端50と、後退した翼端
部51とを備えている。ブレード45は、通常の垂直回転軸
（図示せず）から翼端部51の最も外方の点までの作動半
径Ｒと、四分の一翼弦点を通る線に一致するフェザリン
グ軸52とを有している。
後退した翼端部51は、前述の英国特許GB−Ａ−153805
5号明細書の実施例に示されたものと同様な翼の平面形
状を有し、従って、翼端部51は、前方に延びる湾曲した
前縁部分53と、約0.87Rの点が始点となる後退する湾曲
した前縁部分54とを有している。前縁部分54は、フェザ
リング軸52に対して漸進的に30度まで増大する後退角度
を有している。湾曲部分55は、前縁部分54と直線状に後
退した翼最端縁56とを連絡し、後退翼最端部56は、フェ
ザリング軸52に対して70度の後退角度を有すると共に、
やや後退した後縁部分58と交差する点57（第３の点／最
翼端）で終端している。
5号明細書の実施例に示されたものと同様な翼の平面形
状を有し、従って、翼端部51は、前方に延びる湾曲した
前縁部分53と、約0.87Rの点が始点となる後退する湾曲
した前縁部分54とを有している。前縁部分54は、フェザ
リング軸52に対して漸進的に30度まで増大する後退角度
を有している。湾曲部分55は、前縁部分54と直線状に後
退した翼最端縁56とを連絡し、後退翼最端部56は、フェ
ザリング軸52に対して70度の後退角度を有すると共に、
やや後退した後縁部分58と交差する点57（第３の点／最
翼端）で終端している。
ロータ・ブレート45は、本発明に従って大きく後退し
た翼最端縁56に沿って与えられた平坦な20度の下反りド
ループを有しており、このようにして形成された翼端部
の形状は、第８図に示す通りである。第８図（ａ）〜
（ｅ）は、各々、フェザリング軸52に平行な第７図のＡ
−Ａ線〜Ｅ−Ｅ線に沿っての断面図であり、第８図
（ｆ）〜（ｉ）は、各々、第７図のＦ−Ｆ線、Ｇ−Ｇ
線、Ｈ−Ｈ線及びＪ−Ｊ線に沿っての後退翼最端縁56に
直角な断面図である。尚、Ｆ−Ｆ線、Ｇ−Ｇ線、Ｈ−Ｈ
線及びＪ−Ｊ線は、各々、Ｂ−Ｂ線、Ｃ−Ｃ線、Ｄ−Ｄ
線及びＥ−Ｅ線と後退翼最端縁56で交差している。
た翼最端縁56に沿って与えられた平坦な20度の下反りド
ループを有しており、このようにして形成された翼端部
の形状は、第８図に示す通りである。第８図（ａ）〜
（ｅ）は、各々、フェザリング軸52に平行な第７図のＡ
−Ａ線〜Ｅ−Ｅ線に沿っての断面図であり、第８図
（ｆ）〜（ｉ）は、各々、第７図のＦ−Ｆ線、Ｇ−Ｇ
線、Ｈ−Ｈ線及びＪ−Ｊ線に沿っての後退翼最端縁56に
直角な断面図である。尚、Ｆ−Ｆ線、Ｇ−Ｇ線、Ｈ−Ｈ
線及びＪ−Ｊ線は、各々、Ｂ−Ｂ線、Ｃ−Ｃ線、Ｄ−Ｄ
線及びＥ−Ｅ線と後退翼最端縁56で交差している。
下反り部分は、ブレード45のフェザリング軸52に直角
となる95％翼幅点（0.95R）の線59から外方に延びてい
る。
となる95％翼幅点（0.95R）の線59から外方に延びてい
る。
第８図に示すように、総ての断面における後退翼端縁
の形状は、前縁に直角であろうと或はフェザリング軸に
平行であろうと、同様な形状となっている。その結果、
コニカルキャンバ型及び下反り型は、色々な特定の形態
をとっても、同じ型のドループ形状と考えられ、モーメ
ント制御への影響や後退した局部翼最端縁の回りの流れ
への影響に関しては区別できない。
の形状は、前縁に直角であろうと或はフェザリング軸に
平行であろうと、同様な形状となっている。その結果、
コニカルキャンバ型及び下反り型は、色々な特定の形態
をとっても、同じ型のドループ形状と考えられ、モーメ
ント制御への影響や後退した局部翼最端縁の回りの流れ
への影響に関しては区別できない。
幾つかの実施例について図示説明したが、本発明の範
囲を逸脱することなく、色々と変形できることは理解さ
れよう。例えば、基準軸38及び39の位置的関係及び角度
的関係は変更できる。第１基準軸38は、常に翼幅内にあ
るが、第２基準軸39は、翼幅の外側に配置しても良い。
ドループ線40の角度あるいは幾何学的形状は、特定の適
用に適するように改良することができる。後退した翼最
端縁の後退角度は、実角度でも平均角度でも構成でき、
そしてブレードのフェザリング軸から55度〜85度、特に
70度の角度が良い。
囲を逸脱することなく、色々と変形できることは理解さ
れよう。例えば、基準軸38及び39の位置的関係及び角度
的関係は変更できる。第１基準軸38は、常に翼幅内にあ
るが、第２基準軸39は、翼幅の外側に配置しても良い。
ドループ線40の角度あるいは幾何学的形状は、特定の適
用に適するように改良することができる。後退した翼最
端縁の後退角度は、実角度でも平均角度でも構成でき、
そしてブレードのフェザリング軸から55度〜85度、特に
70度の角度が良い。
第１図は、後退していない翼最端縁を有するロータ・ブ
レードにおける翼幅方向の気流による縦揺れモーメント
の発生を示す概略図、 第２図は、後退翼最端縁を有するロータ・ブレードにお
ける翼幅方向の気流による縦揺れモーメントの発生を示
す概略図、 第３図、第４図及び第５図は、各々、本発明の第１、第
２及び第３の実施例に従った後退翼最端縁のドループ形
状を示す概略図、 第６図は、本発明のヘリコプタ用ロータ・ブレードと本
発明以外のロータ・ブレードについての第１調波操縦負
荷係数の測定値を比較するグラフ、 第７図は、本発明の一実施例に従って形成されたロータ
・ブレードの平面図、 第８図（ａ）〜第８図（ｈ）は、各々、第７図のＡ−Ａ
線〜Ｈ−Ｈ線に沿っての断面図であり、第８図（ｉ）
は、第７図のＪ−Ｊ線に沿っての断面図である。 図中、32,45……ロータ・ブレード、33,47……前縁、3
4,48……後縁、35……後退した翼端部、36,56……後退
した翼最端縁、36a……ドループを与えられた後退翼最
端縁、37,52……フェザリング軸、38……第１基準軸、3
9……第２基準軸、40……ドループ線、41……第３基準
軸、42……偏倚量、43……最翼端、46……中央部分、50
……付根端、51……後退した翼端部、53,54……前縁部
分、55……湾曲部分、57……点（第３の点／最翼端）、
58……後縁部分。
レードにおける翼幅方向の気流による縦揺れモーメント
の発生を示す概略図、 第２図は、後退翼最端縁を有するロータ・ブレードにお
ける翼幅方向の気流による縦揺れモーメントの発生を示
す概略図、 第３図、第４図及び第５図は、各々、本発明の第１、第
２及び第３の実施例に従った後退翼最端縁のドループ形
状を示す概略図、 第６図は、本発明のヘリコプタ用ロータ・ブレードと本
発明以外のロータ・ブレードについての第１調波操縦負
荷係数の測定値を比較するグラフ、 第７図は、本発明の一実施例に従って形成されたロータ
・ブレードの平面図、 第８図（ａ）〜第８図（ｈ）は、各々、第７図のＡ−Ａ
線〜Ｈ−Ｈ線に沿っての断面図であり、第８図（ｉ）
は、第７図のＪ−Ｊ線に沿っての断面図である。 図中、32,45……ロータ・ブレード、33,47……前縁、3
4,48……後縁、35……後退した翼端部、36,56……後退
した翼最端縁、36a……ドループを与えられた後退翼最
端縁、37,52……フェザリング軸、38……第１基準軸、3
9……第２基準軸、40……ドループ線、41……第３基準
軸、42……偏倚量、43……最翼端、46……中央部分、50
……付根端、51……後退した翼端部、53,54……前縁部
分、55……湾曲部分、57……点（第３の点／最翼端）、
58……後縁部分。
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭56−167599（ＪＰ，Ａ) 特開 昭57−209499（ＪＰ，Ａ) 特開 昭64−22698（ＪＰ，Ａ) 米国特許4077741（ＵＳ，Ａ) 米国特許4334828（ＵＳ，Ａ) 米国特許3399731（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) B64C 27/46
Claims (21)
- 【請求項１】ロータ・ヘッドに取り付けられるようにな
っている付根端と、該付根端から延び、且つ前縁、後縁
及び所定寸法の翼弦を有する翼断面から成る中央部分
と、前記付根端の反対側の前記中央部分の端部に設けら
れ翼幅を定める後退した翼端部であって、後退した最翼
端を持つ後退翼最端縁を有する前記翼端部とを備えるヘ
リコプタ用ロータ・ブレードにおいて、 前記ロータ・ブレードが取り付けられるヘリコプタの前
進飛行中における回転翼円板の前方部分及び後方部分の
前記ロータ・ブレードの空力縦揺れモーメントを減じる
ために、前記後退翼最端縁上での翼幅方向の気流により
生ぜられる束縛うずの分布を変更するよう、前記後退翼
最端縁の前記最翼端が前記翼端部の最下点に位置するよ
うに、前記後退翼最端縁が垂れ下がるようなドループを
ブレードに与えていることを特徴とするヘリコプタ用ロ
ータ・ブレード。 - 【請求項２】前記ドループが平坦な下反りドループであ
ることを特徴とする請求項１記載のヘリコプタ用ロータ
・ブレード。 - 【請求項３】前記ドループがコニカルキャンバドループ
であることを特徴とする請求項１記載のヘリコプタ用ロ
ータ・ブレード。 - 【請求項４】前記ドループの輪郭は、フェザリング軸に
平行であり且つ前記翼端部の内側にある翼弦方向の第１
基準軸と該第１基準軸の外側にある翼弦方向の第２基準
軸との間で延びる複数の平面に位置された同一の幾何学
的形状のドループ線から構成されるドループ面上に、前
記翼端部の平面形状を投影することにより形成されてい
ることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載
のヘリコプタ用ロータ・ブレード。 - 【請求項５】前記第１基準軸が前記フェザリング軸に直
角であることを特徴とする請求項４記載のヘリコプタ用
ロータ・ブレード。 - 【請求項６】前記第１基準軸が前記翼幅の約95％の位置
に配置されていることを特徴とする請求項５記載のヘリ
コプタ用ロータ・ブレード。 - 【請求項７】前記第２基準軸が前記フェザリング軸に直
角であることを特徴とする請求項４〜６のいずれか１項
に記載のヘリコプタ用ロータ・ブレード。 - 【請求項８】前記第２基準軸が前記翼幅の100％の位置
に配置されていることを特徴とする請求項７記載のヘリ
コプタ用ロータ・ブレード。 - 【請求項９】前記第２基準軸が、該第２基準軸を延長し
た場合に、前記前縁の前方の点で前記第１基準軸と交差
するように、前記フェザリング軸に対して所定の角度を
もって配置されていることを特徴とする請求項４又は５
記載のヘリコプタ用ロータ・ブレード。 - 【請求項１０】前記第２基準軸の前記所定角度が前記後
退翼最端縁の後退角度と実質的に等しいことを特徴とす
る請求項９記載のヘリコプタ用ロータ・ブレード。 - 【請求項１１】前記第２基準軸が前記後退翼最端縁と一
致していることを特徴とする請求項10記載のヘリコプタ
用ロータ・ブレード。 - 【請求項１２】前記ドループ面が平坦であることを特徴
とする請求項４〜11のいずれか１項に記載のヘリコプタ
用ロータ・ブレード。 - 【請求項１３】前記ドループ面が前記第１基準軸から外
方且つ下方に約20度の角度をもって延びていることを特
徴とする請求項12記載のヘリコプタ用ロータ・ブレー
ド。 - 【請求項１４】前記ドルーブ面が湾曲していることを特
徴とする請求項４〜11のいずれか１項に記載のヘリコプ
タ用ロータ・ブレード。 - 【請求項１５】前記後退翼最端縁の後退角度が前記フェ
ザリング軸から55度〜85度の角度となっていることを特
徴とする請求項１〜14のいずれか１項に記載のヘリコプ
タ用ロータ・ブレード。 - 【請求項１６】前記後退翼最端縁の後退角度が前記フェ
ザリング軸から約70度となっていることを特徴とする請
求項１〜15のいずれか１項に記載のヘリコプタ用ロータ
・ブレード。 - 【請求項１７】運転中に回転翼円板を画成するために垂
直軸の回りで回転するようロータ・ヘッドに取り付けら
れるようになっている付根端と、該付根端から延び、且
つ前縁、後縁及び所定寸法の翼弦を有する翼断面から成
る中央部と、該中央部分の端部に設けられ翼幅を定める
後退した翼端部であって、後退した最翼端を持つ後退翼
最端縁を有する前記翼端部とを備えるヘリコプタ用ロー
タ・ブレードにおいて、 前記後退翼最端縁に直角な前記ロータ．ブレードの断面
は、前記ロータ・ブレードが取り付けられるヘリコプタ
の前進飛行中に前記回転翼円板の前方部分及び後方部分
で遭遇する翼幅方向の気流によって生ずる空力縦揺れモ
ーメントを減じるように、前記翼端部の周辺の気流特性
を決定するために、前記最翼端が前記翼端部の最下点に
位置するようなドループを前記後退翼最端縁に与える翼
断面となっていることを特徴とするヘリコプタ用ロータ
・ブレード。 - 【請求項１８】運転中に回転翼円板を画成するために垂
直軸の回りで回転するようロータ・ヘッドに取り付けら
れるようになっている付根端と、 該付根端から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の翼弦
を有する翼断面から成る中央部分と、 前記付根端の反対側の前記中央部分の端部に設けられた
後退した翼端部と、 を備え、 該翼端部が、前記中央部分の前縁との継ぎ目から該中央
部分の前縁の前方に位置する第１の点まで前方に延びる
第１の前縁部分と、前記第１の点から第２の点に後退す
る第２の前縁部分と、該第２の前縁部分よりも後退の度
合いが大きく且つ第３の点に延びる後退した翼最端縁
と、前記第２の前縁部分を前記後退翼最端縁に融合させ
る湾曲した結合部分と、前記中央部分の後縁部分との継
ぎ目から前記第３の点まで延びる後退した後縁部分とを
有すると共に、前記中央部分の翼弦よりも長い翼弦を有
し、前記翼端部の外側部分の厚さが前記後退翼最端縁に
向かうほど漸進的に小さくなっている、ヘリコプタ用ロ
ータ・ブレードにおいて、 前記ロータ・ブレードが取り付けられるヘリコプタの前
進飛行中に前記回転翼円板の前方部分及び後方部分で遭
遇する翼幅方向の気流によって、前記後退翼最端縁から
生ずる空力縦揺れモーメントを減じるために、後退した
前記翼端部の前記後退翼最端縁の前記第３の点が前記翼
端部の最下点に位置することを特徴とするヘリコプタ用
ロータ・ブレード。 - 【請求項１９】前記第２の前縁部分が前記翼幅の約87％
の位置を始点とし、下方に偏向した前記後退翼最端縁が
前記翼幅の約95％の位置を始点としていることを特徴と
する請求項18記載のヘリコプタ用ロータ・ブレード。 - 【請求項２０】請求項１〜19のいずれか１項に記載のロ
ータ・ブレードを複数有することを特徴とするヘリコプ
タ用メイン・ロータ。 - 【請求項２１】請求項20記載のメイン・ロータを有する
ことを特徴とするヘリコプタ。
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