JPH0260898A - ヘリコプタ用ロータ・ブレード、ヘリコプタ用メイン・ロータ及びヘリコプタ - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はヘリコプタ−用ロータ・ブレードに関し、特に
、ヘリコプタ−用のメイン・１７−タ　ブレードに関す
るものである。

英国特許ＧＢ−＾−１５３８０５５明細書には、ヘリコ
プタ−用のメイン・ロータ・ブレードが開示されており
、このブレードは大きく後退した翼端縁（ｓｗｅｐｔｅ
ｘｔｒｅ＋ｎｅ　ｔｉｐ　ｅｄｇｅ、単に「後退翼端縁
」とも称する〉を特徴とする翼端のプランフオーム（ｐ
ｌａｎｆｏｒｍ。

上方から見た輪郭）形状を有しており、このような後退
翼端縁は、大きな迎え角で運転される場合に前縁うずを
制御する後退した前縁の延長として機能する。このよう
なロータ・ブレードは、許容ロータ運転範囲を大きく増
大するという著しい成功をおさめており、　１９８６年
にウェストランド・リンクス（Ｗｃｓｔｌａτ＋ｄ　ｌ
、ｙ口×）のヘリコプタ−によって記録された２４９　
、　］、Ｏ＋ｎｐｌ＋　（４００，８１ｋｍ／ｌ＋ｒ　
）のヘリコプタ−の１千界最高速度記録樹立の重要な一
要素となっている。

しかしながら、振動操縦負荷（ｖｉｌ＋ｒａＬｏｒｙ　
Ｃ０ｎＬｒｏｌ　１ｏａｄ）を増大させる空力射１ｆ揺
れモーメントの原因が、大きく後退した翼端縁を有する
ロータ・ブレードに関連されていることが分かった。縦
揺れモーメントは、主に、前進飛行時において回転翼円
板の前方部分と後方部分で生じ、ヘリコプタ−の機首の
上方でブレードを面下がりするようねじると共に、ヘリ
コプタ−の後尾の上方でブレードを前玉がりするようね
じるべく作用する主要第１′：３Ｊ波振動負荷（ｐｒｉ
ｍａｒｉｌｙ　　ｆｉｒｓｔ　　ｈａｒｍｏｎｉｃｖｉ
ｂｒａｔｏｒｙ　１ｏａｄ）の形態をとる。このモーメ
ン１へは、前進飛行時、翼の入射の周期的変化率のため
に、ヘリコプタ−のロータ・ブレード全体にわたって生
ずる１回転毎の空力モーメントを増大させる働きを有す
る、という問題点がある。

米国特許第４３２４５３０号明細書及び第４３３４８２
８号は、桜やかな前縁の後ｊＲ度及び後退していない翼
端縁を特徴とする後退した翼端を有するヘリコプタ−用
ロータ　ブレードを開示している。両手段は、ブレード
が取り付けられるヘリコプタ−のホバ・−性能を改良す
るために後続のブレードから下方に離れるロータ後流れ
を形成する後縁うずを変位するよう、一定の翼幅の下反
角を利用している。

前述したように、前記米国特許のブレードは、前記英国
特許（：Ｂ−Ａ−１５３８０５５のブレードにおける特
徴部分のような大きく後退した翼端縁を使用していない
。従って、前記米国特許明細書で、前進飛行時における
回転翼円板の前方部分と後方部分での、大きく後退した
翼端縁を有するロータ・ブレードの使用に関連される前
記問題点を認識していないことは当然であり、よって、
その問題点の解決手段を導き出すことはできない。

米国特許第３４１１７３８号明１書は、前縁から後縁に
かけて広がる下反角を有する翼端について開示している
。しかし、特に、翼端の幅寸法は翼弦寸法に比して小さ
く、本発明の場合とは異なっていることは明らかであろ
う。その翼端は固定羽根翼に使用される関係で述べられ
ており、この固定羽根翼はヘリコプタ−用のロータ・ブ
レードが受けるような射、゛（揺れモーメン１〜を生じ
ないことは勿論、後縁うずを低減すると共にそれを下方
に偏向するべく考えられたものである。

本発明の目的は、前述した空力縦揺れモーメン１へを低
減若しくは除去するようになっているｔ＆　３ｆｉ翼端
縁を有するヘリコプタ−用メイン・ロータ・ブレードを
提供することにある。

従って、本発明の一形態においては、ロータヘッドに取
り付けられるようになっている付根端と、前記付根端か
ら延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の翼弦を有する翼
断面から成る中央部分と、前記付根端の反対側の前記中
央部分の端部に設（ｊられ翼幅を定める後退した翼端で
あって、後退した翼端縁を看する前記翼端とを備えるヘ
リコプタ−用ロータ・ブレードにおいて、前記翼端縁が
、前記ロータ・ブレードが取り付けられるヘリコプタ−
の前進飛行中における回転翼円板の前方部分及び後方部
分の前記ロータ・ブレードの空力縦揺れモーメントを減
じるために、前記翼端縁上での翼幅方向の気流により生
ぜられる束縛うずの分布を変更するよう、ブレード　ド
ループを備えていることを特徴とするヘリコプタ−用ロ
ータ・ブレードを提供するものである。

第１の実施例において、ブレード・ドループは下反角を
もつ平坦なドループであり、別の実施例では、円錐形キ
ャンバ型ドループである。これらは以下のように定義さ
れる。

ブレード・ドループの外形は、フェザリング軸に平行で
あり且つ翼端の内側にある翼弦方向の第１参照軸と前記
第１参照軸の外側にある翼弦方向の第２参窯軸との間で
延びる複数の平面に位置された同一形状のドループ線か
ら構成されるドループ面上に、翼端のプランフオーム形
状を投影することにより形成される。

第１参照軸は、フェザリング軸に直角であり、翼幅の約
９５％の位置に配置される。

第２不照軸は、フェザリング軸に直角であり、翼幅の１
００％の位置に配置される。

或はまた、第２参照軸は、延長された場合に、前縁の前
方の点で第１参照軸と交差するように、フェザリング軸
に対して所定の角度をもって配ｒされるようにしても良
い。この場合、第２！ｙ：照ｌｌ１ｌＩｌの角度は翼端
縁の後退角度と実買的に等しく、前記翼端縁と一致する
のが々ｒ適でｐ）る。

ドループ面は平坦であり、第１参照軸から外方且つ下方
に約２０度の角度分もって延びるようにしても良く、或
は、ドループ面は湾曲されても良い 翼端縁の後退角度はフェザリング軸から５５度〜８５度
の角度で、特に、約７０度とするのが好適である。

本発明の別の形信において、運転中に回転翼円板を画成
するために垂直軸の回りで回転するようロータ・八、ラ
ドに取り付けられる。上うになっている付根端と、前記
付根端から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の翼弦を
、有する翼断面がら成る中央部分と、前記中央部分の端
部に設けられ翼幅を定める後退した翼端であって、後退
した翼端縁を有する前記翼端とを面えるヘリコプタ−川
口〜タブレードは、前記翼ｔ１縁に直角な前記ロータ・
ブレードの断面が、前記ロータ・ブレードが取り付けら
れるヘリコプタ−の前進飛行中に前記回転翼円板の前方
部分及び後方部分で遭遇する翼幅方向の気流によって生
ずる空力縦揺れモーメントを減じるように前記翼端の周
辺の気流特性を決定する前記翼端縁の所定のドループを
具備する翼断面となっていることを特徴とする。

まな、本発明の更に別の形態において、運転中に回転翼
円板を画成するために垂直軸の回りで回転するようロー
タ・ヘッドに取り付けられるようになっている付根端と
、前記付根端がら延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の
翼弦を有する翼断面から成る中央部分と、前記付根端の
反対側の前記中央部分の端部に設けられた後退した翼端
とをｆｉｉｉｉえるヘリコプタ−用ロータ・プレー１で
であって、前記翼端が、前記中央部分の前縁との継ぎ目
から該中央部分の前縁の前方に位置する第１の点まで前
方に延びる第１の１１１縁部分と、前記第１の点から第
２の点に後退する第２の前縁部分と、前記第２の前縁部
分よりら後退の度合いが大きく１９第３の点に延びる後
退した翼端縁と、前記第２の前縁部分を前記翼端縁に融
合させる湾曲された結合部分と、前記中央部分の後縁部
分との継ぎ目から前記第３の点まで延びる俊）ハした後
縁部分とを有すると共に、前記中央部分の翼弦よりも長
い翼弦を有し、その外側部分の厚さが前１ｉｔｌｌ！翼
ｔ１縁の方ほど漸進的に小さくなっている前記ロータ・
ブレードは、前記ロータ・ブレードが取り１・［けられ
るヘリコプタ−の前進飛行中に前記回転翼円板の前方部
分及び後方部分で遭遇する翼幅方向の気流によって前記
翼端縁から生ずる空力！１１Ｃ揺れモーメントを減じる
ために、前記翼端縁の領域で前記翼端が下方に偏向され
ていることを特徴とする。

前記第２の前縁部分は翼幅の約８７％の位置を始点し、
下方に偏向された翼端縁は翼幅の約９５％の位置を始点
とする。

次に、本発明を添付図面に沿って単に例示として説明す
る。

第１図において、ヘリコプタ−のメイン・ロータ　ブレ
ード１１は、間に翼弦を画成する前縁１２及び後縁１３
と、付根端１４と、後退していない翼端縁１５とを有し
ている。このブレード１１は、回転翼円板を画成するよ
うに５はぼ垂直のｉ［Ｉｌ］６の回りで矢Ｅ）１１７で
示される方向に回転するよう設けられており、約四分の
一翼弦点の位置にフェザリング軸１８を有している。

前述の望ましくない空力縦揺れモーメントを起こす仕組
みの理解を助けるために、同じ強さの束縛うず要素（ｂ
ｏｕｎｄ　ｖｏｒｔｅｘ　ｅｌｅｍｅｎｔ）の揚力面と
してロータ・ブレード１１を視覚化するのが有効である
。ブレード１１への荷重の主要成分は、矢印１９により
示されるようにブレード１１の前縁１２に直角に近付く
速度成分■、を有する気流の入射により決定され、ブレ
ード１１の揚力作用は、図示するように、ブレード１１
の前縁１２の方向に集中される同一の強さ「の翼幅方向
束縛うず要素２０の分布により表される。この集中は、
翼端及び他の不連続部分から煎れた位置でロータ・ブレ
ード１１に入射することによる揚力中心が翼弦のほぼ四
分の−の位置であるためであり、四分の一翼弦点の油力
の領域が、揚力を示すためには、その後方の領域と同じ
多さのうず要素を含むべきだからで５らる。

局部揚力は、空気の密度（、ツ）と、束ｔ、！ｑうず要
素２０に直角な空気の速度成分（ＶＮ）と１束縛うず要
素２０の強さ（Ｉ”）との績により与えられ１、二の結
果としての通常の揚力分布（ΣρＶＮ「）は第１図にお
いて符号２１で示される。この説明の目的で、図示説明
における不必要な複雑化を防止するために、通常の揚力
分布は翼幅方向の束縛うず要素２０について一定の強さ
を与えると仮定されていることに注意されたい。

束縛うず要素２０は翼端１５に近付くほど、それらは二
第１図において符号２２で示される束縛うずのように後
縁１３の方に１０倚し、その結合された強さは後縁１３
はど増加ずろ。

束縛うず２２が後縁１３を離れると、それらは結合して
翼端のあと引きうす２３を形成し、その強さは、それが
形成される明々の要素の強さの合計（即ち、ΣＦ）と等
しく、また、＋Ｐ）と引きうずＺ３は気流と共に移動自
在となっている４、 前進飛行時、束縛うず２２は、ヘリコプタ−の移行運動
（ｔｒａｎｓｌａｔｉｏｎａｌ　＋ｎｏｔｉｏｎ）のた
めに、ヘリコプタ−の機首及び後尾の上方にあるロータ
・ブレードと接する翼幅方向の気流２４に起因して、束
縛うず２２の方向に直角な気流の速度成分（■９）と交
差する。これは、翼端１５に隣接して集中されフェザリ
ング軸１８の後方に中心がおかれた局部揚力荷重分布２
５を生じさせる。そして、この局部揚力荷重分布２５は
、空気の密度と、束縛うず要素２２に直角な空気速度成
分と、要素２２の強さとの債により与えられる（即ち、
Σρ■３Ｆ）。

ロータ・ブレードがヘリコプタ−の機首の上方にある場
合、ロータ・ブレードに対する翼幅方向速度の向きは、
第１図において符号２４で示されており、結果として生
じる揚力分布２５は、ブレードのフェザリング軸１８の
充分後方に中心が置かれるので、翼端１５においてフェ
ザリング軸１８を中心として関連の荷下がりのモーメン
ｈを引き起こす。

ブレード１１がヘリコプタ−の後尾のＦ方にある場合に
、ブレード１１に対する翼幅方向速度の向き２４は逆に
、面上がりのモーメントを生ずる。

従って、１回転毎に１回生ずる翼幅方向速度Ｑ？）変化
が、１回転毎に１回のＩＭ揺れモーノ′／ｌ・を起こず
。

しかしながら、第１図に示されるように、翼幅方向の束
縛うず要素２２はまた、符号２７で示されるように、ブ
レード１１の付根端１４に隣接する後縁１３に偏倚１−
１反対向きて同じ大きさの局部揚力荷重分布２８を生ず
ると共に、付根端１４に同じ大きさで反対向きの関連の
モーメントを形成し、このモーメン１〜は、後退してい
ない翼端縁１５を有するブレ−ド１１についての翼端１
５でのモーメントを完全に相殺する。

ブレード１１が後退した翼端縁を有するならば、こめバ
ランスは失われる。これは第２図に示され、図中、同一
参照符号は、第１図の相当部分を示すもとして使用され
る。

第２図において、ブレード１１は非常に後退した翼端縁
３０を有しており、この結果、翼弦方向の束縛うず要素
２２の長さが第１図のものと比軸して増大されている。

これによって生ぜられる揚力荷重分布３丁は、第１図の
対応の揚力荷重分布２５よりも、まな、ロータ・ブレー
ド１１の付根端１４にて生じられた反対向きの揚力荷重
分布２８よりも、フェザリンク軸１８から後方に延びて
いる。

この結果、翼端３０と付根端１４とにおける荷重分布３
１．２８によって生ずるフェザリング軸１８回りのモー
メントは相殺されず、ブレード１１がヘリコプタ−の機
首の−Ｌ方にある場合には何丁がりの正味翼端モーメン
トを形成し、ブレード１１がヘリコプタ−の改尾の上方
にある場合には、前玉がりの正味翼端モーメントを形成
する。

揚力荷重分布３１はフェザリング軸１８から後方に更に
偏倚されるようになる結果、ブランクオー゛広面積が翼
端はど急激に小さくなったとしても、翼幅方向の荷重分
布は維持される傾向があるので、不平衡によるこの正味
モーメン！〜は、翼端縁の漫ｊＲ角度が増大するほど大
きくなる。

英国特許ＣＢ−＾−１５３８０５５号明細書に開示され
るようなプランフォーノ＼形状を有するロータ・ブレー
ドの利点は、高速前進飛行時に後退側羽根（ｒｅ−ｔｒ
ｃｔｌｔｉＢ　ｂｌａｃｌｅ）が大きな迎え角で作動し
ている場合、後退した翼端縁の上方に形成され、且つ迎
え角が増大された場合に翼端縁に沿・）て前方に延びる
前縁うずによりもたらされ、こ！しは、通常ヅ）失速を
防止する江・めに５）・門Ｔさ！した安定流を提（共す
る。前縁うずは、このようなブレードを失速することな
く非常に大きな迎え角（一般的には２０度）まで作動さ
せることができるが、その存在は抗力における相当な増
大と関連される。また、動的ヘッドが低く、それによっ
て緩やかな動力損失となる部位の後退側羽根上では効カ
ベナルティは容認できるが、相当な前縁の分離した大き
な抗力は、他の方位位置て゛は容認され得ない。

大きな迎え角まで運転できるそのに、力に関しては、大
きく後退した翼端縁を有するロータ・ブレードは、固定
翼航空機の州長いデルタ型晃と全く同上上うに機能する
。この類推から、巡航状態よりも、迎え角に対する分配
流の始まりを遅らすために、且つ、局部うず揚力ベクト
ル（これは局部翼表面に直角に作用１−る）を、流れの
分離が最終的に形成された場合に、抗力を減じるべく前
方に傾斜させるために、デルタ型翼の前縁にキャンバ（
ｃａｍｂｅｒ）若しくはドループ（ｄｒｏｏｐ　）を付
けるのが一般的である。

前進飛行におけるヘリコプタ−用ロータ・ブレードにデ
ルタ型翼のキャンバ技術の開発の応用結果３研究してい
る間に、ヘリコプタ−用ロータ・ブレードの後退翼端縁
にドループを取り入れると、後退翼端縁から起こる望ま
しくない空力縦揺れモーメン１−を制御する助けとなる
ことを、本願発明者は見いだした。従って、前述したよ
うに、不平衡による翼端のモーメン１−は、うず要素の
力と、翼幅方向の流れ成分の積の結果であり、うず要素
が変更され得るならば、結果としての不平衡によるモー
メン＋−も変化される。そこで、本願発明者は、局部う
ず要素の強さが、局部前縁に対して直角な入Ｑ＝１によ
る荷重の通常成分の強さを表していることに鑑みて、大
きく後退しなＭ　ＺＡｊ縁とブレードの大部分の平面か
ら１Ｑ向させることにより、ロータ・ブレードの翼端で
の束縛うずの分布を変更する手段を実現化した。後退翼
端縁が下方に偏向されたならば、局部入射は、ブレード
がヘリコプタ−の機首の上方にある場合に減じられ、前
述の望ましくない不平衡によるモーメントを滅じ或Ｇ」
また反転するよう、うず要素の強さを減じることとなる
ものと考えられる。同様に、改良されたブレードがヘリ
コプタ−の後尾の上方に４らる場合に、前述とは反対の
ことが同様な有益な結果を伴って生ずる。

ヘリコプタ−のロータ・ブレードにおける後退した翼端
縁のドループの２つの基本的形態が、研究された。即ち
、下反角を有する型と、円錐形キャンバ型とがあり、更
に前者は２つのバリエーションが考えられる。次に、ブ
レード・ドループのこれらの形態を、太きく　ｆ＆退し
た翼端縁を有するヘリコプタ−のロータ　ブレードに適
用した場合について、第３図〜第５図に沿って説明する
が、各図において、ロータ・ブレードは、実際のロータ
　ブレードの翼弦線と一致するものと仮定される平板と
して概略的に示されている。尚、同一参照符号は類似部
分を示すものとして用いられる。

ロータ・ブレード３２は、前縁３３と、後縁３４と、後
退翼端縁３６を有する非ドループ状止の後退翼端部分（
破線で示す）３５とを備えている。このブレード３２は
、四分の一弦長点と一致するフェザリング軸３７を有す
る。

翼幅の付根側から９５％の位置に配置された第１参照軸
３８が、フェザリング軸３７に直角に翼弦線に沿って延
び、また、翼幅の１００％の位置において、第２参照軸
６９が、第１参照軸３８に平行、即ぢフェザリング軸３
７に直角に配置されている。第３図の２つの平面内にあ
る如く示される直線状のドループ線４０は、フェザリン
グ軸３７と平行に配置され、第１参照軸３日から外方且
つ下方に延び、第３参照軸４１で終端している。この第
３参照軸４１は、翼端部分３５の翼端縁４３における所
望最大偏倚量に一致する符号４２で示される寸法だけ、
第２参照軸３９から下方に雛隔されている。ドループ線
４０は、翼弦の長さにわたり均等に下方に延びるドルー
プ面を画成し、面精についても同様であり、フェザリン
グ軸３７に平行な線に沿う結果としてのドループ面の実
際の寸法は、第１参照１ｌＩｌｌＩ３８と第２参！（α
軸３９との間の寸法に比例する。第３図の実施例におい
て、軸３８．３９はｙ行であり、従って、形成されたド
ループ面の長さは一定である。

ブレードの翼端部分３５の形状がドループ面上に投影さ
れることによって、第３図に実線３６ａで示されるよう
に、後退された翼端縁３６に沿う翼端部分３５のドルー
プの外形を画成する。第３図から明らかなように、符号
４２で示される翼端縁３６ａの仔１倚量は、ブレード３
２の前縁３３の方ほど小さい。このようにして形成され
たブレード・ドループを、ここでは、平坦な下反角のあ
るドループと称する。

第４図は第３図とほぼ同様であるが、ドループ線４０が
第３図と同じ最大偏倚量４２となる榎やかに下方に湾曲
された線である点が異なり、ここでは、形成された湾曲
ドループを湾曲された下反角のあるドループと呼ぶ。

第５図において、第２９照線３９がフェザリング軸３７
に一定の角度で配置され、その角度は翼端縁３６の後退
角度に一致しており、この参照線３９を延長するならば
、ブレード３２の前縁３３の前方の点４４で第１参照軸
３８と交差する。湾曲されたドループ線４０は第４図の
ものと同様に桜やかに下方に垂下面を形成するが、この
形状においては、第３参照ｌｌｎ！Ｉ　４１も点４４を
通って延び、ドループ面の実際の長さ及び寸法４２は共
に、収束する軸３８．３９．４１のためにブレードの前
縁３３はど小さくなっている。

第５図の実施例では、１ｉ１１３８．３９．４１は略円
錐形状を画成することとなり、この円錐形の湾曲ドルー
プ面を円錐形キャンバ型ドループと称する。

明らかなように、形成されたブレードの翼端部分の形状
は、ＪＴ相には、特定の実施例で下反角型又は円錐キャ
ンバ型のいずれかが適用される点だけで異なり、これは
両者が所定の１裔退翼端縁ドループをｆｌｉｆｉえる後
退翼端縁に直角な翼断面を形成づるからである。これは
、特に大きく？糸退した翼端縁を有するロータ・ブレー
ドにとり、本発明の重要な特徴である。何故ならば、翼
端Ｈに直角なブレード形状は、空気が翼端縁の回りを円
滑に流れるか、或は分離流を形成するかを決定するから
である。

翼端縁のドループの幾つかの形状を述べたが、大きく後
退した翼端縁に沿うドループを形成するいかなる形状も
、前進飛行中における望ましくない空力縦揺れモーメン
トに有効であることは理解されるべきである。

英国特許ＣＢ−八−へ５３８０５５明細書に開示されて
いるような翼端形状を有するロータ・ブレードが取り付
けられた模型ロータの風洞試験、及び、後退翼端縁の領
域に翼幅の外側５％部部分体にわたり画成された前述の
如き平坦な下反角のあるドループ又は円錐形キャンバ型
ドループを組み込むよう改良されたロータ・ブレードが
取り付けられた模型ロータの風洞試験が行われ、その結
果を第６図のグラフに示す。第６図のグラフは、前進率
（）１）に対する第１調波操４Ｇｔ負荷係数（ｆｉｒｓ
ｔ　ｌ＋ａｒｍｏｎｉｃｃｏｎｔｒｏｌ　１ｏａｄ　ｃ
ｏｅ［１ｃｉｅｎＬ（β））をプロットしたもので、こ
の負荷（糸数はブレードの１回転毎に１回のねじりモー
メントを示すものである。この結果のグラフは、平坦な
下反角のあるドループ（２０度）を組み込んだもの、及
び円錐形キャンバ型ドループを組み込んだものが、両者
とも、後退翼端縁と関連された１回転毎のブレードのね
じりモーメントを減することを明瞭に示している。

第７図において、ヘリコプタ−のメイン・ロータ・ブレ
ード４５は、前縁４７と、後縁４８と、一定寸法の翼弦
４９とを有する翼断面の中心部分４６を備えている。こ
のブレード４５は、更に、ロータ・ヘッド（図示しない
）に取り付けられるようになっている内側の付根端５０
と、後退した翼端５１とを備えている。ブレード４５は
、通常の垂直回転軸から翼端５１の最も外方の点までの
作動半径Ｒと、四分の−Ｘ弦点を通る線に一致するフェ
ザリング軸５２とを有している。

後退した翼端５１は、前）ホの英国特許ＣＢ−＾−１５
３８０５５明細書の実施例に示されたものと同様なプラ
ンフォーノ、形状を有し、従って、翼端５１は、前方に
延びる湾曲された前縁部分３４と、約０．８５Ｆ（のｊ
ｊが始点となる後退する湾曲された前縁部分５４とを有
している。前縁部分５４は、フェザリング軸５２に対し
て漸進的に３０度まで増大するｆ＆　’ｒ八へ度を有し
ている。湾曲部分５５は前縁部分５４と直線状の後退し
た翼端縁５６とを連絡し、翼端縁５６は、フェザリング
軸５２に対して７０度の後退角度を有すると共に、やや
後退した後縁部分５８と交差する点５７で終端している
。

ロータ・プレー１〜４５は、本発明に従って大きく後退
しな翼端縁５６に沿って導入された平坦な２０度の下反
角を有するドループを有しており、このようにして形成
された翼端部の形状は、第８図に示す通りである。第８
図（ａ）〜（ｅ）はそれぞれ、フェザリング軸５２に平
行な第７図のＡ−Ａ線〜Ｅ−Ｅ線に沿っての断面図であ
り、第８図（ｆ）〜（ｉ）はそれぞれ、第７図のＦ−Ｆ
線、ＧＧ線、ｌ−１−Ｈ線及びＪ−、Ｊ線に沿っての翼
端縁５６に直角な断面図である。尚、Ｆ−Ｆ線、ＧＧ線
、１−（−Ｈ線及びＪ−Ｊ線は、それぞれ、Ｂ−Ｂ線。

Ｃ−Ｃ線、Ｉ）−Ｄ線及びＥ−Ｅ線と翼端縁５６で支竿
している。

下反角のある部分は、ブレード４５のフェザリング軸５
２に直角となる０５％翼幅点（０，９５Ｒ，）の線５６
から外方に延びている。

第８図に示すように、各断面は、前縁に直角であろうと
或は先端縁に直角であろうと、同様な形状となっている
。円錐形キャンバ及び下反角は色々な特定の形層をとっ
ても、同じタイプのドループ形状と考えられ、モーメン
ト制御への影響や後退した局部翼端縁の回りの流れへの
影響に関しては区別できない。

幾つかの実施例について図示説明したが、本発明の範囲
を逸脱することなく、色々と変形できることは理解され
よう。例えば、参照軸３８．３９の位置的関係及び角度
的関係は変更できる。第１参照軸３８は常に翼幅内にあ
るが、第２参照軸３９はその外側に配置しても良い後退
した翼端縁の後退角度は実角度でも平均角度でも翼、フ
エ゛リリンク軸から５５度〜８５度、特に７０度の角度
が良い。

【図面の簡単な説明】

第１図は後退していない翼端縁を有するロータ・ブレー
ドにおける翼幅方向の気流による縮揺れモーメントの発
生を示す概略図、第２図は後退した翼端縁を有するロー
タ・ブレードにおける翼幅方向の気流による縦揺れモー
メントの発生を示す概略図、第３図、第・１図及び第５
図はそれぞれ、本発明の第１、第２及び第３の実施例に
従った後退した翼端縁のブレード・ドループの形状を示
す概略図、第６図は本発明のヘリコプタ−用ロータ・ブ
レードと本発明以外のロータ・ブレードについての第１
調波操に従負荷係数の測定値を比較するグラフ、第７図
は本発明の一実施例に従って形成されたロータ・ブレー
ドの平面図、第８図（ａ）〜第８図（ｈ）は、それぞれ
、第７図のＡ−Ａ線〜ＨＨ線に沿っての断面図であり、
第８図（ｉ）は第７図のＪ−Ｊ線に沿っての断面図であ
る。図中、３２４５・・ロータ　ブレード ３３．４７・・前縁　　　　３４，４８・・後縁３５・
・・後退した翼端部分 ３６．５６・後退しな翼端縁 ３７５２・・フェザリング軸

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、ロータ・ヘッドに取り付けられるようになっている
   付根端と、前記付根端から延び、且つ前縁、後縁及び所
   定寸法の翼弦を有する翼断面から成る中央部分と、前記
   付根端の反対側の前記中央部分の端部に設けられ翼幅を
   定める後退した翼端であって、後退した翼端縁を有する
   前記翼端とを備えるヘリコプター用ロータ・ブレードに
   おいて、前記翼端縁は、前記ロータ・ブレードが取り付
   けられるヘリコプターの前進飛行中における回転翼円板
   の前方部分及び後方部分の前記ロータ・ブレードの空力
   縦揺れモーメントを減じるために、前記翼端縁上での翼
   幅方向の気流により生ぜられる束縛うずの分布を変更す
   るよう、ブレード・ドループを備えていることを特徴と
   するヘリコプター用ロータ・ブレード。 ２、前記ブレード・ドループが下反角をもつ平坦なブレ
   ード・ドループであることを特徴とする請求項１記載の
   ヘリコプター用ロータ・ブレード。 ３、前記ブレード・ドループが円錐形キャンバ型のブレ
   ード・ドループであることを特徴とする請求項１記載の
   ヘリコプター用ロータ・ブレード。 ４、前記ブレード・ドループの外形は、フェザリング軸
   に平行であり且つ前記翼端の内側にある翼弦方向の第１
   参照軸と前記第１参照軸の外側にある翼弦方向の第２参
   照軸との間で延びる複数の平面に位置された同一形状の
   ドループ線から構成されるドループ面上に、前記翼端の
   プランフォーム形状を投影することにより形成されてい
   ることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載
   のヘリコプター用ロータ・ブレード。 ５、前記第１参照軸がフェザリング軸に直角であること
   を特徴とする請求項４記載のヘリコプター用ロータ・ブ
   レード。 ６、前記第１参照軸が翼幅の約９５％の位置に配置され
   ていることを特徴とする請求項５記載のヘリコプター用
   ロータ・ブレード。 ７、前記第２参照軸がフェザリング軸に直角であること
   を特徴とする請求項４〜６のいずれか１項に記載のヘリ
   コプター用ロータ・ブレード。 ８、前記第２参照軸が翼幅の１００％の位置に配置され
   ていることを特徴とする請求項７記載のヘリコプター用
   ロータ・ブレード。 ９、前記第２参照軸が、延長された場合に、前記前縁の
   前方の点で前記第１参照軸と交差するように、フェザリ
   ング軸に対して所定の角度をもって配置されていること
   を特徴とする請求項４又は５記載のヘリコプター用ロー
   タ・ブレード。 １０、前記第２参照軸の前記角度が前記翼端縁の後退角
   度と実質的に等しいことを特徴とする請求項９記載のヘ
   リコプター用ロータ・ブレード。 １１、前記第２参照軸が前記翼端縁と一致していること
   を特徴とする請求項１０記載のヘリコプター用ロータ・
   ブレード。 １２、前記ドループ面が平坦であることを特徴とする請
   求項４〜１１のいずれか１項に記載のヘリコプター用ロ
   ータ・ブレード。 １３、前記ドループ面が前記第１参照軸から外方且つ下
   方に約２０度の角度をもって延びていることを特徴とす
   る請求項１２記載のヘリコプター用ロータ・ブレード。 １４、前記ドループ面が湾曲されていることを特徴とす
   る請求項４〜１１のいずれか１項に記載のヘリコプター
   用ロータ・ブレード。 １５、前記翼端縁の後退角度がフェザリング軸から５５
   度〜８５度の角度となつていることを特徴とする請求項
   １〜１４のいずれか１項に記載のヘリコプター用ロータ
   ・ブレード。 １６、前記翼端縁の後退角度がフェザリング軸から約７
   ０度となっていることを特徴とする請求項１〜１５のい
   ずれか１項に記載のヘリコプター用ロータ・ブレード。 １７、運転中に回転翼円板を画成するために垂直軸の回
   りで回転するようロータ・ヘッドに取り付けられるよう
   になっている付根端と、前記付根端から延び、且つ前縁
   、後縁及び所定寸法の翼弦を有する翼断面から成る中央
   部分と、前記中央部分の端部に設けられ翼幅を定める後
   退した翼端であって、後退した翼端縁を有する前記翼端
   とを備えるヘリコプター用ロータ・ブレードにおいて、
   前記翼端縁に直角な前記ロータ・ブレードの断面は、前
   記ロータ・ブレードが取り付けられるヘリコプターの前
   進飛行中に前記回転翼円板の前方部分及び後方部分で遭
   遇する翼幅方向の気流によって生ずる空力縦揺れモーメ
   ントを減じるように前記翼端の周辺の気流特性を決定す
   る前記翼端縁の所定のドループを具備する翼断面となっ
   ていることを特徴とするヘリコプター用ロータ・ブレー
   ド。 １８、運転中に回転翼円板を画成するために垂直軸の回
   りで回転するようロータ・ヘッドに取り付けられるよう
   になっている付根端と、 前記付根端から延び、且つ前縁、後縁及び所定寸法の翼
   弦を有する翼断面から成る中央部分と、前記付根端の反
   対側の前記中央部分の端部に設けられた後退した翼端と
   、 を備え、 該翼端が、前記中央部分の前縁との継ぎ目から該中央部
   分の前縁の前方に位置する第１の点まで前方に延びる第
   １の前縁部分と、前記第１の点から第２の点に後退する
   第２の前縁部分と、前記第２の前縁部分よりも後退の度
   合いが大きく且つ第３の点に延びる後退した翼端縁と、
   前記第２の前縁部分を前記翼端縁に融合させる湾曲され
   た結合部分と、前記中央部分の後縁部分との継ぎ目から
   前記第３の点まで延びる後退した後縁部分とを有すると
   共に、前記中央部分の翼弦よりも長い翼弦を有し、その
   外側部分の厚さが前記翼端縁の方ほど漸進的に小さくな
   っている、ヘリコプター用ロータ・ブレードにおいて、 前記ロータ・ブレードが取り付けられるヘリコプターの
   前進飛行中に前記回転翼円板の前方部分及び後方部分で
   遭遇する翼幅方向の気流によって前記翼端縁から生ずる
   空力縦揺れモーメントを減じるために、前記翼端縁の領
   域で前記翼端が下方に偏向されていることを特徴とする
   ヘリコプター用ロータ・ブレード。 １９、前記第２の前縁部分が翼幅の約８７％の位置を始
   点し、下方に偏向された前記翼端縁が翼幅の約９５％の
   位置を始点としていることを特徴とする請求項１８記載
   のヘリコプター用ロータ・ブレード。 ２０、請求項１〜１９のいずれか１項に記載のロータ・
   ブレードを複数有することを特徴とするヘリコプター用
   メイン・ロータ。 ２１、請求項２０記載のメイン・ロータを有することを
   特徴とするヘリコプター。