JP3258075B2 - ヘリコプター回転羽根 - Google Patents
ヘリコプター回転羽根Info
- Publication number
- JP3258075B2 JP3258075B2 JP15535592A JP15535592A JP3258075B2 JP 3258075 B2 JP3258075 B2 JP 3258075B2 JP 15535592 A JP15535592 A JP 15535592A JP 15535592 A JP15535592 A JP 15535592A JP 3258075 B2 JP3258075 B2 JP 3258075B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- tip
- side area
- basic pitch
- moment coefficient
- coefficient
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/463—Blade tips
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はヘリコプター回転羽根に
関する。
関する。
【０００２】
【従来の技術】ヨーロッパ特許第００３７６３３号は、
羽根の翼長方向で空力特性が異なる翼型を組み合わせて
使って後退羽根の性能を高めたヘリコプター回転羽根を
開示している。つまり、大きい迎え角をとれる性能を備
えた後部負荷の（機首下げをおこす、あるいは基本縦ゆ
れモーメント係数が負数である）翼型を中心部の反駆動
側域に使って後退羽根の性能を高め、このような翼型の
もたらすマイナス効果がリフレックスキャンパー曲線を
もった（機首上げをおこす、あるいは基本縦ゆれモーメ
ント係数が正数である）翼型を中心部の駆動側域に使う
ことによって相殺されるようになっている。
羽根の翼長方向で空力特性が異なる翼型を組み合わせて
使って後退羽根の性能を高めたヘリコプター回転羽根を
開示している。つまり、大きい迎え角をとれる性能を備
えた後部負荷の（機首下げをおこす、あるいは基本縦ゆ
れモーメント係数が負数である）翼型を中心部の反駆動
側域に使って後退羽根の性能を高め、このような翼型の
もたらすマイナス効果がリフレックスキャンパー曲線を
もった（機首上げをおこす、あるいは基本縦ゆれモーメ
ント係数が正数である）翼型を中心部の駆動側域に使う
ことによって相殺されるようになっている。
【０００３】この従来の回転羽根においては、中心部の
反駆動側域で見られる後部負荷の大きさ、つまり基本縦
ゆれモーメント係数の負数の大きさは（回転羽根の失速
角についてもいえることだが）、中心部の駆動側域で見
られるリフレックスキャンパーの大きさおよび反駆動側
域の羽根のモーメントに対してバランス機能を果たす駆
動側域の長さ（翼長）によって決まるものである。これ
はまた、回転羽根の回転半径でおよそ７０％の測点を越
えて反駆動側域にリフレックスキャンパーがあらわれて
はならないことを決めた性能条件にもある程度支配され
る。
反駆動側域で見られる後部負荷の大きさ、つまり基本縦
ゆれモーメント係数の負数の大きさは（回転羽根の失速
角についてもいえることだが）、中心部の駆動側域で見
られるリフレックスキャンパーの大きさおよび反駆動側
域の羽根のモーメントに対してバランス機能を果たす駆
動側域の長さ（翼長）によって決まるものである。これ
はまた、回転羽根の回転半径でおよそ７０％の測点を越
えて反駆動側域にリフレックスキャンパーがあらわれて
はならないことを決めた性能条件にもある程度支配され
る。
【０００４】これまで、欧州特許第００３７６３３号に
よれば、この従来の羽根における反駆動側域の羽根の負
の基本縦ゆれモーメント係数はおよそ−０．０３までに
しかならなかった。
よれば、この従来の羽根における反駆動側域の羽根の負
の基本縦ゆれモーメント係数はおよそ−０．０３までに
しかならなかった。
【０００５】欧州特許第００３７６３３号に開示される
典型的な回転羽根は、英国特許第１５３８０５５号に従
って具体化された回転羽根における分散型の翼型として
示されている。この回転羽根は、平行で一定の翼弦長の
中心部を持ち、平面において、先端部が、中心部の反駆
動側域の前縁から前方に突き出てそこから後退角を有し
て半径方向外側に延びる前縁部と、この前縁部からより
大きな後退角で外方に延びる最先端縁部と、中心部の反
駆動側域の後縁から最先端部まで後退角を有して延びる
後縁部とを有し、そして中心部より先端部の方が翼弦長
が大きくなっていることを特徴としている。欧州特許第
００３７６３３号のこの分散型の翼型の先端部は中心部
の駆動側域及び反駆動側域に付け加えられており、この
回転羽根はその回転ヘッドの運転許容性を大幅に増大さ
せた。また、これは１９８６年にウエストランド リン
クス（Westland Lynx）ヘリコプターによってなされ
た、２４９．１０mph（４００．８１km/hr）なる世界最
高速度記録設立の大きな要因となった。
典型的な回転羽根は、英国特許第１５３８０５５号に従
って具体化された回転羽根における分散型の翼型として
示されている。この回転羽根は、平行で一定の翼弦長の
中心部を持ち、平面において、先端部が、中心部の反駆
動側域の前縁から前方に突き出てそこから後退角を有し
て半径方向外側に延びる前縁部と、この前縁部からより
大きな後退角で外方に延びる最先端縁部と、中心部の反
駆動側域の後縁から最先端部まで後退角を有して延びる
後縁部とを有し、そして中心部より先端部の方が翼弦長
が大きくなっていることを特徴としている。欧州特許第
００３７６３３号のこの分散型の翼型の先端部は中心部
の駆動側域及び反駆動側域に付け加えられており、この
回転羽根はその回転ヘッドの運転許容性を大幅に増大さ
せた。また、これは１９８６年にウエストランド リン
クス（Westland Lynx）ヘリコプターによってなされ
た、２４９．１０mph（４００．８１km/hr）なる世界最
高速度記録設立の大きな要因となった。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】この発明の課題はこの
ようなヘリコプターの回転羽根の性能特性をさらに発展
させることである。
ようなヘリコプターの回転羽根の性能特性をさらに発展
させることである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この発明の第一の態様に
よれば、回転ヘッド装着用の付け根、前縁と後縁の間の
翼弦長が一定の中心部、および中心部の端部に設けられ
た先端部とからなるヘリコプターの回転羽根であって、
操作中に、前記回転ヘッドが垂直な軸の回りを回転し、
この垂直な軸と先端部との距離が回転の際の回転半径を
決定し、先端部の翼弦長が中心部の翼弦長より大きく、
中心部の先端部寄りの反駆動側域は絶対値が０．０２よ
り小さくない負数の基本縦揺れモーメント係数を持ち、
中心部の付け根寄りの駆動側域は反駆動側域の基本縦揺
れモーメント係数よりプラス側の値である基本縦揺れモ
ーメント係数を持っているヘリコプターの回転羽根にお
いて、先端部が正数の基本縦揺れモーメント係数を持っ
ていることを特徴とする回転羽根が提供される。
よれば、回転ヘッド装着用の付け根、前縁と後縁の間の
翼弦長が一定の中心部、および中心部の端部に設けられ
た先端部とからなるヘリコプターの回転羽根であって、
操作中に、前記回転ヘッドが垂直な軸の回りを回転し、
この垂直な軸と先端部との距離が回転の際の回転半径を
決定し、先端部の翼弦長が中心部の翼弦長より大きく、
中心部の先端部寄りの反駆動側域は絶対値が０．０２よ
り小さくない負数の基本縦揺れモーメント係数を持ち、
中心部の付け根寄りの駆動側域は反駆動側域の基本縦揺
れモーメント係数よりプラス側の値である基本縦揺れモ
ーメント係数を持っているヘリコプターの回転羽根にお
いて、先端部が正数の基本縦揺れモーメント係数を持っ
ていることを特徴とする回転羽根が提供される。
【０００８】駆動側域の基本縦揺れモーメント係数は正
数の基本縦揺れモーメント係数であるのがよい。この場
合、先端部の基本縦揺れモーメント係数の絶対値は、駆
動側域の基本縦揺れモーメント係数の、０．５から１．
０倍であるのが好ましい。反駆動側域の負数の基本縦揺
れモーメント係数がおおよそ−０．０９であるのがよ
い。
数の基本縦揺れモーメント係数であるのがよい。この場
合、先端部の基本縦揺れモーメント係数の絶対値は、駆
動側域の基本縦揺れモーメント係数の、０．５から１．
０倍であるのが好ましい。反駆動側域の負数の基本縦揺
れモーメント係数がおおよそ−０．０９であるのがよ
い。
【０００９】先端部の一態様としては、＋０．０１５か
ら０．０３までの正数の基本縦揺れモーメント係数を持
ち、前記駆動側域がおおよそ＋０．０３の正数の基本縦
揺れモーメント係数を持ち、そして反駆動側域がおおよ
そ−０．０９の負数の基本縦揺れモーメント係数をもっ
ているとよい。
ら０．０３までの正数の基本縦揺れモーメント係数を持
ち、前記駆動側域がおおよそ＋０．０３の正数の基本縦
揺れモーメント係数を持ち、そして反駆動側域がおおよ
そ−０．０９の負数の基本縦揺れモーメント係数をもっ
ているとよい。
【００１０】中心部の付け根寄りの駆動側域が、回転の
中心をなす垂直な軸と先端部間の距離である回転半径の
おおよそ０．６５Rの測点まで延びており、反駆動側域
はおおよそ０．６５Rと０．８６Rの測点間に延びてお
り、先端部は０．８６Rと０．９５Rの測点間に伸びてい
るとよい。
中心をなす垂直な軸と先端部間の距離である回転半径の
おおよそ０．６５Rの測点まで延びており、反駆動側域
はおおよそ０．６５Rと０．８６Rの測点間に延びてお
り、先端部は０．８６Rと０．９５Rの測点間に伸びてい
るとよい。
【００１１】この発明の別の態様によれば、回転ヘッド
に装着用の付け根、前縁と後縁との間の翼弦長が一定の
中心部および中心部の端部に設けられた先端部とからな
るヘリコプターの回転羽根であって、操作中に、前記回
転ヘッドに装着された回転羽根の前縁を先行させて垂直
な軸の回りを回転し、この垂直な軸と先端部との距離が
回転の際の回転半径を決定し、先端部が、中心部の先端
部寄りの反駆動側域の前縁から前方に突き出た第１前縁
部とそこから後退角を有して半径方向外側に延びる第２
前縁部、この第２前縁部からより大きな後退角でさらに
外方に延びる最先端部、および中心部の反駆動側域の後
縁から最先端部まで後退角を有して外方に延びる後縁部
とを有し、中心部の先端部寄りの反駆動側域は絶対値が
０．０２より小さくない負数の基本縦揺れモーメント係
数を持ち、中心部の付け根寄りの駆動側域は反駆動側域
の基本縦揺れモーメント係数よりプラス側の値である基
本縦揺れモーメント係数を持っているヘリコプターの回
転羽根において、先端部が正数の基本縦揺れモーメント
係数を持っていることを特徴とする回転羽根が提供され
る。
に装着用の付け根、前縁と後縁との間の翼弦長が一定の
中心部および中心部の端部に設けられた先端部とからな
るヘリコプターの回転羽根であって、操作中に、前記回
転ヘッドに装着された回転羽根の前縁を先行させて垂直
な軸の回りを回転し、この垂直な軸と先端部との距離が
回転の際の回転半径を決定し、先端部が、中心部の先端
部寄りの反駆動側域の前縁から前方に突き出た第１前縁
部とそこから後退角を有して半径方向外側に延びる第２
前縁部、この第２前縁部からより大きな後退角でさらに
外方に延びる最先端部、および中心部の反駆動側域の後
縁から最先端部まで後退角を有して外方に延びる後縁部
とを有し、中心部の先端部寄りの反駆動側域は絶対値が
０．０２より小さくない負数の基本縦揺れモーメント係
数を持ち、中心部の付け根寄りの駆動側域は反駆動側域
の基本縦揺れモーメント係数よりプラス側の値である基
本縦揺れモーメント係数を持っているヘリコプターの回
転羽根において、先端部が正数の基本縦揺れモーメント
係数を持っていることを特徴とする回転羽根が提供され
る。
【００１２】
【実施例】以下、この発明の実施例を添付図面を参照し
ながら説明していくこととする。図１から明らかなよう
に、ヘリコプターの回転羽根は、付け根１２、中心部１
３、先端部１４を備えている。付け根１２は運転中に回
転ヘッド（図示せず）装着用に使われ、一般的に垂直な
軸１５を中心とした回転が行われる。中心部１３は一定
の翼弦長Ｃを持ち、半径上の測点e1までの駆動側域１６
と半径上の測点e２ までの反駆動側域１７からなる。
ながら説明していくこととする。図１から明らかなよう
に、ヘリコプターの回転羽根は、付け根１２、中心部１
３、先端部１４を備えている。付け根１２は運転中に回
転ヘッド（図示せず）装着用に使われ、一般的に垂直な
軸１５を中心とした回転が行われる。中心部１３は一定
の翼弦長Ｃを持ち、半径上の測点e1までの駆動側域１６
と半径上の測点e２ までの反駆動側域１７からなる。
【００１３】先端部１４は、英国特許第１５３８０５５
号に開示された翼型の通り構成され、中心部１３の反駆
動側域１７の前縁から前方に突き出た第１前縁部１８と
そこから後退角を有して半径方向外側に延びる第２前縁
部１９と、この第２前縁部１９からより大きな後退角で
さらに外方に延びる最先端縁部２０と、中心部１３の反
駆動側域１７の後縁から最先端部１４まで後退角を有し
て外方に延びる後縁部２１とを有し、中心部１３の翼弦
長Cより大きな翼弦長CTを有している。回転羽根は、欧
州特許第００３７６３３号の開示の通り構成され、中心
部１３はヘリコプターの縦ゆれモーメント（Cm ）の大
きい翼型から成っている。但し、この縦揺れモーメント
は一般的な翼型でいえば通常のレベルである。典型的な
ものとしては−０．０３という負の基本縦ゆれモーメン
ト係数（Cmo2）を持つ翼型を中心部１３の先端部寄りの
反駆動側域１７に形成し、これは＋０．０３という基本
縦ゆれモーメント係数（Cmo1）を持つ付け根寄りの駆動
側域１６の翼型によってバランスが保たれるため、羽根
の付け根１２ではターゲットモーメントがゼロとなる。
このように、従来の回転羽根においては、Cmo2／Cmo1比
は−１となる。
号に開示された翼型の通り構成され、中心部１３の反駆
動側域１７の前縁から前方に突き出た第１前縁部１８と
そこから後退角を有して半径方向外側に延びる第２前縁
部１９と、この第２前縁部１９からより大きな後退角で
さらに外方に延びる最先端縁部２０と、中心部１３の反
駆動側域１７の後縁から最先端部１４まで後退角を有し
て外方に延びる後縁部２１とを有し、中心部１３の翼弦
長Cより大きな翼弦長CTを有している。回転羽根は、欧
州特許第００３７６３３号の開示の通り構成され、中心
部１３はヘリコプターの縦ゆれモーメント（Cm ）の大
きい翼型から成っている。但し、この縦揺れモーメント
は一般的な翼型でいえば通常のレベルである。典型的な
ものとしては−０．０３という負の基本縦ゆれモーメン
ト係数（Cmo2）を持つ翼型を中心部１３の先端部寄りの
反駆動側域１７に形成し、これは＋０．０３という基本
縦ゆれモーメント係数（Cmo1）を持つ付け根寄りの駆動
側域１６の翼型によってバランスが保たれるため、羽根
の付け根１２ではターゲットモーメントがゼロとなる。
このように、従来の回転羽根においては、Cmo2／Cmo1比
は−１となる。
【００１４】従来の回転羽根では半径上の測点e２と半
径上の測点e３間の先端部１４は、伝統的に基本縦ゆれ
モーメント係数（Cmo）がおおよそゼロとなるような翼
型１４となり、このような回転羽根を利用し高い効果を
得、前述の世界速度記録の設立にも必須の貢献をなし
た。
径上の測点e３間の先端部１４は、伝統的に基本縦ゆれ
モーメント係数（Cmo）がおおよそゼロとなるような翼
型１４となり、このような回転羽根を利用し高い効果を
得、前述の世界速度記録の設立にも必須の貢献をなし
た。
【００１５】本発明者はこのような回転羽根によって達
成される性能をさらに高めるために思考を重ね、特にプ
ランフォーム上で後退モードとすることで、大きな迎え
角においてもすぐれた性能をもたせる意向で、先端部１
４の構造的特徴を検討した。前縁の前方への突き出しと
関連して翼弦長（CT）が増大するので、局所誘導流れ効
果のために部分的に翼の取付け角が顕著に減少してい
る。また、英国特許第１５３８０５５号に述べられたよ
うに、気流の剥離が起きても先端部１４が後退羽根の失
速プロセスに巻き込まれないように、プランフォームは
確実に気流を安定し組織化されたものにするようになっ
ている。つまり迎え角を大きくしたときの気流の剥離現
象を支配するのは翼型形状ではなくプランフォームであ
る。そこで、後退羽根の性能を損なうことなく前進羽根
で高いマッハ数のすぐれた性能を達成するために、先端
部１４では翼弦長に対する翼厚の比率が小さい。
成される性能をさらに高めるために思考を重ね、特にプ
ランフォーム上で後退モードとすることで、大きな迎え
角においてもすぐれた性能をもたせる意向で、先端部１
４の構造的特徴を検討した。前縁の前方への突き出しと
関連して翼弦長（CT）が増大するので、局所誘導流れ効
果のために部分的に翼の取付け角が顕著に減少してい
る。また、英国特許第１５３８０５５号に述べられたよ
うに、気流の剥離が起きても先端部１４が後退羽根の失
速プロセスに巻き込まれないように、プランフォームは
確実に気流を安定し組織化されたものにするようになっ
ている。つまり迎え角を大きくしたときの気流の剥離現
象を支配するのは翼型形状ではなくプランフォームであ
る。そこで、後退羽根の性能を損なうことなく前進羽根
で高いマッハ数のすぐれた性能を達成するために、先端
部１４では翼弦長に対する翼厚の比率が小さい。
【００１６】本発明者は、特に後退羽根の性能の点から
見ると、先端部１４のプランフォーム上で達成される大
きい迎え角のもつ特性と後部負荷の翼型すなわち基本縦
ゆれモーメント係数が負数であるような翼型の高い性能
とは互いに矛盾しないものであることを見いだした。さ
らに本発明者は、もしプランフォーム上の工夫により、
リフレックスキャンパーの翼型（すなわち基本縦ゆれモ
ーメント係数が正数である翼型）で通常生ずる迎え角が
大きいときの性能上のロスを補填できれば、先端部１４
における機首上げモーメントをゆるやかにするために、
リフレックスキャンパーの翼型の導入も可能であると考
えた。
見ると、先端部１４のプランフォーム上で達成される大
きい迎え角のもつ特性と後部負荷の翼型すなわち基本縦
ゆれモーメント係数が負数であるような翼型の高い性能
とは互いに矛盾しないものであることを見いだした。さ
らに本発明者は、もしプランフォーム上の工夫により、
リフレックスキャンパーの翼型（すなわち基本縦ゆれモ
ーメント係数が正数である翼型）で通常生ずる迎え角が
大きいときの性能上のロスを補填できれば、先端部１４
における機首上げモーメントをゆるやかにするために、
リフレックスキャンパーの翼型の導入も可能であると考
えた。
【００１７】駆動側域１６に設けた基本縦ゆれモーメン
ト係数（Cmo1）が正数である翼型に、同型の翼型を先端
部１４にさらに付け加えることで、反駆動側域１７での
負数の基本縦ゆれモーメント係数（Cmo2）を大幅に増加
させることができ、羽根の反駆動側域における許容最大
迎え角をさらに大きくすることができる。先端部１４の
翼弦長（CT）が中心部１３の翼弦長（C）より大きくダ
イナミックヘッドがきわめて高いので、リフレックスキ
ャンパー（正数の基本縦ゆれモーメント係数）が適度に
ありさえすれば反駆動側域１７との境界上での負数の基
本縦ゆれモーメント係数（Cmo2）の実質的な増加は相殺
される。
ト係数（Cmo1）が正数である翼型に、同型の翼型を先端
部１４にさらに付け加えることで、反駆動側域１７での
負数の基本縦ゆれモーメント係数（Cmo2）を大幅に増加
させることができ、羽根の反駆動側域における許容最大
迎え角をさらに大きくすることができる。先端部１４の
翼弦長（CT）が中心部１３の翼弦長（C）より大きくダ
イナミックヘッドがきわめて高いので、リフレックスキ
ャンパー（正数の基本縦ゆれモーメント係数）が適度に
ありさえすれば反駆動側域１７との境界上での負数の基
本縦ゆれモーメント係数（Cmo2）の実質的な増加は相殺
される。
【００１８】従って、欧州特許第００３７６３３号に開
示されたモーメントバランス方式と組み合わせて、正数
の基本縦ゆれモーメント係数をもつ翼型を先端部１４に
使用することにより、より高いモーメントに耐えられる
ならば、回転羽根の中心部１３の反駆動側域１７の境界
上で大幅な性能の向上が達成される。この境界部分は後
退羽根の失速の全面的な始まりを決定するところであ
る。
示されたモーメントバランス方式と組み合わせて、正数
の基本縦ゆれモーメント係数をもつ翼型を先端部１４に
使用することにより、より高いモーメントに耐えられる
ならば、回転羽根の中心部１３の反駆動側域１７の境界
上で大幅な性能の向上が達成される。この境界部分は後
退羽根の失速の全面的な始まりを決定するところであ
る。
【００１９】図２（ここでは図１と同符号は同じものを
示す）に示されたように、許容モーメントレベルは単純
な空力モーメントのバランスモデルから得られる。欧州
特許第００３７６３３によれば、反駆動側域１７におけ
る先端部１４の駆動側との境界上の負数のつまり機首下
げをおこす基本縦ゆれモーメント係数（Cmo2）のモーメ
ントバランスは、正数のつまり機首上げをおこす基本縦
ゆれモーメント係数（Cmo1）をもつリフレックスキャン
パーの翼型を駆動側域１６に設けたことで、保たれる。
示す）に示されたように、許容モーメントレベルは単純
な空力モーメントのバランスモデルから得られる。欧州
特許第００３７６３３によれば、反駆動側域１７におけ
る先端部１４の駆動側との境界上の負数のつまり機首下
げをおこす基本縦ゆれモーメント係数（Cmo2）のモーメ
ントバランスは、正数のつまり機首上げをおこす基本縦
ゆれモーメント係数（Cmo1）をもつリフレックスキャン
パーの翼型を駆動側域１６に設けたことで、保たれる。
【００２０】このように、この発明の回転羽根は正数の
つまり機首上げをおこす基本縦ゆれモーメント係数（Cm
o1）をもつ駆動側域１６、負数のつまり機首下げをおこ
す基本縦ゆれモーメント係数（Cmo2）をもつ反駆動側域
１７、および正数のつまり機首上げをおこす基本縦ゆれ
モーメント係数（CmoT）をもつ先端部１４から構成され
ているのが好ましい。
つまり機首上げをおこす基本縦ゆれモーメント係数（Cm
o1）をもつ駆動側域１６、負数のつまり機首下げをおこ
す基本縦ゆれモーメント係数（Cmo2）をもつ反駆動側域
１７、および正数のつまり機首上げをおこす基本縦ゆれ
モーメント係数（CmoT）をもつ先端部１４から構成され
ているのが好ましい。
【００２１】以下の実施例のなかで用いられた符号は下
記のように定義される。 Ψ−アジマス角 μ−進行率 V/ΩR V−前進速度 Ω−回転体回転速度 R−羽根半径 r−半径長（変数） ρ−空気密度 Ω−回転体先端速度 x−r/R 無次元半径 e−羽根の半径上の測点（無次元） α−迎え角 M∞−自由流れのマッハ数 M−空力モーメント γ−先端部の後退角 C−羽根の翼弦長 CT−先端部の翼弦長 CL−揚力係数 CLMAX−最大揚力係数 Cm−縦揺れモーメント係数（正数、機首上げ） Cmo−基本縦揺れモーメント係数（正数、機首上げ） CmRES−残存縦揺れモーメント係数（正数、機首上げ）
記のように定義される。 Ψ−アジマス角 μ−進行率 V/ΩR V−前進速度 Ω−回転体回転速度 R−羽根半径 r−半径長（変数） ρ−空気密度 Ω−回転体先端速度 x−r/R 無次元半径 e−羽根の半径上の測点（無次元） α−迎え角 M∞−自由流れのマッハ数 M−空力モーメント γ−先端部の後退角 C−羽根の翼弦長 CT−先端部の翼弦長 CL−揚力係数 CLMAX−最大揚力係数 Cm−縦揺れモーメント係数（正数、機首上げ） Cmo−基本縦揺れモーメント係数（正数、機首上げ） CmRES−残存縦揺れモーメント係数（正数、機首上げ）
【００２２】欧州特許第００３７６３３号に詳細に説明
されているように、回転羽根の翼型の縦揺れモーメント
は次式で表される。
されているように、回転羽根の翼型の縦揺れモーメント
は次式で表される。
【数１】 ここでCmo はプラントル−グラウアートの法則の補正係
数（１−M2 ∞）1/2で補正される低マッハ数における基
本縦揺れモーメント係数であり、ΔCmRES（M∞）とΔCm
（α）は、迎え角とマッハ数のみで決まる増分である。
欧州特許第００３７６３３号によれば、設計上で制御で
きる項は基本縦ゆれモーメント係数（Cmo ）でそれ以外
の項は基本的原理を説明するときには代数的に簡素化で
き、以下の例からは無視している。
数（１−M2 ∞）1/2で補正される低マッハ数における基
本縦揺れモーメント係数であり、ΔCmRES（M∞）とΔCm
（α）は、迎え角とマッハ数のみで決まる増分である。
欧州特許第００３７６３３号によれば、設計上で制御で
きる項は基本縦ゆれモーメント係数（Cmo ）でそれ以外
の項は基本的原理を説明するときには代数的に簡素化で
き、以下の例からは無視している。
【００２３】回転羽根の基本空力モーメント（M）は羽
根にそって積分された局所ダイナミックヘッドをCmo倍
したものである。
根にそって積分された局所ダイナミックヘッドをCmo倍
したものである。
【数２】 ２式の定常項、sin Ψ項とcos２Ψ項の成分を積分して
並べかえると、次のような式ができる。
並べかえると、次のような式ができる。
【００２４】
【数３】
【数４】
【数５】
【００２５】前述の従来の回転羽根は、付け根において
は、バランスを保ってワンス・パー・レボリュウション
項（sin Ψ）についてほぼ縦ゆれモーメントゼロの羽根
にしているが、付け根から先端にいたるまでは均一のプ
ランフォームをもつ回転羽根と低モーメントの翼型でよ
り全般的な比較を行う。そこで本発明による新しい分散
型の翼型の回転羽根ではモーメントは従来データのもの
より大きくならないように調整できる。
は、バランスを保ってワンス・パー・レボリュウション
項（sin Ψ）についてほぼ縦ゆれモーメントゼロの羽根
にしているが、付け根から先端にいたるまでは均一のプ
ランフォームをもつ回転羽根と低モーメントの翼型でよ
り全般的な比較を行う。そこで本発明による新しい分散
型の翼型の回転羽根ではモーメントは従来データのもの
より大きくならないように調整できる。
【００２６】空力モーメントの最も重要な成分は、周期
ピッチと同様に回転羽根をねじるということで、ワンス
・パー・レボリュウション項（sin Ψ）である。式４
で、Cmoを参照基本縦揺れモーメント係数CmoRと等しく
またe1＝１であるという仮定をすると、参照ワンス・パ
ー・レボリュウションモーメント式が誘導される。式を
整理すると、
ピッチと同様に回転羽根をねじるということで、ワンス
・パー・レボリュウション項（sin Ψ）である。式４
で、Cmoを参照基本縦揺れモーメント係数CmoRと等しく
またe1＝１であるという仮定をすると、参照ワンス・パ
ー・レボリュウションモーメント式が誘導される。式を
整理すると、
【数６】 ここで、欧州特許第００３７６３３号にもあるとおり、
参照モーメントに対するモーメントの成分の比率は常に
一定で前進速度（μ進行率）とは無関係であることに留
意すべきである。モーメント（M）の大きさは、羽根の
構造的比率によって決まる。特に、e1、e2、e3 とCT/C
そして縦揺れモーメント係数Cmo1、Cmo2とCmoTである。
参照モーメントに対するモーメントの成分の比率は常に
一定で前進速度（μ進行率）とは無関係であることに留
意すべきである。モーメント（M）の大きさは、羽根の
構造的比率によって決まる。特に、e1、e2、e3 とCT/C
そして縦揺れモーメント係数Cmo1、Cmo2とCmoTである。
【００２７】式６を従来の羽根の形状に適用させると、
CT/C =１．４、e2 =０．８６、e3=０．９５Rおよびγ=
２５°であり、後退羽根失速性の向上のためにe1は０．
６５Rを越えて反駆動側にでてはならないことが知られ
ている。参照縦ゆれモーメント係数をCmoR=−０．０１
５とし、駆動側域の基本縦揺れモーメント係数を実際と
同じにすると、つまりCmo1=＋０．０３とすると、Cmo1/
CmoR =−２となる。
CT/C =１．４、e2 =０．８６、e3=０．９５Rおよびγ=
２５°であり、後退羽根失速性の向上のためにe1は０．
６５Rを越えて反駆動側にでてはならないことが知られ
ている。参照縦ゆれモーメント係数をCmoR=−０．０１
５とし、駆動側域の基本縦揺れモーメント係数を実際と
同じにすると、つまりCmo1=＋０．０３とすると、Cmo1/
CmoR =−２となる。
【００２８】発明者が直面した設計上の問題は、CmoT/C
mo1 の任意の値に対してCmo2/Cmo1の最大値と、e1はで
きるかぎり駆動側から離れた点を示すことが好ましい
（必須ではない）と同時に前述したようにこのe1は０．
６５Rを越えて反駆動側にでてはならずこれらを満たし
たe1を算出することである。
mo1 の任意の値に対してCmo2/Cmo1の最大値と、e1はで
きるかぎり駆動側から離れた点を示すことが好ましい
（必須ではない）と同時に前述したようにこのe1は０．
６５Rを越えて反駆動側にでてはならずこれらを満たし
たe1を算出することである。
【００２９】先端部１４の翼型の基本縦ゆれモーメント
係数に関して２種類の仮定がなされた。すなわち先端部
１４の翼型は駆動側域と同じ機首上げ基本縦ゆれモーメ
ント係数を持つ（CmoT/Cmo1 ＝１、つまりCmoT＝＋０．
０３）あるいは、もし先端部翼型の失速特性が先端部１
４の大きい迎え角の特性に付け加わるならば、駆動側域
の係数の半分となる（CmoT/Cmo1 ＝０．５、つまりCmoT
＝＋０．０１５）というものである。これらの仮定は設
計上極めて穏当なものである。
係数に関して２種類の仮定がなされた。すなわち先端部
１４の翼型は駆動側域と同じ機首上げ基本縦ゆれモーメ
ント係数を持つ（CmoT/Cmo1 ＝１、つまりCmoT＝＋０．
０３）あるいは、もし先端部翼型の失速特性が先端部１
４の大きい迎え角の特性に付け加わるならば、駆動側域
の係数の半分となる（CmoT/Cmo1 ＝０．５、つまりCmoT
＝＋０．０１５）というものである。これらの仮定は設
計上極めて穏当なものである。
【００３０】図３は、種々のCmo2/Cmo1 について羽根半
径の測点r/R1をワンス・パー・リボリュウションモーメ
ント項M/MREF（sin Ψ）に対してプロットしたもので、
それぞれの率に対してCmoT/Cmo1＝１のときは実線でCmo
T/Cmo1 ＝０．５のときは破線で示している。e1の位置
の好ましい範囲は２２で示され、先端部１４の位置は２
３で示されている。矢印２４はCmo2 がどのように変化
するのが望ましいかを示したものである。
径の測点r/R1をワンス・パー・リボリュウションモーメ
ント項M/MREF（sin Ψ）に対してプロットしたもので、
それぞれの率に対してCmoT/Cmo1＝１のときは実線でCmo
T/Cmo1 ＝０．５のときは破線で示している。e1の位置
の好ましい範囲は２２で示され、先端部１４の位置は２
３で示されている。矢印２４はCmo2 がどのように変化
するのが望ましいかを示したものである。
【００３１】前述した問題の２種の解が３図の２５に示
されている。 これより、CmoT/Cmo1 ＝１のときは、e1＝０．６１ お
よび CmoT/Cmo1 ＝０．５のときは、e1＝０．６３ Cmo2/Cmo1 の最大値は従来の羽根では−１であるがこの
場合は共に−３となっている。言い換えれば、本発明に
よれば回転羽根の反駆動側域１７の境界付近で用いられ
ている翼型の基本的機首下げつまり負数の基本縦揺れモ
ーメント係数Cmo2は、従来の回転羽根の反駆動側域で用
いられている翼型のおおよそ３倍にまでなる。これは従
来の回転羽根の駆動側域１６で用いられている翼型に付
け加えて適切な機首下げ基本縦揺れモーメント係数をも
つ先端部１４を組み合わせることで達成できる。
されている。 これより、CmoT/Cmo1 ＝１のときは、e1＝０．６１ お
よび CmoT/Cmo1 ＝０．５のときは、e1＝０．６３ Cmo2/Cmo1 の最大値は従来の羽根では−１であるがこの
場合は共に−３となっている。言い換えれば、本発明に
よれば回転羽根の反駆動側域１７の境界付近で用いられ
ている翼型の基本的機首下げつまり負数の基本縦揺れモ
ーメント係数Cmo2は、従来の回転羽根の反駆動側域で用
いられている翼型のおおよそ３倍にまでなる。これは従
来の回転羽根の駆動側域１６で用いられている翼型に付
け加えて適切な機首下げ基本縦揺れモーメント係数をも
つ先端部１４を組み合わせることで達成できる。
【００３２】モーメントの特性を向上させるための操作
値について、羽根の反駆動側域１７の基本縦揺れモーメ
ント係数（Cmo2）を揚力係数（CL）に対して図４にプロ
ットし、モーメントの制約が緩和されたときの有効揚力
係数値（CL1）の効果を示している。CL1は、本発明の羽
根を備えた回転体において、任意の前進速度で後退羽根
の失速が始まった時点での推進能力に正比例する。２６
は、従来の回転羽根の反駆動側域で用いられていた、負
数の基本縦揺れモーメント係数が−０．０３の翼型の場
合である。２７は、本発明のもので負数の基本縦揺れモ
ーメント係数が−０．０９の翼型の場合である。
値について、羽根の反駆動側域１７の基本縦揺れモーメ
ント係数（Cmo2）を揚力係数（CL）に対して図４にプロ
ットし、モーメントの制約が緩和されたときの有効揚力
係数値（CL1）の効果を示している。CL1は、本発明の羽
根を備えた回転体において、任意の前進速度で後退羽根
の失速が始まった時点での推進能力に正比例する。２６
は、従来の回転羽根の反駆動側域で用いられていた、負
数の基本縦揺れモーメント係数が−０．０３の翼型の場
合である。２７は、本発明のもので負数の基本縦揺れモ
ーメント係数が−０．０９の翼型の場合である。
【００３３】実際に羽根のCmo2を３倍にすなわち−０．
０３から−０．０９まで増加すると、この発明のモーメ
ントバランス方式を取り入れた回転羽根において、図４
の２８で示されたように、後退羽根の失速で限定される
飛行許容範囲が従来の羽根に比べ２０パーセント増加す
るという利点をもたらすことがわかる。
０３から−０．０９まで増加すると、この発明のモーメ
ントバランス方式を取り入れた回転羽根において、図４
の２８で示されたように、後退羽根の失速で限定される
飛行許容範囲が従来の羽根に比べ２０パーセント増加す
るという利点をもたらすことがわかる。
【００３４】他の２つのモーメント調整成分、つまり定
常とテュワイス・パー・レボリュウションモーメント項
（２cos Ψ）それぞれの図３で確立された２種の設計解
に対する結論は図５に示されている。ここでもやはりCm
oT/Cmo1 ＝１のときは実線でCmoT/Cmo1 ＝０．５のとき
は破線で示されいる。図３と同様に定常とテュワイス・
パー・レボリュウションのモーメント比をとっていく
と、これら２つのモーメントは参照用のモーメントと比
較できる。図５のＡによると機首下げひねり定常モーメ
ントは参照用の低モーメントの羽根より大きく（M/MREF
定常＞１）速度の増加につれ減少していく。こういう
状況は操作上なんら問題なく、ホーバ飛行にもどちらか
といえば有利となろう。図５のＢにも示したようにテュ
ワイス・パー・レボリュウションのモーメントは、参照
用の低モーメントの回転羽根と比較して小さく（M/MREF
２Ψ＝−０．２）、従ってやはり操作上なんら問題な
い。
常とテュワイス・パー・レボリュウションモーメント項
（２cos Ψ）それぞれの図３で確立された２種の設計解
に対する結論は図５に示されている。ここでもやはりCm
oT/Cmo1 ＝１のときは実線でCmoT/Cmo1 ＝０．５のとき
は破線で示されいる。図３と同様に定常とテュワイス・
パー・レボリュウションのモーメント比をとっていく
と、これら２つのモーメントは参照用のモーメントと比
較できる。図５のＡによると機首下げひねり定常モーメ
ントは参照用の低モーメントの羽根より大きく（M/MREF
定常＞１）速度の増加につれ減少していく。こういう
状況は操作上なんら問題なく、ホーバ飛行にもどちらか
といえば有利となろう。図５のＢにも示したようにテュ
ワイス・パー・レボリュウションのモーメントは、参照
用の低モーメントの回転羽根と比較して小さく（M/MREF
２Ψ＝−０．２）、従ってやはり操作上なんら問題な
い。
【００３５】この発明の新たなモーメントバランス方式
は、英国特許第１５３８０５５号の回転羽根の様に、大
きい迎え角の特性を良好に示すプランフォームの先端部
１４を備えたいかなる回転羽根にも適用できる。
は、英国特許第１５３８０５５号の回転羽根の様に、大
きい迎え角の特性を良好に示すプランフォームの先端部
１４を備えたいかなる回転羽根にも適用できる。
【００３６】
【発明の効果】欧州特許第００３７６３３号に見られる
ように、駆動側域のリフレックスキャンバーのつまり機
首上げ基本縦揺れモーメント係数の翼型に、さらに同型
の翼型を先端部に付け加えるという本発明の回転羽根に
よれば、通常、ヘリコプターの回転羽根の後退羽根失速
の始まりが定まる、駆動側域とその先端部側に近接した
反駆動側域との境界部分においてより大きな縦ゆれモー
メントに耐えることが可能になる。そのため、回転羽根
の後退羽根失速性が改善され、後退羽根失速許容範囲に
およそ２０パーセントの増加をもたらすことができた。
つまりこの羽根が装着されたヘリコプターの性能は大幅
に進歩した。
ように、駆動側域のリフレックスキャンバーのつまり機
首上げ基本縦揺れモーメント係数の翼型に、さらに同型
の翼型を先端部に付け加えるという本発明の回転羽根に
よれば、通常、ヘリコプターの回転羽根の後退羽根失速
の始まりが定まる、駆動側域とその先端部側に近接した
反駆動側域との境界部分においてより大きな縦ゆれモー
メントに耐えることが可能になる。そのため、回転羽根
の後退羽根失速性が改善され、後退羽根失速許容範囲に
およそ２０パーセントの増加をもたらすことができた。
つまりこの羽根が装着されたヘリコプターの性能は大幅
に進歩した。
【図１】従来の回転羽根の斜視図である。
【図２】この発明による回転羽根の許容モーメントレベ
ルを算出するためのモーメントバランスモデルの概略図
である。
ルを算出するためのモーメントバランスモデルの概略図
である。
【図３】この発明による回転羽根の翼長をモーメントに
対してプロットしたグラフである。
対してプロットしたグラフである。
【図４】この発明による回転羽根と従来の回転羽根の特
性を比較したグラフである。
性を比較したグラフである。
【図５】図４と同様なグラフである。
１１ 回転羽根 １２ 付け根 １３ 中心部 １４，２３ 先端部 １５ 回転軸 １６ 駆動側域 １７ 反駆動側域 １８，１９ 前縁部 ２０ 最先端部 ２１ 後縁部 ２２ 測点e1の好ましい位置 ２４ 反駆動側域のモーメント係数の望ましい方向 ２５ 解 ２６ 従来の翼型の揚力係数 ２７ この発明の揚力係数 ２８ この発明を従来技術と比較した場合の許容性の
増加分 e 測点 CT 翼弦長 Cmo モーメント係数 CL 揚力係数 M モーメント
増加分 e 測点 CT 翼弦長 Cmo モーメント係数 CL 揚力係数 M モーメント
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (73)特許権者 591058530 ＷＥＳＴＬＡＮＤ ＷＯＲＫＳ，ＹＥＯ ＶＩＬ，ＳＯＭＥＲＳＥＴ ＢＡ20 ２ ＹＢ，ＵＮＩＴＥＤ ＫＩＮＧＤＯＭ (56)参考文献 実開 平２−125900（ＪＰ，Ｕ) 米国特許3065933（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 27/467
Claims (7)
- 【請求項１】 回転ヘッド装着用の付け根（１２）、翼
弦長が一定の中心部（１３）およびこの中心部の端部に
設けられた先端部（１４）とからなるヘリコプターの回
転羽根であって、操作中に、前記回転ヘッドが垂直な軸
（１５）の回りを回転し、この垂直な軸（１５）と先端
部（１４）との距離が回転の際の回転半径を決定し、先
端部（１４）の翼弦長が中心部（１３）の翼弦長より大
きく、中心部（１３）の先端部（１４）寄りの反駆動側
域（１７）は絶対値が０．０２より小さくない負数の基
本縦揺れモーメント係数を持ち、中心部（１３）の付け
根（１２）寄りの駆動側域（１６）は反駆動側域（１
７）の基本縦揺れモーメント係数よりプラス側の値であ
る基本縦揺れモーメント係数を持っているヘリコプター
の回転羽根（１１）において、前記先端部（１４）が正
数の基本縦揺れモーメント係数を持っていることを特徴
とする回転羽根。 - 【請求項２】 上記中心部（１３）の駆動側域（１６）
の基本縦揺れモーメント係数が、正数の基本縦揺れモー
メント係数であることを特徴とする請求項１記載の回転
羽根。 - 【請求項３】 上記先端部（１４）の基本縦揺れモーメ
ント係数の絶対値が、中心部（１３）の駆動側域（１
６）の基本縦揺れモーメント係数の０．５から１．０倍
であることを特徴とする請求項２記載の回転羽根。 - 【請求項４】 上記中心部（１３）の反駆動側域（１
７）の負数の基本縦揺れモーメント係数が、おおよそ−
０．０９であることを特徴とする請求項１から３のいず
れか１項に記載の回転羽根。 - 【請求項５】 上記先端部（１４）が＋０．０１５から
０．０３までの正数の基本縦揺れモーメント係数を持
ち、中心部（１３）の駆動側域（１６）がおおよそ＋
０．０３の正数の基本縦揺れモーメント係数を持ち、そ
して反駆動側域（１７）がおおよそ−０．０９の負数の
基本縦揺れモーメント係数を持っていることを特徴とす
る請求項１から４のいずれか１項に記載の回転羽根。 - 【請求項６】 上記中心部（１３）の駆動側域（１６）
は、上記回転半径のおおよそ０．６５Rの測点まで延び
ており、反駆動側域（１７）はおおよそ０．６５Rと
０．８６Rの測点間に延びており、先端部（１４）は
０．８６Rと０．９５Rの測点間に延びていることを特徴
とする請求項１から５のいずれか１項に記載の回転羽
根。 - 【請求項７】 回転ヘッド装着用の付け根（１２）、前
縁と後縁との間の翼弦長が一定の中心部（１３）および
この中心部（１３）の端部に設けられた先端部（１４）
とからなるヘリコプターの回転羽根であって、操作中
に、前記回転ヘッドに装着された回転羽根の前縁を先行
させて垂直な軸（１５）の回りを回転し、この垂直な軸
（１５）と先端部（１４）との距離が回転の際の回転半
径を決定し、前記先端部（１４）が、中心部（１３）の
先端部寄りの反駆動側域（１７）の前縁から前方に突き
出た第１前縁部（１８）およびそこから後退角を有して
半径方向外側に延びる第２前縁部（１９）と、この第２
前縁部（１９）からより大きな後退角でさらに外方に延
びる最先端部（２０）と、そして中心部（１３）の反駆
動側域（１７）の後縁から最先端部（２０）まで後退角
を有して外方に延びる後縁部（２１）とを有し、中心部
（１３）の先端部（１４）寄りの反駆動側域（１７）は
絶対値が０．０２より小さくない負数の基本縦揺れモー
メント係数を持ち、中心部（１３）の付け根（１２）寄
りの駆動側域（１６）は反駆動側域（１７）の基本縦揺
れモーメント係数よりプラス側の値である基本縦揺れモ
ーメント係数を持っているヘリコプターの回転羽根にお
いて、前記先端部（１４）が正数の基本縦揺れモーメン
ト係数を持っていることを特徴とする回転羽根。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB9112835:5 | 1991-06-14 | ||
| GB919112835A GB9112835D0 (en) | 1991-06-14 | 1991-06-14 | Helicopter rotor blades |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05170186A JPH05170186A (ja) | 1993-07-09 |
| JP3258075B2 true JP3258075B2 (ja) | 2002-02-18 |
Family
ID=10696670
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15535592A Expired - Lifetime JP3258075B2 (ja) | 1991-06-14 | 1992-06-15 | ヘリコプター回転羽根 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5246344A (ja) |
| EP (1) | EP0518598B1 (ja) |
| JP (1) | JP3258075B2 (ja) |
| CA (1) | CA2071028C (ja) |
| DE (1) | DE69202519T2 (ja) |
| GB (1) | GB9112835D0 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4401596A1 (de) * | 1994-01-20 | 1995-07-27 | Ekato Ruehr Mischtechnik | Rührorgan |
| GB9600123D0 (en) * | 1996-01-04 | 1996-03-06 | Westland Helicopters | Aerofoil |
| GB2312712A (en) * | 1996-04-30 | 1997-11-05 | Gkn Westland Helicopters Ltd | Propeller/rotor blade |
| JP3170470B2 (ja) * | 1997-03-24 | 2001-05-28 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | 回転翼機のロータブレード |
| JP3916723B2 (ja) * | 1997-05-15 | 2007-05-23 | 富士重工業株式会社 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
| US6986642B2 (en) * | 2002-08-30 | 2006-01-17 | Cartercopters, L.L.C. | Extreme mu rotor |
| US20050281676A1 (en) * | 2004-06-16 | 2005-12-22 | Egolf Thomas A | Multi-hedral rotary wing |
| US7246998B2 (en) * | 2004-11-18 | 2007-07-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Mission replaceable rotor blade tip section |
| US7547193B2 (en) * | 2005-07-22 | 2009-06-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade assembly with high pitching moment airfoil section for a rotary wing aircraft |
| US7513750B2 (en) * | 2006-03-08 | 2009-04-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade tip planform |
| DE102009012801B4 (de) * | 2009-03-13 | 2012-04-05 | Eads Deutschland Gmbh | Anisotrope Betätigung einer Helikopterrotorblattspitze |
| GB2486021B (en) | 2010-12-02 | 2017-07-19 | Agustawestland Ltd | Aerofoil |
| US10875639B2 (en) | 2019-02-19 | 2020-12-29 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Bi-planer rotor blade |
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|---|---|---|---|---|
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| GB1538055A (en) * | 1975-05-19 | 1979-01-10 | Westland Aircraft Ltd | Helicopter rotor blades |
| US4248572A (en) * | 1978-12-11 | 1981-02-03 | United Technologies Corporation | Helicopter blade |
| US4314795A (en) * | 1979-09-28 | 1982-02-09 | The Boeing Company | Advanced airfoils for helicopter rotor application |
| DE3175016D1 (en) * | 1980-03-28 | 1986-09-04 | Westland Plc | Helicopter rotor blade |
| US4569633A (en) * | 1983-04-18 | 1986-02-11 | United Technologies Corporation | Airfoil section for a rotor blade of a rotorcraft |
| CA1243993A (en) * | 1983-07-04 | 1988-11-01 | Westland Plc | Helicopter rotor blade |
| FR2617118B1 (fr) * | 1987-06-29 | 1992-08-21 | Aerospatiale | Pale a extremite courbe pour voilure tournante d'aeronef |
-
1991
- 1991-06-14 GB GB919112835A patent/GB9112835D0/en active Pending
-
1992
- 1992-06-08 DE DE69202519T patent/DE69202519T2/de not_active Expired - Fee Related
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