JP4535550B2 - 回転翼航空機の回転翼羽根 - Google Patents
回転翼航空機の回転翼羽根 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4535550B2 JP4535550B2 JP2000045774A JP2000045774A JP4535550B2 JP 4535550 B2 JP4535550 B2 JP 4535550B2 JP 2000045774 A JP2000045774 A JP 2000045774A JP 2000045774 A JP2000045774 A JP 2000045774A JP 4535550 B2 JP4535550 B2 JP 4535550B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- blade
- base
- chord length
- tip
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/463—Blade tips
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Toys (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機の回転翼に関し、特に回転翼航空機の発生する騒音の低減を図る回転翼航空機の回転翼羽根に関する。
【０００２】
【従来の技術】
回転翼航空機では、特に回転翼航空機が着陸する際、回転翼の回転翼羽根(Blade)が先行する回転翼羽根(Blade)の翼端から発生する翼端渦(Vortex)と干渉(Intereaction)して、ＢＶＩ騒音が発生する。このＢＶＩ騒音の大きさは翼端渦を生み出す回転翼羽根の翼端の平面形状によって左右されることが知られている。
【０００３】
回転翼航空機の回転翼１００は、図１２に示すように、複数枚の回転翼羽根１０１を有し、各回転翼羽根１０１は、例えば図１３に回転翼羽根１０１の翼端を示すように略矩形状であって、回転中心１０２の周りを回転する。
【０００４】
特に、回転翼航空機の着陸時には、先行する回転翼羽根１０１ａの翼端に発生した翼端後縁渦１０３はすぐには降下しないので、回転翼羽根１０１ａの翼端に発生した翼端後縁渦１０３に、後続する回転翼羽根１０１ｂが干渉してＢＶＩ騒音が発生する。
【０００５】
一方、図１４に示すように回転翼羽根１０１の翼端部に後退角をつけることによって、対気速度を低減させて衝撃波を弱めて衝撃騒音を低減する方法があるが、これらの翼端形状ではＢＶＩ騒音の低減を図り得るものではない。
【０００６】
従って、回転翼航空機のＢＶＩ騒音の大きさを左右する翼端渦生成に変化を与えてＢＶＩ騒音を低減する翼端形状についての多くの研究がなされている。
【０００７】
例えば、図１５に示すように、矩形翼端形状の回転翼羽根１０１の先端の前縁側に、矩形翼形状の小翼１０５を装着することで、発生する翼端渦を２つに分割して渦を弱め、結果として低ＢＶＩ騒音化を可能にしている。
【０００８】
一方、特開平４−２６２９９４号公報に開示される回転翼羽根１１０は、図１６に翼端部分１１１の平面形状を示すように、先端縁１１２を有する翼型断面のベース翼１１３に連なる先端羽根１１５を有する。
【０００９】
この回転翼羽根１１０から流出する渦は、図１７に示すように、先端羽根１１５から流出する渦１１５ａと、その内側にある後方羽根１１６から流出する渦１１６ａとのほぼ等しい強さの翼端渦に２分割され、結果としてＢＶＩ騒音が低減される。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
上記特開平４−２６２９９４号公報の回転翼羽根１１０は、先端羽根１１５から流出する渦１１５ａと後方羽根１１６から流出する渦１１６ａとのほぼ等しい強さの２つの渦に分割してＢＶＩの影響を抑制している。
【００１１】
しかし、ほぼ等しい強さの渦を２つ発生させ、これらの渦が出来るだけ長く分離状態を保持するように、先端羽根１１５のスパン長さを、ベース翼１１３の翼弦長さの５０％より大きくとることを特徴としており、渦の相互干渉の効果が弱く、加えて先端羽根１１５が細長くなり、先端羽根１１５の翼根部の強度を特に高める必要がある。
【００１２】
従って、本発明はかかる点に鑑みなされたもので、回転翼航空機のＢＶＩ騒音の原因となる翼端渦を分割し、かつ分割された翼端渦を積極的に相互干渉させて翼端渦を拡散せしめて騒音の低減を図る回転翼航空機の回転翼羽根を提供することを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成する請求項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根は、回転駆動部のロータヘッドに基端部が取り付けられた回転翼航空機の回転翼羽根において、上記回転翼羽根は、基端部が回転駆動部のロータヘッドに取り付けられたベース翼と、同一のスパン長を有して上記ベース翼の先端に設けられた複数の小翼と、を備え、上記小翼は、上記ベース翼の前縁に連続する前縁を有する前翼と、該前翼と離間すると共にベース翼の後縁に連続する後縁を有する後翼とを備えたことを特徴とする。
【００１４】
請求項１の発明によると、翼端に発生する渦は、各小翼の翼端に発生する複数の比較的弱い翼渦に分割される一方、各小翼のスパン長が等しいことから、各小翼の翼端から発生する翼渦の位置が近接し、各翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱められ拡散される。すなわち、小翼は前翼と後翼とを備え、翼端に発生する渦が、前翼の翼端に発生する前翼渦と後翼の翼端に発生する後翼渦との２つの渦に分割され、前翼に発生した前翼渦は後翼上を通過して後翼の後方に移動する一方、後翼の翼端に発生した後翼渦も後方に移動し、前翼渦と後翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱められて拡散され、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。この結果、例えば、回転翼航空機が着陸する際に、後続する回転翼羽根と、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００１７】
請求項２に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機の回転翼羽根において、ベース翼は、矩形翼端形状を有し、上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％の翼弦長を有する矩形翼形状であって、上記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％の翼弦長を有する矩形翼形状であると共に、前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の２０〜３０％でかつ、前翼と後翼との間隔がベース翼の翼弦長の２０〜５０％であることを特徴とする。
【００１８】
この請求項３の発明は、矩形翼端形状のベース翼に矩形翼形状の前翼及び後翼を配設した回転翼羽根であって、前翼及び後翼の翼弦長、スパン長、前翼と後翼の間隔を上記のように設定することによって前翼渦と後翼渦とが効率的に干渉して拡散される。
【００１９】
請求項３に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼が、後退角２０〜４０°の翼端形状を有し、上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％の翼弦長を有する翼端形状であって、上記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％の翼弦長を有する翼形状であると共に、上記前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の約２０〜３０％であり、前翼と後翼との間隔がベース翼の翼弦長の約２０〜５０％であることを特徴とする。
【００２０】
請求項３の発明によると、ベース翼が後退角を有し、前翼及び後翼が後退角を有することから、請求項２に加え、翼端部の対気速度が低減せしめられて、空気の圧縮性が緩和されて衝撃波が弱められ、遷音速特性が向上する。
【００２１】
請求項４に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼が、後退角２０〜４０°の翼端形状を有し、上記前翼は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％で、０．８以下のテーパ比を有するテーパ状であって、上記後翼は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％で、０．８以下のテーパ比を有するテーパ翼形状であると共に、上記前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の２０〜３０％であることを特徴とする。
【００２２】
請求項４の発明によると、前翼及び後翼が先細のテーパ形状であることから、翼端部の揚力分布が小さくなり、翼端部の緩和が一層改善される。
【００２３】
請求項５に記載の発明は、請求項１〜４のいずれか１項に記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、上記前翼及び後翼は、１０〜３０°の下反角を有することを特徴とする。
【００２４】
請求項５の発明によると、前翼及び後翼が下反角を有することから回転翼航空機の空中停止飛行中及び着陸時に回転翼羽根の翼端に発生した翼端渦が積極的に下方に放出され、先行する回転翼羽根によって発生した翼端渦と後続の回転翼羽根との干渉が回避されて回転のために必要なトルクの減少がもたらされる。
【００２５】
請求項６に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼は、矩形翼端形状を有し、上記小翼は、上記ベース翼の前縁に連続する前縁を有する前翼と、該前翼と離間すると共にベース翼の後縁に連続する後縁を有する後翼と、更に、上記前翼と後翼との間に配設される中翼とを備え、上記前翼、後翼、中翼は、各々上記ベース翼の翼弦長の２５％の翼弦長を有する矩形翼形状であって、前翼と中翼、中翼と後翼との各間隔がベース翼の翼弦長の１２％であることを特徴とする。
【００２６】
請求項６の発明によると、翼端に発生する渦が、前翼、中翼、後翼の各翼端に発生する３つの弱い渦に分割されると共に、より効果的に干渉して拡散され、回転翼の後続する回転翼羽根と、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦との干渉が回避乃至大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００２７】
請求項７に記載の発明は、請求項１〜６のいずれか１項に記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、回転翼の方位角毎に上記各小翼の取付角を可変制御する可変制御手段を備えたことを特徴とする。
【００２８】
請求項７の発明によると、回転翼羽根の回転に伴い変化する方位角毎に、小翼の取付角が可変制御され、各小翼の翼端から発生する翼渦を効率的に干渉させて拡散せしめると共に、失速や抗力発散の影響を回避することができる。
【００２９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の実施の形態を図により説明する。
【００３０】
（第１実施の形態）
本発明の第１実施の形態を図１乃至図５によって説明する。図１は本実施の形態における回転翼航空機の回転翼羽根１０の翼端を示す斜視図であり、図２は図１の平面図である。図１及び図２に示す回転翼羽根１０は、ロータハブ（図示せず）に複数枚取り付けられて回転翼を形成する。
【００３１】
回転翼羽根１０は、略一様な翼弦長ｃを有する矩形翼端形状のベース翼１１と、ベース翼１１の先端にそのコードに沿って設けられた比較的小さい前翼１２及び比較的大きな後翼１３の２つの小翼とを備えている。
【００３２】
前翼１２は、前縁１２ａがベース翼１１の前縁１１ａに連続すると共に、翼弦長ｃ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％の矩形翼形状に形成されている。
【００３３】
一方、後翼１３は、後縁１３ｂがベース翼１１の後縁１１ａに連続すると共に、翼弦長ｃ２が前翼１２の翼弦長ｃ１より大きく設定されたベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜５０％の矩形翼形状であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しくベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成され、前翼１２の後縁１２ｂと後翼１３の前縁１３ａとはベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜５０％程度離間している。
【００３４】
このように形成された回転翼羽根１０の翼端と従来の矩形翼端における各々の翼端渦拡散の概要を図３の示す説明図によって比較すると、同図（ａ）に示す従来の矩形翼端を有する回転翼羽根１２０においては、翼端に強い翼端渦１２０ａが発生し、この渦１２０ａは拡散されずに後方に移動する。
【００３５】
これに対し、図３（ｂ）に示す本実施の形態による回転翼羽根１０によると、翼端に発生する渦は、前翼１２の翼端に発生する前翼渦１２ｃと後翼１３の翼端に発生する後翼渦１３ｃとの比較的弱い２つの渦に分割され、前翼１２に発生した前翼渦１２ｃは後翼１３上を通過して後翼１３の翼根部近傍上から後方に移動する。
【００３６】
一方、後翼１３の翼端に発生した後翼渦１３ｃも後方に移動する。ここで前翼１２と後翼１３との各スパン長ｂ１とｂ２が略等しいことから、前翼１２の翼端から発生する前翼渦１２ｃと後翼１３の翼端から発生する後翼渦１３ｃの位置が近接し、図３（ｃ）に後方から見た前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃを示すように、前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃが積極的に互いに干渉しあって弱められ、拡散される。
【００３７】
この結果、この回転翼羽根１０から流出する渦が拡散されて弱められ、例えば、回転翼航空機が着陸する際に、回転翼の後続する回転翼羽根１０と、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００３８】
次に図４乃至図６によって、従来の回転翼羽根等と、本実施の形態による回転翼羽根との翼端渦の発生状況を風洞実験結果により比較する。
【００３９】
図４及び図５は、風速４０ｍ／ｓで迎角が１０°における上記従来の矩形翼端を有する回転翼羽根１２０と、本実施の形態における回転翼羽根１０の各後縁から１翼弦長後方位置での渦度等高線ｈ及び後流速度ベクトルｖを示している。ここで渦度等高線ｈの密度が疎であるもの、及び後流速度ベクトルｖの大きさが小であるほど渦拡散が良好であり、低ＢＶＩ騒音化がもたらされる。
【００４０】
図４と図５の風洞実験結果を比較すると、図４の翼端渦の渦度等高線ｈの密度に対し、図５は翼端渦が前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃに分割されて渦度等高線ｈが疎であることから、弱い翼端渦に分解されたことが分かる。
【００４１】
また、図６は、風速４０ｍ／ｓで迎角が１０°における上記本実施の形態における後翼１３のスパン長ｂ２を前翼１２のスパン長ｂ１に対し大きく形成した回転翼羽根１２５の後縁から１翼弦長後方位置での渦度等高線ｈ及び後流速度ベクトルｖを示している。
【００４２】
この図６と図５との風洞実験結果を比較すると、図６に対し図５は渦中心付近の後流速度ベクトルｖが約２０％減少している。即ち、図６に示す回転翼羽根１２５対し図５に示す本実施の形態による回転翼羽根１０の最大速度が減少していることが分かり、前翼１２と後翼１３のスパン長ｂ１とｂ２を略等しくすることにより効率的に前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃとの干渉、即ち効率的に拡散が行われることが確認される。
【００４３】
（第２実施の形態）
次に、図７によって本発明の第２の実施の形態を説明する。なお、図７は上記第１実施の形態における図２に対応する回転翼羽根１０の翼端を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００４４】
本実施の形態による回転翼羽根１０のベース翼１１は、略一様な翼弦長ｃを有すると共に、先端に２０〜４０°の後退角Λを有する後退角付き翼端形状を有する一方、前翼１２は、２０〜４０°の後退角Λを有する前縁１２ａ及び後縁１２ｂを備え、翼弦長ｃ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成されている。
【００４５】
また、後翼１３は、２０〜４０°の後退角Λを有する前縁１３ａ及び後縁１３ｂを備え、翼弦長ｃ２が前翼１２の翼弦長ｃ１より大きく設定されたベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜４０％であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しくベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成され、前翼１２の後縁１２ｂと後翼１３の前縁１３ａとはベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜５０％程度離間している。
【００４６】
このように形成された本実施の形態によると、ベース翼１１、前翼１２、後翼１３が後退角Λを有することから、上記第１実施の形態に加え、翼端部への対気速度が低減せしめられて、空気の圧縮性が緩和されて衝撃波が弱められ、遷音速特性が向上する。
【００４７】
（第３実施の形態）
次に、図８によって本発明の第３の実施の形態を説明する。なお、図８は上記第２実施の形態と対応する回転翼羽根１０の翼端を平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００４８】
本実施の形態による回転翼羽根１０のベース翼１１は、略一様な翼弦長ｃを有すると共に、先端に２０〜４０°の後退角Λを有する後退角付き翼端形状であって、前翼１２は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼１１の翼弦長の約２０〜３０％であって、２０〜４０°の後退角Λを有する前縁１２ａを備え、スパン長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成されると共に、翼根部から翼端まで滑らかなテーパ比が、例えば０．８以下のテーパ翼形状に形成されている。
【００４９】
一方、後翼１３は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼１１の翼弦長の約３０〜４０％で、２０〜４０°の後退角Λを有する前縁１３ａ及び、翼弦長ｃ２がベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜４０％であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しく、かつ翼根部から翼端までテーパ比が、例えば０．８以下のテーパ翼形状に形成されている。
【００５０】
このように形成された本実施の形態によると、上記第２実施の形態に加え、前翼１２及び後翼１３が先細のテーパ形状であることから、翼端部の揚力分布が小さくなり、翼端渦の緩和が一層改善される。
【００５１】
（第４実施の形態）
次に、図９によって本発明の第４の実施の形態を説明する。
【００５２】
図９は本実施の形態による回転翼羽根１０の説明図であり、（ａ）は上記第１実施の形態の図２と対応する回転翼羽根１０の翼端の平面図、（ｂ）は（ａ）の側面図である。なお、対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００５３】
本実施の形態による回転翼羽根１０は、略一様な翼弦長ｃを有する矩形翼端形状のベース翼１１を有し、ベース翼１１の先端に翼弦長ｃ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成された前翼１２と、翼弦長ｃ２がベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜５０％であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しい後翼１３とが、ベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜５０％程度離間して設けられている。これら前翼１２及び後翼１３は、（ｂ）に示すように、１０〜３０°の下反角δを有している。
【００５４】
このように形成された本実施の形態の回転翼羽根１０によると、上記第１実施の形態に加え、前翼１２及び後翼１３が下反角δを有することから、翼端渦の放出位置が下がり、回転翼航空機の空中停止飛行中及び着陸時に回転翼羽根の翼端に発生した翼端渦が積極的に下方に放出され、先行する回転翼羽根によって発生した翼端渦と後続の回転翼羽根との干渉が回避されて回転のために必要なトルクの減少がもたらされる。
【００５５】
（第５実施の形態）
次に、図１０によって本発明の第５の実施の形態を説明する。
【００５６】
図１０は本実施の形態による回転翼羽根１０の翼端の平面図である。なお、上記第１実施の形態における図２と対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００５７】
回転翼羽根１０は、翼弦長ｃを有する矩形翼端形状のベース翼１１と、ベース翼１１の先端に設けられた前翼１２、後翼１３、前翼１２と後翼１３との間に中翼１５とを備えている。
【００５８】
前翼１２、後翼１３及び中翼１４は、その各翼弦長ｃ１、ｃ２、ｃ３が、各々ベース翼１１の翼弦長ｃの約２５％であって、各スパン長ｂ１、ｂ２、ｂ３が各々略等しくベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成されている。
【００５９】
前翼１２の後縁１２ｂと中翼１４の前縁１４ａ、中翼１４の後縁１４ｂと後翼１３の前縁１３ａは、ベース翼１１の翼弦長ｃの約１２％程度離間している。
【００６０】
このように構成された回転翼羽根１０によると、翼端に発生する渦が、前翼１２、中翼１４、後翼１３の各翼端に発生する３つの弱い後翼渦に分割されると共に、より効果的に干渉して拡散され、第１実施の形態に比べ更に、回転翼の後続する回転翼羽根１０と、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が一層抑制される。
【００６１】
また、上記本実施の形態では、矩形翼端形のベース翼１１の先端に前翼１２、後翼１３、中翼１４の３つの小翼を設けたが、要求により更に４つ以上の小翼を配設することも可能であり、更に第２実施の形態のように、後退角Λを有する後退角付きベース翼１１において、後退角を備えた前翼、後翼、中翼を配設することも可能であり、更に、第４実施の形態のように前翼、後翼、中翼をテーパ翼形状にすることも、また、これらの小翼に第４実施の形態のように下反角を与えることも可能である。
【００６２】
（第６実施の形態）
次に、図１１によって本発明の第６の実施の形態を説明する。
【００６３】
図１１は本実施の形態による回転翼羽根１０の要部斜視図であって、上記第１実施の形態における図２と対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００６４】
回転翼羽根１０は、矩形翼端形状のベース翼１１と、ベース翼１１の先端に配設され前翼１２及び後翼１３とを備え、前翼１２は、翼弦長がベース翼１１の翼弦長の２０〜３０％でかつ、スパン長がベース翼１１の翼弦長の２０〜３０％に形成され、可変制御手段３１によって取付角が可変制御される。
【００６５】
同様に、後翼１３は、翼弦長がベース翼１１の翼弦長の３０〜５０％であって、スパン長が前翼１２のスパン長とほぼ等しく形成され、可変制御手段３５によって取付角が可変制御される。
【００６６】
可変制御手段３１は、サーボモータや油圧アクチュエータ等のアクチュエータ、本実施の形態ではサーボモータ３２と、サーボモータ３２から突出してベース翼１１の先端に前翼１２を支持するシャフト３３を備えている。
【００６７】
一方、可変制御手段３５は、サーボモータや油圧アクチュエータ等のアクチュエータ、例えばサーボモータ３６と、サーボモータ３６から突出してベース翼１１の先端に後翼１３を支持するシャフト３７を備えている。なお、３２ａ、３２ｂ及び３６ａ、３６ｂは各々サーボモータ３２及び３６への電源及び信号ケーブルである。
【００６８】
ここで、回転翼航空機が前進する際には、前進側回転翼羽根では回転翼羽根速度に対して飛行速度が加算される一方、後退側回転翼羽根に対しては飛行速度が減算された状態になり、前進側回転翼羽根と後退側回転翼羽根では対気速度が大きく相違し、前進側回転翼羽根では高マッハ数、低迎角のため遷音速領域では抵抗が少ないことが要求され、後退側回転翼羽根では低マッハ数、高迎角のため亜音速領域では失速しにくいことが要求される。
【００６９】
このため、回転翼羽根１０の回転に伴い変化する方位角毎に、サーボモータ３２及び３６により前翼１２及び後翼１３の各々の取付角を可変制御することによって、前翼１２の翼端から発生する前翼渦と後翼１３の翼端から発生する後翼渦を効率的に干渉させて拡散せしめると共に、失速や抗力発散の影響を回避することが出来る。
【００７０】
また、前翼１２及び後翼１３の取付角を各々可変制御する２つ可変制御手段３１と３５を配設したが、１つの揺動手段により前翼１２と後翼１３と連動せしめることにより構造の簡素化を図ることも可能である。
【００７１】
なお、本発明は上記実施の形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更可能である。例えば、第２実施の形態のように、後退角Λを有する後退角付きベース翼において、後退角を備えた前翼、後翼の取付角を第６実施の形態のように制御可能に配設することも可能であり、また、第４実施の形態のようにテーパ翼形状の前翼、後翼取付角制御可能に構成することも可能である。また、取付角制御可能に設けられるこれらの小翼を第４実施の形態のように下反角を与えることも可能である。更に、前翼と後翼との間に中翼を配設することも可能である。
【００７２】
【発明の効果】
以上説明した本発明の回転翼航空機の回転翼羽根によると、基端部が回転駆動部のロータヘッドに取り付けられたベース翼の先端に、略同一のスパン長を有する複数の小翼とを備えることにより、翼端に発生する渦が各小翼の翼端に発生する複数の比較的弱い翼渦に分割されると共に、各小翼の翼端から発生する翼渦の位置が近接して各翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱められ拡散される。この結果、回転翼の後続する回転翼羽根と、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００７３】
また、小翼に後退角を設けることによって、翼端部への対気速度が低減せしめられて、空気の圧縮性が緩和されて衝撃波が弱められて、遷音速特性が向上し、また、前翼及び後翼を先細のテーパ形状にすることによって、翼端部の揚力分布が小さくなり、翼端渦の緩和が一層改善される。
【００７４】
更に、小翼に下反角を形成することによって、回転翼航空機の空中停止飛行中及び着陸時に回転翼羽根の翼端に発生した翼端渦が積極的に下方に放出され、先行する回転翼羽根によって発生した翼端渦と後続の回転翼羽根との干渉が回避されて回転のために必要なトルクの減少がもたらされる。
【００７５】
また、各小翼を、回転翼の方位角毎に上記各小翼の取付角を可変制御することによって、各小翼の翼端から発生する後翼渦を効率的に干渉させて拡散せしめると共に、失速や抗力発散の影響を回避することが出来る。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第１実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す斜視図である。
【図２】図１の平面図である。
【図３】翼端渦拡散の説明図であり、（ａ）は従来の回転翼羽根における翼端渦の説明図、（ｂ）は本実施の形態による回転翼羽根の前翼の翼端渦の説明図、（ｃ）は後方から見た翼端渦を示す説明図である。
【図４】従来の回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図５】本実施の形態における回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図６】異なるスパン長の前翼及び後翼を有する回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図７】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第２実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図８】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第３実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図９】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第４実施の形態を示すを回転翼羽根の説明図であり、（ａ）は翼端を示す平面図、（ｂ）は側面図である。
【図１０】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第５実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図１１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第６実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す要部斜視図である。
【図１２】従来の回転翼航空機の回転翼羽根の概要を示す説明図である。
【図１３】従来の回転翼羽根の概要を示す斜視図である。
【図１４】従来の回転翼羽根の概要を示す平面図である。
【図１５】従来の回転翼羽根の概要を示す斜視図である。
【図１６】従来の回転翼羽根の概要を示す平面図である。
【図１７】従来の回転翼羽根の翼端渦の発生を状況を示す斜視図である。
【符号の説明】
１０ 回転翼羽根
１１ ベース翼
１１ａ 前縁
１１ｂ 後縁
１２ 前翼（小翼）
１２ａ 前縁
１２ｂ 後縁
１２ｃ 前翼渦
１３ 後翼（小翼）
１３ａ 前縁
１３ｂ 後縁
１３ｃ 後翼渦
１４ 中翼（小翼）
１４ａ 前縁
１４ｂ 後縁
３１ 可変制御手段
３５ 可変制御手段
ｃ ベース翼の翼弦長
ｃ１ 前翼の翼弦長
ｃ２ 後翼の翼弦長
ｃ３ 中翼の翼弦長
ｂ１ 前翼のスパン長
ｂ２ 後翼のスパン長
ｂ３ 中翼のスパン長
Λ 後退角
δ 下反角
【発明の属する技術分野】
本発明は、回転翼航空機の回転翼に関し、特に回転翼航空機の発生する騒音の低減を図る回転翼航空機の回転翼羽根に関する。
【０００２】
【従来の技術】
回転翼航空機では、特に回転翼航空機が着陸する際、回転翼の回転翼羽根(Blade)が先行する回転翼羽根(Blade)の翼端から発生する翼端渦(Vortex)と干渉(Intereaction)して、ＢＶＩ騒音が発生する。このＢＶＩ騒音の大きさは翼端渦を生み出す回転翼羽根の翼端の平面形状によって左右されることが知られている。
【０００３】
回転翼航空機の回転翼１００は、図１２に示すように、複数枚の回転翼羽根１０１を有し、各回転翼羽根１０１は、例えば図１３に回転翼羽根１０１の翼端を示すように略矩形状であって、回転中心１０２の周りを回転する。
【０００４】
特に、回転翼航空機の着陸時には、先行する回転翼羽根１０１ａの翼端に発生した翼端後縁渦１０３はすぐには降下しないので、回転翼羽根１０１ａの翼端に発生した翼端後縁渦１０３に、後続する回転翼羽根１０１ｂが干渉してＢＶＩ騒音が発生する。
【０００５】
一方、図１４に示すように回転翼羽根１０１の翼端部に後退角をつけることによって、対気速度を低減させて衝撃波を弱めて衝撃騒音を低減する方法があるが、これらの翼端形状ではＢＶＩ騒音の低減を図り得るものではない。
【０００６】
従って、回転翼航空機のＢＶＩ騒音の大きさを左右する翼端渦生成に変化を与えてＢＶＩ騒音を低減する翼端形状についての多くの研究がなされている。
【０００７】
例えば、図１５に示すように、矩形翼端形状の回転翼羽根１０１の先端の前縁側に、矩形翼形状の小翼１０５を装着することで、発生する翼端渦を２つに分割して渦を弱め、結果として低ＢＶＩ騒音化を可能にしている。
【０００８】
一方、特開平４−２６２９９４号公報に開示される回転翼羽根１１０は、図１６に翼端部分１１１の平面形状を示すように、先端縁１１２を有する翼型断面のベース翼１１３に連なる先端羽根１１５を有する。
【０００９】
この回転翼羽根１１０から流出する渦は、図１７に示すように、先端羽根１１５から流出する渦１１５ａと、その内側にある後方羽根１１６から流出する渦１１６ａとのほぼ等しい強さの翼端渦に２分割され、結果としてＢＶＩ騒音が低減される。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
上記特開平４−２６２９９４号公報の回転翼羽根１１０は、先端羽根１１５から流出する渦１１５ａと後方羽根１１６から流出する渦１１６ａとのほぼ等しい強さの２つの渦に分割してＢＶＩの影響を抑制している。
【００１１】
しかし、ほぼ等しい強さの渦を２つ発生させ、これらの渦が出来るだけ長く分離状態を保持するように、先端羽根１１５のスパン長さを、ベース翼１１３の翼弦長さの５０％より大きくとることを特徴としており、渦の相互干渉の効果が弱く、加えて先端羽根１１５が細長くなり、先端羽根１１５の翼根部の強度を特に高める必要がある。
【００１２】
従って、本発明はかかる点に鑑みなされたもので、回転翼航空機のＢＶＩ騒音の原因となる翼端渦を分割し、かつ分割された翼端渦を積極的に相互干渉させて翼端渦を拡散せしめて騒音の低減を図る回転翼航空機の回転翼羽根を提供することを目的とする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成する請求項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根は、回転駆動部のロータヘッドに基端部が取り付けられた回転翼航空機の回転翼羽根において、上記回転翼羽根は、基端部が回転駆動部のロータヘッドに取り付けられたベース翼と、同一のスパン長を有して上記ベース翼の先端に設けられた複数の小翼と、を備え、上記小翼は、上記ベース翼の前縁に連続する前縁を有する前翼と、該前翼と離間すると共にベース翼の後縁に連続する後縁を有する後翼とを備えたことを特徴とする。
【００１４】
請求項１の発明によると、翼端に発生する渦は、各小翼の翼端に発生する複数の比較的弱い翼渦に分割される一方、各小翼のスパン長が等しいことから、各小翼の翼端から発生する翼渦の位置が近接し、各翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱められ拡散される。すなわち、小翼は前翼と後翼とを備え、翼端に発生する渦が、前翼の翼端に発生する前翼渦と後翼の翼端に発生する後翼渦との２つの渦に分割され、前翼に発生した前翼渦は後翼上を通過して後翼の後方に移動する一方、後翼の翼端に発生した後翼渦も後方に移動し、前翼渦と後翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱められて拡散され、ＢＶＩ騒音の発生が抑制される。この結果、例えば、回転翼航空機が着陸する際に、後続する回転翼羽根と、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００１７】
請求項２に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機の回転翼羽根において、ベース翼は、矩形翼端形状を有し、上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％の翼弦長を有する矩形翼形状であって、上記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％の翼弦長を有する矩形翼形状であると共に、前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の２０〜３０％でかつ、前翼と後翼との間隔がベース翼の翼弦長の２０〜５０％であることを特徴とする。
【００１８】
この請求項３の発明は、矩形翼端形状のベース翼に矩形翼形状の前翼及び後翼を配設した回転翼羽根であって、前翼及び後翼の翼弦長、スパン長、前翼と後翼の間隔を上記のように設定することによって前翼渦と後翼渦とが効率的に干渉して拡散される。
【００１９】
請求項３に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼が、後退角２０〜４０°の翼端形状を有し、上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％の翼弦長を有する翼端形状であって、上記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％の翼弦長を有する翼形状であると共に、上記前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の約２０〜３０％であり、前翼と後翼との間隔がベース翼の翼弦長の約２０〜５０％であることを特徴とする。
【００２０】
請求項３の発明によると、ベース翼が後退角を有し、前翼及び後翼が後退角を有することから、請求項２に加え、翼端部の対気速度が低減せしめられて、空気の圧縮性が緩和されて衝撃波が弱められ、遷音速特性が向上する。
【００２１】
請求項４に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼が、後退角２０〜４０°の翼端形状を有し、上記前翼は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％で、０．８以下のテーパ比を有するテーパ状であって、上記後翼は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％で、０．８以下のテーパ比を有するテーパ翼形状であると共に、上記前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の２０〜３０％であることを特徴とする。
【００２２】
請求項４の発明によると、前翼及び後翼が先細のテーパ形状であることから、翼端部の揚力分布が小さくなり、翼端部の緩和が一層改善される。
【００２３】
請求項５に記載の発明は、請求項１〜４のいずれか１項に記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、上記前翼及び後翼は、１０〜３０°の下反角を有することを特徴とする。
【００２４】
請求項５の発明によると、前翼及び後翼が下反角を有することから回転翼航空機の空中停止飛行中及び着陸時に回転翼羽根の翼端に発生した翼端渦が積極的に下方に放出され、先行する回転翼羽根によって発生した翼端渦と後続の回転翼羽根との干渉が回避されて回転のために必要なトルクの減少がもたらされる。
【００２５】
請求項６に記載の発明は、請求項１の回転翼航空機の回転翼羽根において、上記ベース翼は、矩形翼端形状を有し、上記小翼は、上記ベース翼の前縁に連続する前縁を有する前翼と、該前翼と離間すると共にベース翼の後縁に連続する後縁を有する後翼と、更に、上記前翼と後翼との間に配設される中翼とを備え、上記前翼、後翼、中翼は、各々上記ベース翼の翼弦長の２５％の翼弦長を有する矩形翼形状であって、前翼と中翼、中翼と後翼との各間隔がベース翼の翼弦長の１２％であることを特徴とする。
【００２６】
請求項６の発明によると、翼端に発生する渦が、前翼、中翼、後翼の各翼端に発生する３つの弱い渦に分割されると共に、より効果的に干渉して拡散され、回転翼の後続する回転翼羽根と、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦との干渉が回避乃至大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００２７】
請求項７に記載の発明は、請求項１〜６のいずれか１項に記載の回転翼航空機の回転翼羽根において、回転翼の方位角毎に上記各小翼の取付角を可変制御する可変制御手段を備えたことを特徴とする。
【００２８】
請求項７の発明によると、回転翼羽根の回転に伴い変化する方位角毎に、小翼の取付角が可変制御され、各小翼の翼端から発生する翼渦を効率的に干渉させて拡散せしめると共に、失速や抗力発散の影響を回避することができる。
【００２９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の実施の形態を図により説明する。
【００３０】
（第１実施の形態）
本発明の第１実施の形態を図１乃至図５によって説明する。図１は本実施の形態における回転翼航空機の回転翼羽根１０の翼端を示す斜視図であり、図２は図１の平面図である。図１及び図２に示す回転翼羽根１０は、ロータハブ（図示せず）に複数枚取り付けられて回転翼を形成する。
【００３１】
回転翼羽根１０は、略一様な翼弦長ｃを有する矩形翼端形状のベース翼１１と、ベース翼１１の先端にそのコードに沿って設けられた比較的小さい前翼１２及び比較的大きな後翼１３の２つの小翼とを備えている。
【００３２】
前翼１２は、前縁１２ａがベース翼１１の前縁１１ａに連続すると共に、翼弦長ｃ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％の矩形翼形状に形成されている。
【００３３】
一方、後翼１３は、後縁１３ｂがベース翼１１の後縁１１ａに連続すると共に、翼弦長ｃ２が前翼１２の翼弦長ｃ１より大きく設定されたベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜５０％の矩形翼形状であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しくベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成され、前翼１２の後縁１２ｂと後翼１３の前縁１３ａとはベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜５０％程度離間している。
【００３４】
このように形成された回転翼羽根１０の翼端と従来の矩形翼端における各々の翼端渦拡散の概要を図３の示す説明図によって比較すると、同図（ａ）に示す従来の矩形翼端を有する回転翼羽根１２０においては、翼端に強い翼端渦１２０ａが発生し、この渦１２０ａは拡散されずに後方に移動する。
【００３５】
これに対し、図３（ｂ）に示す本実施の形態による回転翼羽根１０によると、翼端に発生する渦は、前翼１２の翼端に発生する前翼渦１２ｃと後翼１３の翼端に発生する後翼渦１３ｃとの比較的弱い２つの渦に分割され、前翼１２に発生した前翼渦１２ｃは後翼１３上を通過して後翼１３の翼根部近傍上から後方に移動する。
【００３６】
一方、後翼１３の翼端に発生した後翼渦１３ｃも後方に移動する。ここで前翼１２と後翼１３との各スパン長ｂ１とｂ２が略等しいことから、前翼１２の翼端から発生する前翼渦１２ｃと後翼１３の翼端から発生する後翼渦１３ｃの位置が近接し、図３（ｃ）に後方から見た前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃを示すように、前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃが積極的に互いに干渉しあって弱められ、拡散される。
【００３７】
この結果、この回転翼羽根１０から流出する渦が拡散されて弱められ、例えば、回転翼航空機が着陸する際に、回転翼の後続する回転翼羽根１０と、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００３８】
次に図４乃至図６によって、従来の回転翼羽根等と、本実施の形態による回転翼羽根との翼端渦の発生状況を風洞実験結果により比較する。
【００３９】
図４及び図５は、風速４０ｍ／ｓで迎角が１０°における上記従来の矩形翼端を有する回転翼羽根１２０と、本実施の形態における回転翼羽根１０の各後縁から１翼弦長後方位置での渦度等高線ｈ及び後流速度ベクトルｖを示している。ここで渦度等高線ｈの密度が疎であるもの、及び後流速度ベクトルｖの大きさが小であるほど渦拡散が良好であり、低ＢＶＩ騒音化がもたらされる。
【００４０】
図４と図５の風洞実験結果を比較すると、図４の翼端渦の渦度等高線ｈの密度に対し、図５は翼端渦が前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃに分割されて渦度等高線ｈが疎であることから、弱い翼端渦に分解されたことが分かる。
【００４１】
また、図６は、風速４０ｍ／ｓで迎角が１０°における上記本実施の形態における後翼１３のスパン長ｂ２を前翼１２のスパン長ｂ１に対し大きく形成した回転翼羽根１２５の後縁から１翼弦長後方位置での渦度等高線ｈ及び後流速度ベクトルｖを示している。
【００４２】
この図６と図５との風洞実験結果を比較すると、図６に対し図５は渦中心付近の後流速度ベクトルｖが約２０％減少している。即ち、図６に示す回転翼羽根１２５対し図５に示す本実施の形態による回転翼羽根１０の最大速度が減少していることが分かり、前翼１２と後翼１３のスパン長ｂ１とｂ２を略等しくすることにより効率的に前翼渦１２ｃと後翼渦１３ｃとの干渉、即ち効率的に拡散が行われることが確認される。
【００４３】
（第２実施の形態）
次に、図７によって本発明の第２の実施の形態を説明する。なお、図７は上記第１実施の形態における図２に対応する回転翼羽根１０の翼端を示す平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００４４】
本実施の形態による回転翼羽根１０のベース翼１１は、略一様な翼弦長ｃを有すると共に、先端に２０〜４０°の後退角Λを有する後退角付き翼端形状を有する一方、前翼１２は、２０〜４０°の後退角Λを有する前縁１２ａ及び後縁１２ｂを備え、翼弦長ｃ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成されている。
【００４５】
また、後翼１３は、２０〜４０°の後退角Λを有する前縁１３ａ及び後縁１３ｂを備え、翼弦長ｃ２が前翼１２の翼弦長ｃ１より大きく設定されたベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜４０％であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しくベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成され、前翼１２の後縁１２ｂと後翼１３の前縁１３ａとはベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜５０％程度離間している。
【００４６】
このように形成された本実施の形態によると、ベース翼１１、前翼１２、後翼１３が後退角Λを有することから、上記第１実施の形態に加え、翼端部への対気速度が低減せしめられて、空気の圧縮性が緩和されて衝撃波が弱められ、遷音速特性が向上する。
【００４７】
（第３実施の形態）
次に、図８によって本発明の第３の実施の形態を説明する。なお、図８は上記第２実施の形態と対応する回転翼羽根１０の翼端を平面図であり、対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００４８】
本実施の形態による回転翼羽根１０のベース翼１１は、略一様な翼弦長ｃを有すると共に、先端に２０〜４０°の後退角Λを有する後退角付き翼端形状であって、前翼１２は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼１１の翼弦長の約２０〜３０％であって、２０〜４０°の後退角Λを有する前縁１２ａを備え、スパン長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成されると共に、翼根部から翼端まで滑らかなテーパ比が、例えば０．８以下のテーパ翼形状に形成されている。
【００４９】
一方、後翼１３は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼１１の翼弦長の約３０〜４０％で、２０〜４０°の後退角Λを有する前縁１３ａ及び、翼弦長ｃ２がベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜４０％であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しく、かつ翼根部から翼端までテーパ比が、例えば０．８以下のテーパ翼形状に形成されている。
【００５０】
このように形成された本実施の形態によると、上記第２実施の形態に加え、前翼１２及び後翼１３が先細のテーパ形状であることから、翼端部の揚力分布が小さくなり、翼端渦の緩和が一層改善される。
【００５１】
（第４実施の形態）
次に、図９によって本発明の第４の実施の形態を説明する。
【００５２】
図９は本実施の形態による回転翼羽根１０の説明図であり、（ａ）は上記第１実施の形態の図２と対応する回転翼羽根１０の翼端の平面図、（ｂ）は（ａ）の側面図である。なお、対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００５３】
本実施の形態による回転翼羽根１０は、略一様な翼弦長ｃを有する矩形翼端形状のベース翼１１を有し、ベース翼１１の先端に翼弦長ｃ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％であって、スパン長ｂ１がベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成された前翼１２と、翼弦長ｃ２がベース翼１１の翼弦長ｃの３０〜５０％であって、スパン長ｂ２が前翼１２のスパン長ｂ１とほぼ等しい後翼１３とが、ベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜５０％程度離間して設けられている。これら前翼１２及び後翼１３は、（ｂ）に示すように、１０〜３０°の下反角δを有している。
【００５４】
このように形成された本実施の形態の回転翼羽根１０によると、上記第１実施の形態に加え、前翼１２及び後翼１３が下反角δを有することから、翼端渦の放出位置が下がり、回転翼航空機の空中停止飛行中及び着陸時に回転翼羽根の翼端に発生した翼端渦が積極的に下方に放出され、先行する回転翼羽根によって発生した翼端渦と後続の回転翼羽根との干渉が回避されて回転のために必要なトルクの減少がもたらされる。
【００５５】
（第５実施の形態）
次に、図１０によって本発明の第５の実施の形態を説明する。
【００５６】
図１０は本実施の形態による回転翼羽根１０の翼端の平面図である。なお、上記第１実施の形態における図２と対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００５７】
回転翼羽根１０は、翼弦長ｃを有する矩形翼端形状のベース翼１１と、ベース翼１１の先端に設けられた前翼１２、後翼１３、前翼１２と後翼１３との間に中翼１５とを備えている。
【００５８】
前翼１２、後翼１３及び中翼１４は、その各翼弦長ｃ１、ｃ２、ｃ３が、各々ベース翼１１の翼弦長ｃの約２５％であって、各スパン長ｂ１、ｂ２、ｂ３が各々略等しくベース翼１１の翼弦長ｃの２０〜３０％に形成されている。
【００５９】
前翼１２の後縁１２ｂと中翼１４の前縁１４ａ、中翼１４の後縁１４ｂと後翼１３の前縁１３ａは、ベース翼１１の翼弦長ｃの約１２％程度離間している。
【００６０】
このように構成された回転翼羽根１０によると、翼端に発生する渦が、前翼１２、中翼１４、後翼１３の各翼端に発生する３つの弱い後翼渦に分割されると共に、より効果的に干渉して拡散され、第１実施の形態に比べ更に、回転翼の後続する回転翼羽根１０と、先行する回転翼羽根１０の翼端から発生する翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が一層抑制される。
【００６１】
また、上記本実施の形態では、矩形翼端形のベース翼１１の先端に前翼１２、後翼１３、中翼１４の３つの小翼を設けたが、要求により更に４つ以上の小翼を配設することも可能であり、更に第２実施の形態のように、後退角Λを有する後退角付きベース翼１１において、後退角を備えた前翼、後翼、中翼を配設することも可能であり、更に、第４実施の形態のように前翼、後翼、中翼をテーパ翼形状にすることも、また、これらの小翼に第４実施の形態のように下反角を与えることも可能である。
【００６２】
（第６実施の形態）
次に、図１１によって本発明の第６の実施の形態を説明する。
【００６３】
図１１は本実施の形態による回転翼羽根１０の要部斜視図であって、上記第１実施の形態における図２と対応する部分に同一符号を付することで該部の詳細な説明を省略し、異なる部分を主に説明する。
【００６４】
回転翼羽根１０は、矩形翼端形状のベース翼１１と、ベース翼１１の先端に配設され前翼１２及び後翼１３とを備え、前翼１２は、翼弦長がベース翼１１の翼弦長の２０〜３０％でかつ、スパン長がベース翼１１の翼弦長の２０〜３０％に形成され、可変制御手段３１によって取付角が可変制御される。
【００６５】
同様に、後翼１３は、翼弦長がベース翼１１の翼弦長の３０〜５０％であって、スパン長が前翼１２のスパン長とほぼ等しく形成され、可変制御手段３５によって取付角が可変制御される。
【００６６】
可変制御手段３１は、サーボモータや油圧アクチュエータ等のアクチュエータ、本実施の形態ではサーボモータ３２と、サーボモータ３２から突出してベース翼１１の先端に前翼１２を支持するシャフト３３を備えている。
【００６７】
一方、可変制御手段３５は、サーボモータや油圧アクチュエータ等のアクチュエータ、例えばサーボモータ３６と、サーボモータ３６から突出してベース翼１１の先端に後翼１３を支持するシャフト３７を備えている。なお、３２ａ、３２ｂ及び３６ａ、３６ｂは各々サーボモータ３２及び３６への電源及び信号ケーブルである。
【００６８】
ここで、回転翼航空機が前進する際には、前進側回転翼羽根では回転翼羽根速度に対して飛行速度が加算される一方、後退側回転翼羽根に対しては飛行速度が減算された状態になり、前進側回転翼羽根と後退側回転翼羽根では対気速度が大きく相違し、前進側回転翼羽根では高マッハ数、低迎角のため遷音速領域では抵抗が少ないことが要求され、後退側回転翼羽根では低マッハ数、高迎角のため亜音速領域では失速しにくいことが要求される。
【００６９】
このため、回転翼羽根１０の回転に伴い変化する方位角毎に、サーボモータ３２及び３６により前翼１２及び後翼１３の各々の取付角を可変制御することによって、前翼１２の翼端から発生する前翼渦と後翼１３の翼端から発生する後翼渦を効率的に干渉させて拡散せしめると共に、失速や抗力発散の影響を回避することが出来る。
【００７０】
また、前翼１２及び後翼１３の取付角を各々可変制御する２つ可変制御手段３１と３５を配設したが、１つの揺動手段により前翼１２と後翼１３と連動せしめることにより構造の簡素化を図ることも可能である。
【００７１】
なお、本発明は上記実施の形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更可能である。例えば、第２実施の形態のように、後退角Λを有する後退角付きベース翼において、後退角を備えた前翼、後翼の取付角を第６実施の形態のように制御可能に配設することも可能であり、また、第４実施の形態のようにテーパ翼形状の前翼、後翼取付角制御可能に構成することも可能である。また、取付角制御可能に設けられるこれらの小翼を第４実施の形態のように下反角を与えることも可能である。更に、前翼と後翼との間に中翼を配設することも可能である。
【００７２】
【発明の効果】
以上説明した本発明の回転翼航空機の回転翼羽根によると、基端部が回転駆動部のロータヘッドに取り付けられたベース翼の先端に、略同一のスパン長を有する複数の小翼とを備えることにより、翼端に発生する渦が各小翼の翼端に発生する複数の比較的弱い翼渦に分割されると共に、各小翼の翼端から発生する翼渦の位置が近接して各翼渦が積極的に互いに干渉しあって弱められ拡散される。この結果、回転翼の後続する回転翼羽根と、先行する回転翼羽根の翼端から発生する翼端渦との干渉による圧力変動が大幅に減少してＢＶＩ騒音の発生が抑制される。
【００７３】
また、小翼に後退角を設けることによって、翼端部への対気速度が低減せしめられて、空気の圧縮性が緩和されて衝撃波が弱められて、遷音速特性が向上し、また、前翼及び後翼を先細のテーパ形状にすることによって、翼端部の揚力分布が小さくなり、翼端渦の緩和が一層改善される。
【００７４】
更に、小翼に下反角を形成することによって、回転翼航空機の空中停止飛行中及び着陸時に回転翼羽根の翼端に発生した翼端渦が積極的に下方に放出され、先行する回転翼羽根によって発生した翼端渦と後続の回転翼羽根との干渉が回避されて回転のために必要なトルクの減少がもたらされる。
【００７５】
また、各小翼を、回転翼の方位角毎に上記各小翼の取付角を可変制御することによって、各小翼の翼端から発生する後翼渦を効率的に干渉させて拡散せしめると共に、失速や抗力発散の影響を回避することが出来る。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第１実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す斜視図である。
【図２】図１の平面図である。
【図３】翼端渦拡散の説明図であり、（ａ）は従来の回転翼羽根における翼端渦の説明図、（ｂ）は本実施の形態による回転翼羽根の前翼の翼端渦の説明図、（ｃ）は後方から見た翼端渦を示す説明図である。
【図４】従来の回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図５】本実施の形態における回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図６】異なるスパン長の前翼及び後翼を有する回転翼羽根の翼端渦の発生状況を示す風洞実験結果である。
【図７】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第２実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図８】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第３実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図９】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第４実施の形態を示すを回転翼羽根の説明図であり、（ａ）は翼端を示す平面図、（ｂ）は側面図である。
【図１０】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第５実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す平面図である。
【図１１】本発明による回転翼航空機の回転翼羽根の第６実施の形態を説明する回転翼羽根の翼端を示す要部斜視図である。
【図１２】従来の回転翼航空機の回転翼羽根の概要を示す説明図である。
【図１３】従来の回転翼羽根の概要を示す斜視図である。
【図１４】従来の回転翼羽根の概要を示す平面図である。
【図１５】従来の回転翼羽根の概要を示す斜視図である。
【図１６】従来の回転翼羽根の概要を示す平面図である。
【図１７】従来の回転翼羽根の翼端渦の発生を状況を示す斜視図である。
【符号の説明】
１０ 回転翼羽根
１１ ベース翼
１１ａ 前縁
１１ｂ 後縁
１２ 前翼（小翼）
１２ａ 前縁
１２ｂ 後縁
１２ｃ 前翼渦
１３ 後翼（小翼）
１３ａ 前縁
１３ｂ 後縁
１３ｃ 後翼渦
１４ 中翼（小翼）
１４ａ 前縁
１４ｂ 後縁
３１ 可変制御手段
３５ 可変制御手段
ｃ ベース翼の翼弦長
ｃ１ 前翼の翼弦長
ｃ２ 後翼の翼弦長
ｃ３ 中翼の翼弦長
ｂ１ 前翼のスパン長
ｂ２ 後翼のスパン長
ｂ３ 中翼のスパン長
Λ 後退角
δ 下反角
Claims (7)
- 回転駆動部のロータヘッドに基端部が取り付けられた回転翼航空機の回転翼羽根において、
上記回転翼羽根は、
基端部が回転駆動部のロータヘッドに取り付けられたベース翼と、
同一のスパン長を有して上記ベース翼の先端に設けられた複数の小翼と、を備え、
上記小翼は、上記ベース翼の前縁に連続する前縁を有する前翼と、該前翼と離間すると共にベース翼の後縁に連続する後縁を有する後翼とを備えたことを特徴とする回転翼航空機の回転翼羽根。 - ベース翼は、矩形翼端形状を有し、
上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％の翼弦長を有する矩形翼形状であって、
上記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％の翼弦長を有する矩形翼形状であると共に、前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の２０〜３０％でかつ、前翼と後翼との間隔がベース翼の翼弦長の２０〜５０％であることを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。 - 上記ベース翼が、後退角２０〜４０°の翼端形状を有し、
上記前翼は、上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％の翼弦長を有する翼端形状であって、
上記後翼は、上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％の翼弦長を有する翼形状であると共に、上記前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の約２０〜３０％であり、前翼と後翼との間隔がベース翼の翼弦長の約２０〜５０％であることを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。 - 上記ベース翼が、後退角２０〜４０°の翼端形状を有し、
上記前翼は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の２０〜３０％で、０．８以下のテーパ比を有するテーパ状であって、
上記後翼は、翼根部の翼弦長が上記ベース翼の翼弦長の３０〜５０％で、０．８以下のテーパ比を有するテーパ翼形状であると共に、上記前翼及び後翼のスパン長が略同一でベース翼の翼弦長の２０〜３０％であることを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。 - 上記前翼及び後翼は、１０〜３０°の下反角を有することを特徴とする請求項２〜４のいずれか１項に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。
- 上記ベース翼は、矩形翼端形状を有し、
上記小翼は、上記ベース翼の前縁に連続する前縁を有する前翼と、
該前翼と離間すると共にベース翼の後縁に連続する後縁を有する後翼と、
更に、上記前翼と後翼との間に配設される中翼とを備え、
上記前翼、後翼、中翼は、各々上記ベース翼の翼弦長の２５％の翼弦長を有する矩形翼形状であって、前翼と中翼、中翼と後翼との各間隔がベース翼の翼弦長の１２％であることを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。 - 回転翼の方位角毎に上記各小翼の取付角を可変制御する可変制御手段を備えたことを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載の回転翼航空機の回転翼羽根。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000045774A JP4535550B2 (ja) | 2000-02-23 | 2000-02-23 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
| DE60135168T DE60135168D1 (de) | 2000-02-23 | 2001-02-23 | Rotorblatt eines Hubschraubes |
| US09/790,559 US6467732B2 (en) | 2000-02-23 | 2001-02-23 | Rotary blade of helicopter |
| EP01301667A EP1127786B1 (en) | 2000-02-23 | 2001-02-23 | Rotary blade of helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000045774A JP4535550B2 (ja) | 2000-02-23 | 2000-02-23 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001233295A JP2001233295A (ja) | 2001-08-28 |
| JP4535550B2 true JP4535550B2 (ja) | 2010-09-01 |
Family
ID=18568308
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000045774A Expired - Lifetime JP4535550B2 (ja) | 2000-02-23 | 2000-02-23 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6467732B2 (ja) |
| EP (1) | EP1127786B1 (ja) |
| JP (1) | JP4535550B2 (ja) |
| DE (1) | DE60135168D1 (ja) |
Families Citing this family (41)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2821605B1 (fr) * | 2001-03-01 | 2003-05-30 | Eads Airbus Sa | Procede et dispositif pour accelerer la destruction d'au moins deux vortex dans le sillage d'un mobile, en particulier d'un avion |
| US20050061921A1 (en) * | 2003-09-19 | 2005-03-24 | Egolf Thomas A. | Aerodynamic tip protuberances for tip vortex intensity reduction |
| JP2005335621A (ja) * | 2004-05-28 | 2005-12-08 | Fuji Heavy Ind Ltd | ヘリコプタのロータブレード |
| US7264200B2 (en) | 2004-07-23 | 2007-09-04 | The Boeing Company | System and method for improved rotor tip performance |
| US7281900B2 (en) * | 2005-05-13 | 2007-10-16 | The Boeing Company | Cascade rotor blade for low noise |
| DE102006008434A1 (de) * | 2006-02-23 | 2007-09-06 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung zur Reduzierung des aerodynamisch bedingten Lärms an der Seitenkante einer Stellfläche, insbesondere einer Hochauftriebsfläche eines Flugzeugs |
| GB0604026D0 (en) * | 2006-02-28 | 2006-04-12 | Airbus Uk Ltd | Aircraft wing |
| US7513750B2 (en) * | 2006-03-08 | 2009-04-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade tip planform |
| US20070262205A1 (en) * | 2006-05-09 | 2007-11-15 | Grant Roger H | Retractable multiple winglet |
| US7981090B2 (en) | 2006-10-18 | 2011-07-19 | Baxter International Inc. | Luer activated device |
| US8221363B2 (en) | 2006-10-18 | 2012-07-17 | Baxter Healthcare S.A. | Luer activated device with valve element under tension |
| US7753338B2 (en) | 2006-10-23 | 2010-07-13 | Baxter International Inc. | Luer activated device with minimal fluid displacement |
| US8083185B2 (en) * | 2007-11-07 | 2011-12-27 | The Boeing Company | Aircraft wing tip having a variable incidence angle |
| ES2363615B2 (es) * | 2008-02-28 | 2012-02-08 | Gamesa Innovation & Technology, S.L. | Pala para aerogeneradores |
| US9302766B2 (en) * | 2008-06-20 | 2016-04-05 | Aviation Partners, Inc. | Split blended winglet |
| GB2468903A (en) * | 2009-03-26 | 2010-09-29 | Ronald Denzil Pearson | Aerofoil tip vortex reducing structure |
| US20100135806A1 (en) * | 2009-06-22 | 2010-06-03 | General Electric Company | Hinged wind turbine blade tips |
| DE102009035689A1 (de) * | 2009-07-30 | 2011-02-03 | Eads Deutschland Gmbh | Fluiddynamisch wirksamer Rotor |
| KR101225701B1 (ko) * | 2010-10-22 | 2013-01-23 | 건국대학교 산학협력단 | 끝단의 와류 강도를 감소시킬 수 있는 회전익항공기용 회전익. |
| EP2450764B1 (en) | 2010-11-05 | 2016-05-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Implementation of Kalman filter linear state estimator for actuator equalization |
| US9132909B1 (en) * | 2011-03-11 | 2015-09-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Flap edge noise reduction fins |
| US9227719B2 (en) * | 2011-03-11 | 2016-01-05 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Reactive orthotropic lattice diffuser for noise reduction |
| EP2718183B1 (en) * | 2011-06-09 | 2018-02-28 | Aviation Partners, Inc. | The split spiroid |
| US8708286B2 (en) * | 2012-06-21 | 2014-04-29 | The Boeing Company | Swing tip assembly rotation joint |
| US9452825B2 (en) | 2013-04-19 | 2016-09-27 | The Boeing Company | Winglet attach fitting for attaching a split winglet to a wing |
| US10696387B2 (en) * | 2013-09-27 | 2020-06-30 | Dann M Allen | Helicopter rotor with a mechanical means for configuring rotor tips to control brown outs |
| GB2533413A (en) | 2014-12-19 | 2016-06-22 | Airbus Operations Ltd | Lifting Surfaces |
| JP6621585B2 (ja) * | 2015-02-27 | 2019-12-18 | 三菱重工業株式会社 | フラッタ制御装置 |
| CN205524939U (zh) * | 2016-01-27 | 2016-08-31 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 螺旋桨、动力组件及飞行器 |
| CN205366054U (zh) * | 2016-01-28 | 2016-07-06 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 螺旋桨、动力组件及飞行器 |
| EP3269635A1 (en) * | 2016-07-12 | 2018-01-17 | The Aircraft Performance Company UG | Airplane wing |
| EP3293112B1 (en) | 2016-09-07 | 2018-12-05 | Leonardo S.p.A. | Rotor for a hover-capable aircraft and related method of control |
| US10787251B2 (en) * | 2017-03-07 | 2020-09-29 | Textron Innovations Inc. | Variable sweep rotorcraft blade tip |
| CA3067286A1 (en) | 2017-07-12 | 2019-01-17 | The Aircraft Performance Company Gmbh | Airplane wing with at least two winglets |
| EP3498597B1 (en) | 2017-12-15 | 2020-08-05 | The Aircraft Performance Company GmbH | Airplane wing |
| ES2905192T3 (es) * | 2018-01-15 | 2022-04-07 | The Aircraft Performance Company Gmbh | Ala de avión |
| JP7184562B2 (ja) | 2018-08-06 | 2022-12-06 | 株式会社Subaru | 航空機用のロータブレード |
| US11163302B2 (en) * | 2018-09-06 | 2021-11-02 | Amazon Technologies, Inc. | Aerial vehicle propellers having variable force-torque ratios |
| GB2576929A (en) * | 2018-09-07 | 2020-03-11 | Airbus Operations Ltd | A wing tip device |
| JP7284685B2 (ja) * | 2019-10-24 | 2023-05-31 | 株式会社Subaru | 円盤型垂直離着陸機 |
| CN115158656B (zh) * | 2022-08-01 | 2024-03-15 | 南京航空航天大学 | 一种降噪桨尖结构、应用其的直升机及直升机的降噪方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2149956A1 (de) * | 1971-10-07 | 1973-04-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Hochauftriebsfluegel |
| US4585392A (en) * | 1983-12-15 | 1986-04-29 | Alfred Curci | Bladed rotor system and pitch controls therefor |
| US4671473A (en) * | 1984-11-08 | 1987-06-09 | Goodson Kenneth W | Airfoil |
| US4722499A (en) * | 1982-11-18 | 1988-02-02 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung | Auxiliary wing tips for an aircraft |
| EP0782956A1 (en) * | 1996-01-04 | 1997-07-09 | Gkn Westland Helicopters Limited | Aerofoil |
| US5823480A (en) * | 1993-04-05 | 1998-10-20 | La Roche; Ulrich | Wing with a wing grid as the end section |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2743888A (en) * | 1951-10-20 | 1956-05-01 | Collins Radio Co | Variable wing |
| US4046336A (en) | 1975-05-13 | 1977-09-06 | Textron, Inc. | Vortex diffusion and dissipation |
| US4130377A (en) * | 1977-07-13 | 1978-12-19 | United Technologies Corporation | Helicopter blade and rotor |
| US4595160A (en) * | 1983-05-18 | 1986-06-17 | Jonathan Santos | Wing tip airfoils |
| DE3621800A1 (de) * | 1986-06-28 | 1988-01-07 | Riedelsheimer Hans Joachim | Flugzeug |
| GB9023141D0 (en) * | 1990-10-24 | 1991-07-10 | Westland Helicopters | Helicopter rotor blades |
| JPH04314693A (ja) * | 1991-04-11 | 1992-11-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 回転翼 |
| JP3916723B2 (ja) * | 1997-05-15 | 2007-05-23 | 富士重工業株式会社 | 回転翼航空機の回転翼羽根 |
-
2000
- 2000-02-23 JP JP2000045774A patent/JP4535550B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
2001
- 2001-02-23 EP EP01301667A patent/EP1127786B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-02-23 US US09/790,559 patent/US6467732B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-02-23 DE DE60135168T patent/DE60135168D1/de not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2149956A1 (de) * | 1971-10-07 | 1973-04-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Hochauftriebsfluegel |
| US4722499A (en) * | 1982-11-18 | 1988-02-02 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung | Auxiliary wing tips for an aircraft |
| US4585392A (en) * | 1983-12-15 | 1986-04-29 | Alfred Curci | Bladed rotor system and pitch controls therefor |
| US4671473A (en) * | 1984-11-08 | 1987-06-09 | Goodson Kenneth W | Airfoil |
| US5823480A (en) * | 1993-04-05 | 1998-10-20 | La Roche; Ulrich | Wing with a wing grid as the end section |
| EP0782956A1 (en) * | 1996-01-04 | 1997-07-09 | Gkn Westland Helicopters Limited | Aerofoil |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6467732B2 (en) | 2002-10-22 |
| JP2001233295A (ja) | 2001-08-28 |
| EP1127786A1 (en) | 2001-08-29 |
| EP1127786B1 (en) | 2008-08-06 |
| DE60135168D1 (de) | 2008-09-18 |
| US20010023907A1 (en) | 2001-09-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4535550B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
| JP3916723B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
| KR101566507B1 (ko) | 헬리콥터 앤티토크 장치용 블레이드 | |
| JP3641491B2 (ja) | 回転翼羽根 | |
| US8651813B2 (en) | Fluid dynamic body having escapelet openings for reducing induced and interference drag, and energizing stagnant flow | |
| US9061758B2 (en) | Noise and performance improved rotor blade for a helicopter | |
| KR100211390B1 (ko) | 저소음 미부 로우터 | |
| EP1035014A3 (en) | Rotor blade for rotorcraft | |
| EP3919379A1 (en) | Flight efficiency improving system for compound helicopter | |
| KR20130098237A (ko) | 로터 블레이드, 로터, 항공기 및 방법 | |
| WO2018198477A1 (ja) | メインロータブレード及びヘリコプタ | |
| JP2955532B2 (ja) | ヘリコプタブレード用翼型 | |
| JPH1035591A (ja) | プロペラ | |
| JP2728651B2 (ja) | ヘリコプタブレード用翼型 | |
| JP4676633B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根 | |
| JP3051366B2 (ja) | ヘリコプタブレード用翼型 | |
| JP3644497B2 (ja) | 回転翼航空機のロータ・ブレード | |
| US20050061921A1 (en) | Aerodynamic tip protuberances for tip vortex intensity reduction | |
| CN211364941U (zh) | 旋翼飞行器的桨叶及旋翼飞行器 | |
| JPH04176795A (ja) | ヘリコプタ回転翼 | |
| JP4676636B2 (ja) | 回転翼航空機の回転翼羽根とその制御方法 | |
| CN109415121B (zh) | 在其后区中具有突起的飞行器转子叶片套筒及具有此套筒的转子 | |
| JP4086374B2 (ja) | 航空機回転翼用ブレード | |
| WO2003008267A1 (en) | Ovate loop tip for rotary-wing blades | |
| JP4086374B6 (ja) | 航空機回転翼用ブレード |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20070119 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090219 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090616 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090817 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20100316 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20100517 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20100608 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20100615 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130625 Year of fee payment: 3 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 4535550 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |