JP3414785B2 - 後退角先端を有する航空機回転翼の羽根 - Google Patents

後退角先端を有する航空機回転翼の羽根

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JP3414785B2
JP3414785B2 JP08343693A JP8343693A JP3414785B2 JP 3414785 B2 JP3414785 B2 JP 3414785B2 JP 08343693 A JP08343693 A JP 08343693A JP 8343693 A JP8343693 A JP 8343693A JP 3414785 B2 JP3414785 B2 JP 3414785B2
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    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/463—Blade tips
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、後退角先端部を有し
た航空機回転翼の羽根に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】空中停止飛行と前進飛行とにおいて、回
転翼航空機の回転翼、特にヘリコプターの性能は以下の
事項によって制限されることが知られている。高速飛行
中の前進位置の羽根の上面に生じられる衝撃波、変換飛
行中の上昇の要求の際の後退位置の羽根の上面における
境界層の分離に基づく失速、誘導出力と翼型抗力等の２
つの形の空中停止飛行におけるエネルギの十分な消費に
対して増大するよう成る従属の羽根と前の羽根により生
じられる渦の相互作用。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】性能の損失に加えて、
衝撃と羽根渦の相互作用は衝撃の部分排除（高速での飛
行）と、限界渦が羽根を直接打つ時（降下）の上昇のパ
ルス変換とによって夫々衝撃騒音の型の可聴妨害の原因
となる。
【０００４】航空機回転翼の羽根の性能が次の様に羽根
の構造に関連した要素に大部分基づいていることが見ら
れる。 ａ）羽根の表面領域の半径方向分布、 ｂ）羽根の自由先端部の後退角、 ｃ）翼型の捩れの分布、 ｄ）羽根の自由先端部の上反り形成。
【０００５】回転翼羽根の性能におけるこれら要素の影
響が以下に詳細に検討される。
【０００６】ａ）羽根の表面の半径方向分布：同一上昇
係数Ｃｚで翼型まちーたは基本横断面が全て作用する航
空機回転翼において、長さ当たりの上昇力は、断面の半
径（半径位置）ｒに直接比例した部分速度の二乗で変化
する。これは次の数式７で表される半径ｒの二乗の重量
で決められる平均翼弦Ｌと比例して変化する羽根の全上
昇力に基づいている。
【０００７】
【数７】
【０００８】上述の式７で、Ｒ０は羽根の元の空力学的
部分の半径ｒを表し、Ｒｆ羽根の全半径である。
【０００９】この平均翼弦Ｌに羽根を帰することによっ
て異なった形状の羽根の性能を比較することが今日行わ
れている。
【００１０】矩形形状の通常の羽根に関して、羽根の外
端における翼弦の縮小（テーパー付形状）は性能、特に
高速度における性能を改善することを計算が示すと共に
経験が援助する。性能におけるこの改善は、先端部にお
ける翼弦の減少に基づく翼形の抗力の減少によって説明
される。この領域内に位置された衝撃は小さな表面に作
用され、他方、衝撃を受けなかった羽根の中央部分は最
大空力学的動的効率を伴った上昇力を従って設け、上昇
力／抗力の比率は最大である。
【００１１】平均翼弦定数を維持するよう必要とされる
羽根の長さに亙った翼弦の増大は、併し、ｒ2による重
力が課せられることによって重要である。これは十分に
重い回転翼に基づいている。それにも拘わらず、羽根の
外側に向かったテーパー付は羽根の性能を改善するよう
今日用いられている手段であり、フランス特許第２,６
１７,１１８号、第２,４７３,９８３号明細書に示され
る様に羽根の先端の後退角と一般に組み合わせられる。
【００１２】更に、フランス特許第２,３１１,７１３号
明細書は、他の特長の中で、羽根の全半径Ｒの約８７％
に位置された部分を越えた翼弦を鋭く幅広くして成る非
常に異なった構成を提案している。この構成は、特に羽
根が後退位置にある時に失速制限を押し戻す厳しい安定
な渦の出現に寄与する。併し、先端に向かって羽根表面
を集中するこの概念は周辺リングに回転翼の有効部分を
減少するように成す。これは流れが均一に誘導されず、
従って、誘起された出力が離陸の際に特に厄介となるよ
う増大する。
【００１３】ｂ）羽根の自由先端部の後退角：更に、衝
撃波が現れ始めるのを延ばすと共に衝撃波強さを制限す
るために、羽根の自由先端を後方に湾曲するのが好適で
ある。翼弦の約前１／４で空力学的中心の線とピッチ変
換軸心とによって決められる後退角は有効マッハ数を減
少し、従って、羽根の自由先端の後退角が空気の圧縮性
の不都合な結果、特に衝撃波の発生を減少する有効な手
段を構成する。羽根の先端部のこの様な後退角はフラン
ス国特許第２,３１１,７１３号、第２,４７３,９８３
号、第２,６１７,１１８号明細書に特に示されており、
或る種のヘリコプターに有効に使われている。
【００１４】併し、後退角の大きさと関連した先端部分
のスパン長さは、空力学的揚力と重心の後方ずれに基づ
く捩り力によって実際に制限される。
【００１５】フランス国特許第２,３１１,７１３号明細
書においては、羽根先端部の後方のずれの釣り合いを保
つよう羽根の一部を前方にずらすよう提案している。こ
れは翼スパンの大部分に亙って後退角部分を延ばすよう
に出来る。併し、羽根の内部分と、前方にずれた前縁の
部分との連結は鋭角に行われ、この連結部分により生じ
る渦は回転翼のボスに最も近い翼型の失速を早めるよう
為す。高速度においては、連結部分の揚力縁の凹状形は
衝撃波を集中して部分的に強め、後退角の有益な効果を
弱めたり無くす恐れが有る。
【００１６】フランス国特許第２,３９７,３２８号明細
書においては、異なった理由のために前縁を前方にずら
すよう示唆している。これは捩り力の減少に問題と成ら
ないが、好適と考えられる制御方法において羽根の弾性
変形を生じる。
【００１７】ｃ）翼型の捩りの分布：翼弦長さの半径方
向分布と外端の後退角に加えて、羽根の基本横断面の捩
り力の分布は羽根の性能の改善に関与する。羽根の捩り
力は羽根のスパンに沿って変わるよう翼型の設定を生じ
るべく為すので、羽根の外先端部は空気に対して比較的
小さな迎え角を有し、羽根の根元は大きな迎え角を有す
る。これは回転翼の全面に亙って一層均一に揚力を分布
すると共に空中停止飛行中に吸収される出力を低減する
よう出来る。
【００１８】従って、捩り力は羽根の両端の間の設定の
違いによって特長付けられる。併し、回転翼が高速度で
動く時に、鋭角な捩れは羽根の外先端部が前進位置の負
の、すなわち下向きの揚力を生じるように為す。従っ
て、性能が損なわれて、とりわけ振動が非常に大きくな
る。
【００１９】従って、捩り力の選択は、一方における空
中停止飛行と鋭角な捩りを必要とする低速度と、他方に
おける一層の適度な捩りが所要される前方飛行との間の
妥協に基づいている。
【００２０】簡略化のために、捩り力の半径方向分布は
しばしば直線的にされるので、全捩り力は全基本横断面
の設定を決めるよう十分である。
【００２１】併し、性能を改善するために、フランス国
特許第２,６３６,５９３号明細書においては、例えば羽
根の全半径Ｒの８５〜１００％の間で羽根の外端を過度
に捩ることから成る非線形捩りを生じることを提案して
いる。これは周辺渦の強さを弱めたり無効にする効果を
有するので、低速性能が改善されて降下の際の羽根／渦
相互作用の騒音が弱められる。併し、この構成は失速の
制限を押し戻し出来るよう造られておらず、出力の利得
が高速度で減少する。
【００２２】ｄ）羽根の自由先端部の上反り形成：一般
に、羽根は、翼弦の前１／４で中間厚さの点として通常
形成された翼型の中心が全翼スパンに沿ってピッチ変換
軸心上に実際に位置されるように構成されている。更
に、羽根自由端後退角は一方においてピッチ変換軸心に
より、また他方においては先端部分の翼型の翼弦の方向
によって決められる面に中心を置くことによって一般に
行われる。
【００２３】フランス国特許第２,６１７,１１８号明細
書においては、この通常の構成に対する改善が記載され
ており、ピッチ変換軸心を通る平面内に中心の線を翼弦
に対して傾斜して引くので、羽根の外先端部の翼型の中
心が羽根の内部よりも実際に下方に位置される。羽根の
外先端部によって生じられる周辺渦は、従って次続の羽
根から離されて、特に空中停止飛行の際の相互作用の強
さを低下する結果と成る。これは、特に空中停止飛行や
低速飛行の際の回転翼によって吸収される出力の明確な
減少の原因と成る。
【００２４】この形状は羽根の端部の用語“上反り形
成”によって設計されるが、フランス国特許第２,６１
７,１１８号明細書においては放物線形に中心が次第に
変位するよう行われて、簡単な“破壊”ではない。
【００２５】従って、上述のいずれの特許明細書も問題
を完全に解決する羽根構造を記載しておらず、最良の性
能を保障するよう構成が最適に形成された後退角先端部
を有する回転翼の羽根にこの発明が関することが前後の
関係から理解できよう。
【００２６】
【課題を解決するための手段】このために、この発明に
依れば、ボスが羽根に連結されてボスの軸心周りに回転
駆動されるよう出来る回転翼部分を形成するよう成った
航空機回転翼の後退角先端を有した羽根は、前縁と後縁
とを有していてボスの回転軸心から夫々離している間隔
が同じである連続する基本横断面によって形成され決め
られた翼弦形状とピッチ変換軸心に対してずれ各横断面
に直角で翼の後退角を決める空力学的中心とを夫々表し
ており、更に、羽根は長手方向に沿って羽根の内縁Ｒ０
からボスの回転軸心より測って羽根の全長の７５％と８
７％の間に位置された第１部分Ｒ１に延びる第１領域
と、第１部分Ｒ１から羽根の全長の８７％と９３％の間
に位置された第２部分Ｒ２に延びる第２領域と、第２部
分Ｒ２から羽根の全長の９３％と９７％の間に位置され
た第３部分Ｒ３に延びる第３領域と、第３部分Ｒ３から
羽根の自由外縁Ｒに延びる第４領域とを有し、翼弦長さ
Ｌは第１領域内でほゞ直線的に長く成り第２領域内で三
次元的関数に従って変化し第３領域内では一定で第４領
域内では放物線関数に従って変化するので、羽根は羽根
の内外縁に向かって二重に発達するテーパーを表し、翼
弦の長さの変化は長手方向に沿った羽根の前縁と後縁が
途切れることなく、前縁は凸状の直線的部分だけを有し
て後縁は凹状の直線的部分だけを有し、ピッチ変換軸心
に対する空力学的中心のずれＹ'ｆは第１領域内で直線
的に変化するので、空力学的中心は第１領域内の前縁に
向かってずれて第２領域内の三次元的関数に従って変化
すると共に第３領域内で直線的に変化し第４領域内で放
物線的関数に従って変化するので、羽根は後退角を示
し、空力学的中心のずれの変化は長手方向に沿った羽根
の前縁と後縁が途切れない様に成っている。
【００２７】従って、翼弦長さの変化と、羽根の長手方
向に沿った空力学的中心のずれの変化は、羽根の前縁が
凸状または直線的で何等凹状でない部分（上から見て何
等折曲点のない）だけを有して後縁が凹状または直線的
で何等凸状でない部分（上から見て何等折曲点のない）
を有する様に成っている。これは特に前縁の部分的な凹
状部によって生じられる衝撃の集中現象を避けるように
することが出来る。更に、羽根の先端部における衝撃の
除去や減少は強い後退角によって増大され、この後退角
の効果は当該部分の長い翼弦長さによって増大される。
【００２８】ピッチ変換軸心周りの空力学的力の釣り合
いは、羽根の内部分全体（第１領域）と、翼弦長さの変
化と、羽根全体の中心がピッチ軸心上に少なくとも実質
的に位置される様に成る空力学的中心のずれの変化とに
おけるピッチ軸心（前縁に向かって）から前方に空力学
的中心を変位することによって設けられる。この幾何学
的構成は質量の釣り合いを可能にし、非常に小さな質量
の付加や或は全く付加しないことによってピッチ軸心に
少なくとも実際に全体の重心を位置するよう出来る。全
体の中心と全体の重心はピッチ軸心に少なくとも実際に
位置され、羽根根本部分の捩り力と制御力（リンクロッ
ド、スワッシュ・プレート、シーソー、ジャッキ）が最
小に成る。
【００２９】揚力の低下の元であるが質量の重要部分を
示す羽根の内部分（第１領域）は、有効な材料の強度が
許す限り、羽根の根本に向かう翼弦の次第な減縮（“根
本のテーパー”）によって減少される。この次第な減縮
は、羽根の幅広い部分との接合部に何等関連した渦が現
れないことを保証する。この様な渦は実際に悪影響を及
ぼし、後に明らかに成る様に、特別な捩りの法則の使用
によるよりも、失速制限がこの装置によって押し戻され
ない。
【００３０】好適に、翼弦の平均長さＬｍに対する翼弦
長さＬの変化は下制限ＡＢＣＤと上制限ＥＦＧＨの間に
在って、点Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄの座標が次の数式８の通り表
される。
【００３１】
【数８】
【００３２】上記の数式８において、下制限ＡＢＣＤを
形成するようこれらの点を接続する線は、Ｌ（ｒ／Ｒ）
／Ｌｍ＝１.０５−０.８０ｘ２によって決められる放物
線形の部分ＣＤを除いた直線部分であるが、但し、ｘ＝
（ｒ／Ｒ−０.９３）／０.０７である。
【００３３】また、点Ｅ、Ｆ、Ｇ、Ｈの座標が次の数式
９によって表される。
【００３４】
【数９】
【００３５】上記の数式９において、上制限ＥＦＧＨを
形成するようこれらの点を接続する線は、Ｌ（ｒ／Ｒ）
／Ｌｍ＝１.２０−０.７５ｘ２によって決められる放物
線形の部分ＧＨを除いた直線部分であるが、但し、ｘ＝
（ｒ／Ｒ−０.９７）／０.０３である。
【００３６】これら制限内において、翼弦の平均長さＬ
ｍに関して、翼弦長さＬは、好適に羽根の長手方向に亙
って次の様に変化する、但し、ｒは羽根の基本横断面か
らボスの回転軸心までの距離、Ｒ０は羽根の内側縁から
ボスの回転軸心までの距離、Ｒ１は第１領域の外端から
ボスの回転軸心までの距離、Ｒ２は第２領域の外端から
ボスの回転軸心までの距離、Ｒ３は第３領域の外端から
ボスの回転軸心までの距離、Ｒは羽根の外縁からボスの
回転軸心までの距離、であり、 ａ）第１領域Ｒ０〜Ｒ１： 直線的に、Ｌ０＝０.７７８４００Ｌｍ〜Ｌ１＝１.０９
５０５４Ｌｍ ｂ）第２領域Ｒ１〜Ｒ２： 関数Ｌ（ｒ／Ｒ）／Ｌｍ＝１.１０３２０３＋０.００１
６３０ｘ３−０.００８ １４９（１−ｘ）３＋０.０
０４８８９ｘ（１−ｘ）（２ｘ−１） に従って、Ｌ１〜Ｌ２＝１.１０４８３３Ｌｍ であるが、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ１）／（Ｒ２−Ｒ１） ｃ）第３領域Ｒ２〜Ｒ３： Ｌ２〜Ｌ３＝１.１０４８３３Ｌｍ ｄ）第４領域Ｒ３〜Ｒ： 関数Ｌ（ｒ／Ｒ）Ｌｍ＝１.１０４８３３−０.７５３２
９０６ｘ２ に従って、Ｌ３＝１.１０４８３３Ｌｍ〜Ｌ４＝０.３５
１５４３Ｌｍ であるが、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ３）／（Ｒ−Ｒ３） である。
【００３７】更に、ピッチ変換軸心に対する各部分の空
力学的中心のずれＹ'ｆは下制限Ａ'Ｂ'Ｃ'Ｄ'と上制限
Ｅ'Ｆ'Ｇ'Ｈ'の間に在って、点Ａ'、Ｂ'、Ｃ'、Ｄ'の座
標が次の数式１０によって表される。
【００３８】
【数１０】
【００３９】上記の数式１０において、下制限Ａ'Ｂ'
Ｃ'Ｄ'を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｙ'
ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.０３１６５−０.０４２００ｘ
−０.０４５５１ｘ2によって決められる放物線形の部分
Ｃ'Ｄ'を除いた直線部分であるが、但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ
−０.９３）／０.０７である。
【００４０】また、点Ｅ'、Ｆ'、Ｇ'、Ｈ'の座標が次の
数式１１によって表される。
【００４１】
【数１１】
【００４２】上記の数式１１において、上制限Ｅ'Ｆ'
Ｇ'Ｈ'を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｙ'
ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.００３９０−０.００９００ｘ
−０.０４２６７ｘ2によって決められる放物線形の部分
ＧＨを除いた直線部分であるが、但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−
０.９７）／０.０３である。
【００４３】これら制限内において、ピッチ変換軸心に
対する空力学的中心のずれＹ'ｆは羽根の長手方向に亙
って次の様に変化する、但し、ｒは羽根の基本横断面か
らボスの回転軸心までの距離、Ｒ０は羽根の内側縁から
ボスの回転軸心までの距離、Ｒ１は第１領域の外端から
ボスの回転軸心までの距離、Ｒ２は第２領域の外端から
ボスの回転軸心までの距離、Ｒ３は第３領域の外端から
ボスの回転軸心までの距離、Ｒは羽根の外縁からボスの
回転軸心までの距離、であり、 ａ）第１領域Ｒ０〜Ｒ１： Ｙ０＝０.００２９２４２Ｒ〜Ｙ１＝０.０１２２８２
Ｒ、Ｙ'ｆ＝０.０１４４４９ｒ ｂ）第２領域Ｒ１〜Ｒ２： 関数Ｙ'ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝０.０１０９６８９０−０.
００７７２３６３ｘ３ ＋０．００１３１３５３（１−ｘ
３ ）−０．００４５１８５８ｘ（１−ｘ）（２ｘ−１） に従って、Ｙ１〜Ｙ２＝０.００３２４４Ｒ であるが、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ１）／（Ｒ２−Ｒ１） ｃ）第３領域Ｒ２〜Ｒ３： Ｙ２〜Ｙ３＝−０.０２４７３３Ｒ ｄ）第４領域Ｒ３〜Ｒ： 関数Ｙ'ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.０２４７３３−０.０
２３２９６ｘ−０.０４１９５５ｘ２ に従って、Ｙ３〜Ｙ４＝−０.０８９９８４Ｒ であるが、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ３）／（Ｒ−Ｒ３） である。
【００４４】更に、羽根の外先端部は、この発明に従っ
て少なくともほゞ放物線形の下向きの曲線を示し、羽根
の零揚力面に対する捩れ中心の垂直変位は、下制限Ａ"
Ｂ"Ｃ"Ｄ"と上制限Ｅ"Ｆ"Ｇ"Ｈ"との間に在って、点
Ａ"、Ｂ"、Ｃ"、Ｄ"の座標が次の数式１２によって表さ
れる。
【００４５】
【数１２】
【００４６】上記の数式１２において、下制限Ａ"Ｂ"
Ｃ"Ｄ"を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｚｖ
（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.００１−０.０１４ｘ2によって
決められる放物線形の部分Ｃ"Ｄ"を除いた直線部分であ
るが、但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９３）／０.０７であ
る。
【００４７】また、点Ｅ"、Ｆ"、Ｇ"、Ｈ"の座標は次の
数式１３によって表される。
【００４８】
【数１３】
【００４９】上記の数式１３において、上制限Ｅ"Ｆ"
Ｇ"Ｈ"を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｚｖ
（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝＋０.００１−０.００６ｘ２によって
決められる放物線形の部分Ｇ"Ｈ"を除いた直線部分であ
るが、但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９７）／０.００３であ
る。
【００５０】これら制限内において、羽根の零揚力面に
対する捩れ中心の垂直変位Ｚｖは、捩れ中心が第１、第
２、第３および第４領域の同一平面内にて、Ｚｖ（ｒ／
Ｒ）／Ｒ＝−０.０９０５ｘ2で残るよう成っている、但
しｘ＝（ｒ−Ｒ３）／（Ｒ−Ｒ３）である。
【００５１】好適に、第１、第２、第３および第４領域
は、Ｒ０＝０.２０２３８０Ｒ、Ｒ１＝０.８５００００
Ｒ、Ｒ２＝０.８９００００Ｒ、Ｒ３＝０.９５００００
Ｒによって決められる。
【００５２】更に、好適に、Ｒを羽根の外縁からボスの
回転軸心までの距離である羽根の全長とした場合に、Ｒ
０〜ＲI＝羽根の０.４０〜０.５０Ｒなる領域、好適に
は０.４６Ｒと、ＲII＝羽根の０.７５〜０.８５Ｒなる
領域、好適には０.８０Ｒと羽根のＲとにおいて、空力
学的設定の変化率は半径ｒで直線的に変化可能で、この
変化率は好適には半径Ｒにより分けられた−１２°に少
なくともほゞ等しく、中心領域ＲI、ＲIIにおいては、
一定である空力学的設定の変化率は領域Ｒ０〜ＲIとＲI
I〜Ｒの空力学的設定の変化率の１.５倍に等しく、好適
には半径Ｒにより分けられた少なくともほゞ−１８°に
等しい。
【００５３】添付図面はこの発明が如何に実施出来るか
を容易に理解できる様にしている。これら図面におい
て、同一符号は同一部材を示している。
【００５４】
【実施例】この発明に従った図１に示される後退角翼端
を有した羽根１の一方が概略的に示され、他方の羽根は
図示されていない。羽根１は関節支持部材３、特に通常
における様にピッチ制御変換軸心と呼ばれる軸心周りの
羽根のピッチ変換接合によってボス２に連結されてい
る。
【００５５】更に、前縁５と後縁６を有する羽根１は、
図１に１つが示される連続する基本横断面７によって形
成されている。各基本横断面７はボス２の回転軸心２Ａ
から横断面を隔てる距離ｒにおいて同じであり、決めら
れた翼弦長さＬと空力学的中心（空力学的揚力の変化の
作用点）とを示しており、羽根の長さ方向に沿った空力
学的中心の曲線８が図２および図３に示されている。連
続する横断面７に直交するピッチ変換軸心に対する空力
学的中心のずれは図２および図３に明示される様に羽根
の後退角を決める。
【００５６】この発明に従った羽根１の表面を厳正に決
めるよう成す幾何学的構成が以下に説明されよう。
【００５７】構成基準データは、原点ｏが回転翼の中心
である直角三面体と成る様に選ばれる。
【００５８】軸心ＯＸはピッチ変換軸心４であるので、
第１座標は回転中心ｏから測った半径ｒと一致する。軸
心ＯＸと直交する第２軸心ＯＹは設定基準方向を構成
し、前縁５に向かって任意に方向決めされる。第３軸心
ＯＺは軸心ＯＸ、ＯＹによって決められる平面に直角
で、上方（翼型の上面）に向かって任意に方向決めされ
る。併し、時計方向に回転する回転翼において全て有効
に残っていることが理解される。
【００５９】面ＯＸ、ＯＹは構成面または基準面と呼ば
れる。面ＯＸ、ＯＹは羽根によって決められる羽根の零
揚力面と一致するよう選ばれる。羽根の面（羽根の外
被）は、全て互いに面ＯＸ、ＯＹに対して平行で且つピ
ッチ変換軸心ＯＸに対して直角な一連の基本横断面７に
よって形成される。
【００６０】各基本横断面は、ＲＯ（空力学的中心部分
の始まり）とＲ（羽根の外先端）の間に在る半径ｒ（軸
心ＯＹまでの横断面の距離）と同じに出来る。
【００６１】羽根１の基本横断面７の形状を決めるパラ
メータ、すなわち要素は以下の通りである。ピッチ軸心
に直角に測った翼弦Ｌの長さ（Ｌはｒ2で測った翼弦の
平均長さである）；翼弦△Ｙｆに平行な捩れＶの中心に
対する空力学的中心Ｆの変位、但し、Ｙｆ、Ｚｆは構成
基準装置の中心Ｆ（翼弦の前１／４と中間厚さに大体位
置されている）の座標であり、Ｙは全体中心の翼弦にお
ける位置を示し、Ｙ’ｆは構成平面（捩れのない）に突
出した中心の位置である；構成基準フレームの座標Ｙ
ｖ、Ｚｖにより与えられる捩れＶの中心の位置；機首上
げの時にＯＹ方向に対して測って、θｇ＝θａ＋αｏの
関係によって空力学的設定θａから導かれた幾何学的設
定θｇ、但し、αｏは基本横断面の零揚力迎え角である
（実際に、計算される設定は幾何学的設定θｇではな
く、横断面の零揚力方向に対して測定した空力学的設定
θａである。分離θｇ−θａは問題の横断面の翼型の零
揚力迎え角αｏに等しい。この分離は現今では放棄され
た対称的な形状において零であり、θａとθｇの間の区
別が今日の形状において重要である。直線や直線でない
今、問題の捩れの法則は従って空力学的設定θａに関連
している）；一連の式や或は数値表によって説明される
一般的な翼型の外形。
【００６２】図８ａ、図８ｂ、図８ｃは以下に説明され
る様に特別な断面を示している。
【００６３】中心Ｆと前縁Ｂと後縁Ｍの位置が次の数式
１４から導かれる。
【００６４】
【数１４】
【００６５】上記の数式１４において、 但し、ΔＹｂ＝ΔＹｆ＋１／４Ｌ ΔＹｍ＝ΔＹｆ−３／４Ｌ ΔＺｆ＝ｚｆ−ｚｖ ΔＺｂ＝ΔＺｍ＝−ｚｖ である。また、ｚｖとｚｆは点Ｖ、Ｆから基準翼弦（横
座標ΔＹｂ、ΔＹｆでの翼型の中間厚さ）迄の距離で、
ΔＹｆとΔＺｆは形状に連結された軸心の捩れの中心に
関する中心の位置を示している。
【００６６】空力学的中心は、迎え角変化に対する揚力
変化の作用点として決めることが出来る。一般に、前縁
から測った翼弦の１／４に近接して位置される。
【００６７】空力学的設定θａは一般に付加定数（図
７）内で決められる。この定数を決めるよう、従って、
零揚力面（この羽根１の回転が軸心ＯＺ周りに行われた
り、或は空中停止飛行中であれば、羽根１の全空力学的
揚力は正確に零である）に対応してＯＸ、ＯＹ面を造る
ようＯＸ、ＯＹ面に関して横断面を位置決めするよう出
来る１つの方法は、次の数式１５によって決められる。
【００６８】
【数１５】
【００６９】上記の数式１５において、但し、ＳＮは正
か負に成り、定数ＳＮ／ＳＤはθａ（ｒ）から減算され
るので、従って、零になる。
【００７０】また、上記の数式１５から、零揚力面の特
長をＯＸ、ＯＹ面に付与する適宜な角度θａ（ｒ）−
［ＳＮ／ＳＤ］＋αｏに従ったＯＸ、ＯＹ面に関して横
断面が幾何学的に設定される。
【００７１】この発明の主要部を形成する羽根は４つの
部分に分けられて、以下に特記される特別な区分を必要
とする捩れと別個に説明するよう出来る。これら４つの
部分は、内部分と呼ばれ、空力学的部分の出発部分に対
応する部分Ｒ０から全半径Ｒの７５％〜８７％の間に位
置する部分Ｒ１まで延びる領域１、変化部分と呼ばれ、
部分Ｒ１から全半径Ｒの８７％〜９３％の間に位置され
た部分Ｒ２まで延びる領域２、後退角部分と呼ばれ、部
分Ｒ２から全半径Ｒの９３％〜９７％の間に位置された
部分Ｒ３まで延びる領域３、“翼先端”と呼ばれ、部分
３から羽根の自由端（半径Ｒ）まで延びる領域４。
【００７２】捩れの説明は３つの領域への区分を必要と
する：部分Ｒ０から全半径Ｒの４０％〜５０％の間に位
置された部分ＲIまで延びる領域I、部分ＲIから全半径
Ｒの７５％〜８５％の間に位置された部分ＲIIまで延び
る領域II（中央部）、部分ＲIIから羽根の自由端（半径
Ｒ）まで延びる領域III。
【００７３】推奨実施例において、以下の様に上述の４
つの領域１、２、３、４を決めることが出来る。 Ｒ０＝０.２０２３８０Ｒ、Ｒ１＝０.８５００００Ｒ、
Ｒ２＝０.８９００００Ｒ、Ｒ３＝０.９５００００Ｒ．
【００７４】図８ａ、図８ｂおよび図８ｃに示される部
分７は次の通りであることが注意される：図８ａにおい
て、ｒ≦ＲＵ、点Ｕが図５で決められ、点Ｖがこの場合
には軸心ＯＸ上で翼型の中間厚さに設けられる、図８ｂ
において、ＲＵ＜ｒ≦Ｒ３、点ＦとＶが翼型（Ｚｖ＝Ｚ
ｆ）の中間厚さに在ってＯＸ、ＯＹ面内に位置される時
に点ＦとＶは一致される、図８ｃにおいて、ｒ＞Ｒ３、
点ＦとＶが翼型の中間厚さに配置されてＯＸ、ＯＹ面の
下に位置される時に点ＦとＶは一致される。
【００７５】翼弦の法則は図４の曲線ＰＱＲＳＴに従っ
て変化する（羽根の長さに沿った平均翼弦Ｌに関する翼
弦Ｌの変化）：部分ＰＱ（領域１）：変化はＬ０＝０.
７７８４００ＬｍからＬ１＝１.０９５０５４Ｌｍまで
直線的である、部分ＱＲ（領域２）：変化は、関数Ｌ
（ｒ／Ｒ）／Ｌｍ＝１.１０３２０３＋０.００１６３０
ｘ３−０.００８１４９（１−ｘ）３＋０.００４８８９
ｘ（１−ｘ）（２ｘ−１）に従って、Ｌ１からＬ２＝
１.１０４８３３Ｌｍまで三次元である、但し、ｘ＝
（ｒ−Ｒ１）／（Ｒ２−Ｒ１）である、部分ＲＳ（領域
３）：翼弦は一定で、Ｌ２＝Ｌ３＝１.１０４８３３Ｌ
ｍに等しい、部分ＳＴ（領域４）：変化は、関数Ｌ（ｒ
／Ｒ）／Ｌｍ＝１.１０４８３３−０.７５３２９０ｘ２
に従って、Ｌ３＝１.１０４８３３ＬｍからＬ４＝０.３
５１５４３Ｌｍまで放物線である、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ
３）／（Ｒ−Ｒ３）である。
【００７６】上述の式は微分係数ｄＬ／ｄｒの連続変化
を設けるよう選ばれ、羽根１の前縁５と後縁６の必要な
状態は何等の破損も示さない。
【００７７】ピッチ変換軸心に関する空力学的中心Ｆの
ずれは部分的後退角Λ＝ｔｇ-1（ｄＹ’ｆ／ｄｒ）を決
める。
【００７８】図５において、中心のずれは構成面ＯＸ、
ＯＹへの投影、すなわち曲線ＰＱＲＳＴに従って変化す
るＹ’ｆ＝Ｙｖ＋ΔＹｆによって決められる：部分ＰＱ
（領域１）：変化はＹ０＝０.００２９２４２ＲからＹ
１＝０.０１２２８２Ｒまで、すなわちＹ’ｆ＝０.０１
４４４９ｒの直線である、 部分ＱＲ（領域２）：変化は、関数Ｙ’ｆ（ｒ／Ｒ）／
Ｒ＝０.０１０９６８９０−０.００７７２３６３ｘ3＋
０.００１３１３５３（１−ｘ）3−０.００４５１８５
８ｘ（１−ｘ）（２ｘ−１）に従って、Ｙ１からＹ２＝
０.００３２４４Ｒまで三次元である、但し、ｘ＝（ｒ
−Ｒ１）／（Ｒ２−Ｒ１）である、 部分ＲＳ（領域３）：変化はＹ２からＹ３＝−０.０２
４７３３Ｒ（これは一定の後退角Λ＝２５°に対応す
る）まで直線的である、 部分ＳＴ（領域４）：変化は、関数Ｙ’ｆ（ｒ／Ｒ）／
Ｒ＝−０.０２４７３３−０.０２３２９６ｘ−０.０４
１９５５ｘ2に従って、Ｙ３からＹ４＝−０.０８９９８
Ｒまで放物線である、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ３）／（Ｒ−
Ｒ３）である。
【００７９】上述の式は微分係数ｄＹ’ｆ／ｄｒの連続
変化を確実にするよう選ばれ、羽根の前縁と後縁の必要
な状態は何等の“破損”も示さない。
【００８０】更に、上述のパラメータの選択によって、
羽根の全体中心と揚力変化の作用点がピット軸心に関す
る位置Ｙによって次の数式１６により決められる。
【００８１】
【数１６】
【００８２】上記の数式１６による位置Ｙはピッチ軸心
と実際に一致していて、該位置Ｙは−０.０００８Ｒで
あり、従って、羽根の根本の空力学的捩り力とリンクロ
ッド上の力の空力学的部分は最小に成る。
【００８３】一定の平均翼弦Ｌを有する羽根において、
先に決められた制限内に有る４つの上述の領域１、２、
３、４の分布の別の選択は、ピッチ変換軸心に関する羽
根の全体空力学的中心の位置決めを実際に確実にするよ
う一方において平均翼弦Ｌに対する翼弦Ｌの羽根の延長
部に沿った変換の上述にて提案した一般法則に適宜決め
られるパラメータに関連でき、他方においてピッチ変換
軸心に対する空力学的中心のずれＹ’ｆに関連できるこ
とが注意されよう。
【００８４】中心のずれがＹ’ｆ＝Ｙｖ＋ΔＹｆに等し
く、捩れＹｖの中心のずれと、中心決めのずれΔＹｆと
の種々な組合せによって得られることがまた注意されよ
う。併し、前から見て遠心力によって導かれる歪みを従
って最小にするよう成る時に羽根の直線形状を維持する
様に羽根の根本の領域において翼長さの大部分に亙って
ピッチ変換軸心と一致して捩れＶの中心を維持するよう
所要される。実際に、Ｙｖは羽根の根本から、中心の線
とピッチ変換軸心との交点Ｕにて零に成る（図５）。こ
の点を越えて、捩れの中心は中心と一致し、 ｒ＜ＲＵ：Ｙｖ（ｒ）＝０， ΔＹｆ＝
Ｙ’ｆ（ｒ） ｒ＞ＲＵ：Ｙｖ（ｒ）＞Ｙ’ｆ（ｒ）， ΔＹｆ
（ｒ）＝０ である。
【００８５】更に、上述にて決められた構成面に関する
捩れＶの中心の垂直変位は図６の曲線ＰＱＲＳＴに従っ
て変化する、部分ＰＱ、ＱＲ、ＲＳ（領域１、２、３）
において、捩れの中心は構成面内に有り、Ｚｖ＝０であ
り、部分ＳＴ（領域４）において、変化は、関数Ｚｖ
（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.０９０５Ｘ２に従ってＺｖ＝０
からＺｖ＝−０.０９０５Ｒまで放物線である。但し、
ｘ＝（ｒ−Ｒ３）／（Ｒ−Ｒ３）である。
【００８６】この前進下方変位は、次の羽根との相互作
用が特に空中停止飛行と降下状態中に相当低減される様
な位置に羽根の後縁に周辺渦を持って来るよう造ること
が出来る。
【００８７】更に、空力学的設定θａは図７の線ＫＬＭ
Ｎに沿って配分できる。３つの領域は次の部分I、IIに
よって決められる。 ＲI＝０.４６Ｒ ＲII＝０.８０Ｒ
【００８８】領域I、IIIにおいて、捩れ率は一定で、全
半径Ｒに関して−１２°に等しく出来、中央領域II（部
分ＬＭ）においては一定で、全半径Ｒに関して−１８°
ち等しく出来、従って、領域I、IIIに関して５０％の増
加である（図７）。
【００８９】実際に、失速限界を押し戻すために、羽根
の残部における捩れを変更することなく約５０％の中央
部ＲI、ＲIIの捩れを増加するだけで十分である。以下
に説明される簡単な基準は、与えられた捩れの法則がこ
の性質を持っていても決めるよう出来る。
【００９０】図７において、直線ＫＮは第１空力学的部
分Ｒ０を外端部Ｒに接合するよう引かれ（鎖線）、点
Ｉ、Ｊは直線ＫＮとＲの５０％、８０％の部分との交点
で決められ、点Ｉ’、Ｊ’はＲの５０％、８０％の部分
に空力学的設定を与えるよう決められる。
【００９１】基準は、もし、０.０３（θＫ−θＮ）＜
（θＩ’−θＩ）＜０.１０（θＫ−θＮ）で、−０.１
０（θＫ−θＮ）＜（θＪ’−θＪ）＜−０.０３（θ
Ｋ−θＮ）であれば、２つの端部（θＫ−θＮ）間の設
定分離との比較により分離（θＩ’−θＩ）と（θＪ’
−θＪ）を審理して成り、従って、審理した捩れの法則
は上述した特性を有する。
【００９２】更に、翼弦と空力学的中心（後退角）と捩
れ中心の垂直変位（上反り）との先に決められた変化は
図４、５、６の制限ＡＢＣＤとＥＦＧＨ、Ａ'Ｂ'Ｃ'Ｄ'
とＥ'Ｆ'Ｇ'Ｈ'、Ａ"Ｂ"Ｃ"Ｄ"とＥ"Ｆ"Ｇ"Ｈ"の間に有
って、この発明に従った羽根の必要な特性を維持する。
これら制限は次の点によって決められる。 １）翼弦の変化の法則において、下制限ＡＢＣＤの、点
Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄの座標は次の数式１７によって決められ
る。
【００９３】
【数１７】
【００９４】上記の数式１７において、下制限ＡＢＣＤ
を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｌ（ｒ／
Ｒ）Ｌｍ＝１.０５−０.８０ｘ２によって決められる放
物線形の部分ＣＤを除いた直線部分である。但し、ｘ＝
（ｒ／Ｒ−０.９３）／０.０７である。
【００９５】また、上制限ＥＦＧＨの、点Ｅ、Ｆ、Ｇ、
Ｈの座標は次の数式１８によって決められる。
【００９６】
【数１８】
【００９７】上記の数式１８において、上制限ＥＦＧＨ
を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｌ（ｒ／
Ｒ）Ｌｍ＝１.２０−０.７５ｘ２によって決められる放
物線形の部分ＧＨを除いた直線部分である。但し、ｘ＝
（ｒ／Ｒ−０.９７）／０.０３である。
【００９８】２）空力学的中心の変化の法則において、
下制限Ａ'Ｂ'Ｃ'Ｄ'の、点Ａ'、Ｂ'、Ｃ'、Ｄ'の座標は
次の数式１９によって決められる。
【００９９】
【数１９】
【０１００】上記の数式１９において、下制限Ａ'Ｂ'
Ｃ'Ｄ'を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｙ'
ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.０３１６５−０.０４２００ｘ
−０.０４５５１ｘ2によって決められる放物線形の部分
Ｃ'Ｄ'を除いた直線部分である。但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−
０.９３）／０.０７である。
【０１０１】更に、上制限Ｅ'Ｆ'Ｇ'Ｈ'の、点Ｅ'、
Ｆ'、Ｇ'、Ｈ'の座標は次の数式２０によって決められ
る。
【０１０２】
【数２０】
【０１０３】上記の数式２０において、上制限Ｅ'Ｆ'
Ｇ'Ｈ'を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｙ'
ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.００３９０−０.００９００ｘ
−０.０４２６７ｘ2によって決められる放物線形の部分
ＧＨを除いた直線部分である。但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−
０.９７）／０.０３である。
【０１０４】３）捩れ中心の垂直変位において、下制限
Ａ"Ｂ"Ｃ"Ｄ"の、点Ａ"、Ｂ"、Ｃ"、Ｄ"の座標は次の数
式２１によって決められる。
【０１０５】
【数２１】
【０１０６】上記の数式２１において、下制限Ａ"Ｂ"
Ｃ"Ｄ"を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｚｖ
（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.００１−０.０１４ｘ2によって
決められる放物線形の部分Ｃ"Ｄ"を除いた直線部分であ
る。但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９３）／０.０７である。
【０１０７】上制限Ｅ"Ｆ"Ｇ"Ｈ"の、点Ｅ"、Ｆ"、
Ｇ"、Ｈ"の座標は次の数式２２によって決められる。
【０１０８】
【数２２】
【０１０９】上記の数式２２において、上制限Ｅ"Ｆ"
Ｇ"Ｈ"を形成するようこれらの点を接続する線は、Ｚｖ
（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝＋０.００１−０.００６ｘ2によって
決められる放物線形の部分Ｇ"Ｈ"を除いた直線部分であ
る。但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９７）／０.０３である。
【０１１０】図２の表示に関し、図３は、図４、５、６
の点Ｒ、Ｓが実際に一致するまで先端に向かって変化部
分（領域２）を更に延ばすと共に、更に内方に“羽根先
端”を延ばすことによって得られる羽根１の平面形状を
示していることが理解されよう。
【０１１１】要約すると、この発明は、羽根１を形成す
るよう次の４つの基本的幾何学的特長を用いている。 １）翼弦法則、Ｌ／Ｌｍ＝ｆ（ｒ／Ｒ）の形状の羽根の
表面の放射方向分布、 ２）翼弦方向の中心の変位の法則、Ｙ'ｆ／Ｒ＝ｆ（ｒ
／Ｒ）の形の後退角の放射方向分布、 ３）構成面の外の捩れの中心の変位の法則、Ｚｖ／Ｒ＝
ｆ（ｒ／Ｒ）の形の上反りの放射方向分布、 ４）設定法則、θａ＝ｆ（ｒ／Ｒ）の形の捩れの放射方
向分布。
【０１１２】これら４つの特長は回転翼の作動を制限す
る３つの現象、すなわち衝撃波、失速、羽根／渦相互作
用に対抗するよう用いられる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明に従ったヘリコプター回転翼の概略斜
視図である。
【図２】この発明に従った羽根の１つの実施例の上から
見た図である。
【図３】この発明に従った羽根の別の１つの実施例の上
から見た図である。
【図４】羽根の長さ方向に沿った翼弦長さの変化を示す
曲線である。
【図５】羽根の長さ方向に沿った空力学的中心のずれの
変化を示す曲線である。
【図６】羽根の構成面に対する捩れ中心のの垂直変位を
示す曲線である。
【図７】羽根の長手方向に沿った空力学的設定の変化を
示す曲線である。
【図８】ａは羽根の長手方向の１つの位置での羽根の基
本横断面を示す図で、ｂは別の位置での羽根の基本横断
面を示す図で、ｃは更に別の位置での羽根の基本横断面
を示す図である。
【符号の説明】
１ 羽根 ２ ボス ３ 関節支持部材 ４ 回転軸心 ５ 前縁 ６ 後縁 ７ 基本横断面
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭64−22698（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−167599（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 11/18 B64C 27/04

Claims (12)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ボス(2)が羽根(1)に連結されてボスの軸
    心周りに回転駆動されるよう出来る回転翼部分を形成す
    るよう成った航空機回転翼の後退角先端を有した羽根に
    おいて、前縁(5)と後縁(6)とを有していてボスの回転軸
    心から夫々離している間隔が同じである連続する基本横
    断面(7)によって形成され決められた翼弦形状とピッチ
    変換軸心に対してずれ各横断面に直角で翼の後退角を決
    める空力学的中心とを夫々表しており、前記羽根(1)は
    長手方向に沿って羽根の内縁Ｒ０からボスの回転軸心よ
    り測って羽根の全長の７５％と８７％の間に位置された
    第１部分Ｒ１に延びる第１領域と、第１部分Ｒ１から羽
    根の全長の８７％と９３％の間に位置された第２部分Ｒ
    ２に延びる第２領域と、第２部分Ｒ２から羽根の全長の
    ９３％と９７％の間に位置された第３部分Ｒ３に延びる
    第３領域と、第３部分Ｒ３から羽根の自由外縁Ｒに延び
    る第４領域とを有し、翼弦長さＬは第１領域内でほゞ直
    線的に長く成り第２領域内で三次元的関数に従って変化
    し第３領域内では一定で第４領域内では放物線関数に従
    って変化するので、羽根(1)は羽根の内外縁に向かって
    二重に発達するテーパーを表し、翼弦の長さの変化は長
    手方向に沿った羽根の前縁(5)と後縁(6)が途切れること
    なく、前縁は凸状の直線的部分だけを有して後縁は凹状
    の直線的部分だけを有し、ピッチ変換軸心に対する空力
    学的中心のずれＹ'ｆは第１領域内で直線的に変化する
    ので、空力学的中心は第１領域内の前縁(5)に向かって
    ずれて第２領域内の三次元的関数に従って変化すると共
    に第３領域内で直線的に変化し第４領域内で放物線的関
    数に従って変化するので、羽根(1)は後退角を示し、空
    力学的中心のずれの変化は長手方向に沿った羽根の前縁
    (5)と後縁(6)が途切れていない羽根。
  2. 【請求項２】 翼弦の平均長さＬｍに対する翼弦長さＬ
    の変化は下制限ＡＢＣＤと上制限ＥＦＧＨの間に在っ
    て、点Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄの座標が次の数式１によって表さ
    れ、 【数１】 下制限ＡＢＣＤを形成するようこれらの点を接続する線
    は、Ｌ（ｒ／Ｒ）／Ｌｍ＝１.０５−０.８０ｘ２によっ
    て決められる放物線形の部分ＣＤを除いた直線部分であ
    るが、但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９３）／０.０７であ
    り、 点Ｅ、Ｆ、Ｇ、Ｈの座標が次の数式２によって表され、 【数２】 上制限ＥＦＧＨを形成するようこれらの点を接続する線
    は、Ｌ（ｒ／Ｒ）／Ｌｍ＝１.２０−０.７５ｘ２によっ
    て決められる放物線形の部分ＧＨを除いた直線部分であ
    るが、但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９７）／０.０３である
    請求項１記載の羽根。
  3. 【請求項３】 翼弦の平均長さＬｍに関して、翼弦長さ
    Ｌは、羽根の長手方向に亙って次の様に変化する、但
    し、 ｒは羽根の基本横断面からボスの回転軸心までの距離、 Ｒ０は羽根の内側縁からボスの回転軸心までの距離、 Ｒ１は第１領域の外端からボスの回転軸心までの距離、 Ｒ２は第２領域の外端からボスの回転軸心までの距離、 Ｒ３は第３領域の外端からボスの回転軸心までの距離、 Ｒは羽根の外縁からボスの回転軸心までの距離、であ
    り、 ａ）第１領域Ｒ０〜Ｒ１： 直線的に、Ｌ０＝０.７７８４００Ｌｍ〜Ｌ１＝１.０９
    ５０５４Ｌｍ ｂ）第２領域Ｒ１〜Ｒ２： 関数Ｌ（ｒ／Ｒ）／Ｌｍ＝１.１０３２０３＋０.００１
    ６３０ｘ３−０.００８１４９（１−ｘ）３＋０.００４
    ８８９ｘ（１−ｘ）（２ｘ−１） に従って、Ｌ１〜Ｌ２＝１.１０４８３３Ｌｍ であるが、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ１）／（Ｒ２−Ｒ１） ｃ）第３領域Ｒ２〜Ｒ３： Ｌ２〜Ｌ３＝１.１０４８３３Ｌｍ ｄ）第４領域Ｒ３〜Ｒ： 関数Ｌ（ｒ／Ｒ）Ｌｍ＝１.１０４８３３−０.７５３２
    ９０ｘ２ に従って、Ｌ３＝１.１０４８３３Ｌｍ〜Ｌ４＝０.３５
    １５４３Ｌｍ であるが、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ３）／（Ｒ−Ｒ３） である請求項２記載の羽根。
  4. 【請求項４】 第１、第２、第３および第４領域は、Ｒ
    ０＝０.２０２３８０Ｒ、Ｒ１＝０.８５００００Ｒ、Ｒ
    ２＝０.８９００００Ｒ、Ｒ３＝０.９５００００Ｒによ
    って決められる請求項３記載の羽根。
  5. 【請求項５】 ピッチ変換軸心に対する各部分の空力学
    的中心のずれＹ'ｆは下制限Ａ'Ｂ'Ｃ'Ｄ'と上制限Ｅ'
    Ｆ'Ｇ'Ｈ'の間に在って、点Ａ'、Ｂ'、Ｃ'、Ｄ'の座標
    が次の数式３によって表され、 【数３】 下制限Ａ'Ｂ'Ｃ'Ｄ'を形成するようこれらの点を接続す
    る線は、Ｙ'ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.０３１６５−０.
    ０４２００ｘ−０.０４５５１ｘ２によって決められる
    放物線形の部分Ｃ'Ｄ'を除いた直線部分であるが、但
    し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９３）／０.０７であり、 点Ｅ'、Ｆ'、Ｇ'、Ｈ'の座標が次の数式４によって表さ
    れ、 【数４】 上制限Ｅ'Ｆ'Ｇ'Ｈ'を形成するようこれらの点を接続す
    る線は、Ｙ'ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.００３９０−０.
    ００９００ｘ−０.０４２６７ｘ２によって決められる
    放物線形の部分ＧＨを除いた直線部分であるが、但し、
    ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９７）／０.０３である請求項１記載
    の羽根。
  6. 【請求項６】 ピッチ変換軸心上の羽根の全体空力学的
    中心の位置決めを実質的に確実にするために、ピッチ変
    換軸心に対する各部分の空力学的中心のずれＹ'ｆは羽
    根の長手方向に亙って次の様に変化する、但し、 ｒは羽根の基本横断面からボスの回転軸心までの距離、 Ｒ０は羽根の内側縁からボスの回転軸心までの距離、 Ｒ１は第１領域の外端からボスの回転軸心までの距離、 Ｒ２は第２領域の外端からボスの回転軸心までの距離、 Ｒ３は第３領域の外端からボスの回転軸心までの距離、 Ｒは羽根の外縁からボスの回転軸心までの距離、であ
    り、 ａ）第１領域Ｒ０〜Ｒ１： Ｙ０＝０.００２９２４２Ｒ〜Ｙ１＝０.０１２２８２
    Ｒ、Ｙ'ｆ＝０.０１４４４９ｒ ｂ）第２領域Ｒ１〜Ｒ２： 関数Ｙ'ｆ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝０.０１０９６８９０−０.
    ００７７２３６３ｘ３ ＋０．００１３１３５３（１−ｘ
    ３ ）−０．００４５１８５８ｘ（１−ｘ）（２ｘ−１） に従って、Ｙ１〜Ｙ２＝０.００３２４４Ｒ であるが、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ１）／（Ｒ２−Ｒ１） ｃ）第３領域Ｒ２〜Ｒ３： Ｙ２〜Ｙ３＝−０.０２４７３３Ｒ ｄ）第４領域Ｒ３〜Ｒ： 関数Ｙ'ｆ（ｒ／Ｒ）＝−０.０２４７３３−０.０２３
    ２９６ｘ−０.０４１９５５ｘ２ に従って、Ｙ３〜Ｙ４＝−０.０８９９８４Ｒ であるが、但し、ｘ＝（ｒ−Ｒ３）／（Ｒ−Ｒ３） である請求項４記載の羽根。
  7. 【請求項７】 長手方向に沿って決められた４つの領域
    に翼弦Ｌが分けられて、長手方向に沿って各領域の変化
    の法則の要素は一方において平均翼弦Ｌに対する各部分
    の翼弦長さＬで、他方においてピッチ変換軸心に対する
    各部分の空力学的中心のずれＹ'ｆであり、ピッチ変換
    軸心上の羽根の全体空力学的中心の位置決めを確実にし
    ている請求項２記載の羽根。
  8. 【請求項８】 羽根の外先端部は少なくともほゞ放物線
    形の下向きの曲線を示し、羽根の零揚力面に対する捩れ
    中心の垂直変位は、下制限Ａ"Ｂ"Ｃ"Ｄ"と上制限Ｅ"Ｆ"
    Ｇ"Ｈ"との間に在って、点Ａ"、Ｂ"、Ｃ"、Ｄ"の座標が
    次の数式５によって表され、 【数５】 下制限Ａ"Ｂ"Ｃ"Ｄ"を形成するようこれらの点を接続す
    る線は、Ｚｖ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.００１−０.０１４
    ｘ２によって決められる放物線形の部分Ｃ"Ｄ"を除いた
    直線部分であるが、但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９３）／
    ０.０７であり、 点Ｅ"、Ｆ"、Ｇ"、Ｈ"の座標は次の数式６によって表さ
    れ、 【数６】 上制限Ｅ"Ｆ"Ｇ"Ｈ"を形成するようこれらの点を接続す
    る線は、Ｚｖ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝＋０.００１−０.００６
    ｘ２によって決められる放物線形の部分Ｇ"Ｈ"を除いた
    直線部分であるが、但し、ｘ＝（ｒ／Ｒ−０.９７）／
    ０.０３である請求項１記載の羽根。
  9. 【請求項９】 羽根の零揚力面に対する捩れ中心の垂直
    変位Ｚｖは、捩れ中心が第１、第２、第３および第４領
    域の同一平面内にて、Ｚｖ（ｒ／Ｒ）／Ｒ＝−０.０９
    ０５ｘ２で残るよう成っている、但しｘ＝（ｒ−Ｒ３）
    ／（Ｒ−Ｒ３）である請求項８記載の羽根。
  10. 【請求項１０】 Ｒを羽根の外縁からボスの回転軸心ま
    での距離である羽根の全長とした場合に、Ｒ０〜ＲI＝
    羽根の０.４０〜０.５０Ｒなる領域と、ＲII＝羽根の
    ０.７５〜０.８５Ｒなる領域とにおける空力学的設定の
    変化率が一定で且つ予定された値に等しく、中心領域Ｒ
    I〜ＲIIにおいて一定である空力学的設定の変化率が予
    定された値の少なくともほゞ１.５倍である請求項１記
    載の羽根。
  11. 【請求項１１】 予定された値が半径Ｒにより分けられ
    た−１２°に少なくともほゞ等しく、中心領域ＲI、ＲI
    Iにおける空力学的設定の変化率が半径Ｒにより分けら
    れた少なくともほゞ−１８°に等しく成った請求項１０
    記載の羽根。
  12. 【請求項１２】 ＲI＝０.４６Ｒで、ＲII＝０.８０Ｒ
    である請求項１０記載の羽根。
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Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5597138A (en) * 1991-09-30 1997-01-28 Arlton; Paul E. Yaw control and stabilization system for helicopters
US5749540A (en) * 1996-07-26 1998-05-12 Arlton; Paul E. System for controlling and automatically stabilizing the rotational motion of a rotary wing aircraft
FR2755941B1 (fr) * 1996-11-19 1999-01-15 Eurocopter France Pale a extremite en fleche pour voilure tournante d'aeronef
US6024325A (en) * 1997-01-09 2000-02-15 Cartercopters, Llc Rotor for rotary wing aircraft
FR2768121B1 (fr) * 1997-09-10 1999-11-19 Onera (Off Nat Aerospatiale) Pale a signature sonore reduite, pour voilure tournante d'aeronef, et voilure tournante comportant une telle pale
DE19743694C2 (de) * 1997-10-02 2001-11-15 Aloys Wobben Rotorblatt und Windenergieanlage mit einem Rotorblatt
FR2793766B1 (fr) 1999-05-21 2001-07-13 Eurocopter France Pale pour voilure tournante d'aeronef
US6720687B2 (en) * 2000-12-22 2004-04-13 General Electric Company Wake reduction structure for enhancing cavity flow in generator rotor endwindings
DE10125077B4 (de) * 2001-05-14 2014-02-06 Siegfried Pauli Der Hubschrauber
FR2865189B1 (fr) * 2004-01-21 2007-02-16 Eurocopter France Pale de voilure tournante a double fleche et effilement limites.
GB0420601D0 (en) * 2004-09-16 2004-10-20 Qinetiq Ltd Wing tip devices
US7344360B2 (en) * 2004-09-29 2008-03-18 General Electric Company Wind turbine rotor blade with in-plane sweep and devices using same, and methods for making same
US7252479B2 (en) * 2005-05-31 2007-08-07 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor blade for a high speed rotary-wing aircraft
US7600976B2 (en) 2005-05-31 2009-10-13 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor blade twist distribution for a high speed rotary-wing aircraft
US7854593B2 (en) * 2006-02-16 2010-12-21 Sikorsky Aircraft Corporation Airfoil for a helicopter rotor blade
US7762785B2 (en) * 2007-12-10 2010-07-27 Sikorsky Aircraft Corporation Main rotor blade with integral tip section
PL2123556T3 (pl) * 2008-05-22 2011-04-29 Agusta Spa Łopatka śmigła ogonowego śmigłowca
US8167567B2 (en) 2008-12-17 2012-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
GB0913602D0 (en) * 2009-08-05 2009-09-16 Qinetiq Ltd Aircraft
EP2505500B1 (en) 2011-03-31 2016-09-14 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Noise and performance improved rotor blade for a helicopter
DE102012103704A1 (de) 2011-04-30 2012-10-31 General Electric Co. Winglet für einen Rotorflügel einer Windkraftanlage
US9017036B2 (en) 2012-02-29 2015-04-28 United Technologies Corporation High order shaped curve region for an airfoil
US9103325B2 (en) 2012-03-20 2015-08-11 General Electric Company Winglet for a wind turbine rotor blade
US9845683B2 (en) 2013-01-08 2017-12-19 United Technology Corporation Gas turbine engine rotor blade
RU2538737C9 (ru) * 2013-02-11 2016-12-20 Сергей Юрьевич Кузиков Ротор "воздушное колесо". гиростабилизированный летательный аппарат и ветроэнергетическая установка, использующие ротор "воздушное колесо", наземное/палубное устройство их запуска
CN104044736B (zh) * 2014-07-08 2016-04-13 天津宏泽天成科技有限公司 无人直升机旋翼桨尖
CN104816827B (zh) * 2015-04-01 2017-04-05 天峋创新（北京）科技有限公司 一种翼尖后掠下反的低诱导阻力直升机旋翼
DE102015121502A1 (de) * 2015-12-10 2017-06-14 Christoph Fraundorfer Tragschrauberrotorblatt zur autorotatorischen Auftriebserzeugung
FR3045564B1 (fr) * 2015-12-21 2018-08-17 Airbus Helicopters Pale de rotor d'aeronef a geometrie adaptee pour l'amelioration acoustique lors de vols d'approche et l'amelioration des performances en vols stationnaire et d'avancement
FR3045565B1 (fr) 2015-12-21 2018-07-27 Airbus Helicopters Pale de rotor d'aeronef a geometrie adaptee pour l'ameloration acoustique lors d'un vol d'approche et l'amelioration des performances en vol d'avancement
CN207000809U (zh) * 2017-04-07 2018-02-13 深圳市大疆创新科技有限公司 桨叶、螺旋桨、动力套装及无人飞行器
JP6953322B2 (ja) * 2018-02-01 2021-10-27 本田技研工業株式会社 ファンブレードの形状決定方法
CN111688905B (zh) * 2020-06-10 2023-03-24 中国空气动力研究与发展中心 一种流线追踪轴对称曲面锥流场的双后掠乘波体设计方法
US20240067333A1 (en) * 2022-08-31 2024-02-29 Lockheed Martin Corporation Method of stabilizing articulated rotor blade

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB191106167A (en) * 1910-03-12 Edouard Chauviere Lucien Improvements in Aerial Screw-propellers.
US3066742A (en) * 1957-01-11 1962-12-04 Georgia Tech Res Inst Rotor blade
US3728045A (en) * 1971-09-22 1973-04-17 United Aircraft Corp Helicopter blade
US3721507A (en) * 1971-09-22 1973-03-20 United Aircraft Corp Blade for high speed helicopter
FR2479132A1 (fr) * 1980-03-25 1981-10-02 Aerospatiale Pale a hautes performances pour rotor d'helicoptere
FR2536365A1 (fr) * 1982-11-18 1984-05-25 Onera (Off Nat Aerospatiale) Pale pour propulseur d'aeronef
FR2617118B1 (fr) * 1987-06-29 1992-08-21 Aerospatiale Pale a extremite courbe pour voilure tournante d'aeronef
GB8815955D0 (en) * 1988-07-05 1988-11-16 Westland Helicopters Helicopter rotor blades
FR2636593B1 (fr) * 1988-09-19 1990-11-23 Aerospatiale Pale pour voilure tournante d'aeronef et voilure tournante comportant une telle pale
GB9022281D0 (en) * 1990-10-13 1991-02-20 Westland Helicopters Helicopter rotor blades
US5137427A (en) * 1990-12-20 1992-08-11 United Technologies Corporation Quiet tail rotor

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FR2689852B1 (fr) 1994-06-17
RU2093421C1 (ru) 1997-10-20

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