JP2008542110A - 高速回転翼航空機のロータブレード - Google Patents

Abstract

主ロータブレードは、ブレード翼弦がブレード内周領域の根本端からブレードの外側主領域に向かって増大する特異なプラットフォーム形状を有する。この翼弦は、主領域の翼幅方向のある位置において最大翼弦を呈し、遠位先端に向かって減少する。前縁は、概ね直線状であることが好ましく、後縁は、翼弦を画定するように輪郭付けられている。ロータブレード設計の他の特性は、ロータブレードの内周長さの一部範囲において１／２翼弦に位置づけられたフェザリング軸が、１／４翼弦の位置に移行するようなブレード−フェザリング軸の位置づけにある。他の特性は、鈍頭後縁エアフォイルから中域マッハ数での運転に適する鋭頭後縁エアフォイルに移行するブレードの翼幅に沿ったエアフォイル分布にある。先端領域は、遷音速流エアフォイルを利用していることが好ましい。ロータブレード設計の他の特性は、従来と異なる正の捩り勾配と負の捩り勾配の組合せにある。

Description

本発明は、回転翼航空機用の主ロータブレードに関し、詳しくは、ホバリングと２５０ｋｔｓを超える速度での巡航とを可能にする剛性の同軸を備えた反転回転翼航空機の主ロータブレードに関する。

従来の回転翼航空機の前進対気速度は、多くの因子によって制限される。とりわけ、大きな前進対気速度において、後退ブレードが失速してしまう傾向にある。具体的には、前進対気速度が大きくなると、後退ブレードを横切る気流速度が遅くなるので、後退ブレードが失速状態になってしまうことがある。対照的に、前進ブレードを横切る気流速度が、前進速度の増大に伴って大きくなる。これによって、ヘリコプタが前進するとき、ロータの前進側と後退側との間に揚力の不均衡が生じる。揚力がロータの前進側および後退側にわたって均等でない場合、この不均衡によって、不安定な状態が生じることがある。

反転する剛性のロータシステムを有する回転翼航空機は、上側ロータシステムおよび下側ロータシステムのそれぞれの主ロータブレードの前進側の間で揚力が釣り合うことを一部の理由として、従来の単一ロータ式ヘリコプタより高速な運転が可能である。加えて、ロータの後退側は、一般的に、従来の単一ロータ式またはタンデムロータ式ヘリコプタが被ることがある従来の後退ブレード失速を生じることがない。

対気速度をさらに大きくするため、回転翼航空機は、補助的な並進推力システムを組み込み得る。同軸反転ロータシステムを補助的な並進推力システムと組み合わせて用いることによって、回転翼航空機は、ホバリング能力および低速巡航能力を維持しながら、従来の回転翼航空機よりも著しく高い速度を得ることができる。

これらの飛行特性に対する有意義な１つのシステムは、ロータブレードが力およびモーメントをもたらす主な構成部品であるような主ロータの設計である。反転ロータシステムを含む回転翼航空機の設計要件は、従来の回転翼航空機の設計要件とは著しく異なる。従来の回転翼航空機と同じように、上側ロータおよび下側ロータの両方の前進ブレードは揚力を生じるが、従来の回転翼航空機とは異なり、反転ロータの後退ブレードは、飛行速度の増大に比例して荷重が軽減され、横方向モーメント（横揺れモーメント）の平衡を保つ揚力を発生させる必要がない。むしろ、横揺れ均衡は、反転ロータの前進側ブレードによって発生する均等で逆方向のモーメントの正味の影響の釣合いによって保たれる。後退ブレードの荷重を軽減し、後退ブレードが揚力を生じる必要性を低減させる能力によって、従来の回転翼航空機の速度制限の主原因となる後退ブレードの失速を緩和し、これによって、前進飛行速度を著しく高めることができる。

高速飛行がもたらす他の結果は、高速回転翼航空機の前進ブレードが受ける先端マッハ数が、従来の回転翼航空機よりも著しく高くなると共に、反転ロータの後退ブレードが著しく大きい逆流領域で回転せざるを得ないことにある。典型的には、従来の回転翼航空機は、０．４〜０．４５の前進率に制限され、０．８０〜０．８５の範囲の前進側ブレードの先端マッハ数を受け、かつ、逆流を受ける後退ブレードを通常４５％以下だけ有する。高速複合回転翼航空機は、１．０を超える前進率を得るように設計され、前進ブレードが受ける先端マッハ数は、０．９よりも大きくなるように設計される。ロータ先端速度が飛行速度の増大と共に減少するようなロータ回転数のスケジュール管理がなされない場合、前進側ロータブレード先端が音速を超えることがある。さらに、高速度では、後退ブレードの大部分が逆流を受ける（典型的には、前進率が０．８の場合、８０％もの後退ブレードが逆流を受ける）。さらに、通常の運転条件においても、高速時のブレード荷重は、従来の回転翼航空機よりも著しく高い。

従って、高速回転翼航空機の空力学的な運転環境は、従来の単一ロータ式または多ロータ式の航空機の運転環境と著しく異なっている。従って、最新の設計と比較しても著しく異なる主ロータブレードが必要とされる。

ホバリングと２５０ｋｔｓを超える速度での前進飛行とを含む高速回転翼航空機飛行エンベロープ（ｅｎｖｅｌｏｐｅ）用のロータブレードを提供することが望ましい。

本発明による主ロータブレードは、ブレードプラットフォーム（翼弦）分布、厚み分布、エアフォイル分布、および捩れ分布を含む様々な幾何学的特性を含む。この設計は、高速回転翼航空機の予想飛行エンベロープの全体にわたって、ロータ性能および高速飛行効率を最適化し、かつ構造的要求および空力弾性要求を満足することを検討した結果である。このブレード設計の主な考慮すべき事項として、ａ）前進側が受ける圧縮性の影響（抗力）を最小限に抑えること、ｂ）後退側ブレードの抗力を低減させること、ｃ）十分なブレード領域（剛性）を有するロータを設計すること、ｄ）ブレードの空力弾性の安定性を維持すること、およびｅ）上側ロータと下側ロータとの間のブレード先端間隔を維持すること、が挙げられる。

前進側が受ける圧縮性の影響は、エアフォイル、厚み分布、捩れ、ブレード掃引、および飛行速度を考慮したロータ速度のスケジュール管理を選択することを通じて、最小限に抑えられる。逆流を受ける後退側ブレードの抗力は、内周領域から翼幅方向外側位置にわたってブレード翼弦を再分布させること、捩れを設定すること、逆流状態における抗力を最小限に抑えるように設計された特別なアフォイルを用いることによって、最小限に抑えられる。ブレード領域（ロータの剛性）を十分に確保することによって、十分な操縦限界を維持しつつ、運転設計点における性能効率を最大にすることができる。これらの設計パラメータは、軸受の設計製造を考慮すると共に、独立して行なわれる構造的−動力学的な解析および先端クリアランスの解析によって確認した通りに、ブレードの空力弾性の要求および先端クリアランスの要求を十分に満たすように規定する。

本発明の主ロータブレードは、ブレード翼弦がブレード内周領域の根本端からブレードの外側主領域に向かって増大する特異なプラットフォーム形状を有する。この翼弦は、主領域の翼幅方向のある位置において最大翼弦を呈し、遠位先端に向かって減少する。このブレード翼弦分布では、翼弦が、連続的な曲線に追随しつつ、根本領域から主領域の最大翼弦の位置まで滑らかに増大する。ブレードの主領域でも滑らかな曲線を描いてから、滑らかに減少するようにテーパが付された先端翼弦へとつながる。

本発明のロータブレード設計の他の特性は、ロータブレードの内周側の長さの一部の範囲において１／２翼弦に位置づけられたフェザリング軸が、１／４翼弦の位置に移行するようなブレード−フェザリング軸の位置づけにある。ロータブレードの根本領域および内周領域で、１／２翼弦に位置づけられることによって、ブレードの構造的特性の分布および製造設計の検討が容易になる。

本発明のロータブレード設計の他の特性は、逆流での運転に適する鈍頭後縁エアフォイルから中域マッハ数での運転に適する鋭頭後縁エアフォイルに移行するようなブレードの翼幅に沿ったエアフォイル分布にある。先端領域は、遷音速流エアフォイルを利用することが好ましい。鈍頭後縁を有する根本端領域は、鋭頭後縁に向かってテーパが付される。

本発明のロータブレード設計の他の特性は、従来とは異なる正の捩り勾配と負の捩り勾配との組合せにある。

ここに開示される種々のブレード特性は、航空機の特定の設計要件に応じて、単独で又は組合せて用いられ得る。

このように、本発明は、ホバリングと２５０ｋｔｓを超える速度での前進飛行とを含む高速回転翼航空機飛行エンベロープ用のロータブレードを提供する。

本発明の種々の特徴および利点は、好ましい実施例の以下の詳細な説明および添付の図面から、当業者に明らかとなる。

図１は、二重反転同軸ロータシステム１２を有する例示的な垂直離着陸（ＶＴＯＬ）高速複合回転翼航空機１０を示している。航空機１０は、ロータシステム１２と、航空機の長手方向軸Ｌと概ね平行な並進推力をもたらす推進システム３０と、を支持する機体１４を備える。開示される実施例では、特定の航空機構成が示されるが、単一ロータ式ヘリコプタ、ターボプロップ航空機、ティルトロータ航空機、およびティルト翼航空機などの他の機械構成も本発明から恩恵を受ける。

ロータシステム１２は、第１のロータシステム１６および第２のロータシステム１８を備える。各ロータシステム１６，１８は、ロータ回転軸Ａを中心として回転することができるようにロータハブアッセンブリ２２，２４に取り付けられた複数のロータブレード２０を備える。複数の主ロータブレード２０は、ハブアッセンブリ２２，２４の各々から実質的に半径方向外方に突出し、多くの取付け装置の１つ、典型的には、ブレードカフ（符号２１として概略的に図示する）を介して、ハブアッセンブリ２２，２４の各々によって支持されている。ロータシステム１２と共に用いられるブレード２０の数はいくつでもよい。ロータシステム１２は、１つまたは複数のエンジンによって駆動される主ギアボックス２６によって駆動される。

図２Ａは、ブレードの翼幅（翼の長さ）に対する基本的な翼弦分布およびブレード領域の分布を示す、本発明によって設計された１つのロータブレード２０の概略的な平面図である。ロータブレード２０は、概して、根本領域４０、内周領域４２、主領域４４、および先端領域４６に分割される。これらの領域４０，４２，４４，４６は、ロータブレード２０の翼幅を画定すると共に、回転軸Ａとブレード先端領域４６の遠位先端４８との間にブレード半径Ｒを画定する。ロータブレード２０は、前縁５０および後縁５２を画定し、前縁５０および後縁５２は、ロータブレード翼弦Ｃを画定する。ピッチ軸つまりフェザリング軸Ｐを中心軸として、空力学的なブレード捩れが主に生じる。

約３０％Ｒ、好ましくは１５％Ｒの内周側に延在するブレード領域が、根本領域４０を画定する。この根本領域４０は、ブレードをハブ取付けシステム（図１に概略的に図示する）に組み込む領域である。根本領域４０は、通常、ブレードカフ２１（図１に概略的に図示する）内に少なくとも部分的に取り囲まれるので、ロータブレード２０は、根本領域４０に沿って取り付けられ、根本領域４０の空力学的な意味は比較的小さいことに留意されたい。ブレードカフは、ロータブレード２０を、当技術分野において周知の手段によって、ロータハブアッセンブリ２２，２４に取付けることができるので、ここではブレードカフのさらに詳細な説明は省略する。根本端５４とブレード２０の主領域４４との間に位置するブレードの領域が内周領域４２である。

このブレード設計は、特異な形状を呈する。具体的には、ブレード翼弦ｃは、根本領域４０に隣接する内周領域４２の箇所から増大し始め、内周領域４２の長さの全体にわたって増大し、さらにブレード２０の主領域４４内において増大し、主領域４４内のある翼幅方向の位置で最大翼弦ｃ_maxに達し、遠位先端４８に向かって減少する。前縁５０は概ね直線状で、後縁５２は変化するブレード翼弦ｃを画定するように輪郭付けられていることが好ましい。ブレード２０のブレード翼弦分布は、ブレード翼弦ｃが、連続的な曲線に追随するように根本領域４０から最大翼弦ｃ_maxまで滑らかに増大し、ブレードの主領域４４でも滑らかな曲線を描いてから、滑らかにテーパが付されて先端翼弦ｃ_tip（図２Ｃ）へとつながる分布である。

最大翼弦ｃ_maxの位置は、３５％Ｒ〜８５％Ｒの範囲、好ましくは、５５％Ｒ〜８０％Ｒの範囲、さらに好ましくは、６５％Ｒ〜７５％Ｒの範囲にある。最大翼弦ｃ_maxに対する根本翼弦ｃ_rootの比率（図２Ｃ）は、０．２〜１．０の範囲、好ましくは、０．３〜０．８の範囲、さらに好ましくは、０．５〜０．７５の範囲にある。最大翼弦ｃ_maxに対する先端翼弦ｃ_tipの比率は、０〜１．０の範囲の任意の値、好ましくは、０．２５〜０．８の範囲にある。

ブレード２０の主領域４４は、先端領域４６を含むロータブレード２０の主な空力学的部分である。主領域４４は、３０％Ｒ〜１００％Ｒの範囲、さらに好ましくは、４０％Ｒ〜１００％Ｒの範囲に延在するように画定されている（図２Ａ）。主領域４４は、好ましくは、翼幅の全体にわたってブレード領域の楕円分布を画定する。しかし、非制限的に、放物線分布または多角形分布などの他の分布が用いられてもよい。このような代替的な分布の一例として、主領域４４’が挙げられる。この主領域４４’では、後縁および前縁がこの区域において概ね平行となるように、公称上一定の翼弦ＮＣｃ（図２Ｂ）の区域がブレード２０’の主領域４４’の一部にわたって規定されている。

図２Ｃを参照すると、（実線で）描かれた形状は、ロータブレード２０の内周領域４２と主領域４４との間で滑らかで連続的な移行を示しているが、この移行は、滑らかである必要はなく、連続的である必要もない。楕円／平滑翼弦分布（実線）は、「楕円形状」が特に数学的に楕円として画定された翼弦分布を示すこと以外は、任意の滑らかな翼弦分布に比肩し得る。

内周領域４２において区分的線形翼弦分布（一点鎖線）が、代替的に、根本翼弦ｃ_rootから最大翼弦ｃ_maxの範囲に示されている。主領域４４および先端領域４６において楕円翼弦変化を呈し、内周領域４２において滑らかな翼弦分布を呈するように、根本翼弦ｃ_rootから先端翼弦ｃ_tipまで、滑らかな翼弦分布（実線）であることが好ましい。公称上一定の翼弦ＮＣ_cの区分を含む「任意の翼弦分布（ａｒｂｉｔｒａｒｙ ｃｈｏｒｄ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ）」が、図２Ｃに点線で示されている。これらの実線、点線、および一点鎖線は、翼幅の全体にわたる翼弦の変化が、必ずしも滑らかである必要がなく、または必ずしも厳格な数学的方程式（楕円方程式、多項式、または他の方程式）によって画定される必要がないことを示している。換言すれば、翼弦の変化は、数学的な定義付けによって滑らかにされてもよいし（実線）、一連の直線区分（多段区分的な分布）によって滑らかにされてもよいし（一点鎖線）、特に数学的ではなく、任意に滑らかに画定されてもよい（点線）。一定の翼弦ＮＣｃの部分（図２Ｃの点線および図２Ｂ）も、前述したように、公称上一定の翼弦ＮＣ_cより内周側の始端近傍の変化によって、分布を調整することができる。ここに規定される「任意の主翼弦変化」は、必ずしも数学的な式を用いない一連の点の混合を指す。図２Ｂは、本発明の示唆によって設計された代替的なブレードプラットフォーム２０’（翼幅に対する領域分布）を示すことを理解されたい。

ブレード先端領域４６は、典型的にはロータブレード２０の外端から１５％Ｒ〜３０％Ｒの範囲（内周側より７０％Ｒから８５％Ｒ〜１００％Ｒまでの範囲）に位置している。先端領域４６は、主領域４４と異なる様々な設計特性によって画定されてもよく、設計特性の例としては、遷音速エアフォイルへの移行、捩れの変化、掃引（ｓｗｅｅｐ）、上反角（ｄｉｈｅｄｒａｌ）および下反角（ａｎｈｅｄｒａｌ）などの他の幾何学的な特性を取り入れることがある。

図２Ａ〜２Ｃでは、先端領域４６は、概ね直線状である。ブレード先端領域４６は、前縁５０と後縁５２の両方にテーパが付されていることもあれば、前縁５０および後縁５２の一方のみにテーパが付されていることもあることに留意されたい。代替的に、先端領域４６は、後方掃引（ｓｗｅｐｔ ａｆｔ）４６ａもあれば（図２Ｄ）、前方掃引（ｓｗｅｐｔ ｆｏｒｗａｒｄ）４６ｂもある（図２Ｅ）。さらに、先端領域４６は、後縁から見ればはっきりと分かる上反角部４６ｃ、下反角部４６ｄまたはこれらの組合せを備え得る（図２Ｆ）。これらの先端特性の種々の組合せ（例えば、下反角を有する直線状の先端、上反角および下反角の組合せを有する前方掃引先端または後方掃引先端など）を利用してもよいことを理解されたい。さらに、連続的に変化する分布または多段区分的な分布を、掃引および上反角／下反角を有するブレード先端領域４６の種々の径方向の分割分布として、本発明と共に用いてもよい。様々な掃引角度および上反角／下反角の角度を用いてもよい。

図２Ｇを参照すると、本発明によって設計されたロータブレード２０の他の特性として、ブレード−フェザリング軸Ｐの位置が示されている。図２Ｇは、フェザリング軸Ｐが代替的な位置に位置づけられたロータブレード２０を平面図で示している。一方のロータブレード２０Ａ（点線）では、従来のロータブレードに慣用的に位置づけられているように、４分の１翼弦（ｃ／４）の位置にフェザリング軸Ｐが画定され、これはフェザリング軸Ｐが翼幅の全体に沿ってブレード部分のエアフォイル空力学的中心の位置と公称上一致する位置である。

他方のロータブレード２０Ｂ（実線）では、フェザリング軸は、ロータブレード２０Ｂの内周側の長さの一部にわたって２分の１翼弦（ｃ／２）に位置づけられ、そこから４分の１翼弦（ｃ／４）の位置へと移行している。フェザリング軸は、４０％Ｒの内周側、好ましくは３０％Ｒの内周側において、ｃ／２に位置づけられている。ｃ／２の位置からｃ／４の位置への移行は、５％Ｒ〜５０％Ｒの範囲、好ましくは、１０％Ｒ〜２０％Ｒの範囲にある翼幅方向における距離にわたって生じるように画定される。この移行距離にわたって、フェザリング軸Ｐは、２分の１翼弦ｃ／２から４分の１翼弦ｃ／４へと徐々に移行し、ブレード２０の外周側３０％Ｒ〜５０％Ｒの範囲の位置において、４分の１翼弦ｃ／４に位置づけられている。ロータブレード２０Ｂの根本領域４０および内周領域４２内において、フェザリング軸Ｐが２分の１翼弦ｃ／２に位置づけられることにより、ブレードの構造特性の分布を容易にし、製造設計の考慮事項を決定し易くなる。

図３を参照すると、ブレードの翼幅に沿ったエアフォイル分布が、根本領域Ａ−Ａから先端領域Ｆ−Ｆの順で示されている。ロータブレード２０は、根本領域４０から内周領域４２、内周領域４２から主領域４４、および主領域４４から先端領域４６に変化するエアフォイル分布を含んでいることが好ましい。図３において、ブレードの翼幅に沿ってフェザリング軸Ｐと直交する典型的な断面Ａ−ＡからＦ−Ｆは、ゼロピッチの姿勢にある例示的なエアフォイルを示している。

特にブレード根本端５４の断面Ａ−Ａにおけるロータブレード２０の根本領域４０内で、エアフォイルは、狭い翼弦を有し、かつ特に鈍頭後縁を備えて比較的厚いことが好ましい。鈍頭後縁エアフォイルは、遠位根本端５６と約３５％Ｒとの間に配置されていることが好ましい。これより外周側、典型的には内周領域４２において（図２Ａ，５Ｂ）、エアフォイル形状は、ロータブレード２０の主領域４４と併合する前に、比較的鋭頭の後縁輪郭を有するエアフォイル（断面Ｂ−Ｂ，Ｃ−Ｃ）に向かって移行する。鈍頭後縁エアフォイルから鋭頭後縁エアフォイルへの移行は、（図５Ｂの後縁によって示すように）約３０％Ｒ〜５０％Ｒの範囲において生じる。ブレードの主領域４４は、中域マッハ数運転に適する鋭頭後縁エアフォイル（断面Ｄ−Ｄ，Ｅ−Ｅ）を利用することが好ましい。先端領域４６は、遷音速流エアフォイル（断面Ｆ−Ｆ）を利用することが好ましい。

図４を参照すると、ロータブレード２０の他の特性として、ブレード捩れ分布が示されている。ロータブレード２０の捩れ分布には、従来と異なる正の捩れ勾配と負の捩れ勾配の組合せが含まれていることが好ましい。すなわち、根本端５４から約３５％Ｒ〜５０％Ｒまでの範囲において、ブレードは、根本端５４における負の捩れを始端とする正の捩れ勾配を含むことが好ましい。この領域における捩れ率は一定の比率である必要はないが、滑らかな分布に従って変化することもあれば、かつ／または区分的に変化する多数の部分からなることもある。

３５％Ｒから先端領域４６の始端まで延在する主領域４４における捩れは、負の捩れ率を有する。この負の捩れ率は、一定の比率でもよく、区分的に変化してもよく、または連続的に変化してもよい。先端領域４６における捩れは、正の勾配で変化してもよく、負の勾配で変化してもよく、一定の比率でもよく、またはこれらの組合せであってもよい。図４のブレード断面におけるエアフォイルのブレード捩れは、図３に各断面Ａ−ＡからＦ−Ｆごとに相対的なブレード捩れが図示されているような断面に概ね対応する。

図５Ａを参照すると、ロータブレード２０のブレード厚み分布特性が示されている。この図では、翼弦に対するエアフォイル厚みの無次元比（ｔ／ｃ）が、ロータブレード２０の後縁の背面図（図５Ｂ）と概ね対応させて図式化されている。この無次元比の寸法変化は、前述したエアフォイル分布に直接関連し、ブレードの構造特性および空力学的特性の分布をさらに明らかにするのに役立つ。根本端領域４０は、鈍頭後縁を有する概ね一定の厚みを有し、この鈍頭後縁は、鋭頭後縁に向かってテーパが付されていることに留意されたい。

当業者であれば、ここに開示した様々なブレード特性は、航空機の特定の設計要求に応じて、単独で又は任意の組合せで用いられ得ることを理解されたい。さらに、反転ロータを有する回転翼航空機と関連して本発明を概略的に記述したが、本発明は、単一ロータ式ヘリコプタ、高速複合回転翼航空機、ティルトロータ機などの航空機にも同様に適用することができ、しかもこれらに制限しない。

「前方」、「後方」、「上側」、「下側」、「上方」、「下方」、「内周」、「外周」などの相対的な位置を表す用語は、乗物の通常の運転姿勢に基づくもので、それ以外に制限するものではないことを理解されたい。

特定のステップ順序が示され、記述され、特許請求されているが、これらのステップは、特に示されない限り、分けられたり組み合わされた順序で行われ得るものであり、その場合にも本発明から恩恵を受けることを理解されたい。

以上の説明は、ここで述べた制限事項によって限定されるものではなく、例示にすぎない。本発明の多くの修正および変更が、上記の示唆に照らして可能である。本発明の好ましい実施例について開示したが、当業者であれば、本発明の範囲を逸脱することなく、様々な変更がなされ得ることを理解されるであろう。従って、特許請求の範囲において、本発明は、ここで具体的に述べたのと別の態様で実施され得ることを理解されたい。この理由から、本発明の特許請求の範囲および内容を決定するに、請求項を検討されたい。

本発明のブレードを含む同軸剛性反転ロータシステムと共に用いられる例示的な回転翼航空機の実施例の概略図。 本発明によって設計されたロータブレードの平面図。 公称上一定の翼弦部分を有する本発明によって設計された他のロータブレードの平面図。 ブレード翼弦分布特性を図式的に示す図。 後方掃引先端を有する本発明によって設計された他のロータブレードの平面図。 前方掃引先端を有する本発明によって設計された他のロータブレードの平面図。 上反角／下反角先端を有する本発明によって設計された他のロータブレードの後縁図。 代替的なフェザリング軸位置特性を示す、本発明によって設計されたロータブレードの平面図。 捩られていないブレードの翼幅に沿って鈍頭後縁エアフォイル断面および鋭頭後縁エアフォイル断面を併せて示す本発明によって設計されたロータブレードの平面図。 ブレードの翼幅に沿ったエアフォイル捩れ勾配特性および関連するエアフォイル断面のピッチ方位を図式的に示す図。 翼弦に対するエアフォイル厚みの比（ｔ／ｃ）の特性を示す、本発明によって設計されたロータブレードのブレード厚み分布特性図。 ブレード厚み分布特性を示す、本発明によって設計されたロータブレードの後縁図。

Claims (23)

1. 根本部分に根本取付け翼弦を含む根本領域であって、該根本取付け翼弦が該根本領域にわたってフェザリング軸と直交する、根本領域と、
   前記根本領域より外周側に位置するとともに、主領域部分に主領域最大翼弦を含む主領域であって、該主領域最大翼弦が、該主領域にわたって前記フェザリング軸と直交する、主領域と、
   前記主領域より外周側に位置するとともに、先端領域部分に先端領域翼弦を含む先端領域であって、該先端領域翼弦が、該先端領域にわたって前記フェザリング軸と直交する、先端領域と、
   前縁と後縁との間に画定されたブレード翼弦と、
   を備え、
   前記後縁が、前記根本取付け部分の根本後縁、前記主領域部分の主領域後縁、および前記先端領域部分の先端領域後縁に沿って画定され、該ブレード翼弦が、前記根本取付け部分から前記主領域部分まで増大し、前記主領域部分から前記先端領域部分まで減少することを特徴とする回転翼航空機の主ロータブレードアッセンブリ。
2. 前記主領域翼弦が、前記ブレード翼弦の最大翼弦を画定することを特徴とする請求項１に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
3. 前記最大翼弦が、前記ロータブレードの回転軸から前記先端領域の遠位端までの距離によって画定されるロータブレードの翼幅の３５％Ｒ〜８５％Ｒの範囲に位置づけられていることを特徴とする請求項２に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
4. 前記最大翼弦に対する前記根本取付け翼弦の比が、０．２〜１．０の範囲にあることを特徴とする請求項２に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
5. 前記最大翼弦に対する前記先端翼弦の比が、０．２５〜０．８の範囲にあることを特徴とする請求項２に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
6. 前記主領域および前記先端領域が、前記ロータブレードの回転軸から前記先端領域の遠位端までの距離によって画定されるロータブレードの翼幅の３０％Ｒ〜１００％Ｒの範囲に延在することを特徴とする請求項１に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
7. 前記主領域が、該主領域の長さの全体にわたって、楕円状のブレード領域の分布を画定することを特徴とする請求項６に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
8. 前記主領域が、前記主領域の一部にわたって、公称上一定の翼弦の区域を画定することを特徴とする請求項６に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
9. 前記根本領域が、前記ロータブレードの回転軸から前記先端領域の遠位端までの距離によって画定されるロータブレードの翼幅の０％Ｒ〜３０％Ｒの範囲に延在することを特徴とする請求項１に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
10. 前記先端領域が、前記ロータブレードの回転軸から前記先端領域の遠位端までの距離によって画定されるロータブレードの翼幅の７０％Ｒ〜１００％Ｒの範囲に延在することを特徴とする請求項１に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
11. 前記先端領域が、テーパの付された先端部分を含むことを特徴とする請求項１０に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
12. 前記先端領域が、掃引先端部分を含むことを特徴とする請求項１０に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
13. 前記先端領域が、下反角部分を含むことを特徴とする請求項１０に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
14. 前記先端領域が、上反角部分を含むことを特徴とする請求項１０に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
15. 前記フェザリング軸の少なくとも一部が、前記ロータブレードの回転軸から前記先端領域の遠位端までの距離によって画定されるロータブレードの翼幅の０％Ｒ〜４０％Ｒの範囲において、１／２翼弦に位置づけられていることを特徴とする請求項１に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
16. 前記フェザリング軸が、５％Ｒ〜５０％Ｒの翼幅方向の距離にわたって、前記１／２央翼弦の位置から１／４翼弦の位置に移行し始めることを特徴とする請求項１５に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
17. 前記根本取付け部分が、鈍頭後縁エアフォイル形状を画定し、前記主領域部分が、鋭頭後縁エアフォイル形状を画定し、前記鈍頭後縁エアフォイル形状が、前記ロータブレードの回転軸から前記先端領域の遠位端までの距離によって画定されるロータブレードの翼幅の３０％〜５０％の範囲において、前記鋭頭後縁エアフォイル形状に移行することを特徴とする請求項１に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
18. 前記先端領域部分が、遷音速エアフォイル形状を備えることを特徴とする請求項１に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
19. 前記ロータブレードの回転軸から前記先端領域の遠位端までの距離によって画定されるロータブレードの翼幅の０％Ｒ〜５０％Ｒの範囲に、正の捩れ勾配が画定されることを特徴とする請求項１に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
20. 前記正の捩れ勾配が、約４０％Ｒにおいて、負の捩れ勾配に移行することを特徴とする請求項１９に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
21. 約７５％Ｒの点において、捩れが０°となることを特徴とする請求項１９に記載の主ロータブレードアッセンブリ。
22. 回転翼航空機用の主ロータブレードアッセンブリであって、
    根本領域と、前記根本領域より外周側に位置する主領域と、前記主領域より外周側に位置する先端領域と、を有する主ロータブレードの前縁と後縁との間に画定されるブレード翼弦を備え、
    前記後縁が、前記根本領域の根本後縁、前記主領域部分の主領域後縁、および前記先端領域部分の先端領域後縁によって画定され、
    前記ブレード翼弦が、前記根本領域に含まれる根本取付け翼弦から、前記主領域に含まれる最大翼弦まで増大し、前記最大翼弦から、前記先端領域に含まれる先端翼弦まで減少することを特徴とする主ロータブレードアッセンブリ。
23. 回転翼航空機用の主ロータブレードアッセンブリであって、
    根本領域、前記根本領域より外周側の主領域、および前記主領域より外周側の先端領域を有する主ロータブレードの前縁と後縁との間に画定されるブレード翼弦を備え、
    前記後縁が、前記根本領域の根本後縁、前記主領域部分の主領域後縁、および前記先端領域部分の先端領域後縁によって画定され、
    前記ブレード翼弦が、前記根本領域に含まれる根本取付け翼弦から前記主領域部分内に含まれる最大翼弦まで増大し、前記最大翼弦から、前記先端領域に含まれる先端翼弦まで減少し、前記最大翼弦が、前記ロータブレードの回転軸から前記先端領域の遠位端までの距離によって画定されるロータブレード翼弦の６５％Ｒ〜７５％Ｒの範囲に位置づけられていることを特徴とする主ロータブレードアッセンブリ。

Images