JP2009280202A - ヘリコプタの反トルク尾部回転翼羽根 - Google Patents

Abstract

【課題】羽根の空気力学的効率を高めるように、及び反トルク尾部回転翼のアコースティックエミッションを低減するように、及び尾部回転翼制御機構に対する荷重を低減するようにハブの反対側の羽根の自由端のデザインを改良したヘリコプタの反トルク尾部回転翼羽根を提供すること。
【解決手段】ヘリコプタ１の反トルク尾部回転翼３用の羽根６は、互いに対向するとともに羽根６の縦軸線Ｂに沿って延びる前縁８及び後縁９にして、後縁９が作動中に前縁８の後ろの気流と相互作用する、前縁８及び後縁９を有する。羽根６は、羽根６の外側にあって縦軸線Ｂに交差する羽根６の回転軸線Ａに関する半径方向外側の端１１と基準区画５１との間に延在する端部１４ｃも有する。端部１４ｃにおける翼弦Ｐの長さｄは、基準区画５１から端１１にかけて減少しており、前縁８及び後縁９は半径方向外側の端１１で結合している。
【選択図】図３

Description

本発明はヘリコプタの反トルク尾部回転翼羽根に関するものである。

ヘリコプタが、胴体と、前記胴体の中心部の頂部に取り付けられた主回転翼と、主回転翼によって胴体に生み出されるトルクに対抗するための反トルク尾部回転翼とを具備することは知られている。

尾部回転翼は、駆動シャフトと、前記駆動シャフトに取り付けられたハブと、ハブに固定されてハブから半径方向に突き出している複数枚の羽根とを実質的に具備している。
より詳しくは、各羽根は、ほぼ半径方向に長く延びていて、駆動シャフト軸線に垂直な平面内でハブによって回転される。
各羽根は、ヘリコプタを操縦するために任意の平面内でハブに対して移動可能でもある。

羽根の空気力学的効率を高めるように、及び反トルク尾部回転翼のアコースティックエミッションを低減するように、及び尾部回転翼制御機構に対する荷重を低減するようにハブの反対側の羽根の自由端のデザインを改良する必要性が当業界内で感じられている。

本発明の目的は、上記のことを簡単で低コストな様態で達成するようにデザインされたヘリコプタの反トルク尾部回転翼羽根を提供することである。

本発明によると、請求項１に記載されたヘリコプタの反トルク尾部回転翼羽根が提供される。

本発明の好適で非限定的実施例が、例示を目的として添付図面を参照しながら説明される。

本発明によるヘリコプタの反トルク尾部回転翼羽根の斜視図である。 図１とは異なる角度から見た本発明によるヘリコプタの反トルク尾部回転翼羽根の斜視図である。 図１及び図２の羽根の平面図である。 図１の羽根の前縁の正面図である。 図３におけるＶ−Ｖ切断線による断面図である。 図３におけるＶＩ−ＶＩ切断線による断面図である。 図３におけるＶＩＩ−ＶＩＩ切断線による断面図である。 図３におけるＶＩＩＩ−ＶＩＩＩ切断線による断面図である。 図３におけるＩＸ−ＩＸ切断線による断面図である。 図３におけるＸ−Ｘ切断線による断面図である。 図３におけるＸＩ−ＸＩ切断線による断面図である。 図３におけるＸＩＩ−ＸＩＩ切断線による断面図である。 図１〜４の羽根の縦方向の翼弦長のパターンを示す図である。 図１〜４に示された羽根の複数枚を描写する、反トルク尾部回転翼を備えるヘリコプタの尾部の側面図であって、明瞭にするためにいくつかの部品を省略している側面図である。 明瞭にするためにいくつかの部品を省略している、図１４の尾部回転翼の断面図である。 明瞭にするためにいくつかの部品を省略している、図１４の尾部回転翼の断面図である。 図１４〜１６に示される尾部回転翼の側面図である。 図１４〜１６に示される尾部回転翼の平面図である。

図１４、１７、及び１８は、胴体２と、胴体２の頂部に取り付けられて、それぞれの軸線で回転する主回転翼（不図示）と、尾部回転翼３により胴体２に伝達されるトルクに対抗するために胴体２の尾部垂直安定板から突出している反トルク尾部回転翼３とを実質的に具備しているヘリコプタ１の尾部を示している。

より詳しくは、回転翼３は、
主回転翼の回転軸線に交差する軸線Ａを中心に回転する駆動シャフト５と、
軸線Ａから半径方向にそれぞれの軸線Ｂに沿って延びる複数の、実施例では２枚の羽根６と、
シャフト５に機能的に接続されたハブ７であって羽根６がそこから張り出しているハブ７と、を実質的に具備している（図１５〜１８参照）。

より詳しくは、ハブ７は、羽根６を軸線Ａ周りに回転させ、及び軸線Ａとそれぞれの軸線Ｂとによって形成される平面で羽根６がシャフト５に対して自由に移動することを可能にし、及び羽根６のそれぞれの軸線Ｂ周りの回転が気流に対するそれぞれの迎え角を調節することを外部制御装置によって可能にする。

ハブ７は、
シャフト５によって軸線Ａを中心に回転される一つのプレート１５であって、軸線Ａ及び軸線Ｂに対して垂直な軸線Ｃを中心にしてシャフト５に対して回転する一つのプレート１５であって、軸線Ａに対して回転不能な固定の様態で且つ関係する軸線Ｂに対して回転可能な様態で複数の羽根６に接続されている一つのプレート１５と、
関係する羽根６に固定的様態で結合されている二対のプレート２０と、
シャフト５によって軸線Ａ周りに回転されるスリーブ２５であって、不図示の制御装置によって軸線Ａに沿ってシャフト５に対して滑動させられ、羽根６をそれぞれの軸線Ｂを中心に回転させるために二対のプレート２０に接続されているスリーブ２５と、を実質的に具備している（図１５〜１８参照）。

より詳しくは、プレート１５は、軸線Ａに交差する平面内に延在しており、またシャフト５に取り付けられた主要部分１６と、二つの付属物１７とを具備しており、前記二つの付属物１７は、それぞれの羽根６のそれぞれの座１９の内側に取り付けられているそれぞれの端１８を軸線Ａの反対側に有している（図１５参照）。

シャフト５は、主要部分１６によって形成される座２１に係合する円筒状部材２２によって取り囲まれている（図１５及び１６参照）。部材２２及び座２１は軸線Ｃ周りに回転可能な様態で且つ軸線Ａ周りに回転不能な固定の様態で接続されている。部材２２の表面および座２１の表面は、対を成すものであって、軸線Ａと軸線Ｃとの交点に位置するそれぞれの一致した中心を有している。

座２１及び部材２２は軸線Ｃに関するヒンジを形成しており、その結果複数の羽根６が軸線Ｃ周りに及びシャフト５に対して互いに一体的に動揺すること、即ちはためくことを可能にする。より詳しくは、そのような動揺は、気流に対する複数の羽根６の異なる相対速度の結果として複数の羽根６に作用する異なる空気力学的荷重によって引き起こされる。

付属物１７は軸線Ａの反対側で主要部分１６から突出してそれぞれの羽根６の内側に延びており、端１８はそれぞれの軸線Ｂに関して同芯の中空円筒の形をしており、座１９はそれぞれの軸線Ｂに沿って延びる円筒状キャビティの形をしており、その結果それぞれの座１９の内側への端１８の挿入は、羽根６がそれぞれの軸線Ｂ周りに回転することを可能にするとともに、羽根６とプレート１５とを軸線Ａ及び軸線Ｃ周りに回転不能に固定する。

各対におけるプレート２０は、一方が関係する羽根６の表面１２に、他方が裏面１３に固定されており（図１７及び１８参照）、また互いに平行であって、それぞれのほぼ平行な平面に延在している。

ハブ７はプレート２０の各対に対して一対のアーム２４を具備しており、前記一対のアーム２４は、同じ対のプレート２０のそれぞれのプレート２０に固定された第１端部を有している（図１４〜１７参照）。各対におけるアーム２４の第２端部は、関係する羽根６の半径方向内側の端１０と軸線Ａとの間に配設された横断部材２６によって互いに接続されている。

スリーブ２５は、尾部垂直安定板の反対側でシャフト５から突出しており、また
軸線Ａに関して正反対に配置されている複数の第１半径方向付属物２７であって、それぞれの繋ぎ材２９によってそれぞれの横断部材２６に接続されている複数の第１半径方向付属物２７と（図１４、１５、１７、及び１８参照）、
軸線Ａに関して正反対に配置されている複数の第２半径方向付属物２８であって（図１４〜１７参照）、シャフト５に対して回転不能に固定されているプレート３３に二つのレバー３１及び３２によって各々が接続されていて、軸線Ａに沿ってシャフト５とスリーブ２５との間に挟まれている複数の第２の半径方向付属物２８とを具備している。
より詳しくは、各付属物２７は円周方向において複数の付属物２８の間に配置されている。

繋ぎ材２９は軸線Ａに交差して延びており、また関係する付属物２７に接続される第１端部と、関連軸線Ｂに関して偏心してそれぞれの横断部材２６に接続される、第１端部の反対側の第２端部とを有している（図１５参照）。

より詳しくは、スリーブ２５が軸線Ａに沿って滑動したときに複数の羽根６がそれぞれの軸線Ｂ周りに同じ方向で回転するように、繋ぎ材２９はそれぞれの横断部材２６に接続されている。

各レバー３１はスリーブ２５にヒンジ結合された第１端部と前記第１端部の反対側の第２端部とを有しており、前記第２端部は対応するレバー３２の第１端部にヒンジ結合されている。

各レバー３２は第１端部とは反対側の第２端部を有しており、前記第２端部はプレート３３にヒンジ結合されている。

各対におけるプレート２０は、関係する羽根６の軸線Ｂに垂直なピン３５によって互いに接続されている。ピン３５は、関係する羽根６の根元部１４ａの内側に収容される中間部分３６を有しており、前記中間部分３６は関係する付属物１７によって形成される座３７に、軸線Ｂに対して回転可能な様態で係合している（図１５参照）。

より詳しくは、中間部分３６は座３７によって形成される球面に係合する外球面を有している。より詳しくは、関係する座３７により形成される球面と中間部分３６により形成される球面とは同心であって、関連軸線Ｂに沿ってそれぞれの中心を有している。

ピン３５の中間部分３６及び関係する座３７は、このようにそれぞれのヒンジを形成し、羽根６がそれぞれの軸線Ｂ周りにプレート１５に対して回転することを可能にする。

各羽根６は（図１〜４参照）、中空であって、
羽根６の（図１４に示される）回転方向に関する羽根６の最も前の点によって形成される前縁８と、
前記回転方向に関する羽根６の最も後ろの点によって形成される後縁９であって、前縁８の反対側に位置し、前縁８の後ろの気流と相互作用する後縁９と、
端１０の反対側の端１１であって、軸線Ａに関して半径方向外側の端１１と、
対向している表面１２と裏面１３であって、端１０と端１１との間に延在し、前縁８と後縁９とによって分けられている表面１２と裏面１３と、を備えている。

羽根６は、
端１０と、後縁９に垂直な区画５０との間に延在する根元部１４ａであって、プレート２０に接続されている根元部１４ａと、
前記区画５０と、やはり後縁９に垂直な区画５１との間に延在する中間部１４ｂと、
前記区画５１と端１１との間に延在する端部１４ｃであって、根元部１４ａ及び中間部１４ｂに対して湾曲しながらヘリコプタ１の尾部垂直安定板から離れてゆく端部１４ｃとを端１０から端１１にかけて具備している（図１〜８参照）。
換言すると、端部１４ｃは羽根６の残りの部分に対して下反角を有すると言える。

より詳しくは、端部１４ｃの長さ、即ち区画５１と端１１との間の半径方向距離は、羽根６の半径方向の全長、即ち端１０と端１１との間の最大距離の８％〜１６％の範囲に含まれる。

より詳しくは、前縁８は、二つの傾斜セグメントによって形成されて根元部１４ａに沿って延びる第１部分５２と、中間部１４ｂに沿って延び且つ第１部分５２の前記二つのセグメントに対して傾斜している直線状第２部分５３と、端部１４ｃに沿って延び且つヘリコプタ１の尾部垂直安定板から湾曲しながら離間する湾曲第３部分５４とを端１０から端１１にかけて含んでいる。

より詳しくは、第１部分５２及び第２部分５３は後縁９に平行な平面内に延びるのに対して、第３部分５４を形成する湾曲は直線状の後縁９に対して傾斜している。

裏面１３は、表面１２と、回転翼３が突出する尾部垂直安定板との間に挟まれている。

各羽根６の表面１２及び裏面１３は、端１０に近接してそれぞれの穴３８を有しており（図１〜３参照）、前記それぞれの穴３８には関係するピン３５の両端が貫通して嵌合している。

図５〜９は、前縁８に垂直で端１０から端１１へ進む一連の複数の平面における羽根６のそれぞれの断面を示している。

図５〜８に示されるように、羽根６は関係する翼弦Ｐに関して非対称なそれぞれの輪郭Ｇを有している。

本明細書では、“翼弦Ｐ”は、前縁８と後縁９との間の距離であって、後縁９に垂直で且つ図３に鉛直な平面（不図示）内で計測された距離を意味することが意図されていることが重要なこととして銘記されるべきである。

より詳しくは、表面１２及び裏面１３は、根元部１４ａと中間部１４ｂ及び端部１４ｃの両方に沿って、前縁８においてなめらかに融合され、及び後縁９において鋭角的に接合されている。

前縁８及び後縁９に対して垂直な各断面において、裏面１３を形成する輪郭Ｇの点は、表面１２を形成する輪郭Ｇの対応する点よりも翼弦Ｐからさらに離れている。

根元部１４ａ及び中間部１４ｂにおいて、裏面１３は凸状である（図５、６、及び７参照）。

表面１２は、根元部１４ａにおいて及び端１０に隣接して、後縁９に隣接する凹状第１部分４１と、前記第１部分４１と前縁８との間に挟まれている凸状第２部分４２とを有している（図５参照）。

端１０に隣接する根元部１４ａにおける輪郭Ｇを参照すると、翼弦Ｐは、表面１２と裏面１３との間に挟まれている主要部分Ｐ₁と、後縁９端における端部分Ｐ₂とを含んでいることがわかる。より詳しくは、後縁９に隣接している第１部分４１は端部分Ｐ₂と裏面１３との間に挟まれている（図５参照）。

表面１２は中間部１４ｂにおいて凸状である。

図８及び９に示されるように、端部１４ｃにおいて表面１２は凸状であるのに対して、裏面１３は、前縁８に隣接する凸状部分６０と、後縁９に隣接する平坦部分６１とを有している。

表面１２は、中間部１４ｂ及び端部１４ｃに沿って端１１の方に向かって凸状が次第に弱まる。換言すると、各輪郭Ｇにおける表面１２は、それが端１１の方へ進むにつれて関係する翼弦Ｐに近づく。

図５〜９に示されるように、前縁８及び後縁９に垂直な固定軸線に対する翼弦Ｐの傾斜は端１０から端１１にかけて変化している。より詳しくは、固定軸線（不図示）は図５〜７に関しては鉛直であり、翼弦Ｐと固定軸線との間の角度は根元部１４ａ（図５参照）から端部１４ｃ（図９参照）にかけて減少している。換言すると、羽根６の設定角度はそれぞれの軸線Ｂに沿って変化する。即ち、一つの平面内に横たわるのとは対照的に、翼弦Ｐの点の軌跡は上から見たとき湾曲した輪郭を有している。

羽根６の翼弦Ｐの長さは中間部１４ｂにおいて一定値ｄ₀を有する。

翼弦Ｐの長さｄは端部１４ｃにおいて区画５１から端１１の方に向かって有利に減少し、前縁８及び後縁９は端１１で結合されている。

より詳しくは、前縁８の第３部分５４と後縁９とが端１１で結合されている。

換言すると、翼弦Ｐの長さｄは区画５１における値ｄ₀から端１１における値０（ゼロ）へ減少する。

端部１４ｃにおいて、翼弦Ｐの長さｄは、区画５１からの半径方向距離ｒの関数、即ち数式ｄ＝ｄ₀（１−ｋｒⁿ）で表される関数として変化する。ここでｋ及びｎは一定係数である。

より詳しくは、係数ｎは、２〜１１の範囲にあり、また好適には６で選択されるのに対して、係数ｋは、比率１／Ｒに等しく、ここでＲは端１１と区画５１との間の半径方向距離である。

係数ｋは、後縁９と、端１１において前縁８に接する接平面との間の角度が８７〜８９度の範囲にあるように好適に選択される。より詳しくは、係数ｋは、前記角度が８８〜８９度の範囲にあるように選択される。

図１３は、羽根６に沿う、翼弦Ｐの長さのパターンと、空力中心Ｈの軌跡とを示している。

術語の“空力中心”は、後縁９に垂直な平面における羽根６の各断面における点であって、気流に対する羽根６の迎え角の変化と並行に空力的モーメント係数が一定のままである点を意味することが意図されている。

より詳しくは、端部１４ｃにおける点Ｈの軌跡と後縁９との間の距離は、数式 ０．７５＊ｄ₀（１−ｋｒⁿ）により計算することができる。

上記距離は図１３のｙ軸に沿って計測され得る。

端部１４ｃは中間部１４ｂに対して湾曲しているので、端部１４ｃの空力中心も軸線Ａに平行な方向で区画５１から距離を置いている。

区画５１からの上記距離のパターンは、数式 ｈ（１−ｋｒⁿ）により計算することができ、ここで ｈ は一定係数である。

図１０は、後縁９に平行で且つ軸線Ａに交差する羽根６の縦平面Ｑにおける羽根６の断面を示している。平面Ｑに沿う断面では、表面１２及び裏面１３は、根元部１４ａ及び中間部１４ｂにおいて羽根６の中心線Ｌに関して対称である。

より詳しくは、平面Ｑにおいて、表面１２及び裏面１３は、根元部１４ａにおける収束第１部分６５及び６６、及び中間部１４ｂにおける平行第２部分６７及び６８を有している。端部１４ｃにおいて、表面１２及び裏面１３は、中心線Ｌに関して非対称であって、端部１４ｃの端１１において収束するそれぞれの部分６９及び７２を有している。

より詳しくは、中心線Ｌは部分６５、６６及び６７、６８から等距離にある。

区画５１から端１１にかけて、部分６９は、部分６７に対して傾斜し且つ中心線Ｌの方に向かう直線部分７０と、中心線Ｌに平行な直線部分７１とを含んでいる。

区画５１から端１１にかけて、部分７２は、部分６８に対して傾斜し且つ中心線Ｌの方に向かう直線部分７３と、端１１で終わり且つ中心線Ｌに交差する湾曲部分７４とを含んでいる。

図１１及び１２は、平面Ｑに平行であり且つ後縁９と平面Ｑとの間に挟まれているそれぞれの平面Ｒ及びＳにおける羽根６の断面を示している。

平面Ｒ及びＳにおける羽根６の断面は、平面Ｑにおける羽根６の断面に類似しており、及び対応する又は均等な部分に関する同一の参照符号を使って、それらが平面Ｑにおける断面とは異なる範囲でのみ可能な限り説明される。

より詳しくは、それぞれの平面Ｒ、Ｓにおける羽根の断面の部分６９’及び６９”は凹状である。

平面Ｒは、平面Ｑと平面Ｓとの間に挟まれており、平面Ｓにおける羽根６の断面の部分６９”は、平面Ｒにおける羽根６の断面の部分６９’よりも凹状である。

実際に使用するとき、シャフト５は軸線Ａを中心に回転してハブ７を回転させる。
プレート１５が羽根６を軸線Ａ周りに回転させる一方で、部材２２とプレート１５の座２１との間の接続は、羽根６が空気力学的荷重を受けて軸線Ｃ周りに自由に動揺することを可能にする。

複数の羽根６は、羽根６上を流れる気流に対する羽根６の迎え角を変化させるために、外部制御装置によって、同一角度及び同一方向でそれぞれの軸線Ｂ周りに回転され得る。

より詳しくは、外部制御装置はスリーブ２５を軸線Ａに沿って移動させ、前記スリーブ２５の移動は繋ぎ材２９と横断部材２６とに伝達される。

繋ぎ材２９は、関連軸線Ｂに対して偏心して横断部材２６に接続されており、繋ぎ材２９の移動はプレート２０及び従って羽根６をそれぞれの軸線Ｂ周りに回転させる。

羽根６が回転するとき、羽根６の座１９は、プレート１５の関係する付属物１７の対応する端１８に対してそれぞれの軸線Ｂ周りに回転し、またピン３５は関係する付属物１７の座３７に対して関連軸線Ｂ周りに回転する。

羽根６が回転するとき、各羽根６の端部１４ｃによって生成される渦も他の羽根６に小さな程度の衝撃を与える。

本発明による羽根６の利点は、上述の説明で明確になったであろう。

特に、本出願人は、端部１４ｃにおける翼弦Ｐの長さｄのパターンが効率を向上させると共に尾部回転翼３の騒音レベルを低減することを観察した。

より詳しくは、尾部回転翼３の効率は、ホバリング及び高速飛行の両方の状況において特に高い。換言すると、回転翼３によって尾部垂直安定板に生み出される推力とシャフト５に加えられたトルクとの間の比が特に高く０．７を超えると言える。

この理由は端部１４ｃのデザインに存在し、前記デザインは、羽根６上のより均一でより小さな乱流を提供し、また一つの羽根６の端１１で生み出された渦が他の羽根６に衝突する程度を低減し、その結果端部１４ｃ上への衝撃波の広がりを大いに低減する。

最後に、表面１２及び裏面１３が端部１４ｃで非対称に一緒になるので、上述の利点は著しい下反角の端部を必要とすることなく達成され得る。

従って上述の利点は、標準的な下反角の端部デザインに対して、端部１４ｃに作用する遠心力、及び従って制御部に作用する荷重を低減することによって獲得され得る。

はっきりと、本明細書に記載されて説明された羽根６に対する変更が添付された特許請求の範囲で規定された保護の範囲から外れることなくなされてよい。

特に、ハブ７をシャフト５に及び羽根６をハブ７にヒンジ結合する手段は別のタイプであってもよい。

３ 回転翼
５ 駆動シャフト
６ 羽根
８ 前縁
９ 後縁
１１ 外側の端
１２ 表面
１３ 裏面
１４ｃ 端部
５１ 基準区画
Ａ 回転軸線
Ｂ 縦軸線
Ｇ 輪郭
Ｐ 翼弦

Claims (10)

1. ヘリコプタ（１）の反トルク尾部回転翼（３）のための羽根（６）であって、
   互いに対向するとともに前記羽根（６）の縦軸線（Ｂ）に沿って延びる前縁（８）及び後縁（９）にして、後縁（９）が作動中に前縁（８）の後ろの気流と相互作用する、前縁（８）及び後縁（９）と、
   前記羽根（６）の外側にあって前記縦軸線（Ｂ）に交差している前記羽根（６）の回転軸線（Ａ）に関する半径方向外側の端（１１）と基準区画（５１）との間に延在する端部（１４ｃ）と、を備え、
   前記端部（１４ｃ）における翼弦（Ｐ）の長さ（ｄ）が前記基準区画（５１）から前記端（１１）にかけて減少しており、及び前記前縁（８）と前記後縁（９）とが前記端（１１）で結合している羽根（６）において、
   前記翼弦（Ｐ）の長さ（ｄ）が前記基準区画（５１）において長さｄ₀に等しいとき、前記翼弦（Ｐ）の長さ（ｄ）が数式ｄ＝ｄ₀（１−ｋｒⁿ）に従って前記基準区画（５１）から前記端（１１）にかけて減少することを特徴とする羽根（６）。
   但し、前記数式におけるｒは前記基準区画（５１）からの距離、ｋ及びｎは一定係数であって、ｎは２〜１１の範囲にあり、ｋは比率１／Ｒに等しく、Ｒは前記端（１１）と前記基準区画（５１）との間の半径方向距離である。
2. 前記係数ｎが６に等しいことを特徴とする、請求項１に記載の羽根。
3. 前記端（１１）において前記前縁（８）に接する接平面が８６〜８９度の範囲の角度で前記後縁（９）に対して傾斜するように前記係数ｋが選択されることを特徴とする、請求項１又は２に記載の羽根。
4. 前記角度が８７〜８８度の範囲の角度であることを特徴とする、請求項３に記載の羽根。
5. 前記基準区画（５１）に関して半径方向内側の更に別の区画（５０）と前記基準区画（５１）との間に延びる中間部（１４ｂ）を備え、前記翼弦（Ｐ）は前記中間部（１４ｂ）において一定値ｄ₀を有していることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一項に記載の羽根。
6. 互いに対向して前記前縁（８）と前記後縁（９）との間に延在する第１表面（１２）及び第２表面（１３）を備える請求項５に記載の羽根であって、
   前記第１表面（１２）及び前記第２表面（１３）は、前記後縁（９）に平行で且つ前記羽根（６）の前記回転軸線（Ａ）に対して交差する羽根（６）の縦平面（Ｑ、Ｒ、Ｓ）における断面で見たとき、前記端（１１）で結合される第１輪郭（６５、６７、６９）及び第２輪郭（６６、６８、７２）をそれぞれ有し、
   前記第１輪郭（６５、６７、６９）及び前記第２輪郭（６６、６８、７２）は、前記中間部（１４ｂ）に沿って延びる第１及び第２部分（６７；６８）、及び前記端部（１４ｃ）に沿って延びる第３及び第４部分（６９；７２）をそれぞれ含んでおり、前記第３及び第４部分（６９；７２）は、前記第１及び第２部分（６７；７８）から等距離にある前記羽根（６）の中心線（Ｌ）に関して非対称であることを特徴とする、請求項５に記載の羽根。
7. 前記第３部分（６９）が、前記端（１１）で終わる直線部分（７１）を少なくとも含み、前記第４部分（７２）が、前記端（１１）において前記第３部分（６９）に接続されている凸状部分（７４）を少なくとも含んでいることを特徴とする請求項６に記載の羽根。
8. 前記第２表面（１３）が、使用中に、前記第１表面（１２）と前記ヘリコプタ（１）の尾部垂直安定板との間に挟まれていることを特徴とする、請求項６又は７に記載の羽根。
9. 前記後縁（９）が直線状であることを特徴とする、請求項１〜８のいずれか一項に記載の羽根。
10. ヘリコプタ（１）用の反トルク尾部回転翼（３）であって、回転軸線（Ａ）を中心に回転する駆動シャフト（５）と、少なくとも二枚の請求項１〜９のいずれか一項に記載された羽根（６）と、前記シャフト（５）を前記羽根（６）に機能的に接続するハブ（７）とを具備することを特徴とする、ヘリコプタ（１）用の反トルク尾部回転翼（３）。

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