JP2624785B2 - 航空機の回転翼の羽根 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 【産業上の利用分野】

本発明は、航空機用の回転翼形羽根に関し、特に、こ
の様な羽根の翼端に関するものである。

【従来の技術】

空中停止飛行の際だけでなく前進飛行の際にも、回転
翼を持った航空機、特にヘリコプタの回転翼の翼端は、
かかる回転翼即ちロータの空力特性に重要な影響を及ぼ
すことが知られている。実際に、翼端は、騒音及び動力
損失を発生する最大動圧と周辺渦が現れる領域を形成す
る。 翼端の改良は、航空機の性能を目に見えて改善するこ
とになる。そのため、翼端に関連して非常に多数の研究
が行われてきた。 例えば、フランス特許第2,473,983号明細書に記載さ
れているヘリコプタの羽根では、その翼端が、テーパに
なっていて後方に後退角が付けられており、加えて、下
方に傾斜している。羽根の全翼長（スパン）をＲとする
と、翼端は0.07Rの長さにわたり延び、羽根の最端縁か
ら0.04Rのところに配置された羽根の翼弦周りに曲げら
れている。羽根の最外方部分全体は、羽根の残部に関し
て、下方に方向付けられた下反角を形成する。この下反
角の値は、20゜に等しいように選ばれている。 従って、該特許明細書に記載された羽根は、0.96Rに
等しい回転軸心からの距離のところに明確な折れ目もし
くは境目を含む。 翼端のこの様な下方への折れ目によって、その発明者
は羽根の空中停止性能の改善を行おうとしている。実際
に、発明者は、翼端の下反角により、翼端が羽根の残部
と直線状に整列するときよりも翼端の渦を弱くすること
ができることを説明している。その結果、回転方向に関
して後続の羽根が先行する羽根によって生じた渦の位置
を通過するときに、この渦は後続の羽根からもっと離れ
ているので、後続の羽根と先行する羽根の渦との間の相
互作用が軽減される。また、該特許の発明者により続い
て公開された空中停止試験結果は、同一重量について、
また、空中停止飛行において、翼端の反りのみにより、
２〜４％の値の出力ゲインを確認している。

【発明の概要】

本発明の目的は、空中停止性能を一層改善するためだ
けでなく、特に、前進飛行においても良好な性能を得る
ために、下方に傾斜した翼端を持った回転翼の羽根を改
良することにある。上記特許においては、翼形における
翼弦の運動と翼端の後退だけが、前進飛行の出力に有利
な効果を有するとして提示されている。 この目的から、本発明によると、航空機の回転翼のた
めの羽根であって、ボスに固着するための取付部と、前
縁及び後縁を有すると共に、一定長さ（Ｃ）の翼弦を有
する翼形をした本体部と、長さが前記羽根の全翼長の10
％以下であり、下方に傾斜しながら前記本体部から外方
に延びると共に、前縁が前記本体部の前記前縁から後退
する方向に延びる翼端とを備えた前記航空機の回転翼の
羽根において、前記翼端の下方への傾斜は、該翼端の全
長に亙っており、前記本体部への接続部から前記翼端の
端縁まで連続していて、該翼端が、その翼上面が凸状で
翼下面が凹状の、少なくとも略放物線状の傾きをもつ下
向き湾曲に倣うようになっており、前記羽根のコントロ
ールド・ピッチ・バリエーション軸線に一致する前記本
体部の基準線から延長する前記翼端における基準線は、
原点（Ｏ）が、前記本体部の前記基準線と前記翼端の前
記基準線の結合部にあり、軸（Ox）が、前記本体部の前
記基準線と整列すると共に前記羽根の外方に指向し、軸
（Oy）が、前記本体部及び前記翼端間の結合部の翼形の
翼弦に一致すると共に前記前縁から前記後縁に指向し、
軸（Oz）が、前記羽根の前記翼下面から前記翼上面に上
向きに指向する、座標系（Ox,Oy,Oz）において、略放物
線状の傾きをなし、更に、前記翼端の前記基準線は、前
記軸（Ox）を通る平面（xOY）内にあり、平面（yOz）内
にある点（OY）は、前記軸線（Oy）と角度（γ）を形成
し、前記平面（xOY）において、前記翼端の前記基準線
の方程式は、最大次数項の係数が前記角度（γ）に依存
する放物線状の関数で表されることを特徴としている。 従って、本発明の羽根においては、翼端は長さの一部
に亙って翼弦周りに湾曲しておらず、逆に全長に亙って
下方に連続的に湾曲している。この連続湾曲が空中停止
飛行だけでなく前進飛行においても好ましいことを風洞
試験は示している。空中停止飛行において、直線状で且
つ矩形の翼端を持った羽根に関して、本発明の羽根は、
等しい重量の航空機において少なくとも５％の出力ゲイ
ンを得ることができる。即ち、入力に対する出力の比を
少なくとも５％増大する利得を得ることができる。 同様に、巡航飛行及び高速度において、この同一の直
線状で且つ矩形の翼端に関して、本発明の羽根は、等し
い重量及び速度で少なくとも５％の出力ゲインをもたら
す。 このような特性上のゲイン即ち利得について説明する
と、本発明者の考えによれば、空中停止飛行だけでなく
前進飛行においても、羽根により発生された翼端の渦
は、回転翼の回転軸心とほゞ直角な軸心周りに主に回転
するので、かかる渦により誘起される速度成分が本発明
の羽根の湾曲翼端に対してほゞ接線方向になり、渦は、
羽根に対して直交する誘起速度成分を最早持たないため
と思われる。勿論、この説明は、仮定のみに基づいてな
されており、その正確性が本発明の有効性を条件付ける
ものではない。 翼端の下向き湾曲は、少なくともほゞ放物線状の傾き
を有していることが好ましい。 もっと詳しく述べれば、通常のように、羽根における
基準線が、該羽根の本体部の翼長に沿うコントロールド
・ピッチ・バリエーション曲線にわたり延びると共に、
対応する翼形の翼弦長の（前部から）20〜30％のところ
に位置していて、該基準線の回りにヘリコプタの羽根が
捩られると考えると、本発明の翼端の連続的な湾曲は、
この基準線の翼端における延長線（翼端の基準線）に放
物線状の傾きを与えることによって得ることが有利であ
る。 特に、原点が、本体部の基準線と翼端の基準線の結合
部においてこのピッチ・バリエーション基準線上にあ
り、軸Oxが、本体部のこの基準線と整列すると共に羽根
の外方に方向付けられ、軸Oyが、本体部及び翼端間の結
合部の翼形の翼弦に一致すると共に前縁から後縁に方向
付けられ、軸Ozが、上方に即ち、羽根の翼下面から翼上
面に方向付けられる座標系Ox,Oy,Ozを考えると、翼端の
基準線は、軸Oxを通る平面xOY内にあり、平面yOz内にあ
る点OYは、前記軸線Oyと角度γを形成し、平面xOYにお
いて、翼端の基準線の式は、最大次数項の係数が角度γ
に依存する放物線関数であることが有利である。 従って、本発明によれば、翼端に下向きの放物線状の
湾曲が与えられるだけでなく、この翼端の前縁が少なく
ともほゞ放物線状の後退形状（捩れの可能性に依る歪み
を除く）にされている。前縁のこのような放物線形状
は、羽根の長さの変化に伴って徐々にではあるが相当に
大きくなる局部後退角を与えることになる。この徐々に
変化する後退は羽根抗力を減少させる。また、羽根抗力
の減少は、翼端の翼弦長が羽根の長さの変化に伴って徐
々に減少する該翼端の放物線形状にも起因しており、翼
端の湿潤表面（wet surface）が相当に減少し、これが
局部抗力の減少に寄与する。更に、周辺渦が減少する結
果となり、従って、回転翼の次続の羽根と周辺渦との相
互作用が減少する結果となる。 また、角度γの値の調節によって、本発明の羽根の特
性を最適化することができる。 好適には、面xOY内において、翼端の基準線の式が、 で表される。但し、 Ｙは、前記軸（Oy）における座標、 ｘは、前記軸（Ox）における座標、 Ｃは、羽根本体部及び翼端間の接続部翼形の翼弦長、 ｃは、前記翼端の翼形の変化する翼弦長、 ｄは、翼端の最端部翼形について選ばれた翼弦長、 αは、翼端における基準線の翼弦位置を画定する係数
で0.2≦α≦0.3であり、この係数は通常0.25が選ばれ、 ｆ（γ）は、角度γの三角関数、例えば1/cosγに等
しく、 ａは、翼端の長さ、 ｎは、1.5〜３間の指数で、好適には２に等しく、こ
の場合には翼端の基準線は純粋な放物線である。 角度γは０〜90゜の間、好適には15゜〜30゜の間にあ
る。更に、翼端の長さａは1.5Cよりも小さいか或は等し
く且つ0.5Cよりも大きいか或は等しい。好適には、この
長さａは0.8Cに少なくとも大体等しい。 翼端の前縁の放物線状の後退に対する上述の利点を受
けるために、翼端の最端部翼形の翼弦長ｄを0.2C〜0.6C
間にするのが有利である。 翼端の後縁が羽根本体部の後縁に整列する場合、該翼
端の端部翼形の翼弦は、C/3に等しいように選ぶのが好
適である。他方、この翼端の後縁が羽根本体部の後縁に
対して後退している時に、翼端の端部翼形の翼弦は大き
くてもC/2に等しいように選ばれる。 上述したように、本発明の羽根は、その長さ方向に沿
ってそれ自体周知の態様で捩ることができる。ボスへの
取付部から翼端までの理論的捩れは−８゜〜−16゜の間
でよく、−12゜に等しいように選ばれるのが好適であ
る。この翼端は羽根の本体部と同様に捩られるのが好ま
しい。 更に、本発明の羽根の翼形は、翼端に対して６％〜13
％の間、好適には６％〜９％の間で相対的に厚くしう
る。

【実施例】

添付図面は本発明をどのようにして実施しうるかを良
く示している。この図面において、同一符号は同一部材
を示している。 本発明に従った第１図に示される羽根１は、回転翼即
ちロータの一部を形成するものであり、そのボス２は概
略的に示されているが、他の羽根は図示されていない。
この回転翼は軸心Ｘ−Ｘの周りに回転できる。回転翼
は、羽根ヒンジと、保持部材と、特に、コントロールド
・ピッチ・バリエーション軸心と呼ばれる軸心の周りの
各羽根についてのピッチ変更ヒンジとを有している。 羽根１は、固定手段４によりボス２に固着される取付
部３と、羽根の根元にある該取付部３から外方に延びる
本体部５と、本発明に従って、取付部３とは反対の本体
部５の端部に形成された翼端６とを有する。最大幅を表
す羽根１の本体部５は、該本体部５に沿って実質的に総
て同一で且つ翼形７に対応する断面を有する。この翼形
の翼弦８は、一定の長さＣを有するが、該翼弦は、長さ
が可変の展開翼弦とすることができる。即ち、連結部分
の翼弦の長さが可変の値ｃを有し、及び／又は、翼形が
変化する形状乃至相対厚さを有していてよい。 羽根１の本体部５に沿って形成されているのは基準線
11であり、これは、ボス２における羽根のコントロール
ド・ピッチ・バリエーション軸心に一致している。 第１図に示される実施例においては、この基準線11
は、前縁から、翼弦８の選ばれた一定長さＣの25％のと
ころに位置される。 また、通常のように、羽根１の本体部５は、長手方向
に、例えば基準線11周りに捩られていてもよい。 羽根１はＲに等しい全長を有し、例えば、翼端６は、
軸心Ｘ−Ｘから測って0.94Rの距離のところから始ま
る。従って、この翼端６の長さａは0.06Rである。 翼端６は、断面12に沿って本体部５の翼端側端部に連
結される。この断面12は、本体部５の翼端側端部の断面
と同一であり、従って、長さＣをもった翼弦８の翼形７
に対応している。翼端６は、本体部５とは反対側の端部
で、断面12の翼形より小さくて且つ低い位置にある端部
翼形13によって画定されている。実際に、この翼端６に
おいては、前縁14は、湾曲して後方に延び、後縁15に達
していて、羽根の内面側に湾曲部を形成する。 第２図において、前縁９と後縁10と基準線11とを含む
平面上に投影したときの、羽根を捩る前の翼端６の形状
が示されている。前縁９、14の接合部と後縁10、15の接
合部とにそれぞれ位置する断面12の前縁部及び後縁部
は、符号Ａ、Ｂによりそれぞれ示されている。端部翼形
13の前縁部及び後縁部は符号Ｄ、Ｅによりそれぞれ示さ
れている。更に、基準線11と断面12の翼弦８が交差する
点は符号０により示されており、また、符号16により示
された湾曲線は、翼端６の翼形18の翼弦上で、前縁14か
ら25％の距離（この距離は翼弦の長さに基いている）の
ところにある点17の軌跡を表している。湾曲線（本体部
５の基準線11の延長線、即ち、翼端６の基準線）16は基
準線11から延び、端部翼形13の翼弦と点Ｆで交叉する。
点Ｆは、前縁９と後縁10と基準線11と平行に、断面12の
翼弦８上に点Ｇで投影されている。 翼端６の長さａは、 0.5C≦ａ≦1.5C となるように選ばれ、好ましくはａ＝0.8Cである。 更に、点Ａに関する。羽根１の横断方向の点Ｄの後退
量ｂは好適には、 0.4C≦ｂ≦0.8C により決められる。 従って、第２図における連続線により示されるよう
に、翼端６の後縁15が本体部５の後縁10と直線上に整列
していれば、端部翼形13の翼弦の長さｄは、 0.2C≦ｄ≦0.6C により決められる。好適には長さｄはC/3が選ばれる。 しかし、第２図に点線15′により示されるように、後
縁15は後縁10に関して後退させうるので、そうすれば点
ＥはＥ′にある。この場合、端部翼形13の翼弦の長さｅ
はC/2に等しいことが有利であるが、点線15′で表され
た後縁の長さｆは翼端６の長さａよりも短い。 第１図及び第２図には、原点として点０を有する直交
座標系が示されている。この座標系において、軸Oxは、
基準線11に整列してその外方に延び、軸Oyは、断面12の
翼弦８と一致して前縁９、14から後縁10、15に方向付け
られており、軸Ozは上方を向いている。 また、第２図において、軸Ax′は、軸Oxと平行であり
外方に指向されるものとして示されている。 軸Ax′、Ayの座標系において、翼端６の前縁14は、例
えばｎ＝２、α＝0.25、ａ＝0.8c、ｂ＝2c/3、ｄ＝c/3
の特別な場合の放物線の式として、 で示される。 従って、翼端６の翼形18の翼弦ｃは、 の放物線の式で示され、前縁14の後退角度φは、 で示される。 第３図及び第４図には、翼形７の翼弦８の長さＣにつ
いての翼端６の長さａの関数として、（後端15が後端10
と整列する場合の）翼形18の翼弦長ｃの変化と、前縁14
の後退角度の変化とがそれぞれ示されている。この前縁
の後退角度は点Ａにおける零値０から点Ｄでの値ａ、例
えば60゜に変化する。 第５図乃至第７図において、湾曲線16は、それぞれ面
x0z、y0z、x0y内に示されている。理解される様に、こ
の湾曲線16は軸0yと角度をなす面x0y内に含まれる（第
８図参照）。 第５図乃至第８図において、第２図の種々の点Ａ、
Ｂ、Ｄ、Ｅ、Ｆ、Ｇが示されており、軸Ox,Oy,Ozの座標
系におけるそれらの射影だけでなく、軸Oxに平行な、軸
Oy上の点Ｆの射影も面yOzにおける面xOyの点として画定
される。 第５図に見られる様に、翼端６の翼上面6eと翼下面6i
は湾曲していてそれぞれ凸状と凹状を成している。 前縁14が上に例示した式により表されれば、湾曲線16
は次式で表される。 １）面x0z（第５図参照）において ２）面x0y（第７図参照）において ３）面x0Y（第８図参照）において 長さａ（Ｃに関して）の関数として面x0z内の湾曲線1
6の湾曲角度の変化を描くと、第９図に示される傾斜の
曲線が得られる。 上述した本発明の羽根１の特性を評価するために、湾
曲した翼端６に関する点を除いて羽根１と総ての点で同
一の羽根P1（本体部５と同一断面の矩形翼端と取り換え
られている）と、湾曲した翼端６に関する点を除いて羽
根１と総ての点で同一の羽根P2（平面図では同一形状で
あるが下方に湾曲していない翼端と取り換えられてい
る）とを用いて比較試験が行われた。従って、羽根１と
P1と比較する試験により翼端６の湾曲及び放物線状の前
縁14の複合作用を決めることが可能であるのに対し、羽
根１とP2を比較する試験は、翼端６の湾曲のみの作用を
決定することを可能にする。 第10図は、次式に等しいものとして計算された換算揚
力（reduced life）Czmの関数としての出力ゲインΔＧ
（％）を与える風洞試験の結果を示す。 ここで、Ｔ＝羽根が取り付けられている回転翼の推
力、 ρ＝空気の単位体積当たりの質量、 ｂ＝回転翼の羽根の数、 Ｃ＝羽根の翼弦、 Ｒ＝羽根の半径、 Ｕ＝羽根の周速度、 である。 この羽根の換算揚力は羽根１つ当たりの平均荷重に相
当し、米国式ではしばしば6CT/σで表される。 この第10図において、曲線20は羽根１とP1の比較に対
応し、曲線21は羽根１とP2の比較に対応する。従って、
ホバリング飛行の際に、翼端６の湾曲だけで３〜４％の
出力ゲインを生じ（曲線21）、一方、翼端６の湾曲と放
物線状の前縁14の組み合わせにより５〜６％の出力ゲイ
ンをもたらす（曲線20）。 第11図の線図ａ〜ｅと第12図の線図ａ〜ｃとは、換算
揚力係数Czm＝0.468（CT/σ＝0.078）についての急速前
進飛行形態（0.64に等しい回転翼駆動の周速マッハ数に
関連した0.355に等しい前進パラメータ）における、上
述した羽根P1、P2に関する本発明の羽根１の利点を示し
ている。 第11図の線図は、異なった方位ψについての回転翼の
軸心Ｘ−Ｘまでの距離ｒ（全長さはＲである）の関数と
して翼上面について計算された局部最大マッハ数MMを与
える。これらの線図は、前進する羽根の実質的に全領域
に亙って減少する羽根（羽根１の平面図での形）の影響
と、翼端における部分最大マッハ数とを示す。また、こ
れらの線図は、翼端の外円弧における低超過速度を維持
するために特に方位120゜の後の羽根１の利点を示して
おり、羽根P2は羽根P1よりも良好に作用しない。 第12図の線図は、スパン値0.5RとＲの間（線図ａ）、
0.75RとＲの間（線図ｂ）、0.9RとＲの間の羽根の各領
域における方位の関数として計算された揚力係数Czの変
化を示す。これらの線図は、本発明に従った湾曲によ
り、実際に、作動状態が一般に最も厳しい領域において
方位90゜の後に翼端６の荷重をとることが可能であるこ
とを示している。方位90゜の前にこれらの翼端が受ける
揚力の僅かな増大は、この方位90゜の前が、入射マッハ
数の増大に基づく不十分な効果により衝撃波の発生を遅
らせるために特に好適である方位領域であるので、実質
的に不都合とならない。 第13図の線図ａ、ｂは、領域0.75R〜Ｒ及び0.9R〜Ｒ
における方位ψの関数としての計算された捩りモーメン
トC_Mを示す。これらの線図は、本発明により翼端６を連
続的に湾曲させることにより、捩りモーメントが矩形羽
根P1におけるものに非常に近いレベルにとどまること、
即ち、羽根制御力が翼端を単純に後退させることによっ
て得られるよりも明らかに小さいレベルにとどまること
を可能にすることを示している。羽根の非捩り効果によ
って翼端における負の揚力領域を減少する方位90゜周り
の機首上げモーメント（CM0）を持った本発明の湾曲し
た翼端についての可能性にも注目されたい。 第14図において、曲線22、23は、回転翼の周速度を超
える航空機の前進速度の率として定義される前進パラメ
ータ∧の関数として出力ゲインΔＧ（％）を示してい
る。曲線22は羽根１及びP1間の比較結果を表し、曲線23
は羽根１及びP2間の比較結果を表している。これら曲線
は、前進パラメータ∧の増大に伴って急速に増大する羽
根１の出力ゲインを示している。

【図面の簡単な説明】

第１図は、コントロールド・ピッチ・バリエーション軸
心の翼弦位置の係数αが0.25に等しい特別な場合の本発
明に従った翼端を有するヘリコプタ回転翼の概略斜視
図、第２図は、本発明の翼端の概略平面図、第３図は、
長さの関数として本発明の翼端の翼弦の変化を示す図、
第４図は、長さの関数として本発明の翼端の前縁の後退
角度の変化を示す図、第５図乃至第７図は、翼端の基準
線を３つの直交面に投影してそれぞれ示す図、第８図
は、直交面内の基準線を示す図、第９図は、長さの関数
として本発明の翼端の湾曲角度の変化を示す図、第10図
及び第14図は、２つの他の羽根との本発明の羽根の比較
試験の結果を示す図、第11図乃至第13図は、２つの他の
羽根との本発明の羽根の比較計算の結果を示す図であ
る。 図中、１……羽根、２……ボス、３……取付部、５……
本体部、６……翼端、6e……翼上面、6i……翼下面、7,
12,18……翼形、８……翼弦、9,14……前縁、10,15……
後縁、11……基準線、13……端部翼形、16……湾曲線
（翼端の基準線、即ち本体部の基準線の延長線）。

フロントページの続き (73)特許権者 999999999 オフィス・ナシヨナル・デチュード・ エ・ド・ルシェルシュ・アエロスパティ アル フランス国、92322 シャティヨン・セ デックス、アブニュー・ド・ラ・ディビ ジオン・ルクレルク 29 (72)発明者 アラン・エリク・ヴュイエ フランス国、13320 ブク・ブレール、 ラ・ベルジュリー、リュー・ド・ラ・ソ フォラ 22 (72)発明者 ジャン・ジャック・フィリップ フランス国、78000 ヴェルサイユ、リ ュー・ピエール・キュリー 31 (72)発明者 アンドレ・ドゾッペ フランス国、92380 ガルシュ、リュ ー・ビュザンヴァル161 (56)参考文献 特開 昭57−209499（ＪＰ，Ａ)

Claims (10)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】航空機の回転翼のための羽根であって、ボ
   スに固着するための取付部と、前縁及び後縁を有すると
   共に、一定長さ（Ｃ）の翼弦を有する翼形をした本体部
   と、長さが前記羽根の全翼長の10％以下であり、下方に
   傾斜しながら前記本体部から外方に延びると共に、前縁
   が前記本体部の前記前縁から後退する方向に延びる翼端
   とを備えた前記航空機の回転翼の羽根において、 前記翼端の下方への傾斜は、該翼端の全長に亙ってお
   り、前記本体部への接続部から前記翼端の端縁まで連続
   していて、該翼端が、その翼上面が凸状で翼下面が凹状
   の、少なくとも略放物線状の傾きをもつ下向き湾曲に倣
   うようになっており、前記羽根のコントロールド・ピッ
   チ・バリエーション軸線に一致する前記本体部の基準線
   から延長する前記翼端における基準線は、原点（Ｏ）
   が、前記本体部の前記基準線と前記翼端の前記基準線の
   結合部にあり、軸（Ox）が、前記本体部の前記基準線と
   整列すると共に前記羽根の外方に指向し、軸（Oy）が、
   前記本体部及び前記翼端間の結合部の翼形の翼弦に一致
   すると共に前記前縁から前記後縁に指向し、軸（Oz）
   が、前記羽根の前記翼下面から前記翼上面に上向きに指
   向する、座標系（Ox,Oy,Oz）において、略放物線状の傾
   きをなし、更に、前記翼端の前記基準線は、前記軸（O
   x）を通る平面（xOY）内にあり、平面（yOz）内にある
   点（OY）は、前記軸線（Oy）と角度（γ）を形成し、前
   記平面（xOY）において、前記翼端の前記基準線の方程
   式は、最大次数項の係数が前記角度（γ）に依存する放
   物線状の関数で表されることを特徴とする航空機の回転
   翼の羽根。
2. 【請求項２】前記平面（xOY）において、前記翼端の前
   記基準線の方程式が、 で表され、但し、 Ｙは、前記軸（Oy）における座標、 ｘは、前記軸（Ox）における座標、 Ｃは、前記本体部の端部翼形の翼弦長、 ｃは、前記翼端の翼形の変化する翼弦長、 ｄは、前記翼端の端部翼形について選ばれる翼弦長、 αは、前記翼端における前記基準線の翼弦位置、 ｆ（γ）は、前記角度（γ）の三角関数、 ａは、前記翼端の長さ、 ｎは、1.5と３の間の指数である、 請求項１記載の羽根。
3. 【請求項３】前記翼端の前記基準線が純粋な放物線で、
   前記指数（ｎ）の値が２に等しい請求項２記載の羽根。
4. 【請求項４】前記角度（γ）が０゜と90゜の間にある請
   求項２記載の羽根。
5. 【請求項５】前記角度（γ）が15゜と30゜の間にある請
   求項４記載の羽根。
6. 【請求項６】前記翼端の長さ（ａ）は、1.5C≧ａ≧0.5C
   である請求項２記載の羽根。
7. 【請求項７】前記翼端の長さ（ａ）は0.8Cに少なくとも
   ほゞ等しい請求項６記載の羽根。
8. 【請求項８】前記翼端の端部翼形の翼弦長（ｄ）が0.2C
   と0.6Cの間にある請求項２記載の羽根。
9. 【請求項９】前記翼端の前記後縁が前記本体部の前記後
   縁と一線に整列し、前記翼端の端部翼形の翼弦長（ｄ）
   がC/3に等しい請求項８記載の羽根。
10. 【請求項１０】前記翼端の前記後縁が前記本体部の前記
    後縁に関して後退していて、前記翼端の前記端部翼形の
    翼弦長（ｄ）が大きくてもC/2に等しい請求項８記載の
    羽根。