JP2011121532A - ヘリコプタのロータ・ブレード - Google Patents

Abstract

【課題】主翼の先端部に副翼が取り付けられ、主翼渦と副翼渦を干渉させて翼端渦を拡散することにより騒音を低減するロータ・ブレードにおいて、主翼流をさらに拡散させることによりさらなる騒音低減を図るとともに、空力性能を維持又は向上できる翼端形状を有したヘリコプタのロータ・ブレードを提供する。
【解決手段】本発明のロータ・ブレードにおいて副翼１２はその前縁１２ａが主翼１１の前縁１１ａに面一となるようし連続し、主翼のコード長ｃよりも短いコード長ｃ１を有し、主翼に対して所定の取付角θを有し、主翼の先端部１１ｄは、前縁よりも後縁１１ｂが翼端外側に延長され所定の捩り（捩り角α）を有して形成されてなることを特徴とする。
【選択図】図１

Description

本発明は、ヘリコプタが発生する騒音の低減を目的としたロータ・ブレード形状に関するものである。詳しくは、ヘリコプタのロータ・ブレード先端形状に関するものである。

近年、ヘリコプタ開発において注目されている課題の１つに“低騒音化”がある。ヘリコプタ騒音の中でも、図１５に示すように先行するロータ・ブレード１００ａの翼端から発生する翼端渦１０１と後続するロータ・ブレード１００ｂ若しくは１００aが干渉するときにブレード表面上で急激な圧力変動が生じて起こるＢＶＩ(Blade Vortex Interaction)騒音は非常に耳障りである。そのため、ＢＶＩ騒音を低減する方法の１つとして翼端から放出する渦を緩和することが有効であり、翼端渦が緩和できるロータ・ブレードの翼端形状の開発が行われている。

ＢＶＩ騒音の低減を目的とした翼端形状を開示する文献として、特許文献１〜３、非特許文献１，２がある。
非特許文献１に示す翼端形状(図１６)は、従来の矩形翼端前縁に矩形形状の前翼(サブウィング)１０５を装着することで、２つの弱い翼端渦に分割し、ＢＶＩ騒音の低減を可能にしている。
特許文献１及び非特許文献２に示す翼端形状(図１７)では、ロータ・ブレード先端部にロータ・ブレード・中央部コード長の50%よりも大きな平均コード長と、中央部コード長よりも大きなスパン長を有する先端部翼１１５を備え、２つのほぼ等しい強さの翼端渦に分割することでＢＶＩ騒音を低減している。

特許文献２に示す翼端形状(図１８)では、放物線等の２次曲線形状を有するロータ・ブレード(主翼)１１先端部に副翼１２を備え、主翼と副翼の前縁は一致し、副翼コード長は主翼コード長の10%〜30%、副翼スパン長は主翼コード長の0%〜30%、副翼形状は、主翼形状同様に、放物線等の2次曲線形状を有している。主翼先端部と副翼先端部から２つのほぼ等しい強さの翼端渦を放出し、それら２つの翼端渦を積極的に相互干渉させることにより翼端渦をさらに弱めることでＢＶＩ騒音を低減している。
特許文献３に示す翼端形状（図１９）では、副翼１２の形状を矩形とすることで設計及び製造に要する費用・時間を大幅に削減しながら、ヘリコプタの着陸時等に発生するＢＶＩ騒音を格段に低減している。

図２０（ａ）に示す矩形形状の翼端を有するロータ・ブレード１００においては、翼端から１つの強い翼端渦１０１が発生し、この翼端渦１０１は拡散されずに後方に流れる。
これに対し、図２０（ｂ）に示す特許文献２又は３によって提案されたロータ・ブレード１０によると、翼端から発生する翼端渦は、主翼１１の翼端から発生する翼端渦（以下、「主翼渦」という）１１ｃと、副翼１２の翼端から発生する翼端渦（以下、「副翼渦」という）１２ｃとの比較的弱い２つの渦に分割され、それぞれ、後方に流れる。ここで、副翼１２の翼幅は、主翼１１の翼幅よりも翼端外側に延長されているため、副翼渦１２ｃは、主翼１１の翼端の外側近傍を通過しながら後方に流れ、主翼渦１１ｃと積極的に干渉し合うこととなる。
すなわち、図２０（ｃ）に後方から見た主翼渦１１ｃと副翼渦１２ｃとを示すように、反時計方向に回転する主翼渦１１ｃの右側部分が、同方向に回転する副翼渦１２ｃの左側部分と相殺し、全体として渦の強さが弱められた状態で拡散されることとなる。
この結果、先行するロータ・ブレード１０から発生する翼端渦の強さが大幅に弱められ、この翼端渦と、後続するロータ・ブレード１０との干渉によって発生するＢＶＩ騒音が、大幅に低減されることとなる。

特開平４−２６２９９４号公報 特開２００２−２８４０９９号公報 特開２００５−３３５６２１号公報

J.L. Tangler, "The design and testing of a tip to reduce blade slap", 31st AHS annual forum, 1975 J. Wilkerson, "AHS Technical committee highlights", VERTIFLITE Vol39 No.5 Sep/Oct 1997

しかし、以上の従来技術にあってもさらに次のような問題があった。
非特許文献１や特許文献１の翼端形状では、翼端渦を２つの弱い渦に分割してＢＶＩ騒音を抑制しているものの、２つの渦同士が積極的に干渉せず、渦の拡散効果が少ないため、大幅なＢＶＩ騒音低減は図れないという問題がある。
特許文献２及び特許文献３では主翼先端部と副翼先端部から２つのほぼ等しい強さの翼端渦を放出し、それら２つの翼端渦を積極的に相互干渉させることにより翼端渦をさらに弱めることでＢＶＩ騒音を低減しているものの、空力性能が低下するという問題がある。

本発明は以上の従来技術における問題に鑑みてなされたものであって、主翼の先端部に副翼が取り付けられ、主翼渦と副翼渦を干渉させて翼端渦を拡散することにより騒音を低減するロータ・ブレードにおいて、主翼流をさらに拡散させることによりさらなる騒音低減を図るとともに、空力性能を維持又は向上できる翼端形状を有したヘリコプタのロータ・ブレードを提供することを課題とする。

以上の課題を解決するための請求項１記載の発明は、根元部がヘリコプタのロータ・ヘッドに取り付けられる主翼と、前記主翼の先端部に取り付けられた副翼を備え、
前記副翼は、その前縁が前記主翼の前縁に面一となるようし連続し、前記主翼のコード長よりも短いコード長を有し、前記主翼に対して所定の取付角を有し、
前記主翼の先端部は、前縁よりも後縁が翼端外側に延長され所定の捩りを有して形成されてなることを特徴とするヘリコプタのロータ・ブレードである。

請求項２記載の発明は、前記主翼の先端部の捩り角は−５°〜５°の範囲に設定されると共に、前記副翼の取付角は−５°〜５°の範囲に設定されてなることを特徴とする請求項１のヘリコプタのロータ・ブレードである。

請求項３記載の発明は、前記主翼の先端部の捩り角は−２°〜０°の範囲に設定されると共に、前記副翼の取付角は−２°〜１°の範囲に設定されてなることを特徴とする請求項１のヘリコプタのロータ・ブレードである。

本発明によれば、特許文献２，３のロータ・ブレードと同様に、主翼渦と副翼渦とが干渉して弱め合い、ＢＶＩ騒音が低減されるが、本発明では、主翼の先端部が捩りを有するために主翼渦が拡散して弱まり、さらに大幅なＢＶＩ騒音の低減化が図られる。
さらに本発明によれば、抗力が低下する領域の主翼の捩り及び副翼の取付角を選択することができ、これにより翼先端部の揚抗比が大きくなり、空力性能を維持又は向上することができるという効果がる。
以上の効果を良好に得るために、主翼の先端部の捩り角は好ましくは−５°〜５°の範囲、より好ましくは、−２°〜０°の範囲に設定する。副翼の取付角は好ましくは−５°〜５°の範囲、より好ましくは−２°〜１°の範囲に設定する。

本発明の第１実施形態に係るロータ・ブレードの翼端を示す平面図(a)、後縁側から見た図(b)及び翼端側から見た図(c)、並びに主翼の捩り角分布を示すグラフ(d)及び図(b)に示したＡ−Ａ線、Ｂ−Ｂ線、Ｃ−Ｃ線についての各断面を相対位置を保って描いた断面図である。 主翼先端部捩り角−２°において副翼取付角の変化に対するホバリング揚抗比の変化を示すグラフである。 主翼先端部捩り角−２°において副翼取付角の変化に対する前進飛行揚抗比の変化を示すグラフである。 主翼先端部捩り角−２°において副翼取付角の変化に対するロータの騒音量の変化を示すグラフである。 主翼先端部捩り角−２°を付与し副翼に取付角−２°を付与することによる変化を示す比較グラフであり、(a)はホバリング揚抗比の変化、(b)は前進飛行揚抗比の変化(c)は騒音量の変化を示す。 副翼を有さない場合について、(a)は主翼の先端部に捩りを有さない比較例の翼端渦の発生状況を解析して示した２次元分布図であり、(b)は捩りを有する本発明例の翼端渦の発生状況を解析して示した２次元分布図であり、それぞれ翼後端から１コード長後方の位置を対象に解析したものである。 副翼を有する場合について、(a)は主翼の先端部に捩りを有さない比較例の翼端渦の発生状況を解析して示した２次元分布図であり、(b)は捩りを有する本発明例の翼端渦の発生状況を解析して示した２次元分布図であり、それぞれ翼後端から１コード長後方の位置を対象に解析したものである。 本発明の第２実施形態に係るロータ・ブレードの翼端を示す平面図(a)、後縁側から見た図(b)である。 本発明の第３実施形態に係るロータ・ブレードの翼端を示す平面図である。 本発明の第４実施形態に係るロータ・ブレードの翼端を示す平面図である。 本発明の第５実施形態に係るロータ・ブレードの翼端を示す平面図である。 副翼を有さない場合について、主翼先端部捩り角の変化に対するホバリング揚抗比の変化を示すグラフである。 副翼を有さない場合について、主翼先端部捩り角の変化に対する前進飛行揚抗比の変化を示すグラフである。 副翼を有さない場合について、主翼先端部捩り角の変化に対するロータの騒音量の変化を示すグラフである。 ＢＶＩ騒音の発生原理を説明するためのヘリコプタ斜視図である。 従来の一例のロータ・ブレードの翼端を示す斜視図である。 従来の他の一例のロータ・ブレードの翼端を示す斜視図である。 従来の他の一例のロータ・ブレードの翼端を示す平面図である。 従来の他の一例のロータ・ブレードの翼端を示す平面図である。 (a)は矩形形状の翼端から発生する翼端渦を説明するための斜視図、(b)は主翼端及び副翼端から発生する翼端渦の干渉を説明するための斜視図、(c)は(b)に示した翼端渦を後方から見た場合の模式図である。

以下に本発明の一実施形態につき図面を参照して説明する。以下は本発明の一実施形態であって本発明を限定するものではない。

〔第１実施形態〕
まず、図１を用いて、本発明の第１実施形態に係るロータ・ブレード１０の構成について説明する。本実施の形態に係るロータ・ブレード１０は、図示しないヘリコプタのロータ・ヘッドに複数枚取り付けられて回転翼を形成するものであり、ロータ・ヘッドに根元部が取り付けられる主翼１１と、主翼１１の先端部１１ｄに取り付けられた副翼１２とを備えて構成されている。

本実施形態のロータ・ブレード１０は、遷音速特性上有効な放物線等の２次曲線を有するロータ・ブレードの先端に、矩形形状の副翼(コード長ｃ１、スパン長ｂ１)１２を備えたものである。
主翼１１は、図１に示すように、先端部１１ｄ除いてほぼ一様なコード長ｃを有しており、前縁１１aに対して後縁１１ｂが翼端外側に突出するように形成されている。そして、主翼１１の前縁１１aの先端と、後縁１１ｂの先端とがなめらかな曲線形状（放物線形状）の翼端縁１３で繋げられた形状に形成されて、主翼１１の先端部１１ｄが構成されている。

本発明では副翼の翼端渦と、主翼の翼端渦とを互いに積極的に干渉させて拡散する。ｃ１, ｂ１は翼端渦の強さ及び生成位置を決める翼端渦拡散に対して重要なパラメータである。

副翼１２は、図１に示すように、平面形状が矩形状を呈しており、主翼１１の前縁１１aに連続する前縁１２ａと、主翼１１のコード長ｃよりも短いコード長ｃ１と、を有している。本実施形態においては、０．１ｃ≦ｃ１≦０．５ｃなる関係式を満たすように副翼１２のコード長ｃ１を設定している。

また、副翼１２の先端は、図１に示すように、主翼１１の後縁側先端に対して、スパン長ｂ１だけ翼端外側に突出されている。本実施形態においては、０≦ｂ１≦０．５ｃなる関係式を満たすようにスパン長ｂ１を設定している。

そして本ロータ・ブレード１０は、従来の主翼先端部に副翼を取り付けたロータ・ブレードと異なり、以下の構成を有する。
図１(c)に示すように、副翼１２は、主翼１１に対して所定の取付角θを有して取り付けられている。本発明の効果を良好に得るために、副翼１２の取付角θは好ましくは−５°〜５°の範囲、より好ましくは−２°〜１°の範囲に設定する。
図１(b)〜(e)に示すように、主翼１１の先端部１１ｄは、前縁１１aよりも後縁１１ｂが翼端外側に延長され所定の捩りを有して形成されている。主翼先端部１１ｄは、副翼取付スパン位置から主翼先端に渡って捩り角αが付与される。本発明の効果を良好に得るために、主翼１１の先端部１１ｄの捩り角は好ましくは−５°〜５°の範囲、より好ましくは、−２°〜０°の範囲に設定する。
取付角θ及び捩り角αの基準軸Ｆは、前縁１１a、１２a上に位置する。図１(d)において破線Ｇは、捩りを有さない場合を示す。

図２０を参照して上述したように副翼の無い矩形翼端では１つの集中した強い翼端渦が発生し、渦は拡散されずにそのまま後方へ移動する。これに対し、本ロータ・ブレード１０では副翼１２を備えることで翼端渦は２つの弱い翼端渦に分割され、副翼１２から放出された翼端渦が主翼１１の上を通過し後縁渦と積極的に干渉し、相互に弱めあう。弱まった後流渦と後続のロータ・ブレードが干渉することにより騒音低減が可能となる。

図２〜図４において、破線Ｇ１，Ｇ２，Ｇ３は、主翼先端部１１ｄに捩りを付与せず副翼に取付角を付与しない比較例のグラフである。実線Ｈ１，Ｈ２，Ｈ３は、主翼先端部１１ｄが捩り角α＝−２°を有する場合において副翼１２取付角θを変化させた場合のグラフである。
図２にあっては、領域Ｉ１においてホバリング揚抗比（実線Ｈ１）が破線Ｇ１に対して上回っており、領域Ｉ１においてホバリング性能が向上することを示している。
図３にあっては、領域Ｉ２において前進飛行揚抗比（実線Ｈ２）が破線Ｇ２に対して上回っており、領域Ｉ２において前進飛行性能が向上することを示している。
図４にあっては、領域Ｉ３においてロータの騒音量（実線Ｈ３）が破線Ｇ３に対して下回っており、領域Ｉ３において騒音低減が図られることを示している。
したがって、取付角θの値を、以上の領域Ｉ１，Ｉ２，Ｉ３に重なるように、すなわち、−２°〜１°の範囲に設定することが好ましい。領域Ｉ１，Ｉ２，Ｉ３のピークは重ならないから、ホバリング性能、前進飛行性能、騒音低減率に優劣をつけて任意に選択する。
例えば、取付角θとして−２°を選択すると、図５に示すように、ホバリング性能が2.6％向上し、前進飛行性能、騒音低減率がほぼ同等の結果が得られる。

以上のようにして、主翼先端部１１ｄに捩りを付与し、副翼１２に取付角を付与した場合、捩り及び取付角を付与していない比較例の翼端形状に対して、騒音低減量を維持しつつ、空力性能を向上することが可能である。

空力性能が向上するのは、抗力が最小となる捩りおよび取付角を付与することによって、比較例よりも翼先端部の揚抗比が大きくなるためである。

捩り及び取付角を付与しても騒音低減果が維持されるのは、次に説明するように、主翼先端部１１ｄに捩りを付与することにより、騒音低減効果が増すためである。
主翼先端部１１ｄに捩りを付与することにより、主翼先端部１１ｄから発生する翼端渦が分散して互いに干渉し、主翼先端部１１ｄから発生する翼端渦が弱まる。図６、図７は捩りを付与していない比較例（図(a)）と、主翼先端部１１ｄに捩りを付与した本発明例（図(b)）の翼先端部から発生した翼端渦を比較したものである。図の矢印で示したベクトルは渦の周速度を表し、ベクトルの大きさが小さいほど渦が弱く、ＢＶＩ騒音が小さいことを示しており、捩りを付与した本発明例にあってはベクトルが小さく渦が弱い。また、渦の形状は、捩りを付与していない比較例にあっては同心円状であるのに対し、捩りを付与した本発明例にあっては楕円形となっている。これは、捩りを付与した本発明例にあっては渦が分散して発生、互いに干渉し、渦が拡散しているためである。また、捩りを付与していない比較例にあっては主翼先端部に渦中心があるのに対し、捩りを付与した本発明例にあっては渦中心が翼根側へ移動する。主翼先端部１１ｄの捩りの開始位置は副翼１２取付スパン位置付近とする。これにより、主翼先端部１１ｄから発生する渦と副翼１２先端部から発生する渦の距離が適当となり、効果的に渦が拡散する。
副翼１２に取付角を付与し、主翼先端部１１ｄから発生した渦と同程度の強さの渦を副翼１２先端部から発生させると、効果的に渦が拡散し、騒音低減効果が大きくなる。

次に、本発明の第２〜第５実施形態につき説明する。以下に記載する第２〜第５実施形態は、本発明とともに実施できる付加的構成を示したものであり、第２〜第５実施形態に係る各ロータ・ブレードは第１実施形態と同様にそれぞれ副翼に取付角、主翼に捩りを有する。

〔第２実施形態〕
次に、図８を用いて、本発明の第２実施形態に係るロータ・ブレード１０Ａについて説明する。本実施の形態に係るロータ・ブレード１０Ａは、第１実施形態に係るロータ・ブレード１０の主翼１１の先端部及び副翼の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１実施形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１実施形態と重複する構成については、第１実施形態と同一の符号を付すこととする。

本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ａは、図８に示すように、主翼１１の先端部１１Ａが所定の下反角δ１で下方に折曲されている。また、本実施の形態に係るロータ・ブレード１０Ａは、図８に示すように、副翼１２Ａが、主翼１１に対して所定の下反角δ２を有するように取り付けられている。これら下反角δ１、δ２は、ロータ・ブレード１０Ａの大きさや回転速度、ヘリコプタの飛行速度等に応じて適宜決めることができ、例えば０°〜３０°の範囲内で設定することができる。

本実施形態においては、図８（ｂ）に示すように、主翼１１の先端部１１Ａの下反角δ１が、副翼１２Ａの下反角δ２よりも大きく設定されている。このため、主翼１１の先端部１１Ａから放出される翼端渦は、副翼１２Ａの先端部から放出される翼端渦の下方に位置することとなり、これら２つの翼端渦を効果的に干渉させることができる。また、本実施の形態に係るロータ・ブレード１０Ａから翼端渦が下方へ放出されるため、この翼端渦が後続するロータ・ブレードと干渉し難くなるので、ＢＶＩ騒音をより一層低減することができる。

また、本実施の形態に係るロータ・ブレード１０Ａにおいては、翼端渦を下方へ放出することができるので、翼端渦により誘導された流れに起因する後続ロータ・ブレードの部分的失速を抑制することができる。この結果、回転翼駆動の際のエネルギー損失を低減させることができ、ヘリコプタを空中停止させる際のホバリング性能を向上させることができる。

〔第３実施形態〕
次に、図９を用いて、本発明の第３実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｃについて説明する。本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｃは、第１実施形態に係るロータ・ブレード１０の主翼と副翼との接合部の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１実施形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１実施形態と重複する構成については、第１実施形態と同一の符号を付すこととする。

本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｃは、図９に示すように、主翼１１と副翼１２との接合部１４Ｃを滑らかな面（平面又は曲面）で構成したものである。このように主翼１１と副翼１２との接合部１４Ｃを滑らかな面で構成することにより、この接合部１４Ｃに作用する空気抵抗を減少させることができ、ロータ・ブレード１０Ｃの遷音速特性を向上させることができる。

〔第４実施形態〕
次に、図１０を用いて、本発明の第４実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｄについて説明する。本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｄは、第１の実施の形態に係るロータ・ブレード１０の主翼の先端部の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１の実施の形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１の実施の形態と重複する構成については、第１の実施の形態と同一の符号を付すこととする。

本実施の形態に係るロータ・ブレード１０Ｄは、図１０に示すように、主翼１１の前縁１１aの先端と、後縁１１ｂの先端とが直線状の翼端縁１３Ｄで繋げられた形状に形成されている。本実施の形態に係るロータ・ブレード１０Ｄにおいては、前縁１１aに対して後縁１１ｂが翼端外側に突出するように形成されているため、直線状の翼端縁１３Ｄは大きな後退角Λを有することとなり、翼端縁１３Ｄに対して垂直な方向の対気速度は、この後退角Λの効果によって低減する。すなわち、一様流速度をＶ∞とした場合に、主翼１１の翼端縁１３Ｄに垂直な方向の対気速度はＶ∞cosΛ（＜Ｖ∞）となる。従って、本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｄは遷音速特性に優れ、衝撃波の発生を遅れさせて、急激な抵抗増加を回避することができる。
ロータ・ブレード１０Ｄ（コード長ｃ）は、その先端に第１実施形態と同じく矩形形状を有する副翼(コード長ｃ１,スパン長ｂ１)を備え、主翼先端部に捩りを付与し、副翼に取付角を付与したものである。ここで、第１実施形態と同様に０．１ｃ≦ｃ１≦０．５ｃ、０≦ｂ１≦０．５ｃである。

〔第５実施形態〕
次に、図１１を用いて、本発明の第５実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｅについて説明する。本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｅは、第１実施形態に係るロータ・ブレード１０の主翼の先端部及びその近傍部分の構成を若干変更したものであり、その他の構成については第１実施形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとし、第１実施形態と重複する構成については、第１実施形態と同一の符号を付すこととする。

本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｅは、図１１に示すように、前縁翼端近傍部分１５Ｅを一定の後退角で後退させ、この前縁翼端近傍部分１５Ｅと平行になるように後縁翼端近傍部分１６Ｅを一定の後退角で後退させ、後縁翼端近傍部分１６Ｅを翼端外側に延長させ、前縁翼端近傍部分１５Ｅの先端と後縁翼端近傍部分１６Ｅの先端とがなめらかな放物線状の翼端縁１３Ｅで繋げられた形状に形成されたものである。また、副翼１２は、主翼１１の前縁翼端近傍部分１５Ｅに連続する前縁１２ａを有している。すなわち、本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｅは、主翼１１の先端部近傍部分１１Ｅと、この翼先端部近傍部分１１Ｅに連接される副翼１２とが翼端外側になるに従って後退するように構成されている。

本実施形態に係るロータ・ブレード１０Ｅにおいては、主翼１１の翼端近傍部分１１Ｅと、この翼端近傍部分１１Ｅに連接される副翼１２とが翼端外側になるに従って後退するように構成されているので、これら主翼１１の翼端近傍部分１１Ｅ及び副翼１２に対して垂直な方向の対気速度を低減することができる。従って、本実施の形態に係るロータ・ブレード１０Ｅは遷音速特性に優れ、衝撃波の発生を遅れさせて、急激な抵抗増加を回避することができる。
ロータ・ブレード１０Ｅ（コード長ｃ）は、その先端に、第１実施形態と同じく矩形形状の副翼(コード長ｃ1、スパン長ｂ１)を備えたものであり、主翼先端部に捩りを付与し、副翼１２に取付角を付与したものである。ここで、第１実施形態と同様に０．１ｃ≦ｃ１≦０．５ｃ、０≦ｂ１≦０．５ｃである。

なお、図１２〜図１４に示すように、副翼を有さない場合においても、主翼の先端部に捩りを付与することで、空力性能の向上、騒音低減効果が得られることを確認した。
図１２〜図１４において、破線Ｊ１，Ｊ２，Ｊ３は、主翼先端部１１ｄに捩りを付与せず副翼が無い比較例のグラフである。実線Ｋ１，Ｋ２，Ｋ３は、同じく副翼が無い場合について、主翼先端部１１ｄの捩り角αを変化させた場合のグラフである。
図１２にあっては、領域Ｌ１においてホバリング揚抗比（実線Ｋ１）が破線Ｊ１に対して上回っており、領域Ｌ１においてホバリング性能が向上することを示している。
図１３にあっては、領域Ｌ２において前進飛行揚抗比（実線Ｋ２）が破線Ｊ２に対して同レベルであり、領域Ｌ２において前進飛行性能が維持できることを示している。
図１４にあっては、領域Ｌ３においてロータの騒音量（実線Ｋ３）が破線Ｊ３に対して下回っており、領域Ｌ３において騒音低減が図られることを示している。
以上の図１２〜図１４の結果は、本発明の効果が得られるための主翼の捩りに起因した部分の要因を裏付けている。この結果から、主翼の先端部の捩り角は−２°〜０°の範囲に設定することが好ましいとわかる。

１０ ロータ・ブレード
１１ 主翼
１１a 前縁
１１ｂ 後縁
１１ｄ 主翼先端部
１２ 副翼
１２ａ 前縁
１３ 翼端縁
α 捩り角
θ 副翼取付角

Claims (3)

1. 根元部がヘリコプタのロータ・ヘッドに取り付けられる主翼と、前記主翼の先端部に取り付けられた副翼を備え、
   前記副翼は、その前縁が前記主翼の前縁に面一となるようし連続し、前記主翼のコード長よりも短いコード長を有し、前記主翼に対して所定の取付角を有し、
   前記主翼の先端部は、前縁よりも後縁が翼端外側に延長され前記副翼との取付位置付近から所定の捩りを有して形成されてなることを特徴とするヘリコプタのロータ・ブレード。
2. 前記主翼の先端部の捩り角は−５°〜５°の範囲に設定されると共に、前記副翼の取付角は−５°〜５°の範囲に設定されてなることを特徴とする請求項１記載のヘリコプタのロータ・ブレード。
3. 前記主翼の先端部の捩り角は−２°〜０°の範囲に設定されると共に、前記副翼の取付角は−２°〜１°の範囲に設定されてなることを特徴とする請求項１記載のヘリコプタのロータ・ブレード。

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