JPH11139397A - 航空機回転翼用ブレード - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 騒音源の衝撃特性を減衰させて音の放出を低
減するブレードを得る。 【解決手段】 ブレードの空力的輪郭主要部２１は翼端
２８に隣接しロータ半径Ｒの少なくとも０．２Ｒの距離
にわたって翼幅に沿って延在する外端部３１を含む。端
部３１は少なくとも０．１５Ｒの翼幅に沿った距離にわ
って後方に反りを有し、空力的輪郭主要部２１も後方に
反った端部３１の内側にすぐ隣接する前方に反った部分
３２を含んでいる。ヘリコプターの主回転翼装置に特に
応用される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明はヘリコプター主回転
翼等の航空機回転翼用減音特徴を有するブレードに関す
る。

【０００２】特に、本発明は特にヘリコプターやコンバ
ーチブルの或る飛行段階、特に降下および着陸進入時に
おける、著しい騒音源が回転翼とブレードが起す渦との
相互作用により生じる飛行段階において、そのようなブ
レード付きのヘリコプターの主回転翼やコンバーチブル
回転翼から発生する騒音を低減するために、形状が最適
化されているブレードに関する。

【０００３】

【従来の技術】航空機回転翼のブレードは通常翼弦に沿
って前縁と後縁との間を延在し、翼幅に沿ってロータの
回転軸周りに回転するロータハブに接続される翼付根を
備えた基部と、自由端の翼端との間を延在する空力的輪
郭主要部を含んでいる。

【０００４】ロータの回転中に各翼端の内弧と外弧間の
圧力差により翼端に渦が生じる。特に、低速進入段階等
の飛行形態では、渦のブレード放出に続いてこれらの渦
はブレードと干渉することがあり、ブレード面内の渦の
通過により生じるブレード上の圧力勾配により非常に強
烈な衝撃音を生じる。

【０００５】この衝撃音源はブレードの前縁が、実際上
その全翼幅に沿って、少なくとも一つ前のブレードによ
り生じる渦に同時に接触するという事実により生じるも
のである。

【０００６】このような相互作用は、前方へ動くブレー
ドと同様に後方へ動くブレードでも容易に発生する。

【０００７】前方へ動くブレード側から、渦は第２四分
区間（９０゜と１８０゜間のブレード方位、方位０゜は
後方ブレードに対応するように決められている）へ放出
され、第１四分区間（０゜と９０゜間の方位）内で干渉
が生じる。主回転翼については、音の放出はヘリコプタ
ーの前進運動方向に方向性を有している。

【０００８】後方へ動くブレード側から、渦は第３四分
区間（１８０゜と２７０゜間のブレード方位）へ放出さ
れ、第４四分区間（２７０゜と３６０゜間の方位）内で
干渉が生じる。主回転翼については、発生する騒音はヘ
リコプターの後方へ向いている。

【０００９】着陸中の進入段階において、ブレード−渦
干渉騒音はヘリコプターがとる下降角度に対応する下降
角度に対して最大となるため、非常に有害である。

【００１０】本発明の基礎にある主要な問題点は、特に
放出されるブレード−渦干渉騒音が最大となる角度（お
よそ６゜の下降角）を包含する下降角範囲内のブレード
−渦干渉騒音を低減することである。

【００１１】ブレード−渦干渉騒音を低減するためのさ
まざまな手段が既に提案されており、それは２つの主要
なタイプのパラメータに依存している。あるものは渦自
体に関連しており、他のものはブレード−渦干渉の形状
に関連している。したがって、既知のさまざまな手段
は、放出される渦の特性、すなわち主として渦の強度お
よび粘性半径を修正するか、あるいは主として干渉時の
ブレードと渦間の距離およびブレードと渦線間の水平角
で決まる干渉の形状を修正する傾向があり、これらのさ
まざまなパラメータは主として飛行状態、回転翼のパワ
ーおよび回転速度、含まれるブレード数およびそれらの
形状（平面形状、ねじれ、空力的翼形および翼端）によ
って決まる。

【００１２】放出時の渦の特性を修正するために提案さ
れている既知の手段の中で、翼端に発生する渦の渦巻強
度を低減するための第１群の手段と、渦巻強度を分散さ
せるために翼端渦よりも内側に第２の渦を生成するため
の第２群の手段とを区別することができる。

【００１３】第１群の既知の手段はそれ自体が消極およ
び積極手段へ再分割され、翼端の放出渦の強度は、その
場所におけるブレード上の翼幅循環勾配に直接関連する
ため、その手段を使用することにより翼幅上の空力的循
環分布が修正され、最大局部荷重が翼端近くにあるため
この勾配はいっそう大きくなる。

【００１４】既知の第１の消極手段は翼端を細くして最
大局部循環をロータの内側へ向けて変位させるものであ
り、翼弦が細くなったさまざまな翼端形状が提案されて
いる。

【００１５】第２の既知の消極手段は、放出方位におい
て、弱い翼端循環勾配へ導くためのねじり法則をブレー
ドに適用するものである。

【００１６】他の既知の消極手段は、渦の巻き上げ（ro
lling up）を防止するすなわち撹乱するために、翼端の
端部翼形上に垂直補助翼を付加するか、あるいは渦の粘
性半径を増すために翼端の前縁上にスポイラーを付加す
るものである。

【００１７】既知の積極手段は、マルチサイクリックコ
ントロールおよび個別のブレードコントロール等の適切
なピッチのコントロール法則により、渦を拡散し、又は
渦強度を低減するために、翼端において後縁へ向けて空
気流を噴出して、干渉渦の放出方位におけるブレードの
揚力ができるだけ低くなるように、ブレードのピッチを
制御できるようにすることである。

【００１８】渦強度を分散させる第２群の既知の手段
は、翼端に小型翼を付加して、翼端と小型付加翼の端部
とに一つずつの渦を強制的に発生させるものである。

【００１９】騒音を低減するためにブレード−渦干渉形
状の特性を修正する既知の手段も積極および消極手段へ
再分割される。

【００２０】積極手段は、この応用では負荷と下向きの
誘起速度とを増大して渦の下向きの対流を加速させ、次
に続くブレードが放出渦と衝突しないか衝突する可能性
がほとんど無いようにするために、干渉方位と放出方位
との間を前方へ移動するブレード側で最大となるよう
に、ブレードのピッチを制御する前述のマルチサイクリ
ックコントロールを含んでいる。

【００２１】消極手段は、前縁の形状又は（各空力中心
が通常対応する基準ブレード断面の翼弦の前方四分の一
内に位置するため）四分の一翼弦線と呼ばれる翼幅に沿
ったブレードの連続する基準流線形断面の空力中心を通
る線の形状を修正するものである。事実、さまざまなブ
レード断面から放出される音響ピークが同位相の観察点
に達するため、ブレード−渦干渉騒音は一層大きくな
る。したがって、所与の方位においてブレードが渦線に
平行であれば、さまざまなブレード断面が同時に渦と衝
突する。ブレードと渦線間の平行関係を壊して音響源の
位相をずらすために、より内側部分の後方にそった部分
がブレードを平衡させるのに対して、外側部分が前方に
反るようなブレードが提案されている。

【００２２】ブレード−渦線干渉騒音は、最も騒音の高
い形態から離れるように、降下角度および／もしくはヘ
リコプター速度を増加することにより、降下状態および
／もしくはヘリコプター進入軌道を修正して低減するこ
ともできる。

【００２３】しかしながら、快適性および安全性の点か
ら８゜よりも大きい降下角を使用することは考えられ
ず、ヘリコプターの保証降下角に対応する６゜の最適角
度は最大騒音が放出される角度に近いため、この解決策
を適用するのは困難である。ロータの音響の困った問題
は回転速度の低減および／もしくはブレード数の増加に
より低減することもできるが、得られる利点は実際の飛
行状態に著しく依存し、その間の降下勾配、風および速
度の変動により、前記したさまざまなパラメータに対す
る相対的に独立した解決策が強いられる。

【００２４】

【発明が解決しようとする課題】本発明の基本となる問
題点は、一方ではそのための既知の手段によるよりも著
しい騒音源の衝撃特性を減衰させ、さらに降下角度とは
無関係に、相互作用の形状の修正によりブレード−渦干
渉騒音を低減し、かつ渦線とブレードの前縁間の特に水
平の平行関係を壊すことにより音の放出を減少させるこ
とである。

【００２５】本発明のもう一つの目的は、ブレードが発
生する端部渦を修正しそして／又はブレード−渦距離を
修正し、特に渦線とブレード間の垂直平行関係を壊すこ
とにより回転翼の騒音を低減することである。

【００２６】本発明のさらにもう一つの目的は、飛行範
囲全体内でブレードの空力性能を犠牲にすることなくブ
レード−渦干渉騒音を低減させることである。

【００２７】

【課題を解決するための手段】そのために、本発明によ
り前記したタイプの航空機回転翼用ブレードが提案さ
れ、それは空力的輪郭主要部がロータ軸に関し翼端に隣
接する外端部を含み、この端部は翼幅に沿って少なくと
も０．２Ｒの距離だけ延在し、Ｒはロータの回転軸と翼
端間で測定したロータ半径であり、この端部は少なくと
も０．１５Ｒの翼幅の沿った距離にわたって後方に反っ
ており、空力的輪郭主要ブレード部も後方に反った端部
の内側にすぐ隣接する前方に反った部分を含み、空力的
輪郭主要部はさらに漸増する翼弦部を含み、それは翼端
の方向の翼幅に沿って漸減する翼弦部により延長される
ことを特徴としている。

【００２８】このようなブレードでは、最大音響寄与区
域であるブレード外端部が後方に反りを有することは、
渦線とブレード前縁間の水平平行関係を壊す効果を有す
る。本発明のブレードの後方に反った端部の明確な特徴
は、半径Ｒのすくなくとも２０％にわたって延在するこ
とであり、それは放射騒音の８０％以上に寄与してお
り、これに対して従来の既知のブレードの後方に反った
翼端は、通常半径Ｒの５−１０％にわたって延在し、Ｒ
の１８％を越えて延在することはない。本発明のブレー
ドのもう一つのの明確な特徴は、後方に反った端部の内
側にすぐ隣接する前方に反った部分であり、それはさま
ざまなブレード断面により放出される圧力ピークの位相
をずらせることにより、四分の一翼弦線周りのブレード
の平衡を保証するだけでなく、ブレード−渦干渉騒音の
低減にも寄与する。このようにして、ブレード−渦干渉
の形状は、少なくともブレードの後方及び前方に反った
隣接部におけるブレード前縁の所与の形状により修正す
ることができる。

【００２９】さらに、ブレード−渦距離を修正してブレ
ードと干渉渦線間の垂直平行関係を壊すために、本発明
のブレードはその空力的輪郭主要部が翼端の方向に翼幅
に沿って漸増する翼弦部を含むという事実により、翼幅
に沿ったオリジナル翼弦構成を有している。この漸増す
る翼弦部は、少なくとも前縁が翼端方向の翼幅に沿って
ロータ面内のブレードの前方へ向かって配設された区
域、および／もしくは少なくとも後縁がやはり翼端方向
の翼幅に沿ってロータ面内のブレードの後方へ向って配
置された区域を含むことができる。このブレードの漸増
する翼弦部は翼幅に沿った渦の垂直対流速度の変動を誘
起し、それは垂直面内の平行関係を壊す効果がある。

【００３０】さらに、翼幅に沿った翼弦のオリジナル構
成はブレードの漸増する翼弦部が、翼端方向の翼幅に沿
って、翼端方向に漸減する翼弦部によって延長されてお
り、それは端部循環勾配を低減し、したがって翼端で放
出される渦の強度を低減する利点がある。さらにこの翼
弦構成は、後方および前方への反りの効果と結び付いて
ブレード−渦干渉騒音の衝撃性を低減する。

【００３１】好ましいブレード形状に従って、その前方
に反った部分は翼端方向の翼幅に沿って互いに隣接する
内側部分および外側部分を含み、内側部分は外側部分の
方向に翼幅に沿って漸増する翼弦であり、外側部分は一
方では後方に反った端部に隣接し、他方ではこの後方に
反った端部の方向に翼幅に沿って漸減する翼弦である。
さらに、この後方に反った端部は翼端まで翼幅に沿って
漸減する翼弦を有している。

【００３２】ブレードは、さらに、下記の一つ以上の特
性を有することができる。すなわち、 −その後方に反った端部は、翼幅に沿った位置が０．５
Ｒと０．８Ｒの間である基準ブレード断面で始まり、好
ましくはこの後方に反った端部は０．８ＲとＲの間を延
在し、後方反り角は１０゜と４０゜の間であり、好まし
くはおよそ２１゜である。

【００３３】−その前方に反った部分は、翼幅に沿った
位置がが０．３５と０．６５Ｒの間であるブレード基準
断面で始まり、翼幅に沿ったその位置がが０．５と０．
８Ｒの間であるブレード基準断面まで延在し、前方反り
角は２０゜以下であり、好ましくは３．８゜程度であ
る。

【００３４】−その空力的輪郭主要部は基部からその前
方に反った部分まで延在する反りの無い内側部分を含
む。

【００３５】−ブレード最大翼弦基準断面はおよそ０．
４５Ｒと０．７５Ｒ間の区域内に位置し、ブレードの最
大翼弦の値は、０．２Ｒにおける、ブレード基部の翼弦
のおよそ１０５％と１５０％の間である。

【００３６】−その空力的輪郭主要部は翼端方向への翼
幅に沿っておよそ０．２Ｒから０．６７Ｒまで漸増する
翼弦を有し、そこで翼弦は基部における翼弦のおよそ１
３３％の最大値を有し、最大翼弦を有するブレードの基
準断面は、前方に反った部分の前方に向かう最大前傾基
準断面よりも基部近くに位置し、次に翼弦は翼端まで翼
幅に沿って低減されそこで基部における翼弦のほぼ半分
に等しくなる。

【００３７】−ブレードは、少なくとも後方に反った端
部において、翼端方向への翼幅に沿って減少する相対厚
さを有し、好ましくはそれは基部におけるおよそ１２％
から翼端におけるおよそ７％まで変動する。

【００３８】−ブレードは線形ねじれ法則を有し、ブレ
ードねじれはロータ中心から翼端までおよそ−１０゜変
化する。

【００３９】−後方に反った端部は、ほぼ矩形もしくは
台形の平面形状、あるいは後方に反った放物線展開を有
する。

【００４０】−ブレードの後方に反った端部から外向き
に突出する翼端は、反りが無いかもしくは前方に反るか
もしくは放物線形の平面形状を有する。

【００４１】本発明のもう一つの目的は、ロータの回転
軸周りに回転するハブに付根により接続された少なくと
も２つのブレードを有するロータを含む航空機回転翼で
あり、この翼は各ロータブレードが前記したようなブレ
ードであることを特徴としている。

【００４２】

【発明の実施の形態】次に本発明の実施の形態につい
て、図面を参照して説明する。図１は本発明によるブレ
ードの一実施の形態の平面図である。

【００４３】図１において、ヘリコプターのメインロー
タブレードは空力的輪郭主要部２１を含み、それはロー
タ軸Ｚ−Ｚ周りを回転するロータハブ２７に、既知の方
法でブレードが接続される翼付根２６を設けた基部２５
と、ブレード自由端の翼端２８との間に延在する。ブレ
ードピッチは、ロータ軸Ｚ−Ｚに対してほぼ放射状の直
線状ピッチ変更軸２９の周りに制御することができる。
基部における翼弦上のロータ半径に対するブレードのア
スペクト比は１３と１７の間の値である。

【００４４】空力的輪郭主要部２１は、翼端２８にすぐ
隣接するロータ軸Ｚ−Ｚに対する外端部３１を含み、こ
の端部３１はその全長にわたり後方に反った部分であ
り、翼幅に沿って０．２Ｒ以上の距離にわたって延在す
る。Ｒはロータ回転軸Ｚ−Ｚと翼端２８間で測定したロ
ータ半径である。空力的輪郭主要部２１はまた、前方に
反った部分３２も含んでおり、それはブレードの平衡を
保証するために後方に反った部分３１の内側でそれにす
ぐ隣接している。

【００４５】最後に、前方に反った部分３２と基部２５
との間で、空力的輪郭主要部２１は反りの無い内側部分
３３を含んでいる。

【００４６】本発明に従って、前方に反った部分や後方
に反った部分は、翼端２８の方向に翼幅に沿って、四分
の一翼弦線２４がブレード回転面内のピッチ軸２９に対
して、それぞれ、前方又は後方に配設されている部分で
あることが理解される。

【００４７】後方に反った部分３１および前方に反った
部分３２により、ロータ面内の、渦線とブレード前縁２
２間の水平平行関係は壊されることが理解できる。事
実、後方に反った部分３１および前方に反った部分３２
において、ブレード内側部分３３内に位置する断面より
も或るブレード断面は先に渦と干渉し他の断面は後で干
渉し、その結果音響ピークは異なる放射時点において異
なる断面で放射され、異なる経過時間後に同じ観察点に
達し、したがって位相がずれて衝撃音レベルは遥かに低
減される。後方に反った部分３１は半径Ｒの少なくとも
２０％にわたって延在する、すなわち放射騒音の８０％
よりも多く寄与する区域にわたって延在することが非常
に重要である。

【００４８】さらに、四分の一翼弦線２４周りのブレー
ドの平衡を保証する前方に反った部分３２は、前記した
理由すなわちこの部分３２の異なるブレード断面により
放出される圧力ピークの位相もずらすことにより、ブレ
ード−渦干渉騒音の低減にも寄与する。

【００４９】純粋に形状的な観点から、ブレードの外側
部分の前方に反った部分は、前方へ動くブレード側から
のブレード−渦干渉騒音を低減するのに後方に反った外
側部分よりも効率的であり、それは第１の四分区間にお
いて前方へ反ったブレードの端部は、渦線と平行にはな
らないためであることが判っている。これに対して、後
方に反ったブレード端部は９０゜付近の方位において渦
線と平行になりやすい。しかしながら、前方に反った端
部を有するブレードは、本発明のブレードよりも空力弾
性安定度が低く、さらに、前方に反った端部により特に
前方へ動くブレード側からのねじり応力は非常に顕著な
ものとなる。さらに、ブレード外側部分前方に反った端
部によりこのブレード端部と渦線間の平行関係は、第４
の四分区間において後方へ動くブレード側から、強化さ
れてブレード−渦干渉騒音レベルが著しく増大する。こ
れに対して、外側部分後方に反った端部を有する本発明
によるブレードでは、後方へ動くブレード側から、渦線
と前縁２２間の角度が増加して対応する干渉騒音を低減
することができる。

【００５０】図示する好ましいブレードの例では、空力
的輪郭主要部２１が、翼端２８とその翼付根２６により
軸Ｚ−Ｚを有するロータハブ２７に接続されている基部
２５との間を延在しており、それは後方に反った外側端
部３１、後方に反った外側端部３１の内側でそれにすぐ
隣接する前方に反った部分３２、および前方に反った部
分３２を基部２５に接続する反りの無い内側部分３３を
含んでいる。

【００５１】より詳細には、前方に反った部分３２は、
翼端２８の方向に翼幅に沿って、互いに隣接する内側部
分３２ａおよび外側部分３２ｂを含んでいる。内側部分
３２ａは、外側部分３２ｂの方向に翼幅に沿って漸増す
る翼弦を有し、外側部分３２ｂは後方に反った端部３１
にすぐ隣接しこの後方に反った部分３１の方向に翼幅に
沿って漸減する翼弦を有している。この後方に反った部
分３１自体が翼端２８まで翼幅に沿って漸減する翼弦を
有している。さらに、内側部分３３も、反りは無いが、
基部２５から前方へ反った部分３２の内側部分３２ａま
で漸増する翼弦を有している。

【００５２】このようにして、空力的輪郭主要部２１
は、基部２５の外側に、翼端２８の方向に翼幅に沿って
漸増する翼弦を有する部分を含み、それは部分３３およ
び３２ａに対応し、この漸増する翼弦部は、部分３２ｂ
および後方に反った部分３１に対応する漸減する翼弦部
により、翼端２８の方向に翼幅に沿って延長される。

【００５３】部分３３および３２ａにより画定される漸
増する翼弦部は、前縁２２が翼端２８の方向に翼幅に沿
ってロータ面内でブレードの前方へ向かって配設される
区域であり、反りの無い部分３３内に位置する後縁区域
２３は、翼端２８の方向に翼幅に沿ってロータ面内のブ
レード後方へ向かって配設される。前方に反った部分３
２および後方に反った部分３１において、四分の一翼弦
線２４はピッチ軸２９のそれぞれ前方または後方へ向か
って配設されており、前縁２２および後縁２３は、共に
部分３２ａが前方に反り、部分３１が後方に反ってい
る。したがって、この後方に反った部分３１はほぼ台形
の平面形状を有している。

【００５４】前方に反った部分３２および後方に反った
部分３１によって、図示するブレードは、渦線とブレー
ド前縁２２間の水平平行関係を破ることにより、ブレー
ド−渦干渉騒音の衝撃性を低減する利点を有する。さら
に、干渉渦線がロータ面で平行であるだけでなく垂直面
でも擬似平行である従来の矩形ブレードで見られるもの
とは対照的に、翼幅に沿ったそのオリジナルな翼弦構成
により、図示するブレードはブレード渦線を全体的な方
法で移行させるだけでなく、さまざまなブレード干渉断
面の垂直面内のブレード−渦距離を修正して渦の平行関
係を壊すことにより、ブレード−渦距離を修正すること
ができる。

【００５５】本発明のブレードでは、ロータ推力を維持
するために、ロータ半径Ｒのおよそ０．７Ｒに位置する
ブレード断面まで翼弦が増大し、次に翼端２８まで減少
するという、翼幅に沿ったその翼弦の変化法則により垂
直面内の平行関係が壊される。この翼弦構成により揚
力、したがって誘起される下向き速度が、最大翼弦に近
い翼幅部分で増大することができ、渦はこの区域内で下
向きに送られる。このようにして放出される渦線は、放
出方位と干渉方位との間のロータディスク部内を次のブ
レードが通過することにより変形される。この効果は、
ブレード−渦干渉騒音の衝撃性を低減するために、部分
３２の前方への反りの効果と部分３１の後方への反りの
効果に加えられる。この翼弦構成のもう一つの利点は、
最大揚力をブレード内側部分へ向けて変位させることに
より翼端２８レベルにおける循環勾配を低減することで
あり、それにより翼端２８における放出渦の強度が低減
される。

【００５６】この翼弦変化法則の他に、ブレードは下降
飛行だけでなく低速および高速水平飛行における騒音深
さを減少するように決定される断面厚さ構成を有してい
る。その目的のために、厚さ変化法則が、ブレード断面
の輪郭の相対厚さの減少に対応し、相対厚さが当該翼弦
断面のおよそ１２％である翼付根２６から、翼端２８に
おける相対厚さが当該翼弦断面のおよそ７％の翼端２８
までに対応する。翼幅と共に厚さが減少する断面を選択
することにより、良好な空力および音響性能を得ること
ができる。

【００５７】これらの断面は、ブレードに対して線形ね
じり法則を採用することを可能とし、空力的ねじりはロ
ータ中心すなわちＺ−Ｚ軸のレベルから翼端２８までお
よそ−１０゜減少する。

【００５８】従来の方法では、ロータ中心Ｚ−Ｚから翼
端２８へ向けてブレード断面をカバーすることにより、
前縁２２が下げられる場合にねじりは負に測定され、当
該輪郭に伴うゼロ揚力発生を空力ねじりへ付加すること
により最終的形状設定が得られる。

【００５９】四分の一翼弦線２４（連続する空力的輪郭
ブレード断面の空力中心の場所に対応する）は区分ごと
に線形である。後方に反った部分３１は、０．５Ｒと
０．８Ｒの間の翼幅内に配置されたブレード断面で始ま
り、１０゜から４０゜の間の後方反り角を有している。
最適の実施例では、後方に反った部分３１は、０．８Ｒ
とＲの間を延在し、後方反り角は２１゜である。前方に
反った部分３２は翼幅に沿った位置が０．３５Ｒと０．
６５Ｒの間である基準ブレード断面で始まって、翼幅に
沿った位置がおよそ０．５Ｒと０．８Ｒの間である基準
ブレード断面まで延在することができ、前方反り角は２
０゜以下である。最適の実施例では、前方に反った部分
３２は０．４５Ｒと０．８Ｒの間を延在し、前方反り角
は３．８゜である。この前方反り角は、ブレード上のね
じり応力およびピッチ制御力を最小限に抑えるように決
定されている。好ましくは、反りの無い部分３３は基部
２５から翼幅内の０．４５Ｒに位置するブレード断面ま
で延在している。

【００６０】最大翼弦ブレード断面は翼幅内の０．４５
Ｒと０．７５Ｒの間に位置しており、最大翼弦の値は基
部翼弦（０．２Ｒにおける）の１０５％と１５０％の間
である。最適の実施例では、翼弦ｃは翼幅内の０．２Ｒ
である部分３３の始まりまで基部内で一定であり、次に
翼弦は０．４５Ｒにおける部分３３ａの始まりにおいて
１．１ｃの値まで漸増し、部分３２ａと３２ｂ間の境界
に対応する０．６７Ｒに位置する断面において１．３ｃ
の値に達する。１．３ｃもしくは１．３３ｃの最大翼弦
断面は四分の一翼弦線２４の前方へ向かう最大前傾断面
よりも基部２５に近い位置にあり、最大傾斜断面は前方
に反った部分３２と後方に反った部分３１との接合部で
０．８Ｒにある。後方に反った部分３１において、翼弦
は翼端２８まで減少し、そこでは０．５ｃに等しい（付
根における翼弦の半分）。

【００６１】バリエーションとして、後方に反った部分
３１において、前縁２２は少なくとも翼端２８に最も近
い部分に放物線展開を有することができる。しかしなが
ら、外端部３１が後方に反った放物線展開を有すること
もできる。

【００６２】このようなブレードでは、最初に音響の目
的で実施されたその外端部３１の後方反りにより、同時
に高速空力性能も改善される。非常に高い速度に対して
は、外端部３１は最適化された形状、例えば下向きの上
反角を有する漸増放物線の反りを受け入れることができ
る。この種の端部は高速における衝撃騒音に対して有益
に思われる。飛行下降中のブレード−渦干渉騒音に関し
て、このような形状はブレードと干渉渦との間の平行関
係の破壊効果を強め、さらに渦強度を低減できるという
利点を有する。

【００６３】またバリエーションとして、翼端２８の形
状は図１に示すものとは異なることができる。特に、翼
端は、後方に反った端部３１から外向きに突出する、翼
幅に沿い反りが無いか又は前方に反ったフィンを含む
か、あるいは面内に放物線形状を有する翼端とすること
ができる。しかしながら、この翼端はＲの５％以上は延
在しないので、Ｒの少なくとも２０％を越えて延在する
外端部３１は、少なくともＲの１５％にわたる後方への
反りを有するようになる。

【００６４】ブレードは６゜付近の下降角、および１２
５ｋｍ／時付近の飛行速度に対してブレード−渦干渉騒
音を低減するために最適化される。放物線翼端および翼
幅の５から８％にわたって延在する下向きの上反角を有
する矩形平面形状の従来のブレードに対して、本ブレー
ドは６ｄＢＡよりも高い利得が得られる。下降角の関数
としてのその音響レベル曲線は、従来のブレードの対応
する曲線とは異なり特定の下降角に対して高い極限は持
たず、水平飛行と１２゜の下降飛行との間で本発明のブ
レードの音響レベルは６ｄＢＡ以上変動することはな
く、より大きい下降角に対しては迅速に減少し、使用可
能な下降角範囲内で音響レベルは従来のロータ音響レベ
ルよりも幾分低いままである。本発明のブレードによ
り、実際の飛行状況では避けられない大気状態の傾斜変
動や変化による音響レベルの激しい増加は発生しない。
さらに、周辺速度が同じであれば、本ブレードは、２１
０ｋｍ／時の水平飛行において５ｄＢＡよりも高い利
得、２５０ｋｍ／時では４ｄＢＡの利得が与えられ、こ
れらの音響利得には前進速度に無関係に安定飛行および
水平飛行における消費馬力の低減が伴う。事実、本発明
のブレードの振動レベルは従来のブレードのそれよりも
低い。

【００６５】これらのさまざまな理由のために、ヘリコ
プターのメインロータに本発明によるブレードを取り付
けることは非常に有効である。

【００６６】

【発明の効果】本発明の回転翼用ブレードは、上述のよ
うな形状を採用したことによって、従来のブレードより
も騒音源の衝撃特性を著しく減衰させ、降下角度とは無
関係にブレード−渦干渉騒音を低減し、渦線とブレード
の前縁間との水平平行関係を壊して音の放出を減少さ
せ、またブレードが発生する端部渦を修正するか又はブ
レード−渦距離を修正して渦線とブレード間の垂直平行
関係を壊して騒音を低減し、さらにブレードの空力特性
を犠牲にすることなく騒音を低減させるという効果があ
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明によるブレードの好ましい実施例の平面
図。

【符号の説明】 ２１ 空力的輪郭主要部 ２２ ブレード前縁 ２３ ブレード後縁 ２４ 四分の一翼弦線 ２５ 基部 ２６ 翼付根 ２７ ロータハブ ２８ 翼端 ２９ ピッチ変化軸 ３１ 後方に反った端部／外端部 ３２ 前方に反った部分 ３２ａ 内側部分 ３２ｂ 外側部分 ３３ 反りの無い内側部分

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 598128409 ドイチェス ツェントルム フューア ル フト−ウント ラウムファルト エー．フ ァオ. ＤＥＵＴＳＣＨＥＳ ＺＥＮＴＲＵＭ Ｆ ＵＥＲ ＬＵＦＴ−ｕｎｄ ＲＡＵＭＦＡ ＨＲＴ ｅ．Ｖ. ドイツ連邦共和国 デー−51147 コエル ン リンダー ヘーエ （番地なし) (72)発明者 ヴォルフ エル． スプレットストオエッ サー ドイツ連邦共和国 38110 ブラウンシュ バイク アム クライ 19 (72)発明者 ベイラント ヴァン ダ ヴァル ドイツ連邦共和国 38110 ブラウンシュ バイク クレイベルヴェーク ４ (72)発明者 イーヴ デルリウー フランス国 93200 サン−デニ アヴニ ュ サン レミー 10 (72)発明者 パトリック ガルダラン フランス国 92410 ヴィール ダヴライ リュ グラング フォンテネル ２

Claims (15)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 前縁（２２）と後縁（２３）との間を翼
   弦に沿って延在し、かつロータの回転軸Ｚ−Ｚ周りに回
   転するロータハブ（２７）に接続される翼付根（２６）
   を設けた基部（２５）と、自由端における翼端（２８）
   との間を、翼幅に沿って延在する空力的輪郭主要部（２
   １）を含む航空機回転翼用ブレードにおいて、 空力的輪郭主要部（２１）は、ロータ軸Ｚ−Ｚに関連
   し、そして翼端（２８）に隣接する外端部（３１）を含
   み、前記端部（３１）は、少なくとも０．２Ｒの距離に
   わたって翼幅に沿って延在し、ここでＲはロータ回転軸
   Ｚ−Ｚと翼端（２８）との間で測定したロータ半径であ
   り、前記端部（３１）は少なくとも０．１５Ｒの翼幅に
   沿った距離にわたって後方に反っており、前記空力的輪
   郭主要部（２１）は後方に反った端部（３１）の内側に
   すぐ隣接する前方に反った部分（３２）も含んでおり、
   空力的輪郭主要部（２１）はさらに翼端（２８）の方向
   に翼幅に沿って漸減する翼弦部（３２ｂ−３１）により
   延長される、漸増する翼弦部（３３−３２ａ）を含むこ
   とを特徴とする、航空機回転翼用ブレード。
2. 【請求項２】 前記漸増する翼弦部（３３−３２ａ）
   は、少なくとも前縁（２２）が翼端（２８）の方向に翼
   幅に沿って、ロータ面内のブレードの前方へ向かって配
   設される区域を含むことを特徴とする、請求項１記載の
   ブレード。
3. 【請求項３】 前記漸増する翼弦部（３３−３２ａ）
   は、少なくとも後縁（２３）が翼端（２８）の方向に翼
   幅に沿って、ロータ面内のブレードの後方へ向かって配
   設される区域（３３）を含むことを特徴とする、請求項
   １もしくは２記載のブレード。
4. 【請求項４】 前記前方へ反った部分（３２）は、翼端
   （２８）の方向に翼幅に沿って互いに隣接する内側部分
   （３２ａ）および外側部分（３２ｂ）を含み、前記内側
   部分（３２ａ）は前記外側部分（３２ｂ）の方向に翼幅
   に沿って漸増する翼弦であり、前記外側部分（３２ｂ）
   は一方では後方に反った端部（３１）に隣接し、他方で
   は前記後方に反った端部（３１）の方向に翼幅に沿って
   漸減する翼弦であることを特徴とする、請求項１から３
   のいずれか１項記載のブレード。
5. 【請求項５】 後方に反った端部（３１）は翼幅に沿っ
   た位置が０．５Ｒと０．８Ｒの間であるブレード基準断
   面で始まり、好ましくは後方に反った端部（３１）は、
   ０．８ＲとＲの間に延在し、後方への反り角は１０゜と
   ４０゜の間、好ましくはおよそ２１゜であることを特徴
   とする、請求項１から４のいずれか１項記載のブレー
   ド。
6. 【請求項６】 前方に反った部分（３２）は翼幅に沿っ
   た位置が０．３５と０．６５Ｒの間であるブレード基準
   断面で始まり、翼幅に沿った位置が０．５とおよそ０．
   ８Ｒの間であるブレード基準断面まで延在し、前方への
   反り角は２０゜以下、好ましくはおよそ３．８゜程度で
   あることを特徴とする、請求項１から５のいずれか１項
   記載のブレード。
7. 【請求項７】 基部（２５）からその前方に反った部分
   （３２）まで延在する、反りの無い部分を有する空力的
   輪郭主要部（２１）の内側部分（３３）を含むことを特
   徴とする、請求項１から６のいずれか１項記載のブレー
   ド。
8. 【請求項８】 ブレード最大翼弦基準断面が、およそ
   ０．４５Ｒと０．７５Ｒの間の区域に位置し、最大翼弦
   の値は基部における翼弦のおよそ１０５％と１５０％の
   間であることを特徴とする、請求項１から７のいずれか
   １項記載のブレード。
9. 【請求項９】 その空力的輪郭主要部内に翼端（２８）
   の方向に翼幅に沿っておよそ０．２Ｒからおよそ０．６
   ７Ｒまで漸増する翼弦を含み、翼弦は基部（２５）にお
   ける翼弦のおよそ１３３％の最大値を有し、最大翼弦を
   有するブレード基準断面は、前方に反った部分（３２）
   内の、前方へ向かう最大前傾基準断面よりも基部（２
   ５）に近く位置し、次に翼弦は翼幅に沿って翼端（２
   ８）まで減少し、そこで翼弦は基部（２５）における翼
   弦のほぼ半分に等しいことを特徴とする、請求項８記載
   のブレード。
10. 【請求項１０】 少なくとも後方に反った端部（３１）
    において、翼端（２８）の方向に翼幅に沿って減少する
    相対厚さを有し、好ましくはそれは基部（２５）におけ
    るおよそ１２％から翼端（２８）におけるおよそ７％ま
    で変動することを特徴とする、請求項１から９のいずれ
    か１項記載のブレード。
11. 【請求項１１】 線形ねじり法則を有し、ねじりはロー
    タ中心Ｚ−Ｚから翼端（２８）までおよそ−１０゜だけ
    変化することを特徴とする、請求項１から１０のいずれ
    か１項記載のブレード。
12. 【請求項１２】 後方に反った端部（３１）は、ほぼ矩
    形もしくは台形の平面形状を有することを特徴とする請
    求項１から１１のいずれか１項記載のブレード。
13. 【請求項１３】 後方に反った端部（３１）は、後方に
    反った放物線展開を有することを特徴とする、請求項１
    から１１のいずれか１項記載のブレード。
14. 【請求項１４】 後方に反った端部（３１）から外向き
    に突出する翼端（２８）は、反りが無いかもしくは前方
    へ反るかもしくは放物線平面形状を有することを特徴と
    する、請求項１から１３のいずれか１項記載のブレー
    ド。
15. 【請求項１５】 ロータの回転軸Ｚ−Ｚ周りを回転する
    ハブ（７，２７）に、翼付根（６，２６）により接続さ
    れる少なくとも２つのブレードを有する航空機回転翼用
    ブレードにおいて、各ロータブレードが請求項１から１
    ４のいずれかの１項に従ったブレードであることを特徴
    とする航空機回転翼用ブレード。