JP2009280203A

JP2009280203A - ヘリコプタの反トルク尾部回転翼

Info

Publication number: JP2009280203A
Application number: JP2009124601A
Authority: JP
Inventors: Alan Brocklehurst; ブロックルハーストアラン; Alessadro Scandroglio; スカンドローリオアレッサンドロ
Original assignee: Agusta SpA
Current assignee: Agusta SpA
Priority date: 2008-05-22
Filing date: 2009-05-22
Publication date: 2009-12-03
Anticipated expiration: 2029-05-22
Also published as: JP5524512B2; ATE507144T1; US20100092294A1; US8056851B2; CN101585412B; CA2666266A1; RU2494013C2; PT2123557E; CA2666266C; EP2123557B1; DE602008006532D1; KR20090122148A; PL2123557T3; KR101634178B1; CN101585412A; RU2009119055A; EP2123557A1

Abstract

【課題】尾部回転翼の半径方向の大きさを増大することなく、羽根の空気力学的効率を高めるとともに、羽根及び尾部回転翼制御機構に対する荷重を低減するヘリコプタの反トルク尾部回転翼を簡単で低コストな様態で提供すること。
【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が、羽根６の縦軸線Ｂに沿って互いに対向して延びる前縁８と、前縁８の後ろの気流と使用中に相互作用する後縁９と、前縁８と後縁９との間に延びる二つの対向する表面１２及び１３と、羽根６の回転軸線Ａに関して半径方向内側の第１端１０からこの第１端１０の反対側の第２端１１の方へ延びる根元部１４ａとを有している。根元部１４ａは、前縁８及び後縁９に垂直な平面による断面で見たとき、前縁８と後縁９とを繋ぐ翼弦Ｐに関して非対称な輪郭Ｇを有している。
【選択図】図１

Description

本発明はヘリコプタの反トルク尾部回転翼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。

尾部回転翼の半径方向の大きさを増大することなく、羽根の空気力学的効率を高めるとともに、羽根及び尾部回転翼制御機構に対する荷重を低減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９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９の尾部回転翼の断面図である。図９〜１１に示される尾部回転翼の側面図である。図９〜１１に示される尾部回転翼の平面図である。

図９、１２、及び１３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９〜１３参照）。

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。
軸線Ａは羽根６の外に位置している。

図１〜４を詳しく参照すると、各羽根６は、中空であって、
羽根６の（図９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の反対側に位置する後縁９と、
ハブ７側に位置し、前縁８と後縁９との間に挟まれている半径方向内側の端１０と、
半径方向内側の端１０の反対側の半径方向外側の端１１であって、やはり前縁８と後縁９との間に挟まれている半径方向外側の端１１と、によって区画形成されている。

各羽根６は、表面１２と裏面１３とを実質的に具備しており、前記表面１２と裏面１３は端１０と端１１との間で半径方向に挟まれていて、前縁８と後縁９とによって分けられている。
より詳しくは、裏面１３は、回転翼３が突き出る尾部垂直安定板と表面１２との間に挟まれている。

羽根６は、端１０から端１１にかけて、
根元部１４ａと、
中間部１４ｂと、
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とを具備している（図１〜４及び図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。

前縁８は、端１０から端１１にかけて、根元部１４ａに沿って延びる直線状第１部分と、前記第１部分に対して傾斜している直線状第２部分と、端部１４ｃに沿って延びる湾曲部分とを含んでいる（図４参照）。
より詳しくは、第２部分は中間部１４ｂに沿って延びている。

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（図１０及び１１参照）、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、を具備している（図９〜１３参照）。

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１０参照）。

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１０及び１１参照）。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に関する円筒状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、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９、１０、及び１１参照）。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１０、１２、及び１３参照）、
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、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１０参照）。

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。

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、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。

前縁８及び後縁９に垂直な平面で断面を見たとき（図５参照）、根元部１４ａは、前縁８と後縁９とを結ぶ翼弦Ｐに関して非対称な輪郭Ｇを有利に有している。

輪郭Ｇの非対称デザインの効力によって、根元部１４ａは、羽根６上に生成される揚力において、及び従って回転翼３によって胴体２に伝達されるトルクにおいて積極的な役割を果たす。

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。

根元部１４ａにおいて、裏面１３は凸状であり、これに対して表面１２は、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）。

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（図３、４、及び５参照）。

輪郭Ｇを参照すると、翼弦Ｐが、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）。
より詳しくは、輪郭Ｇは端１０に近接する根元部１４ａの断面において得られたものである。

根元部１４ａにおいて表面１２が裏面１３から最も離れる点は、図１〜４において部分４３として示される。

中間部１４ｂ及び端部１４ｃの後縁９に垂直なそれぞれの平面における断面である図６及び図７において、裏面１３及び表面１２は両方とも凸状である（図６及び７参照）。

羽根６の図６及び図７による断面では、翼弦Ｐは裏面１３と表面１２との間に挟まれている。

前縁８から後縁９にかけて、後縁９に垂直な平面における羽根６の各断面では、表面１２と裏面１３は最初に発散し次に収束している（図５〜７参照）。

図８に示されるように、前縁８と後縁９との間の羽根６の長手方向の中間平面では、表面１２と裏面１３は、根元部１４ａにおいて収束しており、中間部１４ｂにおいて一定の間隔を保ち、端部１４ｃにおいて収束している。

羽根６の翼弦Ｐの長さ、即ち後縁９に垂直に計測された前縁８と後縁９との間の距離は、中間部１４ｂにおいて一定である。

図５〜７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７参照）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。

端１０において、表面１２及び裏面１３は、前縁８から後縁９にかけて、後縁９に対して傾斜している同一平面内に延在するそれぞれの第１部分４５と、それぞれの穴３８を取り囲む湾曲したそれぞれの第２部分４６と、第１部分４５の平面に対して傾斜している同一の平面内に延在するそれぞれの第３部分４７とを含んでいる。

第１部分４５は関連軸線Ｂに関して対称に延びるのに対して（図４及び図１３の左側参照）、第３部分４７は関連軸線Ｂに関して非対称である。

端１０と軸線Ａとの間の距離は、端１１の点と軸線Ａとの間の最大距離の１０％〜２５％の範囲にあることが有利である。

端１０と軸線Ａとの間の距離は、端１１の点と軸線Ａとの間の最大距離の１０％〜２３％の範囲にあることが好適である。

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。

回転翼３の通常の作動の間中に、顕著な揚力が羽根６の根元部１４ａに生み出される。
従って、羽根６の根元部１４ａは、回転翼３によって尾部垂直安定板に伝達される力及び従って胴体２に伝達されるトルクにおいて積極的な役割を果たす。

本発明による回転翼３の利点は、上述の説明で明確になったであろう。
特に羽根６の根元部１４ａは、そのデザインの効力により、気流と羽根６との間で交換される空気力学的力、及び従って回転翼３からヘリコプタ１の胴体２へ伝達されるトルクにおいて積極的な役割を果たす。

より詳しくは、出願人は、根元部１４ａのデザインが、羽根６の半径方向の全体的大きさの１０％〜２０％の範囲の軸線Ａからの距離においても揚力の生成を提供することを観察した。換言すると、所定のレイノルズ数に関して、根元部１４ａのデザインは羽根６の揚力係数を高めると言える。

従って羽根６は、回転翼３の所定の半径方向の全体的大きさに関して回転翼３の最大の空気力学的効率を提供する。

更に、揚力は軸線Ａに極めて近接した羽根６の区域においても生み出されるので、回転翼３の制御部材に働く曲げモーメントによって引き起こされる応力が、回転翼３によって生み出される所定の復元トルクのために大いに低減される。

換言すると、回転翼３によって生み出される所定の復元トルク、及び従って羽根６に作用する揚力の所定の合力に関して、根元部１４ａのデザインは、合力の作用点を軸線Ａに近づける。

はっきりと、本明細書に記載されて説明された回転翼３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
７ハブ
８前縁
９後縁
１０内側端
１１外側端
１２表面
１３裏面
１４ａ根元部
Ａ回転軸線
Ｂ縦軸線
Ｇ輪郭
Ｐ翼弦

Claims

回転軸線（Ａ）を中心に回転するシャフト（５）と、前記回転軸線（Ａ）に交差する関連縦軸線（Ｂ）に沿って延びる少なくとも二つの羽根（６）と、前記シャフト（５）を前記羽根（６）に接続するハブ（７）とを具備するヘリコプタ反トルク尾部回転翼（３）であって、各羽根（６）は、
互いに対向するとともに前記関連縦軸線（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、
互いに対向するとともに前記前縁（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）と、
前記羽根（６）の回転軸線（Ａ）に関して半径方向内側の第１端（１０）と、
前記半径方向内側の第１端（１０）の反対側の半径方向外側の第２端（１１）と、
前記半径方向内側の第１端（１０）を備える根元部（１４ａ）にして、前記縦軸線（Ｂ）に沿って前記外側の第２端（１１）から距離を置いている根元部（１４ａ）と、を具備しており、
前記根元部（１４ａ）が、前記前縁（８）又は前記後縁（９）に垂直な平面による断面において、前記前縁（８）と前記後縁（９）とを結ぶ翼弦（Ｐ）に関して非対称の輪郭（Ｇ）を備えている、ヘリコプタ反トルク尾部回転翼（３）において、
前記羽根（６）の前記第１端（１０）の点の前記回転軸線（Ａ）からの距離が、前記回転軸線（Ａ）と前記羽根（６）の前記第２端（１１）の点との間の最大距離の１０％〜２５％の範囲にあることを特徴とする、ヘリコプタ反トルク尾部回転翼（３）。
前記羽根（６）の気流に対する迎え角を変化させるために、前記ハブ（７）が、前記羽根（６）をそれぞれの前記縦軸線（Ｂ）周りに回転させるための制御手段（２５、２０、３５、３６）を形成していることを特徴とする請求項１に記載の尾部回転翼であって、前記制御手段（２５、２０、３５、３６）が、前記羽根（６）のそれぞれの前記根元部（１４ａ）に少なくとも部分的に収められている、請求項１に記載の尾部回転翼。
前記制御手段（２５、２０、３５、３６）が少なくとも、
前記回転軸線（Ａ）に平行に移動可能なアクチュエータ（２５）と、
それぞれの羽根（６）に一体の少なくとも二対のプレート（２０）にして、それぞれの縦軸線（Ｂ）周りに回転するために前記アクチュエータ（２５）に作動可能に接続されている少なくとも二対のプレート（２０）と、
それぞれの前記縦軸線（Ｂ）周りに回転する二本のピン（３５）にして、それぞれの対のプレート（２０）に一体にされていて、各々がそれぞれの前記根元部（１４ａ）の内側に延びるそれぞれの部分（３６）を有する二本のピン（３５）と、を具備することを特徴とする、請求項２に記載の尾部回転翼。
各羽根（６）の前記根元部（１４ａ）における前記第１表面（１２）及び前記第２表面（１３）が、前記前縁（８）において滑らかに融合されていることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一項に記載の尾部回転翼。
各羽根（６）の前記根元部（１４ａ）における前記第１表面（１２）及び前記第２表面（１３）が、前記後縁（９）において鋭角的に接合され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尾部回転翼。
各羽根（６）の前記第２表面（１３）が前記根元部（１４ａ）において凸状であることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の尾部回転翼。
各羽根（６）の前記第１表面（１２）が前記根元部（１４ａ）において部分的に凹状であり且つ部分的に凸状であることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一項に記載の尾部回転翼。
各羽根（６）の前記翼弦（Ｐ）が、前記第１表面（１３）と前記第２表面（１３）との間に挟まれている主要部分（Ｐ₁）を含むこと、及び前記第１及び第２表面（１２、１３）の一方（１２）が前記翼弦（Ｐ）の端部分（Ｐ₂）と前記第１及び第２表面（１２、１３）の他方（１３）との間に挟まれていることを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一項に記載の尾部回転翼。
各羽根（６）の前記翼弦（Ｐ）の前記端部分（Ｐ₂）が前記後縁（９）に隣接していることを特徴とする、請求項８に記載の尾部回転翼。
各羽根（６）の前記第１表面（１２）の前記後縁（９）側に位置する端部が、前記翼弦（Ｐ）の前記端部分（Ｐ₂）と前記第２表面（１３）との間に挟まれていることを特徴とする、請求項８又は９に記載の尾部回転翼。
前記後縁（９）から前記前縁（８）にかけて、各羽根（６）の前記第１表面（１２）は、凸状部分（４２）が後に続く凹状部分（４１）を前記根元部（１４ａ）において含んでいることを特徴とする、請求項７〜１０のいずれか一項に記載の尾部回転翼。
各羽根（６）の前記第１表面（１２）を形成する前記輪郭（Ｇ）の点が、前記第２表面（１３）を形成する前記輪郭（Ｇ）の対応する点より前記翼弦（Ｐ）から更に離れていることを特徴とする、請求項１〜１１のいずれか一項に記載の尾部回転翼。
前記各羽根（６）が、
前記半径方向外側の第２端（１１）を含む端部（１４ｃ）と、
前記縦軸線（Ｂ）に沿って前記根元部（１４ａ）と前記端部（１４ｃ）との間に挟まれている中間部（１４ｂ）と、を含んでおり、
各羽根（６）の前記中間部（１４ｂ）が、前記第１端（１０）及び前記第２端（１１）から離間されており、前記中間部（１４ｂ）における前記前縁（８）と前記後縁（９）との間の距離が一定であり、前記中間部（１４ｂ）における前記翼弦（Ｐ）の長さが一定であることを特徴とする、請求項１〜１２のいずれか一項に記載の尾部回転翼。
各羽根（６）の前記第１表面（１２）及び前記第２表面（１３）が、前記第１端（１０）における前記前縁（８）から前記後縁（９）にかけて、
前記後縁（９）に対して傾斜している同一の平面内に延びるそれぞれの第１部分（４５）と、
それぞれの湾曲した第２部分（４６）と、
前記第１部分（４５）の平面に対して傾斜している同一平面内に延びるそれぞれの第３部分（４７）と、を含むことを特徴とする、請求項１〜１３のいずれか一項に記載の尾部回転翼。
請求項１〜１４のいずれか一項に記載の尾部回転翼（３）と尾部垂直安定板とを具備するヘリコプタであって、前記第２表面（１３）が、前記尾部垂直安定板と前記第１表面（１２）との間に挟まれていることを特徴とするヘリコプタ。