JP2001233295A - 回転翼航空機の回転翼羽根 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 回転翼航空機の翼端渦を分割し、かつ積極的
に干渉させて翼端渦を拡散させてＢＶＩ騒音の低減を図
る回転翼航空機の回転翼羽根を提供する。 【解決手段】 基端部が回転駆動部のロータヘッドに取
り付けられたベース翼１１の先端に、略同一のスパン長
を有する前翼１２及び後翼１３を設ける。翼端に発生す
る渦は、前翼１２の翼端に発生する前翼渦１２ｃと後翼
１３の翼端に発生する後翼渦１３ｃの比較的弱い翼渦に
分割される一方、前翼１２と後翼１３のスパン長が等し
いことから、前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃの位置が近接
し、各翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱められ拡散
される。この結果、空中停止飛行中等において、回転翼
の後続する回転翼羽根と、先行する回転翼羽根の翼端か
ら発生する翼端渦との干渉が大幅に減少してＢＶＩ騒音
の発生が抑制される。

Description

【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
転翼に関し、特に回転翼航空機の発生する騒音の低減を
図る回転翼航空機の回転翼羽根に関する。

【０００２】

【従来の技術】回転翼航空機では、特に回転翼航空機が
着陸する際、回転翼の回転翼羽根(Blade)が先行する回
転翼羽根(Blade)の翼端から発生する翼端渦(Vortex)と
干渉(Intereaction)して、ＢＶＩ騒音が発生する。この
ＢＶＩ騒音の大きさは翼端渦を生み出す回転翼羽根の翼
端の平面形状によって左右されることが知られている。

【０００３】回転翼航空機の回転翼１００は、図１２に
示すように、複数枚の回転翼羽根１０１を有し、各回転
翼羽根１０１は、例えば図１３に回転翼羽根１０１の翼
端を示すように略矩形状であって、回転中心１０２の周
りを回転する。

【０００４】特に、回転翼航空機の着陸時には、先行す
る回転翼羽根１０１ａの翼端に発生した翼端後縁渦１０
３はすぐには降下しないので、回転翼羽根１０１ａの翼
端に発生した翼端後縁渦１０３に、後続する回転翼羽根
１０１ｂが干渉してＢＶＩ騒音が発生する。

【０００５】一方、図１４に示すように回転翼羽根１０
１の翼端部に後退角をつけることによって、対気速度を
低減させて衝撃波を弱めて衝撃騒音を低減する方法があ
るが、これらの翼端形状ではＢＶＩ騒音の低減を図り得
るものではない。

【０００６】従って、回転翼航空機のＢＶＩ騒音の大き
さを左右する翼端渦生成に変化を与えてＢＶＩ騒音を低
減する翼端形状についての多くの研究がなされている。

【０００７】例えば、図１５に示すように、矩形翼端形
状の回転翼羽根１０１の先端の前縁側に、矩形翼形状の
小翼１０５を装着することで、発生する翼端渦を２つに
分割して渦を弱め、結果として低ＢＶＩ騒音化を可能に
している。

【０００８】一方、特開平４−２６２９９４号公報に開
示される回転翼羽根１１０は、図１６に翼端部分１１１
の平面形状を示すように、先端縁１１２を有する翼型断
面のベース翼１１３に連なる先端羽根１１５を有する。

【０００９】この回転翼羽根１１０から流出する渦は、
図１７に示すように、先端羽根１１５から流出する渦１
１５ａと、その内側にある後方羽根１１６から流出する
渦１１６ａとのほぼ等しい強さの翼端渦に２分割され、
結果としてＢＶＩ騒音が低減される。

【００１０】

【発明が解決しようとする課題】上記特開平４−２６２
９９４号公報の回転翼羽根１１０は、先端羽根１１５か
ら流出する渦１１５ａと後方羽根１１６から流出する渦
１１６ａとのほぼ等しい強さの２つの渦に分割してＢＶ
Ｉの影響を抑制している。

【００１１】しかし、ほぼ等しい強さの渦を２つ発生さ
せ、これらの渦が出来るだけ長く分離状態を保持するよ
うに、先端羽根１１５のスパン長さを、ベース翼１１３
の翼弦長さの５０％より大きくとることを特徴としてお
り、渦の相互干渉の効果が弱く、加えて先端羽根１１５
が細長くなり、先端羽根１１５の翼根部の強度を特に高
める必要がある。

【００１２】従って、本発明はかかる点に鑑みなされた
もので、回転翼航空機のＢＶＩ騒音の原因となる翼端渦
を分割し、かつ分割された翼端渦を積極的に相互干渉さ
せて翼端渦を拡散せしめて騒音の低減を図る回転翼航空
機の回転翼羽根を提供することを目的とする。

【００１３】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成する請求
項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根は、回転駆動部
のロータヘッドに基端部が取り付けられた回転翼航空機
の回転翼羽根において、上記回転翼羽根は、基端部が回
転駆動部のロータヘッドに取り付けられたベース翼と、
略同一のスパン長を有して上記ベース翼の先端に設けら
れた複数の小翼とを備えたことを特徴とする。

【００１４】請求項１の発明によると、翼端に発生する
渦は、各小翼の翼端に発生する複数の比較的弱い翼渦に
分割される一方、各小翼のスパン長が等しいことから、
各小翼の翼端から発生する翼渦の位置が近接し、各翼渦
が積極的に互いに干渉しあって弱められ拡散される。こ
の結果、例えば、回転翼航空機が着陸する際に、後続す
る回転翼羽根と、先行する回転翼羽根の翼端から発生す
る翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶ
Ｉ騒音の発生が抑制される。

【００１５】請求項２に記載の発明は、回転翼航空機の
回転翼羽根において、上記小翼は、上記ベース翼の前縁
に連続する前縁を有する前翼と、該前翼と離間すると共
にベース翼の後縁に連続する後縁を有する後翼とを備え
たことを特徴とする。

【００１６】請求項２の発明は、請求項１の小翼を具体
的に前翼と後翼に限定したものであって、翼端に発生す
る渦が、前翼の翼端に発生する前翼渦と後翼の翼端に発
生する後翼渦との２つの渦に分割され、前翼に発生した
前翼渦は後翼上を通過して後翼の後方に移動する一方、
後翼の翼端に発生した後翼渦も後方に移動し、前翼渦と
後翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱められ拡散さ
れ、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。

【００１７】請求項３に記載の発明は、請求項２の回転
翼航空機の回転翼羽根において、中間翼羽根は、矩形翼
端形状を有し、上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の約
２０〜３０％の翼弦長を有する矩形翼形状であって、上
記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の約３０〜５０％の翼
弦長を有する矩形翼形状であると共に、前翼及び後翼の
スパン長が略同一でベース翼の翼弦長の約２０〜３０％
でかつ、前翼と後翼との間隔がベース翼の翼弦長の約２
０〜５０％であることを特徴とする。

【００１８】この請求項３の発明は、矩形翼端形状のベ
ース翼に矩形翼形状の前翼及び後翼を配設した回転翼羽
根であって、前翼及び後翼の翼弦長、スパン長、前翼と
後翼の間隔を上記のように設定することによって前翼渦
と後翼渦とが効率的に干渉して拡散される。

【００１９】請求項４に記載の発明は、請求項２の回転
翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼が、後退
角約２０〜４０゜の翼端形状を有し、上記前翼は、上記
ベース翼の翼弦長の約２０〜３０％の翼弦長及び２０〜
４０゜の後退角を有する翼端形状であって、上記後翼
は、上記ベース翼の翼弦長の約３０〜５０％の翼弦長及
び２０〜４０゜の後退角を有する翼形状であると共に、
上記前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦
長の約２０〜３０％であり、前翼と後翼との間隔がベー
ス翼の翼弦長の約２０〜５０％であることを特徴とす
る。

【００２０】請求項４の発明によると、ベース翼が後退
角を有し、前翼及び後翼が後退角を有することから、請
求項３に加え、翼端部の対気速度が低減せしめられて、
空気の圧縮性が緩和されて衝撃波が弱められ、遷音速特
性が向上する。

【００２１】請求項５に記載の発明は、請求項２の回転
翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼が、後退
角約２０〜４０゜の翼端形状を有し、上記前翼は、翼根
部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の約２０〜３０％で
２０〜４０゜の後退角及び０．８以下のテーパ比を有す
るテーパ翼形状であって、上記後翼は、翼根部の翼弦長
が上記ベース翼の翼弦長の約３０〜５０％で２０〜４０
゜の後退角及び０．８以下のテーパ比を有するテーパ翼
形状であると共に、上記前翼及び後翼のスパン長が略同
一でベース翼の翼弦長の約２０〜３０％であることを特
徴とする。

【００２２】請求項５の発明によると、前翼及び後翼が
先細のテーパ形状であることから、翼端部の揚力分布が
小さくなり、翼端渦の緩和が一層改善される。

【００２３】請求項６に記載の発明は、請求項２〜５の
回転翼航空機の回転翼羽根において、上記前翼及び後翼
は、約１０〜３０°の下反角を有することを特徴とす
る。

【００２４】請求項６の発明によると、前翼及び後翼が
下反角を有することから回転翼航空機の空中停止飛行中
及び着陸時に回転翼羽根の翼端に発生した翼端渦が積極
的に下方に放出され、先行する回転翼羽根によって発生
した翼端渦と後続の回転翼羽根との干渉が回避されて回
転のために必要なトルクの減少がもたらされる。

【００２５】請求項７に記載の発明は、請求項１の回転
翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼は、矩形
翼端形状を有し、上記小翼は、上記ベース翼の前縁に連
続する前縁を有する前翼と、該前翼と離間すると共にベ
ース翼の後縁に連続する後縁を有する後翼と、上記前翼
と後翼との間に配設される中翼とを備え、上記前翼、後
翼、中翼は、各々上記ベース翼の翼弦長の約２５％の翼
弦長を有する矩形翼形状であって、前翼と中翼、中翼と
後翼との各間隔がベース翼の翼弦長の約１２％であるこ
とを特徴とする。

【００２６】請求項７の発明によると、翼端に発生する
渦が、前翼、中翼、後翼の各翼端に発生する３つの弱い
渦に分割されると共に、より効果的に干渉して拡散さ
れ、回転翼の後続する回転翼羽根と、先行する回転翼羽
根の翼端から発生する翼端渦との干渉が回避乃至大幅に
減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。

【００２７】請求項８に記載の発明は、請求項１〜７の
回転翼航空機の回転翼羽根において、回転翼の方位角毎
に上記各小翼の取付角を可変制御する可変制御手段を備
えたことを特徴とする。

【００２８】請求項８の発明によると、回転翼羽根の回
転に伴い変化する方位角毎に、小翼の取付角が可変制御
され、各小翼の翼端から発生する翼渦を効率的に干渉さ
せて拡散せしめると共に、失速や抗力発散の影響を回避
することが出来る。

【００２９】

【発明の実施の形態】以下、本発明による回転翼航空機
の回転翼羽根の実施の形態を図により説明する。

【００３０】（第１実施の形態）本発明の第１実施の形
態を図１乃至図５によって説明する。図１は本実施の形
態における回転翼航空機の回転翼羽根１０の翼端を示す
斜視図であり、図２は図１の平面図である。図１及び図
２に示す回転翼羽根１０は、ロータハブ（図示せず）に
複数枚取り付けられて回転翼を形成する。

【００３１】回転翼羽根１０は、略一様な翼弦長ｃを有
する矩形翼端形状のベース翼１１と、ベース翼１１の先
端にそのコードに沿って設けられた比較的小さい前翼１
２及び比較的大きな後翼１３の２つの小翼とを備えてい
る。

【００３２】前翼１２は、前縁１２ａがベース翼１１の
前縁１１ａに連続すると共に、翼弦長ｃ１がベース翼１
１の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン長ｂ１が
ベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％の矩形翼形状に
形成されている。

【００３３】一方、後翼１３は、後縁１３ｂがベース翼
１１の後縁１１ａに連続すると共に、翼弦長ｃ２が前翼
１２の翼弦長ｃ１より大きく設定されたベース翼１１の
翼弦長ｃの３０〜５０％の矩形翼形状であって、スパン
長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しくベース翼
１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成され、前翼１２の
後縁１２ｂと後翼１３の前縁１３ａとはベース翼１１の
翼弦長ｃの２０〜５０％程度離間している。

【００３４】このように形成された回転翼羽根１０の翼
端と従来の矩形翼端における各々の翼端渦拡散の概要を
図３の示す説明図によって比較すると、同図（ａ）に示
す従来の矩形翼端を有する回転翼羽根１２０において
は、翼端に強い翼端渦１２０ａが発生し、この渦１２０
ａは拡散されずに後方に移動する。

【００３５】これに対し、図３（ｂ）に示す本実施の形
態による回転翼羽根１０によると、翼端に発生する渦
は、前翼１２の翼端に発生する前翼渦１２ｃと後翼１３
の翼端に発生する後翼渦１３ｃとの比較的弱い２つの渦
に分割され、前翼１２に発生した前翼渦１２ｃは後翼１
３上を通過して後翼１３の翼根部近傍上から後方に移動
する。

【００３６】一方、後翼１３の翼端に発生した後翼渦１
３ｃも後方に移動する。ここで前翼１２と後翼１３との
各スパン長ｂ１とｂ２が略等しいことから、前翼１２の
翼端から発生する前翼渦１２ｃと後翼１３の翼端から発
生する後翼渦１３ｃの位置が近接し、図３（ｃ）に後方
から見た前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃを示すように、前
翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃが積極的に互いに干渉しあっ
て弱められ、拡散される。

【００３７】この結果、この回転翼羽根１０から流出す
る渦が拡散されて弱められ、例えば、回転翼航空機が着
陸する際に、回転翼の後続する回転翼羽根１０と、先行
する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦との干渉
による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑
制される。

【００３８】次に図４乃至図６によって、従来の回転翼
羽根等と、本実施の形態による回転翼羽根との翼端渦の
発生状況を風洞実験結果により比較する。

【００３９】図４及び図５は、風速４０ｍ／ｓで迎角が
１０°における上記従来の矩形翼端を有する回転翼羽根
１２０と、本実施の形態における回転翼羽根１０の各後
縁から１翼弦長後方位置での渦度等高線ｈ及び後流速度
ベクトルｖを示している。ここで渦度等高線ｈの密度が
疎であるもの、及び後流速度ベクトルｖの大きさが小で
あるほど渦拡散が良好であり、低ＢＶＩ騒音化がもたら
される。

【００４０】図４と図５の風洞実験結果を比較すると、
図４の翼端渦の渦度等高線ｈの密度に対し、図５は翼端
渦が前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃに分割されて渦度等高
線ｈが疎であることから、弱い翼端渦に分解されたこと
が分かる。

【００４１】また、図６は、風速４０ｍ／ｓで迎角が１
０°における上記本実施の形態における後翼１３のスパ
ン長ｂ２を前翼１２のスパン長ｂ１に対し大きく形成し
た回転翼羽根１２５の後縁から１翼弦長後方位置での渦
度等高線ｈ及び後流速度ベクトルｖを示している。

【００４２】この図６と図５との風洞実験結果を比較す
ると、図６に対し図５は渦中心付近の後流速度ベクトル
ｖが約２０％減少している。即ち、図６に示す回転翼羽
根１２５対し図５に示す本実施の形態による回転翼羽根
１０の最大速度が減少していることが分かり、前翼１２
と後翼１３のスパン長ｂ１とｂ２を略等しくすることに
より効率的に前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃとの干渉、即
ち効率的に拡散が行われることが確認される。

【００４３】（第２実施の形態）次に、図７によって本
発明の第２の実施の形態を説明する。なお、図７は上記
第１実施の形態における図２に対応する回転翼羽根１０
の翼端を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を
付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を
主に説明する。

【００４４】本実施の形態による回転翼羽根１０のベー
ス翼１１は、略一様な翼弦長ｃを有すると共に、先端に
２０〜４０°の後退角Λを有する後退角付き翼端形状を
有する一方、前翼１２は、２０〜４０°の後退角Λを有
する前縁１２ａ及び後縁１２ｂを備え、翼弦長ｃ１がベ
ース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン
長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成
されている。

【００４５】また、後翼１３は、２０〜４０°の後退角
Λを有する前縁１３ａ及び後縁１３ｂを備え、翼弦長ｃ
２が前翼１２の翼弦長ｃ１より大きく設定されたベース
翼１１の翼弦長ｃの３０〜４０％であって、スパン長ｂ
２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しくベース翼１１
の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成され、前翼１２の後縁
１２ｂと後翼１３の前縁１３ａとはベース翼１１の翼弦
長ｃの２０〜５０％程度離間している。

【００４６】このように形成された本実施の形態による
と、ベース翼１１、前翼１２、後翼１３が後退角Λを有
することから、上記第１実施の形態に加え、翼端部への
対気速度が低減せしめられて、空気の圧縮性が緩和され
て衝撃波が弱められ、遷音速特性が向上する。

【００４７】（第３実施の形態）次に、図８によって本
発明の第３の実施の形態を説明する。なお、図８は上記
第２実施の形態と対応する回転翼羽根１０の翼端を平面
図であり、対応する部分に同一符号を付することで該部
の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。

【００４８】本実施の形態による回転翼羽根１０のベー
ス翼１１は、略一様な翼弦長ｃを有すると共に、先端に
２０〜４０°の後退角Λを有する後退角付き翼端形状で
あって、前翼１２は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼１
１の翼弦長の約２０〜３０％であって、２０〜４０°の
後退角Λを有する前縁１２ａを備え、スパン長ｂ１がベ
ース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成されると共
に、翼根部から翼端まで滑らかなテーパ比が、例えば
０．８以下のテーパ翼形状に形成されている。

【００４９】一方、後翼１３は、翼根部の翼弦長が上記
ベース翼１１の翼弦長の約３０〜４０％で、２０〜４０
°の後退角Λを有する前縁１３ａ及び、翼弦長ｃ２がベ
ース翼１１の翼弦長ｃの３０〜４０％であって、スパン
長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しく、かつ翼
根部から翼端までテーパ比が、例えば０．８以下のテー
パ翼形状に形成されている。

【００５０】このように形成された本実施の形態による
と、上記第２実施の形態に加え、前翼１２及び後翼１３
が先細のテーパ形状であることから、翼端部の揚力分布
が小さくなり、翼端渦の緩和が一層改善される。

【００５１】（第４実施の形態）次に、図９によって本
発明の第４の実施の形態を説明する。

【００５２】図９は本実施の形態による回転翼羽根１０
の説明図であり、（ａ）は上記第１実施の形態の図２と
対応する回転翼羽根１０の翼端の平面図、（ｂ）は
（ａ）の側面図である。なお、対応する部分に同一符号
を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分
を主に説明する。

【００５３】本実施の形態による回転翼羽根１０は、略
一様な翼弦長ｃを有する矩形翼端形状のベース翼１１を
有し、ベース翼１１の先端に翼弦長ｃ１がベース翼１１
の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン長ｂ１がベ
ース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成された前翼
１２と、翼弦長ｃ２がベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜
５０％であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ
１とほぼ等しい後翼１３とが、ベース翼１１の翼弦長ｃ
の２０〜５０％程度離間して設けられている。これら前
翼１２及び後翼１３は、（ｂ）に示すように、１０〜３
０°の下反角δを有している。

【００５４】このように形成された本実施の形態の回転
翼羽根１０によると、上記第１実施の形態に加え、前翼
１２及び後翼１３が下反角δを有することから、翼端渦
の放出位置が下がり、回転翼航空機の空中停止飛行中及
び着陸時に回転翼羽根の翼端に発生した翼端渦が積極的
に下方に放出され、先行する回転翼羽根によって発生し
た翼端渦と後続の回転翼羽根との干渉が回避されて回転
のために必要なトルクの減少がもたらされる。

【００５５】（第５実施の形態）次に、図１０によって
本発明の第５の実施の形態を説明する。

【００５６】図１０は本実施の形態による回転翼羽根１
０の翼端の平面図である。なお、上記第１実施の形態に
おける図２と対応する部分に同一符号を付することで該
部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。

【００５７】回転翼羽根１０は、翼弦長ｃを有する矩形
翼端形状のベース翼１１と、ベース翼１１の先端に設け
られた前翼１２、後翼１３、前翼１２と後翼１３との間
に中翼１５とを備えている。

【００５８】前翼１２、後翼１３及び中翼１４は、その
各翼弦長ｃ１、ｃ２、ｃ３が、各々ベース翼１１の翼弦
長ｃの約２５％であって、各スパン長ｂ１、ｂ２、ｂ３
が各々略等しくベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％
に形成されている。

【００５９】前翼１２の後縁１２ｂと中翼１４の前縁１
４ａ、中翼１４の後縁１４ｂと後翼１３の前縁１３ａ
は、ベース翼１１の翼弦長ｃの約１２％程度離間してい
る。

【００６０】このように構成された回転翼羽根１０によ
ると、翼端に発生する渦が、前翼１２、中翼１４、後翼
１３の各翼端に発生する３つの弱い後翼渦に分割される
と共に、より効果的に干渉して拡散され、第１実施の形
態に比べ更に、回転翼の後続する回転翼羽根１０と、先
行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦との干
渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が
一層抑制される。

【００６１】また、上記本実施の形態では、矩形翼端形
のベース翼１１の先端に前翼１２、後翼１３、中翼１４
の３つの小翼を設けたが、要求により更に４つ以上の小
翼を配設することも可能であり、更に第２実施の形態の
ように、後退角Λを有する後退角付きベース翼１１にお
いて、後退角を備えた前翼、後翼、中翼を配設すること
も可能であり、更に、第４実施の形態のように前翼、後
翼、中翼をテーパ翼形状にすることも、また、これらの
小翼に第４実施の形態のように下反角を与えることも可
能である。

【００６２】（第６実施の形態）次に、図１１によって
本発明の第６の実施の形態を説明する。

【００６３】図１１は本実施の形態による回転翼羽根１
０の要部斜視図であって、上記第１実施の形態における
図２と対応する部分に同一符号を付することで該部の詳
細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。

【００６４】回転翼羽根１０は、矩形翼端形状のベース
翼１１と、ベース翼１１の先端に配設され前翼１２及び
後翼１３とを備え、前翼１２は、翼弦長がベース翼１１
の翼弦長の２０〜３０％でかつ、スパン長がベース翼１
１の翼弦長の２０〜３０％に形成され、可変制御手段３
１によって取付角が可変制御される。

【００６５】同様に、後翼１３は、翼弦長がベース翼１
１の翼弦長の３０〜５０％であって、スパン長が前翼１
２のスパン長とほぼ等しく形成され、可変制御手段３５
によって取付角が可変制御される。

【００６６】可変制御手段３１は、サーボモータや油圧
アクチュエータ等のアクチュエータ、本実施の形態では
サーボモータ３２と、サーボモータ３２から突出してベ
ース翼１１の先端に前翼１２を支持するシャフト３３を
備えている。

【００６７】一方、可変制御手段３５は、サーボモータ
や油圧アクチュエータ等のアクチュエータ、例えばサー
ボモータ３６と、サーボモータ３６から突出してベース
翼１１の先端に後翼１３を支持するシャフト３７を備え
ている。なお、３２ａ、３２ｂ及び３６ａ、３６ｂは各
々サーボモータ３２及び３６への電源及び信号ケーブル
である。

【００６８】ここで、回転翼航空機が前進する際には、
前進側回転翼羽根では回転翼羽根速度に対して飛行速度
が加算される一方、後退側回転翼羽根に対しては飛行速
度が減算された状態になり、前進側回転翼羽根と後退側
回転翼羽根では対気速度が大きく相違し、前進側回転翼
羽根では高マッハ数、低迎角のため遷音速領域では抵抗
が少ないことが要求され、後退側回転翼羽根では低マッ
ハ数、高迎角のため亜音速領域では失速しにくいことが
要求される。

【００６９】このため、回転翼羽根１０の回転に伴い変
化する方位角毎に、サーボモータ３２及び３６により前
翼１２及び後翼１３の各々の取付角を可変制御すること
によって、前翼１２の翼端から発生する前翼渦と後翼１
３の翼端から発生する後翼渦を効率的に干渉させて拡散
せしめると共に、失速や抗力発散の影響を回避すること
が出来る。

【００７０】また、前翼１２及び後翼１３の取付角を各
々可変制御する２つ可変制御手段３１と３５を配設した
が、１つの揺動手段により前翼１２と後翼１３と連動せ
しめることにより構造の簡素化を図ることも可能であ
る。

【００７１】なお、本発明は上記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実施の形態のように、後退角
Λを有する後退角付きベース翼において、後退角を備え
た前翼、後翼の取付角を第６実施の形態のように制御可
能に配設することも可能であり、また、第４実施の形態
のようにテーパ翼形状の前翼、後翼取付角制御可能に構
成することも可能である。また、取付角制御可能に設け
られるこれらの小翼を第４実施の形態のように下反角を
与えることも可能である。更に、前翼と後翼との間に中
翼を配設することも可能である。

【００７２】

【発明の効果】以上説明した本発明の回転翼航空機の回
転翼羽根によると、基端部が回転駆動部のロータヘッド
に取り付けられたベース翼の先端に、略同一のスパン長
を有する複数の小翼とを備えることにより、翼端に発生
する渦が各小翼の翼端に発生する複数の比較的弱い翼渦
に分割されると共に、各小翼の翼端から発生する翼渦の
位置が近接して各翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱
められ拡散される。この結果、回転翼の後続する回転翼
羽根と、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦
との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の
発生が抑制される。

【００７３】また、小翼に後退角を設けることによっ
て、翼端部への対気速度が低減せしめられて、空気の圧
縮性が緩和されて衝撃波が弱められて、遷音速特性が向
上し、また、前翼及び後翼を先細のテーパ形状にするこ
とによって、翼端部の揚力分布が小さくなり、翼端渦の
緩和が一層改善される。

【００７４】更に、小翼に下反角を形成することによっ
て、回転翼航空機の空中停止飛行中及び着陸時に回転翼
羽根の翼端に発生した翼端渦が積極的に下方に放出さ
れ、先行する回転翼羽根によって発生した翼端渦と後続
の回転翼羽根との干渉が回避されて回転のために必要な
トルクの減少がもたらされる。

【００７５】また、各小翼を、回転翼の方位角毎に上記
各小翼の取付角を可変制御することによって、各小翼の
翼端から発生する後翼渦を効率的に干渉させて拡散せし
めると共に、失速や抗力発散の影響を回避することが出
来る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第１
実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す斜視図で
ある。

【図２】図１の平面図である。

【図３】翼端渦拡散の説明図であり、（ａ）は従来の回
転翼羽根における翼端渦の説明図、（ｂ）は本実施の形
態による回転翼羽根の前翼の翼端渦の説明図、（ｃ）は
後方から見た翼端渦を示す説明図である。

【図４】従来の回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風
洞実験結果である。

【図５】本実施の形態における回転翼羽根の翼端渦の発
生状況を示す風洞実験結果である。

【図６】異なるスパン長の前翼及び後翼を有する回転翼
羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。

【図７】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第２
実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図で
ある。

【図８】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第３
実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図で
ある。

【図９】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第４
実施の形態を示すを回転翼羽根の説明図であり、（ａ）
は翼端を示す平面図、（ｂ）は側面図である。

【図１０】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第
５実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図
である。

【図１１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第
６実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す要部斜
視図である。

【図１２】従来の回転翼航空機の回転翼羽根の概要を示
す説明図である。

【図１３】従来の回転翼羽根の概要を示す斜視図であ
る。

【図１４】従来の回転翼羽根の概要を示す平面図であ
る。

【図１５】従来の回転翼羽根の概要を示す斜視図であ
る。

【図１６】従来の回転翼羽根の概要を示す平面図であ
る。

【図１７】従来の回転翼羽根の翼端渦の発生を状況を示
す斜視図である。

【符号の説明】

１０ 回転翼羽根 １１ ベース翼 １１ａ 前縁 １１ｂ 後縁 １２ 前翼（小翼） １２ａ 前縁 １２ｂ 後縁 １２ｃ 前翼渦 １３ 後翼（小翼） １３ａ 前縁 １３ｂ 後縁 １３ｃ 後翼渦 １４ 中翼（小翼） １４ａ 前縁 １４ｂ 後縁 ３１ 可変制御手段 ３５ 可変制御手段 ｃ ベース翼の翼弦長 ｃ１ 前翼の翼弦長 ｃ２ 後翼の翼弦長 ｃ３ 中翼の翼弦長 ｂ１ 前翼のスパン長 ｂ２ 後翼のスパン長 ｂ３ 中翼のスパン長 Λ 後退角 δ 下反角

Claims (8)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 回転駆動部のロータヘッドに基端部が取
   り付けられた回転翼航空機の回転翼羽根において、 上記回転翼羽根は、 基端部が回転駆動部のロータヘッドに取り付けられたベ
   ース翼と、 略同一のスパン長を有して上記ベース翼の先端に設けら
   れた複数の小翼とを備えたことを特徴とする回転翼航空
   機の回転翼羽根。
2. 【請求項２】 上記小翼は、 上記ベース翼の前縁に連続する前縁を有する前翼と、 該前翼と離間すると共にベース翼の後縁に連続する後縁
   を有する後翼とを備えたことを特徴とする請求項１に記
   載の回転翼航空機の回転翼羽根。
3. 【請求項３】 ベース翼は、矩形翼端形状を有し、 上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の約２０〜３０％の
   翼弦長を有する矩形翼形状であって、 上記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の約３０〜５０％の
   翼弦長を有する矩形翼形状であると共に、前翼及び後翼
   のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の約２０〜３０
   ％でかつ、前翼と後翼との間隔がベース翼の翼弦長の約
   ２０〜５０％であ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。
4. 【請求項４】 上記ベース翼が、後退角約２０〜４０゜
   の翼端形状を有し、 上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の約２０〜３０％の
   翼弦長及び２０〜４０゜の後退角を有する翼端形状であ
   って、 上記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の約３０〜５０％の
   翼弦長及び２０〜４０゜の後退角を有する翼形状である
   と共に、上記前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース
   翼の翼弦長の約２０〜３０％であり、前翼と後翼との間
   隔がベース翼の翼弦長の約２０〜５０％であることを特
   徴とする請求項２に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。
5. 【請求項５】 上記ベース翼が、後退角約２０〜４０゜
   の翼端形状を有し、 上記前翼は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の
   約２０〜３０％で、２０〜４０゜の後退角及び０．８以
   下のテーパ比を有するテーパ翼形状であって、 上記後翼は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の
   約３０〜５０％で、２０〜４０゜の後退角及び０．８以
   下のテーパ比を有するテーパ翼形状であると共に、上記
   前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の
   約２０〜３０％であ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。
6. 【請求項６】 上記前翼及び後翼は、約１０〜３０°の
   下反角を有することを特徴とする請求項２〜５に記載の
   回転翼航空機の回転翼羽根。
7. 【請求項７】 上記ベース翼は、矩形翼端形状を有し、 上記小翼は、 上記ベース翼の前縁に連続する前縁を有する前翼と、 該前翼と離間すると共にベース翼の後縁に連続する後縁
   を有する後翼と、 上記前翼と後翼との間に配設される中翼とを備え、 上記前翼、後翼、中翼は、各々上記ベース翼の翼弦長の
   約２５％の翼弦長を有する矩形翼形状であって、前翼と
   中翼、中翼と後翼との各間隔がベース翼の翼弦長の約１
   ２％であることを特徴とする請求項１に記載の回転翼航
   空機の回転翼羽根。
8. 【請求項８】 回転翼の方位角毎に上記各小翼の取付角
   を可変制御する可変制御手段を備えたことを特徴とする
   請求項１〜７に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。